Способ усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата



Способ усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата
Способ усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2538045:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к установкам для ресурсных испытаний фюзеляжа циклическими нагрузками внутренним избыточным давлением сжатого воздуха. При реализации способа в ходе нагружения фюзеляжа давление сжатого воздуха, поступающего от внешнего источника питания, стабилизируют перед входным большерасходным клапаном. Открывают большерасходный клапан на заранее заданную величину, обеспечивающую программный темп увеличения давления в фюзеляже. На горизонтальном участке большерасходный клапан приоткрывают на заданную величину, обеспечивающую компенсацию части потерь газа из фюзеляжа за счет утечек. Точную компенсацию утечек получают за счет работы малорасходного регулирующего клапана управляемого по величине давления газа в фюзеляже. Технический результат заключается в повышении точности отработки программ нагружения, расширении области применения, упрощении конструкции. 2 ил.

 

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности, к установкам для прочностных испытаний летательных аппаратов.

Известен способ циклического нагружения гермофюзеляжа летательного аппарата при испытаниях на выносливость, положенный в основу устройства, патент РФ №788927 «Устройство для усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата», МПК G01M 5/00.

В используемом в указанном устройстве способе для выполнения программы нагружения фюзеляжа внутренним избыточным давлением предусматривается использование двух штуцеров. Одного для наддува, другого для сброса воздуха из фюзеляжа. Применение одного штуцера для наддува, работающего по принципу "открыт-закрыт" ограничивает область реализуемых программ только программами пилообразной формы и снижает точность их отработки.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ, использованный в устройстве, описанном в патенте РФ №2416075 «Установка для нагружения сжатым воздухом гермофюзеляжа летательного аппарата при испытании на выносливость», МПК G01M 5/00. В этой установке при испытаниях гермофюзеляжей на выносливость по трапециевидным программам нагружения на восходящем и горизонтальном участках программы давление сжатого воздуха перед регулирующими большерасходными и малорасходным клапанами, подающими воздух в фюзеляж, стабилизируют, а программу нагружения обеспечивают блоком программного управления, управляющим всеми клапанами устройства, как подающими сжатый воздух в гермофюзеляж, так и сбрасывающим воздух из него в атмосферу. На восходящем участке программы работает большерасходный клапан, на горизонтальном - малорасходный. На нисходящем участке указанные клапаны закрывают и открывают клапан на линии сброса воздуха из фюзеляжа.

Недостатком данного способа нагружения является последовательное включение в линиях подачи воздуха в фюзеляж стабилизатора давления «после себя» и управляемых клапанов, обеспечивающих расход воздуха при автоматической реализации программ нагружения. Последовательное включение двух контуров управления расходом воздуха, подаваемого в фюзеляж, приводит к их взаимовлиянию, что влечет за собой ухудшение точности реализации программ вплоть до возникновения колебательного режима. Кроме того, такое решение требует ненужных дополнительных аппаратных затрат, т.к. при стабилизации давления перед клапанами, подающими сжатый воздух в фюзеляж, нет необходимости в непрерывном управлении ими. При стабильном давлении перед клапанами расход воздуха через них определяется только степенью их открытия, т.е. для соблюдения заданного темпа наддува фюзеляжа, зная расходную характеристику клапана, всегда возможно найти рабочую точку и установить в соответствующее положение затворный орган клапана. Следовательно, блок программного управления может быть значительно упрощен. Кроме того, применение известной установки жестко ограничено расходной характеристикой малорасходного клапана.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности отработки трапециевидных программ нагружения фюзеляжей внутренним избыточным давлением при испытаниях на выносливость, сокращение технических средств, необходимых для создания установок такого типа и расширение области их применения.

Данный технический результат достигают тем, что в процессе реализации способа усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата путем нагружения его избыточным давлением сжатого воздуха по циклическим трапециевидным программам, на восходящем участке программы давление сжатого воздуха, поступающего от внешнего источника питания, стабилизируют перед входом большерасходного клапана, с выхода этого клапана сжатый воздух подают в фюзеляж, при выходе на горизонтальный участок программы большерасходный клапан закрывают, малорасходным регулирующим клапаном поддерживают постоянство давления на горизонтальном участке программы, по окончанию этого участка малорасходный клапан закрывают и открывают клапан на линии сброса воздуха из фюзеляжа, при этом на восходящем участке программы нагружения большерасходный клапан открывают на заранее заданную постоянную величину, определяемую программным темпом увеличения давления в фюзеляже, затем при достижении в фюзеляже давления не более 98% от давления на горизонтальном участке программы, большерасходный клапан прикрывают до величины проходного сечения, обеспечивающего компенсацию не менее 80% начальной утечки воздуха из фюзеляжа, установленной при пробных нагружениях фюзеляжа, невязку между реальной утечкой из фюзеляжа и расходом через приоткрытый большерасходный клапан, а также возможные отклонения от программы корректируют малорасходным регулирующим клапаном, соединенным входом с внешним источником питания, а выходом с выходом большерасходного клапана, по окончанию горизонтального участка программы большерасходный клапан полностью закрывают.

