устройство для вычисления расхода ресурса планера самолета

Формула изобретения

Устройство для вычисления расхода ресурса планера самолета, содержащее устройство селекции и ввода полетных данных, устройство ввода информации о топливе, а также взаимосвязанные между собой пульт контроля и ввода служебных параметров и энергонезависимое запоминающее устройство, отличающееся тем, что в него дополнительно введены блок вычисления эквивалентной наработки и подключенное к его выходу устройство документирования, причем блок вычисления эквивалентной наработки выполнен в виде блока фильтрации входной информации, взаимосвязанных с ним блока расчета эквивалентной наработки и блока определения режима полета, а также блока анализа результатов и подготовки выходной информации, взаимосвязанный с пультом контроля и ввода служебных параметров и энергонезависимым запоминающим устройством, при этом первый, второй и третий входы блока фильтрации входной информации подключены соответственно к первым выходам устройства селекции и ввода полетных данных, устройство ввода информации о топливе и энергонезависимого запоминающего устройства, вход блока определения режима полета соединен с вторым выходом устройства ввода информации о топливе, а выход подключен к входу блока расчета эквивалентной наработки, выход которого соединен с входом блока анализа результатов и подготовки выходной информации, выход которого является выходом вычислителя эквивалентной наработки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение предназначено для определения нагруженности и накопления усталостной повреждаемости элементов конструкции самолетов и относится к области авиации, а именно к области оценки прочности и вопросам технической эксплуатации авиационной техники.

Известны бортовые счетчики ресурса, в состав которых входят специальные датчики деформации, устанавливаемые в критических зонах конструкции, информация от которых поступает в вычислительную аппаратуру, устанавливаемую на самолет [1]

Одним из основных недостатков такой системы является необходимость проведения специальных мероприятий по обслуживанию датчиков и связанной с ними аппаратуры, требующих обучения технического персонала эксплуатирующих организаций и усложняющих эксплуатацию самолета. Анализ результатов, выдаваемых счетчиком, в случае сомнений в их достоверности, отказов и сбоев датчиков, преобразователей, других элементов системы, вмешательства экипажа в работу системы, превышения эксплуатационных ограничений и т.д. путем тестирования системы достаточно трудоемок и, кроме того, требует дополнительной информации о параметрах полета, действиях экипажа и т.п. например, от штатных средств объективного контроля.

Наиболее близким техническим решением является аппаратура, основанная на обработке информации от штатных бортовых средств объективного контроля (СОК), содержащая устройство селекции и ввода полетных данных, устройство ввода информации об остатке топлива, пульт контроля и ввода служебных параметров и энергонезависимое запоминающее устройство. При этом накопители информации снимаются с самолета после каждого полета и обрабатываются в наземных вычислительных центрах. Основными недостатками такой системы индивидуального учета ресурса являются: значительное повышение трудозатрат при эксплуатации, увеличение загрузки вычислительных центров и низкая оперативность получения информации.

Техническим результатом, достигаемым при использовании изобретения, является обеспечение автоматического учета эквивалентной наработки за весь период эксплуатации.

Технический результат достигается тем, что в устройство для вычисления расхода ресурса планера самолета, содержащее устройство селекции и ввода полетных данных, устройство ввода информации о топливе, а также взаимосвязанные между собой пульт контроля и ввода служебных параметров и энергонезависимое запоминающее устройство, дополнительно введены блок вычисления эквивалентной наработки и подключенное к его выходу устройство документирования, причем блок вычисления эквивалентной наработки выполнен в виде блока фильтрации входной информации, взаимосвязанных с ним блока расчета эквивалентной наработки и блока определения режима полета, а также блока анализа результатов и подготовки выходной информации, взаимосвязанного с пультом контроля и ввода служебных параметров и энергонезависимым запоминающим устройством, при этом первый, второй и третий входы блока фильтрации входной информации подключены соответственно к первым выходам устройства селекции и ввода полетных данных, устройства ввода информации о топливе и энергонезависимого запоминающего устройства, вход блока определения режима полета соединен со вторым выходом устройства ввода информации о топливе, а выход подключен к входу блока расчета эквивалентной наработки, выход которого соединен со входом блока анализа результатов и подготовки выходной информации, выход которого является выходом вычислителя эквивалентной наработки.

