RU2545150C1 - Method for controlling state of aircraft construction - Google Patents
Method for controlling state of aircraft construction Download PDFInfo
- Publication number
- RU2545150C1 RU2545150C1 RU2014108188/11A RU2014108188A RU2545150C1 RU 2545150 C1 RU2545150 C1 RU 2545150C1 RU 2014108188/11 A RU2014108188/11 A RU 2014108188/11A RU 2014108188 A RU2014108188 A RU 2014108188A RU 2545150 C1 RU2545150 C1 RU 2545150C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- signal
- tire
- landing
- monitoring
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к измерительным системам, а именно к средствам контроля состояния конструкции и шасси летательного аппарата, и может быть использовано в различных транспортных средствах (самолетах, вертолетах, беспилотных летательных аппаратах и др.).The invention relates to measuring systems, namely to means for monitoring the state of the structure and chassis of an aircraft, and can be used in various vehicles (airplanes, helicopters, unmanned aerial vehicles, etc.).
Наиболее близким к изобретению является способ контроля состояния конструкции летательного аппарата, заключающийся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мс при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси (на стойках шасси летательного аппарата) устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состоянии каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки (Патент РФ на изобретение, М.кл. G01M 17/02, G01S 13/88, опубл. 27.02.2012).Closest to the invention is a method of monitoring the state of the structure of an aircraft, which consists in monitoring a number of zones of the aircraft in constant time mode, which uses a lot of piezoelectric sensors in each zone, install piezoelectric sensors on parts of the structure intended for monitoring, determine the conditions under which measurements are taken, the upper and lower boundaries of the threshold are determined, beyond which a decision is made to measure the signal, while mentioning The threshold is changed depending on whether the aircraft is in flight or at a standstill, these signals are the result of the presence of an acoustic wave in the structure at the installation site of the piezoelectric sensors, measure the signal for about 100 ms at each acoustic event, determine the number of transitions by the signal threshold, and emit a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, convert the received acoustic signals into analog electrical signals, read and they send signals from the sensors to the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the data acquisition device for continuous reading, give an alarm in case of detection of a malfunction of the piezoelectric sensor, or a break in the communication bus, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the glider skin of the aircraft in microradars are installed in the area of the chassis (on the landing gear of the aircraft), the number of which corresponds to the number of tires of the aircraft chassis, so that a strictly defined “own” tire falls into the radiation pattern of each microradar, radar signals are emitted in the direction of each tire and received reflected from the tires the signal when the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the selected harmonics of the reflected signal are analyzed, determined the technical condition of each tire individually and the landing gear system as a whole during take-off and landing periods of the aircraft based on determining the state of the tires in the process of analyzing the selected harmonics of the reflected signal, record information about the state of each tire in a secure on-board information storage device, give an alarm when the transition of the parameters of any of the tires to a malfunctioning state provides information to the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the tires of the aircraft apparatus and the occurrence of a malfunction during its take-off or landing (RF Patent for an invention, M.cl. G01M 17/02,
Недостатком известного способа является заниженная надежность контроля технического состояния шин, обусловленная тем, что при нахождении в диаграмме направленности всей шины в отраженном от шины сигнале будут одновременно присутствовать гармоники, имеющие одинаковую частоту, но противоположный фазовый сдвиг, это приведет к уничтожению гармоник при их сложении. Это вызвано тем, что при вращении шины образуются набегающие и убегающие области, которые формируют равные по частоте гармоники, но противоположные по фазе. При нахождении в диаграмме направленности микрорадара только части шины исключит формирование противофазных гармоник.The disadvantage of this method is the underestimated reliability of monitoring the technical condition of the tires, due to the fact that when the entire tire is in the radiation pattern in the signal reflected from the bus, harmonics having the same frequency but the opposite phase shift will be present at the same time, this will destroy harmonics when they are added. This is due to the fact that during the rotation of the tire, incident and runaway regions are formed, which form harmonics with equal frequency, but opposite in phase. When only a part of the tire is in the microradar pattern, it will prevent the formation of antiphase harmonics.
Техническим результатом изобретения является повышение надежности контроля технического состояния шин за счет исключения формирования противофазных гармоник.The technical result of the invention is to increase the reliability of monitoring the technical condition of tires by eliminating the formation of antiphase harmonics.
