Способ вибродиагностирования газотурбинных двигателей в эксплуатации по информации бортовых устройств регистрации

Изобретение относится к области контроля технического состояния авиационных газотурбинных двигателей, оборудованных штатной измерительной аппаратурой, сигналы с которой в процессе эксплуатации записываются также штатным бортовым устройством регистрации, установленном на борту соответствующего воздушного судна. Способ применяется для мониторинга вибросостояния авиационных ГТД как на наземных устройствах обработки, так и в реальном времени в бортовых системах контроля двигателей. Технический результат изобретения - получение высоких показателей достоверности результатов вибродиагностирования ГТД непосредственно в эксплуатационных условиях путем всестороннего учета факторов, обуславливающих вибросостояние ГТД при их работе на земле и в условиях полета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области контроля технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), оборудованных штатной измерительной аппаратурой, сигналы с которой в процессе эксплуатации записываются также штатным бортовым устройством регистрации (БУР), установленным на борту соответствующего воздушного судна (ВС). Способ применяется для мониторинга вибросостояния авиационных ГТД как на наземных устройствах обработки (НУО), так и в реальном времени в бортовых системах контроля двигателей (БСКД).

Известен способ вибродиагностирования ГТД - авт. св. SU 1816986, кл. G01M 15/00, 2004. Способ включает измерение и регистрацию значений вибросигнала и частоты вращения ротора двигателя на переходных режимах, сравнение измеренного и эталонного значений вибросигнала для характерных частот вращения и определение технического состояния двигателя по отклонению измеренного значения вибросигнала от эталонного, при этом измерение и регистрацию значений вибросигнала и частоты вращения осуществляют при регулировке топливной аппаратуры на минимальные и максимальные избытки топлива.

Данный способ обладает значительной погрешностью и не позволяет достоверно определить фактическое вибросостояние двигателя, имеет очень узкие функциональные возможности и не может быть использован для определения вибросостояния ГТД в условиях полета.

Известен способ диагностирования ГТД - патент RU 2297613, кл. G01M 15/14, 2007. Способ включает измерение вибрации работающего двигателя, спектральный анализ вибрации и сравнение полученных данных с этими же величинами, измеренными в исходном состоянии двигателя. При этом проводят спектральный анализ огибающей вибрационного сигнала, выделяемого на характеристических частотах, измеряют амплитуды составляющих полученного спектра в диапазоне от нуля до частоты вращения ротора, имеющего наибольшую скорость вращения, сравнивают полученные значения с теми же значениями в исходном состоянии, о месте основных источников изменения вибрации судят по частотам составляющих, имеющих наибольшие по величине отклонения замеренных значений от исходных, а локализацию дефекта осуществляют по спектрам вибрации в широком диапазоне частот путем измерения и сравнения со значениями модуляционных составляющих вибрации в диапазонах только тех несущих, частоты которых кратны частотам основных источников.

Данный способ вызывает большие затруднения в определении достоверной взаимосвязи причины возникновения повышенной вибрации и изменения определенных спектральных составляющих. К тому же этот способ подразумевает установку на ГТД дополнительной виброизмерительной аппаратуры и требует наличие в эксплуатирующей организации опытных специалистов по спектральному анализу, способных выдать грамотные решения о вибросостоянии ГТД.

Известен способ диагностирования технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД - патент RU 2379645, кл. G01M 15/14, 2008. Способ включает измерение и цифровую обработку вибросигналов с корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД. При этом измерение вибросигналов с корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов осуществляют дистанционно и бесконтактно посредством лазерного вибропреобразователя в приближенных к диагностируемым деталям, узлам и приводным агрегатам ГТД информативным точках на поверхности корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов в пределах зон измерений, определяемых радиусом, преимущественно равным четверти длины изгибной волны в корпусных конструкциях ГТД и приводных агрегатов, а цифровую обработку вибросигналов осуществляют с расчетом глубин модуляции на дискретных составляющих спектра огибающей вибрации в высокочастотном диапазоне колебаний корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов приводных агрегатов ГТД.

Данный способ не пригоден для применения в эксплуатационных условиях, т.к. требует установку и тонкую юстировку специальной виброизмерительной лазерной аппаратуры. Кроме того, использование такой аппаратуры для реализации способа в условиях полета практически затруднено, а также требуются большие трудозатраты и наличие узких специалистов для обработки информации с лазерных датчиков и интерпретации ее результатов.

