Удосконалення методики оцінки технічного стану авіаційної техніки: фундаментально-соціологічне та економічне обґрунтування

Размещено на http://www.allbest.ru/

Військовий інститут телекомунікацій та інформатизації імені Героїв Крут

УДОСКОНАЛЕННЯ МЕТОДИКИ ОЦІНКИ ТЕХНІЧНОГО СТАНУ АВІАЦІЙНОЇ ТЕХНІКИ: ФУНДАМЕНТАЛЬНО-СОЦІОЛОГІЧНЕ ТА ЕКОНОМІЧНЕ ОБҐРУНТУВАННЯ

Комаров Володимир Олександрович

кандидат технічних наук, Заслужений винахідник України,

Лауреат "Золотої медалі" ВОІВ, провідний науковий співробітник

Київ



Анотація

авіаційний техніка бойовий пошкодження

В сучасних умовах ведення бойових дій (операцій) важливим є оперативне визначення технічного стану авіаційної техніки, що має пошкодження.

Для підвищення значення в бойових умовах системи контролю частоти власних коливань конструкції і вибору раціонального способу її відновлення, у статті обґрунтовується метод оцінки технічного стану авіаційної техніки, що має бойові пошкодження, шляхом встановлення відповідності зміни руйнівного навантаження - зміні частоти власних коливань. Визначення такої відповідності дозволяє встановити межі безпечної експлуатації конструкції за значенням частоти власних коливань та приймати обґрунтоване рішення на подальшу експлуатацію.

Відмічено, що важливим завданням інженерно-технічного складу авіаційних частин є визначення рівня справності, працездатності, можливості оцінки правильності функціонування систем, а також пошуку несправностей. Вирішення цього завдання може бути здійснено тільки на основі застосування сучасних наукових методів технічної діагностики, а також формування відповідних принципів побудови і організації системи діагностування.

Доведено, що останнім часом з'явилося багато робіт, в яких досліджується вплив різного роду пошкоджень на динамічні характеристики об'єктів. При контролі конструкцій, що пошкоджені в процесі експлуатації, застосовуються методи модального аналізу динамічних систем.

Засновниками застосування модального аналізу для контролю конструкцій вважають Kennedy C. C. і Pancu C. D. P.

Розглянуто метод визначення узагальненої маси власного тону за зміною власної частоти конструкції при установці на неї відомих додаткових мас.

Ключові слова: діагностика, неруйнівний контроль, відновлення, ремонт літальних апаратів, надійність конструкції літальних апаратів, бойові пошкодження, метод контролю частоти власних коливань.



Annotation

Komarov Volodymyr Oleksandrovich, Candidate of Technical Sciences, Honored Inventor of Ukraine, Laureate of the "Gold Medal" of the VOIB, leading researcher, Military Institute of Telecommunications and Informatization named after Heroes Krut, Kyiv,

IMPROVING THE METHODOLOGY OF ASSESSMENT OF THE TECHNICAL CONDITION OF AVIATION EQUIPMENT: FUNDAMENTAL, SOCIOLOGICAL AND ECONOMIC JUSTIFICATION

In modern conditions of conducting combat operations (operations), it is important to promptly determine the technical condition of damaged aircraft.

In order to increase the value of the control system of the frequency of selfoscillations of the structure in combat conditions and to choose a rational method of its restoration, the article substantiates the method of assessing the technical condition of aviation equipment that has combat damage by establishing the correspondence of the change in the destructive load to the change in the frequency of self-oscillations. Determining such compliance allows you to establish the limits of safe operation of the structure based on the value of the frequency of natural oscillations and make a reasoned decision on further operation.

It was noted that an important task of the engineering and technical staff of aviation units is to determine the level of serviceability, efficiency, the ability to assess the correct functioning of systems, as well as to find malfunctions. Solving this task can only be carried out on the basis of the application of modern scientific methods of technical diagnostics, as well as the formation of relevant principles for the construction and organization of the diagnostic system.

