CC BY
55
УДК 533.6.05 Тихий Иван Иванович,
д. т. н., профессор, профессор кафедры «Механика и приборостроение», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 8-950-08-44-791, e-mail: mytiviv@gmail.com Кашковский Виктор Владимирович, д. т. н., с. н. с., профессор кафедры «Информационные системы и защита информации», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 8-914-94-31-230, e-mail: kww542339@km.ru Данеев Алексей Васильевич, д. т. н., профессор кафедры «Информационные системы и защита информации», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. (3952)638379, e-mail: daneev@mail.ru
СИСТЕМНЫЙ ПОДХОД К ОПРЕДЕЛЕНИЮ ПРОЧНОСТНЫХ СВОЙСТВ КРЫЛА САМОЛЕТА В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.1. Tichiy, V. V. Kashkowsky, A V. Daneev
A SYSTEMATIC APPROACH TO DETERMINING THE STRENGTH PROPERTIES OF THE AIRCRAFT WING IN THE PROCESS OF OPERATION
Аннотация. Показана актуальность задачи и необходимость применения системного подхода к разработке методики функционального контроля прочности крыла самолёта в процессе его эксплуатации. Дана структура и сформулированы требования к системе определения прочностных свойств крыльев самолёта. Обоснован выбор информативного параметра для оценки изгибной жесткости крыла самолета, состоящего в определении частоты первого тона собственных колебаний крыла в полете под воздействием управления и турбулентной атмосферы. Показано, что модель турбулентной атмосферы, случайным образом воздействующая на крыло в полете, может быть представлена белым шумом. Дано аналитическое описание вынужденных колебаний конца крыла самолёта в вертикальной плоскости под действием атмосферы. Оценены параметры амплитудно-частотной характеристики (АЧХ) крыла и длительность периода наблюдения сигнала, достаточного для определения частоты собственных колебаний с заданной точностью. Разработаны алгоритмы и выбраны способы преобразования сигналов акселерометров в расчётные значения частот собственных колебаний крыльев самолёта. Предложены критерии оценки состояния крыльев самолёта в процессе эксплуатации. Полученные в работе результаты в целом составляют методику функционального диагностирования изгибной прочности крыла самолёта, работоспособность которой доказана путём моделирования на ЭВМ.
Ключевые слова: система, ограничения, внешняя среда, прочность, изгибная жёсткость, форма, тон, частота колебаний, амплитудно-частотная характеристика, параметр, критерий, модель, методика, турбулентность, атмосфера, крыло, акселерометр эксплуатация.
Abstract. Relevance of the task and need of application of the systems concept to development of a technique of the functional monitoring of durability of a wing of the airplane in the course of its operation is shown. The structure is given and requirements to system of determination of strengthening properties of wings of the airplane are formulated. The choice of the informative parameter for assessment offlexural rigidness of a wing of the airplane consisting in determination offrequency of the first tone of natural oscillations of a wing inflight as a result of control and the turbulent atmosphere is justified is justified. It is shown that the model of the turbulent atmosphere in a random way influencing a wing in flight can be presented by a white noise. The analytical description offorced oscillations of the end ofa wing of the airplane in the vertical plane under the influence of the atmosphere is given. Parameters of the amplitude-frequency characteristic (AFC) of a wing and duration of the period of observation of a signal sufficient for determination offrequency of natural oscillations with the given accuracy are evaluated. Algorithms are developed and methods of conversion of signals of accelerometers to design values offrequencies of natural oscillations of wings of the airplane are selected. Criteria for evaluation of a status of wings of the airplane in use are offered. The results obtained in operation in general make a technique of the functional diagnosing of flexural durability of a wing of the airplane. Its operability is proved by simulation on a computer.
Keywords: system, restrictions, external environment, strength, flexural rigidity, shape, tone, frequency, amplitude-frequency characteristic, parameter, criterion, model, method, turbulence, atmosphere, wing, accelerometer, operation.
В процессе эксплуатации происходит постепенное снижение жесткости крыла самолета вследствие воздействия динамических и статических нагрузок на него, коррозии силовых элементов конструкции и других причин, что может привести к его полному разрушению. В настоящее время для предупреждения разрушения конструкции крыла в процессе эксплуатации не существует эффективных автоматизированных средств диагностирования его состояния. На практике ограничиваются проведением периодических профилактических
осмотров, однако дефектация крыла крайне затруднена сложностью доступа к силовым элементам. Следовательно, весьма актуальной для авиации является задача разработки эффективной методики оценки жёсткости крыла самолёта в процессе его эксплуатации.
