WWW.DISS.SELUK.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА
(Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)

 

Pages:     | 1 || 3 |

«СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ И СРЕДСТВ НАТУРНЫХ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОНСТРУКЦИЙ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ ...»

-- [ Страница 2 ] --

Рисунок 2.12 – Панели крыла с люками под топливную аппаратуру Задняя панель имеет серию вырезов под агрегаты топливной аппаратуры. Испытания образцов этой панели показали, что трещины возникали от отверстий крепления фитинга, где по данным эксперимента Кэф = 5,66. По данным тензометрии высокий уровень напряжений был отмечен и на краях выреза Kт = 2,0. По результатам расчётов на кромке выреза Кт = 2,89. На кромке критического в испытаниях отверстия в обшивке Кт = 5,92. Высокий уровень концентрации объясняется изгибом обшивки вследствие эксцентриситета, высокой нагрузкой на крепежные отверстия и недостаточной компенсацией вырезов. Судя по эмпирической зависимости Кэф от площади поперечного сечения панели в сечении по вырезу на кромках вырезов можно ожидать Кэф = 4,5. Элементы с низкими расчётными оценками были испытаны. Для этого отремонтировали образец панели и продолжили испытания. Были получены усталостные трещины от кромок вырезов. По данным эксперимента Кэф оказался равным 4,67. По расчётным оценкам реальной панели, концентрация напряжений в ней осталась примерно такой же, что и в образце. Предложен вариант усиления панели в серии, позволяющий снизить концентрацию напряжений в потенциально критических местах (таблица рисунка 2.12). По крепежным отверстиям дополнительно предложено ввести дорнирование отверстий по современной технологии, дающей стабильное качество операции упрочнения. По расчётным оценкам этих мер будет достаточно для достижения проектных значений по наработке конструкции в испытаниях и эксплуатации.

Исследовались образцы стыка нижних панелей крыла и центроплана трех типов (рисунок 2.13). Усталостную прочность образцов определял пояс бортовой нервюры. Слабое место – отверстия под болты крепления фитинга. В испытаниях крупногабаритных образцов усталостные повреждения поясов имели многоочаговый характер.

Результаты расчётов показали, что наилучшее качество стыка наблюдается по передним панелям Kт = 2,1. Для средней и задней панелей стык испытывает изгиб. Для них Кт = 3,78…4,09. Это полностью согласуется с экспериментальной оценкой Кэф.

Предложены варианты изменения стыков с уменьшенным эксцентриситетом передачи нагрузки и изгибом стыков из плоскости.

Рисунок 2.13 – Испытания нижних стыковых панелей крыла и КЭМ 2.1.4 Результаты расчётно–экспериментальных исследований образцов Испытания конструктивно–подобных образцов дают комплексную оценку качества проектирования и изготовления конструкции. Поэтому они представляют большой интерес при оценке ресурсных характеристик самолёта. Отметим, что все испытанные образцы изготовлены на серийном заводе, т.е. полученные результаты отражают уровень технологии, культуры производства, что важно при исследовании усталостных характеристиках образцов и конструкций.

2.1.4.1 Испытаниями установлено, что критическим элементом стыка нижних панелей крыла с центропланом по усталости является пояс бортовой нервюры. Образцы с одним стрингером были поставлены в 9–ти вариантах технологии сборки. Наибольшую долговечность показал стык с болтами диаметром 12 мм, установленными с натягом 1%.

Выбран вариант технологии, который можно рекомендовать для натурной конструкции.

Следует обратить внимание на то, что долговечность крупногабаритных образцов ниже в 3 – 4 раза по сравнению с однострингерными образцами, изготовленных по близкой технологии.

Это объясняется тем, что пояса нервюр для крупногабаритных образцов были вырезаны вдоль проката. Для усталостной прочности такое направление вырезки неблагоприятно.

Вместе с тем, экспериментальные точки по стыкам легли выше кривой усталости стандартных образцов с отверстием, которая отражает долговечность регулярных зон. Это свидетельствует о хорошем качестве стыка.

2.1.4.2 В стыке верхних панелей крыла с центропланом при усталостных испытаниях было получено разрушения «лепестков» пояса бортовой нервюры, на которые передается нагрузка с полки стрингера, при наработке 74 000 циклов. Усталостные трещины образовывались по радиусному сопряжению. Разрушения образца были связаны с нарушениями технологии сборки – отсутствовали прокладки, компенсирующие зазор между лепестками и полками стрингеров. Уровень монтажных напряжений в лепестках достигал 260 МПа.

После установки прокладок образец наработал более миллиона циклов, трещины по радиусному сопряжению получены при высокой наработке. Еще два образца были испытаны при повышенных нагрузках растяжения. Критическим участком стыка оказался пояс бортовой нервюры по отверстиям крепления полки стрингера к «лепестку».

2.1.4.3 При испытаниях образцов средней панели центроплана с люками–лазами получены трещины в обшивке по галтели в зоне подкрепления выреза при переходе толщины с 6 на 9 мм. Причина разрушений конструктивная, был предложен вариант доработки, который применим даже на изготовленных панелях – увеличение радиуса галтели в местах ступенчатого изменения толщины панели, что позволило на порядок увеличить долговечность панелей.

2.1.4.4 При испытаниях задней панели центроплана с люками под топливную аппаратуру выявлены более существенные конструктивные проблемы. Неудачная конструкция фитинга привела к раннему появлению трещин в обшивке. Фитинг доработан, спроектированы новые образцы. По данным тензометрии и расчётных исследований этого недостаточно. Не дожидаясь результатов испытаний новых образцов, выполнена тщательная отработка конструкции с использованием конечно–элементных моделей.

2.1.4.5 Испытано 17 конструктивно–технологических вариантов продольных стыков обшивки фюзеляжа. Некоторые варианты выдержали без разрушения более 1 млн.

циклов эксплуатационной нагрузки. Наибольший интерес представляют результаты испытаний трехрядного стыка, т.к., на основании проведенных исследований, принято решение, что именно такие стыки будут на реальной конструкции. Критическим элементом оказалась наружная обшивка по первому ряду заклепок. Этот факт имеет положительное значение для контроля в процессе эксплуатации самолёта.

2.1.4.6 При испытаниях криволинейной гермопанели фюзеляжа с продольными стыками при наработке 82 156 циклов наддува с одновременным нагружением осевой нагрузкой обнаружена трещина в зоне перехода толщины, выполненной химфрезерованием.

Это разрушение вызвано особенностями технологии химического травления, вытравливанием подреза в месте наибольшей концентрации. При наработке 105 465 циклов обнаружены еще две аналогичных трещины. Эти разрушения являются критичными, поскольку вызваны не явным браком, а штатной технологией, которую можно скорректировать. Усталостных трещин в продольных стыках, стрингерах, шпангоутах не обнаружено. Остаточная прочность после выполнения регламентированного надреза оказалась достаточной.

2.1.4.7 Выполнено испытание шести плоских крупногабаритных панелей фюзеляжа.

Выявлена концентрация напряжений в стрингерах в зоне стыка с полками шпангоутов, обусловленная малым радиусом сопряжения в месте увеличения ширины полки. По расчётным оценкам коэффициент концентрации напряжений в месте возникновения трещины равен 2,05. В испытаниях это привело к разрушениям образцов при низкой наработке. Еще одно критическое место образца – обшивка по заклепке крепления стрингера. После исправления выявленных недостатков (радиусы увеличены до R20 и R вместо R10 - у исходного варианта) наработка составила 527 070 и 464 000 циклов (R20), 126 000 циклов (R50). Трещин в зачетной зоне не обнаружено, испытания далее не продолжались. Это согласуется и с расчётными оценками.

долговечность в трех случаях. Во-первых – зона некачественного х/ф обшивки, во-вторых – отсутствие компенсирующих прокладок в стыке верхних панелей крыла (т.н. упругая компенсация зазоров), в-третьих – неудачное направление вырезки из плиты пояса бортовой нервюры в пятисрингерных образцах (вдоль линии проката, а лучше поперек).

По результатам расчётно–экспериментальных исследований образцов сделан один из основных выводов по конструкции высокоресурсного самолёта: отмечена важность соблюдения производственной и технологической дисциплины на заводах, производящих до этого низко ресурсные самолёты. Если для статической прочности влияние технологии сборки составляет несколько процентов, то для усталости – сотни процентов.

Выявлена острая необходимость анализа производственных отклонений (запросов) на предмет их влияния на показатели ресурса, что и было предпринято в дальнейшем.

2.1.4.9 Проведенные исследования подтвердили большое значение и эффективность предварительных испытаний образцов. Чем больше доработок проведено на этом этапе, тем меньше потребуется времени на сертификационные испытания. Практически на всех типах испытанных конструктивных образцах были выявлены и исправлены недостатки.

Тем не менее, сами по себе испытания конструктивно–подобных образцов без расчётного моделирования неэффективны, т.к. не выявляют сами причины разрушений.

При одновременном испытании и моделировании с учетом тензометрирования конструкции образца добились максимального эффекта и наименьшей погрешности проведения исследований. Сроки принятия решения по доработкам и выработка конструктивных решений сократилась по сравнению с традиционными технологиями в несколько раз. Основные критические недостатки были выявлены на этапе исследований конструктивных образцов и элементов конструкции планера регионального самолёта.

2.2 Разработка базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора»

На основании положений, изложенных во введении с целью формирование базы принятия решений по отработке прочности элементов планера регионального самолёта, в рамках диссертации, разработана база данных (БД) результатов испытаний конструктивных образцов и элементов конструкции планера регионального самолёта [30], [50].

В настоящее время при реализации проекта создания пассажирского регионального самолёта используется система поддержки жизненного цикла изделий – Teamcenter [100], которая в рамках единой информационной среды, позволяет:

управлять проектированием, производством, поддержкой и утилизацией изделия;

территориально распределенным группам разработчиков иметь возможность общего доступа к единой базе знаний об изделии и процессах;

специалистам конструкторских и производственных подразделений осуществлять коллективную работу и совместный доступ к данным в режиме реального времени.

Связи модели планера самолёта в Teamcenter с БД отработки прочности показаны на рисунке 2.14.

2.2.1 Структура базы данных результатов испытаний конструктивных образцов К результатам испытаний конструктивных образцов относятся информация об объектах испытаний (конструктивные образцы): отчеты, программы испытаний, сведения о проведенных испытаниях, протоколы испытаний, схемы тензометрии и результаты тензометрии, повреждения при испытаниях, сведения о прочности объектов испытаний.

К результатам анализа и суммирования результатов испытаний относится отработка результатов оценки прочности конструктивного элемента.

Структура базы данных результатов испытаний конструктивных образцов показана на рисунке 2.15.

Рисунок 2.14 – Связи модели планера самолёта с БД отработки прочности

КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА

РЕЗУЛ ЬТАТЫ ИСПЫ ТА НИЙ

Рисунок 2.15 – Структура базы данных результатов испытаний конструктивных образцов Информация о результатах испытаний конструктивных образцов хранится в базе данных в структурированном и неструктурированном виде.

