Способ измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования летательного аппарата при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок

Способ измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования летательного аппарата при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к измерениям ударных нагрузок на летательных аппаратах (ЛА), а именно к способу измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования (БО) летательного аппарата при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок в условиях полета.

Способ решает задачу оценки амплитуды и длительности ударов в местах размещения бортового оборудования, например на концах крыла и концевых частях фюзеляжа ЛА. Для их оценки в условиях летной эксплуатации ЛА выполняют измерения с помощью преобразователей.

Для описания ударов в частотной области применяют амплитудный спектр S(ƒ), в единицах g/Гц, показывающий плотность распределения амплитуд ударного ускорения по частоте.

В результате удара на конструкции возникает колебательный процесс. В первый период времени, соответствующий длительности удара τ, конструкция колеблется по закону вынужденных колебаний с частотами, которые содержатся в ударе. Наибольшая частота, за пределами которой амплитудный спектр удара практически равен нулю, называется частотой среза ƒ_c. После прекращения действия импульса на конструкции появляется свободные колебания, амплитуда которых затухает со скоростью, определяемой степенью демпфирования колебания. Таким образом, в измерительную информацию попадают указанные процессы, вызванные ударом, и существующие независимо от удара вибрационные процессы, характерные для данной точки измерения в режимах летной эксплуатации ЛА. Образуется суммарный динамический процесс нестационарного характера, который необходимо обработать с получением характеристик вибрации и удара. В данном изобретении рассматривается только способ определения характеристик удара, указанных выше. Эти характеристики должны сравниваться с характеристиками эталонных ударов, установленных в качестве технических требований по работоспособности и прочности к бортовому оборудованию ЛА.

Полученные материалы измерений представляют собой реализации динамических процессов, содержащих текущие амплитуды вибрационных и ударных нагрузок по времени, т.е. x_i (t).

Для обеспечения работоспособности и прочности бортового оборудования ЛА выдвинуты требования по уровням вибрационных нагрузок и удару, которые возникают при эксплуатации ЛА.

Для измерения вибрационных нагрузок и ударов с целью проверки выполнения указанных требований применяются преобразователи, чувствительные элементы которых реагируют на ускорение, возникающее в месте крепления этих преобразователей. Ускорение возникает от действия как вибрации, так и удара, в результате чего измерительный сигнал состоит из суммы ускорений от этих воздействий. При измерении вибрации и ударов в процессе летных испытаний этот сложный сигнал регистрируется на борту ЛА, а затем подвергается обработке на специализированных системах. При этом необходимо получить характеристики и вибрации, и ударов, чтобы использовать их для оценки работоспособности и прочности бортового оборудования ЛА в соответствии с выдвинутыми требованиями.

Знание характеристик реальных вибрационных нагрузок и характеристик ударов необходимы и при выборе систем защиты от этих воздействий, и при расчете узлов крепления аппаратуры к конструкции ЛА, и при оценке ресурсной вибропрочности конструкции аппаратуры, прочности при действии кратковременных ударных нагрузок с большими амплитудами ускорения. Таким образом, задача разделения при обработке измерительной информации и получение характеристик отдельно для вибрационных нагрузок и для ударов является актуальной.

Известен способ выделения признаков механического удара при регистрации событий при повышенных нагрузках, выделения признаков механических ударов и слежения за накоплением кумулятивного сигнала (заявка на патент США №2011/0208678 от 25.08.2011 «Mechanical Shock Feature Extraction for Overstress Event Registration», G06F 15/18, G06N 5/02). Акселерометры устанавливаются в электронной системе. Слежение предусматривает получение выборки с акселерометра, из которой выделяют признаки удара. Слежение выполняется с использованием метода «эмпирических мод» (итерационная вычислительная процедура, в которой исходные данные раскладываются на эмпирические моды или внутренние колебания, применяемая для нестационарных процессов в отличие от гармонического анализа). Классификатор образов используют для обработки множества мод с целью определения, является ли выборка событием удара. При обнаружении удара счетчик событий ударов увеличивается, и при достижении заданного значения пользователю выдается сигнал. Для классификации используется метод R-функций, который в отличие от классификаторов к-того ближайшего соседнего образа, квадратичного классификатора, классификаторов радиальных базисных функций позволяет сократить время и объем вычислений. Способ применяется для обнаружения и отслеживания мгновенных и кумулятивных событий - ударов/вибрации в военных, авиационных, аэрокосмических и морских электронных системах, как событий, влияющих на работоспособность этих систем.

