Способ определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата

 

Использование: может быть использовано для технической диагностики жесткой проводки системы управления летательного аппарата. Сущность изобретения: способ заключается в том, что возбуждают поперечные колебания в жесткой проводке системы управления летательного аппарата, жестко зафиксированной с одной стороны, посредством рулевой поверхности на свободном конце последней. Определяют фактическую частоту собственных изгибных колебаний данной конструкции, а о наличии повреждений судят по рассогласованию эталонной и фактической частоты. 1 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для технической диагностики жесткой проводки системы управления летательного аппарата, преимущественно безбустерного исполнения.

Известен способ определения технического состояния конструкций летательного аппарата, при котором возбуждают собственные колебания конструкции и по изменению частоты собственных колебаний по отношению к эталонной, полученной на заведомо исправной конструкции, определяют наличие повреждений (см. авт.св. СССР N 733443, кл. G 01 M 7/00, 1980).

Недостатком известного способа является то, что возможно возбуждение только изгибных колебаний в направлении, перпендикулярном плоскости контролируемой конструкции. В этом случае происходит циклическое нагружение с поочередным "растяжением-сжатием" поверхностей конструкции, что не может дать полной информации о техническом состоянии испытываемой конструкции.

Известен способ определения технического состояния элементов конструкций стержневого типа, преимущественно летательного аппарата, заключающийся в том, что возбуждают поперечные колебания элемента стержневого типа, жестко защемленного с обоих концов, определяют частоту собственных колебаний конструкции, которую сравнивают с эталонной, полученной на заведомо неповрежденной конструкции, а наличие повреждений определяют по рассогласованию эталонной и фактической частоты. В этом случае колебания конструкции возбуждают в направлении, перпендикулярном оси испытываемого стрежневого элемента (см. патент США N 3478990, кл. B 64 C 13/46, 1969).

Недостатком известного способа является то, что колебания элементов стержневого типа, например тяг жесткой проводки системы управления, осуществляются только в поперечном направлении, перпендикулярном оси стержня (тяги). Практика эксплуатации летательных аппаратов показывает, что для определения (отыскания) повреждений в конструктивных элементах систем управления, находящихся в труднодоступных местах, в частности в тягах, качалках, их необходимо демонтировать, разобрав проводку управления, на что тратится очень много времени.

Задача изобретения повышение оперативности диагностического контроля и снижение трудозатрат.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата, при котором возбуждают поперечные колебания элемента стержневого типа, жестко закрепленного с обоих концов, и определяют частоту собственных изгибных колебаний этой конструкции, а о наличии повреждений судят по рассогласованию эталонной, замеренной на заведомо исправной аналогичной конструкции, и фактической частоты, жесткую проводку системы управления летательного аппарата жестко фиксируют с одной стороны и возбуждают колебания всей системы управления через рулевую поверхность на свободном конце последней.

Решение поставленной задачи возможно, так как проводку управления можно легко зафиксировать с одной стороны, например жесткой фиксацией ручки управления самолета, а второй, свободный конец системы управления, связанный с рулевой поверхностью, можно нагрузить гармонической возбуждающей силой, например, с помощью электромагнитного вибратора, имеющего положительную обратную связь с датчиком колебаний. Для исключения влияния собственных колебаний самой рулевой поверхности, имеющей жесткость на изгиб меньше или равную жесткости системы управления на растяжение-сжатие, на рулевую поверхность надевается хомут, внутренней частью совпадающий с профилем рулевой поверхности, во много раз превосходящий жесткость рулевой поверхности и проводки системного управления. Масса хомута будет входить в массу динамической системы и при неизменности граничных условий не будет влиять на достоверность показаний. Определение наличия повреждений происходит так же, как и в прототипе, по рассогласованию эталонной и фактической частоты собственных колебаний системы управления в целом. Контроль всей системы в целом, а не отдельных конструктивных элементов позволит существенно уменьшить время диагностики.

Возбуждение колебаний проводки системы управления через рулевую поверхность обеспечит воспроизведение в системе управления поэтапных нагрузок на "растяжение-сжатие" и, тем самым, обеспечит повышение чувствительности энергетических (динамических) характеристик к незначительным изменениям параметров технического состояния конструкции, выразившимся в появлении трещин и другого вида повреждений в элементах проводки управления.

