Измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции и способ мониторинга изменения жесткости конструкции летательного аппарата при эксплуатации

Изобретение относится к машиностроению, а именно к определению резонансной частоты и амплитуды резонансных колебаний. Измеритель собственного тона колебаний конструкции содержит акселерометр и пружину, причем акселерометр установлен на пружине, прикрепленной к конструкции. Жесткость пружины подобрана таким образом, что резонансная частота прикрепленной к конструкции пружины с прикрепленным на ней датчиком равна частоте собственного тона колебаний конструкции. Также предлагается способ мониторинга изменения жесткости конструкции летательного аппарата при эксплуатации. Способ осуществляют следующим образом: сначала рассчитывают жесткости пружин, с прикрепленными к ним акселерометрами, резонансные частоты которых равны частотам 1-го, 2-го и 3-го собственных тонов изгиба основных агрегатов конструкции (под конструкцией здесь подразумеваются основные агрегаты конструкции: крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение), затем эти пружины изготавливают и прикрепляют к ним акселерометры, которые в свою очередь крепят на конструкцию летательного аппарата в следующих местах: в концевых зонах этого агрегата - в зонах больших амплитуд для 1-го тона и в зонах пучностей 2-го и 3-го тонов для этих тонов, затем экспериментально определяют логарифмические декременты затухания пружин с прикрепленными к ним акселерометрами. Техническим результатом устройства и способа является увеличение точности определения частот 1-го, 2-го и 3-го собственного тона изгибных колебаний агрегатов летательного аппарата в процессе эксплуатации, по которым возможно определить ухудшение изгибной жесткости агрегата с большой точностью. 2 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к машиностроению, а именно к определению резонансной частоты и амплитуды резонансных колебаний.

Процессу ухудшения жесткостных характеристик, или их деградации в большей степени подвержены агрегаты, выполненные из композиционных материалов, чем из металлов или металлических сплавов. Критическая скорость флаттера летательного аппарата, или скорость возникновения этой опасной формы динамической неустойчивости ЛА во время его полета, зависит от жесткостных характеристик основных агрегатов конструкции ЛА, деградация которых снижает критическую скорость флаттера, возникновение этой формы динамической неустойчивости почти всегда приводит к катастрофическим последствиям. Поэтому необходимо отслеживать деградацию жесткостных характеристик агрегатов летательного аппарата при его эксплуатации, чтобы можно своевременно заменить их на новые и тем самым предотвратить возникновение флаттера.

Известен измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции, являющийся датчиком скорости. Данный измеритель имеет следующие недостатки: как отмечено в книге: Вард Хейлен, Стефан Ламменс, Пол Сас. «МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ: теория и испытания». ООО «Новатест», 2010 г., стр. 192, датчики скорости, в отличие от датчиков ускорения или акселерометров, являются относительно более тяжелыми и тем самым при установке их на конструкцию, они будут оказывать больше влияние на нее, чем при установке на конструкцию акселерометров, в результате будет обеспечена меньшая точность измерения колебаний конструкции, и как следствие этого - меньшая точность определения частоты колебаний.

За прототип измерителя частоты собственного тона колебаний конструкции принят акселерометр (Вард Хейлен, Стефан Ламменс, Пол Сас. «МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ: теория и испытания». ООО «Новатест», 2010 г., стр. 192). Однако данное устройство имеет следующий недостаток: по причине того, что акселерометр крепится непосредственно на конструкцию, амплитуда колебаний которой в полете обычно небольшая и, следовательно, точность определения частот собственных тонов изгиба конструкций может быть невысокой.

Известен способ определения резонансной частоты, заключающийся в том, что изменяют частоту вынужденных колебаний с заданной скоростью изменения частоты и фиксируют параметры возбуждающего воздействия и параметры движения объекта (Щеголев В.В., Медников В.А. Способ определения резонансной частоты, добротности, амплитуды стационарных резонансных колебаний объекта и уровня возбуждающего воздействия. Патент №2264605, опубл. 20.11.2005 г.). Недостатком данного способа измерения резонансной частоты является то, что не определена зависимость скорости изменения частоты от точности ее определения, то есть при применении этого способа, указанная выше частота может быть определена с погрешностью, превышающей допустимую.

