СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к экспериментальной аэромеханике и может быть использовано при исследованиях динамических характеристик основных элементов конструкции летательного аппарата (крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение, пилон двигателя) во время эксплуатации.

При решении задач динамики и прочности летательных аппаратов важное место занимает определение их основных динамических характеристик - резонансные (собственные) частоты, формы и параметры затухания колебаний, к которым относятся: добротность колебательной системы, коэффициент затухания колебаний, показатель затухания колебаний, логарифмический декремент колебаний. Параметры затухания колебаний характеризуют меру рассеяния механической энергии и перехода ее в тепловую энергию, например в виде внутреннего трения, иначе такое явление называют демпфированием. При эксплуатации летательных аппаратов (ЛА) различают аэродинамическое демпфирование и конструкционное демпфирование.

Известен способ определения логарифмического декремента колебаний, когда его находят по частотам экстремумов резонансной кривой действительной части амплитуды при наземных частотных испытаниях (Жаров Е.А., Смыслов В.И. Резонансные испытания модели самолета с использованием специализированного комплекса оборудования. Труды ЦАГИ, выпуск 1335. Москва, Издательский отдел ЦАГИ, 1971, с.5).

Известны способы определения конструкционного демпфирования элементов ЛА с помощью модального анализа по результатам наземных частотных испытаний (Вард Хейлен, Стефан Ламменс, Пол Сас. Модальный анализ: теория и испытания. Москва, «Новатест», 2010, с.112-114,252-265), а также во время летных испытаний (Клячко М.Д., Арнаутов Е.В. Летные прочностные испытания самолетов. Динамические нагрузки. Москва, Машиностроение, 1984, с.106-113). Для планера ЛА, изготовленного преимущественно из металлических материалов, полагают, что величина внутреннего трения мала. Поэтому при рассмотрении проблем аэроупругой устойчивости, например, безопасности от явлений флаттера и неустойчивости системы «упругий ЛА - САУ», конструкционным демпфированием, как правило, пренебрегают (Энциклопедия. Авиация. Главный редактор Г.П. Свищев. Москва, Научное издательство «Большая Российская энциклопедия», 1994, с.631). Определение изменений величины конструкционного демпфирования ЛА в процессе его эксплуатации связано со значительными прямыми (проведение наземных частотных испытаний) и косвенными затратами (ЛА на длительное время выводится из эксплуатации). В силу малости величин (по сравнению с аэродинамическим демпфированием) определение конструкционного демпфирования в полете во время эксплуатации ЛА существующими методами практически невозможно.

Известен способ, при котором отслеживаются изменения жесткости крыла в процессе эксплуатации ЛА, для чего с помощью штатного оборудования самолета измеряется частота первого тона резонансных колебаний крыла в полете. Уменьшение значения этой частоты в процессе эксплуатации говорит о том, что начались усталостные разрушения крыла (Кашковский В.В. Устинов В.В. Полуэктов С.П. Желтухин С.Н. Система контроля прочностных свойств крыла ЛА. Патент РФ №2348916, опубликовано 10.03.2009 г.).

Недостатками данного способа измерения являются следующие: авторами не указан подход к выбору характера возмущающих воздействий и метод их практической реализации; нет точной оценки значения условной погонной массы, определяемой конструкцией крыла данного типа ЛА и функционально зависящей от массы топлива в крыльевых баках.

Известен способ создания синусоидальных возмущающих воздействий на аэродинамическую поверхность, например, крыло, и метод его практической реализации, при котором изменение частоты колебаний крыла регулируется скоростью вращения вала двигателя специального механизма поступательных колебаний (Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в нестационарном потоке газа. Москва, Наука, 1971, с.194).

Основной недостаток этого способа - невозможность его реализации на натурном ЛА, способ предназначен для испытаний в аэродинамических трубах.