Для пояснения предлагаемого способа на фиг.1 приведена схема устройства, его реализующего. На фиг.2 приведена программа нагружения фюзеляжа.

Устройство состоит из регулятора давления «после себя» 1, малорасходного регулирующего клапана 2, большерасходного клапана 3, программно-управляющего устройства 4, первого ключа 5, первого задатчика 6, фюзеляжа 7, датчика давления 8, клапана 9 на линии сброса воздуха, второго ключа 10, второго задатчика 11 и третьего ключа 12. От внешнего источника питания сжатый воздух подают на входы регулятора «после себя» 1 и малорасходного клапана 2. С выхода регулятора «после себя» 1 сжатый воздух при стабилизированном на заданном уровне давлении подают на вход большерасходного клапана 3. С выходов клапанов 2, 3 воздух согласно программе подают в фюзеляж 7. Управление клапанами 2, 3, 9 осуществляют по командам, которые формируют посредством программно-управляющего устройства 4. Вход программно-управляющего устройства 4 через датчик давления 8 соединен с фюзеляжем 7. Два управляющих выхода устройства 4 соответственно соединены с управляющими входами клапанов 2 и 9 и третьего ключа 12. Два других управляющих выхода устройства 4 соответственно соединены с управляющими входами первого 5 и второго 10 ключей, входы которых связаны с выходами первого 6 и второго 11 задатчиков. Выходы ключей 5 и 10 объединены и связаны с сигнальным входом третьего ключа 12, сигнальный выход ключа 12 подан на управляющий вход большерасходного клапана 3.

Способ усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарата реализуется следующим образом (см. фиг.1, фиг.2). На восходящем участке трапециевидной программы сжатый воздух от внешнего источника питания (компрессора, газгольдера и т.п.) подают на вход регулятора давления «после себя» 1 и на вход малорасходного регулирующего клапана 2. После регулятора давления «после себя» 1 сжатый воздух подают на вход большерасходного клапана 3. Привод клапана 3 по сигналу, поступающему от программно-управляющего устройства 4 на ключи 5, 12 соединяют с первым задатчиком 6, определяющим положение затворного органа клапана 3, необходимое для реализации восходящего участка программы, тем самым клапан 3 сигналом от первого задатчика 6 устанавливают в такую рабочую точку расходной характеристики, при которой степень открытия клапана 3 обеспечивает заданную скорость наддува, с выхода клапана 3 сжатый воздух подают в фюзеляж. Для коррекции программной скорости наддува в случае неточно выбранной рабочей точки расходной характеристики клапана 3 или изменения давления на выходе регулятора «после себя» 1 используют малорасходный регулирующий клапан 2, с выхода которого воздух подают в фюзеляж. Клапаном 2 управляют от программно-управляющего устройства 4, по сигналу обратной связи от датчика давления 8, расположенного в фюзеляже 7. Клапан 9 на линии сброса воздуха из фюзеляжа в атмосферу закрыт.

Давление в фюзеляже будет расти и достигнет величины не более 98% от давления на горизонтальном участке программы нагружения. Датчик давления 8 передает эту информацию в программно-управляющий блок 4, который при этом размыкает ключ 5 и замыкает второй ключ 10, в результате чего на привод клапана 3 подают сигнал от второго задатчика 11. По этому сигналу клапан 3 прикрывают до величины проходного сечения, обеспечивающего компенсацию не менее 80% утечки воздуха из фюзеляжа. При поступлении воздуха в фюзеляж через приоткрытый клапан 3 и регулирующий малорасходный клапан 2 давление в фюзеляже поддерживают на уровне горизонтальной площадки программы (крейсерский режим полета самолета). Давление на этом уровне будет автоматически поддерживаться малорасходным клапаном 2, управляемым от программно-управляющего устройства 4.

На нисходящем участке программы по сигналам от программно-управляющего устройства 4 клапаны 2 и 3 закрывают, клапан 9 открывают и сбрасывают воздух из фюзеляжа 7 в атмосферу. Клапан 3 закрывают размыканием ключа 12.

