СПОСОБ КОНТРОЛЯ СОСТОЯНИЯ КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF CONTROLLING AIRCRAFT STRUCTURE STATE AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к измерительным системам, а именно к средствам контроля состояния конструкции и шасси летательного аппарата, и может быть использовано в различных транспортных средствах (самолетах, вертолетах, беспилотных летательных аппаратах и др.).
Известен способ контроля состояния конструкции летательного аппарата [1], заключающийся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мс при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состоянии каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки.
Известно устройство для осуществления способа контроля состояния конструкции летательного аппарата [1], содержащее установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, первое устройство обнаружения состоит из множество пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 мс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порогов, причем сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, второй выход блока питания соединен со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, первый выход блока питания соединен с входом бортового устройства, второе устройство обнаружения содержащее элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n микрорадаров, n усилителей, n аналого-цифровых преобразователей, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами элемента И, входом элемента НЕ, выход которого соединен с третьим входом элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n микрорадаров, выходы n аналого-цифровых преобразователей являются выходами второго устройства обнаружения, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, второй выход которого соединен с выходом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера. При этом, устройство сбора информации дополнительно определяет параметры состояния шины в соответствии с алгоритмом анализа выбранных гармоник сигналов, отраженных от облученной шины, заключающимся в осуществлении выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и определения параметров, связанных с шиной: балансировка и юстировка - в диапазоне от 1-й до 2-й гармоники, расслоение ленты протектора и неравномерный износ протектора - в диапазоне от 3-й до n гармоники, где n - фундаментальная гармоника, связанная с шаблоном протектора, износ протектора - в диапазоне от n-й до m-й гармоники, где m является верхним обертоном энергии шаблона протектора.
Недостатком известных способа и устройства является их недостаточная информативность из-за отсутствия мониторинга величин давления и температуры шин шасси летательного аппарата в процессе его движения по аэродрому, взлета и посадки, а также величин пробега каждой шины и количества совершенных шиной взлет-посадок.
Наиболее близким к изобретению является способ контроля состояния конструкции летательного аппарата [2], заключающийся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состояния каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состоянии шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину, более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.
Наиболее близким к изобретению является устройство контроля состояния конструкции летательного аппарата, содержащее установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, первое устройство обнаружения состоит из множества пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, второй выход блока питания соединен со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, первый выход блока питания соединен с входом бортового устройства, второе устройство обнаружения, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, первый выход которого соединен с входом бортового накопителя информации, а второй выход - со входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n микрорадаров, n усилителей, n аналого-цифровых преобразователей, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами элемента И, входом элемента НЕ, выход которого соединен с третьим входом элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n микрорадаров, выходы n аналого-цифровых преобразователей являются выходами второго устройства обнаружения, блок датчиков содержит к информационных датчиков, по одному на каждое колесо шасси, соединенных по радиоканалу с блоком приемников, блок приемников, содержащий по одному приемнику на каждую стойку шасси летательного аппарата, вход блока приемников соединен с выходом элемента И, группа выходов блока приемников соединена с четвертой группой входов устройства сбора информации, задатчик постоянных величин, выход которого соединен с пятым входом устройства сбора информации.
Недостатком известных способа и устройства является их недостаточная информативность из-за отсутствия мониторинга величин пробега шин колес шасси летательного аппарата в процессе их эксплуатации, а также количества взлет-посадок, приходящихся на каждую шину колес шасси.
Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа и устройства за счет дополнительного мониторинга величин пробега шин колес шасси летательного аппарата в процессе их эксплуатации, количества взлет-посадок, приходящихся на каждую шину, а, следовательно, повышение безопасности полетов.