Известен способ технической диагностики механических конструкций, в частности строительных конструкций зданий и сооружений, который представляет собой комплекс мероприятий, позволяющих объективно оценивать техническое состояние конструкций, их пригодность к дальнейшей эксплуатации, выявлять имеющиеся дефекты, повреждения и обоснованно указывать на причины их возникновения. В частности, в этом способе выполняются натурные испытания, в ходе которых определяют динамические характеристики конструкций с использованием метода свободных колебаний. Колебания конструкции возбуждаются кратковременной, импульсной ударной нагрузкой, реализуемой, например, с помощью натянутого троса, закрепленного на конструкции, момент обрыва которого синхронизирован с началом записи измерений. Затем измеренные в выбранных точках конструкции данные о параметрах свободных колебаний записываются. Обработка получаемых записей позволяет определить частоты колебаний конструкции по первому и второму тону (для протяженных конструкций и для более высоких тонов), логарифмические декременты колебаний, построить эпюры колебаний (относительные перемещения точек здания в местах установки измерительных датчиков) по каждому надежно идентифицированному тону. Анализ этой экспериментальной информации позволяет судить о состоянии объекта по его динамическим характеристикам в процессе эксплуатации (Правила паспортизации и оценки фактической сейсмостойкости воинских зданий и сооружений. Под общей редакцией Савина С.Н. ВСП 22.01.95. - Москва, Министерство обороны РФ, 1996, 43 с).

Основной недостаток этого способа - невозможность его реализации на натурном ЛА в процессе эксплуатации (в полете).

Известен способ определения размеров трещин в авиационных конструкциях по изменению динамических характеристик: конструкционного демпфирования и периода собственных колебаний, при котором вначале производятся исследования указанных характеристик на образцах из сборных элементов (болтовые и заклепочные соединения), консольно защемленных и подвергнутых циклическому деформированию при поперечном изгибе. В этом способе по результатам испытаний устанавливается эмпирическая зависимость динамических характеристик от степени поврежденности сборных элементов, по зависимости делается вывод о поврежденности крыла и хвостового оперения планера ЛА (Ракшин А.Ф. К определению размеров трещин в конструкциях. В кн. Динамика и механика поврежденных авиационных конструкций. Межвузовский сборник научных трудов. Москва, МИИГА, 1982, с.105-111).

Основной недостаток этого способа - в нем не учитывается влияние аэродинамического демпфирования на динамические характеристики ЛА в полете.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ, при котором для исследуемой конструкции (например, конструкции планера ЛА в наземных условиях) определяют значения динамических характеристик для нелинейных колебаний субгармонических порядка 1/2 и супергармонических второго порядка колебаний для консервативных тонов, наличие негативного для исследуемой конструкции изменения параметров затухания указанных выше колебаний является признаком деградации прочностных характеристик этой конструкции, в дополнение к этому присутствие в ее спектре собственных колебаний нелинейных резонансных колебаний, являющихся существенно негармоническими, свидетельствует о возникновении повреждения, то есть является индикатором повреждения, и по отношению амплитуды доминирующей гармоники в спектре колебаний к амплитуде основной гармоники делают оценку размера повреждения, в связи с тем, что чувствительность к диагностированию повреждения зависит от его размеров, поэтому с момента зарождения повреждения в основном используют экспериментальные данные о динамических характеристиках супергармонических резонансах второго порядка, а при достижении некоторой величины повреждения используют экспериментальные данные о динамических характеристиках субгармонических резонансах порядка 1/2, при этом минимальный размер повреждения, выявляемый с учетом характеристик обоих нелинейных резонансов, существенно зависит от уровня демпфирования колебаний в системе (Бовсуновский А.П. Сравнительный анализ нелинейных резонансов механической системы с несимметричной кусочно-линейной характеристикой восстанавливающей силы. В кн. Проблемы прочности, №2 (386), 2007, с.72-87).

Недостатками этого способа определения наличия повреждений по измеренным динамическим характеристикам конструкции являются, во-первых, то обстоятельство, что в этом способе не указано, каким образом необходимо определять уровень демпфирования, которое существенно влияет на чувствительность всех диагностических признаков наличия повреждения исследуемой конструкции, во-вторых, в нем не учитывается влияние аэродинамического демпфирования на динамические характеристики.

Задачей предложенного изобретения является увеличение точности определения динамических характеристик элементов конструкции ЛА в полете, по изменению величин которых судят о поврежденности исследуемых элементов конструкции ЛА.

Технический результат заключается в возможности накопления статистических данных об изменениях динамических характеристик элементов конструкции ЛА, в частности конструкционного демпфирования основных элементов ЛА, во всем интервале его жизненного цикла и прогнозирования остаточного ресурса этих элементов без выведения ЛА из эксплуатации.

