RU2502058C1 - Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation - Google Patents
Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2502058C1 RU2502058C1 RU2012136186/11A RU2012136186A RU2502058C1 RU 2502058 C1 RU2502058 C1 RU 2502058C1 RU 2012136186/11 A RU2012136186/11 A RU 2012136186/11A RU 2012136186 A RU2012136186 A RU 2012136186A RU 2502058 C1 RU2502058 C1 RU 2502058C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- input
- information
- tire
- board
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Or Calibration Of Command Recording Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к измерительным системам, а именно, к средствам контроля состояния конструкции и шасси летательного аппарата, и может быть использовано в различных транспортных средствах (самолетах, вертолетах, беспилотных летательных аппаратах и др.).The invention relates to measuring systems, namely, to means for monitoring the state of the structure and landing gear of an aircraft, and can be used in various vehicles (airplanes, helicopters, unmanned aerial vehicles, etc.).
Наиболее близким к изобретению является способ контроля состояния конструкции летательного аппарата [1], заключающийся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбоеоборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состоянии каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки.Closest to the invention is a method of monitoring the state of the structure of the aircraft [1], which consists in monitoring a number of zones of the aircraft in constant time mode, which uses many piezoelectric sensors in each zone, install piezoelectric sensors on parts of the structure intended for monitoring, determine the conditions , in which measurements are made, determine the upper and lower boundaries of the threshold, beyond which a decision is made to measure the signal, while The removed threshold is changed depending on whether the aircraft is in flight or stationary, these signals are the result of the presence of an acoustic wave in the structure at the installation site of the piezoelectric sensors, measure the signal for about 100 microseconds at each acoustic event, determine the number of transitions by the signal threshold, and emit a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, convert the received acoustic signals into analog electrical signals, counting they melt and process the signals received from the sensors in the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the information collection device for continuous reading, and give an alarm if a piezoelectric malfunction is detected a sensor, or a break in the communication bus, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the skin of the airframe apparatus in the area of the chassis (on the landing gear of the aircraft) install microradars, the number of which corresponds to the number of tires of the aircraft chassis, so that a strictly defined “own” tire falls into the radiation pattern of each microradar, radar signal is radiated in the direction of each tire and receive a reflected signal from the tires when the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the selected harmonics of the reflected signal are analyzed, determine the technical condition of each tire individually and the landing gear system as a whole during take-off and landing periods of the aircraft based on determining the state of the tires in the process of analyzing the selected harmonics of the reflected signal, record information about the state of each tire in a secure on-board information storage device, give an alarm when the parameters of any of the tires go into a malfunctioning state, they inform the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the tires of the landing apparatus and the occurrence of a malfunction during its take-off or landing.
Наиболее близким к изобретению является система мониторинга конструкции самолета [1] содержащая установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, первое устройство обнаружения состоит из множества пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство, обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, второй выход блока питания соединен со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, первый выход блока питания соединен с входом бортового устройства, второе устройство обнаружения, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, первый выход которого соединен со входом бортового накопителя информации, а второй выход - со входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n - микрорадаров, n -усилителей, n - аналоге - цифровых преобразователей, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами элемента И, входом элемента НЕ, выход которого соединен с третьим входом элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n - микрорадаров, выходы n - аналого-цифровых преобразователей являются выходами второго устройства обнаружения.Closest to the invention is an aircraft structure monitoring system [1] comprising a first detection device installed on board the aircraft, an information collection device, an on-board device, an emergency signaling unit, a power supply, a first detection device consisting of a plurality of piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each zone of the aircraft and measuring the signal for about 100 microseconds at each a milestone event determined by the value of the upper and lower threshold, the signal being in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, the on-board device ensures the safety of the first detection device installed on board the aircraft, the first and second outputs of the first detection device being connected respectively to the first the input of the information collection device and the first input of the alarm unit, the output of which is connected to the second input of the information collection device, the output is of the second device is connected to the input of the first detection device, the second output of the power supply is connected to the second input of the alarm unit, the first output of the power supply is connected to the input of the on-board device, the second detection device, the sensor unit, an alarm indicator, and the first, second and third inputs of the second detection devices are connected respectively to the first, second and third outputs of the sensor unit, the outputs of the second detection device are connected to a group of third inputs of the information collection device, the first output of which is connected to the input of the on-board information storage device, and the second output - to the input of the alarm indicator, the sensor unit consists of the terminal block of the aircraft landing gear, motion sensor, altimeter, the second detection device contains an element NOT, an element And, n-microradars connected in series , n-amplifiers, n - analogue - digital converters, and the first, second and third inputs of the second detection device are the first, second inputs of the element AND, the input of the element is NOT, the output of which union of the third input of AND gate whose output is connected to second inputs of n - mikroradarov outputs n - analog-to-digital converters are the outputs of the second detecting device.