Известно «Устройство выделения ударов» («The Shock Extractor», Proceedings of the 25th Seminar on machinery vibration, CMVA, October 2007, Saint John, NB), которое позволяет обнаруживать и определять серьезность деградации вращающихся механизмов, генерирующих синхронные и асинхронные удары из-за повреждений зубчатых передач и подшипников, с применением нейронных сетей. Устройство обрабатывает сигнал во временной области на основе расчета «индекса Джульена (Julien)» с применением скользящего временного окна и амплитуд временного дескриптора, распознает образы каждого дефекта с целью выделения и его обработки отдельно от исходного сигнала для локализации отказов и распознавания серьезности деградации оборудования. Устройство позволяет изолировать образы ударов во временной области; обрабатываются сигналы, содержащие множественные дефекты, с целью получения множества сигналов из каждого дефекта, при этом система нейронной сети позволяет обойти ограничение предсказания одиночных дефектов.

Однако применение указанного способа и устройства требует большого времени обработки, сложных вычислений, необходимости обучения сети при обработке материалов массовых измерений динамических процессов на ЛА, что приведет к значительной трудоемкости.

Известен способ выделения удара из общей записи, изложенный в патенте на изобретение №2428670 С1 от 10.09.2011 г. «Способ выделения нестационарного сигнала», который предполагает ряд аппаратурных и программных операций, выполняемых во временной области записи измеренного сигнала. Записанный сложный сигнал подвергается низкочастотной фильтрацией с предварительной настройкой на необходимую частоту среза, т.е. весь частотный состав измеренного сигнала субъективно разделяется на два диапазона: на диапазон низких частот колебаний, приписываемых действию удара, и на диапазон вибрационного процесса. Причем дальнейшее преобразование («стробирование») низкочастотной составляющей выполняется при достижении предварительно установленного порогового значения амплитуды сигнала. Компьютерная система, предназначенная для дальнейшей обработки, принимает только тот исследуемый нестационарный сигнал, амплитуда которого равна или превышает установленный порог.

Однако при выделении ударных процессов требуется настройка составных частей аппаратуры анализа под конкретные измерения. Для обработки материалов массовых измерении динамических процессов на ЛА применение указанного способа затруднено, ввиду значительной трудоемкости настройки анализирующей аппаратуры под каждый измерительный канал, количество которых на ЛА может достигать несколько сотен единиц.

Предлагаемое изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в повышении достоверности определении параметров удара на конструкции крепления бортового оборудования ЛА при разделении измерительной информации и обработке сложного измерительного сигнала, содержащего текущие амплитуды вибрационных и ударных нагрузок, путем выделения из сложного измерительного сигнала ударного процесса с последующим вычислением амплитуды удара А_уд, длительности удара τ и формы изменения ударного импульса по времени и сравнением их с эталонным ударом, задаваемым в технических требованиях при разработке бортового оборудования.

Существенные признаки

Для получения указанного технического результата в предлагаемом способе измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования ЛА при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок, включающем измерения суммарного вибрационного и ударного процесса в местах размещения бортового оборудования на концах крыла и концевых частях фюзеляжа, с применением преобразователей, чувствительные элементы которых реагируют на ускорение, возникающее в месте крепления этих преобразователей, его запись на регистратор, дополнительно вначале выполняют обработку суммарной измерительной информации с получением измеренного амплитудного спектра S(ƒ) в заданном диапазоне от нижней частоты ƒ_н до верхней ƒ_в. По заданному требованием в техническом задании на разработку БО эталонному удару с длительностью τ_i (в с) и амплитудным спектром S_э(ƒ), описываемым известным аналитическим выражением, вычисляют частоту среза , за пределами которой амплитудный спектр равен 0. Затем в пределах диапазона от ƒ_н до ƒ_с в измеренном амплитудном спектре S(ƒ) выделяют частоту ƒ_m с максимальным значением амплитудного спектра S_max(ƒ_m), производят идентификацию частоты ƒ_m с расчетным значением частот. Для этой частоты вычисляют ординату амплитудного спектра эталонного удара λ (ƒ_m) по известному аналитическому выражению в относительных величинах: , где А_удн - заданная в требованиях к бортовому оборудованию величина амплитуды эталонного удара в единицах ускорения g, рассчитывают амплитуду ускорения измеренного удара А_удр с использованием формулы , приравнивая его форму и длительность τ к форме и длительности эталонного удара, а затем расчетное значение амплитуды удара А_удр сравнивают с заданным значением амплитуды эталонного удара A_удн, при этом должно быть выполнено условие А_удр<А_удн, а полученное рассогласование между экспериментальным и заданными величинами амплитуд сравнивают с допустимым значением.

Кроме того, в качестве эталонного задают удар, амплитудный спектр которого описывается аналитической функцией S_э(ƒ), треугольного, прямоугольного или косинусоидального удара.