Технический результат достигается тем, что в способе определения динамических характеристик элементов конструкции ЛА для исследуемой конструкции определяют значения динамических характеристик для нелинейных колебаний субгармонических порядка 1/2 и супергармонических второго порядка колебаний для консервативных тонов, определяют признаки деградации прочностных характеристик этой конструкции по наличию негативного изменения параметров затухания указанных выше колебаний, о возникновении повреждения судят по присутствию в спектре собственных колебаний конструкции нелинейных резонансных колебаний, являющихся существенно негармоническими, оценку размера повреждения делают по отношению амплитуды доминирующей гармоники в спектре колебаний к амплитуде основной гармоники, с момента зарождения повреждения используют экспериментальные данные о динамических характеристиках супергармонических резонансах второго порядка, а при достижении заданной в эксплуатационных документах величины повреждения используют экспериментальные данные о динамических характеристиках субгармонических резонансах порядка 1/2, причем до проведения исследований конструкции ЛА определяют зависимости от частоты колебаний и от температуры окружающей среды характеристики демпфирующей способности материалов конструкции планера на образцах-свидетелях, затем на натурной конструкции планера ЛА в наземных условиях в начале плановой эксплуатации ЛА определяют динамические характеристики элементов конструкции, в том числе зависимости параметров затухания колебаний от частоты колебаний и от температуры окружающей среды для нескольких, в количестве, достаточном для решаемой задачи, тонов собственных колебаний планера, потом с помощью расчетов составляют перечень консервативных тонов собственных колебаний конструкции планера ЛА в диапазоне крейсерских скоростей полета этого ЛА, далее в полете при одинаковых режимах, характеризующихся равными значениями скорости, высоты полета, центровки, коммерческой массы, с помощью симметричного или антисимметричного отклонения штатных органов управления ЛА возбуждают гармонические или полигармонические колебания, а определение значений динамических характеристик основных гармонических и нелинейных колебаний, по которым судят о наличии негативных изменений в процессе эксплуатации ЛА параметров затухания этих колебаний, выполняют для консервативных тонов в диапазоне крейсерских скоростей полета этого ЛА, установленных с помощью расчетов, после чего по измеренным данным датчиков вибрации, размещенных на диагностируемых элементах конструкции планера ЛА, в назначенный срок, задаваемый для каждого ЛА индивидуально, по значениям возбуждающей силы, которая создается с помощью симметричного или антисимметричного отклонения в полете при одинаковых режимах, характеризующихся равными значениями скорости, высоты полета, центровки, коммерческой массы, с помощью штатных органов управления ЛА возбуждают гармонические или полигармонические колебания, а значения динамических характеристик определяют по измеренным данным датчиков вибрации, размещенных на диагностируемых элементах планера ЛА, и по значению возбуждающей силы вынужденных колебаний органов управления ЛА в начале плановой эксплуатации и в назначенный срок, определяемый для каждого ЛА индивидуально.

На фиг. 1 и фиг. 2 показаны зависимости динамических характеристик (логарифмического декремента Θ и частоты колебаний f) от величины скорости полета ν_инд.

На фиг. 3 показаны формы низших симметричных тонов собственных (резонансных) колебаний планера ЛА с указанием значений соответствующих частот.

Способ осуществляется следующим образом.

