СПОСОБ ЗАДАНИЯ РАЗМЕРОВ И СОЗДАНИЯ УСИЛЕННЫХ СТРУКТУРНЫХ КОМПОНЕНТОВ, ПРИМЕНЕНИЕ ДАТЧИКОВ СТРУКТУРНОГО СОСТОЯНИЯ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
METHOD OF SETTING SIZES OF AND DEVELOPING REINFORCED STRUCTURAL COMPONENTS, USING STRUCTURAL STATE PICKUPS, AND AIRCRAFT

Изобретение относится к способу задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, включающих в себя по меньшей мере один оболочечный компонент (6) и по меньшей мере один усиливающий компонент (40), который может быть с ним соединен, использованию датчиков структурного состояния для обнаружения неповрежденности одного или нескольких усиливающих компонентов структурного компонента и летательному аппарату, имеющему усиленные структурные компоненты.
Усиленные структурные компоненты используют в большом количестве устройств и оборудования, таких как, например, в летательный аппарат, в частности пассажирский летательный аппарат. Они предполагают использование структурных компонентов, которые не только определяют внешнюю форму летательного аппарата, но также и обеспечивают механическую прочность, необходимую для функционирования. Конструктивное исполнение или задание размеров таких структурных компонентов часто является предметом строгого нормативного регулирования, в конструировании летательных аппаратов, например, главенствующими нормативными документами являются документы JAA (Объединенное Управление Гражданской Авиации (ОУГА), здесь в особенности - JAR 25), FAA (Федеральное Управление Гражданской Авиации (ФУГА), здесь в особенности - FAR 25) и EASA (Европейское Агентство по Безопасности Авиации (ЕАБА), здесь в особенности CS 25).
Фундаментальная внешняя структура современного пассажирского летательного аппарата составлена из оболочечных компонентов, которые формируют внешнюю обшивку летательного аппарата и ряда усиливающих компонентов, которые либо устроены параллельно продольной оси фюзеляжа летательного аппарата во внутренней части внешней обшивки (их называют «стрингеры»), либо которые прикреплены в радиальном направлении вокруг продольной оси к внутренней части внешней обшивки (их называют «нервюры»). Для того чтобы противостоять нагрузкам, которые возникают в полете, структуре фюзеляжа, которая сформирована из оболочечных компонентов и усиливающих компонентов в форме стрингеров и нервюр, должны быть заданы надлежащие размеры.
Для того чтобы быть в состоянии сохранить вес и использовать преимущество регулярных проверок структурного состояния, структуру разрабатывают так, чтобы она была толерантна к повреждениям. Толерантное к повреждениям задание размеров приводит к структуре, которая является надежной для цели конструирования (срок службы, количество полетов и т.д.) и которая типично имеет меньший вес, чем структура, которая показывает долговременную усталостную прочность. Поскольку пассажирские самолеты обычно подвергаются тщательному обслуживанию с регулярными интервалами, и, в частности, конструкции исследуют на предмет повреждений, таких как, например, трещины или явления расслаивания, необходимо, чтобы повреждение, которое происходит в структуре на интервале между двумя инспекциями, например развитие трещины или потеря прочности, не превысило заданного значения.
В смысле задания размеров, основной принятой отправной точкой является то, что усиливающий компонент рассматриваемого структурного компонента структуры фюзеляжа является дефектным, чтобы на этом основании вычислить развитие трещины с разрывом в то же самое время внешней обшивки и, таким образом, определить интервал проверки состояния, при котором повреждение обнаруживают до достижения критической стадии. Структуры, которые разработаны таким образом, однако, имеют относительно умеренные размеры, поскольку предположение о дефектном усиливающем компоненте означает, что оболочечный компонент должен был бы нести все нагрузки и имеет размеры такие, чтобы быть соответственно более массивным. Известно, однако, что усиливающие компоненты с обычными типами конструкции обычно не страдают от каких-либо дефектов в течение такого интервала.