Для решения этой задачи используем системный подход [1], заключающийся в рассмотрении системы взаимодействия планера самолёта с внешней средой и формировании оптимальных характеристик системы определения прочностных
вычислительная техника и управление
свойств крыла (СОПК) на основе всестороннего и полного учёта существующих ограничений на функционирование этой системы. Общая структура СОПК как системы должна включать: планер самолёта, средства регистрации, передачи, обработки и хранения информации, алгоритмическое и программное обеспечение, режимы применения, воздействия турбулентной атмосферы. Проведенный анализ ограничений на функционирование СОПК позволил сформулировать следующие системные требования к ней:
- использование для оценки прочностных свойств крыла реальных (не имитированных) внешних воздействий от полётных нагрузок и турбулентной атмосферы;
- возможность автоматизации процессов получения, обработки, хранения и дальнейшего использования информации;
- техническая реализация системы должна быть экономически эффективной как на стадии испытаний, так и на стадии эксплуатации;
- оперативность, полнота и точность получаемой информации.
Эти требования реализуются как аппаратно, так и алгоритмически в виде методики, эффективность которой определяет эффективность функционирования всей СОПК.
В данной работе сделаем акцент на разработку такой методики, для чего рассмотрим некоторые положения теории прочности конструкций. Крыло представляет собой систему с распределенными массами и жесткостями и поэтому характеризуется бесконечным числом основных форм, частот и тонов изгибных колебаний. Собственные колебания крыла большого удлинения, заделанного одним концом в фюзеляж, характеризуются изгиб-ными и крутильными колебаниями. Для оценки жесткости крыла достаточно использовать характеристики только изгибных колебаний крыла в вертикальной строительной плоскости самолета (рис. 1).
Рис. 1. Изгибные колебания крыла в вертикальной строительной плоскости самолета
Прогибы крыла, возникающие при собственных незатухающих колебаниях, могут быть представлены в виде суммы основных тонов [1]:
да
У(z, t) = £ Yi (z)Aci sin (Пщ-í + e¿) .
i=1
Функции Yi(z), Y2( z), ... называют первой,
второй и т. д. основной формой собственных изги-бных колебаний, а произведения
Y1(z)Ac1 sin (QHit + El) , Y2(z)Ac2 sin (Qи2t + s2 )
- первым, вторым тонами изгибных колебаний крыла (в порядке возрастания частот собственных изгибных колебаний ). Сдвиги фаз &i и постоянные Aci зависят от начальных условий интегрирования.
Первая, вторая и третья формы изгибных колебаний консоли крыла, закрепленного в фюзеляже, показаны на рис. 2.
I форма II форма III форма
Рис. 2. Первая, вторая и третья формы изгибных колебаний консоли крыла
Частоты собственных изгибных колебаний можно определить, если подставить у( г, I) в дифференциальное уравнение колеблющейся консольной балки [2]
а
2 (
dz
EI ( z)
az2
а2 y
+ m( z) ^f = 0,
at2
где E - модуль упругости материала, принятого за основной (например, дюралюминий); I(z) - момент инерции редуцированного сечения крыла относительно нейтральной оси; EI(z) - жесткость на изгиб.
Если предположить постоянство по размаху изгибной жесткости EI=const и погонной массы крыла m(z) = m = const, то частота собственных изгибных колебаний крыла по первому тону равна
^ 3.53 [ET
Ь2и1 =-—Л1 — , по второму тону
12
Ои2 = 6.25Q
и1,
где lк - длина крыла.
Погонная масса крыла т зависит от уровня топлива в крыльевых баках. По мере выработки топлива в полете, частота первого тона увеличивается. С увеличением длины консоли 1к и погонной массы т частота собственных колебаний уменьшается. Этим, в частности, объясняется отличие в частотах колебаний крыльев тяжелых и легких самолетов. Так, частота собственных изгибных колебаний по первому тону для крыла лёгких самолетов соответственно равна 5...10 Гц, а для крыла тяжёлых самолетов - 1...3 Гц.
Таким образом, для самолета конкретного типа при постоянном значении 1к жесткость крыла на изгиб пропорциональна частоте первого тона
EI = k Q
и1 :
(1)
4
где k =
_тЛА (Mк )14
12.46
- коэффициент пропорцио-
полета V. Поскольку x = Vt, получаем следующее выражение для гармоники Wy¡:
л ■ 2nV
Wyi = Ayi sin - t = Ayi sin roy¿t, li
где ю yi - частота воздействия порывов воздуха на крыло.