Наиболее близким аналогом является способ вибродиагностики ГТД - патент RU 2499240, кл. G07M 15/00, 2013. Способ включает получение эталонной виброхарактеристики при наземных испытаниях двигателя, получение полетной виброхарактеристики, сравнение эталонной и полетной виброхарактеристик и определение технического состояния двигателя по отклонению полетной виброхарактеристики от эталонной, при этом получение эталонной виброхарактеристики осуществляют формированием базовой виброхарактеристики, которое проводят путем измерения и регистрации значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора при наземных испытаниях двигателя, а также формированием эксплуатационной виброхарактеристики, для чего проводят серию полетов, на каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виброхарактеристику, задают порог отклонения локальных эксплуатационных виброхарактеристик от базовой, каждую полученную локальную виброхарактеристику заданной серии опытных полетов сравнивают с базовой и по локальным виброхарактеристикам, значения которых не выходят за пределы установленного порога при сравнении с базовой характеристикой, формируют эталонную виброхарактеристику.

Данный способ формирует модель эталонного вибросостояния ГТД на испытательном стенде в заводских условиях, которая не позволяет учесть индивидуальные конструктивные особенности по установке ГТД на борт ВС, так как нередко причиной повышенной вибрации являются нарушения в технологии установки двигателя. Кроме того, контроль вибросостояния ГТД является не совсем корректным, т.к. выполняется с помощью разной измерительной аппаратуры, в которую входят наземная аппаратура и каналы регистрации в БУР в полете ВС.

Задачей настоящего изобретения является достижение высоких показателей достоверности результатов вибродиагностирования ГТД непосредственно в эксплуатационных условиях путем всестороннего учета факторов, обуславливающих вибросостояние ГТД при их работе на земле и в условиях полета.

Указанный результат достигается тем, что способ вибродиагностирования газотурбинных двигателей в эксплуатации по информации бортовых устройств регистрации включает регистрацию полетной информации воздушного судна и параметров, характеризующих вибросостояние газотурбинных двигателей бортовым устройством регистрации; считывание зарегистрированной информации и параметров с бортового устройства регистрации воздушного судна; идентификацию считанной с бортового устройства регистрации информации и параметров с помощью введения паспортных и служебных данных и формулярных данных эксплуатируемого газотурбинного двигателя; формирование первой эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя по результатам работы двигателя при наземных опробованиях или испытаниях на борту воздушного судна, при наземных этапах движения воздушного судна от момента запуска двигателя до момента начала разбега, а также от момента посадки воздушного судна до выключения двигателя; формирование второй эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя в условиях полета в каждый момент времени полета с учетом влияния линейных и вращательных сил и ускорений, действующих на воздушное судно в полете, а также углового положения воздушного судна в пространстве; определение границ описания первой эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в наземных условиях и пороговых значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния газотурбинного двигателя; определение границ описания второй эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в условиях полета и пороговых значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния газотурбинного двигателя; контроль текущего состояния первой виброхарактеристики газотурбинного двигателя путем ее сравнения с соответствующей эталонной виброхарактеристикой; контроль текущего состояния второй виброхарактеристик газотурбинного двигателя путем ее сравнения с соответствующей эталонной виброхарактеристикой с учетом состояния первой виброхарактеристики газотурбинного двигателя; определение технического состояния газотурбинного двигателя по совокупности отклонений первой и второй виброхарактеристик от соответствующей эталонной виброхарактеристики в каждый текущий момент времени работы газотурбинного двигателя.

При этом формирование первой эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется по адаптивному принципу, позволяющему осуществлять корректировку первой эталонной виброхарактеристики с каждым новым режимом работы газотурбинного двигателя при наземных испытаниях на борту воздушного судна при условии исправного состояния газотурбинного двигателя и на основании выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, выделенной составляющей вибросигнала от температуры газов, выделенной составляющей вибрации от времени работы двигателя.

Формирование второй эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется по адаптивному принципу, позволяющему осуществлять корректировку второй эталонной виброхарактеристики с каждым новым режимом полета воздушного судна при условии исправного состояния газотурбинного двигателя и на основании выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, выделенной составляющей вибросигнала от температуры газов, выделенной составляющей вибросигнала от давления воздуха на входе в двигатель, выделенной составляющей вибросигнала от времени работы двигателя, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием вертикальной перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием продольной перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием боковой перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг вертикальной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг поперечной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно поперечной строительной оси воздушного судна (угла тангажа), выделенной составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно продольной строительной оси воздушного судна (угла крена), Способ обладает возможностью адаптации - самоорганизации системы контроля вибросостояния и ее самообучения - под каждый отдельный ГТД, эксплуатируемый на конкретном ВС и в конкретных условиях эксплуатации. Под вибросостоянием следует понимать величину вибросигнала отдатчика вибрации в момент времени t, т.е. величину V(t). Согласно основному принципу диагностирования в текущий момент времени t вибросостояние ГТД можно описать как:

где VВИБ0(t0) - начальное (исправное) вибросостояние ГТД, t0 - начальный момент времени эксплуатации ГТД (нормальным образом t0 представляет собой промежуток времени начальной эксплуатации двигателя на ВС), ΔVВИБ(t) -диагностический случайный процесс, описывающий изменение вибросостояния в произвольный времени t эксплуатации двигателя; η(t) - не наблюдаемый с помощью средств измерения случайный процесс изменения вибросостояния, не зависящий от прошлого или текущего состояния.

