RU2772086C1 - Method for monitoring under conditions of vibration tests of variable loading and fatigue damage to the structure of helicopter-type unmanned aerial vehicles - Google Patents
Method for monitoring under conditions of vibration tests of variable loading and fatigue damage to the structure of helicopter-type unmanned aerial vehicles Download PDFInfo
- Publication number
- RU2772086C1 RU2772086C1 RU2022103655A RU2022103655A RU2772086C1 RU 2772086 C1 RU2772086 C1 RU 2772086C1 RU 2022103655 A RU2022103655 A RU 2022103655A RU 2022103655 A RU2022103655 A RU 2022103655A RU 2772086 C1 RU2772086 C1 RU 2772086C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- amplitudes
- vibration
- fatigue damage
- gravity
- center
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 17
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 13
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 11
- 230000001537 neural Effects 0.000 description 7
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 3
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 230000003595 spectral Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000004035 construction material Substances 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000009659 non-destructive testing Methods 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к технике прочностных испытаний натурных конструкций, в частности, к способу мониторинга в условиях вибрационных испытаний переменной нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции беспилотных воздушных судов вертолетного типа (БВС ВТ), результаты которых используют для определения ресурса конструкции по условиям сопротивления усталости (срока службы) при вибрационных испытаниях, а также определения методов и периодичности проведения неразрушающего контроля в условиях эксплуатации. Способ также может быть применен для испытаний на вибрационное нагружение элементов конструкции БВС ВТ и для испытаний на усталость тренажеров и их элементов.The invention relates to the technique of strength testing of full-scale structures, in particular, to a method for monitoring under conditions of vibration tests of variable loading and fatigue damage to the structure of unmanned helicopter-type aircraft (UAC VT), the results of which are used to determine the life of the structure in terms of fatigue resistance (service life) during vibration tests, as well as determining the methods and frequency of non-destructive testing under operating conditions. The method can also be applied for testing the vibration loading of structural elements of the UAV VT and for testing the fatigue of simulators and their elements.
Сложный процесс переменного нагружения конструкции БВС ВТ в условиях вибрационных испытаний натурной конструкции обуславливает необходимость мониторинга, как нагруженности конструкции, так и усталостной повреждаемости. Нагруженность конструкции при вибрационных испытаниях определяется инерционными усилиями от масс конструкции и силонагружающих устройств. Отклонения фактических значений усилий от заданных значений приводит к ошибкам воспроизведения напряженно-деформированного состояния конструкции и, как следствие, к ошибкам в определении характеристик усталости (долговечности, длительности развития трещины и т.д.). Поэтому в процессе циклического нагружения возникает острая необходимость мониторинга силовых факторов в характерных сечениях (изгибающие и крутящие моменты, и перерезывающие усилия) и напряжений в основных силовых элементах (ОСЭ), а также их усталостной повреждаемости. The complex process of variable loading of the UVS VT structure under the conditions of vibration tests of a full-scale structure necessitates monitoring of both the loading of the structure and fatigue damage. The loading of a structure during vibration tests is determined by inertial forces from the masses of the structure and force-loading devices. Deviations of the actual values of the forces from the given values lead to errors in the reproduction of the stress-strain state of the structure and, as a result, to errors in determining the fatigue characteristics (durability, duration of crack development, etc.). Therefore, in the process of cyclic loading, there is an urgent need to monitor force factors in characteristic sections (bending and torsional moments, and shear forces) and stresses in the main strength elements (PSE), as well as their fatigue damage.