Технический результат достигается тем, что способ контроля состояния конструкции летательного аппарата, заключающийся в мониторинге ряда зон летательного аппарата в режиме постоянного времени, для чего используют множество пьезоэлектрических датчиков на каждую зону, устанавливают пьезоэлектрические датчики на частях конструкции, предназначенных для мониторинга, определяют условия, в которых производятся измерения, определяют верхнюю и нижнюю границы порога, за пределами которого принимают решение об измерении сигнала, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится ли летательный аппарат в полете или на стоянке, указанные сигналы являются результатом присутствия акустической волны в конструкции в месте установки пьезоэлектрических датчиков, осуществляют измерение сигнала в течение около 100 мс при каждом акустическом событии, определяют число переходов сигналом порога, причем выделяют сигнал, который находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, преобразуют полученные акустические сигналы в аналоговые электрические сигналы, считывают и обрабатывают сигналы, поступающие от датчиков в цифровой блок обработки сигнала во время полезного срока службы летательного аппарата на земле и в воздухе, для постоянного считывания подтверждают исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, соединенных с устройством сбора информации, подают сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования, обеспечивают постоянное питание элементов устройства мониторинга, при этом в обшивке планера летательного аппарата в районе шасси устанавливают микрорадары, число которых соответствует числу шин шасси летательного аппарата, так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная «своя» шина, излучают в направлении каждой из шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от шин сигнал при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, производят анализ выбранных гармоник отраженного сигнала, определяют техническое состояние каждой шины в отдельности и системы шин шасси в целом в периоды взлета и посадки летательного аппарата на основе определения параметров состояния шин в процессе анализа выбранных гармоник отраженного сигнала, записывают информацию о параметрах состояния каждой шины в защищенный бортовой накопитель информации, подают сигнал тревоги при переходе параметров любой из шин в неисправное состояние, обеспечивают информирование экипажа летательного аппарата о текущем техническом состоянии шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, дополнительно устанавливают микрорадары так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная передняя или задняя часть «своей» шины, излучают в направлении каждой из частей шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от части шин сигнал.The technical result is achieved by the fact that the method of monitoring the state of the structure of the aircraft, which consists in monitoring a number of zones of the aircraft in constant time mode, which uses many piezoelectric sensors in each zone, install piezoelectric sensors on parts of the structure intended for monitoring, determine the conditions in which are measured, determine the upper and lower boundaries of the threshold, beyond which a decision is made to measure the signal, while the crumpled threshold is changed depending on whether the aircraft is in flight or at a standstill, these signals are the result of the presence of an acoustic wave in the structure at the installation site of the piezoelectric sensors, measure the signal for about 100 ms at each acoustic event, determine the number of transitions by the signal threshold, and emit a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, convert the received acoustic signals into analog electrical signals, read and they process signals arriving from the sensors in the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the information collection device for continuous reading, give an alarm if a piezoelectric sensor malfunction is detected, or a break in the communication bus, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device, while in the skin of the airframe In the area of the chassis, microradars are installed, the number of which corresponds to the number of chassis tires of the aircraft, so that a strictly defined “own” tire falls into the radiation pattern of each microradar, radar signals are emitted in the direction of each tire, and the signal reflected from the tires is received when the aircraft moves at the airport until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the selected harmonics of the reflected signal are analyzed, the technical condition of each individual tires and landing gear systems as a whole during take-off and landing periods of the aircraft based on determining the state of the tires in the process of analyzing the selected harmonics of the reflected signal, record information about the state of each tire in a secure on-board data storage device, give an alarm when any from tires to a malfunctioning state, ensure that the aircraft crew is informed of the current technical condition of the aircraft tires and the occurrence of a malfunction during take-off or landing, further mikroradary adjusted so that a directivity pattern of each mikroradara fell strictly defined front or rear portion of "its" tire radiate in the direction of each part tire radar signal and receiving a reflected signal from a part of the tire.
