Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Результаты работ, повлекшие необходимость данных исследований 20
Выводы по главе 1 30
Глава 2. Обоснование и разработка оперативного метода уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации 31
2.1. Методические подходы к решению проблемы 31
2.2. Разработка математической модели “Оценка максимальной посадоч-ной шассийной нормальной перегрузки (nу) самолёта” для выявления на-груженности шасси и нормальной перегрузки самолёта при посадке 40
2.3. Методические подходы, использованные при выявлении подобных (2.73) конкретных закономерностей функционирования при посадочных ударах датчика нормальной перегрузки в центре масс самолёта
Выводы по главе 2 112
Глава 3 . Оценка динамической нагруженности конструкции самолёта в эксплуатации с учётом характеристик акселерометра 114
Выводы по главе 3 130
Глава 4. Нормирование уровня неровностей аэродромного покрытия с учётом их комплексного воздействия на самолёт 131
4.1. Нормирование уровня неровностей аэродромного покрытия с учётом их воздействия на темп расходования ресурса конструкции самолётов и вибрационный комфорт экипажа и пассажиров 131
4.2. Отработка расширенных нормативов ровности поверхности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП аэродромов ГА 168
Выводы по главе 4 200 Общие выводы по работе 202
Список использованных источников
- Разработка математической модели “Оценка максимальной посадоч-ной шассийной нормальной перегрузки (nу) самолёта” для выявления на-груженности шасси и нормальной перегрузки самолёта при посадке
- Методические подходы, использованные при выявлении подобных (2.73) конкретных закономерностей функционирования при посадочных ударах датчика нормальной перегрузки в центре масс самолёта
- Нормирование уровня неровностей аэродромного покрытия с учётом их воздействия на темп расходования ресурса конструкции самолётов и вибрационный комфорт экипажа и пассажиров
- Отработка расширенных нормативов ровности поверхности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП аэродромов ГА
Введение к работе
Актуальность работы. В понятие “полет” включаются также разбег самолета при взлете и пробег после посадки (Энциклопедия “Авиация”, ЦАГИ, М., 1994). За период своей эксплуатации типовой магистральный самолет проезжает по аэродромным покрытиям ~100150 тыс. км, что вполне сопоставимо с пробегом автомобиля. В случае грубой посадки самолета производится оценка состояния его конструкции с целью определения возможностей дальнейшей безопасной эксплуатации или необходимости ремонта и даже списания. Так, в октябре 1986 г. имела место грубейшая посадка самолета Ту-134А в аэропорту Курумоч, в ходе которой произошли разрушение конструкции и пожар. При этом штатный бортовой самописец К3-63 зафиксировал запись изменения во времени нормальной перегрузки, максимальное значение которой составило 4,18 ед. Обработка записи основным на тот момент уточняющим методом фильтрации дала максимальную величину, равную 3,7 ед. При такой перегрузке самолет не должен был разрушиться, и появился повод подозревать наличие дефектов его изготовления. Использование новейшей на тот момент авторской методики, описанной в гл. 3 данной работы, позволило обосновать, что максимальная уточненная величина нормальной перегрузки в данном случае составила 4,8 ед. Последствия такого уровня нагруженности и привели к разрушению.
С целью установления фактов посадок повышенной грубости в авиакомпаниях осуществляется стопроцентный контроль нагруженности конструкции самолетов при приземлении по величине нормальной перегрузки nу в центре масс на основании информации, выдаваемой штатными бортовыми средствами регистрации полетной информации (типа К3-63, МСРП, БУР и т.п.). Однако достаточно обоснованные и метрологически аттестованные методы уточненной оценки nу по показаниям указанных средств отсутствовали. Это вынуждало устанавливать критерии грубой посадки с определенными запасами, которые без знания соответствующих поправок, не гарантировали во всех случаях приостановку эксплуатации самолета. Очевидно, что подобная ситуация весьма негативно влияла на уровень безопасности полетов. С другой стороны, имели место случаи проведения указанных выше достаточно дорогостоящих мероприятий на самолетах, нагруженность которых согласно информации, полученной с помощью использовавшихся методов, превысила порог, выше которого соответствующая посадка классифицируется как грубая, тогда как на самом деле подобный порог не был преодолен.
