способ измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата в полете, и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата в полете, заключающийся в измерении крутящих моментов и перерезывающих сил с помощью тензодатчиков, размещенных в поперечных сечениях по размаху крыла, измерении изгибающих моментов с помощью тензодатчиков, размещенных на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, измерении напряженно-деформированного состояния крыла, крутящих моментов и перерезывающих сил в сечениях крыла с помощью тензодатчиков, размещенных на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла, подключении тензодатчиков к регистрирующей аппаратуре, отличающийся тем, что определяют эталонные значения частоты и амплитуды колебаний крыла при всех возможных услових эксплуатации крыла в полете, вводят эти значения в задатчик сигналов, определяют текущие условия эксплуатации крыла - высоту и скорость полета, выработку топлива в топливных баках, наличие авиационных средств поражения, выделяют эталонные значения амплитуды и частоты колебаний при данных условиях эксплуатации крыла, сравнивают текущие значения амплитуды и частоты колебаний с эталонными при данных условиях эксплуатации, осуществляют сигнализацию летчику о появлении трещины или пробоины в случае воздействия средств поражения при несоответствии текущих значений амплитуды и частоты эталонным.

2. Устройство для измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата, содержащее тензодачики и регистрирующую аппаратуру, причем тензодатчики размещены в поперечных сечениях по размаху крыла, на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, а также на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла и подключены к регистрирующей аппаратуре, отличающееся тем, что дополнительно имеет вибрационный датчик, блок обработки информации, индикатор сигнализации о появлении трещины или пробоины, при этом блок обработки информации состоит из блока анализа частоты вибраций, блока анализа амплитуды вибрации, элемента И, причем первый и второй выход вибрационного датчика соединен с первыми входами блока анализа амплитуды вибрации и блока анализа частоты вибрации, вторые, третьи, четвертые, пятые входы которых соединены с датчиками высоты, скорости полета, выработки топлива и наличия авиационных средств поражения, а выходы соединены с первыми и вторым входами элемента И, выход которого является выходом блока обработки информации и соединен со входом индикатора сигнализации о появлении трещины или пробоины, блок анализа частоты вибраций состоит из первых, вторых, третьих, четвертых и пятых пороговых устройств, первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, элемента ИЛИ, задатчика сигналов, при этом первый вход блока анализа частоты вибраций соединен со вторыми входами пятых пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый вход блока анализа частоты вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых, n-вторых, n-третьих, n-четвертых и n-пятых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых, вторых, третьих, четвертых ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых и шестых ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого ключа, выходы которого соединены с первыми входами пятых пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ, выход элемента ИЛИ является выходом блока анализа, при этом первый вход блока анализа амплитуды вибраций соединен со вторыми входами пятых пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый входы блока анализа амплитуды вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых, n-вторых, n-третьих, n-четвертых и n-пятых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых, вторых, третьих, четвертых ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых и шестых ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого ключа, выходы которого соединены с первыми входами пятых пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ, выход элемента ИЛИ является выходом блока анализа амплитуды вибрации.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения возникновения пробоины на крыле летательного аппарата при воздействии средств поражения.

Наиболее близким к изобретению является способ измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата в полете, заключающийся в измерении крутящих моментов и перерезывающих сил с помощью тензодатчиков, размещенных в поперечных сечениях по размаху крыла, измерении изгибающих моментов с помощью тензодатчиков, размещенных на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, измерении напряженно-деформированного состояния крыла, крутящих моментов и перерезывающих сил в сечениях крыла с помощью тензодатчиков, размещенных на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла, подключении тензодатчиков к регистрирующей аппаратуре (патент РФ на изобретение №1515883, кл. G01L 1/22, G01M 5/00, 20.02.2005).

Наиболее близким к изобретению является устройство, состоящее из тензодатчиков и регистрирующей аппаратуры, тензодатчики размещены в поперечных сечениях крыла, на верхней и нижней поверхности крыла, на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла, тензодатчики подключены к регистрирующей аппаратуре (патент РФ на изобретение №1515883, Кл. G01L 1/22, G01M 5/00, 20.02.2005).

