Диагностика дефектов органов управления самолетов по параметрам вибраций


Министерство образования и науки Российской Федерации НОВОСИБИРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ





                В.А. БЕРНС





ДИАГНОСТИКА ДЕФЕКТОВ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПО ПАРАМЕТРАМ ВИБРАЦИЙ

Утверждено Редакционно-издательским советом университета в качестве учебного пособия









НОВОСИБИРСК

2013

УДК 629.735.33.018.4(075.8)
     Б 514



Рецензенты:


д-р техн. наук, профессор А.Н Серьезное д-р техн. наук, профессор В.Е. Левин


Работа подготовлена на кафедре прочности летательных аппаратов





      Бернс В.А.
Б 514 Диагностика дефектов органов управления самолетом по параметрам вибраций : учеб. пособие / В.А. Бернс. - Новосибирск : Изд-во НГТУ, 2013.- 71 с.


           ISBN 978-5-7782-2197-0


          В учебном пособии изложены методики диагностики дефектов органов управления самолетом по результатам резонансных испытаний. Эти методики содержат: описания средств возбуждения и измерения колебаний в процессе испытаний; порядок проведения испытаний и способы определения динамических характеристик конструкций, которые используются для идентификации дефектов; методы оценки параметров дефектов. Рассмотрены такие виды дефектов, как люфты в проводках управления летательным аппаратом; повышенное трение в подвижных соединениях и опорах органов управления самолетом; несоосная установка опор отклоняемых поверхностей органов управления; низкая эффективность функционирования гидравлических демпферов, устанавливаемых на органы управления



УДК 629.735.33.018.4(075.8)




ISBN 978-5-7782-2197-0

                     © Бернс В.А., 2013
© Новосибирский государственный


технический университет, 2013

            ВВЕДЕНИЕ


    Методология контроля и оценки технического состояния машин и механизмов по параметрам вибраций, разработанная и широко используемая в машиностроении, предусматривает получение ответов на следующие вопросы:
    а) как должна функционировать машина;
    б) как она функционирует в данный момент;
    в) почему произошли отклонения от нормального функционирования?
    Отклонения от нормального функционирования происходят, как правило, в результате технологических и конструктивных дефектов, которые непосредственно влияют на параметры технического состояния машин и механизмов.
    Необходимо отметить, что диагностирование технического состояния машин и механизмов производится по характеристикам вибраций, которые являются следствием функционирования машин. Методы диагностирования широко применяются, на их основе созданы различные контрольные приборы и стенды для диагностирования, главным образом машин и механизмов, имеющих вращающиеся части, различного типа подшипников, соединительных муфт и механических передач [6, 7].
    В то же время полностью собранные и укомплектованные оборудованием самолеты подвергаются контрольным резонансным испытаниям. Испытываются все опытные самолеты и, по крайней мере, один из каждой серии. В основу методов резонансных испытаний заложено использование режимов вынужденных колебаний конструкций. Цель испытаний - определение собственных частот, форм и коэффициентов демпфирования собственных тонов колебаний самолетов. Результаты испытаний используются и в диагностировании технического состояния органов управления самолетом [1].
    В контроле и оценке параметров технического состояния органов управления самолетом по результатам резонансных испытаний необходимо ответить на вопросы, аналогичные диагностированию технического состояния машин и механизмов:
    а)    какие динамические характеристики (собственные частоты, формы и коэффициенты демпфирования собственных тонов колебаний) должны иметь органы управления;
    б)    какие произошли изменения динамических характеристик конструкции вследствие появления дефектов;
    в)    какая существует связь между параметрами дефектов и изменениями динамических характеристик;