Недостатком известных способа и устройства является их недостаточная информативность из-за отсутствия мониторинга величин давления и температуры внутри шин шасси в процессе движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата.A disadvantage of the known method and device is their lack of information due to the lack of monitoring of pressure and temperature values inside the chassis tires during movement along the airfield, takeoff and landing of the aircraft.
Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей системы за счет мониторинга величин давления и температуры шин шасси летательного аппарата при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, а также повышение безопасности полетов.An object of the invention is to expand the functionality of the system by monitoring the pressure and temperature of the tires of the aircraft landing gear when the aircraft moves along the airfield until takeoff and from the moment of landing to the stop of the aircraft, as well as improving flight safety.
Решение технической задачи достигается тем, что в способе контроля состояния конструкции летательного аппарата, заключающемся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состоянии каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, дополнительно при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину, более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.The solution to the technical problem is achieved by the fact that in the method of monitoring the state of the aircraft’s design, which consists in monitoring a number of zones of the aircraft in constant time mode, for which many piezoelectric sensors are used for each zone, piezoelectric sensors are installed on parts of the structure intended for monitoring, conditions are determined , in which measurements are made, determine the upper and lower boundaries of the threshold beyond which a decision is made to measure the signal, at the said threshold is altered depending on whether the aircraft is in flight or at a standstill, these signals are the result of the presence of an acoustic wave in the structure at the installation site of the piezoelectric sensors, measure the signal for about 100 microseconds at each acoustic event, determine the number of transitions a threshold signal, and a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz is isolated, the resulting acoustic signals are converted into analog electrical signals In addition, they read and process the signals received from the sensors in the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the information collection device for continuous reading, and give an alarm in case of detection Piezoelectric sensor malfunctions, or a communication bus break, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the summer glider skin In the area of the landing gear (on the struts of the landing gear of the aircraft), microradars are installed, the number of which corresponds to the number of tires of the landing gear of the aircraft, so that a strictly defined “own” bus gets into the radiation pattern of each microradar, radar signals are emitted in the direction of each tire and receive the signal reflected from the tires when the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the selected harmonics of the reflected are analyzed the signal, determine the technical condition of each tire individually and the landing gear system as a whole during take-off and landing periods of the aircraft based on determining the state of the tires in the process of analyzing the selected harmonics of the reflected signal, record information about the state of each tire in a secure on-board information store, submit an alarm signal when the parameters of any of the tires go into a malfunctioning state; they inform the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition The tires of the aircraft and the occurrence of a malfunction during its take-off or landing, in addition, when the aircraft moves along the airfield until take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the temperature and pressure in each landing gear are measured, the current values of pressure and temperature in each tire are compared with a given value, compare the current values of pressure and temperature in m dual tires of the chassis racks with each other, record information about the pressure and temperature in each tire in a protected bo tovoy information storage, when the difference value of pressure or temperature in each tire and m double (triple) and tire by an amount more than specified, provide information about the crew (the operator) of the aircraft.
Заявляемый способ реализуется в устройстве контроля состояния конструкции летательного аппарата, которое содержит установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, первое устройство обнаружения состоит из множество пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство, обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, второй выход блока питания соединен со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, первый выход блока питания соединен с входом бортового устройства, второе устройство обнаружения, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, первый выход которого соединен со входом бортового накопителя информации, а второй выход - со входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n - микрорадаров, n -усилителей, n - аналого-цифровых преобразователей, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами элемента И, входом элемента НЕ, выход которого соединен с третьим входом элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n - микрорадаров, выходы n - аналого-цифровых преобразователей являются выходами второго устройства обнаружения, k информационных датчиков, по одному на каждое колесо шасси, соединенных по радиоканалу с блоком приемников, блок приемников, содержащий по одному приемнику на каждую стойку шасси летательного аппарата, вход блока приемников соединен с выходом элемента И, группа выходов блока приемников соединена с четвертой группой входов устройства сбора информации, задатчик постоянных величин, выход которого соединен с пятым входом устройства сбора информации.The inventive method is implemented in a device for monitoring the state of the aircraft structure, which comprises a first detection device installed on board the aircraft, an information collection device, an on-board device, an emergency signaling unit, a power supply, and a first detection device consisting of a plurality of piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each area of the aircraft and signal measurement for about 100 mic seconds for each acoustic event, determined by the value of the upper and lower threshold, and the signal is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, the on-board device ensures the safety of the first detection device installed on board the aircraft, the first and second outputs of the first detection device respectively, with the first input of the information collection device and the first input of the alarm unit, the output of which is connected to the second input of the information collection device rations, the output of the on-board device is connected to the input of the first detection device, the second output of the power supply is connected to the second input of the alarm unit, the first output of the power supply is connected to the input of the on-board device, the second detection device, the sensor unit, an alarm indicator, the first, second and the third inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second and third outputs of the sensor unit, the outputs of the second detection device are connected to a group of third inputs of the device and information collection, the first output of which is connected to the input of the on-board information storage device, and the second output - with the input of the alarm indicator, the sensor unit consists of the terminal block of the landing gear of the aircraft, motion sensor, altimeter, the second detection device contains an element NOT, an element AND, in series connected n - microradars, n-amplifiers, n - analog-to-digital converters, and the first, second and third inputs of the second detection device are the first, second inputs of the AND element, the input of the element NOT the output of which is connected to the third input of the And element, the output of which is connected to the second inputs of n - microradars, the outputs of n - analog-to-digital converters are the outputs of the second detection device, k information sensors, one for each wheel of the chassis, connected by radio to the receiver unit , a receiver block containing one receiver per aircraft rack, the input of the receiver block is connected to the output of the And element, the group of outputs of the receiver block is connected to the fourth group of device inputs VA information collection, a constant value controller, the output of which is connected to the fifth input of the information collection device.
Кроме того, информационный датчик колеса шасси летательного аппарата состоит из последовательно соединенных датчика давления и температуры, микроконтроллера, радиопередатчика, вход каждого из которых соединен с выходом источника питания.In addition, the information sensor of the wheel of the aircraft landing gear consists of a series-connected pressure and temperature sensor, a microcontroller, a radio transmitter, the input of each of which is connected to the output of the power source.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий:New features that have significant differences in the method is the following set of actions:
1. При движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата измеряют температуру и давление в каждой шине шасси.1. When the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the temperature and pressure in each landing gear tire are measured.
2. Сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой.2. Compare the current values of pressure and temperature in each tire with a predetermined value, compare the current values of pressure and temperature in m twin (built) tires of the landing gear with each other.
3. Записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации.3. Record information about the pressure and temperature in each tire in a secure on-board storage device.
4. При разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.4. If the difference in pressure or temperature in each of the tires and in m dual (built) tires is more than the specified value, they inform the crew (operator) of the aircraft.
Новыми элементами, обладающими существенными отличиями по устройству, являются к информационных датчиков, блок приемников, задатчик постоянных величин и связи между известными и новыми элементами устройства.New elements with significant differences in the device are information sensors, a receiver unit, a constant adjuster, and communication between known and new device elements.
Заявляемые способ и устройство являются результатом научно-исследовательской и экспериментальной работы.The inventive method and device are the result of research and experimental work.
На фиг.1 приведена функциональная схема устройства, на фиг.2 - функциональная схема второго устройства обнаружения.Figure 1 shows the functional diagram of the device, figure 2 is a functional diagram of the second detection device.
Устройство содержит установленное на борту летательного аппарата первое 1 и второе 2 устройство обнаружения, устройство 3 сбора информации, блок 4 сигнализации аварийного состояния, бортовое устройство 5, блок 6 питания, блок 7 датчиков, индикатор 8 тревоги, задатчик постоянных величин 19.The device comprises a first 1 and a second 2 detection device installed on board the aircraft, an information collecting device 3, an emergency signaling unit 4, an on-board device 5, a power supply unit 6, a sensor unit 7, an alarm indicator 8, a constant value setter 19.
Второе устройство 2 обнаружения состоит из элемента НЕ 9, элемента И 10, последовательно соединенных n - микрорадаров 11, n -усилителей 12, n - аналого-цифровых преобразователей 13, блок приемников 18, Блок 7 датчиков состоит из блока 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 15 движения, высотомера 16, k информационных датчиков, по одному на каждую шину шасси 17.The
Способ контроля состояния конструкции летательного аппарата реализуется следующим образом.The method of monitoring the state of the aircraft structure is implemented as follows.
Самолеты оборудуются системой постоянного контроля, осуществляемого на протяжении всего полезного срока службы самолета. Как правило, этот полезный срок службы включает в себя фазы полета и фазы стоянок в аэропорту или в техническом ангаре. Система контроля является электронной системой с питанием от бортовой сети. Постоянное электрическое питание, поддерживаемое во время фаз стоянок, позволяет произвести исследования по всем событиям, произошедшим с самолетом. При ударах или столкновениях, а также больших усилиях, которым подвергается конструкция самолета, в местах ударов или столкновений или в зоне напряжения происходит излучение звуковой волны. Поэтому в чувствительных местах упомянутых критических частей (узлов) устанавливаются наборы пьезоэлектрических датчиков. Эти датчики соединены с электронной системой и выдают на нее сигнал сразу при возникновении какого-либо события.Aircraft are equipped with a continuous monitoring system, carried out throughout the useful life of the aircraft. Typically, this useful life includes flight phases and phases of parking at the airport or in a technical hangar. The control system is an electronic system powered by the on-board network. Constant electrical power, supported during the phases of the parking, allows you to conduct research on all events that have occurred with the aircraft. During impacts or collisions, as well as the great forces that the aircraft is subjected to, in the places of impacts or collisions or in the stress zone, sound wave radiation occurs. Therefore, in sensitive places of the aforementioned critical parts (nodes), sets of piezoelectric sensors are installed. These sensors are connected to the electronic system and give a signal to it immediately when an event occurs.
При применении способа измеряют мощные импульсы механических волн, спектральные составляющие которых на практике находятся в пределах от 20 кГц до 2 МГц. Акустическая схема позволяет анализировать в режиме реального времени данные: характеристики импульсов (высокочастотных сигналов) во временной области. Можно также предусмотреть анализ их частотных характеристик. Она позволяет также локализовать акустические источники по зоне или ячейке, распознавать и классифицировать акустические источники в реальном времени и автоматически фильтровать и сохранять в памяти акустические импульсы в зависимости от их характеристик и выделять из них данные, характерные для определенного явления.When applying the method, powerful pulses of mechanical waves are measured, the spectral components of which in practice are in the range from 20 kHz to 2 MHz. The acoustic scheme allows you to analyze in real time the data: the characteristics of the pulses (high-frequency signals) in the time domain. An analysis of their frequency characteristics may also be provided. It also allows you to localize acoustic sources by zone or cell, recognize and classify acoustic sources in real time, and automatically filter and store acoustic pulses in memory depending on their characteristics and extract data specific to a particular phenomenon from them.
Пьезоэлектрические датчики устанавливают в зонах, включающих: купол радиолокационной антенны; передние кромки крыльев и хвостового оперения.Piezoelectric sensors are installed in areas including: a dome of a radar antenna; leading edges of wings and tail.
При этом, первое 1 устройство обнаружения, состоящее из множества пьезоэлектрических датчиков, обеспечивает непрерывный мониторинг каждой зоны летательного аппарата и измерение сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится самолет в полете или на стоянке.Moreover, the first 1 detection device, consisting of many piezoelectric sensors, provides continuous monitoring of each area of the aircraft and signal measurement for about 100 microseconds at each acoustic event, determined by the value of the upper and lower threshold, while the threshold is changed depending on , the plane is in flight or in the parking lot.
Сигналы с первого и второго выхода первого 1 устройства обнаружения поступают соответствено на первые и вторые входы устройства 3 сбора информации непосредственно и через блок 4 сигнализации аварийного состояния.The signals from the first and second outputs of the first 1 detection device are respectively received at the first and second inputs of the information collection device 3 directly and through the alarm signaling unit 4.
При этом устройство 3 сбора информации считывает и обрабатывает сигналы, поступающие от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, подтверждает исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, а также подает сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования.At the same time, the information collecting device 3 reads and processes the signals from the piezoelectric sensors during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirms the correct operation of the set of piezoelectric sensors, and also gives an alarm if a piezoelectric sensor malfunction or a bus break is detected communication, or hardware failure.