На чертеже изображена структурная схема устройства.

Устройство содержит устройство 1 селекции и ввода полетных данных (УСВПД), устройство 2 ввода информации о топливе (УВИТ), пульт 3 контроля и ввода служебных параметров (ВКВСП), блок 4 вычисления эквивалентной наработки, энергонезависимое запоминающее устройство 5 (ЗУ), устройство 6 документирования (УД).

Блок 4 вычисления, в свою очередь, состоит из блока 7 фильтрации входной информации (БФВИ), блока 8 определения режима полета (БОРП), блока 9 расчета эквивалентной наработки (БРЭН) и блока 10 анализа результатов и подготовки выходной информации (БАПВИ).

Устройство работает следующим образом.

Бортовые средства объективного контроля передают информацию в устройство 1 селекции и ввода полетных данных, которое производит селекцию необходимых для проведения расчетов эквивалентной наработки данных из всего информационного массива, вырабатываемых штатными бортовыми средствами объективного контроля. При этом отбираются такие параметры, как:

полетное время;

бортовой номер самолета;

дата вылета;

перегрузка в центре тяжести самолета n_y(t);

воздушная скорость V(t);

высота полета Н (t);

конфигурация планера (положение элементов механизации крыла, угол стреловидности крыла, положение шасси).

После получения необходимой информации устройство 1 производит передачу отобранных значений параметров в вычислитель 4. Передача осуществляется методом прерывания, или прямого доступа в память.

Данные об остатке топлива в виде параллельного двоичного кода поступают в устройство 2 ввода информации о топливе из топливной системы самолета. УВИТ производит прием информации, предварительную обработку и запоминание. По команде вычислителя 4 УВИТ передает ему данные об остатке топлива. Пульт 3 контроля и ввода служебных параметров обеспечивает режим контроля устройства и ввода в энергонезависимое запоминающее устройство 5 служебных параметров, таких как:

масса находящегося на борту груза;

тарировочные характеристики датчиков полетной информации СОК;

величину размерности единицы младшего разряда датчиков полетной информации СОК.

После сбора всех необходимых для проведения расчетов данных вычислитель 4 переходит к решению задачи, для этого в его программном обеспечении реализованы следующие алгоритмы:

фильтрации входных данных с целью защиты от сбоев и искажений полетной информации в процессе преобразований и передачи, осуществляемой блоком БФВИ 7;

вычисления полетной массы, состоящей из шасси самолета, топлива и груза, осуществляемой в блоке БРЭН 9;

определение этапа полета (руление, взлет, полет, снижение, приземление) для принятия решения о начале (конце) процесса вычисления эквивалентной наработки элементов авиаконструкции, осуществляемое блоком БОРП 8;

анализа результатов расчета и программной поддержки процесса вывода результатов расчетов эквивалентной наработки в устройство 6 документирования, осуществляемое блоком БАПВИ 10.

После принятия решения о начале производства вычислений эквивалентной наработки блок БРЭН 9 вычислителя 4 производит обработку массива полетных данных в следующей последовательности.

1. Определяются экстремумы сигнала перегрузки в центре тяжести n_i, где i порядковый номер экстремума. Поступающие с исходной частотой сигналы величины перегрузки n_y сравниваются между собой, при этом соответствующим экстремумом nⁱ_у считается значение перегрузки, соответствующее моменту времени, непосредственно предшествующему моменту смены знака производной величины перегрузки. После выделения очередного экстремума производится "фильтрация", состоящая в том, что в реализации последовательности экстремумов удерживаются только экстремумы, образующие с предыдущими размахи, превышающие заданную величину f.

