RU2549601C1

RU2549601C1 - Method of controlling aircraft structure state and device to this end

Info

Publication number: RU2549601C1
Application number: RU2014115387/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Мужичек; Василий Васильевич Ефанов; Александр Витальевич Ефимов; Людмила Георгиевна Гриненко
Original assignee: Сергей Михайлович Мужичек; Василий Васильевич Ефанов; Александр Витальевич Ефимов; Людмила Георгиевна Гриненко
Priority date: 2014-04-17
Filing date: 2014-04-17
Publication date: 2015-04-27

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: rpm of landing gear wheels struts is measured at takeoff and landing. Run of every said wheel tire is defined for current takeoff-landing interval. Said run is summed with available value to define the run of every tire from the start of operation. Current take-off-landing is registered and to add the last takeoff-landing of every tire to available data. The number of take-off-landing from the start of operation is defined to record the data on said number of take-off-landing for every tire and its run from the start of operation in onboard data storage. In case said number is larger than preset magnitude, aircraft crew is adequately informed about said effect. In compliance with this invention aircraft landing gear wheels are provided with rpm transducers with their outputs connected via second set of inputs of third element OR, first amplifier unit, first ADC unit, first unit of pulse generators and first unit of counters with the sixth set of inputs of data collection device.

EFFECT: perfected monitoring at run, take-off and landing.

3 cl, 2 dwg

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.).

Известен способ контроля состояния конструкции летательного аппарата [1], 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.A known method of monitoring the state of the structure of the aircraft [1], 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, determine the upper and lower boundaries of the threshold, beyond which a decision is made to measure the signal, while the threshold is changed depending In addition to 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, they measure the signal for about 100 ms at each acoustic event, determine the number of transitions with a threshold signal, and select a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz converts the received acoustic signals into analog electrical signals, reads and processes the signals received e from the sensors to the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, for continuous reading, confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the data acquisition device, give an alarm if a piezoelectric sensor malfunction, or a bus break communications, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the skin of the aircraft glider in the area of the landing gear (on landing gear aircraft) install microradars, 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 signal is emitted in the direction of each tire and receive the signal reflected from the tires when the aircraft moves along to the aerodrome until takeoff 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 information storage device, give an alarm when any from tires to a malfunctioning state, provide information to the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the aircraft tires and the occurrence of it rectified during take-off or landing.

Известно устройство для осуществления способа контроля состояния конструкции летательного аппарата [1], содержащее установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, первое устройство обнаружения состоит из множество пьезоэлектрических датчиков, установленных на частях конструкции и предназначенных для непрерывного мониторинга каждой зоны летательного аппарата и измерения сигнала в течение около 100 мс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порогов, причем 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 содержащее 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, блок датчиков, индикатор тревоги, причем первый, второй и третий входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока датчиков, 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. При этом, устройство сбора информации дополнительно определяет параметры состояния шины в соответствии с алгоритмом анализа выбранных гармоник сигналов, отраженных от облученной шины, заключающимся в осуществлении выбора диапазона гармоник отраженных сигналов на основе оценки усредненной энергии гармоник, оценки центра массы распределения гармоник и определения параметров, связанных с шиной: 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 - в диапазоне от n-й до m-й гармоники, где m является верхним обертоном энергии шаблона протектора.A device for implementing a method for monitoring the state of the aircraft structure [1], comprising a first detection device installed on board the aircraft, an information collection device, an on-board device, an emergency signaling unit, a power supply, the first detection device consists of a plurality of piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and intended for continuous monitoring of each zone of the aircraft and measuring the signal for about 100 ms and each acoustic event, determined by the value of the upper and lower thresholds, the signal being 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 second outputs of the first detection device being connected respectively to the first input of the information collection device and the first input of the emergency signaling unit, the output of which is connected to the second input of the information collection device, the course 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 containing the element NOT, the AND element, n microradars, n amplifiers connected in series , n analog-to-digital converters, and the first, second and third inputs of the second detection device are the first, second inputs of the element AND, the input of the element is NOT, the output of which connected to the third input of the And element, 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, a sensor unit, an alarm indicator, and the first, second and third inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second and the third outputs of the sensor unit, the outputs of the second detection device are connected to a group of third inputs of the information collection device, the second output of which is connected to the output of the alarm indicator, yes sensors consists of a block of limit switches of the aircraft chassis, motion sensor, altimeter. At the same time, the information collection device additionally determines the state parameters of the bus in accordance with the algorithm for analyzing the selected harmonics of the signals reflected from the irradiated bus, which consists in choosing the range of harmonics of the reflected signals based on the estimation of the average harmonic energy, estimating the center of mass of the harmonics distribution and determining parameters related with tire: balancing and adjustment - in the range from 1st to 2nd harmonic, stratification of the tread tape and uneven tread wear - in the range from 3rd harmonic n, where n - the fundamental harmonic related to the tread pattern, the tread wear - in the range of n-th to m-th harmonic, where m is the upper overtone of the tread pattern energy.

Недостатком известных способа и устройства является их недостаточная информативность из-за отсутствия мониторинга величин давления и температуры шин шасси летательного аппарата в процессе его движения по аэродрому, взлета и посадки, а также величин пробега каждой шины и количества совершенных шиной взлет-посадок.A disadvantage of the known method and device is their lack of information due to the lack of monitoring of the pressure and temperature of the tires of the aircraft landing gear during its movement on the airfield, takeoff and landing, as well as the mileage of each tire and the number of take-off and landing performed by the tire.