Недостатком данных способа и устройства является невозможность определения возникновения трещин или пробоин при воздействии авиационных средств поражения. Наличие пробоин в элементах конструкции приводит к уменьшению допустимых перегрузок и скорости полета. В условиях информационного вакуума летчик не в состоянии оценить предельные значения указанных параметров полета.

Недостатками применения тензорезисторов является то, что они дают достоверную информацию о состоянии системы только на той поверхности, где они приклеены, и на прилежащей к ней площади. Об остальной площади исследуемого объекта информация отсутствует.

Технической задачей изобретения является повышение информативности за счет оценки степени опасности выявленных пробоин и выработка принятия решения по выбору дальнейшего режима полета.

Решение технической задачи достигается тем, что в способе измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата в полете, заключающемся в измерении крутящих моментов и перерезывающих сил с помощью тензодатчиков, размещенных в поперечных сечениях по размаху крыла, и измерении изгибающих моментов с помощью тензодатчиков, размещенных на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, измерении напряженно-деформированного состояния крыла, крутящих моментов и перерезывающих сил в сечениях крыла с помощью тензодатчиков, размещенных на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла, подключении тензодатчиков к регистрирующей аппаратуре, дополнительно определяют эталонные значения частоты и амплитуды колебаний крыла при всех возможных условиях эксплуатации крыла в полете, вводят эти значения в задатчик сигналов, определяют текущие условия эксплуатации крыла - высоту и скорость полета, выработку топлива в топливных баках, наличие авиационных средств поражения, выделяют эталонные значения амплитуды и частоты колебаний при данных условиях эксплуатации крыла, сравнивают текущие значения амплитуды и частоты колебаний с эталонными при данных условиях эксплуатации, осуществляют сигнализацию летчику о появлении трещины или пробоины в случае воздействия средств поражения при несоответствии текущих значений амплитуды и частоты эталонным.

Заявляемый способ реализуется в устройстве для измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата, содержащем тензодачики и регистрирующую аппаратуру, при этом тензодатчики размещены в поперечных сечениях по размаху крыла, на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, а также на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла и подключены к регистрирующей аппаратуре, дополнительно имеющей вибрационный датчик, блок обработки информации, индикатор сигнализации о появление трещины или пробоины, при этом блок обработки информации состоит из блока анализа частоты вибраций, блока анализа амплитуды вибрации, элемента И, причем первый и второй выходы вибрационного датчика соединены с первыми входами блока анализа частоты вибрации и блока анализа амплитуды вибрации, вторые, третьи, четвертые, пятые входы которых соединены с датчиками высоты, скорости полета, выработки топлива и наличия авиационных средств поражения, а выходы блоков соединены с первыми и вторым входами элемента И, блок анализа частоты вибраций состоит из первых, вторых, третьих, четвертых и пятых пороговых устройств, первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого ключей, элемента ИЛИ, задатчика сигналов, при этом первый вход блока анализа частоты вибраций соединен со вторыми входами пятых пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый входы блока анализа частоты вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых, n-вторых, n-третьих, n-четвертых и n-пятых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых, вторых, третьих, четвертых ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых и шестых ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого ключа, выходы которого соединены с первыми входами пятых пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ, выход элемента ИЛИ является выходом блока анализа частоты вибрации, блок анализа амплитуды вибраций состоит из первых, вторых, третьих, четвертых и пятых пороговых устройств, первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого ключей, элемента ИЛИ, задатчика сигналов, при этом первый вход блока анализа амплитуды вибраций соединен со вторыми входами пятых пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый входы блока анализа амплитуды вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых, n-вторых, n-третьих, n-четвертых и n-пятых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых, вторых, третьих, четвертых ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых и шестых ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого ключа, выходы которого соединены с первыми входами пятых пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ, выход элемента ИЛИ является выходом блока анализа амплитуды вибрации.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.

1. Определяют эталонные значения частоты и амплитуды колебаний крыла при всех возможных условий эксплуатации крыла в полете.