Повышенный уровень неровностей аэродромных покрытий оказывает также существенное негативное влияние на эксплуатационные характеристики воздушных судов (ВС): темп расходования ресурса конструкции ВС, комфортность работы экипажа, максимальные нагрузки, действующие на ВС при наземных режимах движения и др.
В нашей стране и за рубежом проводились исследования для оценки предельно допустимых уровней неровностей поверхности аэродромных покрытий, однако полученные результаты не были обоснованы с учетом комплексности влияния уровня неровностей аэродромных покрытий на процесс летной и технической эксплуатации самолетов. В связи с этим данные результаты не были приняты в качестве теоретической основы и практической базы при разработке документов, регламентирующих годность поверхности аэродромных покрытий к эксплуатации в части их ровности.
Цель работы. Создание методологической основы формирования в гражданской авиации постоянно совершенствующейся и расширяющейся за счет распространения на самолеты новых типов системы оценки и обеспечения в условиях эксплуатации прочности конструкции самолетов при наземных режимах движения.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие основные задачи:
1. Разработать теоретические основы для оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс ВС по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации и ориентированные на эти рекомендации критерии грубой посадки современных типов самолётов гражданской авиации.
2. Разработать практический метод оценки перегрузки в центре масс самолета при приземлении, который, в отличие от указанной выше оперативной оценки, позволяет учесть индивидуальные характеристики соответствующего акселерометра для анализа наиболее проблемных случаев нагружения конструкции самолетов ГА при приземлении.
3. Разработать нормативы ровности поверхности искусственных покрытий ВПП, учитывающие их комплексное воздействие (темп расходования ресурса, виброкомфорт экипажа и пассажиров, а также максимально допустимая нагруженность) на конструкцию отечественных ВС.
4. Обеспечить широкое эффективное использование результатов решения вышеперечисленных задач в эксплуатационных предприятиях ГА.
Научная новизна работы состоит в:
- разработке теоретических основ формирования оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации.
- разработке новых математических моделей, позволяющих выявлять закономерности фиксации нормальной перегрузки при посадочных ударах в центре масс упругой системы самолётов различного типа штатными бортовыми средствами регистрации полётной информации.
- разработке математической модели функционирования акселерометра с учетом его индивидуальных характеристик в упругой конструкции самолёта при посадочных ударах.
- разработке метода формирования нормативов ровности поверхности искусственных покрытий ВПП с использованием результатов лётно-прочностных испытаний на примере двух типов самолётов на пяти аэродромах, контрастно отличающихся друг от друга по уровню неровностей.
- получении 50 статистических математических моделей, адекватно описывающих зависимости максимального виброускорения, а также усталостной повреждаемости, вносимой в единицу времени режима пробежки в конструкцию самолёта каким-либо нагружающим фактором, либо его максимальной величины за этот режим от параметров (масса самолёта, скорость, центровка) его и характеристик ровности поверхности анализируемого аэродромного покрытия. На основе этих математических моделей проведены расчёты для обоснования нормативов ровности поверхности аэродромных покрытий.
- разработке метода коррекции результатов моделирования, компенсирующего линейную составляющую их систематической погрешности.
Достоверность результатов подтверждается многолетним опытом использования выполненных автором разработок в практике эксплуатации 14-ти типов отечественных самолетов и внедренных отраслевых нормативов ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий.
Практическая значимость. Разработанные рекомендации для оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс ВС и критерии их грубой посадки, а также утвержденные Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации и введенные в действие Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к Нормам годности к эксплуатации гражданских аэродромов (НГЭА), а также Поправки 5 к Методам определения соответствия (МОС) НГЭА нормативы ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий широко используются в практике эксплуатации отечественных ВС.
Личный вклад автора. В течение всего времени выполнения указанных исследований автор являлся их ответственным исполнителем или научным руководителем. Автором разработаны основные решения указанных выше задач, сформировано необходимое нестандартное математическое обеспечение, выполнен основной объём расчётов, потребных для подготовки методических рекомендаций, критериев грубой посадки самолётов и нормативов ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий.
