RU2181334C1 - Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life - Google Patents
Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life Download PDFInfo
- Publication number
- RU2181334C1 RU2181334C1 RU2001115562A RU2001115562A RU2181334C1 RU 2181334 C1 RU2181334 C1 RU 2181334C1 RU 2001115562 A RU2001115562 A RU 2001115562A RU 2001115562 A RU2001115562 A RU 2001115562A RU 2181334 C1 RU2181334 C1 RU 2181334C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- unit
- instrumental
- flight
- bearings
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к вертолетной, и может быть использовано при оценке технического состояния авиационного агрегата для определения возможности продолжения его безопасной эксплуатации. The invention relates to aircraft, mainly to helicopter, and can be used to assess the technical condition of an aircraft unit to determine the possibility of continuing its safe operation.
Учет влияния сочетания эксплуатационных факторов и фактически действующих нагрузок может служить для дополнительного уточнения повреждаемости агрегата при назначении межремонтного ресурса. Taking into account the influence of a combination of operational factors and actual operating loads can serve to further clarify the damage to the unit when assigning an overhaul life.
Известен "Способ оценки и поддержания надежности самолетов и их силовых установок при эксплуатации авиационной техники по состоянию" (Патент РФ 2038991, МКИ 6 B 64 F 5/00, 1995), согласно которому из числа контролируемых в полете параметров выбирают и систематизируют те параметры, которые оказывают непосредственное влияние на надежность элементов конструкции, вероятностным путем определяют запасы этих элементов и оценивают их надежность. Причем предусматривается сравнение нереальных замеренных значений параметров с эталонными, а сравнение вероятностей появления ожидаемых значений этих параметров и вероятностное определение уровня надежности. Это позволяет принять своевременные меры по восстановлению работоспособности летательных аппаратов при эксплуатации по их состоянию. The well-known "Method for assessing and maintaining the reliability of aircraft and their power plants during the operation of aviation equipment as" (RF Patent 2038991, MKI 6 B 64 F 5/00, 1995), according to which, from the parameters monitored in flight, those parameters are selected and systematized which have a direct impact on the reliability of structural elements, probabilistically determine the reserves of these elements and evaluate their reliability. Moreover, it provides a comparison of unrealistic measured values of the parameters with the reference, and a comparison of the probabilities of the expected values of these parameters and the probabilistic determination of the level of reliability. This allows you to take timely measures to restore the performance of aircraft during operation according to their condition.
Известен способ определения выработки ресурса авиационных конструкций в условиях реальной эксплуатации (Патент РФ 2066664, МКИ 6 B 64 F 5/00, 1996), наиболее близкий к заявляемому, заключающийся в фиксировании продолжительности каждого режима полета, выделенного по уровню нагруженности конструкции и оценки суммарной эквивалентной наработки конструкции, которую сравнивают с назначенным ресурсом. There is a method of determining the life expectancy of aircraft structures in real-life conditions (RF Patent 2066664, MKI 6 B 64 F 5/00, 1996), which is closest to the claimed one, which consists in fixing the duration of each flight mode, selected by the level of structural loading and evaluating the total equivalent operating time of the design, which is compared with the assigned resource.
В описании изобретения рассмотрен пример, по которому применение способа обеспечивает экономию ресурса за один конкретный полет 5,5%. In the description of the invention, an example is considered in which the application of the method provides resource savings for one specific flight 5.5%.
К недостаткам способа можно отнести неполноту учета индивидуальных условий эксплуатации вертолета, используемых при оценке суммарной эквивалентной наработки для назначения срока дальнейшей безопасной эксплуатации вертолета в пределах ресурса до списания. The disadvantages of the method include the incompleteness of taking into account the individual operating conditions of the helicopter used in assessing the total equivalent operating time for assigning a period for further safe operation of the helicopter within the resource before decommissioning.