It has been proven that recently many works have appeared in which the influence of various types of damage on the dynamic characteristics of objects is investigated. Methods of modal analysis of dynamic systems are used to control structures damaged during operation.

Kennedy C. C. and Pancu C. D. P. are considered the founders of the application of modal analysis for structural control.

The method of determining the generalized mass of the natural tone based on the change in the natural frequency of the structure when installing known additional masses on it is considered.

Key words: diagnostics, non-destructive testing, recovery, repair of aircraft, reliability of aircraft construction, combat damage, method of controlling the frequency of self-oscillations.



Постановка проблеми

В процесі виконання бойового завдання літальний апарат (ЛА) може отримати бойові пошкодження, що призводять або до зміни міцності і жорсткості конструкції, або до неприпустимого погіршення аеродинамічних характеристик несучих поверхонь. Пошкодження планера носять не тільки характер наскрізних пробоїн і розривів обшивки, але і пошкоджень силових елементів - лонжеронів, нервюр, стрингерів та інших конструкційних елементів (рис. 1).

Рис. 1 Пробоїни обшивки із пошкодженням стрінгерів

Характерними пошкодженнями обшивки при застосуванні різних типів засобів ураження можуть бути: вм'ятини і випинання, наскрізні і не наскрізні пробоїни, виривання обшивки і силових елементів.

Якщо вм'ятини і випинання, наскрізні і не наскрізні пробоїни обшивки (рис. 2) порушують лише аеродинаміку несучої поверхні, практично не впливаючи на міцність і жорсткість конструкції, то наскрізні і не наскрізні пробоїни силових елементів (СЕ) (рис. 3) призводять до змін міцності конструкції в цілому.

Відомо [2, 3], що несучі поверхні (крило, горизонтальне і вертикальне оперення) є основними елементами планера ЛА, що мають максимальні навантаження в польоті і безпосередньо впливають на безпеку польотів.



Рис. 2 Наскрізні пробоїни обшивки

Рис. 3 Наскрізна пробоїна обшивки і пошкодження силового елемента

Саме тому в подальшому розглядаються пошкодження, що виникають в консольно закріплених конструкціях літального апарату.

Серед дефектів сучасних авіаційних конструкцій найчастіше спостерігаються втомні тріщини [4].

Подібні дефекти за ступенем небезпеки, згідно [5] поділяють на наступні групи: критичні, значні і малозначні.

Аналіз результатів дефекації конструкції крил літаків [ 5] показав, що найбільш характерними дефектами є: для групи критичних дефектів: руйнування вузла стику консолі крила; руйнування стінки або поясу лонжерона крила, стабілізатора; руйнування двох і більше стрингерів силової панелі; багато осередкові втомні пошкодження центроплана.

При наявності таких пошкоджень подальша експлуатація конструкції неприпустима з міркувань безпеки польоту чи практично неможлива. для групи значних дефектів:

тріщини біля болтів і заклепок поздовжніх швів за стрингерами і поперечними швами за нервюрами;

тріщини і руйнування окремих стрингерів панелей крила; тріщини в зоні крайніх отворів кріплення технологічних накладок.

Під руйнуванням конструкції розглядається всяке порушення цілісності СЕ конструкції, при якому поряд із загальними типами руйнування деталей чи агрегатів ЛА до руйнування відноситься також локальні місцеві руйнування: місцевий порив обшивки, зрив та зріз заклепок на значних ділянках крила, оперення чи фюзеляжу, зріз болтів кріплення та інше.

За результатами досліджень [6], поразка площі несучої поверхні до 25% незначно погіршує аеродинамічні характеристики літального апарату (ЛА) (за умови не ослаблення конструкції). У той же час ушкодження стрингерів і лонжеронів при влученні засобів ураження у несучу поверхню, можуть привести до повної або часткової нездатності силового елемента сприймати той вид навантаження, на який він розрахований (рис. 4).