Известен способ оценки нагружения конструкции самолета (патент № 2595066 «Способ оценки нагружения конструкции самолета при летных прочностных исследованиях с использованием искусственных нейронных сетей» Арнаутов Е.В., Балашова Т.А., Лучинский М.Н., Орлов А.А., Хоменко А.Г.). При летных прочностных испытаниях измеряют значения силовых факторов реакции конструкции датчиками деформаций, размещенными на конструкции самолета, передают измеренные значения и значения параметров полета из памяти бортовых регистраторов в память компьютеров, строят, обучают и тестируют четыре искусственные нейронные сети. На первом шаге находят относительно стационарные по нагружению короткие интервалы времени, на втором шаге вычисляют средние значения параметров полета, силовых факторов, на третьем шаге строят, обучают и тестируют две отдельные нейросети определенным образом для статических и динамических составляющих, на четвертом шаге выполняют построение многомерных моделей нагружения на основе построенных нейросетей и прогноз на их основе силовых факторов, формируют третью нейронную сеть для прогноза спектральных характеристик динамических составляющих силовых факторов и диагностики повреждений, формируют четвертую нейросеть, используя средние значения параметров полета и средние значения спектральных характеристик динамических составляющих силовых факторов для выявления наиболее влияющих на силовые факторы параметров полета.A known method for assessing the loading of an aircraft structure (patent No. 2595066 "Method for assessing the loading of an aircraft structure during flight strength studies using artificial neural networks" Arnautov E.V., Balashova T.A., Luchinsky M.N., Orlov A.A., Khomenko A.G.). During flight strength tests, the values of the structural reaction force factors are measured by strain gauges placed on the aircraft structure, the measured values and flight parameters are transferred from the flight recorder memory to the computer memory, four artificial neural networks are built, trained and tested. At the first step, short time intervals that are relatively stationary in terms of loading are found, at the second step, the average values of flight parameters and force factors are calculated, at the third step, two separate neural networks are built, trained and tested in a certain way for static and dynamic components, at the fourth step, multidimensional models are built loading based on the constructed neural networks and the forecast of force factors based on them, form the third neural network to predict the spectral characteristics of the dynamic components of the force factors and diagnose damage, form the fourth neural network using the average values of the flight parameters and the average values of the spectral characteristics of the dynamic components of the force factors to identify the most flight parameters affecting the force factors.
Недостатком этого способа является сложность его применения и высокая трудоемкость, так как для каждого конструктивного элемента необходимо для прогноза процессов нагружения и усталостной повреждаемости элементов конструкции летательного аппарата, из множества архитектур нейронных сетей выбрать многослойный персептрон, архитектура которого после соответствующего обучения даст возможность решить сложную нелинейную задачу определения силовых факторов в сечениях конструкции, что не всегда возможно.The disadvantage of this method is the complexity of its application and high labor intensity, since for each structural element it is necessary to predict the loading processes and fatigue damage of aircraft structural elements from a variety of neural network architectures to select a multilayer perceptron, the architecture of which, after appropriate training, will make it possible to solve a complex nonlinear problem determination of force factors in the sections of the structure, which is not always possible.
Известен способ индивидуального учета расходования ресурса и спектра нагрузок основных элементов планера маневренных самолетов (патент RU 2473959 «Способ определения расходования ресурса и спектра нагружения основных элементов планера маневренных самолетов», Баранов Н.И., Исаев С.А., Левитин И.М., Макаров В.А., Милькин В.И., Полозов А.А., Полозов С.А.), в котором регистрируют, идентифицируют полетную информацию и осуществляют вычисления, в результате которых данные о расходовании ресурса и спектра нагрузок основных элементов планера запоминают и отображают для проведения анализа. Вычисление циклической нагруженности элементов планера и их эквивалентных показателей расхода ресурса включает:A method is known for individual accounting of the resource consumption and load spectrum of the main elements of the airframe of maneuverable aircraft (patent RU 2473959 "Method for determining the resource consumption and load spectrum of the main elements of the airframe of maneuverable aircraft", Baranov N.I., Isaev S.A., Levitin I.M. , Makarov V.A., Milkin V.I., Polozov A.A., Polozov S.A.), in which flight information is recorded, identified and calculations are carried out, as a result of which data on the resource consumption and load spectrum of the main elements of the airframe stored and displayed for analysis. The calculation of the cyclic loading of airframe elements and their equivalent resource consumption indicators includes:
- выделение из текущих значений сил и моментов экстремумов нагружений на соответствующие элементы планера, причем каждый следующий экстремум выделяют в специальную выборку только тогда, когда разность с предыдущим превышает определенную для элемента величину;- selection from the current values of forces and moments of extreme loads on the corresponding elements of the airframe, and each next extreme is selected in a special sample only when the difference with the previous one exceeds the value defined for the element;
- вычисление с помощью метода «дождя» эквивалентной повреждаемости для положительных и отрицательных нагружений контролируемого элемента планера;- calculation using the "rain" method of equivalent damage for positive and negative loadings of the controlled airframe element;
- вычисление показателей эквивалентного по повторяемости нагружения расходования ресурса каждого из элементов планера.- calculation of indicators of the equivalent in terms of loading repeatability of the resource consumption of each of the airframe elements.