Следует отметить, что совместная работа клапана 3, компенсирующего не менее 80% утечек, и малорасходного клапана 2 повышает точность стабилизации давления на горизонтальном участке программы, т.к. регулирующему малорасходному клапану 2 остается только компенсация малых возмущений.

Кроме того, совместная работа приоткрытого большерасходного клапана 4 и регулирующего малорасходного клапана 2 позволяет (при разной степени приоткрытия большого клапана) одинаково точно стабилизировать давление на горизонтальном участке программы при разных величинах утечек воздуха из фюзеляжа, что расширяет область применения устройств, построенных по предлагаемому способу.

Способ усталостных испытаний фюзеляжа летательного аппарат путем нагружения его внутренним избыточным давлением сжатого воздуха, изменяющимся по циклическим трапециевидным программам, в процессе реализации которого на восходящем участке программы давление сжатого воздуха, поступающего от внешнего источника питания, стабилизируют перед входом большерасходного клапана, с выхода этого клапана сжатый воздух подают в фюзеляж, при выходе на горизонтальный участок программы большерасходный клапан закрывают, малорасходным регулирующим клапаном поддерживают постоянство давления на горизонтальном участке программы нагружения, по окончании этого участка малорасходный клапан закрывают и открывают клапан на линии сброса воздуха из фюзеляжа, отличающийся тем, что на восходящем участке программы нагружения большерасходный клапан открывают на заранее заданную постоянную величину, определяемую программным темпом увеличения давления в фюзеляже, затем при достижении в фюзеляже давления, равного не более 98% от давления на горизонтальном участке программы, большерасходный клапан прикрывают до величины проходного сечения, обеспечивающего компенсацию не менее 80% начальной утечки воздуха из фюзеляжа, установленной при пробных нагружениях фюзеляжа, невязку между реальной утечкой из фюзеляжа и расходом через приоткрытый большерасходный клапан, а также возможные отклонения от программы корректируют малорасходным регулирующим клапаном, соединенным своим входом с внешним источником питания, а выходом - с выходом большерасходного клапана, по окончании горизонтального участка программы большерасходный клапан полностью закрывают.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к установкам для прочностных испытаний фюзеляжа летательных аппаратов на выносливость циклическим нагружением внутренним давлением сжатого воздуха.

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к установкам для прочностных испытаний фюзеляжей летательных аппаратов на выносливость циклическим приложением внутреннего избыточного давления, создаваемого сжатым воздухом.

Изобретение относится к технике испытаний протяженных объектов с переменной по длине жесткостью. Сущность: объект консольно закрепляют на силовой колонне и с помощью механического кривизномера измеряют кривизну отдельных его участков, средние сечения которых располагаются в заданных расчетных сечениях, при изгибе объекта под действием заданной нагрузки, приложенной к свободному его концу.

Изобретение относится к моделированию и может быть использовано для создания модели поведения конструкций и изделий авиационной техники в условиях неопределенности входных параметров.

Изобретение относится к прочностным испытаниям конструкций летательных аппаратов (ЛА). Стенд содержит устройство нагружения объекта испытаний распределенными нагрузками в виде наружных ограничительных обечаек с продольными и поперечными ребрами, образующими ячейки, в которых размещены надувные эластичные мешки, соединенные с датчиками давления и с системой подачи переменного давления газа, по краям ячеек установлены эластичные кромки.

Изобретение относится к области прочностных испытаний конструкций летательных аппаратов (ЛА) с тепловым и силовым нагружением. Cтенд теплопрочностных испытаний содержит радиационные нагреватели, дополнительные нагреватели в районе наиболее теплонапряженных и теплоемких мест объекта испытаний (ОИ), снабженные индивидуальными источниками регулируемого напряжения, и систему силового нагружения.

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к стендам для прочностных испытаний авиационных конструкций. Стенд содержит маслонасосную станцию, электрогидравлические усилители, гидравлические цилиндры.

Изобретение относится к измерительной технике и может использоваться для проведения испытаний на устойчивость электронных плат (ЭП) и их компонентов к механическим воздействиям, например, в космической промышленности.
Изобретение относится к способам неразрушающего контроля технического состояния конусов и устоев железнодорожных мостов и может быть использовано для контроля и диагностики конусов и устоев мостов.