Исследования повреждаемости агрегатов несущей системы вертолетов показали, что кроме продолжительности режимов полета на уровень нагруженности агрегатов при эксплуатации вертолета существенное влияние оказывают такие факторы, как высоты полета, температуры воздуха, взлетные массы и центровки вертолета. Сочетание указанных факторов, характерное для условий эксплуатации конкретного экземпляра вертолета, может существенно влиять на ресурс его агрегатов, а повреждаемость, вносимая под воздействием этих факторов, должна соответственно учитываться при установлении индивидуального срока дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата. Studies of the damageability of the units of the helicopter carrier system showed that, in addition to the duration of flight modes, factors such as flight altitudes, air temperatures, take-off masses and helicopter alignments significantly affect the level of load on the units during helicopter operation. A combination of these factors, typical of the operating conditions of a particular instance of a helicopter, can significantly affect the life of its units, and the damage caused by these factors should be taken into account when establishing an individual period for further safe operation of the unit.
Кроме того, анализ эксплуатации парка вертолетов показал, что при определении ресурса несущей системы вертолета необходимо дополнительно учитывать реальное техническое состояние агрегата, включая оценку технического состояния шарнирных узлов с помощью инструментальной проверки, поскольку реальное техническое состояние характеризует способность агрегата продолжить работу и определяет качества выполнений технического обслуживания. In addition, an analysis of the operation of the helicopter fleet showed that when determining the resource of the helicopter carrier system, it is necessary to take into account the real technical condition of the unit, including an assessment of the technical condition of the hinge assemblies using instrumental verification, since the real technical condition characterizes the ability of the unit to continue working and determines the quality of maintenance .
Задачей, решаемой заявляемым способом, является повышение точности установления индивидуального срока дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата несущей системы вертолета путем комплексной оценки технического состояния шарнирных узлов и элементов конструкции агрегата несущей системы вертолета с учетом индивидуальных условий его эксплуатации. The problem solved by the claimed method is to increase the accuracy of establishing an individual term for further safe operation of the helicopter carrier system assembly by a comprehensive assessment of the technical condition of the hinge assemblies and structural elements of the helicopter carrier system assembly, taking into account the individual conditions of its operation.
Это задача решена благодаря тому, что в способе оценки технического состояния агрегатов несущей системы вертолета для продления ресурса, заключающемся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции, в период эксплуатации вертолета с последующим определением соотношения индивидуальной нагруженности агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, предварительно на основе анализа конструкторской и нормативной документаций выделяют шарнирные узлы агрегата для инструментальной проверки их технического состояния и на основе обработки и анализа эксплуатационных статистических данных устанавливают критерии инструментальной оценки пригодности каждого из выделенных шарнирных узлов для дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата, проводят инструментальную проверку выделенных шарнирных узлов агрегата и оценку их состояния в соответствии с установленными критериями, при этом в период эксплуатации вертолета дополнительно фиксируют условия эксплуатации, включающие высоту полета, температуру воздуха, взлетную массу, центровку вертолета и массу груза на внешней подвеске, по продолжительности выделенных уровней каждого из зафиксированных условий эксплуатации определяют их повторяемость в период эксплуатации для анализа влияния каждого из них на уровень индивидуальной нагруженности агрегата и на основании имеющихся данных о нагрузках, действующих на элементы агрегата при эксплуатации вертолета данного типа при аналогичных условиях эксплуатации и режимах полета, рассчитывают суммарную эквивалентную нагруженность на элементы агрегата с учетом составляющих от каждого из зафиксированных режимов полета и условий эксплуатации, а затем определяют соотношение эквивалентной индивидуальной нагруженности элементов агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, и на основании этого соотношения устанавливают новый индивидуальный срок эксплуатации агрегата с учетом результатов инструментальной проверки шарнирных узлов. This problem is solved due to the fact that in the method of assessing the technical condition of the units of the helicopter carrier system for extending the life, which consists in recording the duration of flight modes, allocated by the level of structural loading, during the period of operation of the helicopter with the subsequent determination of the ratio of the individual unit load and load corresponding to a typical combination flight modes, preliminary on the basis of the analysis of design and regulatory documentation allocate hinged assemblies and for instrumental verification of their technical condition and on the basis of processing and analysis of operational statistical data, criteria for instrumental assessment of the suitability of each of the highlighted hinge assemblies for further safe operation of the unit are established, instrumental testing of the highlighted hinge assemblies of the aggregate and an assessment of their condition in accordance with established criteria are carried out, when during operation of the helicopter, additionally fix operating conditions, including flight altitude, temperature air tour, take-off mass, helicopter alignment and the mass of cargo on the external sling, according to the duration of the selected levels of each of the recorded operating conditions, determine their repeatability during operation to analyze the impact of each of them on the level of individual load of the unit and on the basis of available data on the loads operating on the elements of the unit when operating a helicopter of this type under similar operating conditions and flight conditions, calculate the total equivalent load on unit elements, taking into account the components of each of the recorded flight modes and operating conditions, and then determine the ratio of the equivalent individual load of the unit elements and the load corresponding to the typical combination of flight modes, and on the basis of this ratio establish a new individual operating life of the unit, taking into account the results of instrumental verification of articulated nodes.