Таким образом выделения из сложного измерительного сигнала ударного процесса с последующим вычислением амплитуды удара А_уд, длительности удара τ и формы изменения ударного импульса по времени и сравнением их с эталонным ударом, задаваемом в технических требованиях при разработке бортового оборудования позволит упростить процедуры обработки и значительного сократит время анализа результатов.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими фигурами:

на фиг. 1 представлена блок-схема способа измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования ЛА при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок, где:

1 - преобразователь и регистратор с флеш-памятью;

2 - наземный вычислитель, где определяется амплитудный спектр S(ƒ),

зарегистрированного процесса в момент касания ВПП (в единицах ) в полосе частот от ƒ_н до ƒ_в;

3 - блок идентификации частоты ƒ_m с максимальным уровнем амплитудного спектра S_m(ƒ_m) от ƒ_н до ƒ_с;

4 - блок данных характеристик эталонных удара А_удн. τ_i форма-полусинусоида;

5 - вычислитель частоты среза ƒ_c;

6 - вычислитель амплитудного спектра эталонного удара на частоте ƒ_m;

7 - вычислитель величины измеренного удара А_удр;

8 - блок сравнения А_удр≤А_удн;

на фиг. 2 представлен суммарный вибрационный и ударный процесс, измеренный в момент касания ВПП в трех посадках в носовой части фюзеляжа самолета «Суперджет-100»;

на фиг. 3 показан измеренный амплитудный спектр зарегистрированного процесса в момент касания ВПП;

на фиг. 4 (а, б) продемонстрированы характеристики трех полусинусоидальных эталонных ударов, где

9 - удар с длительностью τ₁=0,01 с;

10 - удар с длительностью τ₂=0,02 с;

11 - удар с длительностью τ₃=0,03 с;

12 - амплитудный спектр λ(ƒ) удара с длительностью τ₁=0,01 с;

13 - амплитудный спектр λ(ƒ) удара с длительностью τ₂=0,02 с;

14 - амплитудный спектр λ(ƒ) удара с длительностью τ₃=0,03 с;

на фиг. 5 представлена схема определения ординаты амплитудного спектра λ(ƒ_m) эталонного удара с длительностью τ₂=0,02 с.

Способ осуществляется следующим образом

В условиях испытательного полета ЛА в местах размещения бортового оборудования на конструкции его крепления выполняют измерения суммарных вибрационных и ударных нагрузок в местах размещения бортового оборудования на концах крыла и концевых частях фюзеляжа, с применением преобразователей и регистратора (1) (фиг. 1). Измерительную информацию подвергают обработке с получением амплитудного спектра S(ƒ) зарегистрированного процесса (в единицах g/Гц)

в полосе частот от ƒ_н (как правило, ƒ_н равна 0-5 Гц) до ƒ_в (как правило, ƒ_в равна 500-2000 Гц). Затем ординаты полученного спектра в диапазоне частот от ƒ_н до ƒ_c сравниваются с аналогичными ординатами амплитудного спектра удара, заданного в качестве эталонного. В качестве эталонного задается удар, форма изменения которого по времени представлена аналитическим выражением.

В таблице 1 указаны эталонные удары и их аналитические выражения по форме изменения удара по времени.

Таблица 1
Форма эталонного удара	Аналитическое выражение по форме изменения удара по времени
Полусинусоидальная
Треугольная	, при t от 0 до
, при t от до τ
Прямоугольная	Aэ

Примечание:

- аналитическое выражение представлено в диапазоне от 0 до τ;

- τ - длительность удара, с;

- А_э - амплитуда ускорения удара, м/с².

Для эталонного удара амплитудный спектр описан аналитическими выражениями в таблице 2.

Таблица 2
Форма эталонного удара	Амплитудный спектр
Sэ(f) g/Гц
Полусинусоидальная
Треугольная
Прямоугольная

Для эталонного удара задают его длительность τ_i, с, по которой автоматически пересчитывается частота среза ƒ_с амплитудного спектра удара по формуле К/τ₀, Гц с использованием аналитического выражения из табл. 2, - для полусинусоидального удара , Гц; К=1,5;

- для прямоугольного удара , Гц, К=1,0;

- для треугольного удара , Гц (1), К=2.

В пределах полосы частот от ƒ_н до ƒ_c выделяют частоту ƒ_m с максимальным значением амплитудного спектра S_max (ƒ_m) и осуществляют идентификацию частоты ƒ_m с максимальным уровнем амплитудного спектра, вычисляют ординату амплитудного спектра λ (ƒ_m) эталонного удара, используя аналитическое описание этого спектра в относительной величине

где - амплитудный спектр в относительных величинах;

A_удн - заданная в требованиях к бортовому оборудованию величина амплитуды эталонного удара в единицах ускорения g.

