СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ИНЕРЦИИ ИЗДЕЛИЯ

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для определения момента инерции летательного аппарата, в частности вертолета.

Известен способ определения момента инерции изделия, заключающийся в том, что изделие устанавливают на упругих опорах, прикладывают к изделию возмущающую гармоническую силу, определяют резонансную круговую частоту угловых колебаний изделия с максимальными амплитудами угловых колебаний, и по параметрам упругих опор и величине резонансной круговой частоты угловых колебаний определяют момент инерции изделия (см. aвторское свидетельство СССР N 1290116, МКИ G 01 M 1/10, 1985 - прототип).

При таком способе определения момента инерции изделия на вертолет устанавливают нештатные приспособления для крепления упругих опор, устанавливают нештатные приспособления для приложения к вертолету возмущающей гармонической силы, определяют резонансную круговую частоту угловых колебаний вертолета с максимальными амплитудами угловых колебаний, при которых величины коэффициентов жесткостей опор не являются постоянными, но тем не менее их используют при определении момента инерции вертолета, который находится при этом в нерабочем состоянии (несущий винт не вращается). Таким образом, наличие на вертолете нештатных приспособлений, непостоянные величины коэффициентов жесткости опор и нерабочее состояние вертолета не позволяют получить достоверную величину момента инерции вертолета.

Задача, решаемая в заявляемом техническом решении, заключается в определении момента инерции вертолета при осуществлении технического результата - повышении достоверности определения момента инерции вертолета.

Существенные признаки заявляемого способа определения момента инерции изделия, общие с прототипом, следующие: возбуждают колебания изделия, измеряют параметры вынужденных колебаний и по результатам измерений судят о величине момента инерции изделия.

Признаками, отличными от прототипа, являются следующие: перед возбуждением колебаний с помощью дополнительных статических дисбалансов измеряют параметры вынужденных колебаний вертолета при исходном статическом дисбалансе несущего винта вертолета, затем устанавливают на несущем винте дополнительный статический дисбаланс заданной величины, потом положение дополнительного дисбаланса на несущем винте изменяют на диаметрально противоположное относительно оси вращения несущего винта, измеряют амплитуды угловых колебаний вертолета на частоте вращения несущего винта вертолета в режиме висения: ϕ_s - при исходном дисбалансе, ϕ_m - при дополнительном дисбалансе, ϕ_п - при диаметрально противоположном дополнительном дисбалансе, и момент инерции вертолета определяют по формуле

где m - масса груза дополнительного статического дисбаланса;
r - расстояние от груза дополнительного статического дисбаланса до оси вращения несущего винта;
H - расстояние от центра массы вертолета до плоскости вращения несущего винта.

Совокупность признаков заявляемого изобретения, отличная от прототипа, является необходимой и достаточной для обеспечения технического результата.

Технический результат - повышение достоверности определения момента инерции вертолета реализуется при осуществлении совокупности существенных признаков заявляемого изобретения, причинно-следственная связь между которыми следует из результатов решения дифференциальных уравнений движения, представленных математическим выражением (13).

На чертеже показана принципиальная схема вертолета.

Вертолет содержит фюзеляж 1, на котором закреплен несущий винт 2. Ось вращения несущего винта 3, плоскость вращения несущего винта 4. Центр масс вертолета 5. Плоскость 6 параллельна плоскости вращения несущего винта 4, и центр масс вертолета 5 лежит в плоскости 6. H - расстояние от центра массы вертолета 5 до плоскости вращения несущего винта 4. На лопасти несущего винта закреплен груз 7 с массой m на расстоянии r от оси вращения несущего винта 3, создающий ему заданный дисбаланс mr. Показано: позиция 8 - положение груза 7, создающего дополнительный статический дисбаланс величиной mr; позиция 9 - положение груза 7, создающего диаметрально противоположный относительно оси вращения винта 3 дополнительный статический дисбаланс величиной mr. На фюзеляже 1 закреплены измерительные преобразователи 10, 11 и 12 для измерения амплитуд линейных колебаний фюзеляжа, соответственно Z₁₀, Z₁₁ и Z₁₂. Расстояния: b - между измерительными преобразователями 10 и 12, а - между измерительными преобразователями 10 и 11, l - между измерительными преобразователями 11 и 12. Измерительный преобразователь 11 расположен, как и центр масс вертолета 5, в плоскости 6.

Способ определения момента инерции вертолета реализуется следующим образом. Измеряют амплитуды колебаний фюзеляжа 1 вертолета на частоте вращения несущего винта 2 при исходном статическом дисбалансе посредством измерительных преобразователей 10, 11 и 12 при полете вертолета в режиме висения и без груза 7 несущего винта 2. Затем, прервав полет вертолета, закрепляют груз 7 на лопасти несущего винта 2 в позиции 8, выполняют полет в режиме висения и измеряют амплитуды колебаний фюзеляжа 1 вертолета при дополнительном статическом дисбалансе несущего винта. После этого, прервав полет вертолета, снимают груз 7 с несущего винта 2 из позиции 8 и закрепляют груз 7 в позиции 9, выполняют полет в режиме висения и измеряют амплитуды колебаний фюзеляжа 1 вертолета при диаметрально противоположном относительно оси вращения несущего винта дополнительном статическом дисбалансе. По результатам измерений определяют момент инерции вертолета по математической формуле (1). При этом амплитуды угловых колебаний вертолета вычисляют по формуле (2).

Возможность осуществления технического решения следует из описания последовательности его реализации и следует из решения дифференциальных уравнений угловых перемещений вертолета со статическими дисбалансами несущего винта:



где ϕ_ts - угловое перемещение вертолета от исходного статического дисбаланса S несущего винта;
ϕ_tm - угловое перемещение вертолета с дополнительным статическим дисбалансом mr;
ϕ_tп - угловое перемещение вертолета с диаметрально противоположным относительно оси вращения несущего винта дополнительным статическим дисбалансом;
Ψ - фаза между исходным дисбалансом S и дополнительным статическим дисбалансом mr;
ω - частота вращения несущего винта.

Перемещения вертолета являются гармоническими и происходят с амплитудами угловых колебаний ϕ_s,ϕ_m и ϕ_п при соответственно исходном статическом дисбалансе, дополнительном статическом дисбалансе и диаметрально противоположном относительно оси вращения несущего винта дополнительном статическом дисбалансе. В результате решения уравнений угловых гармонических колебаний вертолета получаем математическую формулу для определения момента инерции вертолета

В свою очередь амплитуда углового гармонического колебания вертолета связана с амплитудами его линейных гармонических колебаний следующим образом:

где j = S; m; π.

На нашем предприятии проводятся работы по реализации данного технического решения.