Для трехшарнирной втулки несущего винта вертолета Ми-8 такими выделенными шарнирными узлами агрегата являются осевые, вертикальные, горизонтальные шарниры, а также узлы валиков рычагов поворота лопастей и вилок тяг поворота лопастей. Для них по установленным критериям проводят инструментальную проверку величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков рычагов поворота лопастей и осевого зазора вилок тяг поворота лопастей в подшипниках головок валиков рычагов поворота лопастей. For the three-hinged rotor hub of the Mi-8 helicopter, such distinguished hinge assemblies of the unit are axial, vertical, horizontal hinges, as well as nodes of the rollers of the levers of rotation of the blades and forks of the rods of rotation of the blades. For them, according to the established criteria, an instrumental check is carried out of the values of the radial and axial clearance of the bearings of the nodes of the rollers of the blades of rotation of the blades and the axial clearance of the forks of the rods of rotation of the blades in the bearings of the heads of the rollers of the levers of rotation of the blades.
Для автомата перекоса несущего винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку суммарного люфта поводка в плоскостях тяги и вращения, величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса и осевого зазора вилок тяги поворота лопасти и осевого зазора подшипника тяг поворота лопастей. For the Mi-8 helicopter rotor swashplate, according to the established criteria, an instrumental check is made of the total clearance of the lead in the thrust and rotation planes, the radial and axial clearance of the bearings of the swash plate plate knots of the swash plate and the axial clearance of the blade rotation thrust forks and the axial clearance of the blade rotary thrust bearings.
Для втулки рулевого винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку осевых зазоров и моментов поворота подшипников узла кардана, осевого зазора узла подшипника штока, радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков и осевого зазора вилок рычагов поворота лопастей. For the tail rotor bush of the Mi-8 helicopter, according to the established criteria, an instrumental check of axial clearances and moments of rotation of the bearings of the cardan assembly, axial clearance of the rod bearing assembly, radial and axial clearance of bearings of the roller assemblies and axial clearance of the forks of the blade rotation levers is carried out.
Оценку состояния подшипников осевых, вертикальных и горизонтальных шарниров производят по продуктам износа, находящимся в масле. Для этого дополнительно при инструментальной проверке проводят оценку качества отработавшей смазки подшипниковых узлов агрегата. The condition of bearings of axial, vertical and horizontal joints is assessed by the wear products contained in the oil. To do this, in addition to instrumental testing, an assessment is made of the quality of spent lubrication of the bearing units of the unit.
Проведение перед анализом нагруженности агрегата инструментальной проверки определенных его шарнирных узлов позволяет оценить техническое состояние агрегата для дальнейшей безопасной эксплуатации путем сравнения результатов проверки с соответствующими критериями, установленными для исследуемого агрегата. Выбор шарнирных узлов для инструментальной проверки осуществлен на основе анализа многолетнего опыта эксплуатации агрегатов несущей системы вертолетов. Этот опыт показал, что основными элементами, определяющими их ресурс до первого ремонта или межремонтный ресурс, являются подшипниковые узлы. Практически все подшипниковые агрегаты работают в условиях качательного движения на угол до - 5 o, при этом тела качения вырабатывают на наружных и внутренних кольцах подшипников лунки так называемого ложного бринеллирования. Величина этих лунок и определяет возможность дальнейшей эксплуатации подшипника. Косвенным образом глубина этих лунок входит в величину зазоров, замеряемых в процессе инструментального контроля состояния шарнирных узлов агрегатов.Carrying out before the analysis of the loading of the unit instrumental verification of certain of its hinged nodes allows you to evaluate the technical condition of the unit for further safe operation by comparing the results of the verification with the relevant criteria established for the unit under study. The choice of hinge assemblies for instrumental testing was carried out on the basis of the analysis of many years of experience in operating units of the helicopter carrier system. This experience has shown that the main elements that determine their service life before the first repair or overhaul life are bearing assemblies. Almost all bearing assemblies operate in a swinging motion at an angle of up to -5 o , while the rolling bodies produce holes on the outer and inner bearing rings of the so-called false brinelling. The magnitude of these holes determines the possibility of further operation of the bearing. Indirectly, the depth of these holes is included in the size of the gaps measured in the process of instrumental monitoring of the state of the hinged nodes of the units.