Заявляемый способ реализуется в устройстве контроля состояния конструкции летательного аппарата (Патент РФ на изобретение, М.кл. G01M 17/02, G01S 13/88, опубл. 27.02.2012), которое содержит установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, при этом первое устройство обнаружения состоит из множества пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, сигнал находится в частотном диапазоне от 20 кГц до 2 МГц, бортовое устройство обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, причем первый и второй выходы первого устройства обнаружения соединены соответственно с первым входом устройства сбора информации и первым входом блока сигнализации аварийного состояния, выход которого соединен со вторым входом устройства сбора информации, выход бортового устройства соединен с входом первого устройства обнаружения, второй выход блока питания соединен со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, первый выход блока питания соединен с входом бортового устройства, второе устройство обнаружения, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, а выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, второй выход которого соединен с выходом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера.The inventive method is implemented in a device for monitoring the state of the aircraft structure (RF Patent for an invention, M.cl. G01M 17/02, G01S 13/88, publ. 02/27/2012), which contains the first detection device installed on board the aircraft, a collecting device information, on-board device, emergency alarm unit, power supply, while the first detection device consists of many piezoelectric sensors installed on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each zone the aircraft and measuring the signal for about 100 microseconds at each acoustic event, determined by the value of the upper and lower thresholds, the signal is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, the on-board device ensures the safety of the first detection device installed on board the aircraft, the first and the second outputs of the first detection device are connected respectively to the first input of the information collection device and the first input of the alarm unit, for which it is connected to the second input of the information collection device, the output of the on-board device is connected to the input of the first detection device, the second output of the power supply is connected to the second input of the alarm unit, the first output of the power supply is connected to the input of the on-board device, the second detection device, sensor block, alarm indicator, and the first, second and third inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second and third outputs of the sensor unit, and the outputs of the second device The detection units are connected to the group of third inputs of the information collection device, the second output of which is connected to the output of the alarm indicator, the sensor unit consists of the terminal block of the landing gear of the aircraft, motion sensor, altimeter.
Кроме того, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n микрорадаров, n усилителей, n аналого-цифровых преобразователей, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами элемента И, входом элемента НЕ, выход которого соединен с третьим входом элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n микрорадаров, выходы n аналого-цифровых преобразователей являются выходами второго устройства обнаружения.In addition, the second detection device contains an element NOT, an element AND, n microradars, n amplifiers, n analog-to-digital converters connected in series, the first, second and third inputs of the second detection device being the first, second inputs of the element AND, the input of the element NOT, the output which is connected to the third input of the element And, the output of which is connected to the second inputs of n microradars, the outputs of n analog-to-digital converters are the outputs of the second detection device.
Кроме того, устройство сбора информации определяет параметры состояния шины в соответствии с алгоритмом анализа выбранных гармоник отраженных сигналов от облученной шины, заключающемся в осуществление выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и возможности определения параметров, связанных с шиной, определении параметров: балансировка и юстировка в диапазоне от 1-й до 2-й гармоники, расслоение ленты протектора и неравномерный износ протектора в диапазоне от 3-й до n-гармоники, где n - фундаментальная гармоника, связанная с шаблоном протектора, износ протектора определяется в диапазоне от n- и до m-й гармоники, где m является верхним обертоном энергии шаблона протектора.In addition, the information collection device determines the state parameters of the bus in accordance with the algorithm for analyzing the selected harmonics of the reflected signals from the irradiated bus, which consists in selecting a range of harmonics of the reflected signals based on the estimation of the average harmonic energy, estimation of the center of mass of the harmonics distribution and the possibility of determining the parameters associated with the tire, determining the parameters: balancing and alignment in the range from the 1st to 2nd harmonics, stratification of the tread tape and uneven wear of the tread in the range from the 3rd to n-harmonics, where n is the fundamental harmonic associated with the tread pattern, tread wear is determined in the range from the n- and mth harmonics, where m is the upper overtone of the tread pattern energy.
Новым признаком, обладающим существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.A new sign with significant differences in the method is the following set of actions.
Устанавливают микрорадары так, чтобы в диаграмму направленности каждого микрорадара попадала строго определенная передняя или задняя часть «своей» шины, излучают в направлении каждой из частей шин радиолокационный сигнал и принимают отраженный от части шин сигнал.They install microradars so that a strictly defined front or rear part of their own tire falls into the radiation pattern of each microradar, radar signal is emitted in the direction of each part of the bus, and a signal reflected from the part of the bus is received.
