RU2007142379A - Способ и устройство контроля состояния конструкции самолета - Google Patents

Abstract

1. Способ контроля состояния конструкции самолета, заключающийся в том, что ! измеряют эффекты столкновений, напряжений или старения этой конструкции, отличающийся тем, что для осуществления этих измерений ! на части этой конструкции, предназначенные для контроля, устанавливают пьезоэлектрические датчики, ! постоянно считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в центральный блок обработки, во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе, ! эти сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции самолета в месте установки датчиков, ! для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности датчиков, соединенных с центральным блоком обработки. ! 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что ! для обеспечения постоянного питания оборудования осуществляют контроль питания электрической энергией и, в случае необходимости, его дополняют питанием от батареи. ! 3. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что для обеспечения постоянного считывания сигналов тестируют состояние шины связи между датчиками и центральным блоком обработки. ! 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что для считывания измеренных сигналов производят измерение одной или нескольких характеристик этого сигнала, выбранных из группы, состоящей из ! контрольных параметров датчика, ! даты измеренного акустического события, ! частоты волны измеренного акустического события, ! числа чередований сигнала, значение которого находится над порогом, ! продолжительности импульса чередований сигнала, значение которого находится над порогом, ! максимального значения измеренного сигнала, ! минимального

Claims (8)

1. Способ контроля состояния конструкции самолета, заключающийся в том, что

измеряют эффекты столкновений, напряжений или старения этой конструкции, отличающийся тем, что для осуществления этих измерений

на части этой конструкции, предназначенные для контроля, устанавливают пьезоэлектрические датчики,

постоянно считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в центральный блок обработки, во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе,

эти сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции самолета в месте установки датчиков,

для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности датчиков, соединенных с центральным блоком обработки.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что

для обеспечения постоянного питания оборудования осуществляют контроль питания электрической энергией и, в случае необходимости, его дополняют питанием от батареи.

3. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что для обеспечения постоянного считывания сигналов тестируют состояние шины связи между датчиками и центральным блоком обработки.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что для считывания измеренных сигналов производят измерение одной или нескольких характеристик этого сигнала, выбранных из группы, состоящей из

контрольных параметров датчика,

даты измеренного акустического события,

частоты волны измеренного акустического события,

числа чередований сигнала, значение которого находится над порогом,

продолжительности импульса чередований сигнала, значение которого находится над порогом,

максимального значения измеренного сигнала,

минимального значения измеренного сигнала,

времени повышения измеренного сигнала,

частотного спектра измеренного сигнала,

времени запаздывания измеренного сигнала.

5. Способ по любому из пп.1 и 2, 4, отличающийся тем, что содержит одну или несколько следующих операций:

проверяют наличие датчиков,

при помощи функции автоматического отключения проверяют, чтобы центральный блок обработки не работал в замкнутом режиме,

контролируют четыре зоны самолета при помощи 24 датчиков на зону, при этом упомянутыми зонами являются купол радиолокационной антенны самолета, передние кромки крыльев самолета и хвостовое оперение самолета,

осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии,

фильтруют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц,

определяют порог, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяется в зависимости от того, находится ли самолет в полете или на стоянке,

сохраняют сигнал в скоростном буферном ЗУ для записи событий, продолжительность которых короче времени запоминания в запоминающем устройстве типа ЭСППЗУ,

определяют верхний порог сигнала и при сигналах, превышающих этот порог, включают сигнал тревоги.

6. Способ по п.3, отличающийся тем, что содержит одну или несколько следующих операций:

проверяют наличие датчиков,

при помощи функции автоматического отключения проверяют, чтобы центральный блок обработки не работал в замкнутом режиме,

контролируют четыре зоны самолета при помощи 24 датчиков на зону, при этом упомянутыми зонами являются купол радиолокационной антенны самолета, передние кромки крыльев самолета и хвостовое оперение самолета,

осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мкс при каждом акустическом событии,

фильтруют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц,

определяют порог, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяется в зависимости от того, находится ли самолет в полете или на стоянке,

сохраняют сигнал в скоростном буферном ЗУ для записи событий, продолжительность которых короче времени запоминания в запоминающем устройстве типа ЭСППЗУ,

определяют верхний порог сигнала и при сигналах, превышающих этот порог, включают сигнал тревоги.

7. Устройство контроля состояния конструкции самолета, содержащее установленное на борту самолета устройство обнаружения путем акустического измерения проявления столкновений, напряжений или старения на этой конструкции, и бортовое устройство, обеспечивающее безопасность работы установленного на борту самолета устройства обнаружения.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что содержит средства контроля аналогового сигнала, выдаваемого устройством обнаружения.