Недостатком данного способа является то, что определение циклической нагруженности осуществляют расчетным методом по данным зарегистрированной полетной информации. Применение расчетных методов приводит к существенным погрешностям в определении нагруженности обусловленные тем, что, как правило, расчетные модели вычисления текущих значений сил и моментов, действующих на основные элементы планера, основанные на определении аэродинамических характеристик самолета с учетом данных, описывающих пространственное и угловое движение самолета не совершенны и требуют экспериментального подтверждения.The disadvantage of this method is that the determination of the cyclic loading is carried out by the calculation method according to the recorded flight information. The use of calculation methods leads to significant errors in determining the loading due to the fact that, as a rule, calculation models for calculating the current values of forces and moments acting on the main elements of the airframe, based on determining the aerodynamic characteristics of the aircraft, taking into account data describing the spatial and angular movement of the aircraft, do not perfect and require experimental confirmation.
Известен способ оценки усталостной повреждаемости металлических элементов конструкции самолетов при летных испытаниях (патент RU 2687228 «Способ оценки усталостной повреждаемости металлических элементов конструкций самолетов при летных испытаниях на основе расширенной модифицированной кривой усталости», Арнаутов Е.В., Лучинский М.Н.), который включает измерение в полете значений напряжений и температур тензодатчиками и термодатчиками, размещенными на различных элементах конструкции, обработку результатов этих измерений по «методу полных циклов» и теории Одинга с приведением полетных циклов напряжений к отнулевым σ0i, характеризуемым максимальными значениями и числами их повторяемости Ni. Далее проводят сравнение результатов обработки с данными усталостных испытаний элементов конструкции или типовых образцов для расчета накопленной в течение режима повреждаемости.There is a known method for assessing the fatigue damage of metal structural elements of aircraft during flight tests (patent RU 2687228 "Method for assessing the fatigue damage of metal structural elements of aircraft during flight tests based on an extended modified fatigue curve", Arnautov E.V., Luchinsky M.N.), which includes in-flight measurement of stress and temperature values by strain gauges and thermal sensors placed on various structural elements, processing the results of these measurements using the "full cycle method" and Oding's theory with reduction of stress flight cycles to zero σ 0i , characterized by maximum values and their repeatability numbers N i . Next, the processing results are compared with the data of fatigue tests of structural elements or standard samples to calculate the damage accumulated during the regime.
Недостатком данного способа является то, что циклограммы напряжений в полете получают по данным измерений показаний тензодатчиков и термодатчиков. Так как тензодатчики и термодатчики обладают существенным рассеянием характеристик, то результаты измерений имеют большие погрешности, что в свою очередь приводит к большим ошибкам при оценке усталостной повреждаемости. The disadvantage of this method is that the cyclograms of stresses in flight are obtained from the measurement data of strain gauges and temperature sensors. Since strain gauges and temperature sensors have a significant dispersion of characteristics, the measurement results have large errors, which in turn leads to large errors in the assessment of fatigue damage.
Известен способ вычисления эквивалентной наработки планера самолета (патент RU 2097830 «Способ вычисления эквивалентной наработки планера самолета и система для его осуществления» Клюкинских В.В., Меженков В.Н., Погребинский Е.Л.), который включает ввод параметров полета, определение временных последовательностей нагрузок и выделение из этих последовательностей значение нагрузок для расчета, расчет усталостной повреждаемости. Расчет повреждаемости производят по выделенным значениям перегрузки или изгибающего момента.A known method for calculating the equivalent operating time of an aircraft airframe (patent RU 2097830 "Method for calculating the equivalent operating time of an aircraft airframe and a system for its implementation" Klyukinskikh V.V., Mezhenkov V.N., Pogrebinsky E.L.), which includes entering flight parameters, determining time sequences of loads and selection from these sequences the value of loads for calculation, calculation of fatigue damage. The calculation of damage is carried out according to the selected values of overload or bending moment.
Недостатком данного способа является расчет повреждаемости значениям перегрузки или изгибающего момента, а не по значениям напряжений в значимых по условиям усталости элементах конструкции. Кроме того, определение временных последовательностей нагрузок по параметрам полета, как правило, носит оценочный характер, в связи с отсутствием верифицированных методик расчета.The disadvantage of this method is the calculation of damage by overload or bending moment values, and not by stress values in structural elements that are significant in terms of fatigue. In addition, the determination of time sequences of loads according to flight parameters, as a rule, is of an estimated nature, due to the lack of verified calculation methods.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому результату является способ, принятый за прототип, изложенный в патенте на изобретение 2599108С1 (Россия) «Способ мониторинга нагрузок и накопленной усталостной повреждаемости в условиях эксплуатации самолета», Цымбалюк В.И., Орлова Т.И., Фролов А.В. The closest to the invention in terms of technical essence and the achieved result is the method adopted as a prototype set forth in the patent for invention 2599108C1 (Russia) "Method for monitoring loads and accumulated fatigue damage under aircraft operating conditions", Tsymbalyuk V.I., Orlova T.I. ., Frolov A.V.
Способ мониторинга нагрузок и накопленной усталостной повреждаемости в условиях эксплуатации самолета, основан на том, что выбирают агрегаты, сечения конструкции планера самолета и типы нагрузок, устанавливают в выбранных сечениях тензодатчики, осуществляют полет самолета, тензодатчиками измеряют во время полета нагрузки, действующие в указанных выше агрегатах и сечениях, регистрируют штатным аварийным регистратором параметры полета на борту самолета, в наземной системе статистически обрабатывают данные с тензодатчиков, на основе результатов статистической обработки и данных об основных параметрах полета выполняют аналитическое определение усталостной повреждаемости агрегатов и конструкций самолета выбранного типа. Тензодатчики устанавливают и измеряют ими нагрузки при проведении государственных сертификационных испытаний или аналогичных испытаний, аналитическое определение усталостной повреждаемости проводят путем разделения всего полета на режимы, получения для каждого режима статистических зависимостей нагрузок от параметров полета, регистрируемых штатным аварийным регистратором, на основании анализа тензометрии при государственных сертификационных испытаниях выбирают критические элементы: агрегаты, сечения и силовые элементы конструкции планера самолета и типы действующих на них нагрузок - определяющих ресурс конструкции по условиям усталостной прочности, аналитически определяют вклад различных режимов полета в их повреждаемость, для каждого из которых и каждого критического элемента на основе обработки многократно повторяющихся режимов полета устанавливают статистические зависимости повреждаемости и экстремальных нагрузок от нагрузок функционирования, интенсивности (СКО - среднеквадратичного отклонения перегрузок) и времени колебаний (эквивалентного значения условной повреждаемости по перегрузкам) интегральных силовых факторов - перегрузок, фиксируемых аварийным регистратором со своих штатных датчиков, при возвращении любого экземпляра самолета данного типа на базовый аэродром переписывают информацию аварийного регистратора и обрабатывают ее на ЭВМ, при этом выделяют интересующие режимы полета по регистрируемым параметрам, на каждом режиме для каждой интересующей нагрузки аналитически определяют нагрузки функционирования с использованием регистрируемых параметров, на каждом режиме полета определяют среднеквадратичные отклонения перегрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости значения перегрузок, определяют эквивалентные по усталостной повреждаемости значения рассматриваемых нагрузок на каждом режиме полета с использованием зависимостей, полученных при государственных сертификационных испытаниях, определяют экстремумы нагрузок цикла «земля-воздух-земля» анализом экстремальных нагрузок за все режимы полета и определяют повреждаемость от его воздействия, а также суммарную повреждаемость по каждой нагрузке за полет как сумму по режимам и по циклам «земля-воздух-земля», повреждаемости документируют и хранят в банке данных.The method for monitoring loads and accumulated fatigue damage under aircraft operating conditions is based on selecting units, sections of the aircraft airframe structure and types of loads, installing strain gauges in the selected sections, carrying out the flight of the aircraft, strain gauges measuring during the flight the loads acting in the above units and sections, the flight parameters on board the aircraft are recorded with a regular emergency recorder, data from strain gauges are statistically processed in the ground system, based on the results of statistical processing and data on the main flight parameters, an analytical determination of the fatigue damage of the aircraft units and structures of the selected type is performed. Strain gauges install and measure loads with them during state certification tests or similar tests, analytical determination of fatigue damage is carried out by dividing the entire flight into modes, obtaining for each mode the statistical dependences of loads on flight parameters recorded by a regular accident recorder, based on the analysis of strain measurement during state certification tests, critical elements are selected: aggregates, sections and power elements of the aircraft airframe structure and the types of loads acting on them - which determine the life of the structure in terms of fatigue strength, analytically determine the contribution of various flight modes to their damage, for each of which and each critical element on the basis of processing repeatedly repeating flight modes establish statistical dependences of damageability and extreme loads on the loads of functioning, intensity (RMS - root-mean-square deviations of g-forces) and oscillation time (the equivalent value of the conditional damage for overloads) of integral force factors - overloads recorded by the emergency registrar from their standard sensors, when any aircraft of this type returns to the base airfield, the information of the emergency registrar is rewritten and processed on a computer, while the flight modes of interest are identified according to the recorded parameters, in each mode for each load of interest, the operating loads are analytically determined using the recorded parameters, in each flight mode, the root-mean-square deviations of overloads and overload values equivalent in terms of fatigue damage are determined, the values of the considered loads equivalent in terms of fatigue damage are determined at each flight mode using the dependencies obtained during state certification tests, determine the extrema of the loads of the "ground-air-ground" cycle by analyzing e extreme loads for all flight modes and determine the damage from its impact, as well as the total damage for each load per flight as the sum of the modes and the ground-air-ground cycles, the damage is documented and stored in a data bank.
Недостатком данного способа является вычисление усталостной повреждаемости по показаниям тензодатчиков, тензочуствительность которых обладает рассеянием. Рассеяние приводит к ошибкам в определении напряжений в конструкции и, как следствие, приводит к существенным ошибкам вычисления усталостной повреждаемости, так как существует степенная зависимость усталостной повреждаемости от напряжения. Также следует отметить, что современные аварийные регистраторы обладают небольшой частотой опроса параметров, влияющих на нагруженность летательного аппарата при воздействии динамических нагрузок. Это также приводит к ошибкам в определении усталостной повреждаемости.The disadvantage of this method is the calculation of fatigue damage according to the readings of strain gauges, the strain sensitivity of which has scattering. Scattering leads to errors in determining the stresses in the structure and, as a result, leads to significant errors in the calculation of fatigue damage, since there is a power-law dependence of fatigue damage on stress. It should also be noted that modern emergency recorders have a low frequency of polling parameters that affect the aircraft load when exposed to dynamic loads. This also leads to errors in the determination of fatigue damage.
Задачей заявляемого изобретения является устранение указанных недостатков. The objective of the claimed invention is to eliminate these disadvantages.
Технический результат предлагаемого способа заключается в повышении достоверности определения нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции БВС ВТ подверженной действию вибрационных нагрузок. Ключевым моментом разработанного способа является то, что нагруженность и усталостную повреждаемость определяют по данным измерений показаний виброперегрузок в центре тяжести и восстановлении циклограмм напряжений, использую зависимости напряжений от виброперегрузок в центре тяжести, полученные тарировкой тензодатчиков вибрационными нагрузками.The technical result of the proposed method is to increase the reliability of determining the loading and fatigue damage of the UVS VT structure exposed to vibration loads. The key point of the developed method is that the loading and fatigue damage are determined from the measurement data of vibration overload readings in the center of gravity and the restoration of stress cyclograms using stress dependences on vibration overloads in the center of gravity, obtained by calibrating strain gauges with vibration loads.
Технический результат способа мониторинга в условиях вибрационных испытаний переменной нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции БВС ВТ достигают тем, что на ОСЭ конструкции монтируют тензодатчики, в центре тяжести конструкции монтируют виброизмерительные преобразователи, при тарировке в конструкции промышленным роботом через адаптер, соединяющий фланец подвижной руки промышленного робота с втулкой вала несущего винта, возбуждают гармонические линейные и угловые колебания с различными частотами и амплитудами, одновременно измеряют линейные и угловые перемещения конструкции в ее центре тяжести по показаниям виброизмерительных преобразователей и деформации в ОСЭ по показаниям тензодатчиков, устанавливают зависимость отношений амплитуд деформаций к амплитудам перемещений от частоты колебаний, в вибрационных испытаниях возбуждают заданный режим нагружения, измеряют линейные и угловые перемещения в центре тяжести, используя полученные зависимости отношений амплитуд деформаций к перемещениям от частоты колебаний, определяют амплитуды деформаций, по которым вычисляют усталостную повреждаемость.The technical result of the monitoring method under the conditions of vibration tests of variable loading and fatigue damage of the UVS VT structure is achieved by the fact that strain gauges are mounted on the OSE of the structure, vibration measuring transducers are mounted in the center of gravity of the structure, when calibrating in the structure by an industrial robot through an adapter connecting the flange of the movable arm of the industrial robot with main rotor shaft sleeve, excite harmonic linear and angular vibrations with different frequencies and amplitudes, simultaneously measure the linear and angular displacements of the structure in its center of gravity according to the readings of vibration transducers and deformation in the OSE according to the readings of strain gauges, establish the dependence of the ratio of the amplitudes of deformations to the amplitudes of displacements on frequency oscillations, in vibration tests, a given loading mode is excited, linear and angular displacements in the center of gravity are measured, using the obtained dependences of the ratios of strain amplitudes to displacements from the frequency of vibrations, determine the amplitudes of deformations, according to which the fatigue damage is calculated.
Перечень фигур:List of figures:
на фиг. 1 изображен промышленный робот с закрепленным БВС ВТ;in fig. 1 shows an industrial robot with a fixed UAV VT;
на фиг. 2 изображены зависимости отношения амплитуд напряжений к амплитудам линейных и угловых перемещений в центре тяжести БВС ВТ.in fig. Figure 2 shows the dependences of the ratio of stress amplitudes to the amplitudes of linear and angular displacements in the center of gravity of the BVS VT.
На фиг. 1 изображено: 1 - БВС ВТ, 2 - фланец, 3 - подвижная рука промышленного робота, 4 - промышленный робот, 5 - адаптер, 6 - втулка вала несущего винта, 7 - тензодатчики, 8 - виброизмерительные преобразователи.In FIG. 1 shows: 1 - BVS VT, 2 - flange, 3 - movable arm of an industrial robot, 4 - industrial robot, 5 - adapter, 6 - main rotor shaft sleeve, 7 - strain gauges, 8 - vibration transducers.
На фиг. 2 изображено: 9 - отношение амплитуды деформации к угловому перемещению относительно оси y, 10 - отношение амплитуды деформации к линейному перемещению по оси y, 11 - отношение амплитуды деформации к линейному перемещению по оси z.In FIG. 2 shows: 9 - the ratio of the deformation amplitude to the angular displacement relative to the y axis, 10 - the ratio of the deformation amplitude to the linear displacement along the y axis, 11 - the ratio of the deformation amplitude to the linear displacement along the z axis.
В качестве примера реализации способа рассмотрено испытание БВС ВТ (фиг. 1). БВС ВТ 1 через втулку вала несущего винта 6 закрепляют к адаптеру 5, соединенному с фланцем 2 подвижной руки промышленного робота 4. На ОСЭ конструкции монтируют тензодатчики 7, а в центре тяжести БВС ВТ монтируют виброизмерительные преобразователи 8. При тарировке промышленным роботом 4 в конструкции БВС ВТ 1 возбуждают гармонические линейные и угловые колебания с различными частотами и амплитудами. Виброизмерительными преобразователями 8 измеряют линейные и угловые перемещения в центре тяжести БВС ВТ и одновременно измеряют дефомации ОСЭ по показаниям тензодатчиков 7. Определяют зависимости отношений амплитуд деформаций в ОСЭ к амплитудам перемещений в центре тяжести БВС ВТ от частоты колебаний (фиг. 2). В испытаниях на вибрационное нагружение промышленным роботом 4 возбуждают заданный режим нагружения БВС ВТ и одновременно непрерывно измеряют и регистрируют линейные и угловые перемещеним в центре тяжести БВС ВТ по показаниям виброизмерительных преобразователей 8. Определяют амплитуды угловых и линейных перемещений в центре тяжести БВС ВТ. Для полученных амплитуд перемещений, используя зависимости отношений деформаций ОСЭ к амплитуде в центре тяжести БВС ВТ от частоты колебаний, определяют амплитуды напряжений в ОСЭ 
m - константа материала конструкции;m - construction material constant;
ni - число циклов i-ой амплитуды;n i - number of cycles of the i-th amplitude;
k - число уровней амплитуд.k is the number of amplitude levels.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2772086C1 true RU2772086C1 (en) | 2022-05-16 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU222160U1 (en) * | 2023-09-27 | 2023-12-13 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электронных приборов" | Device for mounting vibration measuring transducer |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4240600C1 (en) * | 1992-12-03 | 1994-06-09 | Deutsche Aerospace | Structural defect detection system for aircraft - uses modal analysis via detected oscillation of aircraft structure and comparison with aircraft model |
| RU2034258C1 (en) * | 1991-06-27 | 1995-04-30 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Method of distribution of vibrational forces arising on helicopter rotor shaft in flight |
| RU2473959C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-01-27 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Топаз" | Method of determining consumption of resource and load spectrum of basic elements of airframe of aerobatic aircraft |
| EP3073109A1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-09-28 | ALSTOM Renewable Technologies | Obtaining dynamic properties of a part of wind turbine |
| RU2599108C1 (en) * | 2015-07-07 | 2016-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method of monitoring loads and accumulated fatigue damage in operating conditions of aircraft |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2034258C1 (en) * | 1991-06-27 | 1995-04-30 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Method of distribution of vibrational forces arising on helicopter rotor shaft in flight |
| DE4240600C1 (en) * | 1992-12-03 | 1994-06-09 | Deutsche Aerospace | Structural defect detection system for aircraft - uses modal analysis via detected oscillation of aircraft structure and comparison with aircraft model |
| RU2473959C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-01-27 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Топаз" | Method of determining consumption of resource and load spectrum of basic elements of airframe of aerobatic aircraft |
| EP3073109A1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-09-28 | ALSTOM Renewable Technologies | Obtaining dynamic properties of a part of wind turbine |
| RU2599108C1 (en) * | 2015-07-07 | 2016-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method of monitoring loads and accumulated fatigue damage in operating conditions of aircraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU222160U1 (en) * | 2023-09-27 | 2023-12-13 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электронных приборов" | Device for mounting vibration measuring transducer |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Mevel et al. | Application of a subspace-based fault detection method to industrial structures | |
| US5922967A (en) | Method and apparatus for estimating loads imposed on structural body | |
| Ratcliffe et al. | Investigation into the use of low cost MEMS accelerometers for vibration based damage detection | |
| CN102288374A (en) | Testing platform and testing method for simultaneously recognizing multipoint random loads | |
| WO1991019173A1 (en) | Method for assessing structural integrity of composite structures | |
| CN110263487A (en) | A kind of engineering goods accelerate fatigue life test method | |
| Ghemari | Decrease of the resonance phenomenon effect and progress of the piezoelectric sensor correctness | |
| CN106383003B (en) | Cable structure cable force measuring method and system based on flexibility identification | |
| CN110470738A (en) | Structural Damage Identification based on vibratory response difference than function | |
| US5886263A (en) | Method of resonant life cycle comparison inspection and testing | |
| RU2772086C1 (en) | Method for monitoring under conditions of vibration tests of variable loading and fatigue damage to the structure of helicopter-type unmanned aerial vehicles | |
| RU2699918C1 (en) | Diagnostic method of technical state of buildings and structures | |
| CN115169162B (en) | Method and device for predicting airplane vibration environment and computer readable storage medium | |
| CN113639941A (en) | Method for testing bridge strain flexibility matrix | |
| Luczak et al. | Identification of the test setup influence on the modal properties of a short wind turbine blade during fatigue test | |
| Mironov et al. | Structural health monitoring of rotating blades on helicopters | |
| Vettori et al. | Virtual sensing for wind turbine blade full field response estimation in operational modal analysis | |
| Artur et al. | Approach to health monitoring of an aircraft structure with resistive ladder sensors during full scale fatigue test | |
| Ovchinnikov et al. | Authenticity of the equivalent vibration tests | |
| CN109283246B (en) | Damaged position location detecting system of aerogenerator blade | |
| AU2021201322A1 (en) | Methods and systems for determining a control load using statistical analysis | |
| John et al. | Monitoring of residual stresses in composite pressure vessels via modal analysis | |
| He et al. | A novel crack size quantification method based on lamb wave simulation | |
| CN116413133B (en) | Compressive strength monitoring method and system for special steel | |
| STAKHOVA | Monitoring System of Vibroacoustic Parameters of a Working Zone |