Апробация работы. Основные аспекты и результаты работы докладывались на многих международных и отраслевых конференциях и семинарах, в том числе:
- Лётно-технических конференциях по обобщению опыта эксплуатации самолёта Ту-154, 1980, 1982 г.г.
- Международной конференции “Экспериментальное оборудование и сертификация авиационной техники”, ЦАГИ, г. Жуковский, 22-27 августа 1995 г.
- Первой международной научно-методической и научно-исследовательской конференции “Плавность хода экологически чистых автомобилей в различных дорожных условиях и летательных аппаратов при приземлении и торможении”, МАДИ(ТУ), Москва, 3-7 февраля 1997 г.
- Международной научно-технической конференции “Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества”, МГТУ ГА, Москва, 18-19 мая 2006 г.
- XXXXII Всероссийском симпозиуме по механике и процессам управления, г. Миасс Челябинской обл., 18-20 декабря 2012 г.
- Международной научно-технической конференции “Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества”, МГТУ ГА, Москва, 24 апреля 2013 г.
Работа была отмечена как занявшая первое место в конкурсе на лучшую лётно-испытательную работу, выполненную в ГосНИИ ГА.
Публикации. По теме диссертации опубликованы 38 печатных работ, отражающие её основное содержание, в том числе 10 статей в рекомендованных ВАК изданиях.
Структура и объём работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов по каждой главе, общих выводов по работе и списка использованных источников. Работа изложена на 267 страницах, в том числе 39 таблиц и 42 рисунка. Список литературы содержит 175 наименований.
Разработка математической модели “Оценка максимальной посадоч-ной шассийной нормальной перегрузки (nу) самолёта” для выявления на-груженности шасси и нормальной перегрузки самолёта при посадке
Как уже отмечалось во введении, к середине семидесятых годов прошло го столетия была признана как очевидная актуальность задачи учета и, в меру возможного, минимизации отрицательного влияния связанных с совпадением диапазонов частот собственных колебаний упругой основной силовой конст рукции современных магистральных самолетов и варьирования наземных на грузок эффектов динамического отклика такой конструкции на соответствую щее внешнее воздействие, которые могут существенно повлиять на реальные уровни их нагруженности. Они, в свою очередь, могут сказаться как на летно технических характеристиках самолетов, так и на их эксплуатационной техно логичности как на стадии разработки, так и эксплуатации тяжелых магистраль ных транспортных самолетов. Тогда же практически одновременно в ряде ор ганизаций ГА (ГосНИИ ГА, Государственном научно-исследовательском институте эксплуатации и ремонта авиационной техники гражданской авиации (ГосНИИ ЭРАТ ГА), Рижском краснознаменном институте инженеров граж данской авиации (РКИИГА) и промышленности (филиал ЦАГИ) были начаты научно-исследовательские работы (НИР) с целью обоснования и разработки методов выявления уточненных значений перегрузок самолетов при приземле нии. Первые их результаты появились на рубеже семидесятых и восьмидесятых годов прошлого века. Те из этих результатов, что были получены в Гос НИИ ГА, нашли свое отражение в настоящей работе. Таким образом, данная глава посвящена изложению опубликованных результатов указанных выше НИР, проводившихся практически параллельно с исследованиями автора в РКИИГА, ГосНИИ ЭРАТ ГА и филиале ЦАГИ. Следует отметить, что порядок перечисления в последнем случае указанных трех организаций не случаен, ибо все соответствующие НИР выполнялись специалистами ГосНИИ ЭРАТ ГА (Г.Л. Лившиц) и филиала ЦАГИ (А.В. Алакоз, И.А. Галеев) совместно. Чуть позже, после интеграции ГосНИИ ЭРАТ ГА в ГосНИИ ГА, три последних исследователя оказались весьма тесно связаны с автором как в части отработки методических подходов к решению соответствующих задач, так и организации внедрения наработанных результатов в практику эксплуатации. В связи с этим прежде всего целесообразно остановиться на подходах к разработке рассматриваемой проблемы сотрудниками РКИИГА (Б.Т. Борисов, М.И. Пальчих, В.Г. Дупляков).