На образцах-свидетелях определяют зависимости от частоты колебаний и от температуры окружающей среды характеристик демпфирующей способности материалов конструкции ЛА, к которым относятся модули потерь, или углы механических потерь, или тангенсы угла механических потерь, называемые еще коэффициентами механических потерь или факторами потерь (например, Малкин А.Я., Аскадский Α.Α., Коврига В.В. Методы измерения механических свойств полимеров. Москва, Химия, 1978), затем на натурной конструкции планера ЛА в наземных условиях определяют динамические характеристики элементов конструкции, в том числе зависимости параметров затухания колебаний от частоты колебаний и от температуры окружающей среды, для нескольких тонов собственных колебаний планера в количестве, достаточном для решаемой задачи, (например, Карклэ П.Г., Малютин В.А., Мамедов О.С., Поповский В.Н., Смыслов В.И., Смотров А.В. О современных методиках наземных испытаний ЛА в аэроупругости. Труды ЦАГИ, вып.2708, 2012). Их количество определяется компоновкой конструкции ЛА, его назначением, условиями эксплуатации и другими факторами. Потом с помощью расчетов устанавливают перечень консервативных тонов собственных колебаний конструкции планера ЛА в диапазоне крейсерских скоростей полета этого ЛА, далее в полете при одинаковых режимах, характеризующихся равными значениями скорости, высоты полета, центровки, коммерческой массы, с помощью симметричного или антисимметричного отклонения штатных органов управления ЛА возбуждают гармонические или полигармонические колебания, и по измеренным данным датчиков вибрации, размещенных на диагностируемых элементах конструкции (например, как показано в: Schnalzer R.T. Acoustic Bandgap Sensors for Hot-Spot Damage Monitoring. Thesis (Submitted in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree of Master of Science Civil Engineering). The University of New Mexico, Albuquerque, New Mexico, July, 2011, c.9, или Encyclopedia of Structural Health Monitoring. Edited by Christian Boller, Fu-Kuo Chang and Yozo Fujino, John Wiley & Sons, Ltd., 2009, c. 15, 803, 1298, 1707), и по значениям возбуждающей силы вынужденных колебаний органов управления ЛА в начале плановой эксплуатации и в назначенный срок, задаваемый для каждого ЛА индивидуально, определяют значения динамических характеристик основных гармонических, а также нелинейных колебаний субгармонических порядка 1/2 и супергармонических второго порядка для консервативных тонов, наличие негативного для исследуемой конструкции планера ЛА изменения параметров затухания указанных выше колебаний является признаком деградации прочностных характеристик элементов конструкции, в дополнение к этому присутствие в спектре собственных колебаний планера ЛА нелинейных резонансных колебаний, являющихся существенно негармоническими, свидетельствует о возникновении повреждения, то есть является индикатором повреждения, и по отношению амплитуды доминирующей гармоники в спектре колебаний к амплитуде основной гармоники делают оценку размера повреждения. Чувствительность к диагностированию повреждения зависит от его размеров, поэтому с момента зарождения повреждения в основном используют экспериментальные данные о динамических характеристиках супергармонических резонансах второго порядка. При достижении заданной в эксплуатационных документах величины повреждения (например, для металлических конструкций размер трещины составляет 5% площади поперечного сечения элемента конструкции (Бовсуновский А.П. Сравнительный анализ нелинейных резонансов механической системы с несимметричной кусочно-линейной характеристикой восстанавливающей силы. В кн. Проблемы прочности, №2 (386), 2007, с.72-87)) используют экспериментальные данные о динамических характеристиках субгармонических резонансах порядка 1/2. При этом выбор, какой нелинейный резонанс (субгармонический порядка 1/2 или супергармонический второго порядка) использовать в качестве индикатора наличия повреждения, делают исходя из ранее измеренных данных о демпфирующей способности конструкционных материалов и определенных в экспериментах параметров затухания колебаний неповрежденной конструкции планера ЛА.

Примеры зависимостей динамических характеристик, приведенные на фиг. 1 и фиг. 2, определены для планера атмосферного ЛА (магистрального самолета транспортной категории с двумя двигателями на пилоне). На графиках видно, что величины частот и логарифмических декрементов колебаний 4-го и 7-го тонов практически не зависят от индикаторной скорости полета ν_инд, то есть эти тона являются консервативными. Графики иллюстрируют влияние уровня начального демпфирования конструкции на основные динамические характеристики планера ЛА, то есть на чувствительность диагностических признаков наличия повреждений: на фиг.1 задано нулевое значение конструкционного демпфирования, на фиг. 2 приведено значение логарифмического декремента Θ=0,05, являющееся средней величиной для конструкций металлических ЛА (Микишев Г.Н., Рабинович Б.И. Динамика тонкостенных конструкций с отсеками, содержащими жидкость. Москва, Машиностроение, 1971, с.182-189).

Показанные на фиг. 3 формы низших симметричных тонов собственных (резонансных) колебаний планера относятся к тому же магистральному самолету транспортной категории с двумя двигателями на пилоне, что и зависимости, приведенные на фиг. 1 и фиг. 2. Как правило, совокупности динамических характеристик, определенных для такого набора собственных тонов, достаточно для проведения комплекса работ по научно-технической экспертизе аэроупругой устойчивости и безопасности от явлений аэроупругости исследуемого ЛА.

С использованием предлагаемого способа в ФГУП «ЦАГИ» проведен ряд экспериментов по определению безопасной повреждаемости элементарных и конструктивно подобных образцов авиационных материалов, а также проведены исследования зависимостей динамических характеристик планера SSJ100 (магистрального самолета транспортной категории с двумя двигателями на пилоне), которые в том числе были использованы в качестве доказательных материалов при проведении комплекса работ для получения сертификата типа.

Таким образом, использование данного способа дает возможность накопления статистических данных об изменениях динамических характеристик элементов конструкции ЛА, в том числе конструкционного демпфирования основных элементов ЛА, во всем интервале его жизненного цикла, а также прогнозирование остаточного ресурса этих элементов без выведения ЛА из эксплуатации.