На фиг. 1 приведена функциональная схема устройства, на фиг. 2 - функциональная схема второго устройства обнаружения.In FIG. 1 shows a functional diagram of the device, in FIG. 2 is a functional diagram of a second detection device.
Устройство содержит установленное на борту летательного аппарата первое 1 и второе 2 устройство обнаружения, устройство 3 сбора информации, блок 4 сигнализации аварийного состояния, бортовое устройство 5, блок 6 питания, блок 7 датчиков, индикатор 8 тревоги.The device comprises a first 1 and a second 2 detection device mounted on board the aircraft, an information collecting device 3, an emergency signaling unit 4, an on-board device 5, a power supply unit 6, a sensor unit 7, an alarm indicator 8.
Второе устройство 2 обнаружения состоит из элемента НЕ 9, элемента И 10, последовательно соединенных n микрорадаров 11, n усилителей 12, n аналого-цифровых преобразователей 13.The
Блок 7 датчиков состоит из блока 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 15 движения, высотомера 16.Block 7 of the sensors consists of a block 14 of the limit switches of the chassis of the aircraft, the sensor 15 movement, altimeter 16.
Способ контроля состояния конструкции летательного аппарата реализуется следующим образом.The method of monitoring the state of the aircraft structure is implemented as follows.
Самолеты оборудуются системой постоянного контроля, осуществляемого на протяжении всего полезного срока службы самолета. Как правило, этот полезный срок службы включает в себя фазы полета и фазы стоянок в аэропорту или в техническом ангаре. Система контроля является электронной системой с питанием от бортовой сети. Постоянное электрическое питание, поддерживаемое во время фаз стоянок, позволяет произвести исследования по всем событиям, произошедшим с самолетом. При ударах или столкновениях, а также больших усилиях, которым подвергается конструкция самолета, в местах ударов или столкновений или в зоне напряжения происходит излучение звуковой волны. Поэтому в чувствительных местах упомянутых критических частей (узлов) устанавливаются наборы пьезоэлектрических датчиков. Эти датчики соединены с электронной системой и выдают на нее сигнал сразу при возникновении какого-либо события.Aircraft are equipped with a continuous monitoring system, carried out throughout the useful life of the aircraft. Typically, this useful life includes flight phases and phases of parking at the airport or in a technical hangar. The control system is an electronic system powered by the on-board network. Constant electrical power, supported during the phases of the parking, allows you to conduct research on all events that have occurred with the aircraft. During impacts or collisions, as well as the great forces that the aircraft is subjected to, in the places of impacts or collisions or in the stress zone, sound wave radiation occurs. Therefore, in sensitive places of the aforementioned critical parts (nodes), sets of piezoelectric sensors are installed. These sensors are connected to the electronic system and give a signal to it immediately when an event occurs.
При применении способа измеряют мощные импульсы механических волн, спектральные составляющие которых на практике находятся в пределах от 20 кГц до 2 МГц. Акустическая схема позволяет анализировать в режиме реального времени данные: характеристики импульсов (высокочастотных сигналов) во временной области. Можно также предусмотреть анализ их частотных характеристик. Она позволяет также локализовать акустические источники по зоне или ячейке, распознавать и классифицировать акустические источники в реальном времени и автоматически фильтровать и сохранять в памяти акустические импульсы в зависимости от их характеристик и выделять из них данные, характерные для определенного явления.When applying the method, powerful pulses of mechanical waves are measured, the spectral components of which in practice are in the range from 20 kHz to 2 MHz. The acoustic scheme allows you to analyze in real time the data: the characteristics of the pulses (high-frequency signals) in the time domain. An analysis of their frequency characteristics may also be provided. It also allows you to localize acoustic sources by zone or cell, recognize and classify acoustic sources in real time, and automatically filter and store acoustic pulses in memory depending on their characteristics and extract data specific to a particular phenomenon from them.
Пьезоэлектрические датчики устанавливают в зонах, включающих: купол радиолокационной антенны; передние кромки крыльев и хвостового оперения.Piezoelectric sensors are installed in areas including: a dome of a radar antenna; leading edges of wings and tail.