Использование статистических данных по состоянию при эксплуатации шарнирных узлов позволяет путем их математического анализа получить для каждого из них критерий оценки пригодности, допустимые нормы для дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата. Места замеров и их характер выбраны для каждого узла соответствующего агрегата на основании анализа агрегатов, выработавших ресурс, и изучения влияния условий эксплуатации агрегатов на соответствующие узлы с учетом имеющегося опыта проектирования и эксплуатации вертолетов. The use of statistical data on the state of operation of the hinged nodes allows, through their mathematical analysis, to obtain a suitability assessment criterion for each of them, acceptable norms for further safe operation of the unit. Sites of measurements and their nature are selected for each node of the corresponding unit on the basis of analysis of the units that have developed a resource and study of the influence of the operating conditions of the units on the respective units, taking into account the experience of designing and operating helicopters.
На фиг.1 изображен вид в плане на втулку несущего винта вертолета Ми-8; на фиг. 2 - вид сбоку на автомат перекоса втулки несущего винта вертолета Ми-8; на фиг.3 - вид сбоку на втулку рулевого винта вертолета Ми-8; на фиг.4 - то же, вид сверху. Figure 1 shows a plan view of the main rotor hub of a Mi-8 helicopter; in FIG. 2 is a side view of the swash plate of the rotor hub of the Mi-8 helicopter; figure 3 is a side view of the tail rotor hub of the Mi-8 helicopter; figure 4 is the same, top view.
На фиг. 1-4 обозначены узлы инструментальной проверки для оценки состояния шарнирных узлов трех агрегатов несущего винта вертолета Ми-8. In FIG. 1-4, the nodes of the instrumental check are indicated for assessing the state of the hinge nodes of the three rotor aggregates of the Mi-8 helicopter.
Такими шарнирными узлами для трехшарнирной втулки несущего винта вертолета Ми-8 являются подшипниковые узлы 1 валиков рычагов поворота лопастей и подшипник головок валиков рычагов поворота лопастей. Критериями инструментальной оценки технического состояния их являются допустимые величины радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков рычагов поворота лопастей и допустимые величины осевого зазора вилок тяг поворота лопастей в подшипниках головок валиков рычагов поворота лопастей. Such hinge assemblies for the three-hinged hub of the rotor of the Mi-8 helicopter are the bearing assemblies 1 of the rollers of the rotation arms of the blades and the bearing of the heads of the rollers of the rotation arms of the blades. The criteria for instrumental assessment of their technical condition are the allowable values of the radial and axial clearance of the bearings of the nodes of the rollers of the blades of the blades and the permissible axial clearance of the forks of the rods of rotation of the blades in the bearings of the heads of the rollers of the blades of rotation of the blades.
В автомате перекоса несущего винта вертолета Ми-8 для инструментальной проверки выделены шарнирные узлы 2 поводка тарелки, валиков 3 тарелки, вилок и подшипников 4 тяги поворота лопасти. В качестве критериев установлены допустимые величины суммарного люфта поводка в плоскостях тяги и вращения; радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса; осевого зазора вилок тяг поворота лопасти; осевого зазора подшипника тяги поворота лопасти. In the Mi-8 helicopter rotor swashplate for tool verification, the
Для инструментальной проверки втулки рулевого винта вертолета Ми-8 выбраны подшипниковый узел кардана, узел подшипника штока, подшипниковые узлы валиков и вилки рычагов поворота лопастей. Установлены следующие критерии инструментальной оценки шарнирных узлов втулки рулевых винтов: допустимые величины осевых зазоров и моментов поворота подшипников узла кардана, осевого зазора узла подшипника штока, радиального и осевого зазора подшипников узлов валиков и осевого зазора вилок рычагов поворота лопастей. For the instrumental check of the tail rotor bush of the Mi-8 helicopter, the cardan bearing assembly, the rod bearing assembly, the bearing assemblies of the rollers and the forks of the blade rotation levers were selected. The following criteria have been established for the instrumental assessment of the hinge assemblies of the steering screw bushings: allowable values of axial clearances and moments of rotation of the bearings of the cardan assembly, axial clearance of the rod bearing assembly, radial and axial clearance of the bearings of the roller assemblies, and axial clearance of the forks of the blade rotation levers.