Рис. 4 Зони ураження літака, що погіршують міцністні та аеродинамічні характеристики консольно закріплених конструкцій планера літака

Таким чином, з точки зору аеродинаміки небезпечними є ураження кінцевих частин крила, хоча жорсткість крила істотно не змінилася. У той же час, невелика пробоїна в кореневій частині крила, що не впливає на аеродинамічні характеристики, може стати причиною руйнування лонжерона, силової нервюри, що може привести до руйнування крила в цілому. Дані факти свідчать про те, що питання конструктивної і аеродинамічній живучості тісно пов'язані між собою. Варіанти бойових пошкоджень конструктивних елементів крила показано на рис. 5.



Рис. 5 Типові бойові пошкодження силового набору крила літака типу Су-25

На рис. 5 схематично показано:

1. пробоїна обшивки;

2. перебиття нервюри;

3. пробоїна у стінці нервюри;

4. перебиття лонжерону;

5. пробоїна у полиці лонжерону;

6. пробоїна у стінці лонжерону;

7. пробоїна у полиці та у стінці лонжерону

Тому в якості об'єкта ремонту більш прийнятний ЛА, що не має значних пошкоджень силового набору (запас залишкової міцності повинен бути не менше 35-50%) або з пошкодженнями обшивки (не більше 30% площі).

У першому випадку час на ремонт незначних пошкоджень елементів силового набору планера, силами ремонтних бригад, не перевищує 12 -ти годин. У другому випадку час для ремонту ЛА значно скорочується за рахунок відновлення тільки аеродинамічній поверхні (не більше 6 годин). У зв'язку з цим, в даний час велика увага приділяється освоєнню методів діагностики фахівцями, здатними оцінити залишкову міцність і жорсткість пошкодженої конструкції планера ЛА методами неруйнівного контролю.

Важливим завданням інженерно-технічного складу авіаційних частин є визначення рівня справності, працездатності, можливості оцінки правильності функціонування систем, а також пошуку несправностей.

Вирішення цього завдання може бути здійснено тільки на основі застосування сучасних наукових методів технічної діагностики, а також формування відповідних принципів побудови і організації системи діагностування.

Аналіз останніх досліджень і публікацій. Сучасні локальні війни та збройні конфлікти (Ірак, Югославія, Афганістан та операції Об'єднаних сил на сході України) наочно показали, що найбільш ефективною сучасною зброєю в боротьбі із противником є військова пілотована і безпілотна авіація. Але в бойових умовах АТ отримує різного виду ушкодження високонавантажених конструктивних елементів планера (рис. 6-7), які виводять АТ з ладу.

Рис. 6 Одиночне та багаторазове пошкодження кіля літака типу Су-25

Тому для визначення питання, що робити із пошкодженим літаком - відправляти в ремонт чи дозволити виконувати польоти, необхідно провести його діагностування, а саме, визначити методами неруйнівного контролю залишкову міцність пошкоджених конструкцій. Метою статті є удосконалення методики оцінки технічного стану авіаційної техніки з пошкодженнями в умовах бойового застосування.

Виклад основного матеріалу

Методи діагностики, за допомогою яких можна вирішити зазначене вище питання, повинні базуватися на методах і засобах неруйнівного контролю (МНК) з використанням досягнень електроніки, акустичної емісії, лазерної техніки тощо. Однак ці системи контролю, на жаль, дуже громіздкі і неприйнятні в експлуатації на польових аеродромах, особливо при веденні бойових дій. Досвід експлуатації ЛА показує, що пошкодження в їх конструкції виникають і розвиваються, в основному, на внутрішніх елементах силового набору. Більшість з них не може бути виявлено при оглядах і технічному обслуговуванні існуючими МНК.

Рис. 7 Бойові пошкодження кіля і стабілізатора літака типу Су-24

Найбільш ефективним в цьому випадку є метод контролю частоти власних коливань (ЧВК).

