RU2566373C2 - Система и способ измерения усталости для механических деталей летательного аппарата и способ технического обслуживания летательного аппарата - Google Patents

Система и способ измерения усталости для механических деталей летательного аппарата и способ технического обслуживания летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2566373C2
RU2566373C2 RU2012125064/28A RU2012125064A RU2566373C2 RU 2566373 C2 RU2566373 C2 RU 2566373C2 RU 2012125064/28 A RU2012125064/28 A RU 2012125064/28A RU 2012125064 A RU2012125064 A RU 2012125064A RU 2566373 C2 RU2566373 C2 RU 2566373C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fatigue
sensors
threshold
data
sensor
Prior art date
Application number
RU2012125064/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012125064A (ru
Inventor
Гилем СЭЗ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012125064A publication Critical patent/RU2012125064A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2566373C2 publication Critical patent/RU2566373C2/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/08—Registering or indicating performance data other than driving, working, idle, or waiting time, with or without registering driving, working, idle or waiting time
    • G07C5/0841—Registering performance data
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0073—Fatigue
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/026—Specifications of the specimen
    • G01N2203/0286—Miniature specimen; Testing on microregions of a specimen
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/006—Indicating maintenance

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системе и способу измерения усталости для механических деталей летательного аппарата, например самолета, а также к способу технического обслуживания летательного аппарата. Система измерения общего усталостного повреждения детали (7, 8, P, P', 9a, 6') летательного аппарата, подвергающейся механическим напряжениям, содержащая множество датчиков (Ci) напряжений, установленных на детали (7, 8, P, P', 9a, 6'), при этом каждый датчик выполнен с возможностью обнаружения заранее определенного порога (S(Ci)) механического напряжения и с возможностью выдачи сигнала (Si) данных, отражающего превышение этого порога (S(Ci)); система содержит средства (11) регистрации этих данных, и датчики (Ci) выполнены с возможностью обнаружения отличных друг от друга и дискретных порогов (S(Ci)), что позволяет на основании данных, зарегистрированных системой, вычислять оценку усталости детали (7, 8, P, P', 9a, 6'), связанной с рассматриваемым механическим напряжением. Технический результат: оптимизация технических осмотров деталей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Description

Изобретение касается системы и способа измерения усталости для механических деталей летательного аппарата, например, самолета, а также способа технического обслуживания летательного аппарата.
Правила безопасности предписывают авиационным компаниям отслеживать усталость деталей эксплуатируемых ими летательных аппаратов, поскольку эти детали подвергаются большому числу механических напряжений (или нагрузок). По этой причине осуществляют регулярный и периодический осмотр (или техническое обслуживание) деталей.
Например, детали подвесок турбореактивных двигателей к самолетам подвергают строгому контролю. Однако каждый осмотр подвески требует перерыва в эксплуатации самолета и демонтажа подвески для ее тестирования. Периодичность осмотров определяют заранее и осмотр производят систематически по истечении каждого заранее установленного периода времени (например, каждые 2600 циклов полета (взлет-полет-посадка), независимо от реального состояния усталости детали. Чтобы избежать риска осуществления осмотра через слишком длительный период после появления состояния усталости, требующего вмешательства, такого как ремонт или замена, этот период времени следует выбирать (посредством вычисления или эмпирически) минимальным, сверх которого может появиться риск поломки детали, даже если он остается статистически несущественным. Этот минимальный период соответствует случаю деталей, подвергающихся случайным напряжениям; по этой причине многие осмотры проводят на деталях, которые можно было бы без опасений использовать дольше, так как они не подвергались случайным напряжениям. В конечном счете, в отсутствие анализа реальных напряжений, которым подверглась деталь, отталкиваются от наихудшего сценария с возможным повреждением этой детали, что зачастую приводит к преждевременным осмотрам.
Кроме того, из соображений безопасности детали используют менее продолжительно, чем можно было бы, чтобы не доходить до сроков эксплуатации, при которых риск поломки превышает определенный порог. Опять же, в отсутствие анализа реальных условий использования деталей выбирают критерии, соответствующие наихудшим сценариям, поэтому традиционно в области авиации деталь заменяют на середине ее теоретического срока службы, независимо от ее реального состояния усталости. Таким образом, реальная конечная рентабельность деталей (отношение действительного времени использования к ее теоретической пригодности) составляет порядка 50%, поэтому существует потребность в ее повышении.
Кроме того, учитывая частые осмотры (требующие демонтажа подвески самолета, затем ее установки на уже априорно другой самолет) и разные сроки службы различных деталей самолета, отслеживание состояния подвески в течение времени является сложным. В частности, иногда бывает, что серийный номер, нанесенный на металлическую подвеску, со временем стирается; в этом случае, поскольку невозможно проследить хронологию ее службы и чтобы избежать любого риска, оценку продолжительности ее эксплуатации следует производить с применением самых пессимистических гипотез, например, считая, что эту подвеску установили на первом самолете, оборудованном этим типом подвески, и после этого эксплуатировали непрерывно в полетных условиях; на практике деталь используют гораздо меньше, чем согласно этой выдуманной пессимистической гипотезе, поэтому замена подвески будет произведена слишком рано.
Кроме того, если в настоящее время существуют косвенные показатели усталости подвесок, то они могут быть только приблизительными и давать ненадежную информацию. Так, чтобы оценить состояние усталости подвески, иногда используют данные, измеряемые инерциальным блоком самолета, который определяет, повергался ли самолет исключительным напряжениям, таким как жесткая посадка (традиционно обозначаемая английским выражением “hard landing”); для этого производят вычисление передач нагрузки от инерциального блока до детали. Однако, если жесткая посадка действительно может создавать на подвеске исключительные нагрузки, это не происходит систематически, и осмотр подвески иногда производят, даже если посадка не оказала реального влияния на подвеску, например, так как усилия были поглощены и не передавались на подвеску.
Известные источники информации реально не рассматривали вопрос измерения усталости, предваряющего осмотры; в них скорее рассматривалось обнаружение трещины деталей, как, например, в патентной заявке FR 2923540, поданной на имя заявителя.
Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков и облегчение измерения усталости механических деталей летательных аппаратов с целью обеспечения своевременности их смотров и оптимизации их эксплуатации.
Изобретение находит свое применение, в частности, для подвесок турбореактивных двигателей на самолетах, поскольку эти детали подвергаются большому числу напряжений. Однако заявитель не ограничивает объем своих притязаний этим единственным применением, и изобретение и его преимущества распространяются в целом на любую деталь летательного аппарата, подвергающуюся напряжениям.
В связи с этим объектом изобретения является система измерения усталости детали летательного аппарата, подвергающейся механическим напряжениям, при этом система содержит множество датчиков напряжений, установленных на детали, при этом каждый датчик выполнен с возможностью обнаружения заранее определенного порога механического напряжения и с возможностью выдачи сигнала данных, отражающего превышение этого порога, при этом система содержит средства регистрации этих данных, при этом датчики выполнены с возможностью обнаружения различных порогов напряжений, что позволяет вычислить на основании данных, зарегистрированных системой, оценку усталости детали, связанной с механическими напряжениями.
Предпочтительно данными, регистрируемыми системой, является число случаев превышения каждого из порогов.
Таким образом, можно получить хорошую оценку реальной усталости детали, связанной с напряжениями, которым она подвергалась. Датчики как бы «подсчитывают» число случаев напряжений, превышающих различные пороги, и система регистрирует эти случаи, что позволяет сделать вывод о вытекающем из них повреждении (то есть усталости) детали. Совокупность напряжений разбивают по инкрементам, при этом каждый порог датчика оответствует инкременту.
Таким образом, можно оптимизировать эксплуатацию детали. В частности, зная ее усталость, можно принять решение о необходимости осмотра детали, причем этот выбор делают на основании реальной усталости детали, а не в ответ на общие статистические выводы, применяемые для всех деталей, независимо от напряжений, имевших реальное влияние (идет ли речь о напряжениях в условиях нормальной эксплуатации или о случайных или исключительных напряжениях).
Данные, регистрируемые системой, позволяют также производить замену детали только в случае, когда этого требует ее реальное повреждение, в отличие от известных решений, когда детали отбраковывались как изношенные после заранее определенного времени и независимо от их реального состояния усталости.
Кроме того, можно оборудовать испытательные летательные аппараты системой в соответствии с изобретением для улучшения определения размеров деталей на основании данных, регистрируемых системой. Благодаря изобретению, можно также подтверждать значения, представляемые производителями самолетов, для сертификации деталей; в частности, если определяют комплексный спектр усталости при помощи способа в соответствии с изобретением, этот спектр можно сравнивать со спектрами, представляемыми производителями самолетов.
Следует отметить, что в случае стирания серийного номера на детали ее действительный срок эксплуатации можно определить на основании оценки ее усталости. Кроме того, в частности, число не исключительных напряжений, которым подвергалась деталь, дает хорошую аппроксимацию срока ее эксплуатации.
Инкременты от одного порога напряжения к другому (то есть интервалы, разделяющие последовательные пороги) могут быть постоянными или переменными. Это позволяет сконцентрировать число датчиков на конкретных диапазонах напряжений.
Согласно частному варианту выполнения, система содержит блок обработки, содержащий средства регистрации данных, и датчики содержат средства передачи данных в блок обработки.
Блок обработки может содержать средства анализа данных, позволяющие вычислять на основании данных оценку усталости детали в результате механических напряжений.
Согласно другому варианту выполнения, каждый датчик содержит средства регистрации данных.
Предпочтительно система (в частности, блок обработки или датчики, в зависимости от выбранного варианта выполнения) содержит средства передачи данных, предпочтительно по запросу, в удаленные средства анализа этих данных с целью вычисления оценки усталости детали. Эти удаленные средства могут, например, содержать портативный аппарат, находящийся у оператора; оператору достаточно получить данные от системы на свой аппарат, чтобы узнать состояние усталости детали.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, датчики являются датчиками механических деформаций.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, датчики являются датчиками типа MEMS.
Аббревиатура MEMS обозначает на английском языке “microelectromechanical system”, что переводится как «микроэлектромеханическая система». Специалист обычно называет такие микросистемы этим сокращением MEMS, которое и будет использоваться в дальнейшем тексте описания. Речь идет о системах, содержащим в микросхеме в миниатюрном масштабе (порядка миллиметра или микрометра) не только электронные средства вычисления, но также механические средства, выдающие данные вычислительным средствам и управляемые последними. Эти механические и электронные средства служат для выполнения определенных функций, в данном случае, по меньшей мере, функцию сбора данных о механических напряжениях и функцию записи данных и/или передачи данных. Системы типа MEMS содержат, таким образом микроэлектронные средства и микромеханические средства. Как правило, их изготавливают с использованием интегральных схем в части электронных средств и с применением микромеханической обработки в части механических средств.
Поскольку системы типа MEMS являются миниатюрными, они имеют незначительный габаритный размер, что представляет особый интерес для детали летательного аппарата. Другим следствием этого незначительного габаритного размера является то, что можно легко предусмотреть множество датчиков на одной и той же детали и повысить, таким образом, точность измерения, поскольку состояние усталости можно разложить на большее число порогов напряжений.
Согласно частному варианту выполнения, предусматривают, по меньшей мере, два датчика для обнаружения одного и того же порога напряжения. Таким образом, в случае отказа одного датчика другой датчик может продолжать осуществлять обнаружение рассматриваемого порога напряжения.
Изобретение можно хорошо применять на металлических деталях, усталость которых особенно чувствительна к действующим на нее механическим напряжениям.
Объектом изобретения является также способ измерения усталости детали летательного аппарата, подвергающейся действию механических напряжений, в котором:
- измеряют превышение порогов напряжений в определенных точках детали, при этом пороги отличаются от одной точки к другой,