Действие переменных порывов воздуха приводит к возникновению дополнительной переменной погонной воздушной нагрузки крыла и вынужденным колебаниям крыла с частотой ю yi:
А? = СУс W1 V ¿(z) = с ^ Ay, sin V,
где Cyc - производная коэффициента подъемной
нальности; т^д (Мк) - условная погонная масса,
определяемая конструкцией крыла данного типа самолета и функционально зависящая от массы топлива в крыльевых баках Мк . Из выражения (1)
следует, что Ои1 является параметром, определяющим жесткость крыла на изгиб.
Для практического решения задачи текущего измерения Ои рассмотрим воздействие внешней
среды на крыло самолёта в процессе полёта.
В полете на самолет воздействуют колебания турбулентной атмосферы. Для крыла они являются вынужденными колебаниями. Порывы воздуха часто имеют циклический характер с переменной случайной скоростью вертикальных порывов Жу (х) , вызывающих поперечные колебания крыльев воздушного судна. На участке полета продолжительностью периода оценивания Тоц между точками пространства х^ и х2 функцию вертикальной скорости турбулентной атмосферы Жу(х) можно аппроксимировать суммой гармоник
2пх
Жу (х) = ^ Жу;, где Жу[ = Ау[ эш - ,
7=1 1
Х\ < х < х2; ¡1 - пространственная протяженность периода гармоника Жу7 колебания турбулентной атмосферы; Ау — амплитуда гармоники Жу колебания турбулентной атмосферы. Самолет проходит участок полета от х1 до х2 со средней скоростью
силы крыла в текущем сечении; р - плотность воздуха; b(z) - величина хорды крыла в текущем сечении.
Перемещение конца крыла в вертикальной плоскости под действием вынужденных колебаний можно представить выражением
œ
У(1к. t) = X Фк1 (шу7 )Ai sin(œy,+ вyi ),
7=1
где Ав7 - амплитуда возбуждающих колебаний текущей гармоники ш^ ; syi - фазовый сдвиг ш^ ;
Фк1 (ш) - амплитудно-частотная характеристика
(АЧХ) крыла по первому тону.
Амплитуда возбуждающих колебаний
текущей гармоники Ав7, i = 1, œ , - это постоянная
величина на протяжении рассматриваемого
участка полета от Xi до . Ее значение зависит от
турбулентности атмосферы на этом участке полета. Поскольку турбулентность атмосферы носит случайный, нерегулярный характер, то у гармоник Wyi, близких по величине к Ои1, амплитуды Ав7
будут примерно одинаковы. То есть турбулентность атмосферы, случайным образом воздействующую на крыло в полете, можно представить белым шумом.
Изгибные колебания крыла по первому тону с достаточной степенью приближенности можно описать колебательным звеном [3]. В этом случае АЧХ крыла по первому тону можно выразить аналитически:
■>2
Фк1 (ю) =
Q
к1
Kl - ю2
) + 4^21ю2021
вычислительная техника и управление
где Ок1 - частота среза; ^к1 - коэффициент
затухания собственных колебаний крыла по первому тону.
Из свойств колебательного звена следует, что явление резонанса крыла может наступать только в случае, если 0 < ^ < 0,7. Для этого диапазона ^к1 будут выполняться следующие соотношения:
IV1 - ;' ' 4 1
-
Фк1(®и1) —
Примерный вид АЧХ крыла по первому тону при Пи1 = 11,37 рад/с, Пи1 = 12,56 рад/с (2 Гц) и
^к1 = 0,3 показан на рис. 3.
Рис. 3. Примерный вид АЧХ крыла по первому тону
Если на произвольном участке полета с момента времени ^ на протяжении Тоц записать сигнал ,у(/к, ?) , а затем построить его спектр, то получим график, подобный изображенному на рис. 3. При этом максимум полученного спектра будет соответствовать Ои1. Теоретически для получения всех частотных составляющих сигналов необходимо, чтобы период оценивания Тоц был равен бесконечности. Поскольку для решения задачи определения первого тона крыла необходима оценка частоты в окрестности Ои1, достаточно, чтобы продолжительность Тоц составляла 2-3 минуты. Такая протяженность участка оценивания Тоц соответствует примерно 200-300 периодам частоты собственных колебаний крыла 7^1 — 2ж / Ои1, что обеспечивает требуемую точность оценки Ои1.