Поэтому для контроля текущего вибросостояния ГТД предлагается реализация способа в виде структурной схемы (фиг. 1). ГТД 2 установлен на борту воздушного судна 1, которое в обязательном порядке оборудовано БУР 3, регистрирующим как параметры работы силовой установки, так и параметры движения ВС 1 и его положения в пространстве. На ГТД 2 установлена штатная измерительная аппаратура, большая часть сигналов которой поступает на регистрацию в БУР 3. Для формирования описания начального (эталонного) вибросостояния ГТД 2 используются не только датчик вибрации и датчик частоты вращения ротора, но и ряд других датчиков, штатно установленных на ГТД 2, а также на ВС 1.

В самом деле, современные эксплуатирующиеся ГТД являются двух- и трехвальными. Источником вибрации, воспринимаемой датчиком, может быть дисбаланс вращающихся масс на любом из валов, а также выработка или дефекты межвальных и опорных подшипников. Поэтому в среднеквадратическое значение амплитуды вибросигнала, получаемое на выходе штатной аппаратуры виброизмерения на борту ВС, будут входить составляющие, кратные частоте вращения каждого из валов ГТД. Применительно к двухвальным ГТД обозначим их как n1 - частота вращения ротора низкого давления (РНД), и n2 - частота вращения ротора высокого давления (РВД).

Поэтому, безусловно, при контроле вибросостояния необходимо использовать измерения от датчика 5 частоты вращения РВД и датчика 6 частоты вращения РНД.

Величина вибросигнала (виброскорости или виброускорения) зависит и от теплосостояния конструктивных элементов двигателя, т.к. в них при его работе непрерывно происходят процессы теплообмена и не всегда эти процессы приводят к равномерному изменению геометрических размеров конструктивных элементов. Последнее явление, в свою очередь, вновь приводит к дисбалансу вращающихся масс двигателя и, как следствие, к возрастанию амплитуды определенных составляющих вибросигнала, измеряемой штатным датчиком, установленным на корпусе двигателя. Теплосостояние конструкции двигателя оценивается по величине измеряемой термопарами температуры газов за (t4*) или перед (t3*) турбиной РНД. Поэтому сигналы от термопар 7 (обозначим их как tГ*), установленных на ГТД, следует использовать при контроле вибросостояния последнего.

В полете определенную нагрузку на вентиляторную часть (входные ступени) компрессора ГТД 2, особенно на ВС 1, достигающих трансзвуковые и сверхзвуковые скорости полета, оказывает давление входного потока воздуха. От этой нагрузки изменяется и уровень зарегистрированного БУР 3 вибросигнала, т.е. давление воздуха на входе двигателя в полете оказывает влияние на его вибросостояние. Давление заторможенного воздушного потока на входе в каждый двигатель РВХ, как правило, измеряется соответствующим датчиком и регистрируется БУР 3. Поэтому измерения от штатного датчика 8 РВХ двигателя также используются при контроле вибросостояния двигателя.

Под временем работы tPAБ_ДB ГТД понимается промежуток времени от начала запуска двигателя на земле до момента его выключения по окончании полета или наземного опробования. Для двигателя с нормальным вибросостоянием не должна наблюдаться какая-либо значимая зависимость уровня вибросигнала на одних и тех же режимах от времени работы двигателя. И, наоборот, для двигателей с ухудшенным вибросостоянием такая зависимость вполне, но не всегда обязательно, может иметь место. Поэтому при контроле вибросостояния двигателя с целью оценивания возможных трендовых явлений в течение одного полета (цикла работы) следует учитывать зависимость вибросигнала от времени работы двигателя. В общем виде состав параметров ГТД, от которых зависит его вибросостояние можно записать вектором

В полете на ГТД, роторная часть которого по сути представляет собой массивный гироскоп, действуют линейные и вращательные скорости и ускорения, обуславливаемые динамикой движения ВС. Они, в свою очередь, воздействуют на вращающиеся конструктивные элементы двигателя (роторы турбин), вызывая на них гироскопические моменты от кориолисовых сил, и, кроме того, оказывают влияние на уровень сигнала от установленных на ГТД вибродатчиков. Поэтому необходимо учитывать параметры движения ВС при контроле вибросостояния двигателя, вследствие чего используются измерения от следующих датчиков, входящих в состав оборудования ВС: датчика 9 вертикальной перегрузки; датчика 10 продольной перегрузки; датчика 11 боковой перегрузки; датчика 12 угла тангажа ВС; датчика 13 угла крена ВС; датчика 14 угла рыскания ВС; датчика 15 угловой скорости вокруг поперечной строительной оси ВС; датчика 16 угловой скорости вокруг продольной строительной оси ВС; датчика 17 угловой скорости вокруг вертикальной строительной оси ВС.