Структурированные данные хранятся и обрабатываются СУБД Oracle через РОМ– схемы системы Teamcenter. Ввод, редактирование и просмотр этих данных осуществляется с использованием специально разработанных форм.

Неструктурированные данные – это произвольная информация в виде текстовых документов, рисунков, чертежей и т.п. В системе для работы с неструктурированными данными используются стандартные средства. В частности, Teamcenter поддерживает работу с информацией в форматах MS Word и MS Excel, в форматах рисунков. Возможно добавление и настройка форматов данных для использования.

Схема данных по испытаниям на базе TeamCenter показана на рисунке 2.16.

Прямоугольники на схеме обозначают типы объектов базы данных. Общий состав данных типов объектов базы данных на базе TeamCenter представлены в прямоугольниках, где написаны смысловое значение атрибутов классов, наборов данных и отношений, и их типы. Ключевой атрибут PID обеспечивает работу базы данных по сортировки и поиску объектов базы данных, по созданию ссылок и отношений между объектами.

В БД также описаны составляющие: структура данных протокола испытания, структура данных отчета испытаний, структура данных отработки прочности, структура данных «испытания», структура данных объекта испытаний, структура данных расчётного случая нагружения, структура данных программы испытаний, структура данных схемы тензометрии, структура данных схемы повреждений, структура данных повреждения, структура данных тензометрических датчиков, описанные в [30] и [50].

2.2.2 Работа в системе Teamcenter с базой данных испытаний Основным пользователем разработанной базы данных испытаний является конструктор, которому необходима информация о прочности разрабатываемой или уже существующей конструкции планера самолёта для принятия решений о доработке и выпуске изделия. В качестве элемента, который может показать насколько прочность конструкции планера подтверждается прочностными испытаниями и расчётами, в этой базе данных рассматривается тип данных «Прочность», который связан с конструкцией через отношение «Отработка прочности». Это отношение для пользователя выглядит как псевдопапка, в которой могут находиться объекты типа «Прочность», подтверждающие прочность конструкции. На рисунке 2.17 показано реализация отношения «Отработка прочности» в виде псевдопапки, вложенной в объект конструкции.

Отличительной чертой объекта типа «Прочность», является то, что он может связываться с любой деталью или сборкой деталей, в то время как объект типа «Испытание»

может указывать только на тот элемент конструкции, для которой было проведено это испытание. Это полезно в том случае, если для какой–то панели были проведены испытания, то элемент отработки прочности может быть назначен и для других конструктивно– подобных панелей (рисунок 2.18).

Рисунок 2.17 – Реализация отношения «Отработка прочности» на панели БД Рисунок 2.18 – Дерево структуры «Отработка прочности»

Результирующим аналитическим продуктом является так называемый принцип С целью формирование базы принятия решений по отработке прочности «светофора».

элементов планера регионального самолёта, представления информации об отработке ресурсных характеристик конструкции планера семейства региональных самолётов на базе твердотельной модели, в виде трехцветной раскраски электронных моделей деталей по принципу «светофора» в соответствие с разработанными критериями (таблица 2. 9). По мере выполнения исследований, зоны конструкции планера самолёта, окрашиваются в различные цвета. Эти цвета отражают состояние работ по обеспечению ресурса и степень исследованности той или иной зоны.

Существует возможность выделения любых элементов с целью более подробного анализа прочности их составных частей. Эта модель представляет собой уникальный аналитический инструмент, как для принятия решений на уровне руководства, так и для специалистов по прочности любого уровня.

В результате выполнения работы в системе Teamcenter, используемой при проектировании и на производстве, создана база данных результатов испытаний конструктивных образцов, моделирующих нерегулярные элементы конструкции планера регионального самолёта. В системе Teamcenter созданы РОМ–схемы (логические структуры данных) и шаблоны форм для ввода, редактирования и просмотра информации пользователями. Также созданы файлы для настройки отображения информации.

Таблица 2.9 – Один из алгоритмов обработки информации по «принципу светофора»

Цвет зоны (детали) планера Степень исследованности ресурсных характеристик зоны Приведено описание процессов создания объектов системы Teamcenter и создания базы данных. Реализована концепция «светофора». В базу данных введена информация по результатам проведенных экспериментальных исследований прочности конструктивных образцов.

2.3 Расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности Как уже было отмечено в главе 1, в отечественной и зарубежной практике авиастроения испытания на усталость авиационных конструкций в последние годы проводятся по программам квазислучайного нагружения (ИЛ–96, Ил–114, АН–148, B–757, В–767, А–300, А–310 и др.), которые более точно имитируют нагружение конструкции в реальной эксплуатации и, как правило, дают более оптимистичные оценки ее ресурсных характеристик. При этом при формировании программ квазислучайного нагружения крыльев всех вышеуказанных самолётов из спектра нагружения исключаются нагрузки с «малыми»

амплитудами, равными a / m 0,12 0,15, которые приведены, например, в программе повторно–статического нагружения магистрального самолёта.

При традиционных испытаниях в СибНИА [41] нагружение осуществлялось по блочным программам, формирование которых проведено на основании интегральной повторяемости нагрузок принятой для планера магистрального самолёта. Типовые спектры нагружения планера и агрегатов, соответствуют спрогнозированным среднестатистическим условиям эксплуатации:

взлетный вес G взл = 970 кН; посадочный вес G пос = 803 кН; время полета 5,2 часа;

интегральные повторяемости приращений нагрузок (перегрузок) на всех режимах типового полета, определены с учетом фактических повторяемостей n y самолётов прототипов (таких как Ту–154, Як–42 и др.).

Результаты повторно–статических испытаний конкретного магистрального самолёта используются при установлении ресурсов других типов магистральных самолётов, эксплуатация которых характеризуется более тяжелыми условиями (большими взлетными и посадочными весами и большим проектным ресурсом). При этом данные о фактических условиях эксплуатации и нагруженности самолётов всех модификаций в большинстве подтверждают правильность расчётных оценок типовых спектров нагружения этих самолётов.

2.3.1 Для уточнения эквивалента между типовым спектром нагружения, принятого при сертификации магистрального самолёта, и программным нагружением конкретного самолёта с учетом влияния структуры и характера нагружения на повреждаемость конструкции были выполнены экспериментальные исследования [41].

Испытаны образцы двух типов критических зон нижних панелей центроплана:

образец «полоса с отверстием» (ПО) размером 36 х 220 мм (d/b = 6). Образцы изготовлены из листа сплава 1163РДТ толщиной 4,5 мм. Маркировка образцов 14–1;

конструктивный образец клепаной конструкции «клепаное соединение» (КС).

Обшивку панели центроплана представляет лист 4,5 мм из сплава 1163РДТ. Имитатор лапки стрингера – лист 6 мм из Д16чАТ. Имитацию уголка для крепления дополнительного оборудования в образце выполняет накладка, материалом которой является лист 2 мм из сплава Д16чАТ. Маркировка образцов 14–6.

Испытания проведены по 4 типам программ.

Программа 1 нагружение пульсирующим циклом. Уровни напряжений в сечении брутто для образцов brutto = 150, 120 и 80 МПа. Частота нагружения 3 Гц, форма цикла нагружения – синус, коэффициент асимметрии цикла нагружения R = 0,1. Испытания проводились в соответствии с [19]. Уровень напряжения brutto = 150 МПа соответствует, экв по линейной теории суммирования повреждений, циклограмме нагружения конкретного магистрального самолёта в зоне 1–2 нервюры и стрингера 14–15 нижней панели центроплана (Программа 2).

Программа 2 нагружение блочное, идентично программному нагружению конкретного магистрального самолёта в стенде ресурсных испытаний. Напряжения соответствуют напряжениям в районе 1–2 нервюры и стрингера 14–15 центроплана от изгиба центроплана М изг., избыточного давления и тяги двигателя при испытаниях самолёта, экв = 150 МПа.

Программа 3 квазислучайное нагружение типа “TWIST”, эквивалентное по повреждаемости (в рамках линейного суммирования) программному нагружению центроплана в районе 1–2 нервюры и стрингера 14–15 центроплана на конкретном магистральном самолёте, экв = 150 МПа.

Программа 4 квазислучайное нагружение идентичное программе 3, в отличие от которой из спектра нагружения на воздушных режимах исключены нагрузки с амплитудами а / m = ±0,1, но за счет увеличения количества полетов в блоке экв одной приведенной программы тем не менее = 150 МПа.

Программы испытаний 2 и 3 в табличном виде представлены в приложении А.

Предварительное тензометрирование показало, что максимальные напряжения при испытаниях конструктивного образца КС возникают на листе – имитаторе обшивки, в зоне крайней заклепки на накладке (рисунок 2.19), максимальные напряжения в накладке – в зоне центральной заклепки.

Рисунок 2.19 – Схема наклейки и нумерация тензодатчиков на образце 14– Для оценки кинетики разрушения конструктивного образца КС проведена непрерывная тензометрия обшивки и стрингера с использованием специальной программы сбора и обработки информации (рисунок 2.20).

Рисунок 2.20 – Типовой график данных тензометрии при испытании образца 14– Общий вид разрушения образцов представлен на рисунке 2.21.

Рисунок 2.21 – Общий вид разрушения образца 14–6 со стороны накладки Результаты испытаний образцов типа ПО по всем программам представлены в таблице 2.10, результаты испытаний образцов типа КС – в таблице 2.11. В таблицах представлены и параметры линий регрессии [19] результатов испытаний по программе 1.

Таблица 2.10 – Результаты усталостных испытаний. Образец ПО № 14– Таблица 2.11 – Результаты усталостных испытаний. КС № 14– Продолжение таблицы 2. Базовые кривые усталости (программа 1) конструктивных образцов типа «клепаное соединение» приведена на рисунке 2.22.

В результате установлено.

Испытания по программе 2 ( экв при программе нагружения магистрального самолёта в зоне 1–2 нервюры и стрингера 14–15 нижней панели центроплана равно 150 МПа при пульсирующем цикле) дают заниженную долговечность по сравнению с базовой кривой выносливости как плоского так конструктивного образца «клепаное соединение» (рисунок 2.23 и 2.24).

Рисунок 2.23 – Результаты испытаний по программам 1 и 2, max = 150 МПа Рисунок 2.24 – Сводные результаты испытаний по программам 1 и Испытания по программе 4 (отсутствие нагрузки с амплитудами a / m = ±0,1) показали более оптимистичный прогноз долговечности для обоих типов образцов по сравнению с испытаниями по программе 3, особенно для конструктивных образцов типа «клепаное соединение» (рисунок 2.25). Реализация программы 3 для образцов двух типов дала эквивалентные результаты долговечности.

После испытаний образцов проведен фрактографический анализ мест разрушения, который показал, что разрушение всех образцов произошло в зоне первой заклепки. Первым разрушался имитатор обшивки панели, лишь затем имитатор стрингера.