- регистрируют число случаев измерения превышения каждого из порогов, и
- на основании этого числа случаев вычисляют оценку усталости детали.
Такой способ измерения включает в себя все преимущества описанной выше системы.
Согласно предпочтительному варианту осуществления:
- для каждого порога на основании общего числа случаев вычисляют число случаев измерений превышений упомянутого порога, и меньших верхнего порога, и
- для каждого порога вычисляют эквивалентную усталость детали, соответствующую приложению числа напряжений в интервале между этими порогами, соответствующих упомянутому числу вычисленных случаев, и
- суммируют вычисленные эквивалентные усталости для получения общей усталости детали.
Согласно предпочтительному варианту осуществления, способ применяют при помощи описанной выше системы.
Объектом изобретения является также способ технического обслуживания летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, одну деталь, подвергающуюся воздействию механических напряжений, и систему измерения усталости, соответствующую описанной выше системе, в котором:
- в систему передают запрос на передачу данных, зарегистрированных системой,
- принимают данные, и
- на основании этих данных вычисляют оценку усталости детали, связанной с механическими напряжениями.
Такой способ обслуживания включает в себя все преимущества описанной выше системы. В частности, он позволяет принимать решение о своевременности осмотра без демонтажа детали, поскольку достаточно принять зарегистрированные системой данные, чтобы узнать состояние усталости детали.
Согласно предпочтительному варианту осуществления, передачу запроса и прием данных осуществляют по беспроводной связи при помощи портативного приемопередающего аппарата.
Использование такого портативного аппарата является исключительно простым и позволяет пользователю находиться рядом с летательным аппаратом и просто направлять запросы и принимать данные, в частности, для управления осмотрами детали.
В частности, можно предусмотреть использование одного и того же портативного аппарата для приема данных от нескольких систем измерения усталости, установленных на разных деталях. Таким образом, можно управлять осмотрами всех этих деталей.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, портативный аппарат содержит средства обработки, позволяющие производить вычисление оценки усталости детали.
Настоящее изобретение будет более очевидно из нижеследующего описания предпочтительного варианта выполнения системы и способа в соответствии с изобретением со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид в перспективе сзади турбореактивного двигателя, подвешенного к конструкции летательного аппарата при помощи первого типа подвески;
Фиг. 2 - схематичный вид в перспективе спереди второго типа подвески, используемого на турбореактивном двигателе;
Фиг. 3 - схема системы в соответствии с изобретением с представлением правила, управляющего реакцией датчиков на механические напряжения;
Фиг. 4 - гистограмма данных, зарегистрированных датчиками системы в соответствии с изобретением за определенный период времени.
Как показано на фиг. 1 и как известно специалисту, турбореактивный двигатель 1 содержит вентилятор 2, через который внешний воздух засасывается в турбореактивный двигатель, компрессор низкого давления перед компрессором высокого давления, выполненные с возможностью сжатия воздуха, на выходе которых сжатый воздух направляется в камеру сгорания, где он сгорает вместе с также сжимаемым топливом; газообразные продукты горения направляются в турбину высокого давления, затем в турбину низкого давления, на выходе которой они выходят из турбореактивного двигателя через реактивное выхлопное сопло.
Различные части турбореактивного двигателя находятся в корпусах. Показанный на фиг. 1 турбореактивный двигатель 1 содержит, в частности, на входе корпус вентилятора и так называемый промежуточный корпус 3 и на выходе выпускной корпус 4. Промежуточный корпус 3 и выпускной корпус 4 являются конструктивными корпусами, входящими в конструкцию турбореактивного двигателя 1.
Промежуточный корпус 3 содержит наружную обечайку 3а, соединенное радиальными стойками 3b с втулкой 3с, на которой через передние опорные подшипники установлены валы роторов корпусов низкого давления и высокого давления турбореактивного двигателя 1. Точно так же, выпускной корпус 4 содержит наружную обечайку 4а с втулкой 4с, на которой через задние опорные подшипники установлены валы роторов корпусов низкого давления и высокого давления.
Двигатель 1 подвешен к конструкции не показанного летательного аппарата при помощи передней подвески 5 и задней подвески 6, которые закреплены на пилоне или стойке Р крепления двигателя, которая, в свою очередь неподвижно соединена с конструкцией летательного аппарата.
Передняя подвеска 5, содержит крестовину 7, установленную в соответствующем крепежном гнезде промежуточного корпуса 3. Задняя подвеска 6 содержит балку 8, закрепленную непосредственно на выпускном корпусе 4. Такие подвески хорошо известны специалисту, поэтому нет необходимости в их подробном описании.
На некоторых деталях устройства подвески турбореактивного двигателя к летательному аппарату располагают систему 10 измерения усталости. В частности, систему располагают на каждой из деталей, на которых необходимо производить измерение усталости, связанной с напряжениями, которым подвергается деталь. Каждая система измерения содержит n датчиков Ci (i= от 1 до n), установленных на детали.
В примере, представленном на фиг. 1, предусмотрена система 10 измерения на крестовине 7 передней подвески 5, на балке 8 задней подвески 6, на каждой тяге, соединяющей балку 8 задней подвески 6 с промежуточным корпусом 4а, и на пилоне Р.
На фиг. 2 показаны некоторые элементы, участвующие в подвеске турбореактивного двигателя согласно второму типу подвески, где можно предусмотреть систему 10 измерения усталости в соответствии с изобретением. На фиг. 2 показаны только балка P' и передняя 5' и задняя 6' подвески такого турбореактивного двигателя, причем эти элементы показаны одни, но в своем контексте, и двумя окружностями Са, Cb схематично показаны места нахождения корпусов турбореактивного двигателя, на которых установлены подвески 5', 6'. Передняя подвеска 5' содержит прямолинейную балку 9а, соединенную тягами с промежуточной балкой 9b, называемой специалистами «траверсой», которая, в свою очередь, соединена тягами с промежуточным корпусом турбореактивного двигателя; подвески этого типа хорошо известны в данной области техники. Что касается задней подвески 6', то она содержит только одну балку.
Как и в предыдущем случае, ставится задача обеспечения возможности оценки усталости некоторых деталей устройства подвески турбореактивного двигателя к летательному аппарату. Для этого предусмотрена система 10 измерения усталости в соответствии с изобретением на каждой из деталей, для которых требуется отслеживать усталость, например, на пилоне P', на балке 9а передней подвески 5', на промежуточной балке 9b (траверса) передней подвески 5' и на балке задней подвески 6'. Кроме того, можно предусмотреть системы 10 измерения на некоторых тягах устройства подвески.
На фиг. 1, как и на фиг. 2, обозначены только системы 10, а датчики Ci не показаны по причине их очень малых размеров.
В конечном счете понятно, что, учитывая ее простоту, систему 10 измерения усталости в соответствии с изобретением можно установить на самых разных деталях турбореактивного двигателя летательного аппарата.
Согласно частному варианту выполнения, в одном двигателе устанавливают несколько разных систем 10 измерения, при этом каждая система 10 измерения специально предназначена для измерения усталости, связанной с действующими напряжениями, в зависимости от степени свободы двигателя. Двигатель имеет шесть степеней свободы, как правило, при поступательном движении в трех перпендикулярных направлениях и при вращательном движении вокруг этих направлений; эти шесть степеней свободы можно смоделировать в виде шести тяг, работающих на растяжение-сжатие; поскольку датчики системы 10 измерения измеряют усилия растяжения-сжатия, каждая система 10 может отслеживать усталость, связанную с напряжениями на одной тяге. Таким образом, для двигателя можно предусмотреть несколько систем 10, при этом каждая система 10 измеряет усталость одной тяги; согласно частному варианту выполнения, предусматривают одну систему 10 на каждую тягу, и таким образом можно отслеживать все степени свободы.
Предпочтительно датчики Ci системы 10 измерения располагают в зоне детали, где различные места нахождения n датчиков Ci (i= от 1 до n) подвергаются одному и тому же типу деформаций и предпочтительно напряжениям растяжения и/или сжатия. Например, если система предназначена для измерения усталости тяги, предпочтительно датчики Ci располагают посередине тяги.
Следует отметить, что, если деталь является симметричной относительно плоскости и систему измерения усталости установили на ней для измерения усталости, связанной с напряжениями, перпендикулярными к этой плоскости, датчики Ci можно расположить по обе стороны от плоскости симметрии, предпочтительно с чередованием порогов датчиков Ci от одной стороны к другой. Так, например, поскольку пилон P', показанный на фиг. 2, проходит в основном вдоль оси W и является в основном симметричной относительно плоскости симметрии Ps, содержащей эту ось W, датчики Ci можно распределить с двух сторон от плоскости Ps, чередуя последовательные пороги с одной и с другой стороны от этой плоскости Ps.
Датчики Ci можно крепить на деталях, на которых измеряют усталость, разными способами, например, при помощи клея, винтов или путем их непосредственного погружения в материал. На детали можно также закрепить винтами небольшую пластинку, на которой крепят датчики Ci.
Далее со ссылками на фиг. 3 и 4 следует более подробное описание системы 10 измерения как таковой и с привязкой к какой-либо детали.
Система 10 содержит множество n датчиков напряжений Ci, в данном случае в примере, представленном на фиг. 3 и 4, пять датчиков С1, С2, С3, С5 (n=5). Эти датчики С1-С5 установлены на детали, на которой будут производить измерение усталости, связанной с действующими на нее механическими напряжениями.
Для упрощения описания системы 10 в соответствии с изобретением значения, связанные с датчиками, являются условными и предназначены только для понимания работы системы. Специалист может адаптировать системы (в частности, число датчиков, значение порогов напряжений, которые они обнаруживают, и число обнаруженных порогов) к детали, на которой он устанавливает систему 10, в частности, в зависимости от используемых материалов.
В данном случае датчики Ci являются датчиками деформации, при этом деформацию детали в ответ на напряжение выражают в виде безразмерной величины, называемой «микро-деформацией», обозначаемой “µdef” и хорошо известной специалисту; эта величина соответствует удлинению, отнесенному к единице длины по хорошо известной формуле: µdef=ΔL/L. Например, удлинение в 1 мм для детали длиной 1 м соответствует деформации 0,001/1=1,000 µdef.