Решение технической задачи изобретения достигается тем, что в способе контроля состояния конструкции летательного аппарата, заключающемся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состояния каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состоянии шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину, более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата, дополнительно измеряют во время взлета и посадки летательного аппарата число оборотов колес основных стоек шасси, определяют пробег каждой шины шасси летательного аппарата за период взлета-посадки, суммируют данный пробег с уже имеющимся, определяют пробег каждой шины с начала эксплуатации, фиксируют текущую взлет-посадку, суммируют последнюю взлет-посадку каждой шины с уже имеющимися, определяют для каждой шины количество взлетов-посадок с начала эксплуатации, записывают информацию о количестве взлетов-посадок для каждой шины и ее пробег с начала эксплуатации в бортовой накопитель информации, при превышении количества взлетов-посадок и (или) пробега какой либо из шин заданных величин осуществляют информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.
Заявляемый способ реализуется в устройстве контроля состояния конструкции летательного аппарата, содержащем установленные на борту летательного аппарата первое и второе устройства обнаружения, устройство сбора информации, блок сигнализации аварийного состояния, бортовое устройство, блок питания, индикатор тревоги, задатчик постоянных величин, при этом первое устройство обнаружения состоит из множества пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, первый, второй и третий выходы блока питания соединены соответственно со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, с входами бортового устройства и задатчика постоянных величин, первый, второй, третий и четвертые входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым выходами блока датчиков, группа первых выходов, второй и третий выходы второго устройства обнаружения соединены соответственно с группой третьих входов, четвертым входом устройства сбора информации, первый выход которого соединен с входом бортового накопителя информации, а второй выход - с первым входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, к информационных датчиков, по одному на каждое колесо шасси, при этом выходы концевых выключателей, датчика движения, высотомера и к информационных датчиков, являются соответственно первым, вторым, третьим и четвертым выходами блока датчиков, группа выходов задатчика постоянных величин соединена с пятой группой входов устройства сбора информации, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n микрорадаров, n усилителей, n аналого-цифровых преобразователей, а также блок приемников, причем первый, второй, третий и четвертый входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами первого элемента И, входом элемента НЕ и первой группой входов блока приемников, второй вход которого соединен с выходом первого элемента И, выход элемента НЕ соединен с третьим входом первого элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n микрорадаров, блок приемников содержит по одному приемнику на каждую стойку шасси летательного аппарата, группа выходов n аналого-цифровых преобразователей и группа выходов блока приемников являются соответственно первой и второй группой выходов второго устройства обнаружения, которые соединены с соответственно с третьей и четвертой группой входов устройства сбора информации, дополнительно введены в блок датчиков датчики числа оборотов, а во второе устройство обнаружения дополнительно введены второй и третий элементы И, первый и второй счетчики, дифференцирующая цепь, причем датчики числа оборотов установлены относительно колес основных стоек шасси летательного аппарата, выходы датчиков числа оборотов, которые являются пятым выходом блока датчиков, соединены с пятыми входами второго устройства обнаружения, пятый вход которого является вторыми входами второго и третьего элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходом первого элемента И и выходом блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, выходы второго и третьего элементов И соединены с первыми входами первого и второго счетчиков, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, вход которой соединен с выходом датчика движения, выходы первого и второго счетчиков являются соответственно третьим и четвертым выходами второго устройства обнаружения, которые соединены с шестым и седьмым входами устройства сбора информации, третий выход которого соединен со вторым входом индикатора тревоги.
Кроме того, датчик числа оборотов колеса основной стойки шасси летательного аппарата состоит из магнитоуправляемых контактов, ось симметрии каждого из которых расположена параллельно радиусу колеса, пары постоянных магнитов, закрепленных в одной плоскости на кронштейнах жестко соединенных со ступицей колеса при помощи экранов с ушками, расположенных параллельно продольным осям симметрии постоянных магнитов, продольная ось симметрии каждого постоянного магнита параллельна радиусу колеса, магнитоуправляемые контакты закреплены на неподвижных частях стоек шасси при помощи кронштейнов, каждый из которых состоит из двух скрепленных между собой скоб, снабженных эластично-упругим покрытием со стороны, взаимодействующей со стойкой шасси, на одной из скоб смонтированы упор и пиноль, на которой с возможностью перемещения установлен магнитоуправляемый контакт.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий:
1. Измеряют во время взлета и посадки летательного аппарата число оборотов колес основных стоек шасси.