Обозначим эти параметры в виде трех векторов: g - вектор перегрузок, действующих на ВС, θ - вектор углового положения ВС в пространстве, ω - вектор угловых скоростей ВС в связанной системе координат.

Тогда вибросостояние ГТД в условиях полета можно описать функциональной зависимостью:

Согласно принципу контроля, заложенного в способ, выполняются следующие действия.

Информация, зарегистрированная БУР 3 переносится с помощью устройства 20 считывания с борта ВС.

Затем используется устройство 21 ввода паспортных и служебных данных, идентифицирующих выполненный полет, для селекции считанной информации для определения ее принадлежности информации к конкретному воздушному судну, дате и номеру полета. Устройство 21 ввода паспортных и служебных данных представляет собой клавиатуру, дисплей и процессор с твердотельной памятью. Состав данных, вводимых с устройства 21, кроме даты и номера выполненного полета (номер рейса) включает названия аэродромов взлета и посадки, краткое, как правило, кодированное описание полетного задания. С помощью этого же устройства также вводятся формулярные данные двигателей, эксплуатируемых на конкретном ВС 1, прежде всего заводской номер и установочное место, а также формулярные данные самого ВС 1 для однозначной идентификации принадлежности считываемых данных с БУР 3. Устройством 21 заносятся градуировочные данные датчиков и измерительных систем, информация с которых записывается на БУР 3, в том числе и датчиков, установленных на ГТД 2.

Зарегистрированная информация БУР 3, паспортные и служебные данные поступают в блок 22 формирования характеристик эталонного вибросостояния (БФХЭ) контролируемого ГТД 2. Этот блок на начальной стадии эксплуатации ГТД 2 (после его установки на борт ВС 1) определяет начальные (эталонные) виброхарактеристики ГТД 2:

- одна - для работы ГТД на земле, т.е. при его работе на наземных опробованиях, а также на наземных этапах полета от момента запуска ГТД до момента начала разбега ВС на старте, и от момента посадки ВС до выключения ГТД;

- вторая - для работы ГТД в условиях полета, т.е. с учетом влияния линейных и вращательных сил и ускорений, действующих на ВС в полете, а также углового положения ВС в пространстве.

Для формирования эталонной виброхарактеристики ГТД при его работе на земле в начале эксплуатации выполняются следующие по порядку операции с информацией БУР, накопленной на этом этапе:

- выделение составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, т.е. величины Δ V ВИБ_n 2 ;

- выделение составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, т.е. величины Δ V ВИБ_n 1 ;

- выделение составляющей вибросигнала от температуры газов, т.е. величины Δ V ВИБ_t Г * ;

- выделение составляющей вибрации от времени работы двигателя, т.е. величины Δ V ВИБ_t РАБ_ДВ ;

- объединение выделенных составляющих в эталонную виброхарактеристику ГТД при его работе на земле, записываемую в виде функциональной зависимости:

- определение границ описания эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в земных условиях и пороговых (допусковых) значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния ГТД.

Для формирования эталонной виброхарактеристики ГТД при его работе в полете в начале эксплуатации выполняются следующие по порядку операции с информацией БУР, накопленной в первых полетах на этом этапе:

- выделение составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, т.е. величины Δ V ВИБ_n 2 ;

- выделение составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, т.е. величины Δ V ВИБ_n 1 ;

- выделение составляющей вибросигнала от температуры газов, т.е. величины Δ V ВИБ_t Г * ;

- выделение составляющей вибросигнала от давления воздуха на входе в двигатель, т.е. величины Δ V ВИБ_Р ВХ ;

- выделение составляющей вибросигнала от времени работы двигателя, т.е. величины Δ V ВИБ_t РАБ_ДВ ;

- выделение составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием вертикальной перегрузки воздушного судна, т.е. величины Δ V ВИБ_n Y ;

- выделение составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием продольной перегрузки воздушного судна, т.е. величины Δ V ВИБ_n X ;

- выделение составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием боковой перегрузки воздушного судна, т.е. величины Δ V ВИБ_n Z ;

- выделение составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг вертикальной строительной оси воздушного судна, т.е. величины Δ V ВИБ_ ω Y ;

- выделение составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг поперечной строительной оси воздушного судна, т.е. величины Δ V ВИБ_ ω Z ;

- выделение составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно поперечной строительной оси воздушного судна (угла тангажа), т.е. величины Δ V ВИБ_ ϑ ;

- выделение составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно продольной строительной оси воздушного судна (угла крена), т.е. величины Δ V ВИБ_ ϑ ;

- выделение составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно вертикальной строительной оси воздушного судна (угла рысканья), т.е. величины Δ V ВИБ_ ψ ;

- объединение выделенных составляющих в эталонную виброхарактеристику ГТД при его работе в полете, записываемую в виде функциональной зависимости:

- определение границ описания эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в условиях полета и пороговых (допусковых) значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния ГТД.