Оценка качества отработавшей смазки подшипниковых узлов агрегатов служит дополнительным критерием технического состояния агрегата. Evaluation of the quality of spent lubrication of the bearing units of the units serves as an additional criterion for the technical condition of the unit.
Знание состояния этих важных с точки зрения уровня безопасности узлов агрегатов позволяет в дальнейшем при назначении дополнительного времени эксплуатации агрегата корректировать его в соответствии с оценкой состояния шарнирных узлов и соответствия их установленным критериям. The knowledge of the state of these units of the units important from the point of view of safety allows further adjusting it in accordance with the assessment of the state of the hinged units and their compliance with the established criteria when assigning additional unit operating time.
Выбор условий эксплуатации, которые дополнительно фиксируются в полете в период эксплуатации вертолета, обусловлен степенью влияния относительной продолжительности (повторяемости) этих условий на эквивалентную нагруженность агрегата. К таким условиям эксплуатации вертолета отнесены режим полета, высота полета, взлетная масса, центровка, температура воздуха и масса груза на внешней подвеске. Повторяемость определяют для нескольких выделенных уровней каждого из фиксируемых условий эксплуатации. The choice of operating conditions, which are additionally recorded in flight during the period of operation of the helicopter, is determined by the degree of influence of the relative duration (repeatability) of these conditions on the equivalent load of the unit. Such helicopter operating conditions include flight mode, flight altitude, take-off weight, centering, air temperature and the mass of the load on the external load. Repeatability is determined for several selected levels of each of the recorded operating conditions.
Суммарная эквивалентная нагруженность агрегата определяется по формуле
где Рэкв - нагрузка, действующая на элемент агрегата на одном из фиксируемых режимов полета (или одном из выделенных уровней условий эксплуатации);
where P eq is the load acting on the unit element at one of the fixed flight modes (or one of the selected levels of operating conditions);
Расчет суммарной эквивалентной нагруженности с учетом упомянутых дополнительных факторов, влияющих на индивидуальный характер нагруженности конструкции, дает возможность рассчитать существенно уточненный в сравнении с принятым стандартным набором режимов полета уровень нагруженности агрегата. Calculation of the total equivalent loading taking into account the mentioned additional factors affecting the individual nature of the structural loading makes it possible to calculate the level of aggregate loading substantially refined in comparison with the accepted standard set of flight modes.
Проведенный расчет эквивалентных нагрузок на конкретный элемент агрегата несущей системы с учетом полученной от эксплуатанта повторяемости режимов, взлетного веса, высоты полета, температур наружного воздуха, центровки по вышеприведенной формуле дает возможность провести сравнение полученной эквивалентной нагрузки Рэкв с эквивалентной нагрузкой Рисп, приведенной в заключении по ресурсу указанного агрегата, которая определяется по типовой повторяемости режимов полета, взлетного веса, высоты и др., учитывающей и боевое применение вертолета. На основании их соотношения определяют величину, отражающую техническое состояние агрегата R (час) по известной формуле:
где Рисп - эквивалентная нагрузка на агрегат при стендовых испытаниях при типовой повторяемости режимов полета;
Рэкв - эквивалентная нагруженность на агрегат при эксплуатации;
Nцик - наработка изделия до разрушения при стендовых испытаниям в циклах;
ησ - коэффициент запаса по напряжениям;
ηг - коэффициент запаса на гармонический состав нагрузок;
ηz - коэффициент запаса на гипотезу суммирования повреждаемостей;
n - обороты несущего /рулевого/ винта.The calculation of equivalent loads a specific carrier element of the system unit with the obtained from the operator repeatability modes takeoff weight, altitude, ambient air temperatures, the alignment of the above formula makes it possible to compare the obtained equivalent load P equivalents with an equivalent load P isp shown in custody by the resource of the specified unit, which is determined by the typical repeatability of flight modes, take-off weight, altitude, etc., taking into account the combat use in helicopter. Based on their ratio, a value is determined that reflects the technical condition of the unit R (hour) according to the well-known formula:
where P isp - equivalent load unit at bench tests with typical repeatability flight regimes;
R equiv - equivalent load on the unit during operation;
N cycle - product life to failure during bench tests in cycles;
η σ is the safety factor for stresses;
η g - safety factor for the harmonic composition of the loads;
η z is the safety factor for the summation of damage;
n - rotor / steering / propeller revolutions.