2.4 Отработка методических вопросов создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на опытном стенде Для предварительной отработки методики испытаний планера регионального самолёта создан стенд на базе полуразмаха крыла пассажирского самолёта [35, 37, 38, 45]. Стенд состоит из центроплана, установленного на четырёх силовых стойках, к которому пристыкована правая консоль крыла. Нагружение производится с помощью четырёх каналов двустороннего действия (рисунки 2.26 и 2.27).

На этом опытном стенде были отработаны все модули канала нагружения крыла будущего стенда ресурсных испытаний регионального самолёта.

Как вытекает из обзора и опыта испытаний, проведенных автором, для реализации силовых факторов (Мизг., Мкр., Qy) по крылу при условии обеспечения достаточной точности необходима разбивка кессонной части крыла на ряд сечений (как правило, по нервюрам). Способы приложения нагрузок к поверхности крыла подробно описаны в [2].

1 – модули рычажной системы типа «линейка»; 2 – модули рычажной системы типа «площадка»;

3 – первая очередь каналов нагружения (№1,2); 4 – вторая очередь каналов нагружения (№3,4) Рисунок 2.26 – Разметочно–загрузочная схема нагружения опытного стенда Рисунок 2.27 – Общий вид каналов нагружения опытного стенда В основном в практике испытаний на усталость широко применяют нагрузочные обеспечиваются: снижение массы рычажных систем, относительная “чистота” поверхности крыла по сравнению с рычажными системами на базе парусиновых лямок.

Этот способ нагружения обычно подразумевает нагружение крыла сверху и снизу.

Следующей ступенью в развитии методики испытаний является способ одностороннего приложения нагрузки к испытываемой конструкции. При этом нагружение реализуются системой нижних каналов двунаправленного действия. Преимущества данного способа нагружения очевидны: отсутствие верхних каналов позволяют обойтись без силового потолка или металлоемкой системы порталов, сокращение количества каналов нагружения, свободная от оснастки верхняя поверхность крыла, увеличение скорости нагружения за счет увеличения жесткости рычажных систем, значительное уменьшение высоты вывешивания планера самолёта при испытаниях.

В соответствии с данной концепцией, впервые в СибНИА и России был разработан новый канал нагружения, представляющий собой, следящий унифицированный привод с электрогидравлическим управлением централизованной системой автоматизированного управления нагружением (АСУН). В качестве исполнительного органа используются гидроцилиндры двустороннего действия, воспроизводящие усилия, как в режиме уборки, так и в режиме выпуска штока. Датчики силы, устанавливаемые на шток гидроцилиндра и составляющее с ним одно целое, выполняются по двухмостовой схеме, позволяющей использовать дополнительный контур измерения для контроля сил, повышая надежность испытаний. Электрогидравлический блок управления (ЭГБУ) устанавливается непосредственно на гидроцилиндре, увеличивая быстроту реакции системы на управляющие сигналы, повышая точность нагружения. Были сформированы базовые требования ко всем компонентам и системам [52]. Схема канала нагружения представлена на рисунке 2.28.

Как уже было отмечено, при испытаниях объект не подвергают реально действующим на летательный аппарат (ЛА) нагрузкам, а используют более простые схемы нагружения.

Программа нагружения представляла собой условный полет, в котором воспроизводятся все ступени и режимы нагружения ресурсных испытаний регионального самолёта. Воздушный и наземный режимы, в частности, состоят каждый из пяти уровней амплитуд. Количество повторений каждой амплитуды соответствует наиболее нагруженному и длительному полету предполагаемой программы испытаний (рисунок 2.29).

Рисунок 2.29 – Циклограмма нагружения каналов опытного стенда При отработке каналов нагружения на опытном стенде преследовались следующие цели:

– апробирование техпроцесса приклеивания загрузочных устройств к нижней панели крыла;

– определение работоспособности разработанной рычажной системы, в том числе и при переходе нагрузки «через ноль»;

– проверка вариантов установки сервоприводов в стенде;

– исследование каналов нагружения и их взаимовлияния;

– проверка всех систем стенда при моделировании различных аварийных ситуаций;

– отработка новых алгоритмов управления;

– отработка функционирования и взаимодействия систем.

2.4.1 Приложение сосредоточенных сил.

Нагрузить испытываемую конструкцию сосредоточенными силами проще всего, если на ней установлены предназначенные для этого узлы. Значительно сложнее приложить сосредоточенную силу к обшивке ЛА. В отечественных лабораториях получили широкое распространение парусиновые лямки, внедренные в практику испытаний М.П. Наумовым в ЦАГИ. Наклеенные на небольшом расстоянии лямки позволяют передавать на обшивку ЛА силы до 12 – 14 кПа. Для правильного воспроизведения нагрузок, действующих на ЛА в полете, часто нагружают объект испытаний большим количеством сосредоточенных сил через приклеенные лямки. Число лямок, используемых для нагружения крыла тяжелого самолёта, может, например, составлять не одну тысячу. Понятно, что создание такого количества сил и независимое управление каждой из них представляет достаточно сложную и трудоемкую задачу. Применение рычажных систем, каждая из которых может объединять многие десятки сосредоточенных сил, существенно упрощает систему нагружения и процесс автоматическим управлением нагружением. Общим недостатком устройств для приложения нагрузок к обшивке является то, что все они сильно закрывают поверхность объекта испытаний, препятствует установке датчиков на ее наружной поверхности. Поэтому лямки и накладки используют, в основном, для нагружения частей конструкции, обладающих невысокой местной прочностью и не имеющих мощных силовых элементов каркаса (элевоны, закрылки, рули, носки крыла и др.). Кессон крыла обычно нагружают силами, прикладываемыми только к поясам лонжеронов. Они позволяют воспроизвести с потребной погрешностью только изгибающий, крутящий моменты и перерезывающие силы, но не распределенную нагрузку. Для приложения этих сил к элементам каркаса специально были разработаны новые устройства [45, 48, 54]. Это следующие устройства.

2.4.1.1 Специальные узлы, устанавливаемые на объект в процессе его изготовления, что в общем нарушает силовую работу конструкции и вносит в нее изменение.

2.4.1.2 Ложементы с упругими (резиновыми) прокладками, выполненными так, как показано на рисунке 2.30. Они не позволяют испытывать элероны и закрылки в отклоненном положении, а длинные пакеты швеллеров получаются очень тяжелыми. Избежать этих недостатков можно только пропуская шпильки, стягивающие швеллеры через отверстия, просверленные в испытываемой конструкции, что часто и делается.

2.4.1.3 Для приложения толкающей нагрузки (давление на элемент каркаса через приклепанную к нему обшивку) используются накладки.

Реализация новой методики поставила задачу разработки и исследования несколько вариантов устройств типа «пята», а также конструкций плоских рычажных систем (РС) двунаправленного действия двух типов. Первый тип («площадка», рисунок 2.31) представляет собой модуль, объединяющий восемь опорных пят, располагающихся по осям лонжеронов крыла по 4 на каждом, второй тип модуля рычажной системы («линейка», рисунок 2.31) объединяет четыре пяты вдоль одного лонжерона.

Модуль РС типа «площадка»

Рычаг с жестким закреплением опорных пят Рычаг с шарнирным закрепление пяты Рисунок 2.31 – Устройств типа «пята». Модули РС типа «площадка» и «линейка»

В качестве упругого элемента в соединении рычажных систем с крылом исследовались разные марки резины: ИРП–1347, В–14, 4327, НО–68–1. Для получения надежного клеевого соединения опорных пят с поверхностью крыла были проведены испытания нескольких марок клея: SC–2000, 88СА, Пентэласт 1143, ВК–27, ПУ–2 на отрыв и сопротивление усталости. Проведено 4,5 млн. циклов нагружений образцов удельными нагрузками 10 МПа, на 25% превышающими усилия, возникающие при реальном нагружении крыла.

Был выбран клей ВК–27 и резина В–14 как наиболее прочные. Прочность клеевого соединения «резина–дюраль» на отрыв при этом составила 200 МПа. Для крепления резины к подошве опорных пят использовался метод приклеивания с помощью клея «ЛейКОНт»

горячим способом. Прочность такого соединения с резиной 4327 и НО–68–1 составила от 3,0–3,5 МПа.

Исследовано два варианта установки сервоприводов на стенде: на подставках, в стандартном исполнении и с использованием проставок между гидроцилиндром и силовым полом (рисунок 2.32).

Рисунок 2.32 – Различные варианты установки сервоприводов С точки зрения вносимой погрешности воздействия, вариант с использованием проставок оказался предпочтительнее. В дальнейшем сервоприводы устанавливались с проставками.

Для исключения взаимовлияния каналов при нагружении исследовано влияние увеличение толщины резиновых подушек опорных пят с одновременным увеличением мягкости резины, удаление соседних по полету каналов друг от друга путем смещения их вдоль лонжеронов, располагая в шахматном порядке. При этом увеличение мягкости и толщины резины положительно сказывалось на качестве нагружения.

2.4.2 Отработка новых алгоритмов управления 2.4.2.1 При управлении нагружение канала используется базовая подсистема ПИД– регулирования (регулирование в соответствии с пропорционально–интегрально– дифференциальным законом управления) [29] (рисунок 2.33).

АСУН в каждый момент времени постоянно вычисляет ошибку – разницу между значениями программной и реальной нагрузки. Величина ошибки, умноженная на коэффициенты регулятора, формирует напряжение на гидравлическом агрегате управления.

Таким образом, строится замкнутый следящий контур управления нагружением в данной точке циклограммы. Формирование сегмента заданной программной нагрузки x(k) по синусоидальному закону в каждый момент времени при меняющемся аргументе z от – / до + /2 происходит в соответствии с формулой x(k) = (Sin(z) + 1) * 16376. 16376 – коэффициент, соответствующий напряжению 5В, размах изменения x – от 0 до 10 В.

Напряжение U аналогового выхода, формируемое выходом ПИД–регулятора, пропорционально разности между заданной программной нагрузкой и обратной связью в данный момент времени. Закон регулирования устанавливает зависимость между управляющим воздействием (U) и ошибкой рассогласования (Р), т.е.

классического дискретного ПИД – регулятора (для аппроксимации непрерывного интеграла использован метод трапеций) определяется по формуле:

k – характеризует момент времени;

K – коэффициент передачи (пропорциональный коэффициент);

T 1 – постоянная интегрирования, образующая интегральный коэффициент;

T 2 – постоянная дифференцирования, образующая дифференциальный коэффициент.

При этом, как уже отмечалось, основные противоречивые требования к системе нагружения это: с одной стороны качественное нагружение конструкции, точная реализации циклограммы испытаний, от которой зависит достоверность ресурсных испытаний, а с другой стороны достижение минимально возможного времени проведения испытаний.

До настоящего времени при проведении испытаний в основном использовались растягивающие гидравлические цилиндры (ГЦ) с разветвленной РС. Пример такой технологии показан на рисунке 2.34 а.

минимальным количеством элементов РС (рисунок 2.34 б). Кроме того, для достижения управления АУ–38 используются быстродействующие сервоклапаны типа УГ–133 или их импортные аналоги. Результаты исследования этих агрегатов представлено на рисунке 2.35.

