CC BY
229
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.735.33.015.4.077
РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ ДИФФЕРЕНЦИРОВАННОЙ ОЦЕНКИ РАСХОДОВАНИЯ ДОЛГОВЕЧНОСТИ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ ТИПА ИЛ-76
А.В. АЛАКОЗ
По заказу редакционной коллегии Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.
В работе приведены результаты программного комплекса обработки полетной информации с бортового регистратора МСРП-64-2 самолетов типа Ил-76. Особенностями комплекса является определение параметров полета, связанных с нагруженностью конструкции самолета, и оценка нагрузок на конструкцию самолета в процессе реальной эксплуатации.
Система обеспечения безопасности эксплуатации по условиям усталостной прочности использует результаты контроля фактических условий эксплуатации самолетов. До недавнего времени этот контроль осуществлялся наземной обработкой информации с К3-63 и полетных листов (повторяемости вертикальных перегрузок, профилей полетов, скоростей полета по режимам, масс топлива и коммерческой нагрузки). Собрана статистика за сотни тысяч летных часов по различным типам самолетов. В настоящее время эксплуатация парка гражданских самолетов характеризуется: увеличением числа эксплуатантов (вместо одного в СССР); расширением условий и методов эксплуатации (аренда, чартер и др.); старением парка самолетов и необходимостью максимального использования его ресурсных возможностей, в том числе метод индивидуального продления ресурса.Такое положение требует повышенного внимания к анализу фактических условий эксплуатации конкретных самолетов. Использование бортовых магнитных регистраторов вместо самописцев К3-63 объясняется большим количеством регистрируемых параметров, необходимых для оценки нагруженности; относительной простотой обработки при повсеместном внедрении высокопроизводительных ЭВМ и, как следствие, реальной возможностью поэкземплярного отслеживания условий эксплуатации; прекращением изготовления К3-63 и возникающими трудностями при его ремонте. При переходе к использованию новых носителей должна соблюдаться преемственность с данными, полученными за многие годы с самописцев К3-63 (в особенности по перегрузкам в центре масс самолетов).
Технические характеристики датчиков ускорений, используемых в бортовых регистраторах
В 1975-80гг. филиал ЦАГИ совместно с НИИАС и РКИИ ГА провели стендовые исследования динамических характеристик датчиков МП-95, входящих в состав регистратора МСРП, с диапазоном измерений перегрузок от -2(+0.5) до +5(+1) единиц с частотой собственных колебаний недемпфированного чувствительного элемента датчика f=10 (+2) Гц и приборов К3-63 (I, II и III типов) с рабочим диапазоном по перегрузке от -1.5 до +3.5 и от -2.0 до 9.0. Характеристики К3-63 измерялись на виброизмерительной аппаратуре БМ-231 на испытательном виброкомплексе "Фейри-6". Испытательный виброкомплекс снабжен аппаратурой для задания гармонической вибрации и случайного процесса в частотном диапазоне 0,1... 150 Гц. Регистрация ускорения проводилась в частотном диапазоне 2...150 Гц. Исследовались фазочастотные, амплитудно-частотные характеристики К3-63, а также постоянная времени выхода прибора К3-63 на заданный режим. По результатам проведенной работы предложена модель К3-63, которая
использовалась при анализе грубых посадок самолетов, экстремальных порывов ветра и других приложениях. Основные результаты измерений приведены в табл. 1 и 2.
Таблица 1
№ прибора Г ,Гц собственная частота О(добротность)
Дйу
0,2 0,3 0,4
80321 (I тип) 11 1,3 1,3 3,7
80325 (I тип) 11 1,5 4,0 *
2720 (II тип) 11 1,5 4,5 *
2725 (II тип) 11 2,4 3,0 3,7
2727 (II тип) 11,5 3,0 * *
69591 (III тип) 17 - 10,0 -
* В отмеченных случаях на резонансной частоте измерения не проведены, т.к. колебания исследуемого прибора превышали допустимые.