3

    г)    по каким результатам резонансных испытаний и какими методами можно диагностировать дефекты?
    Динамические характеристики, которыми должны обладать органы управления, определяются, как правило, на этапе проектирования самолета. Они должны удовлетворять ряду требований, основные из которых - это обеспечение аэроупругой устойчивости самолета в планируемых условиях эксплуатации. Затем эти характеристики уточняются по результатам исследований динамически подобных моделей, резонансных испытаний опытного экземпляра самолета, резонансных испытаний серийных изделий. Отслеживаются также изменения динамических характеристик органов управления вследствие внесения изменений в их конструкцию.
    Но результаты резонансных испытаний могут обнаруживать и другие отклонения динамических характеристик либо от соответствующих расчетных значений, либо от величин, полученных в проведенных ранее испытаниях однотипных изделий. Возможны и нарушения симметрии характеристик, присущей симметричным объектам. Если такие отклонения превышают известные погрешности экспериментального определения динамических характеристик, в основном есть следствие возникновения в конструкции самолета конструктивных или технологических дефектов. При этом динамические характеристики конструкции без дефектов соответствуют, как правило, динамическим характеристикам линейной механической системы, а конструктивные и технологические дефекты зачастую служат причиной нелинейного поведения конструкций. Каждому виду дефектов соответствуют характерные нелинейности, которые изучаются расчетными и экспериментальными методами.
    Один из методов исследования связи между параметрами дефектов и изменениями динамических характеристик - это математическое моделирование конструкции органа управления с дефектом по результатам резонансных испытаний (идентификация динамических систем) с последующим изучением динамики дефектных конструкций на математических моделях. Достоинство такого подхода в том, что эти модели могут быть использованы в разработке методик диагностирования дефектов по результатам резонансных испытаний.
    В настоящей работе изложены методики выявления наиболее распространенных конструктивных и технологических дефектов органов управления. Это такие дефекты, как люфты в соединениях механической проводки управления, повышенное трение в подвижных соединениях и опорах, смещение опор отклоняемой поверхности, низкая эффективность функционирования гидравлических демпферов в составе упругого планера самолета

1. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. ПОРЯДОК И МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РЕЗОНАНСНЫХ ИСПЫТАНИЙ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
   Здесь рассмотрены общие положения методик резонансных испытаний органов управления самолетом: описание экспериментального оборудования, порядок проведения испытаний и способы определения динамических характеристик конструкций, которые используются для идентификации дефектов. На данном этапе это рассмотрение не привязывается к конкретным видам дефектов.

1.1 ОПРЕДЕЛЯЕМЫЕ ДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
   В резонансных испытаниях самолетов, по результатам которых выявляются такие дефекты, как люфты в соединениях механической проводки управления самолетом, повышенное трение в подвижных соединениях, смещение опор отклоняемой поверхности, низкая эффективность функционирования гидравлических демпферов в составе упругого планера, определяются следующие динамические характеристики:
   •   собственные частоты колебаний вращения отклоняемых поверхностей при различных уровнях амплитуды колебаний и (или) амплитуды возбуждающей силы. Под собственными частотами колебаний поверхностей понимаются частоты фазового резонанса. В зависимости от состава экспериментального оборудования частота фазового резонанса определяется или по нулевому фазовому сдвигу между скоростью колебаний и возбуждающей силой (для датчиков скоростей), или из условия равенства нулю синфазной составляющей ускорения (для датчиков перегрузок). Определению подлежат собственные частоты колебаний органа управления с демпфером, органа управления без демпфера и органа управления с «ложным» демпфером, т. е. с установленной вместо демпфера жесткой тягой;


5

   •    логарифмические декременты колебаний отклоняемых поверхностей;
   •    безразмерные коэффициенты рассеяния энергии отклоняемых поверхностей;
   •    фигуры Лиссажу, построенные по сигналам датчиков ускорений, установленных в узлах проводки управления. При построении фигур Лиссажу вертикальная развертка выполняется пропорционально ускорению, а горизонтальная - пропорционально гармонике возбуждающей силы;
   •    фазовые портреты вынужденных колебаний, построенные по сигналам датчиков ускорений, установленных на отклоняемых поверхностях. При построении фазовых портретов вертикальная развертка выполняется пропорционально скорости, а горизонтальная - пропорционально перемещениям вынужденных колебаний;
   •    перемещения штока демпфера относительно его корпуса;
   •    перемещения органа управления относительно планера летательного аппарата;
   •    сдвиг фазы колебаний штока демпфера относительно фазы колебаний отклоняемой поверхности;
   •    люфты в узлах крепления (опорах) демпфера.