2. Определяют пробег каждой шины шасси летательного аппарата за период текущей взлета-посадки, суммируют данный пробег с уже имеющимся, определяют пробег каждой шины с начала эксплуатации.
3. Фиксируют текущую взлет-посадку, суммируют последнюю взлет-посадку каждой шины с уже имеющимися, определяют для каждой шины количество взлетов-посадок с начала эксплуатации.
4. Записывают информацию о количестве взлетов-посадок для каждой шины и ее пробег с начала эксплуатации в бортовой накопитель информации, при превышении количества взлетов-посадок и (или) пробега какой либо из шин заданных величин осуществляют информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.
Новыми элементами, обладающими существенными отличиями по устройству, являются датчики числа оборотов, второй и третий элементы И, первый и второй счетчики, дифференцирующая цепь.
Заявляемые способ и устройство являются результатом научно-исследовательской и экспериментальной работы.
На фиг.1 приведена функциональная схема устройства, на фиг.2 - функциональная схема второго устройства обнаружения.
Устройство содержит установленные на борту летательного аппарата первое 1 и второе 2 устройство обнаружения, устройство 3 сбора информации, блок 4 сигнализации аварийного состояния, бортовое устройство 5, блок 6 питания, блок 7 датчиков, индикатор 8 тревоги, задатчик 9 постоянных величин.
Блок 7 датчиков состоит из блока 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 11 движения, высотомера 12, информационных датчиков 13 (по одному на каждое колесо шасси), датчиков 14 числа оборотов колес шасси. Датчики числа оборотов колес шасси известны [3].
Второе устройство 2 обнаружения состоит из последовательно соединенных n-микрорадаров 15, n-усилителей 16, n-аналого-цифровых преобразователей 17, блока приемников 18, первого элемента И 19, элемента НЕ 20, второго элемента И 21, третьего элемента И 22, первого 23 и второго 24 счетчика, дифференцирующей цепи 25.
Способ контроля состояния конструкции летательного аппарата реализуется следующим образом.
Самолеты оборудуются системой постоянного контроля, осуществляемого на протяжении всего полезного срока службы самолета. Как правило, этот полезный срок службы включает в себя фазы полета и фазы стоянок в аэропорту или в техническом ангаре. Система контроля является электронной системой с питанием от бортовой сети. Постоянное электрическое питание, поддерживаемое во время фаз стоянок, позволяет произвести исследования по всем событиям, произошедшим с самолетом. При ударах или столкновениях, а также больших усилиях, которым подвергается конструкция самолета, в местах ударов или столкновений или в зоне напряжения происходит излучение звуковой волны. Поэтому в чувствительных местах упомянутых критических частей (узлов) устанавливаются наборы пьезоэлектрических датчиков. Эти датчики соединены с электронной системой и выдают на нее сигнал сразу при возникновении какого-либо события.
При применении способа измеряют мощные импульсы механических волн, спектральные составляющие которых на практике находятся в пределах от 20 кГц до 2 МГц. Акустическая схема позволяет анализировать в режиме реального времени данные: характеристики импульсов (высокочастотных сигналов) во временной области. Можно также предусмотреть анализ их частотных характеристик. Она позволяет также локализовать акустические источники по зоне или ячейке, распознавать и классифицировать акустические источники в реальном времени и автоматически фильтровать и сохранять в памяти акустические импульсы в зависимости от их характеристик и выделять из них данные, характерные для определенного явления.
Пьезоэлектрические датчики устанавливают в зонах, включающих: купол радиолокационной антенны; передние кромки крыльев и хвостового оперения.
При этом первое 1 устройство обнаружения, состоящее из множества пьезоэлектрических датчиков, обеспечивает непрерывный мониторинг каждой зоны летательного аппарата и измерение сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится самолет в полете или на стоянке.