При этом первое 1 устройство обнаружения, состоящее из множества пьезоэлектрических датчиков, обеспечивает непрерывный мониторинг каждой зоны летательного аппарата и измерение сигнала в течение около 100 микросекунд при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, при этом упомянутый порог изменяют в зависимости от того, находится самолет в полете или на стоянке.Moreover, the first 1 detection device, consisting of many piezoelectric sensors, provides continuous monitoring of each zone of the aircraft and signal measurement for about 100 microseconds at each acoustic event, determined by the value of the upper and lower threshold, while the said threshold is changed depending on the plane is in flight or in the parking lot.
Сигналы с первого и второго выхода первого 1 устройства обнаружения поступают соответственно на первые и вторые входы устройства 3 сбора информации непосредственно и через блок 4 сигнализации аварийного состояния.The signals from the first and second outputs of the first 1 detection device are respectively received at the first and second inputs of the information collection device 3 directly and through the emergency signaling unit 4.
При этом устройство 3 сбора информации считывает и обрабатывает сигналы, поступающие от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе, подтверждает исправную работу совокупности пьезоэлектрических датчиков, а также подает сигнал тревоги в случае обнаружения неисправности пьезоэлектрического датчика, или обрыва шины связи, или сбое оборудования.In this case, the device 3 for collecting information reads and processes signals from the piezoelectric sensors during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, confirms the correct operation of the set of piezoelectric sensors, and also gives an alarm if a piezoelectric sensor malfunction or a communication bus break , or hardware failure.
Устройство 1 сбора информации, поступающей от датчиков, включает в себя: преобразователь акустического сигнала в аналоговый электрический сигнал, цифровой блок обработки сигнала, супервизор (контроллер), обеспечивающий сбор и передачу данных в запоминающее устройство, детектирование неисправностей системы и координирование своевременного считывания данных цифровым блоком обработки данных, поступающих в буферные запоминающие устройства и массовые запоминающие устройства (ЗУ) сверхбольшой емкости, позволяющие системе собирать большие количества данных, устройство диагностики, связанное с супервизором и конфигурированное для постоянной загрузки, записи, считывания и обработки сигналов, поступающих от пьезоэлектрических датчиков во время полезного срока службы самолета на земле и в воздухе, вывода данных на дисплей, конфигурацию и калибровку оборудования, включая пороговые значения параметров оборудования в зависимости от того, находится самолет в полете или на земле, времена релаксации после события, передачи данных в массовое ЗУ, а также для подтверждения исправной работы указанного множества пьезоэлектрических датчиков.The device 1 for collecting information from sensors includes: an acoustic signal to analog electric signal converter, a digital signal processing unit, a supervisor (controller), which collects and transfers data to a storage device, detects system malfunctions, and coordinates the timely reading of data by a digital unit processing of data entering the buffer storage devices and mass storage devices (memory) of extra large capacity, allowing the system to collect more e amounts of data, a diagnostic device associated with the supervisor and configured to continuously download, write, read and process signals from piezoelectric sensors during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, display data, configure and calibrate equipment, including threshold values of equipment parameters depending on whether the aircraft is in flight or on the ground, relaxation times after an event, data transfer to a mass storage device, and also to confirm the equations oh operation of the specified set of piezoelectric sensors.
Бортовое устройство 5 обеспечивает безопасность работы установленного на борту летательного аппарата первого устройства обнаружения, при этом сигнал с выхода бортового устройства поступает на вход первого устройства обнаружения.The on-board device 5 ensures the safety of the first detection device installed on board the aircraft, while the signal from the output of the on-board device is fed to the input of the first detection device.
Для обеспечения постоянного питания системы мониторинга осуществляют постоянный контроль подачи электрической энергии и, в случае необходимости, подключают аварийную батарею, при этом напряжение питания со второго выхода блока 6 питания поступает на второй вход блока 4 сигнализации аварийного состояния, а напряжение с первого выхода блока 6 питания поступает на вход бортового устройства 5.To ensure constant power supply, monitoring systems constantly monitor the supply of electric energy and, if necessary, connect an emergency battery, while the power supply from the second output of power supply unit 6 is supplied to the second input of emergency signaling unit 4, and the voltage from the first output of power supply unit 6 arrives at the input of the on-board device 5.