Известно, что для выявления состояния системы или структуры могут использоваться датчики. Таким образом, помимо многочисленных датчиков для обнаружения правильного функционирования приводов или щитков управления, имеются также виды датчиков для выявления состояния структурного компонента. Системы для выявления состояния систем или структур называют «системами контроля исправности», а для контроля структур используют так называемые системы «контроля структурной исправности» (structural health monitoring (SHM), КСИ). Такие системы могут быть оборудованы датчиками самых разнообразных видов для обнаружения повреждений, для регистрации местных изменений в нагрузке и/или записи других параметров, такими как, например, разрывные провода, вакуумные датчики или оптические волокна. Пример использования систем SHM в пассажирском летательном аппарате показан в документе ЕР 1353252.
Задачей изобретения, таким образом, является уменьшение или полное устранение одного из указанных недостатков. Более конкретно, задача изобретения состоит в том, чтобы задать размеры структурного компонента таким образом, чтобы достичь минимального веса структурного компонента и в то же время обеспечить обнаружение неповрежденности и правильного функционирования. Дополнительная задача изобретения состоит в том, чтобы обеспечить способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов и летательного аппарата, в частности пассажирского летательного аппарата, который приводит к малому весу структурного компонента и в то же время высокому уровню безопасности полета.
Задача достигается способом задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, включающих в себя по меньшей мере один оболочечный компонент и по меньшей мере один усиливающий компонент, который может быть с ним соединен, причем оболочечному компоненту и по меньшей мере одному усиливающему компоненту заданы размеры в предположении неповрежденности по меньшей мере одного усиливающего компонента и с учетом заранее определенного коэффициента безопасности и/или заранее определенного интервала проверки структурного состояния, при котором не должно быть превышено заранее определенное максимальное развитие трещины в оболочечном компоненте, и/или прочность структурного компонента не должна упасть ниже заранее определенной минимальной остаточной прочности, и причем по меньшей мере один усиливающий компонент структурного компонента, которому заданы размеры посредством этого способа, оборудован по меньшей мере одним датчиком структурного состояния для обнаружения неповрежденности.
Преимущество этого способа состоит в том, что размеры структуры заданы менее консервативно и, таким образом, становится возможным достичь весьма большой экономии веса или максимальной экономии веса. Предположение, которое подтверждается посредством использования датчиков структурного состояния, что усиливающие компоненты, в пассажирском летательном аппарате, в частности стрингеры и нервюры, являются неповрежденными, обусловливает то, что оболочечный компонент должен нести меньшую часть нагрузок, которые возникают, и гарантировать адекватную долговременную прочность в отношении прочности материала, что меньше относится к обычным способам. Поскольку операцию задания размеров осуществляют только в предположении о неповрежденных усиливающих компонентах, является необходимым также обнаруживать такую неповрежденность также датчиками структурного состояния и предоставлять соответствующие предупреждения в случае обнаружения повреждения или подобного в усиливающих компонентах или намеренно сокращать интервал проверки состояния.
В соответствии с изобретением предложено полностью новое задание размеров, которое предполагает отклонение от способов, регулярно применявшихся до настоящего времени.
Это особенно предпочтительно, чтобы способ включал в себя по меньшей мере один из следующих этапов:
а. определение значений нагрузки, действующей на структурный компонент,
b. установление положений крепления и/или количества усиливающих компонентов, соединенных с оболочечным компонентом,
с. установление прочностей материала оболочечного компонента и по меньшей мере одного усиливающего компонента,
d. вычисление развития трещины, происходящего в оболочечном компоненте с учетом значений нагрузки, и/или заранее определенного интервала проверки состояния, и/или количества и положений крепления усиливающих компонентов, и/или прочностей материала оболочечного компонента, и/или усиливающих компонентов,
е. вычисление требуемого интервала проверки структурного состояния как показателя интервала между временами безопасно проверяемой длины трещины и критической длины трещины и установленного коэффициента безопасности,
f. изменение прочностей материала, и/или положений крепления, и/или количества усиливающих компонентов структурного компонента для применения требуемого интервала проверки структурного состояния к заранее определенному интервалу проверки состояния, используя предшествующие этапы,
g. создание структурного компонента посредством соединения усиливающих компонентов, которым заданы размеры в соответствии с предшествующими этапами, с оболочечным компонентом, в частности посредством приклепывания, сварки, клея, слоистых и/или винтовых соединений и подобного, и
h. оборудование по меньшей мере одного усиливающего компонента по меньшей мере одним датчиком структурного состояния.