Изобретение относится к области неразрушающего контроля, а именно к диагностике и мониторингу состояния конструкции зданий или других инженерно-строительных сооружений в процессе строительства и эксплуатации.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано, в частности, при аттестации, сертификации и исследовании продукции заводов, выпускающих трехниточные шпалы и шпалы с разной шириной колеи. Стенд содержит три независимых следящих электрогидравлических привода, включающих три гидроцилиндра, три сервоклапана, три динамометра, три регулятора и три механических системы, одна из которых содержит рычажную систему, все приводы запитаны от маслонасосной станции и управляются от одной ЭВМ. Один из следящих электрогидравлических приводов закреплен неподвижно, а два других вместе с поперечными балками имеют свободу перемещения. Одна опора шпалы напротив неподвижного привода имеет фиксированное положение, а вторая опора шпалы может менять положение в зависимости от схемы нагружения. Технический результат: возможность проводить испытания любой шпалы с шириной колеи от 1067 до 1520 мм. 4 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к установкам для прочностных испытаний летательных аппаратов. Установка содержит трубопроводы подачи и сброса воздуха с расположенными на них клапанами, а также средства автоматического программного управления этими клапанами. В состав средств автоматического управления входят регулятор давления, датчик давления, блок задания программ, два блока сравнения, два блока задания уровней давления, логический элемент и связи для организации взаимодействия перечисленных функциональных элементов. Технический результат заключается в повышении точности отработки программ нагружения и сокращение технических средств, необходимых для создания установок такого типа. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам контроля состояния летательных аппаратов в процессе эксплуатации. Система контроля технического состояния конструкций летательного аппарата содержит датчики технического состояния лопастей винта вертолета или консолей крыла самолета и блок-регистратор, размещенный на их борту. На каждой лопасти винта вертолета и каждой консоли крыла самолета установлены не менее двух волоконно-оптических тензодатчиков на основе брэгговской решетки и не менее двух виброакустических датчиков. Система включает волоконно-оптические магистральные кабели, оптические разъемы, электрические шины управления, оптические свитчи, волоконно-оптические измерительные линии. В вертолетную систему контроля дополнительно входит оптический вращающийся соединитель. Блок-регистратор содержит блок опорного сигнала, блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок спектрального анализа, блок управления и анализа информации, блок хранения информации, имеет вход-выход электрического сигнала управления и вход электропитания, блок электропитания. Тензодатчики и виброакустические датчики вмонтированы в толщу композиционного материала в самые нагруженные части лонжеронов лопастей винта вертолета и консолей крыла самолета. Достигается возможность контроля технического состояния лонжеронов лопастей и консолей крыла, выполненных из композиционных материалов, при производстве и эксплуатации авиационной техники. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изделие относится к области испытательной техники, в частности к устройствам для прочностных испытаний фюзеляжей летательных аппаратов. Стенд содержит систему циклических нагрузок сжатым воздухом, состоящую из источника сжатого воздуха, основного трубопровода подачи сжатого воздуха в фюзеляж с расположенным на нем входным большерасходным регулирующим клапаном, байпасного трубопровода, трубопровода сброса воздуха из фюзеляжа с расположенным на нем клапаном сброса, средствами защиты фюзеляжа от перегрузки избыточным давлением сжатого воздуха и устройством шумоглушения, а также средств автоматического программного управления, включающих в свой состав регулятор давления в фюзеляже и первый датчик давления. Дополнительно в конструкцию стенда введены регулятор давления "после себя" на первом байпасном трубопроводе, второй байпасный трубопровод, параллельный входному регулирующему клапану с расположенными на нем ручным и соленоидным клапанами, блок коррекции степени открытия входного регулирующего клапана, таймер, командоаппарат, блоки сравнения уровней давления и ключевой элемент для управления работой регулирующего клапана и всей системой управления избыточным давлением в фюзеляжах испытуемых летательных аппаратов. Техническим результатом изобретения является повышение точности отработки программ нагружения фюзеляжей внутренним избыточным давлением при испытаниях на выносливость, а также расширение области применения стенда. 2 ил.

Область использования: стендовые испытания на прочность конструкций летательных аппаратов (ЛА), например обтекателей на внешнее давление при неравномерном нагреве. Сущность: нагреватель для стенда испытаний на прочность при неравномерном нагреве содержит гибкие поверхностные нагревательные элементы (НЭ) переменного сечения из токопроводящего материала и теплоизолирующую оболочку. Поверхностные нагревательные элементы натягиваются вдоль объекта испытаний (ОИ) устройствами натяжения. Между поверхностными НЭ и ОИ имеется зазор. Зазор обеспечивается установкой на поверхности НЭ точечных упоров. В зазоре установлен коллектор подачи газа для обеспечения охлаждения ОИ в определенные моменты времени. НЭ имеют участки разной ширины с выполненными на них вырезами. Величина зазора и площадь поперечного сечения НЭ подбираются для каждого участка ОИ в зависимости от условий теплообмена и определяются расчетно-опытным путем. НЭ соединены параллельно и объединены в группы, соответствующие верхней, нижней и боковым наружным поверхностям ОИ. Каждая группа подсоединена к своему источнику электропитания. Таким образом достигается большее приближение условий испытаний ЛА к натурным за счет возможности воспроизведения по времени и температуре неоднократных нагревов и охлаждений различных участков поверхности ОИ за одно испытание. 1 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для испытаний авиационных конструкций. Гидросистема включает электрогидравлический усилитель, блокирующие клапана с злектроуправлением, распределительные клапана с электроуправлением, сливные клапана, обратные клапана, ограничитель нагрузки, силовозбудитель и систему автоматического управления. Распределительный клапан выполнен в виде двухлинейного двухпозиционного распределительного клапана, открытие-закрытие которого выполняется по заданной программе. При этом распределительный клапан осуществляет слив жидкости из линии нагнетания, где установлены сливные клапана, в линию слива. Обратные клапана служат для снижения остаточного давления в полостях силовозбудителя во время слива жидкости, при этом в линии нагнетания двухлинейного двухпозиционного распределительного клапана дополнительно установлен обратный клапан. Управление распределительными клапанами осуществляется от системы автоматического управления. Технический результат заключается в повышении надежности защиты объекта испытаний и упрощении эксплуатации испытательного стенда. 1 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к стендам для прочностных испытаний летательных аппаратов. Способ заключается в том, что для воспроизведения заданной программы знакопеременную нагрузку сжатия-растяжения прикладывают к одной из поверхностей испытываемой конструкции, например для консоли крыла - снизу. При этом до начала испытаний устанавливают по каналу сжатия заданные нагрузку и перемещение с помощью дополнительного рычага и передвижной опоры. В предложенном техническом решении также раскрыто устройство для испытания летательных аппаратов на прочность для осуществления приведенного выше способа. В нем силовозбудители через рычажную систему присоединены к испытываемой конструкции с одной стороны, при этом рычажная система снабжена дополнительным рычагом с передвижной опорой, позволяющей изменять плечи рычага. Технический результат заключается в упрощении процесса и уменьшении времени испытаний. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области строительства, а именно к способам испытания легких стальных опор на различные нагрузки. При реализации способа производят установку испытываемой конструкции в горизонтальное положение и закрепление на анкерной конструкции, установку блоков на испытываемой опоре и анкерной конструкции и соединение блоков тросом, одним концом закрепленным на анкерной конструкции, а другим - соединенным с силовым элементом. Анкерная конструкция выполнена в виде L-образной рамы, к концу короткой консоли прикрепляют испытываемую опору, а другую консоль ориентируют параллельно испытываемой опоре. Блоки, установленные на опоре, размещают так, что перпендикуляр, опущенный от них, делит отрезок между соседними блоками на анкерной конструкции на неравные части, а именно: часть отрезка, находящаяся ближе к узлу опирания опоры, больше оставшегося. Технический результат заключается в упрощении процесса испытаний, повышении точности моделирования испытательной нагрузки. 2 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установкам для ресурсных испытаний фюзеляжей летательных аппаратов нагрузками, создаваемыми внутренним избыточным давлением сжатого воздуха. Техническим результатом изобретения является многократное снижение конструктивных размеров предохранительных устройств, повышение точности их срабатывания и гибкости перестройки задаваемой величины давления срабатывания. Гидрозатвор, входящий в состав предохранительных устройств, отделяют от основного канала сброса газа из полого изделия в атмосферу и используют его только в качестве задатчика уровня срабатывания предохранительного устройства, создавая им необходимое силовое прижатие запорного органа к седлу предохранительного клапана. 1 ил.

Изобретение относится к системе и способу измерения усталости для механических деталей летательного аппарата, например самолета, а также к способу технического обслуживания летательного аппарата. Система измерения общего усталостного повреждения детали (7, 8, P, P', 9a, 6') летательного аппарата, подвергающейся механическим напряжениям, содержащая множество датчиков (Ci) напряжений, установленных на детали (7, 8, P, P', 9a, 6'), при этом каждый датчик выполнен с возможностью обнаружения заранее определенного порога (S(Ci)) механического напряжения и с возможностью выдачи сигнала (Si) данных, отражающего превышение этого порога (S(Ci)); система содержит средства (11) регистрации этих данных, и датчики (Ci) выполнены с возможностью обнаружения отличных друг от друга и дискретных порогов (S(Ci)), что позволяет на основании данных, зарегистрированных системой, вычислять оценку усталости детали (7, 8, P, P', 9a, 6'), связанной с рассматриваемым механическим напряжением. Технический результат: оптимизация технических осмотров деталей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
Наверх