способ испытания летательных аппаратов на прочность и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ испытаний летательных аппаратов на прочность, заключающийся в воздействии на испытуемый летательный аппарат периодической знакопеременной нагрузкой посредством силовозбудителей и измерении величины полученной нагрузки с помощью датчиков силы, отличающийся тем, что величину и скорость периодической знакопеременной нагрузки регулируют электрическими параметрами, подаваемыми в электромеханические силовозбудители, предназначенные для преобразования электрического сигнала в силовое линейное перемещение штоков силовозбудителей, темпы нарастания и уменьшения нагрузки регулируют электромеханическими силовозбудителями и станциями частотного управления, управляемыми от программного устройства, а при перегрузке испытуемого летательного аппарата осуществляют его защиту с помощью датчиков положения штока, установленных на силовозбудителях.

2. Устройство для испытаний летательных аппаратов на прочность, содержащее рычажную систему, подсоединенные посредством нее к конструкции испытуемого летательного аппарата силовозбудители, программное устройство, связанные с ним датчики силы и источники питания, отличающееся тем, что силовозбудители выполнены в виде электромеханических приводов, содержащих шариковинтовые пары с линейным перемещением штоков, датчики положения с аварийными уставками, редукторы, электродвигатели, а также источники питания, выполненные в виде станций частотного управления, при этом датчики силы, уставка датчиков положения и станции частотного управления связаны с программными устройствами.

Описание изобретения к патенту

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

Известен способ испытаний летательных аппаратов на прочность (патент RU 2199101), заключающийся в воздействии на испытуемый летательный аппарат периодической знакопеременной нагрузкой посредством подачи рабочей жидкости через магистральные трубопроводы от насосной станции к нагружающим испытуемый летательный аппарат гидравлическим силовозбудителям и измерении величины полученной нагрузки с помощью датчиков силы, связанных с программным устройством, управляющим процессом подачи рабочей жидкости к гидравлическим силовозбудителям. Величину нагрузки регулируют количеством жидкости, поданной в гидравлические силовозбудители, выполненные в виде гидроемкостей с отверстиями в верхней части, темпы нарастания и уменьшения нагрузки регулируют посредством дросселирования жидкости с помощью регулируемых дросселей в магистралях подачи и слива рабочей жидкости, образованных в магистральных трубопроводах, процессом подачи рабочей жидкости к гидравлическим силовозбудителям управляют с помощью двухходовых распределителей, установленных в магистралях нагнетания и слива рабочей жидкости и управляемых от программного устройства, а сбор излишка рабочей жидкости, вытекающей из гидроемкостей через отверстия, выполненные в их верхней части, при перезагрузке испытуемого летательного аппарата осуществляют с помощью поддона, связанного через магистраль слива рабочей жидкости с насосной станцией.

Известно устройство для реализации этого способа (патент RU 2199101), содержащее гидравлические силовозбудители, которые выполнены в виде гидроемкостей с отверстиями в верхней части, при этом устройство для испытания летательных аппаратов на прочность дополнительно снабжено связанными с программным устройством двухходовыми распределителями и регулируемыми дросселями, установленными в магистралях нагнетания и слива рабочей жидкости, а также поддонами для сбора излишка рабочей жидкости из гидроемкости при перезагрузке испытуемого летательного аппарата, связанными через магистраль слива рабочей жидкости с насосной станцией.

Недостатком этого способа является ограничение по времени нагружения-разгружения испытываемой конструкции и по возможности получения широкого диапазона нагрузок.

Устройство для реализации этого способа имеет сравнительно большие габариты силовозбудителей (емкостей), что вызывает сложности при эксплуатации системы нагружения.

Известен также способ испытания летательных аппаратов (патент US 4453413), где в качестве рабочего тела используется воздух, который подается в нагружающие элементы. При увеличении и уменьшении объема (давления) в нагружающих элементах создается заданная нагрузка.

Системы для нагружения содержат две параллельные опорные пластины - верхнюю и нижнюю - и крыло. Между верхней пластиной и крылом установлена первая группа нагружающих элементов (воздушных емкостей). Вторая группа элементов установлена между нижней опорной пластиной и крылом. При подаче воздуха в нагрузочные элементы они увеличиваются в объеме и создают заданную нагрузку. Давление внутри указанных элементов создается с помощью регуляторов, управляемых системой автоматики. Такая схема позволяет имитировать нагрузки для крыла любого профиля, а также повышает точность за счет равномерного нагружения элементов конструкции.