Устройство 1 сбора информации, поступающей от датчиков, включает в себя: преобразователь акустического сигнала в аналоговый электрический сигнал, цифровой блок обработки сигнала, супервизор (контроллер), обеспечивающий сбор и передачу данных в запоминающее устройство, детектирование неисправностей системы и координирование своевременного считывания данных цифровым блоком обработки данных, поступающих в буферные запоминающие устройства и массовые запоминающие устройства (ЗУ) сверхбольшой емкости, позволяющие системе собирать большие количества данных, устройство диагностики, связанное с супервизором и конфигурированное для постоянной загрузки, записи, считывания и обработки сигналов, поступающих от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе, вывода данных на дисплей, конфигурацию и калибровку оборудования, включая пороговые значения параметров оборудования в зависимости от того, находится самолет в полете или на земле, времена релаксации после события, передачи данных в массовое ЗУ, а также для подтверждения исправной работы указанного множества пьезоэлектрических датчиков.The device 1 for collecting information from sensors includes: an acoustic signal to analog electric signal converter, a digital signal processing unit, a supervisor (controller), which collects and transfers data to a storage device, detects system malfunctions, and coordinates the timely reading of data by a digital unit processing of data entering the buffer storage devices and mass storage devices (memory) of extra large capacity, allowing the system to collect more e amounts of data, a diagnostic device associated with the supervisor and configured to continuously download, write, read and process signals from piezoelectric sensors during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, display data, configure and calibrate equipment, including threshold values of equipment parameters depending on whether the aircraft is in flight or on the ground, relaxation times after an event, data transfer to a mass storage device, and also to confirm the equations oh operation of the specified set of piezoelectric sensors.
Бортовое устройство 5, обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, при этом сигнал с выхода бортового устройства поступает на вход первого устройства обнаружения.The on-board device 5 ensures the safety of the first detection device installed on board the aircraft, while the signal from the output of the on-board device is fed to the input of the first detection device.
Для обеспечения постоянного питания системы мониторинга осуществляют постоянный контроль подачи электрической энергии и, в случае необходимости, подключают аварийную батарею, при этом напряжение питания со второго выхода блока 6 питания поступает на второй вход блока 4 сигнализации аварийного состояния, а напряжение с первого выхода блока 6 питания поступает на вход бортового устройства 5.To ensure constant power supply, monitoring systems constantly monitor the supply of electric energy and, if necessary, connect an emergency battery, while the power supply from the second output of power supply unit 6 is supplied to the second input of emergency signaling unit 4, and the voltage from the first output of power supply unit 6 arrives at the input of the onboard device 5.
Шасси летательного аппарата являются неотъемлемой частью его конструкции. Наиболее уязвимым элементом современных шасси, как показывает практика, являются шины. Достаточно часто неисправности шин летательных аппаратов приводят к предпосылкам к летным происшествиям, авариям и катастрофам. Одной из причин такого положения вещей является отсутствие мониторинга технического состояния шин летательного аппарата в основные периоды их реального функционирования - движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата, а также отсутствие информирования экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении их неисправности в периоды движения по аэродрому, взлета или посадки. Предлагаемые способ и устройство позволяют осуществлять комплексный мониторинг состояния шин шасси летательного аппарата. Для этого в периоды выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата сигналы соответственно от блока 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 15 движения, высотомера 16, входящих в состав блока 7 датчиков поступают на первый, второй и третий входы второго 2 устройства обнаружения и соответственно на первый и второй входы элемента И 10, непосредственно и на третий вход элемента И 10, через элемент НЕ 9.The chassis of the aircraft are an integral part of its design. The most vulnerable element of modern chassis, as practice shows, are tires. Quite often, aircraft tire malfunctions lead to prerequisites for flight accidents, accidents and disasters. One of the reasons for this state of affairs is the lack of monitoring of the technical condition of the aircraft tires during the main periods of their actual functioning - movement along the airfield, take-off and landing of the aircraft, and the lack of informing the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the aircraft tires and the occurrence their malfunctions during periods of movement along the airfield, take-off or landing. The proposed method and device allows for comprehensive monitoring of the state of the tires of the aircraft chassis. For this, during taxiing to the runway and take-off of the aircraft, signals from the terminal block 14 of the aircraft landing gear, motion sensor 15, altimeter 16 included in the sensor block 7, respectively, are sent to the first, second and third inputs of the second 2 detection devices and, respectively, to the first and second inputs of the And 10 element, directly and to the third input of the And 10 element, through the element NOT 9.
