Способ мониторинга в условиях вибрационных испытаний переменной нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции беспилотных воздушных судов вертолетного типа
METHOD FOR MONITORING UNDER CONDITIONS OF VIBRATION TESTS OF VARIABLE LOADING AND FATIGUE DAMAGE TO THE STRUCTURE OF HELICOPTER-TYPE UNMANNED AERIAL VEHICLES

Изобретение относится к технике прочностных испытаний натурных конструкций, в частности,  к способу мониторинга в условиях вибрационных испытаний переменной нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции беспилотных воздушных судов вертолетного типа (БВС ВТ), результаты которых используют для определения ресурса конструкции по условиям сопротивления усталости (срока службы) при вибрационных испытаниях, а также определения методов и периодичности проведения неразрушающего контроля в условиях эксплуатации. Способ также может быть применен для испытаний на вибрационное нагружение элементов конструкции БВС ВТ и для испытаний на усталость тренажеров и их элементов.
Сложный процесс переменного нагружения конструкции БВС ВТ в условиях вибрационных испытаний натурной конструкции обуславливает необходимость мониторинга, как нагруженности конструкции, так и усталостной повреждаемости. Нагруженность конструкции при вибрационных испытаниях определяется инерционными усилиями от масс конструкции и силонагружающих устройств. Отклонения фактических значений усилий от заданных значений приводит к ошибкам воспроизведения напряженно-деформированного состояния конструкции и, как следствие, к ошибкам в определении характеристик усталости (долговечности, длительности развития трещины и т.д.). Поэтому в процессе циклического нагружения возникает острая необходимость мониторинга силовых факторов в характерных сечениях (изгибающие и крутящие моменты, и перерезывающие усилия) и напряжений в основных силовых элементах (ОСЭ), а также их усталостной повреждаемости.
Известен способ оценки нагружения конструкции самолета (патент № 2595066 «Способ оценки нагружения конструкции самолета при летных прочностных исследованиях с использованием искусственных нейронных сетей» Арнаутов Е.В., Балашова Т.А., Лучинский М.Н., Орлов А.А., Хоменко А.Г.). При летных прочностных испытаниях измеряют значения силовых факторов реакции конструкции датчиками деформаций, размещенными на конструкции самолета, передают измеренные значения и значения параметров полета из памяти бортовых регистраторов в память компьютеров, строят, обучают и тестируют четыре искусственные нейронные сети. На первом шаге находят относительно стационарные по нагружению короткие интервалы времени, на втором шаге вычисляют средние значения параметров полета, силовых факторов, на третьем шаге строят, обучают и тестируют две отдельные нейросети определенным образом для статических и динамических составляющих, на четвертом шаге выполняют построение многомерных моделей нагружения на основе построенных нейросетей и прогноз на их основе силовых факторов, формируют третью нейронную сеть для прогноза спектральных характеристик динамических составляющих силовых факторов и диагностики повреждений, формируют четвертую нейросеть, используя средние значения параметров полета и средние значения спектральных характеристик динамических составляющих силовых факторов для выявления наиболее влияющих на силовые факторы параметров полета.
Недостатком этого способа является сложность его применения и высокая трудоемкость, так как для каждого конструктивного элемента необходимо для прогноза процессов нагружения и усталостной повреждаемости элементов конструкции летательного аппарата, из множества архитектур нейронных сетей выбрать многослойный персептрон, архитектура которого после соответствующего обучения даст возможность решить сложную нелинейную задачу определения силовых факторов в сечениях конструкции, что не всегда возможно.
Известен способ индивидуального учета расходования ресурса и спектра нагрузок основных элементов планера маневренных самолетов (патент RU 2473959 «Способ определения расходования ресурса и спектра нагружения основных элементов планера маневренных самолетов», Баранов Н.И., Исаев С.А., Левитин И.М., Макаров В.А., Милькин В.И., Полозов А.А., Полозов С.А.), в котором регистрируют, идентифицируют полетную информацию и осуществляют вычисления, в результате которых данные о расходовании ресурса и спектра нагрузок основных элементов планера запоминают и отображают для проведения анализа. Вычисление циклической нагруженности элементов планера и их эквивалентных показателей расхода ресурса включает:
- выделение из текущих значений сил и моментов экстремумов нагружений на соответствующие элементы планера, причем каждый следующий экстремум выделяют в специальную выборку только тогда, когда разность с предыдущим превышает определенную для элемента величину;
- вычисление с помощью метода «дождя» эквивалентной повреждаемости для положительных и отрицательных нагружений контролируемого элемента планера;
- вычисление показателей эквивалентного по повторяемости нагружения расходования ресурса каждого из элементов планера.
Недостатком данного способа является то, что определение циклической нагруженности осуществляют расчетным методом по данным зарегистрированной полетной информации. Применение расчетных методов приводит к существенным погрешностям в определении нагруженности обусловленные тем, что, как правило, расчетные модели вычисления текущих значений сил и моментов, действующих на основные элементы планера, основанные на определении аэродинамических характеристик самолета с учетом данных, описывающих пространственное и угловое движение самолета не совершенны и требуют экспериментального подтверждения.