Известен способ определения динамических характеристик элементов конструкции летательного аппарата, заключающийся в том, что о возникновении повреждения судят по присутствию в спектре собственных колебаний конструкции летательного аппарата резонансных колебаний, являющихся существенно негармоническими (Мамедов О.С., Поповский В.Н., Смотров А.В., Смотрова С.А. Способ определения динамических характеристик элементов конструкции летательного аппарата. Патент №2568959, опубл. 20.11.2015 г.). Недостатками данного способа является то, что на натурной конструкции планера летательного аппарата в наземных условиях в начале плановой эксплуатации определяют динамические характеристики элементов конструкции, для выполнения этих работ требуется не менее одного месяца и, соответственно, время начала эксплуатации летательного аппарата сдвинется на это время.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ, при котором отслеживают изменения жесткости крыла во время эксплуатации летательного аппарата. Для реализации способа, в центре масс самолета, на правой и левой консолях крыла устанавливают акселерометры. Затем, во время полета на крейсерском режиме возбуждают колебания крыла, записывают и в дальнейшем сохраняют результаты колебаний, определяют по этим записям частоту собственного тона - первого тона изгибных колебаний левого и правого крыла, сохраняют ее и сравнивают с частотой, определенной в предыдущих полетах (Кашковский В.В., Устинов В.В., Полуэктов С.П., Желтухин С.Н. Система контроля прочностных свойств крыла ЛА. Патент РФ №2348916, опубл. 10.03.2009 г.). Недостатком данного способа измерения жесткостей является следующее: не указано возмущающее воздействие и его реализация, поэтому точность определения частоты собственного тона не определена, кроме того, акселерометры крепят на конструкцию летательного аппарата, амплитуда колебаний которой в полете обычно небольшая, поэтому точность определения частот собственных тонов изгиба конструкций может быть невысокой

Техническим результатом устройства и способа является увеличение точности определения частот 1-го, 2-го и 3-го собственного тона изгибных колебаний агрегатов летательного аппарата в процессе эксплуатации, по которым возможно определить ухудшение изгибной жесткости агрегата с большой точностью.

Технический результат устройства достигается тем, что в измерителе частоты собственного тона колебаний конструкции, содержащем акселерометр, акселерометр установлен на пружине, прикрепленной к конструкции, а жесткость пружины подобрана таким образом, что резонансная частота прикрепленной к конструкции пружины с прикрепленным на ней акселерометром равна частоте собственного тона колебаний конструкции.

Технический результат достигается также тем, что в способе мониторинга изменения жесткости конструкции летательного аппарата при эксплуатации, при котором во время полета на крейсерском режиме возбуждают колебания конструкции, например, с помощью органов управления, записывают и в дальнейшем сохраняют результаты колебаний, определяют по этим записям частоту собственного тона изгибных колебаний, сохраняют ее и сравнивают с частотой, определенной в предыдущих полетах, при записи измерений используют измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции по п. 1, при этом жесткости пружин для 1-го, 2-го и 3-го собственного тона изгиба конструкции подобраны таким образом, что их резонансные частоты совпадают с частотами соответствующих собственных тонов для крейсерского режима полета на первоначальном этапе эксплуатации. Пружины крепят на конструкцию в следующих местах: в зоне больших амплитуд для 1-го тона и в зонах пучностей для 2-го и 3-го тона.