Наиболее близким к изобретению является способ контроля состояния конструкции летательного аппарата [2], 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 мкс 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 состояния 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 состоянии шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину, более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.Closest to the invention is a method of monitoring the state of the structure of an aircraft [2], which consists in monitoring a number of zones of the aircraft in constant time mode, for which a variety of piezoelectric sensors are used for each zone, piezoelectric sensors are installed on parts of the structure intended for monitoring, conditions are determined , in which measurements are made, determine the upper and lower boundaries of the threshold, beyond which a decision is made to measure the signal, while The removed 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 μs 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 the signals received 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 in the glider skin of the aircraft and in the area of the chassis (on the landing gear of the aircraft) microradars are installed, 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 receive the reflected signal from the tires 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 They determine the technical condition of each tire individually and the landing gear system as a whole during the 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 protected on-board information storage device, and give an alarm when the parameters of any of the tires go into a malfunctioning state, they inform the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the tires of the aircraft of the aircraft and the occurrence of a malfunction during its take-off or landing, when the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the temperature and pressure in each chassis tire are measured, the current pressure and temperature values in each tire are compared with a predetermined value , compare the current values of pressure and temperature in m dual (built) tires of the chassis racks with each other, record information about the pressure and temperature in each tire in a protected on-board drive in formation, with a difference in pressure or temperature in each of the tires and in m twin (built) tires by a value more than specified, provide information about the crew (operator) of the aircraft.

Наиболее близким к изобретению является устройство контроля состояния конструкции летательного аппарата, содержащее установленные на борту летательного аппарата первое устройство обнаружения, устройство сбора информации, бортовое устройство, блок сигнализации аварийного состояния, блок питания, 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 мкс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем 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, выходы второго устройства обнаружения соединены с группой третьих входов устройства сбора информации, первый выход которого соединен с входом бортового накопителя информации, а второй выход - со входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, 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, блок датчиков содержит к информационных датчиков, по одному на каждое колесо шасси, соединенных по радиоканалу с блоком приемников, блок приемников, содержащий по одному приемнику на каждую стойку шасси летательного аппарата, вход блока приемников соединен с выходом элемента И, группа выходов блока приемников соединена с четвертой группой входов устройства сбора информации, задатчик постоянных величин, выход которого соединен с пятым входом устройства сбора информации.Closest to the invention is an apparatus for monitoring the state of the structure of an aircraft, comprising a first detection device installed on board the aircraft, an information collection device, an on-board device, an emergency signaling unit, a power supply, and a first detection device consisting of a plurality of piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each area of the aircraft and measuring the signal for about 100 m with each acoustic event determined by the value of the upper and lower threshold, the signal being 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 second outputs of the first detection device being connected respectively with the first input of the information collection device and the first input of the alarm unit, the output of which 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, the sensor unit, an alarm indicator, the first, second and third the inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second and third outputs of the sensor unit, the outputs of the second detection device are connected to a group of third inputs of the collection device information, the first output of which is connected to the input of the on-board information storage device, and the second output - with the input of the alarm indicator, the sensor unit consists of the terminal block of the aircraft landing gear, motion sensor, altimeter, the second detection device contains the element NOT, the element AND, connected in series n microradars, n amplifiers, n analog-to-digital converters, the first, second and third inputs of the second detection device being the first, second inputs of the AND element, the input of the element NOT, the output of the cat It is connected to the third input of the And element, 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, the sensor unit contains information sensors, one for each wheel of the chassis, connected by radio to the receiver unit, a receiver block containing one receiver per aircraft rack, the input of the receiver block is connected to the output of the And element, the group of outputs of the receiver block is connected to the fourth group of input in the device information collecting dial constant values, whose output is connected to the fifth input information collection device.

Недостатком известных способа и устройства является их недостаточная информативность из-за отсутствия мониторинга величин пробега шин колес шасси летательного аппарата в процессе их эксплуатации, а также количества взлет-посадок, приходящихся на каждую шину колес шасси.A disadvantage of the known method and device is their lack of information due to the lack of monitoring of the tire mileage of the aircraft’s landing gear wheels during their operation, as well as the number of take-offs and landings per each landing gear tire.

Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа и устройства за счет дополнительного мониторинга величин пробега шин колес шасси летательного аппарата в процессе их эксплуатации, количества взлет-посадок, приходящихся на каждую шину, а, следовательно, повышение безопасности полетов.An object of the invention is to expand the functionality of the method and device due to additional monitoring of the tire mileage of the aircraft’s landing gear wheels during their operation, the number of take-offs and landings per tire, and, consequently, increased flight safety.

Решение технической задачи изобретения достигается тем, что в способе контроля состояния конструкции летательного аппарата, заключающемся 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 мкс 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 состояния 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 состоянии шин летательного аппарата и возникновении неисправности в период его взлета или посадки, при движении летательного аппарата по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки летательного аппарата, измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных (строенных) шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин и в m сдвоенных (строенных) шинах на величину, более заданной, обеспечивают информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата, дополнительно измеряют во время взлета и посадки летательного аппарата число оборотов колес основных стоек шасси, определяют пробег каждой шины шасси летательного аппарата за период взлета-посадки, суммируют данный пробег с уже имеющимся, определяют пробег каждой шины с начала эксплуатации, фиксируют текущую взлет-посадку, суммируют последнюю взлет-посадку каждой шины с уже имеющимися, определяют для каждой шины количество взлетов-посадок с начала эксплуатации, записывают информацию о количестве взлетов-посадок для каждой шины и ее пробег с начала эксплуатации в бортовой накопитель информации, при превышении количества взлетов-посадок и (или) пробега какой либо из шин заданных величин осуществляют информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.The solution of the technical problem of the invention is achieved by the fact that in 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 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 made determine the upper and lower boundaries of the threshold beyond which a decision is made to measure ignala, while the said 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 μs at each acoustic event, determine the number of transitions by a threshold signal, and emit a signal that is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, convert the resulting acoustic signals into analog electrical the signals read and process the signals received from the sensors in the digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, for constant reading confirm the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the information collection device, give an alarm in case of detection Piezoelectric sensor malfunctions, or a communication bus break, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the glider skin of the test apparatus in the area of the chassis (on the landing gear of the aircraft), microradars are installed, the number of which corresponds to the number of tires of the chassis 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 receive the signal reflected from the tires 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 are analyzed reflected of the signal, determine the technical condition of each tire separately and the landing gear system as a whole during the take-off and landing periods of the aircraft based on the determination of the state parameters of the tires during the analysis of the selected harmonics of the reflected signal, record information about the state parameters of each tire in a protected on-board data storage device, give an alarm when the parameters of any of the tires are in a malfunctioning state, provide the crew (operator) of the aircraft with information about the current technical condition when the aircraft tires are damaged and a malfunction occurs during its take-off or landing, when the aircraft moves along the airfield until take-off and from the moment of landing to the aircraft’s stop, the temperature and pressure in each landing gear tire are measured, current pressure and temperature values in each tire are compared with a given value, compare the current values of pressure and temperature in m dual (built) tires of the chassis racks with each other, record information about the pressure and temperature in each tire in a protected b the on-board information storage device, when the pressure or temperature in each tire and m twin (built) tires are different by more than the specified value, they inform the crew (operator) of the aircraft, additionally measure the number of revolutions during take-off and landing of the aircraft the wheels of the main landing gear, determine the mileage of each tire of the aircraft’s landing gear for the take-off and landing period, summarize the mileage with the existing one, determine the mileage of each tire from the beginning of operation, fix the current take-off and landing, summarize the last take-off and landing of each tire with the existing ones, determine the number of take-off and landing for each tire from the beginning of operation, record information about the number of take-off and landing for each tire and its mileage from the beginning of operation in the on-board data storage device, if exceeded the number of takeoffs and landings and (or) the mileage of any of the tires of the given values inform the crew (operator) of the aircraft about this.