Для измерения частоты собственных колебаний крыла на концах левого и правого крыла предлагается установить два акселерометра [4] (рис. 4). При прямолинейном полете в турбулентной атмосфере их показания будут равны:
п
у,л
= Ул(/К>0 +
7
п
= Упи(1К'*) +
Ссовд 7
= Ул(/к»0 + "у;
-упр -'пргк, ,
где ул(/к,0 - ускорение конца левого крыла; уИр(/,,,/) - ускорение конца правого крыла; 7 -
подъемная сила; О - вес самолета; ^ - угол тангажа, т. е. угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью; Пу - показания штатного акселерометра, установленного в центре масс самолета; Пу л - показания акселерометра на левом
крыле; Пупр крыле.
показания акселерометра на правом
Рис. 4. Размещение акселерометров на борту самолета: 1 - акселерометр на конце левого крыла; 2 - штатный акселерометр, расположенный в центре масс самолета; 3 - акселерометр на конце правого крыла
Оценим примерное значение перегрузки, измеряемой акселерометром на конце крыла. Пусть конец крыла под действием турбулентной атмосферы совершает гармонические колебания частотой первого тона у(/к, ¿) — 8т(Ои1?) . Тогда
показания датчика вибрации на конце крыла будут равны
2
«У,к = у(7к,0 = втСО^О •
Расчеты показывают, что если ^о = 0,1 м,
Пи1 = 6,28 рад/с (1 Гц), то пиковое значение Пу к =
3,9 ед. Это на два порядка превышает пороговую чувствительность авиационных акселерометров.
Наличие на борту трех акселерометров позволяет записать на участке полета от ^ до ¿1 + Тоц
для последующей обработки на земле двух сигналов:
Ул(/К'0=^у;л~ИУ; Упр(/К'0=^у;пр~ИУ (2) После записи на борту сигналы (2) будут представлены в дискретном виде:
Ул('к>0=Ул('кда к=№
Упр (/к, t) = УПр (/к, 7к), к = 1>.
— (3)
где Т - период дискретизации; N = - число точек измерения.
Технологически невозможно изготовить акселерометры, выдающие одинаковый выходной сигнал при отсутствии переменного входного, поэтому сигналы (3) будут содержать постоянную составляющую. Наличие постоянной погрешности в сигналах (3) недопустимо, так как для вычисления функций колебания крыла необходимо выполнить двойное интегрирование. Чтобы избежать погрешности, необходимо вычислить поправки: ■у N ^ N
5Л=Т7ЕУЛ(7К'Ш 5пр = — ХУпр(7к.?»
Nj=l
NM
(4)
^min
T,
оц
Максимальная частота, для которой целесообразно строить АЧХ, равна примерно 1020 Гц.
При ДПФ амплитуда каждой гармоники ю7- = + Ош, составляющей АЧХ данного
сигнала, определяется алгоритмом, выполняемым отдельно для левого и правого крыла
Ф(шг) = V A2 + A
N
где Ai = — X у(к) sin(ro;kT) - канал синусного
B
1 к=1
N
опорного сигнала; A2 = — X y (к) cos(ro¡kT) -
B'
канал
косинусного
N
2 к=1 опорного
N
сигнала;
в = X sin>;kT) ; B2 = X cos2(ro,kT);
к=1
N = Int
Int
N
m
v m у
m
к=i
число
Выполнив первое интегрирование сигналов (5), получим скорость концов крыла. В дискретном виде интегрирование выполняется суммированием:
к _
у л (¡к, Тк) = г£(ул(1к, Т) - 5л), к = 1, К; У=1
к _
упр (¡к, Тк) = Т X (упр (¡к, Т) - 5пр), к = 1, N. } =1
После этого выполняется второе интегрирование:
к _
У л (¡к, Тк) = ТХ у л (¡к, Т), к = 1, N; I=1
к _
Упр (¡к, Тк) = ТХ упр (¡к, ТУ), к = 1, N, I=1
Сигналы (4), полученные на интервале Тоц,
раскладываются в ряды Фурье с шагом Ош
методом дискретного преобразования Фурье (ДПФ) [5-7] для построения АЧХ отдельно левого и правого крыльев. Число шагов определяется необходимой точностью измерений Ои1л и Пи1пр
. Минимальная частота гармоники исходного сигнала, амплитуду которой можно найти методом ДПФ, зависит от Тоц :
2п
точек,
ю,-
составляющих целое число периодов помещающихся в N отсчетах входного сигнала; 2п
отсчетов,
mi =
Tq,-
- вещественное число
приходящихся на период гармоники ю; Int -
функция, выделяющая целую часть вещественного числа.