В предлагаемом способе описание эталонного вибросостояния ГТД формируется не на испытательном стенде в заводских условиях, а в эксплуатационных условиях нахождения ГТД на борту ВС. Такой подход позволяет учесть индивидуальные конструктивные особенности по установке ГТД на борт ВС, так как нередко причиной повышенной вибрации являются нарушения в технологии установки двигателя. Кроме того, контроль вибросостояния ГТД является корректным, если выполняется с помощью одной и той же измерительной аппаратуры, в которую входят и каналы регистрации в БУР.

Кроме того, определение эталонных виброхарактеристик выполняется по адаптивному принципу. Этот принцип базируется на том факте, что на начальном этапе эксплуатации ГТД (при первом опробовании на земле, при первом полете) нельзя охватить все возможные режимы работы ГТД, особенно динамические, и полный диапазон режимов полета. Поэтому эталонные виброхарактеристики при работе ГТД на земле и в полете сформируются не для всех режимов. В течение дальнейшей эксплуатации ГТД постепенно охватываются все новые и новые режимы. Поэтому эталонные виброхарактеристики ГТД необходимо корректировать с учетом результатов измерений датчиков, полученных на этих новых встретившихся режимах. Главное условие такой корректировки заключается в том, что ГТД по-прежнему находится в исправном вибросостоянии. Поэтому процесс адаптации, т.е корректировки эталонных виброхарактеристик не прекращается после конечного количества полетов, а продолжается до тех пор пока встречаются новые режимы работы ГТД и новые режимы полета при условии исправного вибросостояния двигателя.

После формирования эталонных виброхарактеристик при работе ГТД на земле и в полете способом предусматривается переход к контролю текущего вибросостояния двигателя путем сравнения с его эталонным вибросостоянием. Величина измеренного на земле или в полете вибросигнала сравнивается с эталонным значением вибросигнала, полученным на том же режиме работы ГТД и в тех же условиях полета. Для обеспечения эффективного контроля вибросостояния ГТД на борту ВС в полете в состав бортового оборудования включается блок-дискриминатор 18. На него в реальном времени полета поступают сигналы от всех пяти датчиков, установленных на ГТД, и девяти датчиков движения и положения ВС в пространстве, поступающих от бортового оборудования. С помощью входящих в блок-дискриминатор аналого-цифрового преобразователя и процессора в каждый момент времени полета выделяется вибросигнал, строго принадлежащий текущему режиму работы ГТД и режиму полета. Далее этот блок выполняет сравнение выделенного вибросигнала с его эталонным значением, по результатам которого может быть включено устройство 19 световой, текстовой или речевой сигнализации экипажу ВС.

Значения эталонных уровней вибросостояния перед выполнением полета передаются на блок-дискриминатор 18 с помощью наземного устройства 23 передачи эталонных данных (ПЭД). Это устройство включает в себя интерфейсные каналы сопряжения БФХЭ с бортовым блоком-дискриминатором. Следует отметить, что в передаче эталонных данных перед каждым полетом ВС необходимости нет. Данные передаются в БФХЭ только в случаях корректировки эталонных виброхарактеристик ГТД на земле или в полете.

При контроле вибросостояния ГТД с помощью наземной составляющей предлагаемого способа используется блок 24 трендового и прогнозирующего контроля (ТрПрК), представляющий собой специализированный вычислитель, выполняющий два вида трендового анализа: краткосрочный и долгосрочный. Краткосрочный трендовый и прогнозирующий контроль выполняется на основании временного ряда:

где Δ V j ВИБ - разность между текущим и эталонным значением вибросигнала в момент времени ti в текущем полете при выходе ГТД на j-й контролируемый режим.

Долгосрочный трендовый и прогнозирующий контроль выполняется на основании временного ряда:

где Δ V j ВИБ - среднее изменение вибрации двигателя на j-м режиме в ном полете, TНАРi -наработка двигателя на j-м режиме в i-м полете, TНАР ТЕК - наработка двигателя на j-м режиме в текущем полете.

При этом в качестве оценки опасности изменения вибросостояния двигателя в целом выбирается режим с наиболее значимым трендом и наихудшим прогнозом.

Кроме того, неотъемлемым элементом в работе наземной составляющей способа является блок 25 принятия решения, представляющий собой комплексное устройство, основным элементом которого является специализированный вычислитель с высокой производительностью и большим объемом энергонезависящей памяти. В состав блока принятия решения также входят: устройство (дисплей) отображения результатов обработки информации БУР; устройство документирования оценок вибросостояния каждого отдельного ГТД по парку ВС, находящихся в эксплуатирующей организации.

В случаях где блок 25 не способен по заложенной логике автоматически вынести решение о вибросостоянии ГТД, подключается система интерактивного диалога с оператором (лицом, принимающим решение). При этом открывается доступ в экспертно-справочную систему, в которой находится база данных и знаний как по эксплуатации конкретного образца ГТД, так и всего парка ГТД в эксплуатирующей организации.

1. Способ вибродиагностирования газотурбинных двигателей в эксплуатации по информации бортовых устройств регистрации, включающий:
- регистрацию полетной информации воздушного судна и параметров, характеризующих вибросостояние газотурбинных двигателей, бортовым устройством регистрации;
- считывание зарегистрированной информации и параметров с бортового устройства регистрации воздушного судна;
- идентификацию считанной с бортового устройства регистрации информации и параметров с помощью введения паспортных и служебных данных и формулярных данных эксплуатируемого газотурбинного двигателя;
- формирование первой эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя по результатам работы двигателя при наземных опробованиях или испытаниях на борту воздушного судна, при наземных этапах движения воздушного судна от момента запуска двигателя до момента начала разбега, а также от момента посадки воздушного судна до выключения двигателя;
- формирование второй эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя в условиях полета в каждый момент времени полета с учетом влияния линейных и вращательных сил и ускорений, действующих на воздушное судно в полете, а также углового положения воздушного судна в пространстве;
- определение границ описания первой эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в наземных условиях и пороговых значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния газотурбинного двигателя;
- определение границ описания второй эталонной виброхарактеристики при работе двигателя в условиях полета и пороговых значений, разделяющих вибросигнал исправного и неисправного состояния газотурбинного двигателя;
- контроль текущего состояния первой виброхарактеристики газотурбинного двигателя путем ее сравнения с соответствующей эталонной виброхарактеристикой;
- контроль текущего состояния второй виброхарактеристики газотурбинного двигателя путем ее сравнения с соответствующей эталонной виброхарактеристикой с учетом состояния первой виброхарактеристики газотурбинного двигателя;
- определение технического состояния газотурбинного двигателя по совокупности отклонений первой и второй виброхарактеристик от соответствующей эталонной виброхарактеристики в каждый текущий момент времени работы газотурбинного двигателя.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что формирование первой эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется по адаптивному принципу, позволяющему осуществлять корректировку первой эталонной виброхарактеристики с каждым новым режимом работы газотурбинного двигателя при наземных испытаниях на борту воздушного судна при условии исправного состояния газотурбинного двигателя.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что формирование первой эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется на основании выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, выделенной составляющей вибросигнала от температуры газов, выделенной составляющей вибрации от времени работы двигателя.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что формирование второй эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется по адаптивному принципу, позволяющему осуществлять корректировку второй эталонной виброхарактеристики с каждым новым режимом полета воздушного судна при условии исправного состояния газотурбинного двигателя.

5. Способ по п. 1 или 4, отличающийся тем, что формирование второй эталонной виброхарактеристики газотурбинного двигателя осуществляется на основании выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора высокого давления, выделенной составляющей вибросигнала от частоты вращения ротора низкого давления, выделенной составляющей вибросигнала от температуры газов, выделенной составляющей вибросигнала от давления воздуха на входе в двигатель, выделенной составляющей вибросигнала от времени работы двигателя, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием вертикальной перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием продольной перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием боковой перегрузки воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг вертикальной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вызываемой воздействием угловой скорости вокруг поперечной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно поперечной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно продольной строительной оси воздушного судна, выделенной составляющей вибросигнала, вносимой в зависимости от углового положения относительно вертикальной строительной оси воздушного судна.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя (ТРД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к области транспорта и может быть использовано в устройствах управления двигателем внутреннего сгорания. Технический результат - обеспечение баланса между предотвращением чрезмерного повышения температуры поршня и предотвращением ухудшения различных эксплуатационных характеристик двигателя внутреннего сгорания в результате выполнения управления, применяемого для подавления аномального сгорания даже тогда, когда аномальное сгорание происходит последовательно или практически последовательно в течение множества циклов.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя, собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель (ТРД), выполненный двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение используется для поузловой доводки авиационных двигателей при стендовых испытаниях, а именно доводки рабочих колес турбин и колес компрессоров. При реализации способа определения частоты вынужденных колебаний рабочего колеса (РК) определяют количество лопаток РК и количество лопаток направляющего аппарата (НА) или соплового аппарата (СА) ступени турбомашины. Выводят турбомашину на расчетный режим работы, измеряют частоту вращения РК. При этом ступень турбомашины представляют в виде механического генератора, состоящего из НА или СА и РК, вращающегося в потоке текучей среды (воздуха или газа). Частоту вынужденных колебаний РК определяют как частоту f вынужденных колебаний механического генератора по формуле: f=kn+b, где k - коэффициент, зависящий от конструктивных особенностей механического генератора, изменяющийся в диапазоне от 0,8 до 1,5; n - частота вращения РК; b - целочисленная величина, пропорциональная количеству лопаток. Технический результат заключается в сокращении затрат времени на проведение испытаний при определении частот вынужденных колебаний рабочего колеса турбомашины. 2 з.п. ф-лы, 4 табл., 1 ил.

Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к насосным станциям гидравлических стендов для испытаний гидроустройств. Насосная станция включает в себя бак, насос, на выходе которого установлен переливной клапан, и теплообменник, установленный в сливной гидролинии переливного клапана. Вход переливного клапана соединен с входом редукционного клапана, а выход редукционного клапана соединен с выходом насосной станции, имеющей дроссель, соединяющий напорную гидролинию насоса и вход теплообменника. Для отвода тепла от рабочей жидкости вместо теплообменника в насосной станции может быть использован испаритель холодильной машины. Изобретение направлено на обеспечение постоянства температуры рабочей жидкости в напорной гидролинии насосной станции при испытании гидроустройств независимо от давления питания испытуемого гидроустройства и требуемого расхода рабочей жидкости, а также на упрощение конструкции, уменьшение габаритов, удешевление изготовления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области транспорта и может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Техническим результатом является повышение надежности диагностирования функциональности клапана рециркуляции отработавших газов двигателя внутреннего сгорания. В способе проверки функциональности клапана (13) рециркуляции отработавших газов (ОГ) двигателя (1) внутреннего сгорания периодически изменяют положение исполнительного звена (13a) клапана (13) рециркуляции ОГ, измеряют системную величину (LM, LD), на которую влияет движение исполнительного звена (13a), и для проверки функциональности клапана (13) рециркуляции ОГ обрабатывают измерительный сигнал. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания. Способ контроля углов газораспределения двигателя внутреннего сгорания полезен при эксплуатации, при предремонтной и послеремонтной проверке двигателей. Применение способа позволяет существенно снизить трудозатраты на контроль углов газораспределения. Снижение достигается за счет замены трудоемких прямых измерений углов косвенными измерениями. Прямые измерения выполняют вручную на выведенном из действия и подготовленном к измерениям двигателе. Косвенные измерения выполняют в автоматическом режиме по индикаторной диаграмме, записанной на работающем двигателе. Для определения угла открытия выпускного клапана записывают диаграмму с включенной подачей топлива. Для определения угла открытия впускного клапана записывают диаграмму с отключенной подачей топлива. На диаграмме находят точку с характерным изменением давления, вызванным открытием клапана. По угловой координате найденной точки определяют отклонение фактического угла открытия клапана от номинального значения, сравнивают полученное отклонение с допустимыми значениями и по результатам сравнения судят о необходимости корректировки угла газораспределения. 6 з.п. ф-лы, 8 ил., 1 табл.

Изобретение относится к диагностированию технического состояния механизмов и машин, а именно технического состояния ротора. В способе диагностирования технического состояния ротора машины выводят машину на контролируемый режим, измеряют на этом режиме исходную частоту вращения ротора и останавливают машину. В процессе выбега машины измерения частоты вращения ротора производят по времени до момента останова ротора и получают зависимость, которую интегрируют. Дополнительно измеряют время до страгивания ротора и до вывода машины на контролируемый режим от момента страгивания. Определяют время выбега ротора машины от фиксированных максимальной и минимальной частот вращения. Определяют моменты трения при указанных фиксированных частотах, вычисляют соотношение этих моментов трения. Измеряют частоту вращения в момент останова ротора и вычисляют момент трения. При выводе на контролируемый режим сравнивают время до страгивания и до вывода на контролируемый режим с эталонными значениями. В режиме выбега с эталонными значениями сравнивают время выбега, моменты трения и соотношения моментов трения при указанных фиксированных частотах, частоту вращения и момент трения при останове ротора. По величине отклонений этих параметров от эталонных значений судят о техническом состоянии ротора машины. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей и технологичности диагностирования технического состояния ротора машины. 2 ил.

Изобретение относится к способу обнаружения точек истирания и/или контакта на машинах с вращающимися частями. Вращающиеся части образуют электрическую коаксиальную систему относительно неподвижных частей такой машины, а в этой системе импульсы электрического напряжения распространяются с характеристической скоростью из-за малого расстояния между вращающейся и неподвижной частями. Между вращающейся частью и неподвижной частью прикладываются короткие импульсы электрического напряжения и/или сигналы непрерывно меняющегося напряжения, причем между вращающейся и неподвижной частями в точке истирания и/или контакта возникает электрическое соединение. Чтобы определить местоположение этой точки истирания и/или контакта как точки разрыва электрической цепи, измеряют период времени до прибытия отраженных импульсов вдоль пути распространения импульсов электрического напряжения и/или сигналов непрерывно меняющегося напряжения. Технический результат - повышение точности обнаружения точки контакта между ротором и корпусом во время работы. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации машин и может быть использовано при диагностировании двигателей внутреннего сгорания. Способ безразборной диагностики степени износа подшипников двигателей внутреннего сгорания заключается в измерении давления в масленой магистрали при работе двигателя, отличается тем, что давление масла измеряют в масленой магистрали на участке канала, расположенным между коренным и шатунным подшипниками по оси коленчатого вала при работе двигателя без нагрузки, и по величине измеренного давления судят о допустимой степени износа шатунного подшипника. Работоспособность подшипников в основном определяется условиями смазки и в свою очередь износы подшипников приводят к снижению давления в различных частях системы. Технический результат заключается в возможности предотвращения отказов подшипников путем заблаговременного выявления предотказного состояния и своевременного текущего ремонта ДВС, например, с заменой вкладышей коленчатого вала и восстановлением технического состояния подшипников, при котором будет обеспечиваться гидродинамический эффект жидкостного трения. 3 ил.

Изобретение может быть использовано для определения технического состояния электронной системы управления и элементов двигателей с распределенным впрыском топлива в процессе их изготовления, технического обслуживания и ремонта. Способ заключается в измерении ряда наиболее информативных диагностических параметров; выявлении диагностических параметров, значения которых находятся в нормативных пределах, установленных производителем, или вышли за пределы максимального и минимального нормативных значений. В троичной системе для каждого параметра перемножается значение каждого параметра на среднеарифметическое из предельных его значений. Полученные значения суммируются, и определяется интегральный показатель неисправностей, численное значение которого соответствует конкретной неисправности, в том числе и в конкретном цилиндре. Технический результат заключается в повышении точности диагностирования и сокращении трудоемкости диагностических работ. 1 ил.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей и стендов для их испытаний. В способе испытания электроракетных двигателей в вакуумной камере, основанном на том, что истекающее рабочее тело затормаживают на защитной мишени, согласно изобретению, энергию истекающего рабочего тела в виде ионизирующего излучения высокотемпературной плазмы преобразуют в электрическую энергию, которую выводят за пределы вакуумной камеры для полезного использования. Способ осуществляется с помощью стенда, содержащего вакуумную камеру, системы питания и управления, защитную мишень, согласно изобретению, на защитной мишени или вместо нее установлен фотоэлектрический и/или термоэлектрический преобразователь, вырабатывающий электродвижущую силу. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности зашиты внутренних стенок и оборудования вакуумной камеры от воздействия ионизирующего излучения высокотемпературной плазмы, снижение расхода охладителя мишени, используемого во время испытаний, повышение надежности работы испытательного стенда для испытаний ЭРД. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу обнаружения попадания воды или града в газотурбинный двигатель, причем упомянутый двигатель имеет, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания и турбину. Способ содержит следующие этапы, состоящие из: - оценки значения первого показателя, символизирующего всасывание воды или града; - оценки значения второго показателя, представляющего всасывание воды или града, причем упомянутый второй показатель отличается от первого показателя; и - вычисления значения общего показателя путем сложения вместе, по меньшей мере, упомянутого первого и второго показателей. Технический результат изобретения - повышение эффективности и быстродействия данного способа. 6 н. и 6 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области контроля технического состояния авиационных газотурбинных двигателей, оборудованных штатной измерительной аппаратурой, сигналы с которой в процессе эксплуатации записываются также штатным бортовым устройством регистрации, установленном на борту соответствующего воздушного судна. Способ применяется для мониторинга вибросостояния авиационных ГТД как на наземных устройствах обработки, так и в реальном времени в бортовых системах контроля двигателей. Технический результат изобретения - получение высоких показателей достоверности результатов вибродиагностирования ГТД непосредственно в эксплуатационных условиях путем всестороннего учета факторов, обуславливающих вибросостояние ГТД при их работе на земле и в условиях полета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх