Способ испытаний грузов на случай авиационного транспортирования

Изобретение относится к методам испытаний на эксплуатационные нагрузки и может быть использовано в первую очередь при проведении испытаний специальных грузов на случай авиационного транспортирования. Способ заключается в последовательном нагружении динамического макета воздействиями, сформированными по результатам натурных измерений для каждой точки контроля транспортируемого груза из псевдоисходного процесса с длительностью, равной общей длительности всех измерений, разделением его на стационарную и нестационарные составляющие: вибрационными в форме спектральной плотности мощности и ударными в форме ударных спектров ускорений. Вибрационные и ударные испытания проводят на режимах, сформированных по максимальным значениям спектральной плотности мощности и ударных спектров ускорений для разделенных процессов. При этом максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений получают по методу огибающих по данным обо всех случаях авиационного транспортирования для всех заранее определенных амплитудных диапазонов, либо по ударным спектрам ускорений от импульсов ускорений, отличающимся от огибающих спектров на величину меньшую, чем погрешность определения ударных спектров ускорений. Технический результат заключается в повышении достоверности процесса испытаний. 1 ил., 2 табл.

 

Данное изобретение относится к области испытаний сложного оборудования на нагрузки, действующие при его эксплуатации. В частности, к области испытаний на вибрационные и ударные воздействия специальных грузов на нагрузки, возникающие при авиационном транспортировании, и может быть использовано при проведении отработочных испытаний сложного оборудования (например, космических аппаратов).

В настоящее время имеется достаточно много различных способов испытаний космических аппаратов (КА). Испытания на механические воздействия, как правило, включают испытания на гармоническую вибрацию (ГВ), на широкополосную случайную вибрацию (ШСВ), на ударные воздействия по методу ударных спектров ускорений (УСУ) (см. Вибрации в технике. Справочник в 6 томах. Т.5. Под редакцией М.Д.Генкина М.: Машиностроение, 1981 г., стр.455-456, 459-472, 475-487). Или «Испытательная техника» справочник в 2-х томах под редакцией В.В.Клюева. книга 1. М.: Машиностроение, 1982 г., стр.287-289, 334-337, или В.Ф.Гладкий «Прочность, вибрация и надежность конструкции летательного аппарата» М.: Наука, 1975 г., стр.415-420. Формирование режимов нагружения и отработку прочности конструкции (В.Ф.Гладкий «Прочность, вибрация и надежность конструкции летательного аппарата» М.: Наука, 1975 г., стр.19) проводят обычно на динамически подобных инженерных моделях КА.

Существует также ряд патентов: RU 2171974 С2, RU 2110044 С2, SU 1773164 С, US 3699807, включающие такого вида испытания.

Наиболее близким является способ испытаний космических аппаратов по патенту РФ 2171974 С2, кл. G01M 7/00, от 10.08. 2001 (прототип).

Способ испытаний заключается в нагружении динамически подобного макета вибрационными и ударными воздействиями. Испытания проводятся последовательно на каждый вид нагружения. При этом нагружение проводится на разных режимах от минимальных значений до максимальных.

К недостаткам этого решения относится то, что формируемые режимы испытаний, включают в себя общее время регистрации всех случаев реализации, а для того чтобы проводить испытания, необходимо выделить время действия нагрузки на конкретных режимах из условий дальности полета и количества взлетов и посадок.

Следует отметить, что нагрузки с максимальными амплитудами действуют на самолет только незначительную часть всего временного интервала, соответствующего конкретному режиму транспортирования. Кроме того, часть нагрузок, соответствующая, например, крейсерскому полету, не представляет опасности для сохранности транспортируемого груза ввиду их малости, а только увеличивает время загрузки испытательного оборудования при отработке таких режимов.

Т.е. рассмотренный способ для проведения вибрационных и ударных испытаний не решает проблему их оптимального проведения.

Предлагаемое решение позволит исключить отмеченные недостатки. Суть изобретения заключается в последовательном нагружении динамического макета воздействиями, сформированными по результатам натурных измерений для каждой точки контроля транспортируемого груза из псевдоисходного процесса с длительностью, равной общей длительности всех измерений, разделением его на стационарную и нестационарные составляющие: вибрационными в форме спектральной плотности мощности и ударными в форме ударных спектров ускорений.

Отличается от известных способов тем, что вибрационные и ударные испытания проводят на режимах, сформированных по максимальным значениям спектральной плотности мощности и ударных спектров ускорений для разделенных процессов, при этом максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений получают по методу огибающих по данным обо всех случаях авиационного транспортирования, а длительность вибрационного воздействия определяют по формуле:

где:

Т_р - время испытаний;

T_i - время транспортирования на i режиме транспортирования (общее время транспортирования );

PS_i - текущее значение спектральной плотности мощности виброускорений при транспортировании;

PS_max - максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений при транспортировании;

L - необходимая дальность транспортирования;

L_t - дальность транспортирования, для которой был сформирован режим вибрационных испытаний;

α - коэффициент эквивалентности вибрационных испытаний;

k - количество режимов транспортирования,

при этом максимальные значения ударных спектров ускорений получают по методу огибающих по данным обо всех случаях авиационного транспортирования для всех заранее определенных амплитудных диапазонов либо по ударным спектрам ускорений от импульсов ускорений, отличающимися от огибающих спектров на величину меньшую, чем погрешность определения ударных спектров ускорений, а количество ударов определяют по формуле:

где:

N_P - количество ударов при испытаниях;

N_jq - количество ударов на j режиме транспортирования в q амплитудном диапазоне (общее количество ударов за время транспортирования );

S_j - текущее значение ударного спектра ускорений при транспортировании в амплитудном диапазоне;

S_max - максимальное значение ударного спектра ускорений полученное при транспортировании;

М - необходимое количество взлетов и посадок;

M_t - количество взлетов и посадок, для которых был сформирован режим ударных испытаний;

β - коэффициент эквивалентности ударных испытаний;

а - количество амплитудных диапазонов;

n - количество режимов транспортирования.

Сущность заявляемого решения может быть пояснена следующим образом.

При формировании режимов отработочных испытаний грузов на случай авиационного транспортирования, таких как КА, необходимо учитывать следующие параметры: условия транспортирования (тип самолета, его загруженность, типы аэродромов взлета и посадки, погодные условия и т.д.), дальность транспортирования, количество взлетов и посадок за время транспортирования. Если условия транспортирования определяют, в первую очередь, амплитудные величины нагрузок, то дальность транспортирования и количество взлетов и посадок определяют время воздействия этих нагрузок. Создание оптимальных режимов отработки грузов представляет нетривиальную задачу. С одной стороны, испытания на повышенных режимах могут привести к отказу КА, а с другой стороны, стоимость часа работы испытательного центра очень велика, т.к. приходиться использовать достаточно уникальное оборудование. Поэтому испытания в течение десятков часов на режимах, не представляющих опасности для КА, необходимо обоснованно сокращать, заменяя их эквивалентными испытаниями на более жестких режимах нагружения. Наиболее распространенным на сегодняшний день является подход к формированию эквивалентных режимов испытаний, основанный на гипотезе линейного/нелинейного суммирования (накопления) повреждений (см., например, А.И.Гудков, П.С.Лешаков «Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов» М.: Машиностроение, 1968, стр.372-376).

Как известно (см., например, Н.Н.Яценко «Колебания, прочность и форсированные испытания грузовых автомобилей», М.: Машиностроение, 1972, стр.223) уравнение кривой усталости наиболее часто записывается в виде:

где: m - показатель наклона кривой усталости материала исследуемой конструкции;

σ - напряжение в материале;

N - число циклов перемен напряжений в материале до разрушения;

А - постоянное число.

Очевидно, что путем простых преобразований можно получить следующую формулу:

где: m - показатель наклона кривой усталости материала исследуемой конструкции;

N₁ и N₂ - число циклов до разрушения материала при уровне напряжений σ₁ и σ₂ соответственно.

Тогда время испытаний Т_р можно связать со временем транспортирования T_t на основе гипотезы суммирования повреждений через коэффициент пропорциональности К и показатель наклона кривой усталости материала m:

Так как при выводе формул используется гипотеза линейных повреждений, то, очевидно, что коэффициент К для спектральной плотности мощности должен быть записан в виде , так как спектральная плотность - это квадратичная функция относительно величины ускорений ([PS]-g²/Гц), а для ударного спектра ускорений , т.к. ударный спектр ускорений - функция линейная по g.

Рассмотрим более подробно уравнения (1) и (2). Для каждого из режимов транспортирования по методике, изложенной в прототипе, получают спектральные плотности мощности виброускорений PS_i и по методу огибающей находят максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений PS_max по результатам всех измерений. Так как для обеспечения доверительной вероятности 0,97 (требования к проектированию космической техники) необходимое число опытов составляет ˜200, то до достижения такого количества реализации (что маловероятно в космической технике даже с учетом транспортирования всех аналогов) никакие зарегистрированные значения не могут быть отброшены. И использовать необходимо огибающую для PS_max. Если конструкция КА выдержит максимальные напряжения от PS_max, которые действуют в течение времени не более 10 с вибрации, то они наверняка выдержат и большее время воздействия (т.е. в конструкции предельно допустимые напряжения не развились). Все остальные этапы транспортирования можно свести к испытаниям на одном режиме, когда действуют максимальные вибрации (режим посадки). В этом случае наименее определенным параметром является коэффициент α. Существуют различные рекомендации для определения m в формулах (3), (4) и соответственно коэффициента α в формуле (1), которые учитывают особенности транспортируемого груза. Но все они определяют α≥2, что уже позволяет существенно уменьшить время проведения испытаний. Что касается отношения L/L_t, то оно позволяет распространить режим испытаний, сформированный для одной дальности L_t, для любой другой L.