Таблица 2
Фазовые характеристики приборов
№ прибора я Рч 4-І (вход)
4 6 8 10 12 14 20 Д Пу *
2725 38о 43 о 51 о 56 о 65 о 82 о 111 о 0,3
2727 39 о 46 о 48 о 59 о 62 о 71 о 102 о 0,3
2720 44 о 38 о 44 о 52 о 108 о 134 о 146 о 0,3
80325 32 о 49 о 51 о 54 о 84 о 112 о 127 о 0,3
80321 - 20 о 25 о 32 о 112 о 129 о 148 о 0,3
69591 38 о 33 о 27 о 30 о - 30 о 132 о 0,6
69591 7 о - 14 о - 18 о 18 о 144 о 2,0
* Амплитуда вынужденных колебаний
Время выхода показаний приборов К3-63 на заданный режим равно для рабочего диапазона частот, - 0.25 ... 0.4 с.
На специально спроектированных и изготовленных вибраторе и установке-маятнике проводились исследования синхронных замеров перегрузок приборами К3-63 и МП-95. Эксперименты проводились на четырех частотах нагружения: 0.5, 0.9, 1.4 и 2.2 Гц на вибраторе и 0.59, 0.7, 0.8, и 0.9 Гц на установке - маятнике. Регистрация показаний перегрузок от К3-63 осуществлялась, кроме киноленты, с помощью тензодатчиков, наклеенных на плоские пружины К3-63. Параллельно записывались показания датчика перегрузки МП-95, потенциометр которого включался в мост блока связи. Для каждого цикла нагружения, полученного на вибраторе, определялись максимальные и минимальные значения перегрузок. При испытании приборов на маятнике обрабатывались три цикла затухающего процесса при каждом запуске установки. В этом случае также определялись максимальные и минимальные перегрузки при указанных ранее частотах нагружения и углах отклонения маятника от вертикали на 45° и 75°. Количество замеров перегрузок при различных частотах на вибраторе от 12 до 24, на маятнике от 3 до 6. Анализ полученных результатов синхронных замеров перегрузок приборами К3-63 и МП-95, входящего в состав МСРП, позволил сделать заключение о практической идентичности датчиков для целей измерения перегрузок в центре масс самолета при полете в воздухе.
Расшифровка кинолент самописца К3-63 в период массовой обработки проводилась: полностью ручным способом на проекторах типа "Микрофот"; полуавтоматическим методом на
приборах с автоматическим считыванием, но операторским поиском (" ПДКР", "ПУОС" и т.д.); автоматизированным методом с помощью комплекса на электронно-лучевой трубке "Аэлита". При расшифровке оператор по записям "базовой" линии и линии невозмущенной перегрузки измеряет уровень ny = 1.0, а далее отмечает каждый экстремум. Обработка экстремумов (амплитудное сглаживание с размахом - 0.1 единиц перегрузки и суммирование повторяемости) проводится на ЭВМ.
Разница в показаниях при различных методах обработки зависит от неточного определения нулевого уровня приращения перегрузки (ny=1.0, Дпу=0), измерения с некоторой погрешностью приращения перегрузки и отличием амплитудно-частотной фильтрации. Интегральный спектр перегрузок (кумулятивная повторяемость приращений перегрузок на полет) можно аппроксимировать функцией вида:
N (> Дпу ) = N0 exp(- Дпу * b),
где N0 и b - параметры, зависящие от типа самолета. Для большинства самолетов при полете по маршруту (воздух): b ~ 15^20 . Обозначим смещение нулевого уровня как 5, а погрешность измерения амплитуды колебаний- ц. Тогда интегральный спектр трансформируется в соответствии с выражением:
N(> Дпу )=N0 exp[- (Дпу + 5 + ц )*b] = N0 exp(- Дпу * b)*exp ( - b * 5)*exp (-Ь*ц ) (1)
Если допустимые границы для 5 и ц обозначить как ± 50 и ± ц0, то выражение (1) приведется к виду:
N (> Dny) = No ■ exp(-Dny • b) ■-
1 -1 + exp2(bdo) 1 exp2(bmo) -1
2bdo exP(bdo) о b 2 exp(bmo)
При Ь50 < 1 и Ьц0 < 1 выражение (2) можно представить как
NoexP(-bDny)
1 + -
1
6(bdo)2
1 + -
1
6(bmo)2
(2)
(3)
Относительное изменение интегрального спектра перегрузок составит:
11
N (> Dn )
к=—4 = (1+
N (>Dny )
6(bdo):
-) • (1 +
6(bmo)
)
(4)
При контрольного измерениях нулевой уровень перегрузки на комплексе "Аэлита" определялся автоматически, а при ручной обработке именно он вносит наибольшую погрешность. Среднеквадратичная погрешность измерения нулевого уровня а ~ 0.07. По методике расшифровки можно принять а = 50. Тогда К > 1,3. При обработке одной и той же информации с бортового самописца К3-63 в различных центрах обработки полетной информации разница в повторяемости перегрузок составляла 20^30%. Следовательно, интегральные спектры перегрузок с регистраторов К3-63 в установленных пределах превышают истинные спектры перегрузок.
Летные испытания датчиков перегрузок и бортовых систем регистрации проводились на самолете Ту-134А. В процессе эксперимента записана информация о перегрузках в центре тяжести самолета, зарегистрированных с помощью датчиков АДИС, МП-95 и тензометрирован-ного датчика перегрузок К3-63. Анализируются результаты обработки информации при полете в девяти зонах атмосферной турбулентности (режим болтанка). В комплекс обработки информации входят: программы частотной и амплитудной фильтрации записей перегрузок; программа расчета спектральной плотности процесса; программа выделения пиков, расчета повреждаемости. Информация обрабатывалась в двух вариантах - с фильтрацией (фильтр от сбоев, частотный фильтр) и без фильтрации. В каждом из этих случаев варьировались частота опроса
записей (32; 16 и 8 Гц) и величина сглаживания при определении экстремумов (0.33, 0,09 и 0,06). Для оценки системы регистрации сигналы с МП-95 и АДИС обрабатывались с дискретностью 8 Гц и усреднялись по всем полетам. Сигналы с АДИС пропускались через частотный фильтр с 1тр < 5 Гц. Отношение среднеквадратичных значений перегрузок и пересечений нулевого уровня (пу=1), учитывающих дискретность регистрации по частоте, амплитудное и частотное сглаживание, приведены в табл. 3.
Таблица 3
Прибор К3-63 АДИС МП-95
^приб/ Ок3-63 1,0 0,88 1,09
^0приб/ N0X3-63 1,0 0,95 1,36
Эти соотношения получены по данным КЗА с моделированием по ним работы бортовых регистраторов, "прореживанием" частоты опроса (под МСРП) и частотной фильтрацией (под АДИС). Таким образом, переход к информации с магнитных бортовых регистраторов требует выбора методов и способов её обработки, с тем чтобы получить результаты, аналогичные данным с К3-63. Это позволит использовать опыт и данные многолетней работы по исследованию нагруженности самолетов в процессе реальной эксплуатации.
Статистические исследования нагруженности самолетов Ил-76 по данным комплекса «Ресурс-76»
Результаты исследования повторяемости пиков приращения вертикальных перегрузок, полученные с девяти самолетов типа Ил-76 в объеме 759 полетов, представлены на рис. 1. Для сравнения на этом же рисунке приведены данные по записям самописца К3-63 за 3376 полетов. Данные по К3-63 получены до 1982г. Объем информации недостаточен для того, чтобы сделать вывод об идентичности полученных результатов. Тем не менее, следует отметить, что согласие в данных при учете статистических ошибок вполне удовлетворительное. Данные приведены только за воздушный участок полета, т.е. набор высоты, эшелон и снижение. В то же время записи МСРП обработаны и на наземных режимах движения. Однако из-за малой частоты опроса вертикальной перегрузки (8 раз в секунду) к их применению нужен специальный подход. Метод представления данных по перегрузкам на наземных режимах движения апробирован на данных с самолетов типа Як-42. С этих самолетов объем обработанной информации по МСРП составил 33000 полетов.
Приращение вертикальной перегрузки
О МСРП, 759 полетов □ К3-63, 3376 полетов
Рис. 1. Интегральный спектр приращений перегрузок в центре масс самолета Ил-76
Для оценки нагруженности органов управления необходимо использовать в первую очередь их углы отклонения и скорость полета самолета.
Повторяемость углов отклонения в первом приближении может быть использована для оценки нагруженности системы управления. В распоряжении исследователя имеются данные, дифференцированные по бортовому номеру самолета, по режиму полета, по номеру рейса и т.д. Интегральные спектры углов отклонения (суммарное количество пиков, превышающих данную величину) рулей высоты и направления, элеронов приведены, соответственно, на рис.2, 3 и 4. Для всех органов управления характерно максимальное отклонение на +7° и -8° в каждом полете. Для больших углов наблюдаются отступления от экспоненциального закона распределения, которые могут быть связаны с особенностями пилотирования данной машины, малой статистической обеспеченностью данных или невыявленными сбоями информации. Последнее, по мере получения дополнительной информации, будет преодолено, также как и недостаточная статистическая обеспеченность.
Угол отклонения, град.
Рис. 2. Интегральный спектр отклонений руля высоты (699 полетов)
При проектировании самолета один из важнейших выбранных параметров - типовые условия эксплуатации. Под типовыми условиями эксплуатации подразумеваются - средняя продолжительность полета, весовая загрузка, скорости и высоты полета, а также выбор аэродромов (длина ВПП, прочность покрытия и т.д.). Также рассматриваются климатические условия эксплуатации. При уточнении нагруженности самолета в реальной эксплуатации по сравнению с выбранными программами стендовых испытаний типовой полет по записям на 25 режимов. Каждому режиму ставится в соответствие - средняя продолжительность режима за полет, средняя высота полета на данном режиме, средняя скорость и средний вес самолета, а также количество полетов, вошедших в данную выборку. Все перечисленные данные приведены в табл. 4.
Угол отклонения, град.
Рис. 3. Интегральный спектр отклонения руля направления (699 полетов)
о
§
о
К
&
О
н
а
о
с
к
я
X
а
X
н
к
&
§
Угол отклонения элеронов, град.
Рис. 4. Интегральный спектр отклонения элеронов
Таблица 4
№ этапа Наименование этапа Ое_ер т Уср км/ч Нср м Кол. полетов Тсред сек
4 Буксировка перед взлетом 161,77 77,67 0 695 1128,5
5 Выруливание 161,48 76 0 699 559,7
6 Разбег 164,08 175,6 0 699 49,76
7 Взлет 163,23 334 526 699 54,65
8 Набор высоты (..1000 м) 164,4 466,7 777,9 625 71,26
9 Набор высоты (1000.. ,2000м) 163,8 486,2 1664 691 105,6
10 Набор высоты (2000.3000м) 166,7 499,7 2674 690 108,6
11 Набор высоты (3000. 5000м) 164,8 496 4549 690 234,3
12 Набор высоты (5000.7000м) 165,07 495,6 6201,7 654 259,84
13 Набор высоты (7000. 9000м) 160,45 483,7 8222,3 450 306,43
14 Набор высоты (9000. 11000м) 121,8 433,9 10304,3 57 286,5
15 Эшелон 1 138,2 459,9 9685,7 682 5822
16 Эшелон 2 145,18 460,8 9865 310 6863
17 Эшелон 3 140,9 449,7 9945,5 96 7270,2
18 Снижение (11000.9000 м) 112,25 482,5 9847 91 183
19 Снижение (9000.7000 м) 134,8 518,9 7808 575 191,8
20 Снижение (7000. 5000 м) 134,57 520,8 5796,3 682 200,6
21 Снижение (5000.3000 м) 134,75 507,1 3865 690 242,8
22 Снижение (3000.2000 м) 134,3 442 2291 672 153,2
23 Снижение (2000. 1000 м) 133,6 425,7 1294,3 338 241,4
24 Снижение (последний участок) 129,2 402 1185,7 668 159,4
25 Посадка 1 142,7 326,7 929,7 513 110,6
26 Посадка 2 и касание ВПП 128,5 259,3 566 699 149
27 Пробег 131,4 117,2 0 699 54,49
28 Заруливание 130,8 78,5 0 699 382,3
Распределение по продолжительности полетов также позволяет оценить степень соответствия программ испытания фактическим условиям эксплуатации. Большинством разработчиков уже давно в качестве типовых условий эксплуатации выбирается не один профиль полета. Характер распределения полетов по продолжительности показывает, правильно ли были выбраны типовые профили и если нет то, как необходимо откорректировать результаты испытаний (рис. 5).
120 -1 —————р-—————————————
и 100----------------------------------
о
§ 80-------------— —-------------------
0 2 4 6 8 10
Продолжительность полетов , час
Рис. 5. Распределение продолжительности полетов
Особый интерес вызывают данные по наземным режимам движения самолетов. В частности потому, что в массовых исследованиях в процессе реальной эксплуатации эти данные никто не приводит. Повороты самолета при движении по аэродрому представлют несомненный интерес для оценки нагруженности шасси. В частности для 674 полетов приведено распределение количества совершенных поворотов в зависимости от угла поворота на рис.6. Среднее число поворотов на полет составляет 3,37 до взлета и 3,58 после посадки.
ч
О
С
тг
г-
40
я
Я
в
о
н
о
а
о
в
о
с
А
н
о
О
7
«У
Я
а
О
н
£
©
к
800
700
600
500
400
300
200
100
0
-180
-144
-108
-72
-36
36
72
108
144
180
Угол поворота, град.
■ ■ До взлета После посадки
Рис. 6. Распределение углов поворота при наземных режимах движения
0
Программа «Ресурс-76» предназначена для расчета нагрузок на крыло самолета и оценки повреждаемости. Нагрузки рассчитываются для 7 сечений крыла в соответствии с табл. 5.
Таблица 5
Параметр Сечение Параметр Сечение Параметр Сечение
Mx5 5- 7 нервюра Mx13 13-15 нервюра Mx26 26-27 нервюра
Mx11 11-13 нервюра Mx21 21-22 нервюра Mx30 30-31 нервюра
Mx34 34-35 нервюра
Для определения нагрузок на крыло необходимы следующие параметры: скорость полета Vnp [км/ч]; вертикальная перегрузка ny; масса топлива на взлете Gt взл [т]; остаток топлива Qt ост [т]; положение закрылков 8закр. На основании данных о расходе топлива рассчитывается текущее значение массы топлива Gt и текущее значение массы самолета. Определяется индикаторная скорость Vi(t) полета и скоростной напор q(t). Изгибающий момент крыла для полетных режимов определяется с учетом всех сил, действующих на крыло на данном режиме полета. В горизонтальном полете изгибающий момент Мх гп определяется из соотношения:
л /г л /г АЭР Л If КОНСТР л If ТОПЛ
Мхгп = Мх - Мх - Мх .
Учет нагрузок от аэродинамических сил проводится по формуле: Мх АЭР (t)= q(t) • (К2 + К1» Су), где q(t) - скоростной напор, Су - коэффициент подъемной силы самолета, К1 и К2 - коэф-
ТОпЛ КОНСТР
фициенты для конкретного режима полета. Мх , Мх - изгибающие моменты от мас-
сы топлива и массы конструкции. Полный изгибающий момент в i - сечении будет равен: Мх i = Мх гп + В2 • (nyi - 1). В2 - коэффициенты, вычисляемые путем линейной интерполяции для каждого сечения крыла и текущего веса топлива самолета в i- момент времени. Далее производится расчет минимальных и максимальных значений массивов нагрузок (Мх i) в 7-ми сечениях крыла и расчет условной повреждаемости (динамической повреждаемости по методу полных циклов) q гп. Расчет нагрузок на этапе с выпущенной механизацией проводится аналогично алгоритму оценки нагрузок на этапе ГП.
Минимальный изгибающий момент крыла для наземных этапов движения самолета Мхмшвзл («выруливание+разбег») и Мхмшпос («пробег+заруливание») определяется из соотношения: МхМШвзл = - Мхст ■ (1 + Any МАХвзл ■ Kd); МхМ1Кпос = - Мхст ■ (1 + Any МАХпос ■ Kd), где Kd- коэффициент динамичности. Значение Any МАХвзл = nyMAX-1 -- максимальное отклонение вертикальной перегрузки на этапе «выруливание+разбег» и значение Any МАХпос -- - на этапе «пробег+заруливание». МхСТ - стояночное значение нагрузки на земле рассчитывается аналитически от веса конструкции и топлива, соответствующего по времени максимальному значению вертикальной перегрузки на этапе «выруливание+разбег» и «пробег+заруливание». Мхст = Мх КОНСТР + Мх ТОПЛ; М1К1звз - МАХзвз - МШ2звз. Значение М1К1звз выбирается как минимальный изгибающий момент крыла на этапе наземного движения самолета («выруливание + разбег»), рассчитанный по максимальной вертикальной перегрузке на этом этапе и стояночному значению Мхст., и на этапе «набор выоты». Значение МШ2звз: выбирается аналогично на этапе «пробег+ заруливание», рассчитанный по максимальной вертикальной перегрузке на этом этапе и стояночному значению Мхст., и на этапе «снижение». Значение МАХзвз выбирается по максимуму изгибающего момента по крылу на этапе воздушного полета. Расчет условной повреждаемости по циклу ЗВЗ проводится методом полных циклов (повреждаемость по MIN-МАХ):
£, ЗВЗ= 0,5^ (MAX звз ■ (MAX звз - MIN1 звз ))2 +0,5^ (MAX звз ■ (MAX звз - MIN2 звз ))2.
Расчет условной повреждаемости от нагрузок на крыло самолета проводится для каждого полета по формуле: £, i"сеч. = £, ВМ взл+ £, ВМпос + £, ГП+ ^ЗВЗ. В процессе массовой обработки полетной информации происходит накопление по всем обрабатываемым полетам (N) условной по-
Y i-сеч.
вреждаемости на полет от нагрузок на крыло: q - по семи сечениям крыла и определяется
N
z«.
1=1
эквивалентный момент за полет, как М\.& = 4
Результаты обработки информации приведены в табл. 6.
Таблица 6
Эквивалентный момент по 1-сечению крыла по 672 полетам ИЛ-76
сечение MIN MAX СРЕДН теорет сред/теор CKO %
1 MX5 361.33 933.14 593.15 630.00 .94 16,5
2 MX11 297.17 809.98 518.20 447.00 1.16 16,1
3 MX13 183.56 699.93 424.30 400.00 1.06 17,2
4 MX21 150.67 397.09 267.88 279.00 .96 17,2
5 MX26 69.51 207.70 130.46 134.00 .97 18,2
6 MX30 39.96 118.47 73.26 75.00 .98 18,0
7 MX34 20.86 72.29 40.34 41.00 .98 19,9
Под теоретическим значением здесь подразумевается значение эквивалентного момента, которое принято при испытаниях на прочность для типового полета гражданского самолета.
Подводя итоги первых результатов по работе программного комплекса «Ресурс-76», можно отметить, что параметр нагруженности - вертикальная перегрузка - регистрируется так же как и по самописцу К3-63, обеспечивая преемственность данных. Нагрузки, выбранные для исследования (изгибающие моменты по крылу), не противоречат принятым представлениям разработчиков самолета о нагруженности самолета. Результаты, приведенные в работе, позволяют использовать данный программный комплекс для основной задачи - поэкземплярного отслеживания нагруженности самолета.
В заключение автор благодарит сотрудников ЦАГИ - В.И. Цымбалюка и Э.В. Звереву, сотрудника ОАО «АК им. С.В. Ильюшина» - М.Н. Ходоровича за активную совместную работу по разработке и созданию программного комплекса.
RESULTS OF THE FUNCTIONING THE AUTOMATIC SYSTEM DIFFERENTIATED ESTIMATIONS OF THE SPENDING TO LONGEVITY TO DESIGNS PLANE TYPE IL-76
Alakoz A.V.
The article contains the results of the programmer complex of the processing to flight information with on-board recorder MSRP-64-2 planes of the type I1-76. The Particularity of the complex is a determination parameter flight, in accordance with load of the plane, and estimation of the loads on design of the plane in process of the real usage
Сведения об авторе
Алакоз Анатолий Владимирович, 1940г. р., окончил МИФИ (1964), кандидат физикоматематических наук, заместитель начальника отдела прочности АСЦ ГосНИИ ГА, автор 100 научных работ, область научных интересов - прочность авиационных конструкций, летно-прочностые исследования, мониторинг условий эксплуатации воздушных судов, исследование внешних условий полета.