Заявляемый способ реализуется в устройстве контроля состояния конструкции летательного аппарата, содержащем установленные на борту летательного аппарата первое и второе устройства обнаружения, устройство сбора информации, блок сигнализации аварийного состояния, бортовое устройство, блок питания, индикатор тревоги, задатчик постоянных величин, 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 мкс при каждом акустическом событии, определяемом величиной верхнего и нижнего порога, причем 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, первый, второй и третий выходы блока питания соединены соответственно со вторым входом блока сигнализации аварийного состояния, с входами бортового устройства и задатчика постоянных величин, первый, второй, третий и четвертые входы второго устройства обнаружения соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым выходами блока датчиков, группа первых выходов, второй и третий выходы второго устройства обнаружения соединены соответственно с группой третьих входов, четвертым входом устройства сбора информации, первый выход которого соединен с входом бортового накопителя информации, а второй выход - с первым входом индикатора тревоги, блок датчиков состоит из блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика движения, высотомера, к информационных датчиков, по одному на каждое колесо шасси, при этом выходы концевых выключателей, датчика движения, высотомера и к информационных датчиков, являются соответственно первым, вторым, третьим и четвертым выходами блока датчиков, группа выходов задатчика постоянных величин соединена с пятой группой входов устройства сбора информации, второе устройство обнаружения содержит элемент НЕ, элемент И, последовательно соединенные n микрорадаров, n усилителей, n аналого-цифровых преобразователей, а также блок приемников, причем первый, второй, третий и четвертый входы второго устройства обнаружения являются первым, вторым входами первого элемента И, входом элемента НЕ и первой группой входов блока приемников, второй вход которого соединен с выходом первого элемента И, выход элемента НЕ соединен с третьим входом первого элемента И, выход которого соединен со вторыми входами n микрорадаров, блок приемников содержит по одному приемнику на каждую стойку шасси летательного аппарата, группа выходов n аналого-цифровых преобразователей и группа выходов блока приемников являются соответственно первой и второй группой выходов второго устройства обнаружения, которые соединены с соответственно с третьей и четвертой группой входов устройства сбора информации, дополнительно введены в блок датчиков датчики числа оборотов, а во второе устройство обнаружения дополнительно введены второй и третий элементы И, первый и второй счетчики, дифференцирующая цепь, причем датчики числа оборотов установлены относительно колес основных стоек шасси летательного аппарата, выходы датчиков числа оборотов, которые являются пятым выходом блока датчиков, соединены с пятыми входами второго устройства обнаружения, пятый вход которого является вторыми входами второго и третьего элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходом первого элемента И и выходом блока концевых выключателей шасси летательного аппарата, выходы второго и третьего элементов И соединены с первыми входами первого и второго счетчиков, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, вход которой соединен с выходом датчика движения, выходы первого и второго счетчиков являются соответственно третьим и четвертым выходами второго устройства обнаружения, которые соединены с шестым и седьмым входами устройства сбора информации, третий выход которого соединен со вторым входом индикатора тревоги.The inventive method is implemented in a device for monitoring the state of the aircraft structure, comprising first and second detection devices installed on board the aircraft, an information collection device, an alarm signaling unit, an on-board device, a power supply, an alarm indicator, a constant value adjuster, and the first detection device consists of many piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each summer area of the apparatus and measuring the signal for about 100 μs at each acoustic event determined by the value of the upper and lower threshold, the signal being 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, moreover the first and 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, the output of which 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 first, second and third outputs of the power supply are connected respectively to the second input of the alarm signaling unit, with the inputs of the on-board device and constant setter, the first, second, the third and fourth inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second, third and fourth outputs of the sensor unit, a group of first outputs, second and third outputs of the second detection devices are connected respectively to a group of third inputs, the fourth input of an information collection device, the first output of which is connected to the input of an onboard data storage device, and the second output is connected to the first input of an alarm indicator, the sensor unit consists of a limit switch block of the aircraft chassis, motion sensor, altimeter , to information sensors, one for each wheel of the chassis, while the outputs of the limit switches, motion sensor, altimeter and information sensors are, respectively the first, second, third and fourth outputs of the sensor block, the group of outputs of the constant value setter is connected to the fifth group of inputs of the information collection device, the second detection device contains an element NOT, an element And, n microradars, n amplifiers, n analog-to-digital converters connected in series, and also a receiver unit, the first, second, third and fourth inputs of the second detection device being the first, second inputs of the first AND element, the input of the element NOT and the first group of inputs of the receiver unit, w The second input of which is connected to the output of the first AND element, the output of the element is NOT connected to the third input of the first AND element, the output of which is connected to the second inputs of n microradars, the receiver block contains one receiver for each landing gear of the aircraft, a group of outputs of n analog-to-digital converters and the group of outputs of the receiver unit are, respectively, the first and second group of outputs of the second detection device, which are connected to the third and fourth group of inputs of the information collection device, respectively The radios are additionally introduced into the sensor unit speed sensors, and the second and third elements And, the first and second counters, a differentiating circuit are additionally introduced into the second detection device, and the speed sensors are installed relative to the wheels of the main landing gear of the aircraft, the outputs of the speed sensors, which are the fifth output of the sensor unit, connected to the fifth inputs of the second detection device, the fifth input of which is the second inputs of the second and third elements AND, the first inputs of which They are connected respectively to the output of the first AND element and the output of the terminal block of the aircraft landing gear, the outputs of the second and third I elements are connected to the first inputs of the first and second counters, the second inputs of which are connected to the output of the differentiating circuit, the input of which is connected to the output of the motion sensor, the outputs the first and second counters are respectively the third and fourth outputs of the second detection device, which are connected to the sixth and seventh inputs of the information collection device, the third output One of which is connected to the second input of the alarm indicator.

Кроме того, датчик числа оборотов колеса основной стойки шасси летательного аппарата состоит из магнитоуправляемых контактов, ось симметрии каждого из которых расположена параллельно радиусу колеса, пары постоянных магнитов, закрепленных в одной плоскости на кронштейнах жестко соединенных со ступицей колеса при помощи экранов с ушками, расположенных параллельно продольным осям симметрии постоянных магнитов, продольная ось симметрии каждого постоянного магнита параллельна радиусу колеса, магнитоуправляемые контакты закреплены на неподвижных частях стоек шасси при помощи кронштейнов, каждый из которых состоит из двух скрепленных между собой скоб, снабженных эластично-упругим покрытием со стороны, взаимодействующей со стойкой шасси, на одной из скоб смонтированы упор и пиноль, на которой с возможностью перемещения установлен магнитоуправляемый контакт.In addition, the wheel speed sensor of the main landing gear of the aircraft consists of magnetically controlled contacts, the axis of symmetry of each of which is parallel to the radius of the wheel, a pair of permanent magnets mounted in one plane on brackets rigidly connected to the wheel hub using shields with ears parallel to each other the longitudinal axis of symmetry of the permanent magnets, the longitudinal axis of symmetry of each permanent magnet is parallel to the radius of the wheel, magnetically controlled contacts are fixed to the fixed parts of the landing gear using brackets, each of which consists of two brackets fastened together, provided with an elastic-elastic coating on the side interacting with the landing gear, on one of the brackets there is a stop and a bracket on which a magnetically controlled contact is mounted with the possibility of movement.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий:New features that have significant differences in the method is the following set of actions:

1. Измеряют во время взлета и посадки летательного аппарата число оборотов колес основных стоек шасси.1. Measure the number of revolutions of the wheels of the main landing gear during take-off and landing of the aircraft.

2. Определяют пробег каждой шины шасси летательного аппарата за период текущей взлета-посадки, суммируют данный пробег с уже имеющимся, определяют пробег каждой шины с начала эксплуатации.2. Determine the mileage of each tire of the aircraft chassis for the period of the current take-off and landing, summarize this mileage with the existing one, determine the mileage of each tire from the beginning of operation.

3. Фиксируют текущую взлет-посадку, суммируют последнюю взлет-посадку каждой шины с уже имеющимися, определяют для каждой шины количество взлетов-посадок с начала эксплуатации.3. The current take-off and landing is fixed, the last take-off and landing of each tire is summed up with the existing ones, the number of take-off and landing from the beginning of operation is determined for each tire.

4. Записывают информацию о количестве взлетов-посадок для каждой шины и ее пробег с начала эксплуатации в бортовой накопитель информации, при превышении количества взлетов-посадок и (или) пробега какой либо из шин заданных величин осуществляют информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата.4. Record information on the number of takeoffs and landings for each tire and its mileage from the beginning of operation in the on-board information storage device, if the number of takeoffs and landings and (or) the mileage of any of the tires of specified values is exceeded, they inform the crew (operator) of the aircraft .

Новыми элементами, обладающими существенными отличиями по устройству, являются датчики числа оборотов, второй и третий элементы И, первый и второй счетчики, дифференцирующая цепь.New elements with significant differences in the device are speed sensors, the second and third elements And, the first and second counters, a differentiating circuit.

Заявляемые способ и устройство являются результатом научно-исследовательской и экспериментальной работы.The inventive method and device are the result of research and experimental work.

На фиг.1 приведена функциональная схема устройства, на фиг.2 - функциональная схема второго устройства обнаружения.Figure 1 shows the functional diagram of the device, figure 2 is a functional diagram of the second detection device.

Устройство содержит установленные 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, задатчик 9 постоянных величин.The device comprises a first 1 and a second 2 detection device installed 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, a setpoint 9 of constant values.

Блок 7 датчиков состоит из блока 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 11 движения, высотомера 12, информационных датчиков 13 (по одному на каждое колесо шасси), датчиков 14 числа оборотов колес шасси. Датчики числа оборотов колес шасси известны [3].Block 7 of the sensors consists of a block of 10 limit switches of the landing gear of the aircraft, a motion sensor 11, an altimeter 12, information sensors 13 (one for each wheel of the landing gear), sensors 14 of the number of revolutions of the landing gear wheels. Chassis wheel speed sensors are known [3].

Второе устройство 2 обнаружения состоит из последовательно соединенных n-микрорадаров 15, n-усилителей 16, n-аналого-цифровых преобразователей 17, блока приемников 18, первого элемента И 19, элемента НЕ 20, второго элемента И 21, третьего элемента И 22, первого 23 и второго 24 счетчика, дифференцирующей цепи 25.The second detection device 2 consists of serially connected n-microradars 15, n-amplifiers 16, n-analog-to-digital converters 17, a block of receivers 18, the first element And 19, the element NOT 20, the second element And 21, the third element And 22, the first 23 and second 24 counters, differentiating circuit 25.