Таким образом, напряжения, испытываемые материалом, выражаются в деформациях детали и, следовательно, в µdef (в соответствии с законом Гука). Следовательно, датчики деформаций являются датчиками напряжений. Поэтому в дальнейшем тексте описания будут равнозначно использованы понятия напряжения или деформации, порога напряжения или порога деформации, так как из деформации напрямую можно вывести прикладываемое напряжение.
В качестве примера ниже приведено примерное соответствие между порогами деформации датчиков, показанных на фиг. 3 (и более детально описанных ниже), и соответствующими напряжениями для стали (или сплава Инконель или “INCO”) и титана; как следует из таблицы, напряжение, связанное с данной деформаций (и наоборот), не является одинаковым для этих двух типов материалов.
Сталь или INCO Титан
Деформация
(µdef)		 Соответствующее напряжение (МПа) Деформация
(µdef)		 Соответствующее напряжение (МПа)
1000 210 1000 110
2000 420 2000 220
3000 630 3000 330
4000 840 4000 440
5000 1050 5000 550
Каждый датчик С1-С5 выполнен с возможностью обнаружения заранее определенного уровня или порога механического напряжения и с возможностью выдачи сигнала данных (в данном случае одного бита) в случае превышения этого порога. Иначе говоря, каждый из датчиков С1-С5 является датчиком определенного порогового напряжения и каждый датчик позволяет подсчитывать число случаев напряжений, превышающих это пороговое напряжение.
На фиг. 3 напротив каждого из датчиков С1-С5 системы 10 показана диаграмма сигнала Si (i= от 1 до 5), выдаваемого датчиком Ci в зависимости от действующего на него напряжения, то есть от деформации µdef(Ci) (i= от 1 до 5). Как было указано выше, каждый датчик Ci (i= от 1 до 5) выдает сигнал Si в зависимости от напряжения, которому он подвергается:
- Si=0 (что в данном случае по сути соответствует отсутствию сигнала), если деформация µdef(Ci) меньше порога срабатывания датчика Ci, и
Si=1 (что соответствует одному биту), если деформация µdef(Ci) превышает порог срабатывания датчика Ci.
В данном случае, как показано на фиг. 3:
- первый датчик С1 имеет порог срабатывания, равный S(C1)=1,000 µdef(Ci);
- второй датчик С2 имеет порог срабатывания, равный S(C2)=2,000 µdef(Ci);
- третий датчик С3 имеет порог срабатывания, равный S(C3)=3,000 µdef(Ci);
- четвертый датчик С4 имеет порог срабатывания, равный S(C4)=4,000 µdef(Ci);
- пятый датчик С5 имеет порог срабатывания, равный S(C5)=5,000 µdef(Ci);
Когда деталь, на которой установлены датчики Ci, подвергается деформации, каждый датчик Ci по существу подвергается такой же деформации. Если его деформация меньше порога срабатывания, датчик сигнала не выдает; если деформация превышает порог срабатывания, датчик выдает сигнал (бит). Кроме того, в описанном варианте выполнения в случае продолжительной нагрузки датчик Ci выдает только один бит; датчик Ci выдает новый бит, только если уровень напряжения опускается ниже его порога S(Ci) и затем опять поднимается выше этого порога.
Например, предположим, что деталь подвергается деформации, равной 3,300 µdef; в этом случае датчики С1, С2 и С3 выдают один бит, а датчики С4 и С5 этот бит не выдают.
Данные датчиков С1-С5 (то есть число битов, выданных каждым из них) в ходе эксплуатации летательного аппарата, оборудованного этими датчиками, регистрируются и сохраняются в запоминающем устройстве блока 11 обработки системы 10 измерения, причем этот блок 11 обработки может быть, например, расположен вблизи зоны, где установлены датчики С1-С5, и сообщаться с ними при помощи радиоволн 12, как схематично показано на фиг. 3. В частности, когда датчик Ci выдает бит, он передает сигнал данных при помощи радиоволн 12 в блок 11 обработки, при этом сигнал содержит идентификацию датчика Ci; блок 11 обработки может при этом инкрементировать счетчик рассматриваемого датчика Ci. Электронная регистрация данных датчиков известна, поэтому нет необходимости в ее подробном описании; ее применение является классическим. Блок 11 обработки может быть установлен в вычислительном устройстве турбореактивного двигателя, хорошо известном под английской аббревиатурой FADEC или “Full Authority Digital Engine Control”. Как было указано выше, передача данных между датчиками Ci и блоком 11 обработки происходит при помощи радиоволн, однако, само собой разумеется, можно предусмотреть любое другое средство связи, как проводной, так и беспроводной, и согласно любому протоколу связи.
В альтернативном варианте регистрацию данных датчиков Ci могут производить средства, находящиеся непосредственно в датчиках.
Независимо от способа регистрации данных, после определенного периода эксплуатации система содержит данные, касающиеся числа деформаций, которым подвергался каждый датчик С1-С5 и которые превышают их соответствующие пороги.
На фиг. 4 представлена гистограмма данных, зарегистрированных датчиками системы 10 за определенный период времени (например, с момента введения в эксплуатацию детали, оснащенной датчиками С1-С5). На оси абсцисс этой гистограммы показаны рассматриваемые датчики С1-С5, а на оси ординат - число N сигналов, равных 1, которые каждый датчик передал в течение определенного периода времени.
Так, первый датчик С1 передал 8,000 бит (это значит, что он подвергался 8,000 деформациям, превышающим порог его срабатывания 1,000 µdef), второй датчик С2 передал 4,000 бит (это значит, что он подвергался 4,000 деформациям, превышающим порог его срабатывания 2,000 µdef), третий датчик С3 передал 2,000 бит, четвертый датчик передал 1,000 бит, и пятый датчик С5 передал 1,000 бит.
На основании данных, зарегистрированных датчиками С1-С5, можно вычислить общее повреждение (или ущерб) DTOTAL детали, то есть ее усталость (усталость, соответствующую повреждению).
Как правило (и как известно), повреждение или ущерб D детали, подвергающейся определенному напряжению А (или деформации А) определяют при помощи следующей формулы (уравнение Майнера):
D=n(A)/N(A),
где n(A) обозначает число случаев (циклов) события, приводящего к приложению напряжения (деформации) А, и
N(A) обозначает число случаев (циклов) события, приводящего к приложению напряжения (деформации) А, которое может выдерживать деталь до своей поломки (это значение обычно определяют при помощи так называемых кривых Веллера).
Таким образом, если ущерб D равен 1, деталь ломается; если ущерб равен 0, деталь не повреждена.
Число сигналов, выданных каждым датчиком Ci, выражает действующую на него усталость, так как оно зависит от числа случаев различных деформаций, которым подвергалась деталь. Из данных, зарегистрированных датчиками Ci, можно вывести эквивалентный ущерб Di по каждому датчику Ci; этот эквивалентный ущерб Di соответствует ущербу в результате приложения напряжений, превышающих порог S(Ci) датчика Ci, но меньших верхнего порога S(Ci+1).
Согласно законам усталости, общий ущерб DTOTAL детали в результате всех действовавших на нее напряжений можно разложить линейно на сумму эквивалентных ущербов каждого диапазона напряжений. Иначе говоря, если совокупность напряжений разбить на диапазоны напряжений, соответствующие интервалам между последовательными порогами датчиков Ci, получают хорошую аппроксимацию ущерба DTOTAL детали в виде суммы эквивалентных ущербов Di для каждого диапазона напряжений, то есть D T O T A L = ∑ 1 n D i
Figure 00000001
 .
Чтобы вычислить DTOTAL, для каждого датчика Ci на основании данных, зарегистрированных датчиками Ci (i= от 1 до 5), вычисляют число n(Ci) случаев напряжений, находящихся в пределах между порогом S(Ci) этого датчика и верхним порогом S(Ci+1). Затем можно вычислить эквивалентный ущерб Di датчика Ci на основании этого числа n(Ci), применяя его для напряжения или напряжений, характеризующих рассматриваемый диапазон напряжений. Не зная точного распределения напряжений в диапазоне напряжений, можно произвести аппроксимацию; при этом можно предусмотреть несколько решений:
- можно использовать среднее значение деформации между двумя порогами (µdef(среднее)=(S(Ci)+S(Ci+1))/2) и считать результирующий ущерб Di как ущерб в результате n(Ci) случаев этой средней деформации µdef(среднее);
- можно применить статистические анализы для определения взвешенного среднего значения, применяемого между порогами, и использовать это взвешенное среднее значение;
- из соображений безопасности можно взять верхний предел (S(Ci+1)) диапазона напряжений и считать, что эквивалентный ущерб Di соответствует n(Ci) случаев деформации, соответствующей этому верхнему пределу S(Ci+1) (так называемое «консервативное» предположение).
Возможны и другие аппроксимации. В предпочтительном варианте выполнения изобретения, чтобы соблюдать наиболее строгие критерии безопасности в области авиации, выбирают последнюю аппроксимацию (консервативное предположение). Таким образом, вычисленная деформация D превышает реальную деформацию.
Чтобы определить число n(Ci) случаев, подсчитанных датчиком Ci, следует из общей суммы N(Ci) битов датчика Ci вычесть все сигналы, которые соответствуют напряжениям, превышающим порог S(Ci+1), превышающий порог S(Ci) этого датчика Ci.
Для определения всех случаев n(Ci) начинают с датчика С5, который имеет самый высокий порог.
Так, например, на фиг. 4:
- n(C5)=N(C5)=1,000, то есть датчик С5 насчитал 1,000 напряжений, превышающих его порог S(C5)=5,000 µdef;
- n(C4)=N(C4)-N(C5)=0, то есть датчик С4 не насчитал ни одного напряжения в пределах между его порогом S(C4)=4,000 µdef и верхним порогом S(C5) (действительно, все биты датчика С4 соответствуют напряжениям, превышающим S(C5), то есть уже подсчитанным датчиком С5);
- n(C3)=N(C3)-N(C4)=2,000-1,000=1,000, то есть датчик С3 насчитал 1,000 напряжений в пределах между его порогом S(C3)=3,000 µdef и верхним порогом S(C4);
- n(C2)=N(C2)-N(C3)=4,000-2,000=2,000, то есть датчик С2 насчитал 2,000 напряжений в пределах между его порогом S(C2)=2,000 µdef и верхним порогом S(C3);
- n(C1)=N(C1)-N(C2)=8,000-4,000=4,000, то есть датчик С3 насчитал 4,000 напряжений в пределах между его порогом S(C1)=1,000 µdef и верхним порогом S(C2).
Для каждого из вычисленных таким образом n(Ci) выводят эквивалентный ущерб D для детали (Di=n(Ci)/N(S(Ci+1))), где N(S(Ci+1)) является числом случаев напряжения, соответствующих деформации верхнего порога S(Ci+1), приводящей к разрушению детали (см. аппроксимацию выше).
В конечном итоге, как было указано выше, общий ущерб DTOTAL, испытываемый деталью, равен сумме ущербов, соответствующих каждому диапазону напряжений, то есть D T O T A L = ∑ 1 n D i
Figure 00000002
 для n датчиков.
В качестве примера система была представлена с 5 датчиками. Разумеется, она может содержать больше или меньше датчиков и, в целом число n датчиков. При этом для i = от 1 до n применяют различные вышеуказанные формулы.
Теперь можно опять и более синтетическим образом представить применение предпочтительного варианта осуществления способа в соответствии с изобретением для n датчиков. В данном случае способ содержит следующие этапы:
1) n датчиков Ci измеряют число случаев N(Ci) напряжений, превышающих их порог S(Ci);
2) эти данные N(Ci) регистрируют в течение периода t;
3) для каждого датчика Ci на основании совокупности случаев N(Ci) (i= от 1 до n) вычисляют число случаев n(Ci), соответствующих напряжениям в пределах между порогом S(Ci) датчика Ci и верхним порогом S(Ci+1), по формуле:
- n(Cn) = N(Cn);
- при i<n, n(Ci)=N(Ci)-N(Ci+1);
4) для каждого датчика Ci вычисляют эквивалентный ущерб D для детали, соответствующий диапазону напряжений в пределах между порогом S(Ci) датчика Ci и верхним порогом S(Ci+1);