Суть методу контролю ЧВК полягає в тому, що поведінка конструкції при вільних коливаннях характеризує її індивідуальність. Вона полягає в притаманному їй розподілу масових характеристик і характеристик жорсткості. Втомні і інші пошкодження знижують жорсткість динамічної системи. Це тягне за собою зміну параметрів власних коливань. ЧВК найкращим чином відображає загальний стан як зразків у вигляді пластин, так і тонкостінних складних конструкцій. Її використання для неруйнівного контролю ще не знайшло широкого застосування, хоча робіт в цьому напряму виконано чимало.

Практична цінність методу контролю зміни ЧВК, що дозволяє швидко і достатньо легко отримати достовірну діагностичну інформацію, відкриває перспективи для впровадження цього методу в експлуатацію авіаційної техніки за технічним станом.

Останнім часом з'явилося багато робіт, в яких досліджується вплив різного роду пошкоджень на динамічні характеристики об'єктів.

При контролі конструкцій, що пошкоджені в процесі експлуатації, застосовуються методи модального аналізу динамічних систем.

Засновниками застосування модального аналізу для контролю конструкцій вважають Kennedy C. C. і Pancu C. D. P. [7].

Огляд і теоретичне обґрунтування ряду методів модального аналізу, що розроблені до 70-х років минулого століття, наведено в роботі [8]. В роботі наведені основні положення визначення власних частот і форм коливань шляхом використання резонансного методу, методу максимальної квадратурної складової відгуку, методу фазового резонансу, методу KennedyPancu і методу вільних коливань. Розглянуто метод визначення узагальненої маси власного тону за зміною власної частоти конструкції при установці на неї відомих додаткових мас.

У роботі [9] запропоновано метод виявлення дефектів в матеріалі пружною конструкції. Критерієм виявлення дефекту є різниця значень резонансних частот еталонної і досліджуваної конструкцій. Основним недоліком даного методу є те, що зміна резонансної частоти коливань дозволяє визначати появу дефекту і не дозволяє визначити його положення. Крім того, цей метод придатний для простих і малогабаритних зразків типу балка або пластина, а експериментальне визначення власних частот просторових форм з потрібною точністю для реальних конструкцій є проблематичною.

У роботі [10] розглянута задача ідентифікації експлуатаційних дефектів планера і систем ЛА, що виявляються за параметрами вібрації. Розглядаються порушення цілісності конструкції, ослаблення кріплення, зазори в місцях стикування агрегатів, люфти в механічних системах передачі зусиль або переміщень, підвищене сухе тертя в опорах, резонансні режими коливань елементів конструкцій. Досліджено вплив дефектів на динамічні характеристики ЛА визначені ідентифікаційні ознаки типових дефектів.

Ознаками тріщини і руйнувань в конструкціях є амплітудно-частотні характеристики і спектральна густина потужності випадкової вібрації,що фіксується датчиками прискорень.

У роботах [11-14] запропоновано використовувати для отримання інформації про пошкодження в силовому наборі консольно закріплених конструкцій планера ЛА, зокрема, стабілізатора, значення ЧВК і показано можливість реалізації способу на динамічно подібних моделях, встановлено, що існує зв'язок між динамічними характеристиками конструкції і величиною площі поперечного перерізу елемента силового набору, проведена оцінка можливості застосування акустико-емісійного методу для цілей діагностики технічного стану елементів конструкції на режимі автоколивань.

Як випливає з перерахованих вище робіт, для того, щоб виявити тріщини на ранніх стадіях їх розвитку, коли вони незначно змінюють параметри жорсткості конструкції і, як наслідок, частоту власних коливань, необхідна висока точність їх вимірів. Недоліком застосовуваної для цих цілей апаратури діагностичного контролю є те, що частоти власних коливань вимірювалися «резонансним методом», що не забезпечує достатньої точності отримання діагностичної інформації. Крім цього не досліджувався вплив на достовірність діагностичної інформації різних експлуатаційних чинників, не досліджувалася кількісна зміна частоти основного тону власних коливань силових елементів авіаційних конструкцій в залежності від місця розташування і величини ушкодження тощо.