В работах [22-23], содержащих несколько весьма грубых методических и математических ошибок, сделана попытка объяснения причин того, что, как отмечено выше во введении, штатные бортовые средства регистрации полетной информации (типа К3-63 и МСРП) в конце 70-х г.г. ХХ в. фиксировали динамические процессы изменения nу при посадке (без введения специальных корректирующих поправок) с существенными погрешностями. Авторы этих работ не поставили перед собой вопросы необходимости введения указанных поправок, в связи с чем ими был лишь сформулирован тривиальный вывод о том, что “виброметрические приборы, установленные на ВС, имеют существенные недостатки и в ряде случаев не позволяют объективно оценить вибрационные процессы, возникающие при посадке”. По всей видимости, такой вывод был нужен данным исследователям для того, чтобы отметить перспективность системы наземной фиксации сейсмических характеристик поля волн, имеющих место при приземлении ВС. В то же время для всякого непредвзятого специалиста и тогда была очевидна не реалистичность оборудования каждого аэродрома ГА, на котором могут присутствовать самолеты МВЛ и более тяжелые ВС, подобными сложными в эксплуатации системами анализа сейсмических процессов малой интенсивности, имеющими место при посадочном ударе самолетов.
Исследования [25], в которых ведущими специалистами являлись уже упомянутые выше Г.Л. Лившиц, А.В. Алакоз и И.А. Галеев, были посвящены обоснованию и внедрению в эксплуатационную практику одного из видов указанных в предыдущем абзаце специальных корректив, т.е. так называемой методики фильтрации. Первый вариант (1981 г.) этой методики заключался в цифровой фильтрации, которая исключает из записи канала вертикальной перегрузки самописца К3-63, полученной в процессе рассматриваемого посадочного удара, гармонические составляющие с частотами выше 5 Гц. В дальнейшем (1993 г.) данная методика была усовершенствована путем введения для каждого типа самолета своего порога частоты с целью исключения из анализируемой записи гармоник с частотами выше соответствующего порога. В то же время, в отличие от разработанного автором углубленного подхода, подробно описанного в главе 3, методика фильтрации не принимает во внимание то, что чувствительный элемент канала перегрузки прибора К3-63 фиксирует являющийся совокупностью нескольких гармоник сигнал, по-разному (для отдельных составляющих), искажая начальные фазы каждой из них. При этом, по сравнению со сказанным в главе 3,использование метода фильтрации оказывается на много проще и доступно для расшифровывающего персонала предприятий ГА, обладающего даже средней квалификацией. Поэтому эта методика широко применяется и ныне в практике работы указанных предприятий наряду с предложенным автором описанным в главе 2 другим методическим подходом, первый этап внедрения которого в эту практику завершился несколько ранее (1980 г.). Участие автора в работе [25] заключалось в обсуждении её результатов, а также в предоставлении для их обоснования данных специальных летных испытаний самолетов с посадочными ударами повышенной интенсивности.
Кроме рассмотренных выше отечественных источников не выявлены какие-либо иные публикации, посвященные обоснованию и разработке методов получения с приемлемой погрешностью оценок величины перегрузок (либо иных характеристик интенсивности посадочного удара) при приземлении самолетов. В то же время из соответствующей эксплуатационной документации известны следующие критерии грубой посадки магистральных транспортных самолетов фирм Боинг и Эрбас: нормальная перегрузка в центре масс самолета и его вертикальная скорость, подтвержденные записью самописца за период приземления, выше соответственно 2 ед. и 9 фт/с (2,74 м/с). Для подобных типов самолетов, эксплуатируемых как в РФ, так и в ведущих зарубежных стра 23 нах, нормы летной годности (НЛГ) требуют, чтобы конструкция этих самолетов в эксплуатации могла претерпевать посадочные удары, которые характеризуются вертикальной скоростью не менее 10 фт/с (3,05 м/с). Сравнение таких критериев и соответственных положений НЛГ показывает, что здесь очевидна попытка как-то (пусть и весьма грубо) учесть наличие значимых погрешностей фиксации штатными бортовыми приборами характеристик интенсивности посадочного удара.
Ранее рассмотрение вопросов влияния аэродромных неровностей на самолеты ГА в основном проводилось в СибНИА [26]. В 7080-х г.г. прошлого столетия там систематически выполнялись измерения параметров неровностей поверхностей покрытий аэродромов, расположенных на всем пространстве СССР. Двух- или трехколесные специальные тележки с платформой, на которой была смонтирована центральная гировертикаль (ЦГВ), вырабатывающая сигнал, пропорциональный продольному углу наклона этой тележки к горизонту, являлись при этом измерительными инструментами. Соответствующая совокупность указанных сигналов может быть преобразована в спектральную плотность S анализируемых неровностей.
Методические подходы, использованные при выявлении подобных (2.73) конкретных закономерностей функционирования при посадочных ударах датчика нормальной перегрузки в центре масс самолёта
Выведенные для нахождения bn, bJ2, …, b65, b66 формулы достаточно громоздки и здесь не приводятся.
Таким образом, для определения корней системы (2.19) используется метод итерации. Нулевое приближение значений корней задается, как указано выше. Вычислительный процесс заканчивается, когда величины функционалов Fb F2, …, F6 по абсолютному значению оказываются меньше определенного наперед заданного числа ЕN. Расчеты показали, что для нахождения искомых координат Хь Уь …, Х3, Уз с точностью до 0,001 мм достаточно положить ЕN = 1,0. При этом результаты двух последних приближений итерационного процесса совпадают с точностью до третьего знака после запятой в то время, как значения координат имеют размерность [мм].
В результате выполнения приведенных выше вычислительных процедур оказываются известными соответствующие ходу амортизатора Sam координаты Хь Уь Х2, У2, Х3, Уз и значение СД.
На рис. 2.3 кинематическая схема основной стойки шасси представлена в положении, соответствующем углу тангажа самолета 0 = 0. Из рис. 2.3 следует, что фигурирующая в формуле (2.18) величина AS равна AS I = IАВ I cos а, (2.64) где угол наклона цилиндра-траверсы а может быть определен из очевидного соотношения X -X \сц-\дм\ а = arctg ( 3 2 ) - arctg ( 7 ). (2.65) У3-У2 \сд\ В отличие от AS входящее в выражение для коэффициента ф значение плеча ЕК зависит от 0. С учетом угла тангажа ЕК вычисляется по следующим тригонометрическим выражениям:
Соотношения (2.66)-(2.71) получены в результате анализа влияния угла тангажа самолета на изменения плеча силы Рк. Подобное изучение особенностей кинематической схемы шасси не связано с какими-либо затруднениями. В то же время соответствующие графические материалы достаточно громоздки и в связи с этим здесь не приводятся. Таким образом, изложенный подход позволяет определять передаточный коэффициент основной стойки шасси самолета Ту-134А при любых возможных значениях обжатия амортизатора и угла тангажа самолета при контакте с ВПП.
Очевидно, при наличии уклона ВПП угол тангажа должен быть соответствующим образом скорректирован, так как Рк в общем случае не вертикальна, а является нормальной реакцией поверхности полосы:
З = 3 + , (2.72)
где в качестве положительного принимается попутный уклон. При проведении расчетов в таком случае в формулы (2.66), (2.68), (2.69), (2.71) вместо 0 следует подставлять величину S . Кроме того, очевидно, что соотношение (2.72) вполне адекватно отображает влияние уклона ВПП на рассматриваемые характеристики нагруженности конструкции самолета пуК3"63 и пуш. В таком случае параметры 9и в (2.4) и (2.5) можно тождественно заменить величиной S , в результате чего система уравнений (2.4), (2.5) примет вид
В соответствии с использованным при разработке математической модели энергетическим подходом в процессе решения задачи производится оценка энергии самолета Епмая, поглощаемой при посадочном ударе амортизационными системами основных стоек шасси, и сравнение этой энергии с соответствующей её величиной Епная, поглощенной соответственно амортизаторами Еам и пневматиками Епн основных стоек шасси. Очевидно, что в МПНПК величина Епмая равна кинетической энергии самолета, которая определяется как [66] где g - ускорение свободного падения. Работа, поглощаемая амортизатором при его обжатии в процессе посадочного удара, может быть определена путем вычисления площади под диаграммой обжатия амортизатора Ршт = /(Sам), соответствующей рассматриваемому режиму работы амортизирующей системы.
На рис. 2.4 проиллюстрированы полученные у Разработчика результаты копровых испытаний основной стойки шасси, представленные в виде диаграмм обжатия амортизатора Ршт = /(Sам) при поглощении системой работы различной величины. При этом кривая 1 соответствует поглощению системой амортиза ции работы Аi = 66685 Дж (в таком случае, как установлено в ходе испытаний, энергия, рассеянная собственно в амортизаторе, составила А1ам = 55310 Дж), далее, кривая 2 получена при поглощении максимальной эксплутационной ра боты Аэ = 94930 Дж, тогда Аамэ = 83160 Дж; для зависимости 3 аналогич но - А2 = 117680 Дж, А2ам = 98850 Дж; кривая 4 получена при поглощении стойкой максимальной расчетной работы Амах = 142000 Дж, когда Ааммах = 110620 Дж.
Величины Аэ и Амах примерно соответствуют оцененной по (2.75) кинетической энергии самолета при максимальной посадочной массе Шпос.мах. = 43000 кг, а также вертикальных посадочных скоростях - максимальной эксплуатационной Vуэ = 3,05 м/с и максимальной расчетной Vумах = 3,74 м/с [67-70].
Координаты Sам и Ршт точек кривых 1, 2, 3 и 4, снятые с приведенных на рис. 2.4 графиков при значениях Sам, изменяющихся с шагом 0,0025 м, приведены соответственно в таблицах 2.1-2.4.
В таблицах 2.1-2.4 значение Ршт [Н] следует считывать справа от соответствующего значения хода Sам.
Из выше сказанного следует, что в каждом конкретном случае посадки функционирования амортизатора будет характеризоваться определенной диаграммой обжатия Ршт = /(Sам), вид и координаты точек которой очевидно зависят от величины поглощаемой им при посадочном ударе работы Аам.
Нормирование уровня неровностей аэродромного покрытия с учётом их воздействия на темп расходования ресурса конструкции самолётов и вибрационный комфорт экипажа и пассажиров
Как уже сказано выше (см. раздел 2.1), в качестве первичной информации о нагруженности конструкции транспортного самолета в условиях эксплуатации в настоящее время используются показания датчиков перегрузки, которые являются элементами ШБСРПИ. Известно, что эти датчики обладают хорошими точностными характеристиками в случае измерения перегрузки, медленно меняющейся во времени. Однако при регистрации процессов динамического нагружения имеют место существенные погрешности.
Рассмотрение особенностей функционирования подобного акселерометра, действующего в одной из зон упругой конструкции самолета, дало возможность установить факторы двух видов, обеспечивающих наибольшее воздействие на динамическую погрешность измерений:
1. Акселерометры инерционного типа (см. схему чувствительного эле мента массой m такого прибора на рис. 3.1) весьма точно регистрируют пере грузки, меняющиеся по гармоническому закону с частотами, не превышающи ми 0,7юо, где юо - круговая собственная частота колебаний чувствительной массы прибора [121-124]. Ускорения, изменяющиеся с частотами, близкими к юо, фиксируются с завышением, а при частотах ю » юо - с занижением. Кроме того, на рис. 3.1 к- коэффициент жёсткости присутствующей в конструкции акселелерометра пружины. Тогда [131-134] [к со0 = J—. V т Таким образом возникают ошибки первого рода.
2. Вместе с полезным сигналом акселерометры в зоне их установки реа гируют и на высокочастотные гармонические составляющие ускорения. Но они не вызывают значимого деформирования (нагружения) конструкции. Воздействующая на датчик j-я гармоническая составляющая процесса может быть описана выражением уj = Аj sin(cojt -9J), (3.1) где yj - вызванное действием данной гармоники перемещение точки установки акселерометра; Аj, (Qj, q)j - амплитуда, круговая частота и начальная фаза гармоники соответственно; t - время.