Способ осуществляют следующим образом: сначала рассчитывают жесткости пружин, с прикрепленными к ним акселерометрами, резонансные частоты которых равны частотам 1-го, 2-го и 3-го собственных тонов изгиба основных агрегатов конструкции (под конструкцией здесь подразумеваются основные агрегаты конструкции: крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение), затем эти пружины изготавливают и прикрепляют к ним акселерометры, которые в свою очередь крепят на конструкцию летательного аппарата в следующих местах: в концевых зонах этого агрегата - в зонах больших амплитуд для 1-го тона и в зонах пучностей 2-го и 3-го тонов для этих тонов, затем экспериментально определяют логарифмические декременты затухания пружин с прикрепленными к ним акселерометрами. Кроме того, в центре масс летательного аппарата устанавливают акселерометр, возможна установка акселерометра непосредственно на конструкцию летательного аппарата, или на пружину, которую затем крепят к летательному аппарату; жесткость этой пружины выбирается по анализу результатов расчетов собственных форм и частот летательного аппарата при полете на крейсерском режиме. Потом, при эксплуатации летательного аппарата на крейсерском режиме полета, возбуждают колебания конструкции, например, с помощью органов управления, записывают результаты измерений акселерометров на записывающее устройство, находящееся в летательном аппарате. При записи измерений используют измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции, состоящий из акселерометра, установленного на пружине, прикрепленной к конструкции. После окончания полета на земле результаты измерений акселерометров с записывающего устройства переписывают на устройство для хранения информации, далее по этим записям определяют частоты колебаний указанных выше тонов и сравнивают текущие значения частот с первоначальными; по этим частотам и указанным выше логарифмическим декрементам затухания определяют частоты тонов текущего состояния летательного аппарата, делают заключение об изменениях изгибных жесткостей агрегата конструкции. По изменению указанных выше частот текущего состояния агрегата от этих частот первоначального состояния агрегата можно сделать выводы об ухудшении жесткостных характеристик исследуемого агрегата и в случае необходимости замены этого агрегата на новый. Отметим, что пружины с акселерометрами будут колебаться с амплитудами, в несколько раз превышающими амплитуды колебаний самой конструкции летательного аппарата, тем самым уменьшается влияние случайных колебаний, что сказывается на повышении точности определения частоты.

Изобретение также может быть использовано еще и при исследовании динамических характеристик основных агрегатов конструкции летательного аппарата (крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения) во время эксплуатации. И наконец, изобретение может применяться и для любых других агрегатов летательного аппарата, например для пилона двигателя, а также органов управления летательного аппарата.

Проведенные расчеты на широко используемом в авиационной промышленности Российской Федерации программном комплексе КС-М, являющимся разработкой ФГУП «ЦАГИ», подтвердили технический результат для предлагаемого устройства и способа.

1. Измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции, содержащий акселерометр, отличающийся тем, что акселерометр установлен на пружине, прикрепленной к конструкции, а жесткость пружины подобрана таким образом, что резонансная частота прикрепленной к конструкции пружины с прикрепленным на ней акселерометром равна частоте собственного тона колебаний конструкции.

2. Способ мониторинга изменения жесткости конструкции летательного аппарата при эксплуатации, при котором во время полета на крейсерском режиме возбуждают колебания конструкции, записывают и в дальнейшем сохраняют результаты колебаний, определяют по этим записям частоту собственного тона изгибных колебаний, сохраняют ее и сравнивают с частотой, определенной в предыдущих полетах, отличающийся тем, что при записи измерений используют измеритель частоты собственного тона колебаний конструкции по п. 1, при этом жесткости пружин для 1-го, 2-го и 3-го собственного тона изгиба конструкции подобраны таким образом, что их резонансные частоты совпадают с частотами соответствующих собственных тонов для крейсерского режима полета на первоначальном этапе эксплуатации.

3. Способ мониторинга изменения жесткости конструкции летательного аппарата при эксплуатации по п. 2, отличающийся тем, что пружины крепят на конструкцию в следующих местах: в зоне больших амплитуд для 1-го тона и в зонах пучностей для 2-го и 3-го тона.