Применение в качестве рабочего тела воздуха имеет недостатки, связанные с отрицательным действием упругости воздуха на ускорение проведения испытаний и на точностные характеристики программы испытаний (запаздывание передачи энергии от источников к потребителю, нестабильность нагрузки в переходных точках программы нагружения).

Недостаток устройства в том, что исключаются визуальный осмотр и наблюдения испытываемого изделия.

Наиболее близким решением, из известных, является способ испытаний летательных аппаратов на прочность, заключающийся в воздействии на испытуемый летательный аппарат периодической знакопеременной нагрузкой посредством подачи рабочей жидкости через магистральные трубопроводы от насосной станции к нагружающим испытуемый аппарат гидравлическим силовозбудителям и измерении величины полученной нагрузки с помощью датчиков силы, связанных с программным устройством, управляющим процессом подачи рабочей жидкости к гидравлическим силовозбудителям.

Известно устройство для испытаний летательных аппаратов на прочность, содержащее рычажную систему, подсоединенные посредством нее к конструкции испытуемого летательного аппарата гидравлические силовозбудители, программное устройство, связанные с ним датчики силы, насосную станцию и связанные с ней магистральные трубопроводы для подачи рабочей жидкости к гидравлическим силовозбудителям.

Аналоги:

1. Литвак В.И. Автоматизация усталостных испытаний натурных конструкций. М.: Машиностроение, 1972, с.12-48, с.164-200.

2. Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. М.: Машиностроение, 1974, с.193-220.

Недостатком известного способа является то, что в процессе работы происходят значительные изменения параметров системы нагружения (давления и расхода) и физико-технических свойств рабочей жидкости (температуры, загрязнения, газонасыщения, кислотного числа, вязкости и др.).

Известное устройство включает в себя ряд элементов (гидравлические силовозбудители, программное устройство, насосную станцию высокого давления), имеющих сложное конструктивно-технологическое исполнение, что влияет на надежность системы и требует значительных затрат на их приобретение и эксплуатацию.

При создании изобретения была поставлена задача повышения надежности процесса испытаний и сокращение затрат на создание и эксплуатацию устройства для его осуществления.

Решение указанной задачи достигается тем, что величину периодической знакопеременной нагрузки регулируют электрическими параметрами, подаваемыми в электромеханические силовозбудители, предназначенными для преобразования электрического сигнала в силовое линейное перемещение штока силовозбудителя, темпы нарастания и уменьшения нагрузки регулируют электромеханическими силовозбудителями с использованием станций частотного управления, управляемыми от программного устройства, а при нагрузке испытуемого летательного аппарата выше допустимой, осуществляют его защиту с помощью датчиков положения штока, установленных на силовозбудителе.

На чертеже представлена принципиальная схема для осуществления способа испытаний. Схема нагружения имеет электромеханический привод 1, присоединенный через рычажную систему 2 к конструкции летательного аппарата 3, и содержащий шариковинтовую пару со штоком 4, датчик положения 5 с аварийными уставками 6 (1) и 6 (2), редуктор 7, электродвигатель 8, датчик силы 9, станцию частотного управления 10, программное устройство 11.

Способ испытаний реализуется следующим образом. Сигнал от программного устройства 11 поступает на станцию частотного управления 10, которая управляет частотой вращения электродвигателя 8. Редуктор 7 преобразует вращательное движение в прямолинейное поступательное перемещением штока электромеханического привода 1, который создает заданную нагрузку, контролируемую датчиком силы 9. Датчик силы 9 формирует токовый сигнал, пропорциональный перемещению штока, поступающий в программное устройство, работающее по заданной программе испытаний.

Для защиты от аварийных ситуаций, возникающих при перегрузке испытуемого летательного аппарата, на электромеханический привод 1 устанавливается датчик положения 5, на котором располагаются уставки 6 (1) и 6 (2) для определения хода штока силовозбудителя в аварийном верхнем и нижнем положениях. Сигналы от уставок 6 (1) и 6 (2) поступают в программное устройство 11.