5) вычисляют общий ущерб DTOTAL детали по формуле: D T O T A L = ∑ 1 n D i
Figure 00000003
 .
Иначе говоря, благодаря системе и способу в соответствии с изобретением, для детали, оснащенной инкрементальными датчиками Ci (i= от 1 до n), при этом каждый датчик отрегулирован на порог напряжений S(Ci) (и напряжения разложены на n последовательных диапазонов напряжений), можно получить комплексный спектр усталости, который позволяет определить общую усталость (общий ущерб DTOTAL) на основании ее разложения на эквивалентные усталости (эквивалентные ущербы Di), соответствующие каждому диапазону напряжений.
За счет этого можно применять упрощенные способы технического обслуживания.
Например, оператор может иметь в своем распоряжении аппарат 13 приема данных, зарегистрированных датчиками Ci. В примере, представленном на фиг. 3, аппарат 13 выполнен с возможностью установления связи при помощи радиоволн 12 с блоком 11 обработки системы; разумеется, можно предусмотреть и любой другой способ связи.
Разумеется, если система 10 не содержит блока обработки для сохранения данных, измеряемых датчиками Ci, аппарат 13 можно выполнить с возможностью установления прямой связи с датчиками Ci, чтобы последние индивидуально передавали в него регистрируемые ими данные.
Аппарат 13 содержит блок обработки с программой (алгоритмом) вычисления, позволяющей ему на основании зарегистрированных данных (биты N(Ci) (i= от 1 до n) датчиков Ci) вычислять соответствующий ущерб DTOTAL детали в соответствии с описанным выше способом.
Таким образом, оператор приближает свой аппарат 13 к детали (например, к подвеске самолета), и этот аппарат дистанционно загружает автоматически или по команде данные, зарегистрированные датчиками Ci, и вычисляет ущерб DTOTAL, то есть усталость подвески, что позволяет оператору принять соответствующее решение. Например:
- если ущерб DTOTAL составляет от 0 до 0,3, необходимости в осмотре нет;
- если ущерб DTOTAL составляет от 0,3 до 0,8, необходимо произвести осмотр;
- если ущерб DTOTAL превышает 0,8, деталь необходимо заменить.
Можно предусмотреть, чтобы анализ производил не оператор, а автоматически аппарат 13. Так, если в осмотре нет необходимости, аппарат 13 не выдает сигнала (или выдает, например, световой сигнал зеленого цвета), или, если необходимо произвести осмотр, аппарат 13 выдает звуковой сигнал (или выдает, например, световой сигнал красного цвета).
Можно также предусмотреть передачу информации, собираемой аппаратом 13, автоматически или по запросу оператора на информационный сервер или любое другое соответствующее устройство, выполненное с возможностью приема этой информации и ее обработки.
В зависимости от пожеланий пользователей можно предусмотреть любой другой способ эксплуатации. В частности, можно предусмотреть, чтобы отслеживание усталости детали производилось автоматически блоком 11 обработки (например, FADEC), который автоматически выдает тревожный сигнал (предназначенный для пилота самолета, производителя самолета, эксплуатанта самолета, информационного сервера и т.д.) сразу по превышении определенного уровня усталости.
В конечном итоге система 10 в соответствии с изобретением позволят вычислить напряжения, которым подвергается деталь, и на основании этого построить комплексный спектр усталости. Система 10 позволяет также иметь надежную картину хронологии событий в ходе эксплуатации детали. Датчики с порогами слабой амплитуды дают, в частности, информацию о нормальной эксплуатации детали, то есть о действительном времени эксплуатации с момента ее первого использования. Датчики с порогами большой амплитуды дают, в частности, информацию об исключительных напряжениях, которым может подвергаться деталь, например, таких как жесткие посадки. Таким образом, система представляет собой отличный инструмент технического обслуживания для конечного пользователя детали.
Согласно частному варианту выполнения, датчики могут содержать тактовый синхронизатор, заставляющий их выдавать один бит через равномерные интервалы, причем этот бит равен 0, если датчик не подвергается превышающему его порог напряжению, и равен 1, если датчик подвергается напряжению, превышающему его порог. Этот вариант становится возможным с применением цифровых датчиков.
В предпочтительном варианте выполнения используют механические датчики, выдающие сигнал только в случае возбуждения напряжением, превышающим их порог; преимуществом таких механических датчиков является простота их использования, а также их питания энергией.
Следует отметить, что система 10 была представлена в связи с положительными деформациями (µdef принимает только положительные значения). Согласно другому варианту выполнения, система может содержать датчики с положительным порогом (µdef>0) и/или датчики с отрицательным порогом (µdef<0), что позволяет подсчитывать напряжения, например, в одном направлении (растяжение) и в другом направлении (сжатие).
Следует отметить, что можно предусмотреть несколько датчиков (по меньшей мере, два) с одинаковым порогом напряжения. Благодаря этому, в случае отказа одного из датчиков другой может продолжать подсчитывать случаи напряжений, соответствующие этому порогу. Попутно можно отметить, что в случае, когда датчик или все датчики, связанные с одним порогом, отказали, присутствие нескольких датчиков позволяет свести погрешность к минимуму, поскольку напряжения выбывших из строя датчиков одного порога будут подсчитываться датчиками более низкого порога.
Разумеется, чем больше число датчиков, тем выше уровень безопасности в случае отказа некоторых датчиков и тем более точным является вычисление общей усталости, учитывая меньшие инкременты между последовательными порогами. Все инкременты могут быть идентичными или могут меняться; преимуществом изменения инкрементов является возможность более точных измерений в наиболее общих диапазонах напряжений и менее точных измерений для исключительных напряжений (которые в любом случае представляют собой очень большие напряжения). Предпочтительно на детали располагают от 2 до 50 датчиков в зависимости от желаемого уровня точности при определении ее повреждения.
Например, минимальная обнаруживаемая деформация может быть равна 1,000 µdef (порог первого датчика С1), и максимальная обнаруживаемая деформация равна 5,000 µdef (порог последнего датчика Cn) при разности между последовательными порогами, равной 200 µdef (в этом случае предусматривают 21 датчик, пороги которых соответственно равны 1,000, 1,200, 1,400, …, 5,000).
Система 10 была представлена в случае ее размещения на детали, однако ее можно расположить на конструкции, содержащей несколько деталей, что позволяет отслеживать усталость всего узла.
В применении к области авиации предпочтительно датчики должны выдерживать температуры в диапазоне от -55° до 600°С (в частности, для подвесок турбореактивного двигателя) и могут подвергаться воздействию выбросов масла и топлива. Кроме того, они должны быть стойкими к коррозии и к загрязнениям, в частности, связанным с выбросами воды, соли, песка и грязи. Кроме того, предпочтительно они должны выдерживать не деструктивные проверки, такие как капиллярная дефектоскопия, приложение токов Фуко, рентгеноскопия и т.д. Предпочтительно они должны обладать электромагнитной совместимостью к различным волнам (радиоволны, звуковые волны и т.д.). Кроме того, датчики должны выдерживать механические вибрации турбореактивного двигателя, которые могут достигать нескольких десятков кГц, в частности, вибраций, связанных с вращением вращающихся деталей турбореактивного двигателя (от 0 до 5,500 об/мин в случае вала низкого давления и от 0 до 20,000 об/мин в случае вала высокого давления) и выдерживать удары с ускорением от нескольких десятков до нескольких десятков тысяч g (9,81 м·с-2). Кроме того, предпочтительно они должны выдерживать статические и квазистатические прогибы под действием нагрузок разного типа.
Кроме того, предпочтительно датчики должны иметь срок службы, по меньшей мере, равный сроку службы детали, на которой их устанавливают, так как они предназначены для отслеживания состояния ее усталости в течение всего ее срока службы. Например, их срок службы может превышать 60 лет или 70 лет, или 70 или 80,000 полетных циклов (взлет-полет-посадка).
Предпочтительно датчики должны выдерживать более 109 случаев напряжений сверх своего порога. Во время всего срока эксплуатации и приложения к ним динамических нагрузок датчики не должны показывать ухудшения в своей работе.
Предпочтительно питание датчиков не зависит от питания летательного аппарата.
Система в соответствии с изобретением представляет особый интерес для устройств подвески турбореактивных двигателей, в частности, для тяг этих устройств, их балок или стоек крепления. Систему в соответствии с изобретением предпочтительно располагают также на шасси самолетов или на их тормозных колодках. В целом, ее можно располагать на любой инструментальной детали (то есть на которой можно располагать датчики), которая во время использования подвергается переменным напряжениям, требующим получения комплексного спектра усталости; это как раз и относится к различным тягам и серьгам турбореактивного двигателя.
Датчики в соответствии с изобретением позволяют отслеживать различные типы усталости под напряжениями, например, классически обозначаемые на кривых Веллера олигоциклической зоной усталости (под сильным напряжением, где разрушение происходит после очень небольшого числа случаев и предваряется значительной пластической деформацией), зоной усталости (или ограниченная усталостная прочность, где разрушение достигается после числа циклов, которое повышается, когда напряжение снижается) и зоной неограниченной усталостной прочности; разумеется, зона неограниченной усталостной прочности представляет меньший интерес, так как деталь обычно заменяют до того, как может произойти ее разрушение, с учетом напряжений, соответствующих этой зоне.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения, датчики системы 10 устанавливают в устройствах (или датчиках) типа MEMS, уже упомянутых в начале настоящего описания.
Можно отметить, что с учетом своей миниатюризации устройства типа MEMS содержат микромеханизмы с очень коротким временем реакции, что обеспечивает их очень быструю реакцию.
Кроме того, такие устройства можно легко разместить в деталях турбореактивного двигателя. Кроме того, они могут иметь собственный источник питания и могут, таким образом, быть автономными, что облегчает их установку на место и обеспечивает безопасность всего узла. Средства автономного питания устройства типа MEMS могут, например, представлять собой средства, выполненные с возможностью преобразования окружающей энергии турбореактивного двигателя в электрическую энергию (например, микротурбина, использующая окружающие газы для генерирования электричества и питания устройства). Кроме того, средства обработки данных, измеряемых датчиком устройства типа MEMS, могут быть предусмотрены на этом же устройстве.
Изобретение было описано в связи с предпочтительными вариантами выполнения, однако, само собой разумеется, что можно предусмотреть и другие варианты выполнения. В частности, признаки различных описанных вариантов выполнения можно комбинировать, если нет несовместимости.