Согласно (3.2), зафиксированная датчиком j-я высокочастотная гармоника изменения ускорения с амплитудой Dj = ш/ Аj вызовет пиковое квазисмещение (деформацию) точки его установки, равное
Если частота j велико, то значение Аj может оказаться весьма малой, тогда будет очевидно фактическое отсутствие влияния j-й гармоники на процесс нагружения конструкции.
Следовательно, фиксация акселерометром отмеченных высокочастотных гармоник колебательного процесса также представляет собой причину появления дополнительных методических погрешностей (второго рода) оценки с его помощью уровня динамических нагрузок в зоне нахождения датчика.
На основании выполненных исследований в целях снижения рассматриваемых погрешностей в 1984 г. была разработана “Методика определения перегрузок, действующих на конструкцию самолета при посадке, по данным К3-63 (при отсутствии признаков непостоянной скорости протяжки К3-63)”. Ныне методика повсеместно применяется в практике сопровождения полетов самолетов ГА.
Алгоритм, используемый в методике, заключается в цифровой фильтрации, позволяющей исключить из рассматриваемого процесса изменения перегрузки гармонические составляющие с частотами выше некоторого зависящего от типа самолета порога. Предполагается, что гармоники с бльшими частотами не вносят существенного вклада в реальную нагруженность конструкции, что в некоторой степени позволяет устранить указанные погрешности второго рода. Гармоники с частотами до соответствующего порога регистрируются датчиками перегрузок штатных бортовых систем типа К3-63 и МСРП без существенных амплитудных искажений (собственная частота колебаний чувствительных элементов датчиков 10 - 11 Гц). Следовательно, в первом приближении фильтрация позволяет также исключить из результатов измерений амплитудные погрешности.
В то же время методика фильтрации не позволяет учесть ряд причин, вызывающих динамическую погрешность измерения перегрузки. Это связано с тем, что, во-первых, сигнал, состоящий из ряда гармоник, как правило фикси 117 руется датчиком так, что их начальные фазы искажаются по-разному. Во-вторых, подавление высокочастотных гармоник производится независимо от их реального вклада в конструкционную нагруженность в данном конкретном случае. При этом некоторые гармоники с частотой менее принятого порога могут также оказаться незначимыми с точки зрения влияния на нагруженность.
Например, неучтенная ошибка оценки перегрузок в случаях, когда они близки к разрушающим, может достигать 30 % как в сторону завышения, так и занижения.
Принимая во внимание вышеизложенное, был отработан метод [135,179], учитывающий комплекс перечисленных факторов, оказывающих закономерное влияние на динамическую погрешность измерения перегрузки акселерометрами инерционного типа. В целях обеспечения учета амплитудных и фазовых искажений гармонических составляющих процесса изменения во времени перегрузки (ускорения) в месте установки датчика полученную на регистраторе запись следует проанализировать с помощью алгоритма Фурье [136-138]. В результате выявляются амплитуды уц, начальные фазы ф ц и частоты J (j = 1,2, …, N) гармоник рассматриваемого процесса, а также его постоянная составляющая уо. Если бы j-я гармоническая составляющая процесса регистрировалась акселерометром без искажений, ее амплитуда Dj могла бы быть найдена из соотношения
Отработка расширенных нормативов ровности поверхности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП аэродромов ГА
Таким образом, отработка нормативов 2 в конечном счёте осуществлялась на основании полученных с помощью соответствующих математических моделей расчётных данных о нагружении конструкции СМС следующими тринадцатью силовыми факторами: a, MIZ28LEV, MIZ28PR, MIZ215PR, MZF30, MZF49, MPRGO, NY, PGO, PXPR, PXNOS, PYPR, US3SU.