2. Величины экстремумов пересчитываются в значения изгибающих моментов (номинальных напряжений) в j-той критической точке конструкции по соотношениям, полученным на основе исследования корреляционных зависимостей напряжений в элементах и перегрузки в центре масс. Пересчет ведется при помощи соотношения вида



где M^ctx_изг текущее мгновенное значение изгибающего момента в сечении, K_дин коэффициент динамичности конструкции, n_у приращение перегрузки, постоянная составляющая (нагрузка функционирования), соответствующая условиям невозмущенного полета. Нагрузка функционирования M^ctx_изг вычисляется по соотношениям, представляющим собой кусочно-линейные функции. Структура расчета изгибающих моментов (номинальных напряжений) в заранее выбранных "критических" сечениях конструкции, определяющих ее долговечность, предполагает применение метода суперпозиции, поскольку напряженно-деформированное состояние в элементах конструкции самолетов при эксплуатации, как правило, линейное. Тогда



где изгибающий момент в сечении;

составляющая веса конструкции самолета, как правило, известная константа;

составляющая, учитывающая влияние веса и размещения топлива;

составляющая, учитывающая влияние веса и размещения груза;

составляющая от аэродинамических нагрузок.

Величина зависит от размещения и порядка выработки топлива и определяется текущим значением остатка топлива по формулам вида



где m¹_т, m²_т границы кусочно-линейных участков;

K_1,2. b_1,2. известные константы.

Значение вычисляется по аналогичным формулам.

Аэродинамические составляющие нагрузок различны для разных режимов полета. Поэтому вначале определяется режим полета. Для идентификации режима используется набор признаков. Здесь могут быть: диапазон высот, скоростей, состояние механизации, обжатие стоек шасси и др. Каждому режиму соответствует свое сочетание признаков.

Для каждого режима вычисляется одним из способов:

1) по величине полной массы самолета m по формулам типа



где i номер режима полета,

a_i, C_i известные коэффициенты;

2) по величине скоростного напора q и коэффициента подъемной силы C_y:

где е_i, f_i известные коэффициенты, q q_oq_н,

здесь ; q_н f(V_пр, H),

V_пр, Н приборная скорость и высота.

где S_кр площадь крыла.

В тех случаях, когда критическое место конструкции при наземных режимах находится в области сжатия, для правильного расчета повреждаемости при формировании последовательности экстремумов в ее начало и конец необходимо добавить значения M^ptv_изг^kb, соответствующие максимальным сжимающим нагрузкам при рулении разбеге и пробеге рулении соответственно. Расчет этих значений M^ptv_изг^kb возможен двумя путями: 1) в расчетах по формулам, приведенным выше, принимается фиксированное значение n_y земли; 2) при движении по земле осуществляется контроль за величиной n_y земли и выбирается max [n_y земли] который используется в расчетах.

3. По модифицированному алгоритму метода "дождя" в реальном масштабе времени производится обработка последовательно выделяемых экстремумов с целью выделения повреждающих циклов нагружения и вычисления повреждаемости для эквивалентных (по Одингу) циклов с использованием кривой усталости вида N(M^"rd_изг)⁴=C и линейного правила суммирования повреждений. Модификация известного алгоритма дождя связана с необходимостью обеспечения работы в практически реальном масштабе времени.

Число считанных и удерживающих в оперативной памяти экстремумов ограничено числом N_вл. При обнаружении конца последовательности размахи, не вошедшие в число выделенных полных циклов, обрабатываются как полуциклы, повреждаемость от которых суммируется с повреждаемостью от выделенных полных циклов.

4. По окончании полета полученное значение повреждаемости _пол относится к известной повреждаемости "типового ресурсного полета" _т.п., в результате чего получается величина эквивалентной наработки j-й критической точки конструкции в данном полете:



которая суммируется с предыдущей наработкой.

В случае определения этапов полета снижение и приземление вычислитель производит передачу результатов проведенных расчетов в энергонезависимое ЗУ и в устройство документирования. УД обеспечивает регистрацию полученных параметров на "твердый" носитель в виде алфавитно-цифровой информации, визуально доступной для оператора. УД производит регистрацию следующей информации:

бортовой номер самолета;

дата полета;

величина эквивалентной наработки авиаконструкции в последнем полете;

величина эквивалентной наработки авиаконструкции за весь период эксплуатации;

результаты проведения встроенного контроля устройства и отклонений в работе бортовой СОК.