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 летательного аппарата 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.At the same time, the information collecting device 3 reads and processes the 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 bus break is detected communication, 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 с первого, второго и третьего выходов блока 6 питания поступает соответственно на второй вход блока 4 сигнализации аварийного состояния, на вход бортового устройства 5 и вход задатчика 9 постоянных величин.To ensure constant power supply, monitoring systems constantly monitor the supply of electrical energy and, if necessary, connect an emergency battery, while the supply voltage from the first, second and third outputs of the power supply unit 6 is supplied respectively to the second input of the emergency signaling unit 4, to the onboard input device 5 and the input of the setter 9 constant values.

Шасси летательного аппарата являются неотъемлемой частью его конструкции. Наиболее уязвимым элементом современных шасси, как показывает практика, являются шины колес. 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 - движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата, а также отсутствие информирования экипажа (оператора) летательного аппарата о текущем техническом состояния его шин и возникновении неисправностей в периоды движения по аэродрому, взлета и посадки. В аналоге изобретения [1] предложено устройство, позволяющее устранить некоторую часть вышеуказанных недостатков. Для этого в периоды выруливания на ВПП и взлета летательного аппарата сигналы соответственно от блока 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, датчика 11 движения, высотомера 12, входящих в состав блока 7 датчиков, поступают на первый, второй и третий входы второго 2 устройства обнаружения и соответственно на первый и второй входы первого элемента И 19, непосредственно и на третий вход первого элемента И 19, через элемент НЕ 20.The chassis of the aircraft are an integral part of its design. The most vulnerable element of modern chassis, as practice shows, is tire 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 aircraft tires in the main periods of their actual functioning - movement along the airfield, take-off and landing of the aircraft, and the lack of informing the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of its tires and the occurrence of malfunctions during the movement on the airfield, takeoff and landing. In an analogue of the invention [1] a device is proposed that eliminates some of the above disadvantages. For this, during periods of taxiing to the runway and take-off of the aircraft, signals from the terminal block 10 of the aircraft landing gear, motion sensor 11, altimeter 12 included in 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 first And 19 element, directly and to the third input of the first And 19 element, through the element NOT 20.

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 19, чем обеспечивается излучение n микрорадаров 15 в направлении шин за счет выдачи разрешающего сигнала с выхода элемента И 19, на вторые входы n микрорадаров 15. Отраженные от шин сигналы усиливаются n усилителями 16, переводятся из аналогового вида в цифровой n аналого-цифровыми преобразователями 17 и поступают на n-третьи входы устройства 3 сбора информации.In taxiing to the runway and taking off the aircraft from the sensor unit 7, a certain combination of signals is output to the first, second and third inputs of the And 19 element, which ensures the emission of n microradars 15 in the direction of the tires by issuing an enable signal from the output of the And 19 element, to the second the inputs of n microradars 15. The signals reflected from the buses are amplified by n amplifiers 16, converted from analog to digital n by analog-to-digital converters 17 and fed to the n-third inputs of the information collection device 3.

Устройство 3 сбора информации дополнительно обрабатывает поступающие сигналы по алгоритму, 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 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 alignment in the range from 1st to 2nd harmonic, stratification of the tread band and uneven tread wear in the range from the 3rd to the n-harmonic, where the n-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 overtone of the energy of the tread pattern.

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 микрорадары 15 прекращают излучение. Перед посадкой летательного аппарата летчик (оператор) выпускает шасси. После выпуска шасси опять срабатывает блок 10 концевых выключателей шасси летательного аппарата, и при посадке летательного аппарата восстанавливается излучение n микрорадаров 15 в направлении шин, которое продолжается до заруливания летательного аппарата на стоянку. После остановки самолета исчезает сигнал на втором входе первого элемента И 19, что приводит к прекращению излучения n микрорадаров 15. 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 n microradars 15 stop radiation. Before landing, the pilot (operator) releases the landing gear. After the landing gear is released, the block 10 of the landing gear landing gear switches again, and when the aircraft is landing, the radiation of n microradars 15 in the tire direction is restored, which continues until the aircraft is parked. After the airplane stops, the signal at the second input of the first element And 19 disappears, which leads to the cessation of radiation of n microradars 15. The information collecting device 3 as a result of processing the received information determines the current technical condition of each aircraft chassis tire, and information about this is again recorded in the device’s drive 3 collection of information and into a secure on-board storage device.