Здесь dt – шаг нагружения, 1 – время задержки на преобразование в аналого–цифровом преобразователе (АЦП) реализованной нагрузки, 2 – время задержки на преобразование в цифро–аналоговом – преобразователе (ЦАП) управляющего сигнала, 3 – время задержки, связанное с реакцией агрегата управления на изменение системы Рисунок 2.34 – Сопоставление технологий проведения ресурсных испытаний Уравнение для определения смещения золотника ГЦ АУ-38 :

Гидравлический усилитель УГ-133 имеет следующее уравнение:

где, Tэ – характерное время запаздывания золотника; u - управляющий сигнал;

y – смещение золотника от нейтрального положения; u0=+0.1V (нулевое смещение).

f – коэффициент чувствительности золотника к току;

Рисунок 2.35 – Исследование агрегатов управления АУ–38 и УГ– Для апробации новой технологии на опытном стенде исследовались процессы устойчивости работы при одноканальном нагружении на математической модели стенда.

На рисунке 2.36 приведена блок–схема исследуемого канала нагружения.

Помимо характеристик сервоклапана изменились некоторые другие параметры, в частности, изменился шаг нагружения (рисунок 2.34), если он был от 7 до 10 мс, то стал 0,4 мс. Изменились временные задержки 1 и 2 на преобразование в АЦП реализуемой нагрузки и в ЦАП управляющего сигнала. На старом оборудовании 1 и 2 были значительно меньше шага нагружения, а сейчас превышают его в 2,5–5 раз. Хотя способ нагружения изменился незначительно, нагружение стало проводиться с использованием относительно жесткой РС. На сигнале обратной связи появился сигнал с разной частотой, на рисунке 2. представлен разностный сигнал на выходе из регулятора.

Рисунок 2.37 – Результаты нагружений концевой точки крыла на опытном стенде С ростом коэффициента пропорциональности возникает один из видов неустойчивости.

При этом на стенде наблюдается сильная вибрация. Как правило, дежурный оператор в этом случае останавливает нагружение и изменяет пропорциональный коэффициент «К» в формуле (2.1). Попытки настроить пропорциональный канал успеха не имели. Хотя при использовании интегрального закона управления, возможно было реализовать программную нагрузку с погрешностью примерно 7%. Результаты нагружения с использованием интегрального закон показаны на рисунке 2.37. Видна характерная «борода» на реализации.

Появилась острая необходимость изменить подходы к управлению.

2.4.2.2 Апробация алгоритма управления по планируемой траектории Управляющие сигналы, подаваемые на исполнительные устройства, пропорциональны разности P. Следовательно, чем ближе значения программных и фактических сил, тем менее эффективно управление. Таким образом, управление по указанному алгоритму всегда происходит с некоторым запаздыванием: сначала должна возникнуть погрешность в нагружении, и только затем, на следующем шаге управления формируется сигнал управления для отработки погрешности. Управление без ошибки в реализации программных усилий по этому алгоритму невозможно. Для уменьшения погрешности выполнения программы нагружения требуется уменьшение шага управления по времени. С другой стороны, на величину шага управления влияют технические возможности используемой аппаратуры, которые не позволяют уменьшать его до бесконечности.

Управление нагружением будет более эффективным, если при управлении не отрабатывать ошибку нагружения, а использовать заданную программу для прогнозирования закон перемещения штоков [88], [89]. Далее приводятся только некоторые соотношения из [89], необходимые для понимания, как в этом случае будут вычисляться управляющие сигналы.

Обозначим перемещения штоков, необходимые для реализации программных усилий через SP. Перемещения SP зависят от свойств объекта нагружения и рычажной системы и определяются через диагональную матрицу Db перемещений штоков под заданной нагрузкой в соответствии с [88] Это соотношение справедливо для любых программных усилий (программные силы, сохраняя отношения между собой, пропорциональны одному параметру).

Для скоростей штоков ГЦ имеем Для обеспечения такой скорости нагружения на управляющие устройства необходимо подать управляющий сигнал где D µ –1 – характеристика ГЦ.

Если вычислять среднее значение скорости изменения усилий на некотором отрезке времени, то можно записать Таким образом, для управления нагружением без обратной связи (т.е. без контроля реализованных усилий) на исполнительные механизмы необходимо подавать управляющие сигналы по закону:

или, учитывая неточность определения начальных значений D b, D µ и оставляя возможность для варьирования параметров, в общем случае В дальнейшем при численном исследовании алгоритмов управления принималось:

Формула (2.3) формирования управляющих сигналов и определяет управление по планируемой траектории. Для использования такого закон управления необходимо, чтобы начальные значения сил, действующих на крыло, и программа нагружения были бы согласованы, то есть на начало цикла нагружения при t=t 0 выполнялось условие:

Значение массива программных управляющих сигналов может быть вычислено заранее до цикла нагружения для каждого момента времени. Более того, если на отдельных временных участках нагружение выполняется с некоторой постоянной скоростью, то для каждого значения скорости можно задать свое значение планируемого сигнала. Отсюда следует, что использование алгоритма управления по планируемой траектории фактически не приводит к увеличению объёма вычислений при формировании сигналов управления и не предъявляет дополнительных требований к используемой аппаратуре.

Управление по планируемой траектории теоретически обеспечивает равенство действующих сил программным. Однако на практике такой результат является недостижимым. Объясняется это тем, что использованные при анализе уравнения состояния систем стенда являются некоторой идеализацией реальных объектов. Например, значения управляющих сигналов ограничены по модулю по техническим причинам. Характеристики гидроцилиндров зависят от температуры, давления в напорной магистрали, чистоты масла.

На расходной характеристике ГЦ имеется зона нечувствительности, положение которой может изменяться со временем. В силу изложенных причин алгоритм без обратной связи не сможет обеспечить требуемое управление. Поэтому сигнал, вычисленный по планируемым значениям нагрузок, должен корректироваться сигналом обратной связи. Тогда в общем случае для формирования управляющего сигнала имеем уравнение Если в качестве матрицы управления A u выбрать диагональную матрицу D b, а для параметра 4 использовать значение 4 =1/t, то получим следующее правило Воспользовавшись соотношением (2.2) и учитывая только пропорциональную составляющую в сигнале обратной связи, закон управления нагружением можно записать в виде Настройка такого закон управления требует определения только одного оптимального параметра 1.

В результате исследования законов управления на опытном стенде получены следующие результаты.

регулированием, это пропорциональный коэффициент равный 16 (рисунок 2.37). На графиках сверху показана погрешность между программной и реализуемой нагрузками. В данном случае она составляет 6%. При использовании управления по планируемой траектории с таким же коэффициентом погрешность составила не более 1% (рисунок 2.38).

Использование пропорционального закон управления приводит к сильному фазовому сдвигу нагрузки. Повышение значения пропорционального коэффициента приводит к вибрации канала нагружения, которая не позволяет нагрузить конструкцию. Использование интегральной составляющей закона управления, как уже отмечалось, позволяет реализовать программную нагрузку с требуемой точностью. Однако из-за эффектов перерегулирования в пиках программы возникают забросы нагрузки и скорость нагружения недостаточна (рисунок 2.39).

Нагружение по «планируемой траектории» позволяет избежать этих недостатков и реализовать требуемую точность с необходимой скоростью (рисунок 2.40).

Рисунок 2.40 – Управление по планируемой траектории 2.5 Выводы по главе В период испытаний образцов конструкции и исследований в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта, в рамках настоящей диссертационной работы, выполнено следующее.

2.5.1 Проведен тщательный расчётно-экспериментальный анализ проблемных зон ОСЭ, выполнены и проверены экспериментально необходимые доработки.

2.5.2 Созданы математические модели стендов натурных испытаний крупногабаритных образцов и агрегатов, а также ООЭ конструкции планера самолёта для их анализа с учетом усталости и живучести.

2.5.3 Проведен расчётно–экспериментальный анализ моделирования полетного спектра при ресурсных испытаниях.

2.5.4 С использованием экспериментального стенда, отработаны методические вопросы создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта, основанные на новых принципах построения системы нагружения:

– создании более качественной системы механического нагружения;

– виртуальном моделировании нагруженности конструкции в испытательных стендах, позволяющим снизить погрешности при испытаниях, повысить обоснованность принятия корректирующих решений и сократить время проведения испытаний;

– внедрении новых законов управления нагружением, позволяющих снизить погрешность воспроизведения нагрузок и сократить время проведения испытаний.

2.5.5 Сравнение качественных и количественных характеристик существующих методов и систем стендов ресурсных испытаний с разработанными на основании исследований проведенных в рамках настоящей диссертационной работы, позволяет сделать вывод о том, что создаваемая система методов и средств сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на порядок превышает по точности и в 1, – 2 раза сокращает время отработки программы испытаний, чем существующие традиционные.

3 Исследования по разработке и созданию стенда ресурсных испытаний С учетом результатов отработки методических вопросов, на этапе исследований в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта, проведены исследования по созданию непосредственно стенда сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта в статзале СибНИА.

3.1 Концепция и особенности стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта Для современного регионального самолёта комплексные ресурсные испытания планера играют большую роль вследствие беспрецедентно большого расчётного ресурса, требующего подтверждения и отработки в сжатые сроки, что создает самую главную проблему для испытателей. На основе проведенных исследований следует также отметить, что конструкция самолёта требует оперативного вмешательства, анализа и доработок в процессе эксперимента. При этом следует добиваться максимальной информации о состоянии конструкции и о самом процессе нагружения при испытаниях в режиме реального времени, и при последующем анализе.

Самолёт, предназначенный для ресурсных испытаний, включает: фюзеляж с крылом и оперением в сборе, всеми секциями закрылков с обеих сторон, элеронами, интерцепторами и воздушными тормозами с макетными приводами. Самолёт имеет макетные двигатели, штатные основные опоры шасси (ООШ) и макетную переднюю опору шасси (ПОШ) с макетами колес. Все агрегаты подвергаются испытаниям одновременно (рисунок 3.1).

Рисунок 3.1 – Нагружение планера регионального самолёта в испытательном стенде Разработанная программа испытаний представляет собой выбранный случайным образом, а затем «замороженный» спектр нагружения, состоящий из 5 типов полетов, набранных из 5 разных по амплитудам перегрузки циклов [37] (рисунок 3.2).

Полное число циклов в блоке Суммарное число циклов в блоке Полное число циклов в Суммарное число циклов Рисунок 3.2 – Программа испытаний регионального самолёта. Нагрузки на крыло При этом один блок включает 5 000 различных полетов. Всего 140 000 лабораторных полетов содержат более 4 млн. простых циклов нагружения и разгружения. Таким образом, одна лишняя секунда при выполнении одного цикла дает дополнительных 1,5 месяца машинного времени испытаний.