Сигналы с первого и второго выхода первого 1 устройства обнаружения поступают соответственно на первые и вторые входы устройства 3 сбора информации непосредственно и через блок 4 сигнализации аварийного состояния.
При этом устройство 3 сбора информации считывает и обрабатывает сигналы, поступающие от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, подтверждает исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, а также подает сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования.
Устройство 1 сбора информации, поступающей от датчиков, включает в себя: преобразователь акустического сигнала в аналоговый электрический сигнал, цифровой блок обработки сигнала, супервизор (контроллер), обеспечивающий сбор и передачу данных в запоминающее устройство, детектирование неисправностей системы и координирование своевременного считывания данных цифровым блоком обработки данных, поступающих в буферные запоминающие устройства и массовые запоминающие устройства (ЗУ) сверхбольшой емкости, позволяющие системе собирать большие количества данных, устройство диагностики, связанное с супервизором и конфигурированное для постоянной загрузки, записи, считывания и обработки сигналов, поступающих от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе, вывода данных на дисплей, конфигурацию и калибровку оборудования, включая пороговые значения параметров оборудования в зависимости от того, находится самолет в полете или на земле, времена релаксации после события, передачи данных в массовое ЗУ, а также для подтверждения исправной работы указанного множества пьезоэлектрических датчиков.
Бортовое устройство 5 обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, при этом сигнал с выхода бортового устройства поступает на вход первого устройства обнаружения.
Для обеспечения постоянного питания системы мониторинга осуществляют постоянный контроль подачи электрической энергии и, в случае необходимости, подключают аварийную батарею, при этом напряжение питания с первого, второго и третьего выходов блока 6 питания поступает соответственно на второй вход блока 4 сигнализации аварийного состояния, на вход бортового устройства 5 и вход задатчика 9 постоянных величин.
Шасси летательного аппарата являются неотъемлемой частью его конструкции. Наиболее уязвимым элементом современных шасси, как показывает практика, являются шины колес. Достаточно часто неисправности шин летательных аппаратов приводят к предпосылкам к летным происшествиям, авариям и катастрофам. Одной из причин такого положения вещей является отсутствие мониторинга технического состояния шин летательного аппарата в основные периоды их реального функционирования - движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата, а также отсутствие информирования экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния его шин и возникновении неисправностей в периоды движения по аэродрому, взлета и посадки. В аналоге изобретения [1] предложено устройство, позволяющее устранить некоторую часть вышеуказанных недостатков. Для этого в периоды выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата сигналы соответственно от блока 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 11 движения, высотомера 12, входящих в состав блока 7 датчиков, поступают на первый, второй и третий входы второго 2 устройства обнаружения и соответственно на первый и второй входы первого элемента И 19, непосредственно и на третий вход первого элемента И 19, через элемент НЕ 20.
В режиме выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата из блока 7 датчиков выдается определенная комбинация сигналов на первый, второй и третий входы элемента И 19, чем обеспечивается излучение n микрорадаров 15 в направлении шин за счет выдачи разрешающего сигнала с выхода элемента И 19, на вторые входы n микрорадаров 15. Отраженные от шин сигналы усиливаются n усилителями 16, переводятся из аналогового вида в цифровой n аналого-цифровыми преобразователями 17 и поступают на n-третьи входы устройства 3 сбора информации.
Устройство 3 сбора информации дополнительно обрабатывает поступающие сигналы по алгоритму, основанному на анализе выбранных гармоник отраженных сигналов и заключающемуся в осуществлении выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и определения параметров, связанных с шиной, определении параметров или аномалий: балансировка и юстировка в диапазоне от 1-й до 2-й гармоники, расслоение ленты протектора и неравномерный износ протектора в диапазоне от 3-й до n-гармоники, где n-фундаментальная гармоника, связанная с шаблоном протектора, износ протектора определяется в диапазоне от n-й до m-й гармоники, где m является верхним обертоном энергии шаблона протектора.