Знание значений нагрузки, действующей на структурный компонент, имеет существенную важность в смысле задания размеров структурному компоненту. Устанавливая положения крепления и/или количество усиливающих компонентов, соединенных с оболочечным компонентом, можно влиять на требуемую прочность структурного компонента, посредством изменения этих двух параметров, если положения крепления и/или количество этих усиливающих компонентов не ограничены стандартом, который заранее определен уполномоченным органом, или обычной или общей схемой.
Необходимо установить прочности материала так, чтобы этот компонент, который составлен из указанных частей, мог быть подвергнут процедуре вычисления прочности. Вычисление развития трещины, происходящего в оболочечном компоненте, является необходимостью для оценки повреждения, которое происходит, для того чтобы ограничить это повреждение в допустимом диапазоне. Дополнительной необходимостью для соблюдения устойчивости к повреждениям является вычисление прочности, которая должна быть ожидаема в конце интервала проверки структурного состояния. Такая остаточная прочность равным образом не должна упасть ниже заранее определенного значения или значения, которое установлено инструкциями. Предпочтительным является вычислять требуемый интервал проверки структурного состояния для структурного компонента, который предполагает только достижение развития трещины, которое все еще разрешено, или разрешенное сопротивление разрушению. Изменение прочностей материала, положений крепления или количества усиливающих компонентов структурного компонента является предпочтительным для адаптации предварительно рассчитанного требуемого интервала проверки структурного состояния к заранее определенному интервалу проверки структурного состояния. Изменение указанных параметров оказывает прямое воздействие на ожидаемые развитие трещины или остаточную прочность. Таким образом может быть достигнута максимальная экономия в весе структурного компонента. Выполнение структурного компонента посредством соединения усиливающих компонентов с оболочечным компонентом посредством использования общеизвестных способов соединения является предпочтительным для обеспечения структурного компонента, который имеет наименьший возможный вес, при сохранении заранее определенного уровня прочности. Дополнительно, необходимо, чтобы такой структурный компонент для усиливающего компонента или компонентов был оборудован по меньшей мере одним датчиком структурного состояния, чтобы быть в состоянии всегда проверить предположение при задании размеров о неповрежденном усилении, для достижения адекватной безопасности. Особенно предпочтительно, чтобы структурные компоненты, которым заданы размеры, таким образом, были бы использованы в летательном аппарате. В общем смысле стремление в отношении летательного аппарата состоит в том, чтобы использовать структурные компоненты высокой прочности, наименьшего возможного веса. Способ согласно изобретению делает возможным обеспечить структурный компонент, имеющий такие свойства.
Кроме того, в соответствии с изобретением является желательным и предусмотрено, что такой структурный компонент используется в пассажирском летательном аппарате. При проектировании компонентов для пассажирского летательного аппарата должен быть принят во внимание ряд инструкций, которые, в частности, относятся к жестко и заранее определенным вероятностям отказа, которые распределены по категориям в различные классы, для компонентов и систем. Для того чтобы обеспечивать гарантированную вероятность отказа в отношении структурного компонента, которому были заданы размеры в соответствии со способом по изобретению, возможные дефекты в усиливающих компонентах структурного компонента надежно обнаруживают, чтобы, таким образом, могли быть приняты необходимые меры обслуживания.