Затем вычисляют амплитуду ускорения удара А_уд по формуле

Применение указанного способа позволяет оперативно и достоверно определять характеристики удара в составе суммарного вибрационного и ударного процесса и приводить его к характеристикам эталонного удара, выбранного при создании бортового оборудования для обеспечения его прочности и работоспособности в процессе эксплуатации ЛА.

Пример.

В носовой части фюзеляжа самолета «Суперджет-100» с применением преобразователя и бортового регистратора с флеш-памятью (фиг. 1), (1) измерены и записаны суммарные вибрационные и ударные процессы в заданном диапазоне частот от нижней частоты ƒ_н до верхней ƒ_в. Полученная запись в трех посадках с касанием взлетно-посадочной полосы (ВПП) (фиг. 2) поступает на наземный вычислитель (2), где определяется амплитудный спектр S(ƒ), зарегистрированного процесса в момент касания ВПП (в единицах ) в полосе частот от ƒ_н до ƒ_в, показанный на (фиг. 3).

На фиг. 4 (а, б) указаны характеристики трех полусинусоидальных эталонных ударов, входящих в блок данных (4). С выхода блока (4) на вход вычислителя (5) поступают выбранные характеристики полусинусоидального эталонного удара τ₂=0,02 с и S_э(ƒ) для расчета величины частоты среза ƒ_с. по формуле (1). Полученная величина ƒ_с.=75 Гц с выхода блока (5) и измеренный амплитудный спектр с выхода блока (2) поступают на входы блока (3), где осуществляют идентификацию частоты ƒ_m с максимальным уровнем амплитудного спектра измеренного сигнала с расчетным значением в диапазоне частот от ƒ_н до ƒ_c. С выхода блока (3). Величина ƒ_m=14 Гц из блока (3), а из блока (4) эталонный уровень амплитудного спектра поступают на входы блока (6), где вычисляют ординаты амплитудного спектра эталонного удара λ (ƒ_m) на частоте ƒ_m в относительных величинах. Значения λ (ƒ_m)=0,0104 1/Гц, вычисленный по формуле (2), из блока (6) и S_max (ƒ_m) из блока (3) поступают на входы блока (7) для расчета величины измеренного удара А_удр по формуле (3). С выхода блока (7) величина и с выхода блока (4) величина А_удн поступают на вход блока (8), где выполняется сравнение заданного значения амплитуды эталонного удара А_удн=12 g с амплитудой измеренного удара А_удр. При этом выполнено условие А_удр<А_удн, то есть амплитуда ускорения измеренного удара не превышает величины эталонного удара, принятого в качестве требований к блоку БО при его разработке.

1. Способ измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования летательного аппарата (ЛА) при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок, включающий измерения суммарного вибрационного и ударного процесса в местах размещения бортового оборудования на концах крыла и концевых частях фюзеляжа ЛА, с применением преобразователей, чувствительные элементы которых реагируют на ускорение, возникающее в месте крепления этих преобразователей, его запись на регистратор, отличающийся тем, что вначале выполняют обработку суммарной измерительной информации с получением измеренного амплитудного спектра S(ƒ) в заданном диапазоне от нижней частоты ƒ_н до верхней ƒ_в, по заданному требованием в техническом задании на разработку БО эталонному удару с длительностью τ_i (в с) и амплитудным спектром S_э(ƒ), описываемым известным аналитическим выражением, вычисляют частоту среза ƒ_с, за пределами которой амплитудный спектр равен 0, по формуле

, по которой пересчитывается частота среза амплитудного спектра удара для заданной его формы, затем в пределах диапазона от ƒ_н до ƒ_c в измеренном амплитудном спектре S(ƒ) выделяют частоту ƒ_m с максимальным значением амплитудного спектра S_max(ƒ_m), производят идентификацию частоты ƒ_m с расчетным значением частот, для этой частоты вычисляют ординату амплитудного спектра эталонного удара λ(ƒ_m) по известному аналитическому выражению для этого спектра в относительных величинах , где А_удн - заданная в требованиях к бортовому оборудованию величина амплитуды эталонного удара в единицах ускорения g, рассчитывают амплитуду ускорения измеренного удара А_удр с использованием формулы , приравнивая его форму и длительность τ к форме и длительности эталонного удара, а затем расчетное значение амплитуды удара А_удр сравнивают с заданным значением амплитуды эталонного удара А_удн, при этом должно быть выполнено условие А_удр<А_удн, а полученное рассогласование между экспериментальным и заданными величинами амплитуд сравнивают с допустимым значением.

2. Способ измерения удара на конструкции крепления бортового оборудования ЛА при наличии в измеряемом процессе вибрационных и ударных нагрузок по п. 1, отличающийся тем, что в качестве эталонного может быть задан удар, амплитудный спектр которого описывается аналитической функцией S_э(ƒ), полусинусоидального, прямоугольного или треугольного удара.