Однако, недостатком этого устройства является не полный учет параметров, определяющих правильность функционирования шин летательного аппарата. Такими параметрами являются давление и температура внутри шины колеса шасси летательного аппарата. Отсутствие мониторинга этих параметров в процессе движения по аэродрому, взлета и посадки летательного аппарата, также, как показывает практика, может привести к предпосылкам к летным происшествиям, авариям и катастрофам. Поэтому в прототипе изобретения, наряду с мониторингом параметров состояния шины в соответствии с алгоритмом анализа выбранных гармоник сигналов, отраженных от облученной шины [2], предложено осуществлять синхронный во времени мониторинг величин давления и температуры в каждой из шин шасси летательного аппарата. Для этого сигналы с к информационных датчиков 13, расположенных на колесах шасси летательного аппарата, по радиоканалу поступают на первый вход блока приемников 18 (приемники 18 расположены в районе носовой и основных стоек шасси летательного аппарата). Приемники 18 начинают принимать сигналы к информационных датчиков 13 после срабатывания первого элемента И 19, т.е. после начала движения летательного аппарата. С выхода блока 18 приемников сигналы поступают на IV группу входов устройства 3 сбора информации. На V вход устройства 3 сбора информации поступают сигналы от задатчика 9 постоянных величин, несущие информацию о заданных величинах давления и температуры в шинах колес носовой и основных стоек шасси летательного аппарата с учетом типа летательного аппарата, времени года, степени загрузки летательного аппарата, географических координат аэродрома и т.д. Устройство 3 сбора информации сравнивает текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, поступающей с задатчика 9 постоянных величин, сравнивает текущие величины давления и температуры в к сдвоенных шинах колес стоек шасси между собой, передает информацию о давлении и температуре в каждой шине в защищенный бортовой накопитель информации, при разнице величин давления или температуры в каждой из шин колеса и в к сдвоенных шинах колес на величину более заданной, формирует сигнал на своем втором выходе для информирования об этом экипажа (оператора) летательного аппарата (появляется сигнал на первом входе индикатора 8 тревоги).However, the disadvantage of this device is not a complete account of the parameters that determine the correct functioning of the tires of the aircraft. These parameters are the pressure and temperature inside the tire of the aircraft chassis wheel. The lack of monitoring of these parameters during the movement along the airfield, takeoff and landing of the aircraft, also, as practice shows, can lead to prerequisites for flight accidents, accidents and disasters. Therefore, in the prototype of the invention, along with monitoring the state parameters of the tire in accordance with the analysis algorithm of the selected harmonics of the signals reflected from the irradiated tire [2], it is proposed to carry out time-synchronous monitoring of pressure and temperature values in each of the tires of the aircraft chassis. To do this, the signals from to the information sensors 13 located on the wheels of the chassis of the aircraft are transmitted via radio channel to the first input of the receiver unit 18 (receivers 18 are located in the area of the nose and main struts of the aircraft chassis). The receivers 18 begin to receive signals to the information sensors 13 after the operation of the first element And 19, i.e. after the start of the movement of the aircraft. From the output of block 18 of the receivers, the signals are fed to the IV group of inputs of the device 3 for collecting information. The V input of the device 3 for collecting information receives signals from the setter 9 constant values that carry information about the specified values of pressure and temperature in the tire wheels of the bow and the main landing gear of the aircraft, taking into account the type of aircraft, time of year, degree of load of the aircraft, geographical coordinates of the airfield etc. The information collection device 3 compares the current values of pressure and temperature in each tire with a predetermined value coming from the setpoint controller 9 constant values, compares the current values of pressure and temperature in to the dual tires of the wheels of the chassis racks with each other, transmits information about the pressure and temperature in each tire in a secure on-board data storage device, when the pressure or temperature difference in each of the tire wheels and in the dual tire tires is more than the specified value, generates a signal at its second output for inform of the aircraft crew (operator) about this (a signal appears at the first input of alarm indicator 8).

Однако, учитывая то, что летательный аппарат производит взлеты и посадки с аэродромов различного класса, имеющих различные длины взлетно-посадочных полос и рулевых дорожек, для дополнительного мониторинга состояния шин колес шасси летательного аппарата представляется целесообразным вести учет пробега каждой шины в процессе ее эксплуатации. Кроме того, из опыта эксплуатации шин летательного аппарата известно, что наибольшие нагрузки шина испытывает в периоды начала взлета и начала приземления. Поэтому как дополнительный элемент мониторинга состояния шины может рассматриваться количество совершенных ею взлет-посадок.However, given the fact that the aircraft makes takeoffs and landings from airfields of various classes having different lengths of runways and steering tracks, for additional monitoring of the state of the tires of the wheels of the landing gear of the aircraft, it seems advisable to keep track of the mileage of each tire during its operation. In addition, from the experience of operating aircraft tires it is known that the tire experiences the greatest load during the start of takeoff and the start of landing. Therefore, as an additional element for monitoring the condition of the tire, the number of take-off and landing operations performed by it can be considered.

Реализация дополнительного мониторинга в предлагаемом способе и устройстве осуществляется следующим образом.Implementation of additional monitoring in the proposed method and device is as follows.

После начала движения летательного аппарата датчики блока 14 датчиков числа оборотов колес шасси начинают генерировать сигнал, который поступает на второй вход второго 21 и третьего 22 элементов И, при этом на первый вход второго 21 элемента И поступает сигнал с выхода первого элемента И 19, а на первый вход третьего 22 элемента И, поступает сигнал с выхода датчика 10 концевых выключателей.After the aircraft begins to move, the sensors of the chassis wheel speed sensor 14 sensors begin to generate a signal that goes to the second input of the second 21 and third 22 And elements, while the first input of the second 21 And elements receives a signal from the output of the first And 19 element, and the first input of the third 22 element And, the signal from the output of the sensor 10 limit switch.

В результате срабатывания второго элемента И 21 сигналы датчиков блока 14 датчиков числа оборотов колес шасси поступают на входы первого 23 счетчика, где происходит их подсчет. Подсчитанные импульсы поступают далее на вход устройства 3 сбора информации, где суммируются и делятся на число пропорциональное количеству датчиков блока 14 датчиков числа оборотов. После чего полученное число оборотов в устройстве 3 сбора информации умножается на длину окружности колеса и определяется пробег каждой шины в период взлета, который суммируется с уже имеющимся пробегом. Аналогично происходит определение пробега шин во время посадки летательного аппарата.As a result of the operation of the second element And 21, the signals of the sensors of the block 14 of the sensors for the number of revolutions of the wheels of the chassis are fed to the inputs of the first 23 meters, where they are counted. The counted pulses then go to the input of the information collection device 3, where they are summed and divided by a number proportional to the number of sensors of the speed sensor unit 14. After that, the obtained number of revolutions in the device 3 for collecting information is multiplied by the circumference of the wheel and determined by the mileage of each tire during the take-off period, which is added to the existing mileage. Similarly, the tire mileage is determined during the landing of the aircraft.