Способ определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата иллюстрируется чертежом, на котором представлена принципиальная схема безбустерной системы управления и показана схема возбуждения колебаний с помощью вибратора.

Предлагаемый способ определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата реализован следующим образом.

Жестко фиксируют, например, ручку управления 1 самолетом и связанную с ней одним концом проводку управления безбустерного типа, содержащую тяги 2 и качалки 3. На рулевую поверхность 4, связанную со свободным концом системы управления, надевают хомут 5, обладающий жесткостью, во много раз превышающей жесткость системы управления в целом на растяжение и жесткость на изгиб рулевой поверхности 4. Возбудители 6 колебаний содержат электромагниты 7, связанные с выходом усилителя 8 низкой частоты, вход которого связан с выходом индукционного датчика 9, имеющего магнитную связь с постоянным магнитом 10, закрепленным на хомуте 5. Усилитель низкой частоты 8 связан с источником тока 11 и электронно-счетным частотомером 12.

Возбудители 6 колебаний устанавливаются так, чтобы законцовка хомута 5 находилась в зазоре между электромагнитами 7 на одинаковых расстояниях от последних.

При подключении питания от источника 11 к усилителю 8 сигнал с датчика 9 в виде ЭДС индукции попадает на вход усилителя низкой частоты 8 и с него, уже усиленный, подается на обмотки электромагнита 7. Воздействуя магнитной силой на ферромагнитный хомут 5, электромагнит 7 будет способствовать перемещению хомута 5 и связанной с последним рулевой поверхности 4 в сторону действия возбуждающей силы (вниз по схеме). Достигнув равновесного положения, когда силы упругости проводки управления будут равны силе действия возбудителя 6 колебаний, перемещение прекратится, и сигнал на датчике 9 перемещений станет равным "нулю". Под действием сил упругости система начнет движение в обратную сторону, а на датчике 9 выработается сигнал, обратный по знаку. Этот сигнал воспримется усилителем 8 низкой частоты и, усиленный, подается на другой электромагнит 7 (нижний по схеме), который, воздействуя на ферромагнитный хомут 5, будет способствовать его перемещению, а вместе с ним и перемещению рулевой поверхности 4 в обратную, относительно первого полупериода колебаний, сторону. Таким образом возникают незатухающие механические колебания системы управления и связанной с ней рулевой поверхности 4. Замеряется, например, с помощью электронно-счетного частотомера 12 частота собственных колебаний проводки системы управления и сравнивается с частотой собственных колебаний проводки системы управления этой же системы, но полученной при условиях, когда все элементы системы были проверены перед установкой на самолет. Резкое отличие между замеренными эталонной и фактической частотами даст информацию о наличии повреждения в проводке управления.

Использование предлагаемого способа позволит во много раз уменьшить время диагностирования всей проводки управления в целом.

Предлагаемый способ определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата может быть реализован как на самолетах, где отсутствует бустерное управление рулевыми поверхностями, так и на самолетах, где бустерное управление применяется. Во втором случае контроль ведется с обоих направлений относительно бустера, возбуждая колебания системы через ручку управления самолетом (до бустера) и возбуждая колебания рулевой поверхности для исследования участка проводки "рулевая поверхность бустер".

Использование способа наиболее эффективно для летательных аппаратов в связи с особой важностью решения проблемы обеспечения безопасности полетов.

Использование предлагаемого способа определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата обеспечивает значительное сокращение времени контроля на диагноз технического состояния "исправен неисправен", простоту осуществления способа контроля при несложном используемом оборудовании, надежное выявление наличия повреждений в системе.

Формула изобретения

Способ определения технического состояния жесткой проводки системы управления летательного аппарата, при котором возбуждают поперечные колебания элемента стержневого типа, жестко закрепленного с обоих концов, определяют частоту собственных колебаний этой конструкции, а о наличии повреждения судят по рассогласованию эталонной, замеренной на заведомо неповрежденной аналогичной конструкции, и фактической частоты, отличающийся тем, что, с целью повышения оперативности диагностического контроля и снижения трудозатрат, жесткую проводку системы управления летательного аппарата жестко фиксируют с одной стороны и возбуждают колебания всей системы управления через рулевую поверхность на свободном конце последней.

РИСУНКИ

Рисунок 1