Таким чином, з одного боку є багато досліджень з питань діагностування конструкцій за параметрами оцінки зміни ЧВК, з іншого боку доцільно подальше удосконалення оперативних простих і надійних неруйнівних методів виявлення пошкоджень для впровадження в процес експлуатації ЛА за технічним станом.

Істотний інтерес, з точки зору оперативності видачі інформації про стан досліджуваного об'єкта, об'єктивності діагностування, мобільності і економності, представляє метод контролю ЧВК конструкції. Цей метод діагностування ґрунтується на отриманні інформації про залишкову міцність крила (оперення) ЛА за зміною ЧВК відносно ЧВК неушкодженої конструкції.

Маючи дані про ЧВК неушкодженої конструкції досліджуваного ЛА (еталонні дані) і експериментальні дані про ЧВК конструкції на момент її руйнування, а також проміжні дані, отримані на конструкції з бойовими пошкодженнями (рис. 8), можна визначити межі безпечної експлуатації (залишкову міцність) даної конструкції.

Основною специфічною рисою впливу уразливості та пошкоджуваності ЛА на їх бойову живучість є випадковий характер застосування по окремому ЛА засобів ураження як за типом (стрілецьке та артилерійське озброєння, переносні зенітні ракетні комплекси), так і за калібром.



Рис. 8 Умовні ймовірності бойових втрат та пошкоджень ЛА від дії засобів ураження

Отже, у порівнянні з ймовірністю втрат ЛА від дії стрілецької зброї калібру 7,62 мм, ймовірність бойових втрат літака від дії артилерійського озброєння (гармат калібрів 20...23 мм) та ракет ПЗРК, збільшується у 2,2 рази.

У силовому наборі крила від дії засобів ураження утворювалися пробоїни, деформації різних видів, а також перебиття окремих елементів силового набору. Відстані між перебитими частинами складали від 40 до 70 мм. Перебиття таких силових елементів крила, як лонжероні, стрингери, нервюри призводить до зменшення міцністних властивостей крила, а пробиття обшивки - лише до порушення аеродинамічних характеристик крила.

Основні результати досліджень. Методика застосування обладнання та визначення пошкоджень силових елементів крила шляхом оцінки зміни ЧВК наведено в роботі [15].

Відомо [16], що Нормами міцності регламентуються характер та значення навантажень, що враховуються при розрахунках елементів конструкції літака на міцність з запасом в межах 1,5.2.

У зв'язку з тим, що експлуатаційне навантаження не впливає на ЧВК конструкції ЛА, визначимо запас за припустимою частотою власних коливань конструкції, щоб забезпечити відповідний коефіцієнт безпеки.

Для отримання залежності еквівалентного напруження від навантаження використовуємо метод математичного моделювання консольної конструкції моделі крила з паливом і без палива для різних факторів впливу (місця, розміру пошкодження і навантаження) в середовищі SimSolid здійснюємо в наступній послідовності:

завантажуємо модель без пошкоджень з паливом;

визначаємо характеристики матеріалу моделі крила і палива; консольно закріплюємо модель крила і палива; визначаємо навантажена на модель консолі крила;

проводимо розрахунок напруження за Мизесом в моделі консолі крила і визначаємо максимальне значення еквивалентного напруження за Мизесом в моделі консолі крила;

збільшуємо навантаження і проводимо дослідження до досягнення значення еквівалентного напруження за Мізесом, що є більш ніж межа довготривалості матеріалу моделі консолі крила та будуємо залежність еквівалентного напруження від навантаження;

будуємо залежність еквивалентного напруження за Мізесом від навантаження для різного значення місця і розміру пошкодження моделі крила).