Учет числа взлет-посадок предлагается осуществлять следующим образом. После взлета сигналы с выхода концевых выключателей 10 поступают через третий 23 элемент И на входы второго блока 24 счетчиков, где учитываются и записываются в память устройства 3 сбора информации для каждой шины отдельно. Аналогично в память устройства 3 сбора информации происходит запись числа, пропорционального посадке летательного аппарата для каждой шины колес шасси. При превышении шиной заданной величины пробега или заданной величины возможных взлет-посадок устройство 3 сбора информации формирует на первом выходе сигнал, записываемый в защищенный бортовой накопитель информации, а на своем третьем выходе сигнал для информирования об этом экипажа (оператора) летательного аппарата (появляется сигнал на втором входе индикатора 8 тревоги). Необходимые для расчета величины пробега шины константы и величины предельных значений пробега шины и предельного значения числа взлет-посадок для шины поступают на пятый вход устройства 3 сбора информации с выхода задатчика 9 постоянных величин.Accounting for the number of take-off and landing is proposed as follows. After take-off, the signals from the output of the limit switches 10 enter through the third 23 And element to the inputs of the second block 24 of the counters, where they are taken into account and recorded in the memory of the device 3 for collecting information for each bus separately. Similarly, a number proportional to the landing of the aircraft for each tire of the wheels of the chassis is recorded in the memory of the device 3 for collecting information. When the tire exceeds a predetermined mileage or a predetermined value of possible take-off and landing, the information collection device 3 generates a signal at the first output that is recorded in a secure on-board information storage device, and at its third output a signal to inform the crew (operator) of the aircraft (a signal appears on second input indicator 8 alarm). The constants necessary for calculating the tire mileage and the tire mileage limit values and the take-off and landing limit values for the tire are fed to the fifth input of the information collection device 3 from the output of the setter 9 constant values.

Первый 23 и второй 24 счетчики предварительно обнуляются от сигнала поступающего от датчика 11 движения через дифференцирующую цепь 25.The first 23 and second 24 counters are pre-reset from the signal received from the motion sensor 11 through the differentiating circuit 25.

Таким образом, в результате применения предлагаемого способа и устройства осуществляется полноценный мониторинг технического состояния шин шасси летательного аппарата, заключающийся в мониторинге внешнего покрытия шин с помощью n микрорадаров, внутреннего состояния шин (величин давления и температуры в каждой шине и в к сдвоенных шинах) на этапах его движения по аэродрому, взлета и посадки, а также пробег каждой шины с начала эксплуатации и количество произведенных ею взлет-посадок, что в настоящее время не осуществляется никаким другим устройством. Кроме того, в результате анализа записанной информации за цикл полетов в бортовом защищенном накопителе информации появляется возможность расширенной оценки изменения технического состояния каждой шины, а также сдвоенных шин в течение этого цикла с учетом времени года, погодных условий, состояния аэродромов, загрузки летательного аппарата, пробега, количества совершенных взлет-посадок, географии полетов и т.д. При переходе любой из шин в неисправное состояние (расслоение протектора, повышенный износ протектора, разбалансировка, не расчетные величины давления и температуры, превышение заданного пробега и количества взлет-посадок) на первом выходе устройства 3 сбора информации появляется сигнал, записываемый в защищенный бортовой накопитель информации, а на втором и третьем выходах устройства 3 сбора информации формируется сигнал, который поступает на первый и второй входы индикатора 8 тревоги, который при его поступлении информирует экипаж (оператора) о возникшей неисправности или опасности.Thus, as a result of the application of the proposed method and device, a full-fledged monitoring of the technical condition of the tires of the aircraft landing gear is carried out, which consists in monitoring the external coating of the tires using n microradars, the internal state of the tires (pressure and temperature values in each tire and in dual tires) at the stages its movement on the airfield, take-off and landing, as well as the mileage of each tire from the beginning of operation and the number of take-off and landing it performed, which is currently not carried out by any other m device. In addition, as a result of the analysis of the recorded information for the flight cycle in the on-board protected information storage device, it becomes possible to provide an extended assessment of changes in the technical condition of each tire, as well as dual tires during this cycle, taking into account the time of year, weather conditions, the status of airfields, aircraft load, mileage , the number of completed take-off and landing, geography of flights, etc. When any of the tires goes into a malfunctioning state (tread separation, increased tread wear, imbalance, not calculated pressure and temperature values, exceeding the specified mileage and the number of take-offs and landings), a signal appears in the first output of the information collection device 3 and is recorded in a secure on-board information storage device , and at the second and third outputs of the information collection device 3, a signal is generated that is transmitted to the first and second inputs of the alarm indicator 8, which, when it arrives, informs the crew to the operator) about a malfunction or danger.

При возникновении аварии (катастрофы) в процессе движения по аэродрому, взлета или посадки летательного аппарата при использовании предлагаемого устройства появляется возможность за счет анализа информации из защищенного бортового накопителя информации более полно оценить качество функционирования и техническое состояние шин шасси до момента и в момент аварии (катастрофы).In the event of an accident (catastrophe) during movement along the airfield, take-off or landing of an aircraft using the proposed device, it becomes possible, by analyzing information from a secure on-board information storage device, to more fully evaluate the quality of operation and the technical condition of the landing gear tires before and at the time of the accident (accident )

Таким образом, использование предложенных способа и устройства позволит повысить качество контроля технического состояния конструкции летательного аппарата за счет углубленного мониторинга технического состояния шин шасси на этапах движения летательного аппарата по аэродрому, взлета и посадки, а также безопасность полетов за счет более полного информирования экипажа (оператора) о возникновении неисправностей в системе шин шасси летательного аппарата.Thus, the use of the proposed method and device will improve the quality of control of the technical condition of the aircraft structure due to in-depth monitoring of the technical condition of the landing gear tires at the stages of aircraft movement along the airfield, takeoff and landing, as well as flight safety due to more complete informing of the crew (operator) about the occurrence of malfunctions in the tire system of the chassis of the aircraft.

Источники информации Information sources

1. Патент РФ на изобретение №2443991, кл. G01M 17/02, G01S 13/88, 27.02.2012 г.1. RF patent for the invention No. 2443991, class. G01M 17/02, G01S 13/88, 02/27/2012

2. Патент РФ на изобретение №2502058, кл. G01M 17/02, G01S 13/88, 20.12.2013 г. (прототип).2. RF patent for the invention No. 2502058, class. G01M 17/02, G01S 13/88, December 20, 2013 (prototype).

3. Патент РФ на изобретение №1775985, кл. В64С 25/26, 1995 г.3. RF patent for the invention No. 1775985, class. B64C 25/26, 1995

Claims

1. 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 for each zone, install piezoelectric sensors on parts of the structure intended for monitoring, determine the conditions under which measurements are made, determine the upper and lower boundaries of the threshold, beyond which a decision is made to measure the signal, while the above threshold is changed depending on t 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 μs at each acoustic event, determine the number of transitions with a threshold signal, and a signal is extracted, which is in the frequency range from 20 kHz to 2 MHz, convert the received acoustic signals into analog electrical signals, read and process signals from dates The digital signal processing unit during the useful life of the aircraft on the ground and in the air, for continuous reading, confirms the correct operation of the set of piezoelectric sensors connected to the data acquisition device, they signal an alarm in case of detection of a piezoelectric sensor malfunction, or a communication bus break, or equipment failure, provide constant power to the elements of the monitoring device in the glider skin of the aircraft in the area of the chassis (on the racks of the chassis of the aircraft micro-radar), install a microradar, 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 signal is emitted in the direction of each tire and receive the signal reflected from the tires when the aircraft moves along to 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, the technical condition of each tire is determined in of the entire tire system and systems during take-off and landing periods of the aircraft, based on the determination of the state parameters of the tires during the analysis of the selected harmonics of the reflected signal, information about the state parameters of each tire is recorded in a secure on-board information storage device, an alarm is given when any of the tire parameters changes in a malfunctioning state, provide information to the crew (operator) of the aircraft about the current technical condition of the aircraft tires and the occurrence of a malfunction and during its take-off or landing, when the aircraft moves along the airfield until the take-off and from the moment of landing to the stop of the aircraft, the temperature and pressure in each tire of the landing gear are measured, the current values of pressure and temperature in each tire are compared with a given value, the current pressure and temperature values in m double (built) tires of the landing gears between each other, record information about pressure and temperature in each tire in a protected on-board information storage device, with a difference in pressure values and and temperatures in each of the tires and in m twin (built) tires by a value more than specified, provide information about the crew (operator) of the aircraft, characterized in that they additionally measure during take-off and landing of the aircraft the number of revolutions of the wheels of the main landing gear , determine the mileage of each tire of the aircraft landing gear wheel for the period of the current take-off and landing, summarize this mileage with the already existing one, determine the mileage of each tire from the beginning of operation, record the current take-off and landing, summarize the last take-off and landing of each tire with the existing ones, determine the number of take-off and landing for each tire from the beginning of operation, record the information about the number of take-off and landing for each tire and its mileage from the beginning of operation in the on-board information store, if the number of take-off and landing is exceeded and (or) the run of any of the tires of the given values inform the crew (operator) of the aircraft about this.

2. The device for implementing the method of monitoring the state of the structure of an aircraft contains first and second detection devices installed on board the aircraft, an information collection device, an emergency signaling unit, an on-board device, a power supply, an alarm indicator, a constant value adjuster, and the first detection device consists of many piezoelectric sensors mounted on parts of the structure and designed for continuous monitoring of each area of the aircraft about the apparatus and measuring the signal for about 100 μs at each acoustic event, determined by the value of the upper and lower threshold, the signal being 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, and the first and 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, the output of which is inen with 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 first, second and third outputs of the power supply are connected respectively to the second input of the alarm signaling unit, with the inputs of the on-board device and constant adjuster, the first, second, third and the fourth inputs of the second detection device are connected respectively to the first, second, third and fourth outputs of the sensor unit, a group of first outputs, second and third outputs of the second device The detection devices are connected respectively to a group of third inputs, fourth inputs of an information collection device, the first output of which is connected to the input of the onboard data storage device, and the second output is connected to the first input of the alarm indicator, the sensor unit consists of the terminal block of the aircraft landing gear, motion sensor, altimeter , k information sensors, one for each wheel of the chassis, while the outputs of the limit switches, motion sensor, altimeter and k information sensors are respectively the first, the second, third and fourth outputs of the sensor unit, the group of outputs of the constant value generator is connected to the fifth group of inputs of the information collection device, the second detection device contains an element NOT, an element And, n microradars, n amplifiers, n analog-to-digital converters connected in series, as well as a block receivers, and the first, second, third and fourth inputs of the second detection device are the first, second inputs of the first element AND, the input of the element NOT and the first group of inputs of the receiver block, the second input for which it is connected to the output of the first element And, the output of the element is NOT connected to the third input of the first element And, the output of which is connected to the second inputs of n microradars, the receiver unit contains one receiver for each landing gear of the aircraft, a group of outputs n of analog-to-digital converters and the group of outputs of the receiver block are, respectively, the first and second group of outputs of the second detection device, which are connected to, respectively, the third and fourth group of inputs of the information collection device, from characterized in that the speed sensors are additionally introduced into the sensor unit, and the second and third elements And, the first and second counters, a differentiating circuit are additionally introduced into the second detection device, and the speed sensors are installed relative to the wheels of the main landing gear of the aircraft, the outputs of the number sensors revolutions, which are the fifth output of the sensor unit, are connected to the fifth inputs of the second detection device, the fifth input of which is the second inputs of the second and third elements And, per the inputs of which are connected respectively to the output of the first element AND and the output of the terminal block of the aircraft landing gear, the outputs of the second and third elements AND are connected to the first inputs of the first and second counters, the second inputs of which are connected to the output of the differentiating circuit, the input of which is connected to the output of the motion sensor , the outputs of the first and second counters are respectively the third and fourth outputs of the second detection device, which are connected to the sixth and seventh inputs of the information collection device ii, the third output of which is connected to the second input of the alarm indicator.

3. The device for implementing the method of monitoring the state of the aircraft structure according to claim 2, characterized in that the wheel speed sensor of the main landing gear of the aircraft consists of magnetically controlled contacts, the axis of symmetry of each of which is parallel to the radius of the wheel, a pair of permanent magnets fixed in one plane on the brackets rigidly connected to the wheel hub using shields with ears located parallel to the longitudinal axis of symmetry of the permanent magnets, the longitudinal axis with the symmetry of each permanent magnet is parallel to the radius of the wheel, magnetically controlled contacts are fixed to the fixed parts of the chassis struts using brackets, each of which consists of two brackets fastened together, provided with an elastic-elastic coating on the side interacting with the chassis of the chassis, an emphasis is mounted on one of the brackets and a pin, on which a magnetically controlled contact is mounted with the possibility of movement.