Из диаграмм рисунка 3.2 видно, что в полетном режиме 97% циклов приходится на 5–й (самый низкий) уровень нагрузок, а в наземных, соответственно, - 88%. Циклы малой амплитуды составляют 95% всех циклов. Длительность цикла остальных уровней амплитуд, практически, не влияет на общее время испытаний, что позволяет выполнять эти циклы за большее время. При длительности реализации циклов малой амплитуды не более 6 сек., что стало выполнимо после отработки алгоритмов управления на опытном стенде, суммарное машинное время, потребное для отработки всех 140 000 полетов, составляет суток непрерывной работы.

С учетом вышесказанного, на основании обзора и основываясь на проведенных предварительно расчётно–экспериментальных работах, сформулирована общая концепция создания стенда ресурсных испытаний планера магистрального самолёта, которая предполагает наличие следующих основных компонентов.

3.1.1 Разработку отдельной маслонасосной станции номинальной производительностью 3600 л/мин, которая позволит обеспечить бесперебойную независимую от других стендов подачу масла и обеспечить надежность и точность нагружения (рисунок 3.3).

Рисунок 3.3 – Маслонасосная станция (МНС) производительностью 3600 л/мин 3.1.2 Использование, в основном, нагружающих устройств одностороннего действия с рациональным размещением гидроагрегатов и новыми агрегатами управления.

математического моделирования для обеспечения быстроты и точности нагружения.

3.1.4 Создание, на базе имеющихся разработок, системы мониторинга конструкции, позволяющей ускорить процесс обнаружения повреждений в определенных, как критические, зонах конструкции. Это позволит с большей вероятностью обеспечить обнаружение усталостных повреждений на ранней стадии их развития, что в свою очередь определяет малые сроки принятия решения (торможение трещины, ремонт и т.п.) и их выполнение.

3.1.5 Создание обособленной независимой системы для регистрации и обработки информации о погрешности воспроизведения нагрузок и расчёта эквивалентов во время испытаний для анализа реальной наработки конструкции.

3.1.6 В стенде испытаний ресурсного самолёта применяются уже проверенные и отработанные ранее, на специально созданном 4–х канальный опытном стенде, технические решения и системы, что значительно экономит время отладки.

В соответствии с этими концептуальными положениями определилась следующая общая структура испытательного стенда (рисунок 3.4):

– механическая система нагружения;

– гидравлическая система нагружения;

– система наддува фюзеляжа;

– система автоматизированного управления нагружением (АСУН);

– система тензометрии;

– система контроля сил (СКС);

– система расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний;

– встроенная система регистрации повреждений;

– база данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта:

– система стабилизации конструкции планера в пространстве;

– система измерения перемещений и деформаций;

– система аварийной защиты;

и прочие вспомогательные системы, описанные подробно в [37].

3.1.7.Краткое описание особенностей систем нагружения, измерений и анализа.

В системе нагружения крыла используется специальная рычажная система двунаправленного действия, отработанная на опытном стенде.

Основные преимущества:

– уменьшение строительной высоты стенда и, как следствие, потребной высоты зала испытаний, – сокращение количества каналов нагружения, – увеличение скорости нагружения, – освобождение поверхности крыла для оперативного контроля состояния.

Рисунок 3.4 – Структурная схема стенда ресурсных испытаний регионального самолёта По горизонтальному оперению (ГО) и вертикальному оперению (ВО) применяются пакетные системы приложения нагрузки с тянущими сервоприводами.

Нагружение фюзеляжа инерционными нагрузками осуществляется с помощью «тянущих» рычажных систем через специальные узлы и лямки, установленные на обшивке.

Создание избыточного внутреннего давления в герметических отсеках ЛА производится обычно путем подачи в них сжатого воздуха. Естественно, что разрушение отсеков, имеющих большой объём и заполненных сжатым воздухом, опасно для персонала и даже зданий. Кроме того, может произойти катастрофическое разрушение объекта испытаний, после которого очень трудно обнаружить место, где началось разрушение, и установить ее причину. Для уменьшения объёма воздуха испытываемый отсек целесообразно заполнить материалом с малой плотностью, например, пенопластом. Но громоздкая система перемещения пенопласта не позволяет оперативно проводить периодический осмотр конструкции. Поэтому защита современных стендов выполняется с помощью силовых поясов. При этом создаются встроенные системы контроля повреждаемости. Таким образом, организован и стенд испытаний регионального самолёта.

Весь процесс наддува фюзеляжа сжатым воздухом в соответствии с профилем типового полета управляется от АСУН с помощью двух следящих каналов. Значительное внимание уделяется аварийным системам и устройствам, предотвращающим недопустимые забросы давления, а также последствия возможного взрывного разрушения гермофюзеляжа.

Вдоль фюзеляжа с шагом 0,5 м предусмотрены страховочные пояса, установлено независимых от АСУ механических и гидравлических предохранительных клапана.

Используется одностороннее приложение нагрузки к макетам двигателей в трех направлениях (X,Y,Z). Это позволило значительно разгрузить от нагружающих устройств корневую зону крыла и снизить высоту строительной горизонтали самолёта в стенде.

двунаправленного действия через макеты колес. Инерционные вертикальные нагрузки воспринимаются реактивно.

В целом, для воспроизведения нагрузок по планеру самолёта, действующих на различных режимах всех типов полетов, используется 64 следящих канала нагружения.

Система тензометрии предназначена для регистрации сигналов 6000 тензодатчиков во время остановки стенда на ступенях нагружения или в пиках циклограммы при проведении единовременных периодических замеров, а также 600 тензодатчиков для оперативной регистрации напряжений.

Система контроля сил (СКС), интегрированная с системой управления, обеспечивает измерение и непрерывную синхронную запись нагрузок по всем каналам нагружения, выдачу аварийных сигналов в АСУН при отказе измерительного тракта.

Встроенная система регистрации повреждений предназначена для выявления усталостных повреждений и регистрации их развития в процессе нагружения с использованием цифровых систем видеонаблюдения, непрерывной тензометрии особо ответственных зон конструкции, датчиков трещин, системы акустической эмиссии [37] (рисунок 3.5).

Рисунок 3.5 – Структурная схема системы непрерывной регистрации разрушений Система расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний предназначена для получения обобщенной оперативной информации о качестве нагружения при испытаниях, эквивалентной отработке и документирования обработанной информации.

Сокращение времени производства испытаний достигается:

– увеличенной скорость регулирования АСУН;

– высокой производительностью новых гидравлических агрегатов управления (АУ);

– отдельной МНС высокой производительности, – беззазорными соединениями и жесткостью РС, – разработкой упреждающих алгоритмов управления нагружением с использованием математического моделирования, – рациональным размещением электро-гидроагрегатов на силонагружателях, – оперативной обработкой измеряемых силовых факторов, с учетом точностных параметров системой расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний;

– текущей интерпретацией результатов исследований в разработанной базе данных с реализованным алгоритмом «светофора».

Таким образом, сокращение временных и экономических затрат обеспечено комплексным использованием новых передовых систем нагружения, технологий математического моделирования эксперимента, технической диагностики целостности конструкции и системы оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний.

Радикальное сокращение временных и экономических затрат на принятие решений и выполнение ремонтов обеспечено комплексным использованием технологий математического моделирования эксперимента и технической диагностики контроля целостности конструкции. Использование разработанной базы знаний усталостных характеристик конструкции самолёта, позволит оптимально и наиболее полно и обосновано принимать решения по отработке конструкции и запуске в производство.

Внедрение в ресурсные испытания виртуального моделирования конструкции планера и стенда позволяет:

– уточнить конечно–элементную математическую модель планера, привязку ее к конкретному испытываемому образцу самолёта, с учетом оперативных доработок;

смоделировать реальные условия нагружения в стенде, соответствующие реализованной программе ресурсных испытаний;

– расчётным путем по уточненным моделям оперативно оценить НДС и ресурсные характеристики подконтрольных зон, разработать корректирующие мероприятия;

– оперативно с повышенной точностью определить проблемные по прочности и ресурсу зоны конструкции;

– оценить влияние нелинейности деформирования на полученное расчётным путем напряженно–деформированное состояние и ресурсные характеристики конструкции.

Получаемые при этом результаты существенно расширяют информацию о прочностных и ресурсных характеристиках конструкции и служат базой для повышения экономичности и сокращения сроков прочностных ресурсных испытаний авиаконструкций.

Для проведения испытаний регионального самолёта используется гидравлический сервопривод двойного действия. Сервопривод, отвечающий всем требованиям разработанного технического задания, не имеет полных аналогов ни у одного из ведущих производителей испытательного оборудования: MOOG, ATOS, MTS и других, о чем имеются патенты, полученный в период проведения описываемой работы [34, 52, 54].

Была разработана собственная конструкция сервопривода, которая в особенности позволяет.

3.1.7.1 Регулировать подачу рабочей жидкости в цилиндр в соответствии с электрическим сигналом управления разработанной АСУН.

3.1.7.2 Независимо от АСУН ограничивать максимальную величину усилия, развиваемого цилиндром в обоих направлениях (ограничитель нагрузки).

3.1.7.3 Осуществлять слив рабочей жидкости из полостей цилиндра по сигналу управления «Слив».

3.1.7.4 Запирать полости цилиндра при снятии сигнала управления или отключении питания.

3.1.7.5 При отключении насосной станции не допускать самопроизвольной разгрузки цилиндра.

Используется сервопривод двух номиналов с расходами агрегата гидравлического управления 40 и 100 литров в минуту.

3.1.8 В соответствии с разработанной концепцией испытаний, в результате проведённого анализа приняты следующие основные решения по разработке систем:

– для системы нагружения выбраны гидравлические сервоприводы с датчиками силы разработки и поставки Итальянской фирмы «ATOS» через представительство в России по техническому заданию СибНИА;

– система массовой тензометрии собственного изготовления на базе проверенных и отработанных блоков регистрации ММТС–64 и проволочных тензодатчиков;

– система управления (АСУН) разработки СибНИА и НИЭС г. Новосибирска на базе нового оборудования австрийской фирмы B&R;

– система контроля сил (СКС) собственного производства на базе усилителей B&R;

встроенная система контроля целостности конструкции при испытаниях, интегрированная с АСУН, с использованием тензодатчиков, датчиков трещин, акустико– эмиссионных датчиков, системы видеонаблюдения разработки СибНИА;

– система расчёта погрешности нагружения и расчёта эквивалентов, интегрированная с АСУН и СКС разработки СибНИА;

– остальные перечисленные выше инженерные системы, система приложения нагрузок, системы отображения и интерпретации информации собственного производства СибНИА.

3.2 Обоснование и выбор элементов механической системы нагружения планера самолёта 3.2.1 Основной задачей, решаемой при выборе механической системы при проведении ресурсных испытаний конструкции летательного аппарата, как уже отмечалось, является как можно более правильное воспроизведение условий испытаний. При анализе работы механической системы, определяющим качество фактором, а также наиболее информативным является определение отклика конструкции на внешние воздействия (внутренние силовые факторы, деформации, прогибы конструкции планера самолёта).