Рис. 8 Залежність частоти власних коливань конструкції моделі крила від відповідного руйнівного навантаження

З використанням залежності еквівалентного напруження за Мізесом від навантаження для різного значення місця і розміру пошкодження моделі крила) будуємо залежність частоти власних коливань конструк-ції моделі крила за першою формою від відповідного руйнівного навантаження Рр (рис. 8).

Аналіз залежності ЧВК (/і) повномасштабної конструкції моделі крила від відповідного руйнівного навантаження Рр (рис. 8) дозволяє встановити відповідність зміни руйнівного навантаження в два рази (за Нормами міцності) зміні частоти власних коливань на 4% для даного типу ЛА. Тобто, можливо встановити верхню межу безпечної експлуатації конструкції крила f^BM та нижню межу безпечної експлуатації f^BM за значенням її частоти власних коливань у вигляді:

На рис. 9 наведено значення частоти власної коливань конструкції крила без палива, межі безпечної експлуатації і зміна частоти власних коливань, що визначається за місцем і розміром бойового пошкодження крила.



Рис. 9 Межі безпечної експлуатації за частотою власних коливань моделі конструкції крила без палива

Для реалізації безпечної експлуатації парку бойових літаків виникає науково-технічна задача щодо підтримання справності та забезпечення довговічності силових елементів (СЕ) планера ЛА, вирішення якої полягає у пошуку раціонального поєднання методів оцінки ступеню пошкодження (залишкової міцності) та заходів щодо відновлення технічного стану (ТС) СЕ. Як наслідок, однією з важливих проблем комплексної діагностики консольно закріплених конструкцій планера ЛА, зокрема, крила, є визначення ТС силових елементів, що впливають на міцність крила у процесі його експлуатації, виявлення тріщино-подібних пошкоджень на початковій стадії їх розвитку, що дозволяє значно зменшити ймовірність руйнування силових елементів крила при експлуатації ЛА, особливо в умовах бойових дій при отриманні конструкцією бойових ушкоджень.



Висновок

Визначення технічного стану авіаційної техніки в умовах бойового застосування з пошкодженнями є складним завданням її технічної експлуатації. Робота інженерно-технічного складу авіаційних частин полягає у визначенні справності, працездатності, правильності функціонування систем, а також пошуку несправностей. Вирішення цього завдання може бути отримано тільки на основі застосування сучасних наукових методів технічної діагностики, що представляє собою галузь знань, яка досліджує технічний стан об'єктів діагностування, розробляє методи їх визначення, а також принципи побудови і організації системи діагностування

За результатами досліджень запропоновано методику визначення відповідності межі безпечної експлуатації, що визначається Нормами міцності з використанням еквівалентних напружень, межі безпечної експлуатації, що визначається частотою власних коливань конструкції.

Використання такого діагностичного параметру, що враховує масові характеристики палива в крилових паливних баках, дозволяє визначати рівень безпечної експлуатації конструкції з пошкодженнями з використанням значення форм і частоти власних коливань та приймати обґрунтоване рішення на подальшу експлуатацію літака.



Література

1. Панасюк, В.В. Методы оценки трещиностойкости конструкционных материалов. Киев, Наукова думка, 1977г., 278 с.

2. Страков, Г.И. «Вопросы надежности и повреждаемости авиационных конструкций». М.: Институт инженеров ГА., 1984г., 63с..

3. Юхачов, В.В., Харченко О.В., Пащенко С.В., Хільченко М.Ф. Коливання і ресурс авіаційних конструкцій. Під ред. О.В.Харченка - Одеса, 2010, 128 с.

4. Шанявский, А.А. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций. Уфа, Изд.-во “Монография“, 2003. 803 с.

5. Пащенко, С.В. Методологія збільшення ресурсів авіаційної техніки/ Пащенко С.В., Хільченко М.Ф., Юхачов В.В. // К.: Збірник наукових праць ДНДТА. 2012. 8(15). с. 161-166.