В результате обработки сигналов устройство 3 сбора информации определяет текущее техническое состояние параметров каждой шины шасси летательного аппарата, и информация об этом записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации. После взлета летательного аппарата и уборки шасси срабатывает блок концевых выключателей, и n микрорадары 15 прекращают излучение. Перед посадкой летательного аппарата летчик (оператор) выпускает шасси. После выпуска шасси опять срабатывает блок 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, и при посадке летательного аппарата восстанавливается излучение n микрорадаров 15 в направлении шин, которое продолжается до заруливания летательного аппарата на стоянку. После остановки самолета исчезает сигнал на втором входе первого элемента И 19, что приводит к прекращению излучения n микрорадаров 15. Устройство 3 сбора информации в результате обработки поступившей информации определяет текущее техническое состояние каждой шины шасси летательного аппарата, и информация об этом вновь записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации.
Однако, недостатком этого устройства является не полный учет параметров, определяющих правильность функционирования шин летательного аппарата. Такими параметрами являются давление и температура внутри шины колеса шасси летательного аппарата. Отсутствие мониторинга этих параметров в процессе движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата, также, как показывает практика, может привести к предпосылкам к летным происшествиям, авариям и катастрофам. Поэтому в прототипе изобретения, наряду с мониторингом параметров состояния шины в соответствии с алгоритмом анализа выбранных гармоник сигналов, отраженных от облученной шины [2], предложено осуществлять синхронный во времени мониторинг величин давления и температуры в каждой из шин шасси летательного аппарата. Для этого сигналы с к информационных датчиков 13, расположенных на колесах шасси летательного аппарата, по радиоканалу поступают на первый вход блока приемников 18 (приемники 18 расположены в районе носовой и основных стоек шасси летательного аппарата). Приемники 18 начинают принимать сигналы к информационных датчиков 13 после срабатывания первого элемента И 19, т.е. после начала движения летательного аппарата. С выхода блока 18 приемников сигналы поступают на IV группу входов устройства 3 сбора информации. На V вход устройства 3 сбора информации поступают сигналы от задатчика 9 постоянных величин, несущие информацию о заданных величинах давления и температуры в шинах колес носовой и основных стоек шасси летательного аппарата с учетом типа летательного аппарата, времени года, степени загрузки летательного аппарата, географических координат аэродрома и т.д. Устройство 3 сбора информации сравнивает текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, поступающей с задатчика 9 постоянных величин, сравнивает текущие величины давления и температуры в к сдвоенных шинах колес стоек шасси между собой, передает информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин колеса и в к сдвоенных шинах колес на величину более заданной, формирует сигнал на своем втором выходе для информирования об этом экипажа (оператора) летательного аппарата (появляется сигнал на первом входе индикатора 8 тревоги).
Однако, учитывая то, что летательный аппарат производит взлеты и посадки с аэродромов различного класса, имеющих различные длины взлетно-посадочных полос и рулевых дорожек, для дополнительного мониторинга состояния шин колес шасси летательного аппарата представляется целесообразным вести учет пробега каждой шины в процессе ее эксплуатации. Кроме того, из опыта эксплуатации шин летательного аппарата известно, что наибольшие нагрузки шина испытывает в периоды начала взлета и начала приземления. Поэтому как дополнительный элемент мониторинга состояния шины может рассматриваться количество совершенных ею взлет-посадок.
Реализация дополнительного мониторинга в предлагаемом способе и устройстве осуществляется следующим образом.
После начала движения летательного аппарата датчики блока 14 датчиков числа оборотов колес шасси начинают генерировать сигнал, который поступает на второй вход второго 21 и третьего 22 элементов И, при этом на первый вход второго 21 элемента И поступает сигнал с выхода первого элемента И 19, а на первый вход третьего 22 элемента И, поступает сигнал с выхода датчика 10 концевых выключателей.