Для доказательства возможности практической реализации системы контроля прочностных свойств крыла самолета рассмотрим ее модель, которая состоит из акселерометра, установленного на конце крыла, самого крыла и системы регистрации параметров. Первый тон крыла имеет частоту Ои1 = 18,85 рад/с (3,00 Гц) и коэффициент затухания ^ = 0,25. Модель акселерометра представлена колебательным звеном с частотой собственных колебаний F\ = 10
Гц и коэффициентом затухания ^д = 0,06 . Это
типовые паспортные данные авиационного акселерометра МП-95. Система регистрации измеряет показания акселерометра с частотой T = 50 Гц. Турбулентность атмосферы задана белым шумом.
Моделирование работы данной системы выполнено с помощью учебно-исследовательского программного комплекса [8]. Период дискретизации модели 0,001 с (1000 Гц), период моделирования T^ = 120 с. Полученный в
результате моделирования спектр колебаний системы «крыло - акселерометр» Ф( f) показан на рис. 5.
вычислительная техника и управление
Рис. 5. Спектр колебаний системы «крыло - акселерометр» в турбулентной атмосфере
График спектра имеет большой разброс по причине случайного характера колебаний крыла, вызванных турбулентностью атмосферы. Поэтому для определения частоты первого тона график был сглажен с помощью цифрового КИХ-фильтра Фурье [5, 6]. Результат сглаживания показан на рис. 5.
На сглаженном спектре колебаний системы «крыло - акселерометр» в турбулентной атмосфере четко выражены два максимума. Низкочастотный максимум соответствует первому тону крыла, высокочастотный максимум вызван собственными колебаниями акселерометра.
После сглаживания спектра оценка первого тона крыла составила = 2,86 Гц со
статистической погрешностью измерения 5 %. Для уменьшения погрешности измерения первого тона крыла необходимо в несколько раз увеличить Тоц ,
что не составляет практических трудностей, как по условиям выполнения полетов, так и по конструктивным возможностям аппаратных средств регистрации и наземных средств вычисления оценки
Практическое применение предлагаемой методики оценивания параметра Ои1 основано на следующих положениях:
1. Если измерять Ои1 левого и правого крыла на протяжении нескольких полетов, то при одинаковых значениях Мк и при неизменной
жесткости крыла, Ои1 в разных полетах будет постоянной величиной. При снижении жесткости крыла на изгиб Ои1 уменьшается. Уменьшается
Пи1 и при повреждениях крыла.
2. У нового самолета Ои1 левого и правого крыла должны быть примерно равны при любых
значениях М к, ввиду симметрии конструкции самолета.
Если измерять Ои1 в каждом полете сразу
после взлета, когда крыльевые топливные баки полны и условия измерения примерно постоянны, то для самолета, имеющего достаточную изгибную жесткость крыльев, должны выполняться соотношения:
Оил>С1иОипр>Сь (5)
где С1 - минимально допустимая по изгибной
жесткости частота первого тона крыла для данного типа самолета.
В процессе эксплуатации воздушного судна снижение изгибной жесткости левого и правого крыла происходит несимметрично. Поэтому устанавливается предельно допустимое значение разности частот колебаний крыльев (значение несимметричности), при достижении которого эксплуатация воздушного судна должна быть прекращена:
О -О
"ил "ипр
>с
2 :
(6)
где С2 - предельно допустимое значение несимметричности первого тона изгибных колебаний крыла для данного типа самолета.
Коэффициенты С1 и С2 можно определить
опытным путем при выполнении летных испытаний самолета данного типа. В этом случае при наличии системы измерения £2ИЛ и ОИИр периодический наземный контроль во время эксплуатации воздушного судна будет сведен к послеполетной проверке соотношений (5) и (6).
Заключение
В целом исследование эффективности методики прогнозирования прочностных свойств крыла самолета с помощью модели системы «крыло - акселерометр» показало возможность ее практической реализации в авиации. Измерение в процессе эксплуатации самолета частоты первого тона колебаний крыльев позволит осуществлять текущий контроль и прогноз изгибной жесткости крыла самолета, что позволит перейти на эксплуатацию планера летательного аппарата до предотказового состояния. Внедрение методики даст возможность экономить значительные средства на планово-предупредительных и ремонтных мероприятиях, и повысит безопасность полетов.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Системный анализ и структуры управления / под ред. В.Г. Шорина. М. : Знание, 1975. 224 с.
ИРКУТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ
2. Конструкция летательных аппаратов / К.Д. Тур-кин и др. Ч. II. Взлетно-посадочные устройства, колебания и системы. М. : ВВИА, 1985. 245 с.
3. Кочетков Ю.А. Основы автоматики авиационного оборудования. М. : ВВИА, 1995. 574 с.
4. Система контроля прочностных свойств крыла ЛА : заявка № 2007134759/17 (037977) Рос. Федерация ; заявл. 18.09. 2007.
5. Тихий И.И., Кашковский В.В. Статистические методы обработки результатов испытаний АО. Иркутск : ИВАИИ, 2004. 222 с.
6. Пискунов Н. С. Дифференциальное и интегральное исчисления. Т. II. Изд. 12. М. : Наука, 1978. 576 с.
7. Капелини В., Константинидис А., Эмилиани П. Цифровые фильтры и их применение : пер. с англ. М. : Энергоатомиздат, 1983. 360 с.
8. Кашковский В.В. Учебно-исследовательский программный комплекс для проведения лабораторных работ по дисциплине «Статистические методы обработки результатов испытаний авиационного оборудования», подготовки адъюнктов и выполнения научных исследований [Электронный ресурс]. электр. текст., граф. и прикладная программа. Иркутск : ИВВАИУ (ВИ), 2007 г. 1 эл. опт. диск (CD ROM) 39,7 Мбайт.
УДК 536.532; 621.78.012 Филиппенко Николай Григорьевич,
к. т. н., доцент кафедры «Автоматизация производственных процессов», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 89025121754, e-mail:pentagon@mail.ru Буторин Денис Витальевич, аспирант кафедры «Автоматизация производственных процессов», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 89041203901, e-mail: den_butorin@mail.ru Лившиц Александр Валерьевич, д. т. н., доцент, заведующий кафедрой «Автоматизация производственных процессов», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 89501378441, e-mail: livnet@list.ru Попов Максим Сергеевич, аспирант кафедры «Автоматизация производственных процессов», Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. 89025773303, e-mail:popovs@irgups.ru Гозбенко Валерий Ерофеевич, д. т. н., профессор,
Иркутский государственный университет путей сообщения, тел. (3952) 638357, e-mail: vgozbenko@yandex.ru
АВТОМАТИЗАЦИЯ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ПОЛИМЕРНОГО МАТЕРИАЛА ПРИ ВЫСОКОЧАСТОТНОМ ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОМ НАГРЕВЕ
N. G. Filippenko, D. V. Butorin, A. V. Livshits, M. S. Popov, V. E. Gozbenko
WAY OF DIRECT MEASUREMENT OF TEMPERATURE OF POLYMERIC MATERIAL AT HIGH-FREQUENCY ELECTRO THERMAL HEATING
Аннотация. Последние десятилетия характеризуются ростом производства полимерных конструкционных материалов и использованием изделий из них во всех отраслях промышленности. Несмотря на декларированные свойства полимеров, их механические показатели меняются в процессе их изготовления, транспортировки, обработки и эксплуатации. Поэтому одним из важнейших аспектов повышения качества и эффективности обработки полимерных материалов является создание методик и приспособлений для контроля параметров технологических процессов обработки.
Целью данной работы была разработка принципа измерения температуры в зоне ВЧ- и СВЧ-воздействия и совершенствование имеющихся устройств измерения температуры диэлектрического нагрева обрабатываемых полимеров. В ходе работы был проведен литературный обзор по вопросу измерения температуры в зоне нагрева токами высокой частоты, который показал, что универсальных методик измерения температуры в зоне ВЧ- и СВЧ-воздействия найдено не было. Поэтому, авторами была разработана методика определения температуры полимерных материалов при электротермической обработке и экспериментальная установка для ее реализации. Также была разработана автоматизированная система управления процессом контроля нагрева полимерных материалов с одновременным контролем параметров работы ВЧ-генератора.
Ключевые слова: полимеры, температура, анодный ток, ВЧ-излучение, электротермическая обработка.
Abstract. The last decades are characterized by increased production of polymeric construction materials and the use of their products in all industries. Despite the declared properties ofpolymers, their mechanical characteristics change during their manufacture, transporting, handling and use. Therefore, one of the most important aspects of improving the quality and efficiency of the processing of polymeric materials is to provide methods and devices to control processing parameters.