При получении значения R меньшего значения ресурса агрегата, установленного в Заключении на основе гистограммы типовой повторяемости режимов, продление ресурса не производится. При получении R большей указанной в заключении величины ресурс продлевается. Upon receipt of an R value of a lower value of the aggregate resource set in the Conclusion on the basis of a histogram of typical repeatability of modes, the resource is not extended. Upon receipt of R greater than the value indicated in the conclusion, the resource is extended.
Оценку технического состояния агрегата на примере втулки несущего винта конкретного вертолета Ми-8, отработавшего в эксплуатации 1500 ч, для определении межремонтного ресурса осуществляют следующим образом. Assessment of the technical condition of the unit using the example of a rotor hub of a specific Mi-8 helicopter that has been in operation for 1,500 hours to determine the overhaul life is as follows.
Измеряют величины радиального зазора а=0,08 мм и осевого зазора b=0,03 мм подшипников узлов валиков рычагов поворота лопастей и осевого зазора с= 0,05 мм вилок тяг поворота лопастей в подшипниках головок валиков рычагов поворота лопастей. Оценивают состояние подшипников осевого, вертикального и горизонтального шарниров по фильтрату масла и плавности перемещения шарнирных узлов. The values of the radial clearance a = 0.08 mm and the axial clearance b = 0.03 mm of the bearings of the nodes of the rollers of the arms of the blades of the blades and the axial clearance of = 0.05 mm of the forks of the rods of rotation of the blades in the bearings of the heads of the rollers of the levers of rotation of the blades are measured. The condition of the bearings of the axial, vertical and horizontal hinges is assessed by the oil filtrate and the smooth movement of the hinge assemblies.
На основе анализа эксплуатационных статистических данных и результатов стендовых испытаний подшипниковых узлов в режиме качания устанавливают величины упомянутых зазоров подшипников узлов втулки несущего винта вертолета Ми-8, служащие критерием безопасной эксплуатации агрегата: А=0,1-0,15, В= 0,08-0,12 и С=0,05-0,1 соответственно. Based on the analysis of operational statistics and the results of bench tests of the bearing units in the swing mode, the values of the mentioned clearance of the bearing units of the rotor hub of the Mi-8 helicopter are established, which serve as a criterion for safe operation of the unit: A = 0.1-0.15, B = 0.08 -0.12 and C = 0.05-0.1, respectively.
Сравнивают измеренные величины с установленными критериями инструментальной оценки для данного типа вертолета. The measured values are compared with the established criteria for instrumental assessment for a given type of helicopter.
На основании фактических результатов исследования делаются выводы об удовлетворительном или неудовлетворительном техническом состоянии агрегата и возможности перехода к оценке его индивидуальной нагруженности в соответствии с повторяемостью условий эксплуатации и режимов полета. Based on the actual results of the study, conclusions are drawn about the satisfactory or unsatisfactory technical condition of the unit and the possibility of switching to an assessment of its individual load in accordance with the repeatability of operating conditions and flight conditions.
Если полученные замеры превышают допустимые величины, принимается решение о прекращении дальнейшей работы по определению возможности продления ресурса данному агрегату и он отстраняется от эксплуатации. If the measurements obtained exceed the permissible values, a decision is made to terminate further work to determine the possibility of extending the resource for this unit and it is suspended from operation.