1.2. ТРЕБОВАНИЯ К ИСПЫТАТЕЛЬНОМУ УЧАСТКУ
   Резонансные испытания летательного аппарата с целью определения его частотных характеристик проводятся в закрытом отапливаемом помещении с температурой окружающей среды от +15 °C до +40 °C и относительной влажностью до 70 % в специально отведенном месте с ровным полом твердого покрытия. Этот испытательный участок должен быть оснащен:
   а)    штуцерами разводки сжатого воздуха промышленной сети, обеспечивающей избыточное давление не менее 0,1 МПа с расходом не менее 64 м³/ч;
   б)    колонкой электропитания сети переменного тока мощностью не менее 10 кВт, частотой 50 Гц, напряжением 380 В (трехфазное с глухо заземленной нейтралью) с предельным отклонением напряжения от номинального значения не более 10%;
   в)   грузоподъемным механизмом с грузоподъемностью не менее 0,5 т;
   г)    стендовой системой гидропитания в случае, когда во время испытаний задействуется гидросистема самолета;


6

Pic. 1.1. Электродинамический силовозбудитель на гидроподъемнике

   д)     набором стоек или гидроподъемников для установки силовоз-будителей (рис. 1.1), стремянками и специальными настилами.


1.3. ПОДВЕСКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
   Резонансные испытания отклоняемых поверхностей проводят, как правило, на летательном аппарате, установленном на стойках шасси. При этом давление в пневматиках должно быть снижено на 30 % от номинального значения.
   Если соотношение между собственными частотами летательного аппарата на стойках шасси как твердого тела и собственными частотами вращения отклоняемых поверхностей таковы, что существует значительное взаимное влияние этих тонов, то летательный аппарат необходимо вывешивать на упругой подвеске. Упругая подвеска необходима и тогда, когда резонансные испытания отклоняемых поверхностей являются составной частью испытаний всего летательного аппарата.
   Частота собственных колебаний летательного аппарата вдоль вертикальной оси на подвеске должна быть не менее чем в два-три раза меньше низшей частоты собственных упругих колебаний конструкции.


7

   Упругая подвеска может представлять собой амортизационные шнуры и пневматические опоры.
   При вывешивании летательного аппарата на амортизационных шнурах узлы подвески необходимо располагать как можно ближе к узлам первого тона упругих колебаний или, во всяком случае, в точках, амплитуды которых при упругих колебаниях конструкции по первому тону малы в сравнении с амплитудами других точек. Самолет обычно подвешивают за стыковые узлы крыльев или за узлы фюзеляжа. Если это невозможно, то подвешивают самолет при помощи двух лент, охватывающих фюзеляж впереди и позади крыла.
   В случае установки летательного аппарата на пневматические опоры их может быть от одной до трех штук. Выбор мест летательного аппарата, под которые ставятся пневматические опоры, аналогичен выбору узлов вывешивания летательного аппарата на амортизационных шнурах. Конструкция пневматических опор должна соответствовать ОСТ 1 01183-90.

Рис. 1.2. Самолет на комбинированной упругой подвеске:

1 - амортизационные шнуры; 2 - пневматические опоры; 3 - стендовая система гидропитания

   При вывешивании летательного аппарата можно использовать и комбинированную подвеску (рис. 1.2). Например, две пневматические опоры устанавливаются под крыло самолета, а фюзеляж подвешивается на резиновых амортизаторах в точке, на которую приходится малая часть веса. В другом варианте самолет устанавливается на одну пнев
8

магическую опору вблизи центра масс, а крыло и фюзеляж слегка расчалены к полу.
   При необходимости после подвески летательного аппарата вокруг него могут быть установлены специальные настилы и стремянки.