При этом следует заметить, что КА проектируется на нагрузки участка выведения, которые существенно больше транспортировочных, а время действия их максимальных значений равняется нескольким минутам.

Практически все рассуждения, касающиеся формулы (1), остаются справедливыми и для формулы (2), если дальность транспортирования в формуле (1) заменить на количество взлетов и посадок для формулы (2), которые дают ударные составляющие при транспортировании. Проблема здесь, как и в первом случае касается коэффициента эквивалентности ударных испытаний β. В отличие от спектральных плотностей мощности виброускорений рекомендации по назначению коэффициента эквивалентности ударных испытаний β по ударным спектрам ускорений в методической литературе отсутствуют. В тоже время можно воспользоваться рекомендациями для коэффициента, применяемого при гармонических воздействиях (амплитуда ударного спектра ускорений пропорциональна амплитуде импульса ускорений). Коэффициент m в формулах (3), (4) и соответственно коэффициент β в формуле (2) рекомендуется применять ≥4,

Кроме того, при анализе ударных воздействий удобней разделить амплитуды на ряд диапазонов с заранее определенным шагом, например, в lg, что позволяет значительно уменьшить количество вариантов ударных воздействий. Принцип разделения на диапазоны может быть различным. Например, необходимый диапазон должен быть больше погрешности, достигающий при ударных измерениях до ±40%. Можно воспользоваться стандартными процедурами, применяемыми при построении гистограмм в различных пакетах обработки (MATLAB, MATHCAD и т.д.). Обычно диапазон полученных воздействий разбивается на 10 более мелких диапазонов.

Замена ударных спектров ускорений, полученных по методу огибающих, на ударные спектры ускорений от импульсов ускорений позволяет в дальнейшем достаточно просто проводить ударные испытания таких массивных и громоздких грузов, как космические аппараты. Подбор ударных импульсов можно проводить, например, по алгоритму, предложенному в патенте №2234690.

Пример практического исполнения.

По результатам 14 случаев измерений при авиационном транспортировании, когда проводился контроль уровней нагружения, на основе методики, изложенной в прототипе, был сформирован режим испытаний на дальность 5000 км. Такой процесс формировался для трех режимов транспортирования: "взлет-посадка", "набор высоты - заход на посадку", "крейсерский полет".

Рассмотрим в качестве примера формирование режима ускоренных испытаний по направлению Z-Z. Предварительные режимы испытаний для КА транспортируемых самолетами Ил-76 приведены в таблице 1 для спектральной плотности мощности виброускорений (СПМ).

Следует отметить, что эти режимы уже сформированы относительно максимальных уровней для каждого этапа транспортирования.

Таблица 1
Этап	Исходные режимы испытаний	Время действия нагрузок
	направление Z-Z
Частота, Гц	СПМ, g2/Гц
Крейсерский полет	5-40	0,001	t=360 мин на полет дальностью L=5000 км
40-310	0,0001
Набор высоты и заход на посадку	5-40	0,004	t=12,5 мин на одну взлет-посадку
40-310	0,0001
Взлет и посадка	5-40	0,015	t=1 мин на одну взлет-посадку
40-310	0,001

При использовании формулы (1) для дальности 5000 км приведем режимы крейсерского полета к испытательным режимам взлета и посадки. Принимаем α=2. В этом случае время испытаний в частотном диапазоне 5-40 Гц сокращается для крейсерского полета в (0,015/0,001)²=225, а в диапазоне 40-310 Гц в 100 раз и составит 1,6 мин в диапазоне 5-40 Гц и 3,6 мин в диапазоне частот 40-310 Гц.

Для набора высоты и захода на посадку время испытаний в частотном диапазоне 5-40 Гц сокращается в (0,015/0,004)²≈14 и составит 0,8 мин, а в диапазоне 40-310 Гц в 100 раз и составит 1,25 мин.