Шасси летательного аппарата являются неотъемлемой частью его конструкции. Наиболее уязвимым элементом современных шасси, как показывает практика, являются шины. Достаточно часто неисправности шин летательных аппаратов приводят к предпосылкам к летным происшествиям, авариям и катастрофам. Одной из причин такого положения вещей является отсутствие мониторинга технического состояния шин летательного аппарата в основные периоды их реального функционирования - периоды взлета и посадки летательного аппарата, а также отсутствие информирования экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период взлета или посадки. Предлагаемое устройство позволяет устранить вышеуказанные недостатки. Для этого в период выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата сигналы соответственно от блока 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 15 движения, высотомера 16, входящих в состав блока 7 датчиков, поступают на первый, второй и третий входы второго 2 устройства обнаружения и соответственно на первый и второй входы элемента И, непосредственно и на третий вход элемента И, через элемент НЕ.The chassis of the aircraft are an integral part of its design. The most vulnerable element of modern chassis, as practice shows, are tires. Quite often, aircraft tire malfunctions lead to prerequisites for flight accidents, accidents and disasters. One of the reasons for this state of affairs is the lack of monitoring of the technical condition of the aircraft tires during the main periods of their actual functioning - the periods of take-off and landing of the aircraft, as well as the lack of informing the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the aircraft tires and malfunction during take off or landing. The proposed device allows to eliminate the above disadvantages. For this, during taxiing to the runway and take-off of the aircraft, signals from the terminal block 14 of the aircraft landing gear, motion sensor 15, altimeter 16, which are part of the sensor block 7, respectively, are supplied to the first, second and third inputs of the second 2 detection devices and, respectively to the first and second inputs of the AND element, directly and to the third input of the AND element, through the element NOT.
В режиме выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата из блока 7 датчиков выдается определенная комбинация сигналов на первый, второй и третий входы элемента И 10, чем обеспечивается излучение n микрорадаров 11 в направлении частей шин за счет выдачи разрешающего сигнала с выхода элемента И 10, на вторые входы n микрорадаров 11.In the mode of taxiing to the runway and take-off of the aircraft from the sensor unit 7, a certain combination of signals is output to the first, second and third inputs of the And 10 element, which ensures the emission of
Отраженные от частей шин сигналы усиливаются n усилителями 12, переводятся из аналогового вида в цифровой n аналого-цифровыми преобразователями 13 и поступают на n-третьи входы устройства 3 сбора информации.The signals reflected from the bus parts are amplified by
Устройство 3 сбора информации дополнительно обрабатывает поступающие сигналы по алгоритму [2], основанному на анализе выбранных гармоник отраженных сигналов и заключающемуся в осуществлении выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и определения параметров, связанных с шиной, определении параметров или аномалий: балансировка и юстировка в диапазоне от 1-й до 2-й гармоники, расслоение ленты протектора и неравномерный износ протектора в диапазоне от 3-й до n-гармоники, где n - фундаментальная гармоника, связанная с шаблоном протектора, износ протектора определяется в диапазоне от n-й до m-й гармоники, где m является верхним обертоном энергии шаблона протектора.The information collecting device 3 additionally processes the incoming signals according to an algorithm [2] based on the analysis of the selected harmonics of the reflected signals and consisting in the selection of the range of harmonics of the reflected signals based on the estimation of the average harmonic energy, estimation of the center of mass of the harmonics distribution and determination of parameters associated with the bus, determination of parameters or anomalies: balancing and adjustment in the range from 1st to 2nd harmonic, stratification of the tread band and uneven tread wear in the range not from the 3rd to the n-harmonic, where n is the fundamental harmonic associated with the tread pattern, tread wear is determined in the range from the n-th to the m-th harmonic, where m is the upper overtone of the tread pattern energy.