В дополнение, является желательным, чтобы оболочечный компонент мог быть использован как внешняя обшивка или как часть внешней обшивки пассажирского летательного аппарата. Внешняя обшивка пассажирского летательного аппарата не только представляет собой стенку, которая отделяет салон от окружающей атмосферы, но в то же время со всеми усиливающими компонентами она является несущей нагрузку структурой фюзеляжа летательного аппарата. Приемлемо, чтобы точно также внешняя обшивка как наибольший образующий единое целое компонент летательного аппарата была бы оптимизирована в отношении присущего ей веса в соответствии со способом задания размеров и выполнения по изобретению.
Также предпочтительно, чтобы усиливающий компонент, который в этом способе оборудован датчиком структурного состояния, был бы продольным усилителем («стрингером») внешней обшивки пассажирского летательного аппарата. Стрингеры проходят по существу распределенно по периферии по всей длине внутренней части внешней обшивки и вносят существенный вклад в жесткость фюзеляжа летательного аппарата. Для того чтобы обнаружить его неповрежденность, предпочтительно, чтобы они были оборудованы датчиками структурного состояния.
Кроме того, предпочтительным для поперечных усилителей («нервюр») внешней обшивки пассажирского летательного аппарата является также, чтобы они были оборудованы такими датчиками структурного состояния, так как нервюры являются также существенными компонентами, в смысле укрепления поперечного сечения внешней обшивки пассажирского летательного аппарата.
Датчики структурного состояния, которые имеют форму электрических разрывных проводов, вакуумных датчиков и/или оптических волокон или подобного, являются предпочтительными. Такие датчики структурного состояния механически относительно просты в конструкции и соответственно могут гарантировать высокий уровень надежности обнаружения.
Размещение множества датчиков структурного состояния в различных местоположениях на усиливающем компоненте или компонентах является предпочтительным, поскольку становится возможным не только обнаружить весь дефект такого усиливающего компонента, но также становится возможным обнаружить, например, развитие дефекта и его направление.
Особенно предпочтительно, если датчики структурного состояния связаны со средствами для записи, оценки и/или передачи состояний усиливающих компонентов. Датчики структурного состояния в одиночку не способны к информированию об обнаружении ими дефекта усиливающего компонента.
Кроме того, предпочтительно, чтобы средства для записи, оценки и/или передачи состояний усиливающих компонентов являлись бы одним или несколькими устройствами обработки данных, в частности устройствами авионики. Такие устройства обработки данных обладают возможностью выработки из абстрактных сигналов от ряда датчиков структурного состояния понятного изображение состояния проверяемой структуры, записи этого изображения и/или его передачи. Такие средства обязательны для гарантии того, что обнаруженные дефекты замечены.
Особенно предпочтительно, если устройства обработки данных при обнаружении дефекта в одном или нескольких усиливающих компонентах сохраняли бы этот дефект в форме данных на носителе информации и/или передавали его на последующее устройство обработки данных. Таким образом, например, возможно установить после периода работы, посредством протокола в форме электронных данных, какие структурные компоненты являются дефектными, чтобы, возможно, заменить их после завершения периода работы.
Также является предпочтительным для экипажа летательного аппарата и/или наземного персонала быть информированным о дефекте посредством вывода сохраненных и/или переданных данных подходящим средством вывода, которое, в частности, обеспечивает визуальные или акустические уведомления. С учетом постоянно сокращающихся периодов времени, затрачиваемых на земле, имеется необходимость быть информированными настолько незамедлительно, насколько это возможно, о возникновении дефектов так, чтобы возможно подходящие запасные части были бы уже доступны, когда пассажирский летательный аппарат приземлится.