Таким образом, общее время испытаний составит в частотном диапазоне 5-40 Гц ≈ 3,4 мин, а в диапазоне 40-310 Гц ≈ 5,9 мин на одну взлет-посадку и дальность полета в 5000 км. Т.е. испытания должны проводиться на двух режимах: на режиме взлет-посадка (табл.1) в диапазоне частот 5-310 Гц в течение 3,4 мин и дополнительно на режиме взлет-посадка (табл.1) в частотном диапазоне 40-310 Гц в течение 2,5 мин. Следует при этом заметить, что вибрационные нагрузки на участке выведения, действующие на КА, достигают в этом диапазоне частот величин ≥0,05 g²/Гц при близких временах нагружения.

Далее рассмотрим формирование режимов ударных испытаний. В таблице 2 приведены значения воздействий, превышающие lg, (по воздействиям <lg были сформированы режимы испытаний на случайную вибрацию) и принятые в качестве ударных. Это количество ударов зарегистрировано по 14 случаям транспортирования.

На чертеже сплошной линией показан огибающий ударный спектр ускорений (УСУ) - 1, а пунктирной линией 2 - аппроксимирующий его ударный спектр от импульса ускорений в форме полусинусоиды длительностью 3 мс с амплитудой 9g. Приведение УСУ к ударному импульсу ускорений существенно упрощает проведение испытаний с использованием вибрационных стендов. Аналогично для разных уровней ударных воздействий были подобраны аппроксимирующие функции в виде полуволн синусоиды с амплитудными значениями в 2.6 g, 3.5 g, 4.4 g, 5.3 g, 7 g.

Таблица 2
Частота появления	Область значений
253	-1,5; +1,5
95	-2,0; +2,0
55	-2,5; +2,5
18	-3,0; +3,0
4	-3,5; +3,5
2	-4,0; +4,0

Для ударных спектров от таких импульсов и было проведено приведение количества ударов к максимальному режиму в 9 g.

Подставив данные значения в формулу (2) в привязке к одной взлет-посадке, тогда, приняв значение β=4,

N_p=(1/14)[253(2.6/9)⁴, 95(3.5/9)⁴, 55(4.4/9)⁴, 18(5.3/9)⁴, 4(7/9)⁴]=12,9/14≈1.

Таким образом, для обеспечения 1 взлет-посадки достаточно провести ударные испытания полуволной синусоиды длительностью 3 мс с амплитудой ускорений в 9 g.

Следует заметить, что в разработанной методике не представлены коэффициенты квалификации (безопасности).

По результатам работ были откорректированы «Нормы прочности...» для ряда КА на случай авиационного транспортирования и «Технические задания...» на их отработку.

Из известных авторам источников информации и патентных материалов не известна совокупность признаков, сходных с совокупностью признаков заявленных объектов.

Способ испытаний грузов на случай авиационного транспортирования, заключающийся в последовательном нагружении динамического макета воздействиями, сформированными по результатам натурных измерений для каждой точки контроля транспортируемого груза из псевдоисходного процесса с длительностью, равной общей длительности всех измерений, разделением его на стационарную и нестационарные составляющие: вибрационными в форме спектральной плотности мощности и ударными в форме ударных спектров ускорений, отличающийся тем, что вибрационные и ударные испытания проводят на режимах, сформированных по максимальным значениям спектральной плотности мощности и ударных спектров ускорений для разделенных процессов, при этом максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений получают по методу огибающих по данным обо всех случаях авиационного транспортирования, а длительность вибрационного воздействия определяют по формуле

где Т_р - время испытаний;

T_i - время транспортирования на i-м режиме транспортирования (общее время транспортирования );

PS_i - текущее значение спектральной плотности мощности виброускорений при транспортировании;

PS_max - максимальное значение спектральной плотности мощности виброускорений при транспортировании;

L - необходимая дальность транспортирования;

L_t - дальность транспортирования, для которой был сформирован режим вибрационных испытаний;

α - коэффициент эквивалентности вибрационных испытаний;

k - количество режимов транспортирования,

при этом максимальные значения ударных спектров ускорений получают по методу огибающих по данным обо всех случаях авиационного транспортирования для всех заранее определенных амплитудных диапазонов либо по ударным спектрам ускорений от импульсов ускорений, отличающимся от огибающих спектров на величину, меньшую, чем погрешность определения ударных спектров ускорений, а количество ударов определяют по формуле

где N_p - количество ударов при испытаниях;

N_jq - количество ударов на j-м режиме транспортирования в q-м амплитудном диапазоне (общее количество ударов за время транспортирования );

S_j - текущее значение ударного спектра ускорений при транспортировании в амплитудном диапазоне;

S_max - максимальное значение ударного спектра ускорений, полученное при транспортировании;

М - необходимое количество взлетов и посадок;

M_t - количество взлетов и посадок, для которых был сформирован режим ударных испытаний;

β - коэффициент эквивалентности ударных испытаний;

а - количество амплитудных диапазонов;

n - количество режимов транспортирования.