В результате обработки сигналов устройство 3 сбора информации определяет текущее техническое состояние параметров каждой шины шасси летательного аппарата, и информация об этом записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации. После взлета летательного аппарата и уборки шасси срабатывает блок концевых выключателей, и n микрорадаров 11 прекращают излучение. Перед посадкой летательного аппарата летчик выпускает шасси. После выпуска шасси опять срабатывает блок 14 концевых выключателей шасси летательного аппарата, и при посадке летательного аппарата восстанавливается излучение n микрорадаров 11 в направлении шин, которое продолжается до заруливания летательного аппарата на стоянку. После остановки самолета исчезает сигнал на втором входе элемента И 10, что приводит к прекращению излучения n микрорадаров 11. Устройство 3 сбора информации в результате обработки поступившей информации определяет текущее техническое состояние каждой шины шасси летательного аппарата, и информация об этом вновь записывается в накопитель устройства 3 сбора информации и в защищенный бортовой накопитель информации.As a result of the signal processing, the information collecting device 3 determines the current technical state of the parameters of each tire of the aircraft chassis, and information about this is recorded in the drive of the information collecting device 3 and in the secure on-board information storage. After the take-off of the aircraft and the landing gear, the limit switch block is activated, and
Таким образом, в результате применения предлагаемого способа повышается надежность мониторинга технического состояния шин шасси летательного аппарата на этапах его взлета и посадки, что в настоящее время не осуществляется никаким другим устройством. Кроме того, в результате анализа записанной информации за цикл полетов появляется возможность оценки изменения технического состояния каждой шины в течение этого цикла с учетом времени года, погодных условий, состояния аэродромов, географии полетов. При переходе любой из шин в неисправное состояние (расслоение протектора, повышенный износ, разбалансировка и т.д.) на втором выходе устройства 3 сбора информации формируется сигнал, который поступает на вход индикатора 8 тревоги, который при его поступлении информирует экипаж о возникшей неисправности.Thus, the application of the proposed method increases the reliability of monitoring the technical condition of the tires of the aircraft chassis at the stages of its take-off and landing, which is currently not carried out by any other device. In addition, as a result of the analysis of recorded information for the flight cycle, it becomes possible to assess changes in the technical condition of each tire during this cycle, taking into account the time of year, weather conditions, the status of airfields, and flight geography. When any of the tires goes into a malfunctioning state (tread separation, increased wear, imbalance, etc.), a signal is generated at the second output of the information collection device 3, which is fed to the alarm indicator 8, which informs the crew of a malfunction when it arrives.
При возникновении аварии (катастрофы) в процессе взлета или посадки летательного аппарата при использовании предлагаемого устройства появляется возможность за счет анализа информации из защищенного бортового накопителя информации оценить качество функционирования и техническое состояние шин шасси до момента и в момент аварии (катастрофы).In the event of an accident (catastrophe) during take-off or landing of an aircraft when using the proposed device, it becomes possible, by analyzing information from a secure on-board data storage device, to assess the quality of operation and the technical condition of the landing gear tires until and at the time of the accident (catastrophe).
Таким образом, использование предложенного способа позволит повысить надежность контроля технического состояния конструкции летательного аппарата за счет мониторинга технического состояния шин шасси на этапах взлета и посадки, а также безопасность полетов за счет информирования экипажа о возникновении неисправности в системе шин шасси летательного аппарата.Thus, the use of the proposed method will improve the reliability of monitoring the technical condition of the aircraft structure by monitoring the technical condition of the landing gear tires at the take-off and landing stages, as well as flight safety by informing the crew about a malfunction in the aircraft landing gear tire system.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ на изобретение, М.кл. G01M 17/02, G01S 13/88, 27.02.2012 г. (прототип).1. RF patent for an invention, M.cl. G01M 17/02, G01S 13/88, 02/27/2012 (prototype).