Анализ летной эксплуатации данного конкретного вертолета по полетным листам, включающим фиксацию продолжительности полета на каждом из режимов полета, фиксацию высоты, температуры воздуха, взлетной массы, центровки и массы груза на внешней подвеске позволяет получить повторяемость выделенных по уровню нагруженности режимов и повторяемость условий эксплуатации по соответствующим выделенным уровням. Analysis of the flight operation of this particular helicopter according to flight sheets, including fixing the flight duration for each flight mode, fixing altitude, air temperature, take-off weight, centering and mass of cargo on the external load, allows us to obtain the repeatability of the modes selected according to the level of loading and the repeatability of operating conditions according to the corresponding selected levels.
Например:
1. Повторяемость, т.е. относительную продолжительность следующих выделенных режимов: висение 
1. Repeatability, i.e. relative duration of the following highlighted modes:
2. Повторяемость высоты полета, например, по трем выделенным уровням: для высот h1=0-1 км, 
3. Повторяемость температуры воздуха, например" по двум выделенным уровням: при t1=-30-0o, 
4. Повторяемость взлетных масс по трем уровням: при М1=10000 кгс 
5. Повторяемость центровки: средняя 
Для расчета эквивалентной нагруженности величина нагрузки "P" на элемент конструкции, техническое состояние которого оценивают, выбирается из материалов летно-прочностных испытаний данного типа вертолета, которые проводятся на всех разрешенных Рекомендациями летной эксплуатации режимах полета, центровок вертолета, взлетных масс, высот, а также положительных (до 30-35 o) и отрицательных (до -15-30 o) температур наружного воздуха.To calculate the equivalent load, the load value "P" on the structural member whose technical condition is evaluated is selected from the materials of flight strength tests of this type of helicopter, which are carried out in all flight modes permitted by the Recommendations of flight operation, helicopter alignments, take-off masses, altitudes, and positive (up to 30-35 o ) and negative (up to -15-30 o ) outdoor temperatures.
Таким образом, формула (1) для определения эквивалентной индивидуальной нагруженности элемента втулки несущего винта конкретного вертолета Ми-8 для всех зафиксированных режимов полета и условий эксплуатации будет выглядеть следующим образом:
Из анализа соотношения эквивалентной нагруженности агрегата при типовой повторяемости режимов Рисп, приведенной в Заключении, и эквивалентной индивидуальной нагруженности Рэкв, полученной выше по формуле (1), определяют по формуле (2) величину R ч и устанавливают новый индивидуальный срок эксплуатации агрегата в случае непревышения этой величиной значения ресурса агрегата, указанной в Заключении, учитывая результаты инструментальной проверки шарнирных узлов.Thus, formula (1) for determining the equivalent individual loading of the rotor sleeve element of a specific Mi-8 helicopter for all recorded flight modes and operating conditions will look like this:
From the analysis of the ratio of equivalent of loading unit at typical repeatability modes P isp shown in Opinion and equivalent individual nagruzhennosti P eq, prepared above by the formula (1) is determined by formula (2) the amount of R h and establish a new individual lifetime of the unit in the event the value of the aggregate resource specified in the Conclusion does not exceed this value, taking into account the results of instrumental testing of the hinge assemblies.