6. Анцелиович Л.Л. Надежность, безопасность, и живучесть самолета. М.: Машиностроение 1985. 296 с.

7. Kennedy, C. C. Use of vectors in vibration measurementand analysis [Text] / C. C. Kennedy, C. D. P. Pancu // J. Aero. Sci. 1947. 14(11). P. 603-625.

8. Микишев, Г. Н. Динамика тонкостенных конструкций с отсеками, содержащими жидкость [Текст] / Г. Н. Микишев, Б. И. Рабинович. М.: Машиностроение, 1971. 564 с.

9. Косицын, А. В. Метод вибродиагностики дефектов упругих конструкций на основе анализа собственных форм колебаний [Текст] / А. В. Косицын // Приборы и методы измерений. 2011. № 2 (3). С. 129-135.

10. Мотылев, Н. И. Выявление механических дефектов в элементах реакторов и конструкций АЭС при тестовых виброударных воздействиях [Текст] / Н. И. Мотылев // Технологии и системы обеспечения жизненного цикла ядерных энергетических установок. СПб: Менделеев, 2004. Вып. 2. С. 126-131.

11. Хильченко, Н. Ф. О возможности обнаружения усталостных повреждений стабилизатора самолета Ан-12 в процессе эксплуатации методом контроля частоты собственных колебаний [Текст] / Н. Ф. Хильченко, Н. А. Волков, А. В. Тимофеенко // XXI военно-научная конференция Военно-научного общества: сб. науч. тр. / Министерство обороны СССР, Киевское высшее военное авиационное инженерное училище. Киев, 1980. С. 80-82.

12. Тимофеенко, А. В. Об одном методе неразрушающего контроля силовых элементов авиационных конструкций[Текст] / Н. Ф. Хильченко, Н. А. Волков, А. В. Тимофеенко // Безопасность полетов: сб. науч. тр. / Министерство обороны СССР, Киевское высшее военное авиационное инженерное училище. Киев, 1982. С. 132-135.

13. Волков, М. О. Исследование возможности обнаружения повреждений элементов планера самолета по изменению частот собственных колебаний [Текст] / Н. А. Волков //ХХ военно-научная конференция Военно-научного общества: сб. науч. тр. / Министерство обороны СССР, Киевское высшее военное авиационное инженерное училище. Киев, 1978. С. 24-29.

14. Ковель, П. П. Некоторые результаты по использованию акустической эмиссии на режиме автоколебаний элементов конструкции в целях диагностики технического состояния [Текст] / Н. Ф. Хильченко, Н. А. Волков, П. П. Ковель, А. А. Зиле // Динамика и прочность поврежденных конструкций авиационной техники: материалы IV Всесоюзного научно технического совещания. М., ГосНИИГА, 1984. С. 88-100.

15. Комаров, В.О. Дослідження можливості виявлення ушкоджень у силових елементах крила по зміні його частоти власних коливань/ В. О. Комаров, М.М. Сендецький, С.І. Сащук // Fundamental and applied research in the modern world. Abstracts of the 3rd International scientific and practical conference. BoScience Publisher. Boston, USA. 2020. Pp. 371-380.

16. Авіаційні правила України, Частина 21 «Сертифікація повітряних суден, пов'язаних з ними виробів, компонентів та обладнання, а також організацій розробника та виробника» АПУ-21 (Part-21). Затверджено Наказом Державної авіаційної служби України 26 квітня 2019 року № 529.



References

1. Panasiuk, V.V. Methods of assessing the crack resistance of structural materials. Kyiv, Naukova dumka, 1977, 278 p.

2. Strakov, G.I. "Questions of reliability and damage of aircraft structures". M.: Institute of Engineers GA., 1984, 63 p.