2. Вводят в задатчик сигналов эталонные значения частоты и амплитуды колебаний крыла при всех возможных условиях эксплуатации крыла в полете.

3. Определяют текущие условия эксплуатации крыла - высоту и скорость полета, выработку топлива в топливных баках, наличие авиационных средств поражения, выделяют эталонные значения амплитуды и частоты колебаний при данных условиях эксплуатации крыла.

4. Сравнивают текущие значения амплитуды и частоты колебаний с эталонными при данных условиях эксплуатации.

5. Осуществляют сигнализацию летчику о появлении трещины или пробоины в случае воздействия средств поражения, при несоответствии текущих значений амплитуды и частоты эталонным.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по устройству, являются дополнительно введенные вибрационные датчики, блок обработки информации, индикатор сигнализации, где блок обработки информации состоит из блока анализа частоты, блока анализа амплитуды и элемента И, связи между известными и новыми элементами.

Предлагаемые способ и устройство могут входить в систему интеллектуальной поддержки экипажа, под которой понимают совокупность средств и методов, позволяющих собирать, перемещать, обрабатывать и передавать отобранную информацию. Система интеллектуальной поддержки экипажа при воздействии средств поражения и повреждении планера ЛА дает возможность определить допустимую перегрузку при маневрировании самолета и выдает рекомендации летчику о дальнейшем продолжении полета с учетом допустимой перегрузки.

В разрабатываемой системе интеллектуальной поддержки экипажа в качестве датчика первичной информации предлагается использовать датчик вибрации.

В качестве датчиков вибраций предлагается использовать пьезометрические датчики, имеющие небольшие размеры и массу, они обладают высокой вибропрочностью и термостойкостью (500°С).

На фиг.1 представлена структурная схема устройства определения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата, на фиг.2 - структурная схема устройства определения наличия пробоин на крыле летательного аппарата, на фиг.3 - схема блока анализа частоты вибрации, на фиг.4 - схема блока анализа амплитуды вибрации.

Устройство для измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата, содержит тензодачики 1 и регистрирующую аппаратуру 2, тензодатчики 1 размещены в поперечных сечениях по размаху крыла, на верхней и нижней поверхностях крыла в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла, а также на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла и подключены к регистрирующей аппаратуре 2, вибрационный датчик 3, блок 4 обработки информации, индикатор 5 сигнализации о появлении трещины или пробоины. Блок 4 обработки информации состоит из блока 6 анализа частоты вибраций, блока 7 анализа амплитуды вибрации, элемента И 8, причем первый и второй выходы вибрационного датчика 3 соединены с первыми входами блока 6 анализа частоты вибрации и блока 7 анализа амплитуды вибрации, вторые, третьи, четвертые, пятые входы которых соединены с датчиками высоты, скорости полета, выработки топлива и наличия авиационных средств поражения, а выходы блоков соединены с первыми и вторым входами элемента И 8, блок 6 анализа частоты вибраций состоит из n-первых 9, n-вторых 10, n-третьих 11, n-четвертых 12 и n-пятых 13 пороговых устройств, первого 14, второго 15, третьего 16, четвертого 17, пятого 18, шестого 19, седьмого 20 ключей, элемента ИЛИ 21, задатчика 22 сигналов, при этом первый вход блока 6 анализа частоты вибраций соединен со вторыми входами пятых 13 пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый входы блока 6 анализа частоты вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых 9, n-вторых 10, n-третьих 11, n-четвертых 12 и n-пятых 13 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика 22 сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых 14, вторых 15, третьих 16, четвертых 17 ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика 22 сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых 18 и шестых 19 ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого 20 ключа, выходы которого соединены с первыми входами пятых 13 пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ 21, выход элемента ИЛИ 21 является выходом блока 6 анализа частоты вибрации, блок 7 анализа амплитуды вибраций состоит из n-первых 23, n-вторых 24, n-третьих 25, n-четвертых 26 и n-пятых 27 пороговых устройств, первого 28, второго 29, третьего 30, четвертого 31, пятого 32, шестого 33, седьмого 34 ключей, элемента ИЛИ 35, задатчика 36 сигналов, при этом первый вход блока 7 анализа амплитуды вибраций соединен со вторыми входами пятых 27 пороговых устройств, а второй, третий, четвертый и пятый входы блока 7 анализа амплитуды вибраций соединены соответственно с первыми входами n-первых 23, n-вторых 24, n-третьих 25, n-четвертых 26 и n-пятых 27 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика 36 сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми входами первых 28, вторых 29, третьих 30, четвертых 31 ключей, вторые входы которых соединены со второй группой выходов задатчика 36 сигналов, а выходы соединены соответственно с первыми и вторыми входами пятых 32 и шестых 33 ключей, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами седьмого ключа 34, выходы которого соединены с первыми входами пятых 27 пороговых устройств, выходы которых соединены с входами элемента ИЛИ 35, выход элемента ИЛИ 35 является выходом блока 7 анализа амплитуды вибрации.