Дополнительно предпочтительным для экипажа летательного аппарата и/или наземного персонала является быть информированным незамедлительно после возникновения дефекта и/или в более поздний момент по времени. Эта информация может быть обеспечена либо непосредственно устройствами обработки данных, которые делают подходящий сигнал доступным пилоту в кабине, либо данными, которые являются доступными для наземного персонала после оценки протокола.
Изобретение описано далее посредством предпочтительных вариантов осуществления, приводимых путем примера со ссылкой на фигуры чертежей, на которых:
Фиг.1 - трехмерное представление структурного компонента пассажирского летательного аппарата;
Фиг.2 - граф длины трещины для структурных компонентов с традиционно заданными размерами;
Фиг.3 - граф длины трещины для сравнения структурного компонента с традиционно заданными размерами и структурного компонента с размерами, заданными в соответствии со способом по изобретению;
Фиг.4 - усиливающий компонент, оборудованный датчиком структурного состояния;
Фиг.5А и 5В - усиливающий компонент, соединенный с оболочечным компонентом;
Фиг.6 - блок-схема, относящаяся к способу задания размеров и создания структурного компонента в отношении желательной характеристики развития трещины; и
Фиг.7 - пассажирский летательный аппарат.
На Фиг.1 показана часть 2 типичной конструкции пассажирского летательного аппарата, которая включает в себя большое количество оболочечных и усиливающих компонентов. Посредством примера показана часть структурного компонента 4, который расположен в пределах части 2 конструкции. Структурный компонент 4 включает в себя оболочечный компонент 6, два стрингера 8, которые представляют собой усиливающие компоненты в параллельном соотношении с продольной осью салона летательного аппарата, и нервюру 10, которая формирует усиливающий компонент, проходящий радиально вокруг продольной оси кабины летательного аппарата. Стрингеры 8 и нервюра 10 предпочтительно соединены клепкой, склеиванием и сваркой с оболочечным компонентом 6, таким образом, на Фиг.1 показаны клепочные соединения 12 для прикрепления стрингеров 8 к оболочечному компоненту 6 и клепочные соединения 14 для прикрепления нервюры 10 к оболочечному компоненту 6. Обычно стрингеры 8 или нервюры 10 помещены внутри внешней обшивки во взаимно разнесенном размещении в соответствии с заданной предварительной установкой, такой, например, как фабричный стандарт или подобное.
Со ссылкой на уровень техники, изложенный во вводной части этого описания в отношении схемы или задания размеров структурного компонента 4, обычно предполагается, что стрингеры 8 или нервюра 10 дефектны, так что оболочечному компоненту 6 должны быть заданы такие размеры, чтобы нести всю нагрузку, которая возникает. Предположение о по меньшей мере одном дефектном структурном компоненте 8 и/или 10 проистекает из ограниченной внутренней инспекции структуры фюзеляжа.
Критерии задания размеров для металлических структур гражданских летательных аппаратов отличаются в зависимости от сущности или местоположения рассматриваемого компонента. Таким образом, имеются критерии задания размеров, такие как, например, схема в соответствии со статической прочностью и устойчивостью, деформацией, усталостью материала, развитием трещины и остаточной прочностью. Это изобретение имеет отношение прежде всего к областями структуры летательного аппарата, в которых критериями задания размеров являются развитие трещины или остаточная прочность.
Областями структуры летательного аппарата, в которой развитие трещины типично представляет собой критерий задания размеров, являются, например, верхняя оболочка фюзеляжа, а также оболочки нижней стороны аэродинамических поверхностей. Критерий обнаружения развития трещины задействуют в соответствии с требованиями, вытекающими из международных инструкций, посредством цифрового вычисления развития трещины, при котором нагрузки, возникающие при работе в полете, которые также упоминают в их полноте как совокупную нагрузку, формируют основание для процедуры вычисления.
На Фиг.2 посредством примера для верхней оболочки хвоста фюзеляжа показан граф 16 с кривой 18, которая показывает длину трещины в верхней оболочке в зависимости от количества полетов или летных часов.
Интервал ΔN (24) между точкой безопасной проверяемой длины 20 трещины и критической длины 22 трещины, разделенный на установленный или обычный коэффициент безопасности, определяет интервал проверки структурного состояния. Интервал проверки состояния, который заранее определен или который запланирован в соответствии с расписанием обслуживания, не может быть больше, чем ΔN (24). Таким образом, должно быть показано, что задание размеров структуры приводит к характеристике достаточно медленного развития трещины. Таким путем можно гарантировать, что в любом случае трещина будет обнаружена в пределах обычного интервала проверки состояния прежде, чем она достигнет критических размеров.
Как было упомянуто выше, в соответствии с уровнем техники в настоящее время в отношении развития трещины предполагается, что усиления, которые находятся под трещиной, такие как, например, стрингеры 8 или нервюры 10, являются дефектными. Такое предположение требует разрешающих инструкций, поскольку внутренние усиления в соответствии с известным уровнем техники регулярно не осматриваются и не проверяются системой. Кривая развития трещины 18 соответствует этому предположению.
На Фиг.3 показан граф 26, иллюстрирующий две различных кривых 18 и 28 развития трещины, причем первая кривая 18 развития трещины является той же самой, что показана на Фиг.2, вторая кривая 28 развития трещины уточнена на основе неповрежденных усиливающих компонентов. В силу этого предположения, прочность, уточненная посредством расчета структурного компонента, превышает прочность компонента с традиционно заданными размерами.
Развитие трещины, которое замедлено, по сравнению с предположением о дефектных усиливающих компонентах, привело бы к более длинному интервалу обслуживания, при тех же самых размерах компонента и том же самом структурном весе. Такое преимущество может быть использовано для задания размеров структуре для ее облегчения, так чтобы первоначально необходимый интервал проверки структурного состояния был бы достигнут, но структура имела бы преимущество в весе над структурой с традиционно заданными размерами (кривая 18 развития). В конечном счете поэтому при разработке решения летательного аппарата исходят из предположения, что состояния стрингеров 8 и нервюр 10 при последующем функционировании летательного аппарата будут всегда известны. Усовершенствованное решение может быть обосновано на базе этого выигрыша в знании.
Эти аспекты применяются не только к критерию развития трещины, но также и к таковому по остаточной прочности. Структурные компоненты, которым заданы размеры в соответствии со способом по изобретению, при тех же самых размерах и том же структурном весе, на основании предположения о неповрежденных усиливающих компонентах, имеют посредством вычисления более высокую остаточную прочность и в результате также - более удлиненный интервал необходимой проверки структурного состояния. В некоторых областях структуры вызванное аварийным случаем повреждение должно допускаться и обнаруживаться в отношении остаточной прочности. В этих областях в отдельном случае не будет возможным для задания размеров иметь менее консервативную сущность на основании использования датчиков структурного состояния.
Так, чтобы состояния усиливающих компонентов при последующем функционировании летательного аппарата были всегда известны, необходимо, чтобы усиливающие компоненты были бы оборудованы датчиками структурного состояния. После обнаружения дефектов в усиливающих компонентах, может быть выработан такой сигнал, чтобы инспекция затронутого структурного компонента могла быть запланирована вовремя.
На Фиг.4 посредством примера представлен стрингер 8, оборудованный датчиком 30 структурного состояния. Этот датчик структурного состояния расположен с продольной стороны стрингера 8 в неизменной точке на поперечном сечении 32 стрингера. Это позволяет обнаружить трещину стрингера 8. Если датчик 30 структурного состояния выполнен, например, в форме разрывного провода, который разрывается, когда стрингер 8 трескается, и разрывает предварительно существующий контакт в устройстве для записи данных датчика, может быть обнаружена трещина стрингера 8. На Фиг.4 показан датчик 30 структурного состояния, который расположен приблизительно в положении середины высоты на поперечном сечении 32 стрингера 8. В силу такой компоновки уже можно обнаружить трескание стрингера 8 или подобное, до полного его выхода из строя, когда трещина распространяется до конца поперечного сечения, например от основания, к другой точке на его поперечном сечении, например к вершине.