Для современных испытаний натурных конструкций характерно использование первичных преобразователей (датчиков), которые применяют не только для исследования поведения объекта испытаний, но и для контроля качества воспроизведения внешних воздействий и работы экспериментального оборудования. Использование в конструкции несколько тысяч датчиков не позволяет уделить достаточно внимания к каждому из них и практически не представляет возможности индивидуальной тарировки датчиков.

В этих условиях особое внимание следует уделять расчёту методических погрешностей измерения, которые зависят от правильности использования датчиков, точности их монтажа и качества обработки результатов измерения. Экспериментаторы не могут влиять на качество датчиков и измерительной аппаратуры, но обязаны стремиться к уменьшению методических погрешностей измерения.

По рекомендации [2], чем проще программа испытаний, а значит и грубее, тем больше следует уделять внимание погрешности нагружения. В нашем случае, когда программа очень сложная, а главное громоздкая, квазислучайная, влияние неточности просто необходимо учитывать вследствие более интенсивного накапливания ее влияния при выполнении длительных испытаний. Одним из источников погрешностей является механическая система нагружения.

Приложение нагрузок к испытываемой конструкции, используя накопленный опыт, проведенный обзор и испытания на опытном стенде, решено было осуществлять при помощи системы, описанной в разделе 2.4.1.

В качестве силопередающих устройств по крылу самолёта применены специально разработанные пяты, приклеенные к нижней поверхности крыла и позволяющие передавать как толкающие, так и тянущие усилия. При этом поверхность крыла не загромождена силовой оснасткой и искажение передаваемых нагрузок минимально. Окончательная конструкция пят позволяет учитывать кривизну поверхности крыла, имеет девять независимых опор, устанавливаемых каждая на своем уровне с помощью болтов (рисунок 3.6).

Рисунок 3.6 – Сило-передающие устройства по крылу (так называемые «пяты») Принятая схема рычажной системы при одностороннем приложении нагрузки показана на рисунке 3.7.

Рисунок 3.7 – Схема с односторонним нагружением крыла Как уже отмечалось в 2.4.1 объединяющие рычажные системы выполнены в двух вариантах (рисунки 3.8 и 3.9).

1 – опорная пята; 2 – рычаг 1–го уровня; 3 – рычаг 2–го уровня; 4 – рычаг 3–го уровня Рисунок 3.8 – Модуль рычажной системы типа “Площадка” Разметочно-загрузочная схема полуразмаха крыла приведена на рисунке 3.10.

Рисунок 3.10 – Разметочно–загрузочная схема полуразмаха крыла 3.2.2 Учет погрешности воспроизведения нагрузок на конструкцию при ресурсных испытаниях При упрощении системы нагружения путем использования таких несложных устройств, как рычаги, надо помнить, что силы трения в шарнирах рычажной системы могут быть источником существенных погрешностей нагружения. Чтобы уменьшить эти погрешности, необходимо оценивать их величину.

С использованием рекомендаций [2] и [93], составлен алгоритм расчёта погрешности, вносимой рычажной системой нового образца в нагруженность крыла, вошедший в подсистему расчёта погрешности воспроизведения нагрузок.

3.2.2.1 Влияние трения в шарнирах рычажных систем нагружения.

Для момента сил трения во всех шарнирах рычага можно записать следующее выражение где: – усредненный коэффициент трения в шарнирах;

– усилие в шарнире и диаметр поверхности трения вращения.

Оценка предельного момента трения в шарнирах рычага приведенная в [2]:

где: – допускаемое напряжение среза для болта шарнирного соединения.

Момент возрастает быстрее, чем сила, действующая на рычаг, и поэтому относительная погрешность нагружения, вызываемая трением в шарнирах рычагов, чаще всего достигает недопустимо большой величины при использовании рычагов или рычажных систем для создания больших нагрузок.

В реальной конструкции используется рычажные системы, состоящие из многих десятков рычагов каждая. При деформации объекта испытаний в шарнирах рычагов возникают моменты сил трения, противоположные по знакам изгибающему и крутящему моментам, действующим на объект. Происходит уменьшение моментов, которыми нагружается объект, на величину:

где: – количество рычагов в системе;

– момент сил трения в шарнирах i–го рычага.

Момент для всей рычажной системы:

Величина по данным [2] определяется в основном трением в шарнирах рычагов самых нагруженных ярусов, которые имеют болты больших диаметров. Следует определять момент сил трения для каждого рычага системы отдельно, полагая = 0,3, а затем суммировать, найденные моменты.

Особенно при испытаниях конструкции испытывающей значительные перемещения трение в шарнирах рычагов будет приводить к заметным погрешностям нагружения.

Поэтому ее уменьшения можно добиться разделением большой рычажной системы на меньшие, что и сделано при создании стенда испытаний регионального самолёта.

В рычажной системе крыла стенда ресурсных испытаний регионального самолёта, в отличие от конструкций рычажных систем с бесподшипниковыми соединениями, шарнирные соединения имеют коэффициент трения меньше, и составляет примерно от 0, до 0,08 (принято = 0,08 для статического состояния). Учитывая разный уровень нагрузок на шарниры на разных сегментах нагружения по программе, расчёт проведен по усредненным нагрузкам на шарниры одного полуразмаха крыла при воздействии на крыло максимального изгибающего момента около 80 Тм при статическом нагружении и с учетом всех шарнирных соединений, в том числе дополнительных шарниров в серьгах рычагов и шарниров крепления гидроцилиндров к силовому полу. Всего в рычажной системе по крылу шарниров, из них шарниров с нагрузками 1 уровня – 60, с нагрузками 2 уровня – 30, с нагрузками 3 уровня – 19, с нагрузками 4 уровня – 2. Четыре уровня наблюдаются только в концевой рычажной системе (площадка). В результате, определено влияние трения в шарнирах на изменение крутящего момента по крылу для рычажной системы стенда ресурсных испытаний регионального самолёта что составляет 0,27% от. В действительности надо ожидать еще меньшую погрешность (при работающем непрерывно стенде 0,08% ), когда идет непрерывная смазка трущихся поверхностей шарниров =0,02 и менее. Таким образом, получен вполне приемлемый результат по сравнению с ранее имеющимися рычажными системами, где в 3.2.2.2 Учет влияния отклонений линий действия сил от нормали к поверхности крыла.

Предельная относительная погрешность воспроизведения изгибающего момента крыла при нагружение его двумя группами сил, одна из которых направлена вверх, а другая – вниз, определяется по формуле [40] Здесь и изгибающие моменты, которые создаются силами, направленными вверх и вниз, а и – предельные абсолютные погрешности воспроизведения этих моментов.

перерезывающей силы) тем меньше, чем меньше величина нагрузок, направленных вниз.

Поэтому при испытаниях крыла обычно прикладывают нагрузки, направленные в основном вверх, т.е. много меньше, особенно при статических испытаниях.

При испытаниях чаще всего какую-либо одну поверхность крыла нагружают относительно небольшим числом сосредоточенных сил таким образом, чтобы как можно точнее воспроизвести НДС кессона крыла. Далее рассмотрим оба варианта приложения направленных вверх сил – нагружение его верхней или нижней поверхности.

3.2.2.2.1 Нагружение крыла сосредоточенными силами, приложенными к его верхней поверхности.

Применение лямок, способных передавать на поверхность, к которой они приклеены, относительно небольшие силы (до 2 кН), вынуждает создавать многоярусные рычажные системы. Увеличение числа ярусов не только усложняет изготовление, монтаж и обслуживание системы, но одновременно повышает сумму моментов сил трения в ее шарнирах. Увеличение числа ярусов системы с 2 до 6 приводит к возрастанию момента на 75%.

Еще одной причиной возникновения погрешностей является отклонение сил от нормали к поверхности крыла во время нагружения. При нагружении сверху (рисунок 3.11) – угол отклонения нормали к поверхности крыла от вертикали;

– угол отклонения линии действия силы от вертикали.

Для изменения направления сил в процессе испытаний необходимо либо перемещать установленные на силовом потолке узлы подвески силонагружателей, находящиеся под нагрузкой, либо создавать каждую из сил при помощи двух силонагружателей расположенных под углом. И то и другое сильно усложняет конструкцию системы нагружения и управление ею. Во избежание этих усложнений обычно используют один силонагружатель, закрепленный на неподвижной шаровой опоре, а для уменьшения погрешности нагружения, связанных с отклонением системы от нормали к поверхности крыла, его заранее устанавливают под углом к поверхности ненагруженного крыла.

Выбирая вариант установки силонагружателя, следует учитывать, что погрешности воспроизведения малых нагрузок могут оказывать значительное влияние на правильность ресурсных испытаний вследствие их значительного количества, а погрешности воспроизведения больших нагрузок могут привести к значительному перегрузу или недогрузу конструкции по моментам и кроме того искажается воспроизведения относительных деформаций.

силонагружателей, особенно нагружающих концевые части гибких крыльев, каким и является крыло регионального самолёта.

При определении погрешности воспроизведения изгибающего момента крыла к погрешности следует добавить погрешность, которая возникает вследствие трения в шарнирах рычагов.

На основании вышесказанного сделаны следующие выводы:

– трение в шарнирах рычажной системы может привести к значительным относительным погрешностям воспроизведения изгибающего момента крыла даже в случае правильной сборки рычажной системы – без применения универсальных рычагов, лямок, которые увеличивают число рычагов, и, конечно, без трения тяг о швеллеры;

– наибольшие погрешности возникают в сечениях крыла, нагружаемых частью рычажной системы, которая расположена близко к концу крыла;

– можно существенно уменьшить погрешности, используя рычажные системы, рассчитанные на небольшую нагрузку, что особенно важно вблизи конца крыла.

Нежелательно применять рычажные системы на нагрузку выше 200 кН, тем более, что применение многоканальных систем управления нагружением избавило испытателей от необходимости уменьшать количество рычажных систем, увеличивая при этом действующие на них силы.

3.2.2.2. расположенными по нижней поверхности.

Предварительные расчёты, выполненные по уточненным формулам [40], показывают существенное преимущество нагружения крыла с нижней поверхности с точки зрения обеспечения повышенной точности. Но все же погрешность имеет место и необходимо ее оценивать в экстремумах циклограммы нагружения, чтобы правильно интерпретировать результаты испытаний.

Рассмотрим вариант нагружения крыла силами, прикладываемыми через обшивку к лонжеронам нижней поверхности крыла. Как уже отмечалось в главе 2 преимуществами способа нагружения нижней поверхности крыла толкающими силонагружателями, которые уже применялись при усталостных испытаниях таких больших самолётов, как Ил–96, DC–10, L–1011 «Тристар», А–380 и других являются:

возможность статических испытаний самолётов в залах, которые не имеют силового потолка или высоких порталов и малая высота вывешивания самолёта;

проведение испытаний самолётов, имеющих крылья с большими прогибами, не задействуя при этом силовой потолок или портальную систему;

удобство монтажа и обслуживания нагружающих устройств, устанавливаемых на полу зала, а не под его потолком;

возможность нагружения крыльев самолётов без наклейки на них лямок или установки ложементов. В этом случае резко сокращаются срок и стоимость испытаний. Даже эксплуатационных значений.