Claims (10)

1. Система измерения общего усталостного повреждения детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′) летательного аппарата, подвергающейся механическим напряжениям, при этом система содержит множество датчиков (Ci) напряжений, установленных на детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), при этом каждый датчик выполнен с возможностью обнаружения заранее определенного порога (S(Ci)) механического напряжения и с возможностью выдачи сигнала (Si) данных, отражающего превышение этого порога (S(Ci)), при этом система содержит средства (11) регистрации этих данных, отличающаяся тем, что датчики (Ci) выполнены с возможностью обнаружения отличных друг от друга и дискретных порогов (S(Ci)) напряжений так, чтобы на основании числа случаев превышения порога каждого датчика можно было вычислять оценку усталости детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), связанной с рассматриваемым механическим напряжением.
2. Система по п. 1, которая содержит блок (11) обработки, содержащий средства регистрации данных, при этом датчики (Ci) содержат средства передачи данных в блок (11) обработки.
3. Система по п. 1, в которой каждый датчик (Ci) содержит средства регистрации данных.
4. Система по п. 3, которая содержит средства передачи данных в удаленные средства (13) анализа этих данных, выполненные с возможностью вычисления оценки усталости детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′).
5. Система по п. 1, в которой датчики (Ci) являются датчиками типа MEMS.
6. Способ измерения общего усталостного повреждения детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′) летательного аппарата, подвергающейся действию конкретного механического напряжения, в котором:
- на деталь устанавливают датчики, выполненные с возможностью обнаружения заранее определенных порогов (S(Ci)) упомянутого механического напряжения, дискретных относительно друг друга и выполненных, каждый, с возможностью выдачи сигнала (Si) данных, отражающего превышение его порога (S(Ci)) упомянутым напряжением,
- регистрируют число (N(Ci)) случаев измерения превышения каждого из порогов (S(Ci)), и
- на основании этого числа (N(Ci)) случаев вычисляют оценку усталости детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), связанной с упомянутым напряжением.
7. Способ по п. 6, в котором:
- для каждого порога (S(Ci)) на основании общего числа (N(Ci)) случаев вычисляют число (n(Ci)) случаев измерений превышений упомянутого порога (S(Ci)) и меньших верхнего порога (S(Ci+1)), и
- для каждого интервала, заключенного между двумя последовательными порогами (S(Ci)), (S(Ci+l)), вычисляют эквивалентную усталость (Di) детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), соответствующую приложению числа напряжений, соответствующих упомянутому числу (n(Ci)) вычисленных случаев, и со значением напряжения, равным значению верхнего порога (S(Ci+1)),
- суммируют вычисленные значения (Di) эквивалентной усталости для каждого интервала порогов (S(Ci)), (S(Ci+1)), чтобы получить общую усталость (DTOTAL) детали.
8. Способ по одному из пп. 6 и 7, выполняемый при помощи системы по одному из пп. 1-5.
9. Способ технического обслуживания летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, одну деталь (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), подвергающуюся механическим напряжениям, и систему (10) измерения общего усталостного повреждения, соответствующую системе по одному из пп. 1-5, в котором
- в систему (10) передают запрос на передачу данных, зарегистрированных системой (10),
- принимают данные, и
- на основании этих данных вычисляют оценку усталости детали (7, 8, Р, Р′, 9а, 6′), связанную с каждым из рассматриваемых механических напряжений.
10. Способ технического обслуживания по п. 9, в котором передачу запроса и прием данных осуществляют по беспроводной связи при помощи портативного приемо-передающего аппарата (13).
RU2012125064/28A 2009-11-17 2010-11-15 Система и способ измерения усталости для механических деталей летательного аппарата и способ технического обслуживания летательного аппарата RU2566373C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0958123A FR2952718B1 (fr) 2009-11-17 2009-11-17 Systeme et procede de mesure de fatigue pour pieces mecaniques d'un aeronef et procede de maintenance de l'aeronef
FR0958123 2009-11-17
PCT/EP2010/067455 WO2011061141A1 (fr) 2009-11-17 2010-11-15 Systeme et procede de mesure de fatigue pour pieces mecaniques d'un aeronef et procede de maintenance de l'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012125064A RU2012125064A (ru) 2013-12-27
RU2566373C2 true RU2566373C2 (ru) 2015-10-27