Устройство для измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата, работает следующим образом.

В полете в результате нестационарности обтекания летательного аппарата у несущей поверхности возбуждаются колебания и осуществляется измерение крутящих моментов и перерезывающих сил с помощью тензодатчиков 1, размещенных в поперечных сечениях по размаху крыла, измерение изгибающих моментов в зонах переднего и заднего лонжеронов крыла с помощью тензодатчиков 1, размещенных на верхней и нижней поверхностях крыла, измерение напряженно-деформированного состояния крыла, крутящих моментов и перерезывающих сил в сечениях крыла с помощью тензодатчиков 1, размещенных на стенках переднего и заднего лонжеронов по нейтральным осям лонжеронов под углом 45° к плоскостям поперечных сечений крыла. Сигналы от тензодатчиков 1 поступают к регистрирующей аппаратуре 2.

От вибрационного датчика 3, расположенного на стенке переднего лонжерона, сигнал поступает на первые входы блока 6 анализа частоты вибраций и на блок 7 анализа амплитуды вибраций, на вторые, третьи, четвертые, пятые входы которых поступают сигналы с датчиков высоты, скорости полета, выработки топлива и наличия авиационных средств поражения.

Блок 6 анализа частоты вибрации сравнивает текущие значения частоты вибрации с эталонными при различных условиях полета.

Определение условий полета летательного аппарата, скорости, высоты полета, выработки топлива из топливного бака, наличия средств поражения осуществляется за счет выдачи сигналов с датчиков на первые входы n-первых 9, n-вторых 10, n-третьих 11, n-четвертых 12 и n-пятых 13 пороговых устройств, на вторые входы которых поступает сигнал с первой группы выходов задатчика 22 сигналов.

Определение эталонного значения, соответствующего условиям полета летательного аппарата, осуществляется за счет выдачи сигналов с выходов пороговых устройств на первые входы первых 14, вторых 15, третьих 16, четвертых 17 ключей, на вторые входы которых поступают сигналы со второй группы выходов задатчика 22 сигналов, с выходов данных ключей сигналы поступают соответственно на первые и вторые входы пятых 18 и шестых 19 ключей, с выходов которых сигналы поступают соответственно на первые и вторые входы седьмого ключа 20.

С выхода седьмого ключа 20 сигнал поступает на первые входы пятых пороговых устройств 13, на второй вход которого поступает текущее значение частоты вибрации. В случае несоответствия эталонного и текущего значений вибрации сигнал с выхода порогового устройства поступает на элемент ИЛИ 21, выход которого является первым выходом блока 6 анализа частоты вибрации.

Аналогичным образом происходит анализ амплитуды вибрации.

В случае несоответствия текущих значений частоты и амплитуды вибраций с эталонными значениями сигналы с блока анализа частоты и амплитуды вибраций поступают соответственно на первый и второй входы элемента И 8, с выхода которого поступает сигнал на индикатор 5 сигнализации о появлении трещины или пробоины.

Таким образом, обеспечивается информация летчику о наличии трещины или пробоины при воздействии средств поражения.

Источник информации

Патент РФ на изобретение №1515883, кл. G01L 1/22, G01M 5/00, 20.02.2005 (прототип).