Формулу для погрешности воспроизведения момента по крылу в случае, когда силы действуют по нижней поверхности крыла можно записать меньший угла отклонения нормали крыла, слагаемые правой части формулы имеют разные знаки. Следовательно, пока деформация крыла меньше той, на которую рассчитан угол начальной установки силонагружателя, погрешности воспроизведения изгибающего момента будут меньшими, чем при нагружении верхней поверхности крыла. Зато при отрицательных значениях угла оба слагаемых ее правой части имеют одинаковый знак и следует ожидать значительных погрешностей нагружения в отличие от действия тянущих сил по верхней поверхности крыла. Поэтому для стенда испытаний регионального самолёта принято решение в диапазоне нагрузок, составляющих 98% по повреждаемости от всего объёма нагружения, располагать концевые силы с углом 0. Погрешность воспроизведения момента, вызванная отклонением линии действия нагрузки от нормали к поверхности крыла составляет при нагрузках, определяющих повреждаемость планера самолёта при ресурсных испытаниях (n y =1,1) с учетом максимального отклонения по моменту по линии действия силы в крайнем сечении крыла на 1°:

в то же время при отклонении на 1° линии действия силы при верхнем расположении нагружающих устройств приводит к ошибке по моменту:

3.2.3 Многоканальные системы нагружения крыла Расчёты показывают, что для воспроизведения с программной погрешностью нагружения меньшей 2%, эпюры изгибающих моментов крыла в сечениях, удаленных от его концов, достаточно 7–8 сосредоточенных сил [2, 37, 85]. На стреловидных крыльях из-за действия тяги и инерционных сил двигателей возникают скачки изгибающих и крутящих моментов. Они воспроизводятся путем приложения этих сил к макетам двигателей.

Для ресурсных испытаний вряд ли необходимо воспроизводить с высокой плотностью нагрузки в частях крыла, где относительная координата Z 0,75. Это привело бы к значительному неоправданному увеличению числа каналов управления, в то время как концевые части крыла и оперения, проектируемые исходя из требований местной прочности и чисто конструктивных соображений, имеют, как правило, большие запасы прочности на изгиб. Обычно для воспроизведения изгибающего момента на концевой части крыла достаточно использовать одну - две силы. Расчёты показывают, что для удовлетворительного воспроизведения изгибающего момента требуется 9–10 сил на одном полуразмахе. Чтобы воспроизводить с высокой точностью не только изгибающий, но и крутящий момент, каждую из этих сил необходимо заменить парой, и тогда количество сил, нагружающих один полуразмах кессона крыла, должно быть не менее 18–20. В нашем случае эквивалентное число парных сил, учитывая первый (наиболее нагруженный) уровень рычажных систем равно 18, чего вполне достаточно учитывая относительно малые размеры планера.

3.2.4 Некоторые замечания по методике нагружения 3.2.4.1 Большие прогибы, характерные для крыльев, не являются обязательным условием существенной зависимости погрешностей нагружения от деформаций объекта испытаний. Значительные погрешности нагружения могут быть следствием и небольших перемещений точки приложения силы. В нашем случае оценку этих погрешностей проводим по простым формулам тригонометрии для каждого экстремального значения нагрузок на крыло. Учету подлежат горизонтальные силы по крылу и шасси (рисунок 3.12).

Рисунок 3.12 – Отклонение линии действия силы в результате общей деформации крыла 3.2.4.2 Источником существенных погрешностей воспроизведения нагрузки может быть несинхронность нагружения объекта испытаний несколькими силами. Причинами ее возникновения могут быть: колебания нагрузки; погрешности измерения сил; ошибка в программе нагружения и т.п.

Оценку этих составляющих погрешностей производим, используя показания вторых мостов и поверки динамометров, с помощью системы анализа нагруженности (раздел 4.1).

3.2.4.3 На испытываемую конструкцию действуют не только внешние силы, создаваемые с помощью силонагружателей, но и силы веса частей конструкции G к, а также прикрепленных к ней нагружающих устройств G н.у. Игнорировать эти силы, нередко достигающие 20–30% Р р, нельзя. Поэтому G к, и G н.у. учитываются при определении усилий, которые должны создавать силонагружатели. Перед непосредственно передачей нагрузок на конструкцию, расширения диапазона, в котором можно проводить измерения относительных деформаций и прогибов конструкции, объект испытаний обезвешивают, т.е.

исключают нагружение объекта весами G к, и G н.у., что необходимо также учитывать при расчёте нагрузок, передаваемых на объект через усилия в электродинамометрах гидравлических силонагружателей.

3.3 Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения самолётных конструкций В связи с возросшими требованиями к скорости, точности и безопасности нагружения натурных самолётных конструкций гидропривод требовал существенной модернизации.

усовершенствованную гидравлическую схему на базе сервоприводов двухстороннего действия и электрогидравлических агрегатов управления нового поколения.

3.3.1 Многофункциональный электрогидравлический сервопривод Предложена принципиальная схема сервопривода, приведенная в [33, 34] (рисунок 3.13).

Рисунок 3.13 – Схема электрогидравлического сервопривода.

В состав многофункционального электрогидравлического сервопривода входят:

гидравлический цилиндр 1 двухстороннего действия;

блок управления и защиты (БУиЗ) 2, установленный на цилиндре;

электрогидравлический усилитель прямого действия 3, установленный на БУиЗ;

двухмостовой тензометрический датчик силы 4, установленный на штоке цилиндра;

узлы фиксации резьбовых соединений и центровки датчика силы со штоком и проушиной 5 и сами проушины 6 с шарнирами на датчике силы и корпусе цилиндра.

Документация на сервопривод выполнена с учетом международного стандарта ISO, поэтому электрогидравлические агрегаты, входящие в его состав, могут быть как отечественного, так и зарубежного производства.

3.3.2 Блок управления и защиты 2, закреплен на монтажной площадке над поршневой полостью силового цилиндра 1.

Гидравлический блок управления и защиты обеспечивает:

регулирование подачи рабочей жидкости в цилиндр в соответствии с электрическим сигналом управления;

ограничение максимальной величины усилия, развиваемого цилиндром в обоих направлениях, независимо от системы управления;

слив рабочей жидкости из полостей цилиндра по сигналу управления «Слив»

независимо от других сигналов управления;

запирание полостей цилиндра при аварийных ситуациях («заморозка»).

БУиЗ (рисунок 3.14) включает в себя:

монтажную плиту 1;

блокирующие клапаны с гидроуправлением, 2(1) и 2(2), картриджного исполнения, обеспечивающие соединение электрогидравлического усилителя прямого действия с полостями цилиндра;

двухпозиционный нормально открытый распределитель с электроуправлением 3(1) картриджного исполнения, обеспечивающий управление открытием сливных обратных клапанов 4(1) и 4(2) в режиме «Разгрузка»;

двухпозиционный нормально закрытый распределитель с электроуправлением 3(2) картриджного исполнения обеспечивающий управление открытием блокирующих клапанов 2(1) и 2(2);

обратные клапаны 4(1) и 4(2), картриджного исполнения, соединяющие полости цилиндра со сливом;

обратные клапаны 6(1) (рисунок 4.26) и 6(2), картриджного исполнения, предназначенные для снижения остаточного давления в полостях цилиндра во время разгрузки;

обратный клапан 6(3), картриджного исполнения, предназначенный для сохранения подпора давления на клапане 3(1) в случае падения давления рабочей жидкости;

обратный клапан 6(5), картриджного исполнения, предназначенный для сохранения минимального подпора давления в линии слива необходимого для предотвращения попадания воздуха в блок БУиЗ;

клапан ограничения нагрузки 2, предназначенный для ограничения усилий, развиваемых цилиндром как в одном, так и в другом направлениях;

шесть контрольных точек замера давления: КтА (рисунок3.14, а).), КтВ, КтD, КтС, КтЕ и КтF (рисунок 3.14, б).).

Электрогидравлический усилитель 3 (рисунок 3.13) прямого действия установлен на верхней плоскости монтажной плиты БУиЗ, предназначен для выполнения функции регулирования нагрузки развиваемой сервоприводом.

Датчик силы двухмостовой тензометрический установлен на резьбовой части штока цилиндра, предназначен для измерения усилий растяжения и сжатия, развиваемых гидроцилиндром.

Узлы фиксации резьбовых соединений и центровки датчика силы состоят из: адаптера, двух клиновых шайб датчика силы и двух клиновых шайб проушины.

Принцип работы. Рабочая жидкость под давлением подается в БУиЗ через проходной штуцер, установленный в канале Р (рисунок 3.14). Слив рабочей жидкости производится через штуцер, установленный в канале Т.

электрогидравлический усилитель 1 находится в нейтральном положении, а блокирующие клапаны 2(1) и 2(2) закрыты. Обратные клапаны 4(1) и 4(2), посредством нормально открытого распределителя 3(1) заперты.

При включении распределителя 3(2), блокирующие клапаны 2(1) и 2(2) открываются, соединяя линию нагнетания с магистралью. После чего подается сигнал управления «СУ1»

на электрогидравлический усилитель 1, регулирующий по заданной программе расход рабочей жидкости, поступающей в ГЦ.

При отключении электропитания или падении давления в магистрали, под действием пружин электрогидравлический усилитель 1 устанавливается в нейтральное положение, а клапаны 2(1) и 2(2) – в положение закрыто. Подача рабочей жидкости в цилиндр прекращается, фиксируя положение штока цилиндра до выяснения причин сбоя.

Для принудительной разгрузки цилиндра включается распределитель 3(1), при этом рабочая жидкость из полости цилиндра, находящейся под действием внешней нагрузки, через обратные клапаны 4(1) или 4(2) поступает на слив. Полость цилиндра, находящаяся под разрежением заполняется через обратные клапаны 6(1) или 6(2).

При превышении усилия, развиваемого ГЦ, срабатывает клапан ограничения нагрузки.

3.3.3 Стенд для отработки сервопривода Для исследований, проверки работоспособности и настройки агрегатов сервоприводов различных номинальных усилий и размеров, в соответствии с разработанной концепцией [37], был изготовлен специальный стенд, который в конечном итоге позволил в беспрецедентно короткие сроки запустить ресурсные испытания регионального самолета.

Общий вид стенда для отработки сервопривода представлен на рисунке 3.15.

Рисунок 3.15 – Общий вид стенда для отработки сервопривода В качестве имитатора нагрузки в стенде используется гидроцилиндр фирмы Atos. Эти гидроцилиндры имеют композиционные уплотнения, которые отличаются низкими величинами утечек при движении и герметичностью в статике, что крайне важно при проверке работы сервопривода в режиме «заморозка»; а так же низким коэффициентом трения, особенно при страгивании, что позволяет оценить работу сервопривода на малых нагрузках.