Family

ID=42235361

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012125064/28A RU2566373C2 (ru) 2009-11-17 2010-11-15 Система и способ измерения усталости для механических деталей летательного аппарата и способ технического обслуживания летательного аппарата

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8600611B2 (ru)
EP (1) EP2502047B1 (ru)
JP (1) JP5850845B2 (ru)
CN (1) CN102667440B (ru)
BR (1) BR112012011410B1 (ru)
CA (1) CA2780600C (ru)
FR (1) FR2952718B1 (ru)
RU (1) RU2566373C2 (ru)
WO (1) WO2011061141A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2676510C1 (ru) * 2017-12-13 2018-12-29 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный университет инженерных технологий" (ФГБОУ ВО "ВГУИТ") Способ инструментального контроля за качеством посадки летательных аппаратов
RU2731765C1 (ru) * 2019-10-14 2020-09-08 Общество с ограниченной ответственностью "СМИС Эксперт" Способ контроля технического обслуживания инженерных систем объекта

Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2759589A1 (en) * 2009-04-24 2010-10-28 Siemens Aktiengesellschaft Determining an equivalent mechanical load
US9384609B2 (en) 2012-03-14 2016-07-05 Autoconnect Holdings Llc Vehicle to vehicle safety and traffic communications
US9378601B2 (en) 2012-03-14 2016-06-28 Autoconnect Holdings Llc Providing home automation information via communication with a vehicle
US20140309872A1 (en) 2013-04-15 2014-10-16 Flextronics Ap, Llc Customization of vehicle user interfaces based on user intelligence
US9412273B2 (en) 2012-03-14 2016-08-09 Autoconnect Holdings Llc Radar sensing and emergency response vehicle detection
EP2817591A4 (en) 2013-04-15 2015-10-07 Flextronics Ap Llc CHANGE OF BEHAVIOR BY CHANGED ASSIGNMENT ROUTES BASED ON USER PROFILE INFORMATION
FR3021362B1 (fr) * 2014-05-23 2016-05-20 Snecma Procede de demarrage de test de fonctionnement de ventilateur
US9475526B2 (en) 2014-08-23 2016-10-25 Caterpillar Inc. Track link having a wear sensing device
US9868482B2 (en) 2014-10-29 2018-01-16 Caterpillar Inc. Track roller assembly with a wear measurement system
US9592866B2 (en) 2014-11-06 2017-03-14 Caterpillar Inc. Track assembly having a wear monitoring system
US9557244B2 (en) 2014-11-10 2017-01-31 Caterpillar Inc. Thrust bias detection system
EP3718960B1 (en) 2014-12-10 2023-10-25 Paul D. Okulov Structural health and usage monitoring system
US9371630B1 (en) 2014-12-19 2016-06-21 Caterpillar Inc. Determination of undercarriage idler and roller wear based on final drive speed
US10692126B2 (en) 2015-11-17 2020-06-23 Nio Usa, Inc. Network-based system for selling and servicing cars
DE102015224682B4 (de) * 2015-12-09 2020-08-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Prüfung von Probenkörpern und zur Auswertung von Schwingfestigkeitsversuchen und Auswerteverfahren
US10096175B2 (en) * 2016-05-12 2018-10-09 International Business Machines Corporation Structural damage detection
US20180012196A1 (en) 2016-07-07 2018-01-11 NextEv USA, Inc. Vehicle maintenance manager
US9928734B2 (en) 2016-08-02 2018-03-27 Nio Usa, Inc. Vehicle-to-pedestrian communication systems
US9963106B1 (en) 2016-11-07 2018-05-08 Nio Usa, Inc. Method and system for authentication in autonomous vehicles
US10410064B2 (en) 2016-11-11 2019-09-10 Nio Usa, Inc. System for tracking and identifying vehicles and pedestrians
US10694357B2 (en) 2016-11-11 2020-06-23 Nio Usa, Inc. Using vehicle sensor data to monitor pedestrian health
US10708547B2 (en) 2016-11-11 2020-07-07 Nio Usa, Inc. Using vehicle sensor data to monitor environmental and geologic conditions
US10515390B2 (en) 2016-11-21 2019-12-24 Nio Usa, Inc. Method and system for data optimization
US10556598B2 (en) 2016-11-23 2020-02-11 Ge Global Sourcing Llc Vehicle control systems and methods
US10249104B2 (en) 2016-12-06 2019-04-02 Nio Usa, Inc. Lease observation and event recording
US10074223B2 (en) 2017-01-13 2018-09-11 Nio Usa, Inc. Secured vehicle for user use only
US9984572B1 (en) 2017-01-16 2018-05-29 Nio Usa, Inc. Method and system for sharing parking space availability among autonomous vehicles
US10031521B1 (en) 2017-01-16 2018-07-24 Nio Usa, Inc. Method and system for using weather information in operation of autonomous vehicles
US10471829B2 (en) 2017-01-16 2019-11-12 Nio Usa, Inc. Self-destruct zone and autonomous vehicle navigation
US10286915B2 (en) 2017-01-17 2019-05-14 Nio Usa, Inc. Machine learning for personalized driving
US10464530B2 (en) 2017-01-17 2019-11-05 Nio Usa, Inc. Voice biometric pre-purchase enrollment for autonomous vehicles
US10897469B2 (en) 2017-02-02 2021-01-19 Nio Usa, Inc. System and method for firewalls between vehicle networks
US10234302B2 (en) 2017-06-27 2019-03-19 Nio Usa, Inc. Adaptive route and motion planning based on learned external and internal vehicle environment
FR3068336B1 (fr) * 2017-06-29 2021-07-23 Safran Nacelles Ensemble de manutention d’un turboreacteur d’aeronef
US10710633B2 (en) 2017-07-14 2020-07-14 Nio Usa, Inc. Control of complex parking maneuvers and autonomous fuel replenishment of driverless vehicles
US10369974B2 (en) 2017-07-14 2019-08-06 Nio Usa, Inc. Control and coordination of driverless fuel replenishment for autonomous vehicles
US10837790B2 (en) 2017-08-01 2020-11-17 Nio Usa, Inc. Productive and accident-free driving modes for a vehicle
US11047395B2 (en) * 2017-08-24 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Fan stress tracking for turbofan gas turbine engines
US10635109B2 (en) 2017-10-17 2020-04-28 Nio Usa, Inc. Vehicle path-planner monitor and controller
US10935978B2 (en) 2017-10-30 2021-03-02 Nio Usa, Inc. Vehicle self-localization using particle filters and visual odometry
US10606274B2 (en) 2017-10-30 2020-03-31 Nio Usa, Inc. Visual place recognition based self-localization for autonomous vehicles
US10533306B2 (en) * 2017-11-01 2020-01-14 Deere & Company Joint wear device for a work vehicle
US10717412B2 (en) 2017-11-13 2020-07-21 Nio Usa, Inc. System and method for controlling a vehicle using secondary access methods
US11169045B2 (en) * 2017-12-19 2021-11-09 Knappco, LLC Methods and systems for determining residual life of a swivel
US10369966B1 (en) 2018-05-23 2019-08-06 Nio Usa, Inc. Controlling access to a vehicle using wireless access devices
CN109375641B (zh) * 2018-09-12 2022-05-03 贵州贵航飞机设计研究所 一种飞行过载智能换算方法
US11193428B2 (en) 2019-01-31 2021-12-07 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for monitoring component integrity during engine operation
CN110414038B (zh) * 2019-06-12 2022-09-30 江西冠一通用飞机有限公司 一种基于历史飞行数据的飞机寿命监控方法
US11707010B2 (en) 2019-06-14 2023-07-25 Cnh Industrial America Llc System and method for monitoring the operational status of tools of an agricultural implement
CN110884684B (zh) * 2019-12-04 2022-04-12 中国直升机设计研究所 一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2305268C1 (ru) * 2006-02-06 2007-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" Способ неразрушающего контроля и прогнозирования ресурса деталей машин
WO2009068886A2 (en) * 2007-11-30 2009-06-04 Paramata Limited Sensing system and method