Затем для всех анализируемых k из общего конгломерата величин cL, найденных с помощью каждой из моделей, выбирались значения минимумов cLмin, подразумевая, что при иных комбинациях независимых параметров движения СМС по покрытиям аэродромов такие минимальные характеристики ровности будут вызывать нагруженность, заведомо меньшую, чем Рмахэ. В таблице 4.13 даны найденные с использованием рассматриваемого подхода для всех перечисленных выше 13-и параметров нагружения и различных значений k минимальные оценки cLмin [мм2м1-k]. Фигурирующие в строке этой таблицы, соответствующей р-му параметру нагружения конструкции СМС, цифры можно рассматривать как ординаты зависимости cLмin = f(k), определяющей параметры ровности покрытия аэродрома, при которых обеспечивается отсутствие превышения при эксплуатации СМС сходного класса значениями этого р-го показателя предельной границы, указанной в относящейся к такому параметру строке таблицы 4.8. Определённые таким образом 13 подобных зависимостей даны в графической форме на рис. 4.20, 4.21, где (а также на рис. 4.22) на орди-натной оси вместо cLмin или пояснённого ниже понятия cLмinмin применено обобщенное обозначение “c”. Здесь также показаны графики аналогичных нормативных зависимостей, заданных в таблицах 4.5 и 4.7 раздела 4.1. Далее, по аналогии со школьными отметками, было принято, что обозначенная в таблице 4.7 ровность аэродромной поверхности, которая должна быть обеспечена после завершения ее строительства или капитального ремонта (реконструкции), соответствует равному 5 критерию ее ровности R. При этом было решено, что помещенные в таблицу 4.5 показатели уровня ровности, предельно-допустимого с точки зрения усталостной повреждаемости конструкции, вибраций, а также комфорта летного состава и пассажиров СМС, соответствуют критерию ровности R = 2 [149,174,181].
Само собой, что в соответствии с изложенными выше методическими подходами в качестве параметров cLмinмin отрабатываемых нормативов 2 следует принимать соответствующие минимальные величины из фигурирующих в табл. 4.13 для данного k. Значения cLмinмin, относящиеся к определённым k, также указаны в нижней строке таблицы 4.13. Таким образом, в этой строке приведены ординаты зависимости cLмinмin = f(k), определяющей максимально допустимый уровень характеристик неровностей аэродромного покрытия, не допускающий превышения в процессе использования СМС и самолётов сходного с ними класса параметрами нагружения их конструкции, наиболее важными с точки зрения обеспечения её прочности и приемлемой вибронагруженности, максимально допустимых в эксплуатации величин. В графической форме эта
194 зависимость также показана на рисунках 4.20 и 4.21 как утолщённая линия. Из этих рисунков следует, что выявленная предельная граница cLмinмin = f(k), что и ожидалось, лежит несколько выше соответствующих критерию R = 2 нормативов. В области меньших k она совпадает при этом с построенной с использованием математической модели, относящейся к параметру нагружения MIZ215PR, кривой cLмin = f(k), , а затем – с соответствующей линией для NY.
Таким что нормативы 2 оказываются определёнными полностью. В целях сочетания этой нормативной границы с установленным для критерия R = 2 пределом, для нее была определена градация R = 1. По-другому, если на графике с осями абсцисс k и ординат c имеющая ко ординаты, соответствующие характеристикам продольной ровности k и c рас сматриваемого покрытия ВПП точка (далее упоминается как просто точка), ле жит на заданной самыми верхней и нижней строками таблицы 4.13зависимости c = f(k), то такая аэродромная поверхность имеет критерий ровности R = 1. Са мо собой, если точка находится выше упомянутой функции, критерий олицетворяемой этой точкой ровности поверхности ВПП R 1 (рассматривае мое покрытие не годится для эксплуатации на нём самолётов). В свою очередь попадание точки ниже соответствующей R = 1, либо далее на кривую c = f(k), заданную таблицей 4.5 (либо 4.6; как указано в разделе 4.1, это связано с типа ми самолетов, которые эксплуатируются на данной ВПП) кривой, означает, что критерий ровности данного покрытия аэродрома R 2, т.е. ровность неудовле творительная (или R = 2). Затем, пребывание точки на линии c = f(k), заданной таблицей 4.7 (или в области ниже этой линии) означает, что критерий ровности соответственной аэродромной поверхности R = 5 (или R 5). Из рис. 4.22 оче видно, что нахождению точки в каком-нибудь любом из сечений k = const, а также в области между графиками c = f(k), определяющими R, равные 5, 2 и 1, с помощью линейных интерполяционных методов может быть поставлен в