В результате срабатывания второго элемента И 21 сигналы датчиков блока 14 датчиков числа оборотов колес шасси поступают на входы первого 23 счетчика, где происходит их подсчет. Подсчитанные импульсы поступают далее на вход устройства 3 сбора информации, где суммируются и делятся на число пропорциональное количеству датчиков блока 14 датчиков числа оборотов. После чего полученное число оборотов в устройстве 3 сбора информации умножается на длину окружности колеса и определяется пробег каждой шины в период взлета, который суммируется с уже имеющимся пробегом. Аналогично происходит определение пробега шин во время посадки летательного аппарата.
Учет числа взлет-посадок предлагается осуществлять следующим образом. После взлета сигналы с выхода концевых выключателей 10 поступают через третий 23 элемент И на входы второго блока 24 счетчиков, где учитываются и записываются в память устройства 3 сбора информации для каждой шины отдельно. Аналогично в память устройства 3 сбора информации происходит запись числа, пропорционального посадке летательного аппарата для каждой шины колес шасси. При превышении шиной заданной величины пробега или заданной величины возможных взлет-посадок устройство 3 сбора информации формирует на первом выходе сигнал, записываемый в защищенный бортовой накопитель информации, а на своем третьем выходе сигнал для информирования об этом экипажа (оператора) летательного аппарата (появляется сигнал на втором входе индикатора 8 тревоги). Необходимые для расчета величины пробега шины константы и величины предельных значений пробега шины и предельного значения числа взлет-посадок для шины поступают на пятый вход устройства 3 сбора информации с выхода задатчика 9 постоянных величин.
Первый 23 и второй 24 счетчики предварительно обнуляются от сигнала поступающего от датчика 11 движения через дифференцирующую цепь 25.
Таким образом, в результате применения предлагаемого способа и устройства осуществляется полноценный мониторинг технического состояния шин шасси летательного аппарата, заключающийся в мониторинге внешнего покрытия шин с помощью n микрорадаров, внутреннего состояния шин (величин давления и температуры в каждой шине и в к сдвоенных шинах) на этапах его движения по аэродрому, взлета и посадки, а также пробег каждой шины с начала эксплуатации и количество произведенных ею взлет-посадок, что в настоящее время не осуществляется никаким другим устройством. Кроме того, в результате анализа записанной информации за цикл полетов в бортовом защищенном накопителе информации появляется возможность расширенной оценки изменения технического состояния каждой шины, а также сдвоенных шин в течение этого цикла с учетом времени года, погодных условий, состояния аэродромов, загрузки летательного аппарата, пробега, количества совершенных взлет-посадок, географии полетов и т.д. При переходе любой из шин в неисправное состояние (расслоение протектора, повышенный износ протектора, разбалансировка, не расчетные величины давления и температуры, превышение заданного пробега и количества взлет-посадок) на первом выходе устройства 3 сбора информации появляется сигнал, записываемый в защищенный бортовой накопитель информации, а на втором и третьем выходах устройства 3 сбора информации формируется сигнал, который поступает на первый и второй входы индикатора 8 тревоги, который при его поступлении информирует экипаж (оператора) о возникшей неисправности или опасности.
При возникновении аварии (катастрофы) в процессе движения по аэродрому, взлета или посадки летательного аппарата при использовании предлагаемого устройства появляется возможность за счет анализа информации из защищенного бортового накопителя информации более полно оценить качество функционирования и техническое состояние шин шасси до момента и в момент аварии (катастрофы).
Таким образом, использование предложенных способа и устройства позволит повысить качество контроля технического состояния конструкции летательного аппарата за счет углубленного мониторинга технического состояния шин шасси на этапах движения летательного аппарата по аэродрому, взлета и посадки, а также безопасность полетов за счет более полного информирования экипажа (оператора) о возникновении неисправностей в системе шин шасси летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ на изобретение №2443991, кл. G01M 17/02, G01S 13/88, 27.02.2012 г.
2. Патент РФ на изобретение №2502058, кл. G01M 17/02, G01S 13/88, 20.12.2013 г. (прототип).
3. Патент РФ на изобретение №1775985, кл. В64С 25/26, 1995 г.