3. Yukhachev, V.V., Kharchenko O.V., Pashchenko S.V., Khilchenko M.F. Fluctuations and resource of aircraft structures. Under the editorship O.V. Kharchenko. Odesa, 2010, 128 p.

4. Shanyavskyi, A.A. Safe fatigue destruction of elements of aircraft structures. Ufa, Publishing House "Monografiya", 2003. 803 p.

5. Pashchenko, S.V. Methodology for increasing aviation equipment resources/ S.V. Pashchenko, M.F. Khilchenko, V.V. Yukhachov. // K.: Collection of Scientific Works of the National Academy of Sciences. 2012. 8(15). p. 161-166.

6. Antseliovych L.L. Reliability, safety, and survivability of the aircraft. M.: Mashinostroenie 1985. 296 p.

7. Kennedy, C. C. Use of vectors in vibration measurement and analysis [Text] / C. C. Kennedy, C. D. P. Pancu // J. Aero. Sci. 1947. 14(11). P. 603-625.

8. Mykyshev, G.N. Dynamics of thin-walled structures with compartments containing liquid [Text] / G.N. Mykyshev, B.I. Rabinovich. M.: Mashinostroenie, 1971. 564 p.

9. Kositsyn, A. V. The method of vibration diagnostics of defects in elastic structures based on the analysis of the eigenforms of vibrations [Text] / A. V. Kositsyn // Measurement tools and methods. 2011. No. 2 (3). P. 129-135.

10. Motylev, N. I. Detection of mechanical defects in elements of reactors and structures of nuclear power plants under test vibration effects [Text] / N. I. Motylev // Technologies and systems of support of the life cycle of nuclear power plants. St. Petersburg: Mendeleev, 2004. Vol. 2. P. 126-131.

11. Khilchenko, N.F. On the possibility of detecting fatigue-damaged stabilizers of the An12 aircraft during operation by the method of monitoring the frequency of natural oscillations [Text] / N.F. Khilchenko, N.A. Volkov, A.V. Timofeenko // XXI military-scientific conference of the Military-Scientific Society: Sat. science tr. / Ministry of Defense of the USSR, Kyiv Higher Military Aviation Engineering School. Kyiv, 1980. P. 80-82.

12. Timofeenko, A.V. About one method of non-destructive control of power elements of aviation structures[Text] / N.F. Khilchenko, N.A. Volkov, A.V. Timofeenko // Flight safety: sb. science tr. / Ministry of Defense of the USSR, Kyiv Higher Military Aviation Engineering School. Kyiv, 1982. P. 132-135.

13. Volkov, M. O. Investigation of the possibility of detecting damaged elements of an aircraft glider by changing the frequencies of natural oscillations [Text] / N. A. Volkov // XX Military Scientific Conference of the Military Scientific Society: Sat. science tr. / Ministry of Defense of the USSR, Kyiv Higher Military Aviation Engineering School. Kyiv, 1978. P. 24-29.

14. Kovel, P.P. Some results on the use of acoustic emission in the self-oscillating mode of structural elements for the purpose of diagnosing the technical condition [Text] / N.F. Khilchenko, N.A. Volkov, P.P. Kovel, A.A. Zile // Dynamics and strength of damaged structures of aviation technology: materials of the IV All-Union Scientific and Technical Conference. M., GosNIIGA, 1984. P. 88-100.

15. Komarov, V.O. Study of the possibility of detecting damage in the power elements of the wing by changing its natural oscillation frequency/ V.O. Komarov, M.M. Sendetskyi, S.I. Sashchuk // Fundamental and applied research in the modern world. Abstracts of the 3rd International scientific and practical conference. BoScience Publisher. Boston, USA. 2020. pp. 371-380.

16. Aviation Rules of Ukraine, Part 21 "Certification of aircraft, related products, components and equipment, as well as developer and manufacturer organizations" APU-21 (Part-21). Approved by the Order of the State Aviation Service of Ukraine of April 26, 2019 No. 529.

Размещено на Allbest.ru

...