Стенд позволяет проводить испытания сервоприводов, а так же проверку и настройку клапанов ограничения нагрузки. На стенде прошли испытания и настройку все сервоприводы, установленные на стендах испытания регионального самолета и его основной стойки шасси.

3.3.4 Оптимизация сервопривода Опыт работы с сервоприводами различных номиналов, используемых в испытательном стенде, показал, что все они обладают одной особенностью: при одном и том же сигнале управления скорость штока на выдвижение больше скорости штока на втягивании. Это приводит к ограничению диапазона рабочих частот сервопривода. В процессе работы были рассмотрены факторы, влияющие на этот процесс: расположение БУиЗ, влияние гидроагрегатов, влияние сопротивления каналов БУиЗ.

На рисунке 3.16 показана зависимость скорости штока сервопривода от сигнала управления при расположении БУиЗ над поршневой полостью сервопривода. При расположении БУиЗ над штоковой полостью разница в скорости штока на выдвижении и втягивании оказалась еще больше.

Рисунок 3.16 – Скорость штока сервопривода в зависимости от сигнала управления В результате комплекса проведенных работ выяснилось, что полноценной работе штоковой полости гидроцилиндра мешает подпор давления в поршневой полости, который возникает на участке гидравлических каналов БУиЗ между гидроцилиндром и электрогидравлическим распределителем.

При подаче постоянного сигнала управления на электрогидравлический распределитель, золотник последнего сдвигается в положение, пропорциональное этому сигналу, соединяя полости гидроцилиндра с напорной магистралью и со сливом соответственно. Если, например, напорная магистраль соединена со штоковой полостью, то шток гидроцилиндра втягивается, и в поршневой полости, соединенной со сливом, возникает противодавление из-за сопротивления каналов и гидроагрегатов БУиЗ. Сопротивление магистралей БУиЗ для обеих полостей одинаковое. Но при работе «сигнал управления = const», в поршневой полости из-за меньшего усилия на поршне со стороны штока, создается меньшее противодавление (подпор), а значит, сливная магистраль поршневой полости работает с меньшим расходом. Это и является основной причиной работы штоковой полости с худшими скоростными характеристиками.

В ходе работы было изучено влияние на скоростные характеристики сервопривода:

обратного клапана 6(5) (рисунок 3.14), находящегося в сливной магистрали БУиЗ;

проходных сечений штуцеров и трубопровода, соединяющего БУиЗ со штоковой полостью электрогидравлического распределителя. Для этого необходимые контрольные точки или технологические отверстия БУиЗ с помощью кранов соединялись со сливным баком, и изменения, произошедшие в работе сервопривода, анализировались с использованием 3D модели (рисунок.3.17).

Опыт показал, что обратные клапаны 6(1) и 6(2) очень критичны к чистоте масла. Их отказ приводит к нарушениям защитных функций БУиЗ, поэтому изменили номенклатуру обратных клапанов 6(1) и 6(2), поставив более надежные; исключили из схемы клапан 6(5), характеристики сервопривода.

3.3.5 Клапан ограничения нагрузки (КОН) Системы нагружения авиационных конструкций при испытаниях имеют сложное электронное, гидравлическое, пневматическое, электротехническое и механическое оборудование. Это оборудование не обладает абсолютной надежностью, поэтому необходима независимая аварийная защита.

В качестве гидромеханических устройств защиты применяют дифференциальный ограничитель нагрузки непрямого действия [33]. Гидравлический дифференциальный ограничитель нагрузки предназначен для ограничения максимальной величины усилия, развиваемого гидроцилиндром в обоих направления, независимо от сигнала управления.

Клапан непрямого действия обладает рядом преимуществ по сравнению с клапаном прямого действия. Основными из них являются: малое влияние на работу системы управления из-за небольшого сечения седла первого каскада клапана; стабильная, чувствительная двухступенчатая конструкция, которая быстро реагирует на изменения усилий сервопривода; возможность быстрой разгрузки объекта нагружения в случае аварийной ситуации; независимая регулировка ограничений усилия при растяжении и сжатии.

Конструкция такого клапана вместе с цилиндром нагружения изображена на рисунке 3.18.

Рисунок 3.18 – Принципиальная схема дифференциального клапана.

Каналы 1 и 2 соединены с полостями цилиндра 3, канал 4 сливной. Клапан регулируемой пружиной 7 прижат к седлу и перекрывает сообщение канала 1 со сливным каналом 4. Клапан 5 ограничивает максимальное растягивающее усилие при уборке штока.

Давление жидкости Р 1 и Р 2 воздействуют на рабочие площади f 1 и f 2 клапана 5, создавая осевое усилие на пружину. При перепаде давлений Р = Р 1 – Р 2, на который настроена пружина, клапан 5 открывается и соединяет канал 1 со сливом. При дальнейшем возрастании Р, например, вследствие отказа сервоклапана или ошибки оператора, увеличение силы на штоке гидроцилиндра прекращается. Работа дифференциального клапана как защитного устройства основана на том, что с возрастанием величины усилия на штоке гидроцилиндра перепад Р по модулю также возрастает.

При работе канала нагружения давление в штоковой и поршневой полстях имеют различные значения в каждый момент времени. И работа клапана основана на изменении давлений в полостях гидроцилиндра нагружения. Нужно знать зависимость величины указанных давлений, от режима работы гидроцилиндра и его геометрических параметров.

В данном случае, рассматривается гидроцилиндр, у которого соотношение площадей в поршневой и штоковой полостях равно a.

3.3.5.1 Расчёт клапана ограничения нагрузки Условие равновесия золотника малого каскада КОН полости «А» (рисунок 3.18) Примем ее переменной величиной и выразим через давление в полости и эмпирический коэффициент где в нашем случае = 0,000025485 (м2).



Pages:     | 1 || 3 |
 


Похожие работы:

«УДК 622.673.4:621.625 Васильев Владимир Иванович ОБОСНОВАНИЕ РАЦИОНАЛЬНЫХ ДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНОГО ТОРМОЖЕНИЯ ШАХТНЫХ ПОДЪЕМНЫХ УСТАНОВОК Специальность 05.02.09 – динамика и прочность машин Диссертация на соискание научной степени кандидата технических наук Научный руководитель – доктор технических наук, профессор В. М. Чермалых Киев - СОДЕРЖАНИЕ...»

«ЛАРЬКИН АРТЕМ ВАДИМОВИЧ ИССЛЕДОВАНИЕ ГИДРОДИНАМИКИ И МАССОПЕРЕДАЧИ НА ПРЯМОТОЧНОЙ КЛАПАННО-СИТЧАТОЙ ТАРЕЛКЕ НОВОЙ КОНСТРУКЦИИ Специальность 05.02.13 - Машины, агрегаты и процессы (нефтяная и газовая промышленность) Диссертация на соискание ученой...»

«Кикин Андрей Борисович РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ И СРЕДСТВ ДЛЯ СТРУКТУРНОКИНЕМАТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РЫЧАЖНЫХ МЕХАНИЗМОВ МАШИН ЛЕГКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ Специальность 05.02.13 - Машины, агрегаты и процессы (легкая промышленность) Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук V ;г, 7 Г.^ТЗ ~ \ Научный консультант ^' '^-^•'-^зн(-,1\^/1\. 1 и1'^А, 5 д.т.н. проф. Э.Е. Пейсах „, Наук Санкт-Петербург...»

«ФИЛАТОВ Александр Николаевич РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ И МОДЕЛЕЙ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО НИСХОДЯЩЕГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В ЕДИНОМ ИНФОРМАЦИОННОМ ПРОСТРАНСТВЕ ПРЕДПРИЯТИЯ...»

«КАНАТНИКОВ НИКИТА ВЛАДИМИРОВИЧ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРОЦЕССА ЗУБОСТРОГАНИЯ ПРЯМОЗУБЫХ КОНИЧЕСКИХ КОЛЕС Специальность 05.02.07 – Технология и оборудование механической и физико-технической обработки Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель доктор технических...»

«ГЛАЗУНОВ ДМИТРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ СМАЗЫВАНИЯ ГРЕБНЕЙ КОЛЕС ТЯГОВОГО ПОДВИЖНОГО СОСТАВА И РЕЛЬСОВ Специальность 05.02.04 – Трение и износ в машинах ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель – доктор технических наук, профессор...»

«ШИШКОВ ВЛАДИМИР АЛЕКСАНДРОВИЧ МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ РАБОЧИМ ЦИКЛОМ ДВУХТОПЛИВНЫХ И ОДНОТОПЛИВНЫХ ПОРШНЕВЫХ ГАЗОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ С ИСКРОВЫМ ЗАЖИГАНИЕМ Специальность 05.04.02 – Тепловые двигатели. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук Научный консультант : доктор технических наук, профессор В.В. Бирюк Самара...»

«Викулов Станислав Викторович МЕТОДЫ ПОСТРОЕНИЯ АЛГОРИТМОВ ДИАГНОСТИРОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ СУДОВЫХ ДИЗЕЛЕЙ НА ОСНОВЕ СИСТЕМНОГО ПОДХОДА Специальность 05.08.05. – Судовые энергетические установки и их элементы (главные и вспомогательные) ДИССЕРТАЦИЯ на соискание учёной степени доктора технических наук Научный консультант : доктор...»

«Карапузова Марина Владимировна УДК 621.65 ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ КОМБИНИРОВАННОГО ПОДВОДА ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА Специальность 05.05.17 – гидравлические машины и гидропневмоагрегаты Диссертация на соискание научной степени кандидата технических наук Научный руководитель Евтушенко Анатолий Александрович канд. техн. наук, профессор Сумы – СОДЕРЖАНИЕ ПЕРЕЧЕНЬ...»

«(Подпись) КОВАЛЕВ МАКСИМ ИГОРЕВИЧ Управление качеством продукции в производственных системах, выполняющих специальные процессы на примере литейного производства 05.02.23 - Стандартизация и управление качеством продукции Диссертация на соискание ученой...»

«Сидоров Михаил Михайлович Влияние ультразвуковой ударной обработки на механические свойства и перераспределение остаточных напряжений сварных соединений трубопроводов, эксплуатируемых в условиях Сибири и Крайнего Севера Специальность 05.02.07 Технология и оборудование механической и физико-технической обработки...»

«ГОРЕЛКИН Иван Михайлович РАЗРАБОТКА И ОБОСНОВАНИЕ СПОСОБОВ ПОВЫШЕНИЯ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ НАСОСНОГО ОБОРУДОВАНИЯ КОМПЛЕКСОВ ШАХТНОГО ВОДООТЛИВА Специальность 05.05.06 – Горные машины Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель...»

«ЯКОВЛЕВ Станислав Николаевич ВЫБОР КРИТЕРИЕВ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ДЕТАЛЕЙ МАШИН ИЗ ПОЛИУРЕТАНА Специальность 05.02.02 – Машиноведение, системы приводов и детали машин Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук Санкт-Петербург - 2014 2 Содержание Введение.. Экспериментальное изучение...»














 
© 2013 www.diss.seluk.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Авторефераты, Диссертации, Монографии, Методички, учебные программы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.