2. Патент США на изобретение US 7082819 (ЕР 1542035).2. US patent for the invention of US 7082819 (EP 1542035).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014108188/11A RU2545150C1 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Method for controlling state of aircraft construction |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014108188/11A RU2545150C1 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Method for controlling state of aircraft construction |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2545150C1 true RU2545150C1 (en) | 2015-03-27 |
Family
ID=53383187
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014108188/11A RU2545150C1 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Method for controlling state of aircraft construction |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2545150C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107283140A (en) * | 2017-06-19 | 2017-10-24 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | A kind of interior of aircraft labyrinth border of use digitized measurement is counter to draw method |
| RU2678540C1 (en) * | 2017-12-27 | 2019-01-29 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФГУП "ГосНИИАС") | Aircraft airframe and the landing gear technical condition monitoring method and device and device for its implementation |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6170334B1 (en) * | 1993-06-25 | 2001-01-09 | Pure Technologies, Ltd. | Continuous monitoring of reinforcements in structures |
| US7082819B2 (en) * | 2003-12-09 | 2006-08-01 | Michelin Recherche Et Technique S.A. | Doppler radar for detecting tire abnormalities |
| RU2385456C2 (en) * | 2005-04-18 | 2010-03-27 | Юропиан Аэронотик Дефенс Энд Спейс Компани Эадс Франс | Method and device for monitoring state of aeroplane structure |
| RU2443991C1 (en) * | 2010-07-07 | 2012-02-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
-
2014
- 2014-03-03 RU RU2014108188/11A patent/RU2545150C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6170334B1 (en) * | 1993-06-25 | 2001-01-09 | Pure Technologies, Ltd. | Continuous monitoring of reinforcements in structures |
| US7082819B2 (en) * | 2003-12-09 | 2006-08-01 | Michelin Recherche Et Technique S.A. | Doppler radar for detecting tire abnormalities |
| RU2385456C2 (en) * | 2005-04-18 | 2010-03-27 | Юропиан Аэронотик Дефенс Энд Спейс Компани Эадс Франс | Method and device for monitoring state of aeroplane structure |
| RU2443991C1 (en) * | 2010-07-07 | 2012-02-27 | Сергей Михайлович Мужичек | Method of controlling aircraft structure state and device to this end |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107283140A (en) * | 2017-06-19 | 2017-10-24 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | A kind of interior of aircraft labyrinth border of use digitized measurement is counter to draw method |
| CN107283140B (en) * | 2017-06-19 | 2019-03-22 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | A kind of interior of aircraft labyrinth boundary using digitized measurement is counter to draw method |
| RU2678540C1 (en) * | 2017-12-27 | 2019-01-29 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФГУП "ГосНИИАС") | Aircraft airframe and the landing gear technical condition monitoring method and device and device for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2833985C (en) | Collision avoidance system for aircraft ground operations | |
| US20210241638A1 (en) | Runway activity monitoring, logging and analysis for aircraft touchdown detection and abnormal behavior alerting | |
| EP3444692B1 (en) | Methods and systems for intelligent predictive aircraft takeoff rejection decision making | |
| US6900642B2 (en) | Aircraft electrostatic discharge test system | |
| US11215689B2 (en) | Systems and methods for activating a radio beacon for global aircraft tracking | |
| RU2007142379A (en) | METHOD AND DEVICE FOR MONITORING THE CONDITION OF THE PLANE CONSTRUCTION | |
| CA2742916C (en) | Wide-band electromagnetic field detector and analysis system for aircraft | |
| US9620025B2 (en) | Wake vortex avoidance system and method | |
| WO2010007752A1 (en) | Method for identifying aircraft, method for measuring aircraft noise and method for judging signals using same, and aircraft identification device | |
| CN111498113B (en) | Jettisoning type flight recorder system and control method | |
| KR101586039B1 (en) | Advanced structual heath monitoring system for aircraft and method thereof | |
| RU2443991C1 (en) | Method of controlling aircraft structure state and device to this end | |
| RU2545150C1 (en) | Method for controlling state of aircraft construction | |
| RU2549601C1 (en) | Method of controlling aircraft structure state and device to this end | |
| RU2678540C1 (en) | Aircraft airframe and the landing gear technical condition monitoring method and device and device for its implementation | |
| WO2019133945A1 (en) | Anti-collision systems and methods of using the same | |
| RU2502058C1 (en) | Method to control condition of aircraft structure and device for its realisation | |
| US10481130B2 (en) | Aircraft health and usage monitoring system and triggering method | |
| Melody et al. | Sensor integration for inflight icing characterization using neural networks | |
| CN104898121A (en) | Runway collision avoidance system based on ranging mode and method thereof | |
| KR20160090483A (en) | System for controlling airfield lighting and monitoring ground approach | |
| RU2445234C2 (en) | Helicopter safety system for critical flying conditions | |
| CN103345231A (en) | Digitization general aviation fixed operation base information management system integration platform | |
| CN106741993A (en) | aircraft health monitoring and management system | |
| Michałowska | Prediction and assessment of exposure to electromagnetic field during a helicopter flight |