Кроме того, сигналы с k информационных датчиков 17 по радиоканалу поступают на вход блока приемников 18 носовой и основных стоек шасси летательного аппарата. Приемники 18 начинают принимать сигналы информационных датчиков 17 после срабатывания элемента И 10, т.е. после начала движения летательного аппарата. С выхода блока приемников 18 сигналы поступают на IV группу входов устройства 3 сбора информации. На V вход устройства 3 сбора информации поступают сигналы от задатчика 19 постоянных величин, несущие информацию о заданных величинах давления и температуры в шинах колес носовой и основных стоек шасси летательного аппарата. Устройство 3 сбора информации считывает и обрабатывает сигналы, поступающие от k информационных датчиков 17, подтверждает исправную работу информационных датчиков 17, а также подает сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности информационного датчика, обрыве шины связи, сбое оборудования. Кроме того, устройство 3 сбора информации сравнивает текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивает текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах колес стоек шасси между собой, передает информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин колеса и в m сдвоенных (строенных) шинах колес на величину более заданной, формирует сигнал на своем II выходе для информирования об этом экипажа (оператора) летательного аппарата (появляется сигнал на входе индикатора 8 тревоги).In addition, signals from k information sensors 17 are transmitted by radio channel to the input of the
В режиме выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата, из блока 7 датчиков выдается определенная комбинация сигналов на первый, второй и третий входы элемента И10, срабатывание которого обеспечивает излучение n - микрорадаров 11 в направлении шин, за счет выдачи разрешающего сигнала с выхода элемента И 10, на вторые входы n - микрорадаров 11. Кроме того, срабатывание элемента И10 приводит к тому, что приемники 18 начинают принимать сигналы с k информационных датчиков 17. Отраженные от шин сигналы усиливаются n - усилителями 12, переводятся из аналогового вида в цифровой n - аналого-цифровыми преобразователями 13 и поступают на n-третьи входы устройства 3 сбора информации. Кроме того, сигналы с выходов приемников 18 поступают на 4 вход устройства 3 сбора информации.In the mode of taxiing to the runway and take-off of the aircraft, a certain combination of signals is output from the sensor unit 7 to the first, second and third inputs of the I10 element, the operation of which ensures the emission of n -
Устройство 3 сбора информации обрабатывает поступающие сигналы по алгоритму [2], основанному на анализе выбранных гармоник отраженных сигналов и заключающемуся в осуществлении выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и определения параметров, связанных с шиной, определении параметров или аномалий: балансировка и юстировка в диапазоне от 1-й до 2-й гармоники, расслоение ленты протектора и неравномерный износ протектора в диапазоне от 3-й до n - гармоники, где n - фундаментальная гармоника, связанная с шаблоном протектора, износ протектора, определяется в диапазоне от n-й до m-й гармоники, где т - является верхним обертоном энергии шаблона протектора. Кроме того, устройство 3 сбора информации определяет величины давления и температуры в каждой шине шасси, сравнивает текущие величин давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой. Сравнение величин давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой и с заданной величиной необходимо, т.к. при эксплуатации сдвоенных (строенных) шин шасси самолета нередки случаи, когда в одной из них давление значительно снижается. Заметить это без манометра достаточно сложно, особенно когда воздух теряет внутренняя шина. Но главная неприятность заключается в том, что внешние признаки эксплуатации шин с пониженным давлением (темные полосы, трещины) могут полностью отсутствовать. Когда же давление будет доведено до нормативного, ранее «спущенная» шина может попросту взорваться. Также, в случае, когда давление в одной из шин сдвоенных (строенных) шин отличается от других на величину более заданной возможен взрыв шины в момент посадки (взлета) самолета. В результате обработки сигналов устройство 3 сбора информации определяет текущее техническое состояние параметров каждой шины шасси летательного аппарата, включая давление и температуру, и информация об этом записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации. После взлета летательного аппарата и уборки шасси срабатывает блок концевых выключателей, и n - микрорадаров 11 прекращают излучение, а приемники 18 прекращают принимать излучение m информационных датчиков 17.The information collecting device 3 processes the incoming signals according to the algorithm [2], based on the analysis of the selected harmonics of the reflected signals and consisting in the selection of the range of harmonics of the reflected signals based on the estimation of the average harmonic energy, estimation of the center of mass of the harmonics distribution and determining the parameters associated with the bus, determining parameters or anomalies: balancing and alignment in the range from 1st to 2nd harmonic, stratification of the tread band and uneven tread wear in the range from 3rd to n - g rmoniki where n - the fundamental harmonic related to the tread pattern, the tread wear is determined in the range of n-th to m-th harmonic, where m - is the upper overtone of the tread pattern energy. In addition, the device 3 for collecting information determines the pressure and temperature in each tire of the chassis, compares the current values of pressure and temperature in each tire with a predetermined value, compares the current values of pressure and temperature in m dual (built) tires of the chassis racks with each other. Comparison of the pressure