1.4. СРЕДСТВА ВОЗБУЖДЕНИЯ И ИЗМЕРЕНИЯ КОЛЕБАНИЙ
   Для экспериментального определения характеристик собственных колебаний отклоняемых поверхностей летательного аппарата на земле используется автоматизированная система, которая отвечает требованиям ОСТ 102710-90 и состоит:
   1) из измерительно-вычислительного комплекса (ИВК);
   2) подсистемы возбуждения колебаний;
   3) подсистемы измерения колебаний;
   4) технологической оснастки.
   В функции данной системы входит:
   1)    управление каналами электродинамических силовозбудителей колебаний и усилителей мощности (тока);
   2)    измерение сигналов первичных вибропреобразователей, которые состоят из датчиков механических колебаний и измерительных усилителей;
   3)    визуализация амплитуд и фаз колебаний контрольных точек испытываемой конструкции;
   4)   обработка экспериментальных данных на мини-ЭВМ.
   Измерительно-вычислительный комплекс должен состоять из управляющей и измерительных частей и ЭВМ с периферийными устройствами: консолью оператора, накопителем на магнитном диске, алфавитно-цифровым печатающим устройством, графическим дисплеем.
   Управляющие и измерительные части ИВК включают в себя: генератор гармонических сигналов, блоки подбора сил, блок управления и коммутации, коммутатор измерительных сигналов, фильтр низких частот, блок выделения синфазной и квадратурной составляющих измерительных сигналов и систему отображения.
   Генератор гармонических сигналов предназначен для формирования унифицированного сигнала синусно-косинусной формы, который является также опорным для всей системы возбуждения и измерения, и для создания возможности регулировать (устанавливать) частоту вручную и по программе ЭВМ. Сигнал задающего генератора через усилители мощности подается на электродинамический силовозбуди-тель (ЭДСВ) с помощью специальных регулирующих элементов 
9

блоков подбора сил. Последние позволяют изменять амплитудный уровень и фазовый сдвиг возбуждающих сил как одновременно, так и отдельно по каждому каналу.
   Электрические сигналы от измерительных датчиков сложного спектрального состава через коммутатор сигналов, служащий для поочередного подключения различных групп датчиков к каналам измерения или визуализации, поступают на измеритель параметров первой гармоники. Это может быть схема блоков синхронного детектирования, в которой параллельно определяются действительные и мнимые составляющие первой гармоники поступающих электрических сигналов в результате гармонического анализа по частоте возбуждения. Сигнал некоторого j-го датчика Ц на частоте р как входное напряжение блока синхронного детектирования можно представить соотношением

Uj = U₀ cos(pt + фj ) = Re U₀j cos pt + Im U₀j sin pt,

где U₀j = U₀уеф' есть комплексная амплитуда, а символ Re и Im означают соответственно действительную и мнимую части сигнала. Независимо от того, какие кинематические величины измеряются, действительная часть всегда в фазе с силой возбуждения и поэтому называется синфазной составляющей, мнимая часть сдвинута на четверть периода по отношению к возбужденной силе и называется квадратурной составляющей. При измерении скорости колебаний комплексная амплитуда скорости имеет вид у = у₀е‘ф, где ф - угол фазового сдвига между вектором скорости и действительной его частью (Re у), которая всегда в фазе с силой возбуждения. Тогда выражение

tg ф = Im у / Re у

определяет фазовое соотношение между возбуждающей силой и скоростью колебаний. Отсюда получается важное условие при подборе сил возбуждения - условие фазового резонанса:

Im у = 0.

   При использовании датчиков перемещений или ускорений условие фазового резонанса будет выглядеть как


10