0i
i
Известен способ оценки усталостной повреждаемости металлических элементов конструкции самолетов при летных испытаниях (патент RU 2687228 «Способ оценки усталостной повреждаемости металлических элементов конструкций самолетов при летных испытаниях на основе расширенной модифицированной кривой усталости», Арнаутов Е.В., Лучинский М.Н.), который включает измерение в полете значений напряжений и температур тензодатчиками и термодатчиками, размещенными на различных элементах конструкции, обработку результатов этих измерений по «методу полных циклов» и теории Одинга с приведением полетных циклов напряжений к отнулевым σ, характеризуемым максимальными значениями и числами их повторяемости N. Далее проводят сравнение результатов обработки с данными усталостных испытаний элементов конструкции или типовых образцов для расчета накопленной в течение режима повреждаемости.
Недостатком данного способа является то, что циклограммы напряжений в полете получают по данным измерений показаний тензодатчиков и термодатчиков. Так как тензодатчики и термодатчики обладают существенным рассеянием характеристик, то результаты измерений имеют большие погрешности, что в свою очередь приводит к большим ошибкам при оценке усталостной повреждаемости.
Известен способ вычисления эквивалентной наработки планера самолета (патент RU 2097830 «Способ вычисления эквивалентной наработки планера самолета и система для его осуществления» Клюкинских В.В., Меженков В.Н., Погребинский Е.Л.), который включает ввод параметров полета, определение временных последовательностей нагрузок и выделение из этих последовательностей значение нагрузок для расчета, расчет усталостной повреждаемости. Расчет повреждаемости производят по выделенным значениям перегрузки или изгибающего момента.
Недостатком данного способа является расчет повреждаемости значениям перегрузки или изгибающего момента, а не по значениям напряжений в значимых по условиям усталости элементах конструкции. Кроме того, определение временных последовательностей нагрузок по параметрам полета, как правило, носит оценочный характер, в связи с отсутствием верифицированных методик расчета.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому результату является способ, принятый за прототип, изложенный в патенте на изобретение 2599108С1 (Россия) «Способ мониторинга нагрузок и накопленной усталостной повреждаемости в условиях эксплуатации самолета», Цымбалюк В.И., Орлова Т.И., Фролов А.В.
Способ мониторинга нагрузок и накопленной усталостной повреждаемости в условиях эксплуатации самолета, основан на том, что выбирают агрегаты, сечения конструкции планера самолета и типы нагрузок, устанавливают в выбранных сечениях тензодатчики, осуществляют полет самолета, тензодатчиками измеряют во время полета нагрузки, действующие в указанных выше агрегатах и сечениях, регистрируют штатным аварийным регистратором параметры полета на борту самолета, в наземной системе статистически обрабатывают данные с тензодатчиков, на основе результатов статистической обработки и данных об основных параметрах полета выполняют аналитическое определение усталостной повреждаемости агрегатов и конструкций самолета выбранного типа. Тензодатчики устанавливают и измеряют ими нагрузки при проведении государственных сертификационных испытаний или аналогичных испытаний, аналитическое определение усталостной повреждаемости проводят путем разделения всего полета на режимы, получения для каждого режима статистических зависимостей нагрузок от параметров полета, регистрируемых штатным аварийным регистратором, на основании анализа тензометрии при государственных сертификационных испытаниях выбирают критические элементы: агрегаты, сечения и силовые элементы конструкции планера самолета и типы действующих на них нагрузок - определяющих ресурс конструкции по условиям усталостной прочности, аналитически определяют вклад различных режимов полета в их повреждаемость, для каждого из которых и каждого критического элемента на основе обработки многократно повторяющихся режимов полета устанавливают статистические зависимости повреждаемости и экстремальных нагрузок от нагрузок функционирования, интенсивности (СКО - среднеквадратичного отклонения перегрузок) и времени колебаний (эквивалентного значения условной повреждаемости по перегрузкам) интегральных силовых факторов - перегрузок, фиксируемых аварийным регистратором со своих штатных датчиков, при возвращении любого экземпляра самолета данного типа на базовый аэродром переписывают информацию аварийного регистратора и обрабатывают ее на ЭВМ, при этом выделяют интересующие режимы полета по регистрируемым параметрам, на каждом режиме для каждой интересующей нагрузки аналитически определяют нагрузки функционирования с использованием регистрируемых параметров, на каждом режиме полета определяют среднеквадратичные отклонения перегрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости значения перегрузок, определяют эквивалентные по усталостной повреждаемости значения рассматриваемых нагрузок на каждом режиме полета с использованием зависимостей, полученных при государственных сертификационных испытаниях, определяют экстремумы нагрузок цикла «земля-воздух-земля» анализом экстремальных нагрузок за все режимы полета и определяют повреждаемость от его воздействия, а также суммарную повреждаемость по каждой нагрузке за полет как сумму по режимам и по циклам «земля-воздух-земля», повреждаемости документируют и хранят в банке данных.
Недостатком данного способа является вычисление усталостной повреждаемости по показаниям тензодатчиков, тензочуствительность которых обладает рассеянием. Рассеяние приводит к ошибкам в определении напряжений в конструкции и, как следствие, приводит к существенным ошибкам вычисления усталостной повреждаемости, так как существует степенная зависимость усталостной повреждаемости от напряжения. Также следует отметить, что современные аварийные регистраторы обладают небольшой частотой опроса параметров, влияющих на нагруженность летательного аппарата при воздействии динамических нагрузок. Это также приводит к ошибкам в определении усталостной повреждаемости.
Задачей заявляемого изобретения является устранение указанных недостатков.
Технический результат предлагаемого способа заключается в повышении достоверности определения нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции БВС ВТ подверженной действию вибрационных нагрузок. Ключевым моментом разработанного способа является то, что нагруженность и усталостную повреждаемость определяют по данным измерений показаний виброперегрузок в центре тяжести и восстановлении циклограмм напряжений, использую зависимости напряжений от виброперегрузок в центре тяжести, полученные тарировкой тензодатчиков вибрационными нагрузками.
Технический результат способа мониторинга в условиях вибрационных испытаний переменной нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции БВС ВТ достигают тем, что на ОСЭ конструкции монтируют тензодатчики, в центре тяжести конструкции монтируют виброизмерительные преобразователи, при тарировке в конструкции промышленным роботом через адаптер, соединяющий фланец подвижной руки промышленного робота с втулкой вала несущего винта, возбуждают гармонические линейные и угловые колебания с различными частотами и амплитудами, одновременно измеряют линейные и угловые перемещения конструкции в ее центре тяжести по показаниям виброизмерительных преобразователей и деформации в ОСЭ по показаниям тензодатчиков, устанавливают зависимость отношений амплитуд деформаций к амплитудам перемещений от частоты колебаний, в вибрационных испытаниях возбуждают заданный режим нагружения, измеряют линейные и угловые перемещения в центре тяжести, используя полученные зависимости отношений амплитуд деформаций к перемещениям от частоты колебаний, определяют амплитуды деформаций, по которым вычисляют усталостную повреждаемость.
Перечень фигур:
на фиг. 1 изображен промышленный робот с закрепленным БВС ВТ;
на фиг. 2 изображены зависимости отношения амплитуд напряжений к амплитудам линейных и угловых перемещений в центре тяжести БВС ВТ.
На фиг. 1 изображено: 1 - БВС ВТ, 2 - фланец, 3 - подвижная рука промышленного робота, 4 - промышленный робот, 5 - адаптер, 6 - втулка вала несущего винта, 7 - тензодатчики, 8 - виброизмерительные преобразователи.
На фиг. 2 изображено: 9 - отношение амплитуды деформации к угловому перемещению относительно оси y, 10 - отношение амплитуды деформации к линейному перемещению по оси y, 11 - отношение амплитуды деформации к линейному перемещению по оси z.
В качестве примера реализации способа рассмотрено испытание БВС ВТ (фиг. 1). БВС ВТ 1 через втулку вала несущего винта 6 закрепляют к адаптеру 5, соединенному с фланцем 2 подвижной руки промышленного робота 4. На ОСЭ конструкции монтируют тензодатчики 7, а в центре тяжести БВС ВТ монтируют виброизмерительные преобразователи 8. При тарировке промышленным роботом 4 в конструкции БВС ВТ 1 возбуждают гармонические линейные и угловые колебания с различными частотами и амплитудами. Виброизмерительными преобразователями 8 измеряют линейные и угловые перемещения в центре тяжести БВС ВТ и одновременно измеряют дефомации ОСЭ по показаниям тензодатчиков 7. Определяют зависимости отношений амплитуд деформаций в ОСЭ к амплитудам перемещений в центре тяжести БВС ВТ от частоты колебаний (фиг. 2). В испытаниях на вибрационное нагружение промышленным роботом 4 возбуждают заданный режим нагружения БВС ВТ и одновременно непрерывно измеряют и регистрируют линейные и угловые перемещеним в центре тяжести БВС ВТ по показаниям виброизмерительных преобразователей 8. Определяют амплитуды угловых и линейных перемещений в центре тяжести БВС ВТ. Для полученных амплитуд перемещений, используя зависимости отношений деформаций ОСЭ к амплитуде в центре тяжести БВС ВТ от частоты колебаний, определяют амплитуды напряжений в ОСЭ , по которым вычисляют усталостную повреждаемость по соотношению:
, где
m - константа материала конструкции;
- амплитуда напряжения;
i
n- число циклов i-ой амплитуды;
k - число уровней амплитуд.