and temperature in m dual (built) tires of the landing gear with each other and with a given value is necessary, because during the operation of twin (built) tires of the aircraft chassis, there are frequent cases when in one of them the pressure is significantly reduced. Noticing this without a pressure gauge is quite difficult, especially when the air loses the inner tire. But the main nuisance is that external signs of operation of tires with reduced pressure (dark stripes, cracks) may be completely absent. When the pressure is brought to normative, the previously “flat” tire can simply explode. Also, in the case when the pressure in one of the tires of the doubled (built) tires differs from the others by an amount more than the specified one, a tire may explode at the moment of landing (take-off) of the aircraft. As a result of the signal processing, the information collection device 3 determines the current technical state of the parameters of each aircraft chassis tire, including pressure and temperature, and information about this is recorded in the drive of the information collection device 3 and in a secure on-board information store. After the take-off of the aircraft and the landing gear, the limit switch block is activated, and n -
Перед посадкой летательного аппарата летчик (оператор) выпускает шасси. После выпуска шасси опять срабатывает блок 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, и при посадке летательного аппарата восстанавливается излучение n - микрорадаров 11 в направлении шин, которое продолжается до заруливания летательного аппарата на стоянку, а также восстанавливается работа приемников 18. После остановки самолета исчезает сигнал на втором входе элемента И 10, что приводит к прекращению излучения n - микрорадаров 11 и прекращению работы приемников 18. Устройство 3 сбора информации в результате обработки поступившей информации определяет текущее техническое состояние каждой шины шасси летательного аппарата и информация об этом вновь записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации.Before landing, the pilot (operator) releases the landing gear. After landing, the landing gear terminal block 14 of the aircraft is again activated, and when the aircraft is landing, the radiation of n -
Таким образом, в результате применения предлагаемого способа и устройства осуществляется комплексный мониторинг технического состояния шин шасси летательного аппарата на этапах его движения по аэродрому, взлета и посадки, что в настоящее время не осуществляется никаким другим устройством. Сущность комплексный мониторинга заключается в том, что оценивается с помощью обработки поступающих от шин отраженных сигналов n - микрорадаров 11 внешнее состояние шины и такие ее дефекты как балансировка и юстировка, расслоение ленты протектора, неравномерный износ протектора, повышенный износ протектора. С помощью сигналов с k информационных датчиков оценивается внутреннее состояние шин (давление и температура внутри шины). Кроме того, в результате анализа записанной информации за цикл полетов появляется возможность оценки изменения технического состояния каждой шины в течение этого цикла с учетом времени года, погодных условий, состояния аэродромов, географии полетов. При переходе любой из шин в неисправное состояние (расслоение протектора, повышенный износ, разбалансировка, повышенные (пониженные) давление и температура, и т.д.) на втором выходе устройства 3 сбора информации формируется сигнал, который поступает на вход индикатора 8 тревоги, который при его поступлении информирует экипаж (оператора) о возникшей неисправности.Thus, as a result of the application of the proposed method and device, a comprehensive monitoring of the technical condition of the aircraft landing gear tires at the stages of its movement along the airfield, takeoff and landing, which is currently not carried out by any other device, is carried out. The essence of comprehensive monitoring is that, by processing the reflected signals from the n-
При возникновении аварии (катастрофы) в процессе взлета или посадки летательного аппарата при использовании предлагаемого устройства появляется возможность за счет анализа информации из защищенного бортового накопителя информации оценить качество функционирования и техническое состояние шин шасси, величины давления и температуры в них, до момента и в момент аварии (катастрофы).In the event of an accident (catastrophe) during take-off or landing of an aircraft when using the proposed device, it becomes possible, by analyzing information from a secure on-board information storage device, to assess the quality of operation and the technical condition of the landing gear tires, the pressure and temperature in them, before and at the time of the accident (disaster).
Таким образом, использование предложенных способа и устройства позволит повысить качество контроля технического состояния конструкции летательного аппарата за счет мониторинга технического состояния шин шасси на этапах движения по аэродрому, взлета и посадки, а также безопасность полетов за счет информирования экипажа (оператора) о возникновении неисправности в системе шин шасси летательного аппарата.Thus, the use of the proposed method and device will improve the quality of control of the technical condition of the aircraft structure by monitoring the technical condition of the landing gear tires at the stages of movement along the airfield, takeoff and landing, as well as flight safety by informing the crew (operator) of a malfunction in the system landing gear tires.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ на изобретение №2385456, кл. G01N 29/14, 27.03.2010 г. (прототип).1. RF patent for the invention No. 2385456, class. G01N 29/14, 03/27/2010 (prototype).
2. Патент США на изобретение US 7082819 (ЕР 1542035).2. US patent for the invention of US 7082819 (EP 1542035).
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136186/11A RU2502058C1 (en) | 2012-08-23 | 2012-08-23 | Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136186/11A RU2502058C1 (en) | 2012-08-23 | 2012-08-23 | Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012109986 Substitution | 2012-03-15 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2502058C1 true RU2502058C1 (en) | 2013-12-20 |
Family
ID=49785235
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012136186/11A RU2502058C1 (en) | 2012-08-23 | 2012-08-23 | Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2502058C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549601C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
| CN111562267A (en) * | 2020-05-29 | 2020-08-21 | 重庆施鲁逊智能科技有限公司 | Visual detection system for assembling automobile fuse box |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7082819B2 (en) * | 2003-12-09 | 2006-08-01 | Michelin Recherche Et Technique S.A. | Doppler radar for detecting tire abnormalities |
| FR2901609A1 (en) * | 2006-05-24 | 2007-11-30 | Airbus France Sas | DEVICE FOR NON-DESTRUCTIVE CONTROL OF A PART BY RADIATION DISSIPATION ANALYSIS |
| RU2385456C2 (en) * | 2005-04-18 | 2010-03-27 | Юропиан Аэронотик Дефенс Энд Спейс Компани Эадс Франс | Method and device for monitoring state of aeroplane structure |
| RU2443991C1 (en) * | 2010-07-07 | 2012-02-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
-
2012
- 2012-08-23 RU RU2012136186/11A patent/RU2502058C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7082819B2 (en) * | 2003-12-09 | 2006-08-01 | Michelin Recherche Et Technique S.A. | Doppler radar for detecting tire abnormalities |
| RU2385456C2 (en) * | 2005-04-18 | 2010-03-27 | Юропиан Аэронотик Дефенс Энд Спейс Компани Эадс Франс | Method and device for monitoring state of aeroplane structure |
| FR2901609A1 (en) * | 2006-05-24 | 2007-11-30 | Airbus France Sas | DEVICE FOR NON-DESTRUCTIVE CONTROL OF A PART BY RADIATION DISSIPATION ANALYSIS |
| RU2443991C1 (en) * | 2010-07-07 | 2012-02-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549601C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
| CN111562267A (en) * | 2020-05-29 | 2020-08-21 | 重庆施鲁逊智能科技有限公司 | Visual detection system for assembling automobile fuse box |
| CN111562267B (en) * | 2020-05-29 | 2023-07-21 | 重庆施鲁逊智能科技有限公司 | Visual inspection system for automobile fuse box assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3444692B1 (en) | Methods and systems for intelligent predictive aircraft takeoff rejection decision making | |
| US20210241638A1 (en) | Runway activity monitoring, logging and analysis for aircraft touchdown detection and abnormal behavior alerting | |
| JP5174034B2 (en) | System and method for improving or increasing information, particularly information regarding runway conditions available to landing aircraft pilots | |
| US6606035B2 (en) | System and method for airport runway monitoring | |
| US11215689B2 (en) | Systems and methods for activating a radio beacon for global aircraft tracking | |
| CN101680949B (en) | Method for radar monitoring of wake turbulence | |
| RU2007142379A (en) | METHOD AND DEVICE FOR MONITORING THE CONDITION OF THE PLANE CONSTRUCTION | |
| BR102013029798A2 (en) | SYSTEM TO AVOID SOIL COLLISION FOR AN OBJECT, AND METHOD TO PREVENT AN OBJECT COLLISION | |
| RU2421746C1 (en) | Diagnostic method of high-voltage power line | |
| CN111845219A (en) | Method and device for monitoring the air pressure of an aircraft tire | |
| US20150316575A1 (en) | Wake Vortex Avoidance System and Method | |
| CN103708041A (en) | Systems and methods for filtering wingtip sensor information | |
| US9221556B2 (en) | Airplane off ground advisory system | |
| JP2017515716A (en) | How to report runway conditions using a brake control system | |
| RU2549601C1 (en) | Method of controlling aircraft structure state and device to this end | |
| RU2678540C1 (en) | Aircraft airframe and the landing gear technical condition monitoring method and device and device for its implementation | |
| CN111445727A (en) | System and method for monitoring airport runway incursion | |
| RU2502058C1 (en) | Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation | |
| EP3034338A1 (en) | Automatic activation of a fog protection system onboard a vehicle | |
| GB2513208A (en) | Detection of icing conditions on an aircraft | |
| RU2443991C1 (en) | Method of controlling aircraft structure state and device to this end | |
| RU2545150C1 (en) | Method for controlling state of aircraft construction | |
| CN104898121A (en) | Runway collision avoidance system based on ranging mode and method thereof | |
| KR20160090483A (en) | System for controlling airfield lighting and monitoring ground approach | |
| RU2459266C2 (en) | Method and device to protect against intrusions into aircraft chassis compartments |