Было бы, кроме того, возможным также оборудовать стрингер 8 множеством таких датчиков 30 структурного состояния, которые расставлены на различных высотах во взаимно смещенном соотношении на боковой поверхности стрингера 8. Это делает возможным обнаружение направления и развития трещины или разлома. В соответствии с изобретением подлежащий контролю (проверке) усиливающий компонент проверяют по существу по всей его длине, чтобы установить, не повреждена ли данная точка в поперечном сечении усиливающего компонента по всей длине.
Фактическое поперечное сечение усиливающего компонента может отличаться от того, которое показано, например стрингер 8 может быть только с одним рядом заклепок и иметь поперечное сечение, отличное от того, которое показано на Фиг.4. Кроме того, местоположение, которое подлежит проверке в поперечном сечении 32 стрингера 8, необязательно должно быть в положении, показанном на Фиг.4, но может также быть ближе к основе или вершине поперечного сечения 32.
Описание, сформулированное применительно к усиливающим компонентам в форме стрингеров, должно интерпретироваться здесь посредством примера и не ограничено им. Все другие усиливающие компоненты могут одинаково хорошо быть оснащены датчиками структурного состояния, в конкретных нервюрах.
На Фиг.5А показан стрингер 8, который связан с оболочечным компонентом 6, иллюстрирующий ряд вариантов в отношении размещения датчиков 30 структурного состояния. На Фиг.5B также показана нервюра 10 с Z-образным поперечным сечением 34, которая связана с оболочечным компонентом 6 посредством соединяющей части 36. Также здесь показаны возможные варианты в размещении датчиков 30 структурного состояния, такие как, например, на внешней переборке, в основании или подобном.
На Фиг.6 показана структурная схема, иллюстрирующая способ задания размеров и выполнения структурного компонента.
Способ начинается с определения значений нагрузки (обозначено блоком 38), затем сопровождаемый установлением положений и/или количества усиливающих компонентов 40 и установлением прочностей 52 материала, посредством чего в отношении заранее определенной обнаружимости 44 повреждения возможно вычислить развитие трещины до критической длины трещины, с учетом заранее определенных нагрузок в оболочечном компоненте, как обозначено на 46. На основании этого является возможным определить требуемый интервал проверки структурного состояния, как на 48, который сравнивают с заранее определенным интервалом проверки структурного состояния, как на 50. Что, в случае различия в интервалах, которое находится вне обычного допуска, приводит к способу, повторяемому от блока 38. Если имеет место различие, которое находится в допустимом пределе, тогда следует процедура выполнения структурного компонента 52 и оборудование его датчиками 54 структурного состояния.
По сравнению с традиционно или консервативно разработанными структурными компонентами, структурный компонент, выполненный этим способом, имеет более низкий вес, но удовлетворяет предпосылкам для развития трещины, которое не должно быть превышено, в пределах заранее определенного интервала проверки структурного состояния, в соответствии с чем, однако, необходимо, чтобы используемые усиливающие компоненты были оборудованы датчиками структурного состояния.
Наконец, на Фиг.7 показан летательный аппарат в соответствии с изобретением, в форме пассажирского летательного аппарата, оборудованного структурными компонентами, которым заданы размеры и которые выполнены в соответствии с изобретением, как показано посредством примера на Фиг.1.
Способы и устройства, описанные выше, только представляют варианты осуществления посредством примера изобретения и не предназначены для ограничения объема настоящего изобретения. Возможно предусмотреть большее количество других вариантов осуществления, которые не ограничены оборудованием стрингеров и нервюр структурного компонента летательного аппарата, но могут также быть распространены на другие структурные компоненты других устройств.