Преимущество изобретения состоит в комплексной оценке технического состояния агрегатов несущей системы вертолета: втулки н.в., А.П. или в.р.в. для более точного установления индивидуального срока дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата. Способ дает возможность исследовать техническое состояние узлов, получить новые данные о выработке, скрытых повреждениях шарнирных узлов, работающих в конкретных специфических режимах циклических нагружений, не характерных для стандартного набора режимов эксплуатации. An advantage of the invention consists in a comprehensive assessment of the technical condition of the units of the helicopter carrier system: bushes nv, A.P. or r.v. to more accurately establish an individual period for further safe operation of the unit. The method makes it possible to investigate the technical condition of the nodes, obtain new data on the production, latent damage to the hinge nodes operating in specific specific modes of cyclic loading, not typical for a standard set of operating modes.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001115562A RU2181334C1 (en) | 2001-06-08 | 2001-06-08 | Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001115562A RU2181334C1 (en) | 2001-06-08 | 2001-06-08 | Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2181334C1 true RU2181334C1 (en) | 2002-04-20 |
Family
ID=20250477
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001115562A RU2181334C1 (en) | 2001-06-08 | 2001-06-08 | Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2181334C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486566C2 (en) * | 2007-06-15 | 2013-06-27 | Эрбюс Операсьон | Computer system of maintenance for airplane |
| RU2543111C1 (en) * | 2013-11-19 | 2015-02-27 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Helicopter operation |
| RU2556043C1 (en) * | 2014-04-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method for determining deformation in system of longitudinal control and control of collective pitch of helicopter rotor |
| RU2589369C1 (en) * | 2015-07-16 | 2016-07-10 | Акционерное общество "Научный Испытательно-Диагностический Центр"(АО "НИДЦ") | Method of evaluating physical wear of aviation equipment |
| RU2622493C1 (en) * | 2016-08-29 | 2017-06-15 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный агроинженерный центр ВИМ" (ФГБНУ ФНАЦ ВИМ) | Method of operational controlling technical condition and predicting resource of electric motor bearings |
-
2001
- 2001-06-08 RU RU2001115562A patent/RU2181334C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486566C2 (en) * | 2007-06-15 | 2013-06-27 | Эрбюс Операсьон | Computer system of maintenance for airplane |
| RU2543111C1 (en) * | 2013-11-19 | 2015-02-27 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Helicopter operation |
| RU2556043C1 (en) * | 2014-04-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method for determining deformation in system of longitudinal control and control of collective pitch of helicopter rotor |
| RU2589369C1 (en) * | 2015-07-16 | 2016-07-10 | Акционерное общество "Научный Испытательно-Диагностический Центр"(АО "НИДЦ") | Method of evaluating physical wear of aviation equipment |
| RU2622493C1 (en) * | 2016-08-29 | 2017-06-15 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный агроинженерный центр ВИМ" (ФГБНУ ФНАЦ ВИМ) | Method of operational controlling technical condition and predicting resource of electric motor bearings |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Henry | A theory of fatigue-damage accumulation in steel | |
| CN107782555B (en) | Multifunctional test bed for testing performance and service life of bearing bush of large-scale rotating machine | |
| KR100430211B1 (en) | Service Life Management System for High-Temperature Part of Gas Turbine | |
| CN109559025A (en) | A kind of bridge detecting/monitoring integrated health condition evaluation system and its application method | |
| CN107991098A (en) | Aeroplane engine mainshaft bearing exerciser | |
| RU2181334C1 (en) | Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life | |
| CN113900381B (en) | Steel structure remote health monitoring platform based on Internet of things and application method | |
| CN112067293B (en) | Self-lubricating joint bearing wear life prediction model correction method | |
| Tinga et al. | Aligning PHM, SHM and CBM by understanding the physical system failure behaviour | |
| Zaretsky et al. | Determination of turbine blade life from engine field data | |
| CN112498738A (en) | Helicopter flight control system transfer characteristic test method | |
| Felker et al. | Full‐Scale Tilt‐Rotor Hover Performance | |
| DE60119076T2 (en) | Use of pyrometer data to determine oxidation | |
| CN114812984A (en) | Movable rapid monitoring system for railway bridge | |
| CN111395144B (en) | Method for monitoring and judging health state of large-span continuous rigid frame bridge | |
| CN111882238A (en) | Gantry crane structure health assessment method based on cloud model and EAHP | |
| CN207487969U (en) | A kind of testing large rotating machinery bearing shell performance and the multi-function test stand in service life | |
| CN112052577A (en) | Determination method for specified value evaluation time of reliability index of aircraft engine | |
| Mironov et al. | Structural health monitoring of rotating blades on helicopters | |
| Hardman et al. | A helicopter powertrain diagnostics and prognostics demonstration | |
| ZAhAriA | The methodology of fatigue lifetime prediction and validation based on accelerated reliability testing of the rotor pitch links | |
| US20210002004A1 (en) | Automatic digital data feedback and utilization in aircraft part lifecycle | |
| He et al. | Structural Integrity Control Technology Based on Structural Damage Monitoring | |
| RU2794164C1 (en) | System, device and method for determining bearing state | |
| CN110844109B (en) | Function configuration method of helicopter health and use monitoring system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080609 |