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3733424A (en) * 1971-07-08 1973-05-15 Nasa Electronic strain-level counter
US4336595A (en) * 1977-08-22 1982-06-22 Lockheed Corporation Structural life computer
US4894787A (en) 1988-04-28 1990-01-16 Kaman Aerospace Corporation Automatic load monitoring system with remote sensing
US5195046A (en) * 1989-01-10 1993-03-16 Gerardi Joseph J Method and apparatus for structural integrity monitoring
JP2885839B2 (ja) * 1989-08-04 1999-04-26 光洋精工株式会社 軸受の寿命診断装置
US5111402A (en) * 1990-01-19 1992-05-05 Boeing Company Integrated aircraft test system
JP3200224B2 (ja) * 1993-03-18 2001-08-20 日本碍子株式会社 碍子の寿命監視装置
US5531122A (en) * 1994-02-28 1996-07-02 Caterpillar Inc. Fatigue analysis and warning system
JP3188838B2 (ja) * 1996-03-28 2001-07-16 株式会社福岡機器製作所 レインフロー法による疲労解析用データ採取装置
GB9822992D0 (en) 1998-10-22 1998-12-16 British Aerospace Fatigue monitoring systems and methods
US6806808B1 (en) 1999-02-26 2004-10-19 Sri International Wireless event-recording device with identification codes
US6617963B1 (en) * 1999-02-26 2003-09-09 Sri International Event-recording devices with identification codes
US7034660B2 (en) * 1999-02-26 2006-04-25 Sri International Sensor devices for structural health monitoring
US6449565B1 (en) * 1999-04-05 2002-09-10 United Technologies Corporation Method and apparatus for determining in real-time the fatigue life of a structure
US6778888B2 (en) * 2001-08-24 2004-08-17 Ford Motor Company Method and system for capturing vehicle data using an RF transmitter
ITPV20030001A1 (it) * 2003-01-31 2004-08-01 Ferdinando Auricchio Sensore dotato di capacita' portanti per il monitoraggio strutturale con lettura a distanza priva di collegamento diretto.
US7805228B2 (en) * 2004-08-19 2010-09-28 Spx Corporation Vehicle diagnostic device
US7171314B2 (en) * 2004-09-30 2007-01-30 The Boeing Company Methods and systems for analyzing structural test data
US7328625B2 (en) * 2005-04-28 2008-02-12 Caterpillar Inc. Systems and methods for determining fatigue life
DE102005034149B3 (de) * 2005-07-19 2007-03-08 Zf Friedrichshafen Ag Messvorrichtung für ein Kraftfahrzeug
US7377179B2 (en) * 2005-11-14 2008-05-27 General Electric Company System, method, and apparatus for wireless non-powered stress history and fatigue monitoring of a structure
US7558701B2 (en) * 2005-11-23 2009-07-07 Lockheed Martin Corporation System to monitor the health of a structure, sensor nodes, program product, and related methods
US20080262754A1 (en) * 2006-11-20 2008-10-23 Alexandre Oudovikine System and method for fatigue forecasting and strain measurement using Integral Strain Gauge (ISG)
JP4975420B2 (ja) * 2006-11-28 2012-07-11 公益財団法人鉄道総合技術研究所 構造物の状態検出装置とその状態検出システム
US7705725B2 (en) * 2007-01-08 2010-04-27 The Boeing Company Methods and systems for monitoring structures and systems
US7778751B2 (en) * 2007-05-01 2010-08-17 Rti Technologies, Inc. Method and apparatus for monitoring the status of automotive service equipment and signaling the status by a wireless technology to the operator
CN101221104B (zh) * 2007-10-16 2010-08-11 吴智深 基于分布式应变动态测试的结构健康监测方法
FR2923540B1 (fr) 2007-11-13 2010-01-29 Snecma Dispositif de detection de rupture d'un arbre de turbomachine
CN101315322A (zh) * 2008-07-11 2008-12-03 同济大学 疲劳损伤与路试等效轿车复合梁式后桥台架试验方法、应用
DE102009018772B4 (de) * 2009-04-24 2011-02-17 Airbus Operations Gmbh Verfahren und System zum Sammeln von Zustandsinformationen von Bauteilen in einer Passagierkabine eines Fahrzeugs
EP2601502B1 (en) * 2010-08-03 2019-05-08 Bosch Automotive Service Solutions Inc. Vehicle diagnostic, communication and signal delivery system

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2305268C1 (ru) * 2006-02-06 2007-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" Способ неразрушающего контроля и прогнозирования ресурса деталей машин
WO2009068886A2 (en) * 2007-11-30 2009-06-04 Paramata Limited Sensing system and method

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2676510C1 (ru) * 2017-12-13 2018-12-29 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный университет инженерных технологий" (ФГБОУ ВО "ВГУИТ") Способ инструментального контроля за качеством посадки летательных аппаратов
RU2731765C1 (ru) * 2019-10-14 2020-09-08 Общество с ограниченной ответственностью "СМИС Эксперт" Способ контроля технического обслуживания инженерных систем объекта

Also Published As

Publication number Publication date
CN102667440A (zh) 2012-09-12
CA2780600C (fr) 2018-05-15
EP2502047A1 (fr) 2012-09-26
CN102667440B (zh) 2016-04-27
RU2012125064A (ru) 2013-12-27
WO2011061141A1 (fr) 2011-05-26
JP5850845B2 (ja) 2016-02-03
JP2013511051A (ja) 2013-03-28
CA2780600A1 (fr) 2011-05-26
BR112012011410A2 (pt) 2016-05-03
FR2952718B1 (fr) 2015-10-30
US20120226409A1 (en) 2012-09-06
US8600611B2 (en) 2013-12-03
FR2952718A1 (fr) 2011-05-20
BR112012011410B1 (pt) 2020-04-07
EP2502047B1 (fr) 2017-11-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2566373C2 (ru) Система и способ измерения усталости для механических деталей летательного аппарата и способ технического обслуживания летательного аппарата
US8843348B2 (en) Engine noise monitoring as engine health management tool
US10487683B2 (en) System for detecting an ephemeral event on a vane impeller of an aircraft engine
EP0066923A2 (en) Aircraft structural integrity assessment system
CN106428617A (zh) 用于运载工具管理和监测的集成系统和方法
US20150369328A1 (en) Instrumented Damper And Performance Monitoring System Comprising Such A Damper
JP2015064346A (ja) 構造物劣化診断システム
JP2010256352A (ja) 構造的完全性監視システム
WO1991019173A1 (en) Method for assessing structural integrity of composite structures
Kessler Certifying a structural health monitoring system: Characterizing durability, reliability and longevity
CN112881756B (zh) 三向冲击加速度传感器安装方式有效性检验系统及方法
Prosser Development of structural health management technology for aerospace vehicles
CA2587750A1 (en) Method and system for health monitoring of aircraft landing gear
Munns et al. Health monitoring for airframe structural characterization
Mangalgiri et al. Structural health monitoring
Halfpenny et al. New techniques for vibration qualification of vibrating equipment on aircraft
Ksica et al. Application of piezoelectric sensors for structural health monitoring in aerospace
CN111189642A (zh) 用于模拟和恢复叶盘系统振动特性测量欠采样信号的装置
Mrad State of development of advanced sensor systems for structural health monitoring applications
Stakhova Monitoring System of Vibroacoustic Parameters of a Working Zone
Gunther Loads monitoring and HUMS
Loychik et al. Achieving reliability goals for an EFV LRU through laboratory testing
Silva et al. Damage location in experimental/numerical models by acceleration amplitude change
Le et al. United states federal aviation administration health and usage monitoring system R&D strategic plan and initiatives
Tidwell et al. Boeing’s Implementation of CVM sensors on the 737NG Aft Pressure Bulkhead

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner