Способ и система для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата



Способ и система для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата
Способ и система для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата
Способ и система для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата
Способ и система для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2557838:

СНЕКМА (FR)

Способ предназначен для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата, и согласно изобретению содержит этапы, на которых:

- для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата:

получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и

выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам;

- объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и

- сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя. Технический результат изобретения - повышение достоверности оценки расхода масла двигателем. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится, в целом, к области авиации.

В частности, оно относится к контролю расхода масла работающего авиационного двигателя, например турбинного двигателя.

Для оценивания расхода масла авиационного двигателя известен подход подсчета количества канистр масла, заливаемых в бак двигателя в ходе планового обслуживания двигателя (например, между последовательными полетами). Количество масла, соответствующее количеству канистр, заливаемых при каждой заправке, регистрируется в листе, и скользящее среднее вычисляется по множеству заправок для получения оценки среднего расхода масла двигателя. Затем оценка сравнивается с заранее определенным опорным порогом для выявления аномального расхода масла двигателем.

Этот подход осуществляется в большинстве авиакомпаний вручную. Кроме того, он не учитывает разность между уровнями масла в баке между началом и окончанием периода, по которому вычисляется среднее, и это может приводить к погрешностям в оценке расхода масла.

Второй подход, который применяют авиакомпании на определенных компьютерах обслуживания, состоит в измерении уровня масла, содержащегося в баке, перед каждым взлетом и после каждой посадки летательного аппарата. Затем уровни масла, измеренные таким образом, сравниваются для оценивания расхода масла за полет летательного аппарата.

Таким образом, можно понять, что для получения достоверной оценки расхода масла двигателя этот подход требует использования достаточно точных датчиков уровня масла. Кроме того, этот подход не учитывает количество масла, которое циркулирует вне бака, причем это количество может изменяться в зависимости от различных параметров (вязкости масла, оборотов двигателя и т.д.).

ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение предлагает альтернативу вышеупомянутым подходам, что позволяет получить достоверную оценку расхода масла двигателем.

В частности, изобретение предусматривает способ контроля уровня масла, содержащегося в баке авиационного двигателя, причем способ содержит этапы, на которых:

- для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата:

получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и

выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам;

- объединяют измерения, выбранные по фазам работы и в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и

- сравнивают объединенные измерения с опорными данными для идентификации аномального расхода масла двигателя.

Соответственно, изобретение также предусматривает систему контроля для контроля уровня масла, содержащегося в баке авиационного двигателя, причем система содержит:

- средства, которые активируются для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата:

для получения множества измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и

для выбора измерений, представляющих изменения уровня масла, причем измерения связаны с температурами масла, близкими к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам;

- средства для объединения измерений, выбранных по фазам работы и в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и

- средства для сравнения объединенных измерений с опорными данными для идентификации аномального расхода масла двигателя.

Таким образом, изобретение учитывает уровень масла в баке для оценивания расхода масла двигателя, и это преимущественно осуществляется путем работы в условиях ISO (т.е. эквивалентных) - в отношении режима двигателя и температуры масла (т.е. в аналогичных условиях), чтобы сделать измеренные уровни масла взаимно сравнимыми.

При работе в условиях ISO в отношении оборотов и температуры гарантируется, что параметры, отличающиеся от уровня масла в баке и оказывающие влияние на реальный расход масла двигателем (например, количество масла, находящегося вне масляного бака, известное как "избыточная подача", или расширение/сжатие масла), оказывают аналогичное влияние на расход масла. В результате, целесообразно исключить оценивание этих параметров для получения достоверной оценки расхода масла двигателем: можно оценивать расход масла двигателя на основании разностей между уровнями масла (т.е. путем сравнения уровней масла непосредственно друг с другом).

Таким образом, нет необходимости прибегать к сложным моделям, например модели избыточной подачи или модели удержания масла в картерах, в целях регулировки уровней масла до их сравнения с опорными данными. Измерения, объединенные в соответствии с изобретением, являются согласованными и взаимно сравнимыми, что облегчает оценивание расхода масла двигателя.

Кроме того, изобретение основано на измерениях, собранных на, по меньшей мере, двух фазах работы в течение полета летательного аппарата. Предпочтительно эти фазы работы соответствуют фазе руления в смысле, предусмотренном данным изобретением (эта фаза руления охватывает как фазу руления перед взлетом, так и фазу руления после посадки), и крейсерской фазе в течение полета летательного аппарата.

В результате, оценка расхода масла двигателя не ограничивается только двумя измерениями, произведенными перед взлетом и после посадки летательного аппарата, но также предусматривает использование измерений уровня масла, произведенных на других фазах работы летательного аппарата, и, возможно, по множеству полетов летательного аппарата.

Это способствует повышению точности оценивания расхода масла двигателя и позволяет выявлять не только аномальный расход масла, который имеет место в течение короткого промежутка времени, но и аномальный расход масла, который имеет место в течение длительного времени. Таким образом, изобретение можно применять к контролю тенденций при осуществлении контроля расхода масла двигателя.

Кроме того, изобретение позволяет автоматизировать контроль уровня масла и требует минимального вмешательства человека или вовсе не требует его. Это позволяет свести погрешности к минимуму.

Следует понимать, что изобретение обеспечивает особые преимущества, когда датчики, используемые для измерения уровня масла в баке, являются датчиками, имеющими дискретное разрешение.

В конкретной реализации изобретения, при выборе измерений, измерения, представляющие изменения уровня масла, полученные в течение времени, более короткого, чем заранее определенная предельная длительность, исключаются.

Это устраняет изменения в уровнях масла, которые являются нормальными, вследствие конкретных событий, происходящих на фазе работы, например, поворота или торможения летательного аппарата, которые приводят к единомоментному и мгновенному повышению или снижению уровня масла в баке.

Кроме того, при выборе измерений можно также исключить измерения уровня масла, превышающего заранее определенный предельный уровень масла, или представляющие изменения уровня масла, превышающие заранее определенное предельное изменение.

В результате, измерения, соответствующие уровням масла, которые отклоняются от нормы, исключаются, например измерение, превышающее максимальную емкость бака, и т.д.

В конкретной реализации изобретения объединение измерений включает в себя обнаружение, по меньшей мере, одной заправки бака между двумя последовательными полетами летательного аппарата.

Таким образом, можно учитывать заправку масляного бака между двумя последовательными полетами летательного аппарата, когда это может оказывать влияние на уровень масла, и могут приводить к различиям уровня, которые нельзя отнести к какой-либо аномалии в расходе масла.

Кроме того, объединение измерений также может включать в себя корректировку, по меньшей мере, одного измерения уровня масла в зависимости от разности, которая существует между температурой масла, связанной с этим измерением, и опорной температурой.

Это позволяет учитывать малые разности температуры, которые существуют между уровнями масла, измеренными на различных фазах работы, которые принимаются во внимание, или измеренными в рамках одной фазы работы.

Эта коррекция позволяет несколько смягчить ограничения в отношении температур, близких к опорной температуре. Понятие температур "близких к опорной температуре" может охватывать более значительные температурные отклонения, например до 40°C.

В конкретной реализации объединение измерений включает в себя применение линейной регрессии к выбранным измерениям.

Регрессия служит для сглаживания кривой измерений таким образом, чтобы она была нечувствительна к погрешностям или разностям, которые могут возникать, например, между полетами или между разными фазами работы.

Кроме того, можно для получения среднего расхода масла двигателя, задаваемого наклоном прямой, полученной путем осуществления регрессии. Это осуществляется по более или менее длительному периоду (и, таким образом, по большему или меньшему количеству измерений) в зависимости от типа отслеживания расхода, который желательно осуществлять.

В конкретной реализации, объединенные измерения сравниваются с заранее определенным порогом, представляющим аномальный расход масла двигателем.

Таким образом, можно выявлять единомоментную аномалию в расходе масла.

Согласно варианту измерения объединяются по множеству полетов летательного аппарата, и объединенные измерения сравниваются с опорной кривой (например, прямой), представляющей нормальный расход масла для двигателя.

Это позволяет выявлять аномалии, проявляющиеся в течение долгого времени, например, после нескольких полетов летательного аппарата.

В конкретной реализации способ контроля, отвечающий изобретению, предусматривает, что:

- измерения получаются и выбираются в течение полета летательного аппарата; и

- измерения объединяются и сравниваются наземным устройством, на которое были отправлены выбранные измерения.

Соответственно, в этой конкретной реализации, в системе контроля согласно изобретению:

- средства для получения множества измерений и для выбора измерений, представляющих изменения уровня масла, находятся на борту летательного аппарата; и

- средства для объединения выбранных измерений и для сравнения объединенных измерений с опорными данными встроены в наземное устройство;

летательный аппарат дополнительно включает в себя средства для отправки выбранных измерений на наземное устройство.

Это пропорциональное распределение служит для ускорения обработки измерений на земле и для ограничения количества измерений, передаваемых в течение полета летательным аппаратом.

В других реализациях можно также предусмотреть, что способ и система контроля согласно изобретению представляют все или некоторые из вышеуказанных характеристик в комбинации.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения явствуют из нижеследующего описания, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые демонстрируют вариант осуществления, не носящий ограничительного характера. На фигурах:

фиг. 1 - схематическое представление частного варианта осуществления системы контроля в соответствии с изобретением в ее окружении;

фиг. 2 и 3 - блок-схемы операций, демонстрирующие основные этапы способа контроля согласно изобретению, в частной реализации, где он осуществляется системой, показанной на фиг. 1; и

фиг. 4 - пример контроля уровня масла согласно изобретению путем проведения сравнения с опорной прямой.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

На фиг. 1 показана, в ее окружении, система 1 для контроля уровня масла, содержащегося в баке работающего авиационного двигателя (не показан), в соответствии с частным вариантом осуществления изобретения.

В порядке примера, авиационный двигатель представляет собой турбореактивный двигатель. Тем не менее, следует понимать, что изобретение применимо к другим авиационным двигателям и, в частности, к другим турбинным двигателям, например турбовинтовому двигателю и т.д.

В описанном здесь варианте осуществления средства, реализованные системой 1 контроля распределены между двумя объектами, а именно, летательным аппаратом 2, который приводится в движение двигателем, и наземным устройством 3, например, находящимся в распоряжении авиакомпании, эксплуатирующей летательный аппарат 2.

Это предположение, тем не менее, не является ограничительным, и система 1 контроля может располагаться только на борту летательного аппарата 2 или быть целиком установленной в наземном устройстве 3.

В соответствии с изобретением система 1 контроля пригодна для контроля уровня масла, содержащегося в баке 21 турбореактивного двигателя летательного аппарата 2.

Этот уровень масла известным образом измеряется резистивным датчиком 22, который имеет дискретное разрешение. Такой датчик доставляет дискретное измерение с заранее заданным разрешением (например, 0,25 кварты (qt) или 0,27 литра (л)). Другими словами, при условии, что уровень масла, измеренный датчиком 22, не изменяется, по меньшей мере, на величину, равную разрешению датчика, дискретное измерение, доставляемое датчиком, остается идентичным. Таким образом, абсолютная мера уровня масла, содержащегося в баке 21, в точности неизвестна, и всякий раз, когда датчик регистрирует изменение уровня масла, это изменение не меньше разрешения датчика.

Тем не менее, следует отметить, что изобретение применимо к датчикам уровня масла других типов, разрешение которых может быть непрерывным или дискретным.

Летательный аппарат 2 также снабжен вычислителем 23, имеющим средства для обработки измерений, произведенных датчиком 22 в соответствии с изобретением. Эти средства описаны ниже со ссылкой на фиг. 2.

Измерения, обрабатываемые вычислителем 23, отправляются на наземное устройство 3 средствами 24 связи летательного аппарата 2. В этом примере эти средства 24 включают в себя, в частности, адресно-отчетную систему авиационной связи (ACARS) авиакомпании, пригодную для связи с использованием стандарта ARINC по линии связи 4 с наземным устройством 3. Такое средство известно специалистам в данной области техники, и его дополнительное описание здесь не приведено.

Наземное устройство 3 в этом примере представляет аппаратную архитектуру вычислителя. В частности, оно содержит средства 21 связи, включающие в себя блок ACARS, пригодный для приема и декодирования сообщений, отправляемых летательным аппаратом 2, процессор 32, оперативную память (ОЗУ) 33, постоянное запоминающее устройство (ПЗУ) 34 и энергонезависимую память 35.

ПЗУ 34 образует носитель записи, считываемый процессором 32, на котором записана компьютерная программа, включающая в себя инструкции для выполнения определенных этапов способа контроля согласно изобретению, описанных ниже со ссылкой на фиг. 3.

Далее, со ссылкой на фиг. 2 и 3 приведено описание основных этапов способа контроля согласно изобретению в частной реализации, где этапы реализуются системой 1, показанной на фиг. 1 для контроля уровня масла, содержащегося в баке 21 турбореактивного двигателя летательного аппарата 2.

Как упомянуто выше, в описанной здесь реализации, определенные этапы способа контроля реализуются на борту летательного аппарата 2, тогда как другие этапы реализуются наземным устройством 3.

Этапы, реализуемые на борту летательного аппарата 2, соответствуют, в частности, получению измерений уровня масла, содержащегося в баке 21 и выделению соответствующих измерений, для обеспечения возможности отслеживать расход масла турбореактивного двигателя. Эти этапы описаны со ссылкой на фиг. 2.

Этапы, реализуемые наземным устройством 3, описаны ниже со ссылкой на фиг. 3.

Согласно фиг. 2, в течение полета летательного аппарата 2, датчик 22 периодически производит измерения уровня масла, содержащегося в баке 21 турбореактивного двигателя (этап E10).

Эти измерения сохраняются в памяти вычислителя 23 (не показан) в связи как с температурой масла на момент измерения (температурой, измеренной известным датчиком температуры), так и с оборотами турбореактивного двигателя. В этом примере обороты турбореактивного двигателя представлены параметром N2, который указывает обороты вала компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.

Согласно варианту обороты могут быть представлены другими рабочими параметрами турбореактивного двигателя, например параметром N1, который указывает обороты вала компрессора низкого давления турбореактивного двигателя.

В описанном здесь примере, поскольку датчик 22 является дискретным датчиком, следует понимать, что доставляемое им измерение может оставаться одинаковым в течение длительного периода (например, 1 час (ч)), если факторы, влияющие на уровень масла в баке, не будут изменяться. Термин "сегмент" используется здесь для обозначения набора последовательных измерений, идентичных друг другу, доставляемых датчиком 22. Таким образом, для ограничения объема памяти, необходимого для хранения измерений, доставляемых датчиком, достаточно, для каждого сегмента, сохранять значение уровня масла, измеренного датчиком 22 для этого сегмента, начало сегмента и его длительность, минимальную и максимальную температуры масла, достигаемые на протяжении этого сегмента, и соответствующие значения оборотов.

Согласно варианту можно сохранять все измерения, произведенные датчиком 22.

Параллельно с получением измерений уровня масла, оборотов и температуры масла релевантные измерения выделяются в соответствии с изобретением. Это выделение осуществляется постепенно в течение полета летательного аппарата, во-первых, для оптимизации времени, необходимого для обработки измерений и, во-вторых, для ограничения количества сохраняемых измерений.

Это выделение состоит в фильтрации измерений для выбора только релевантных измерений, что позволяет оценивать расход масла турбореактивного двигателя и выявлять расход, который является аномальным.

С этой целью также преимущественно ограничивать объем данных, отправляемых на наземное устройство 3 по линии связи 4 ACARS.

Обработка для выделения релевантных измерений может отличаться в зависимости от фазы полета, в течение которого производятся измерения, начиная с этапа идентификации фазы полета, применимой к летательному аппарату (например, двигатель остановлен, запуск, руление перед взлетом, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, руление после посадки, остановка двигателя и т.д.) (этап E20).

Фазы полета можно идентифицировать в зависимости от оборотов турбореактивного двигателя и, в частности, в зависимости от вышеупомянутых параметров N1 и/или N2, и также как функцию предыдущей фазы полета. Кроме того, для отслеживания характеристики оборотов двигателя можно использовать механизм программируемых состояний.

В описанной здесь реализации только те измерения уровня масла, которые производятся на фазе руления (перед взлетом и после посадки) или на крейсерской фазе, используются для оценивания расхода масла турбореактивного двигателя (этап E30).

Другие измерения не считаются релевантными (этап E40).

Далее описана обработка, предусмотренная для выделения релевантных измерений, произведенных на фазе руления. Эта обработка является результатом наблюдений, сделанных авторами настоящего изобретения при анализе необработанных данных, собранных в ходе реальных полетов самолета.

Таким образом, было установлено, в частности, что при рулении обороты турбореактивного двигателя (представленные здесь параметром N2) составляют около 60% его максимальных оборотов, и представляет более высокие пики, когда пилот летательного аппарата выполняет ускорение. При пиковых значениях параметра N2 уровень масла в баке 21 немного падает после ускорения, прежде чем вернуться к своему уровню до ускорения, спустя несколько секунд после возвращения к нормальным оборотам. Измерения, произведенные при пиковых значениях параметра N2, таким образом, не представляют реальный расход масла турбореактивного двигателя.

Для исключения измерений уровня масла, соответствующих фазе, в течение которой летательный аппарат ускоряется, задается и записывается опорное значение N2Ref оборотов турбореактивного двигателя, и эти обороты соответствуют оборотам, которые чаще всего имеют место в течение полета летательного аппарата. Например, величина N2Ref принимается равной около 60% максимальных оборотов турбореактивного двигателя.

Затем из измерений, доставляемых датчиком 22, идентифицируются измерения, представляющие изменение уровня масла и связанные с параметром N2, близкие к опорному значению оборотов N2Ref (этап E50). Это необходимо для исключения всех сегментов, которые соответствуют высоким пикам параметра N2 и которые не являются релевантными для отслеживания расхода масла турбореактивного двигателя. Это приводит к работе в условиях ISO в отношении оборотов турбореактивного двигателя.

Другая обработка, применяемая к измерениям, произведенным датчиком 22 при рулении, состоит в исключении измерений, которые отклоняются от нормы, т.е. измерений, которые, собственно говоря, не соответствуют физической реальности, но происходят из погрешностей измерений (этап E60). С этой целью исключенные измерения включают в себя, в частности, измерения уровня масла, превышающего заранее определенный предельный уровень масла (например, емкость бака 21), и измерения, представляющие изменения уровня масла, превышающие заранее определенное предельное изменение (например, в два или три раза превышающие разрешение датчика, поскольку, при рулении, изменения уровня масла, в общем случае, равны разрешению датчика).

Наконец, на этапе E60, также исключаются измерения, которые соответствуют сегментам малой длительности, т.е. меньшей заранее определенной предельной длительности. Целью этой обработки является исключение изменений уровня масла, обусловленных тем, что пилот совершает маневр, в котором летательный аппарат поворачивает, или внезапно применяет тормоза: такие события приводят к увеличению или снижению скорости двигателя относительно земли, в результате чего поверхность масла в баке мгновенно наклоняется.

Таким образом, в конце этапа E60, сохраняются только те измерения, которые соответствуют изменениям уровня масла, которые обусловлены изменениями температуры.

Для работы в условиях ISO в отношении температуры затем выбираются измерения, которые связаны с температурой масла, близкой к заранее определенной опорной температуре TRef (этап E70).

В качестве опорной температуры TRef предпочтительно выбирать температуру, которой обычно достигает масло, содержащееся в баке 21, например 100°C.

Различные критерии можно применять для оценивания, является ли температура масла «близкой» к опорной температуре TRef. Например, можно гарантировать, что температура, связанная с измерением, находится в диапазоне [TRef-α; TRef+β], который задается вокруг опорной температуры TRef, где α и β обозначают положительные или равные нулю действительные числа, которые зависят, в частности, от температуры TRef (TRef=100°C и α=β=4°C).

Следует отметить, что можно предусмотреть использование более высоких значений для α и β при условии, что осуществляется коррекция уровня масла, как подробно описано ниже, причем коррекция осуществляется при обработке наземным устройством 3.

В описанном здесь примере, где сохраняются сегменты, соответствующие идентичным измерениям уровня масла, предпочтительно, на этапе E70, выбирать сегменты, для которых соответствующие минимальная и максимальная температуры располагаются по обе стороны от опорной температуры. Согласно варианту можно также выбирать сегменты, в которых минимальная и максимальная температуры сравнительно близки к опорной температуре, т.е. в пределах заранее определенного положительного или отрицательного отклонения порядка нескольких градусов Цельсия.

Естественно, можно предусмотреть другую обработку с целью сокращения количества измерений, отправляемых на наземное устройство 3, необходимо достичь компромисса между релевантностью отправляемых измерений, количеством измерений, необходимым для достоверного оценивания расхода масла, и объемом информации, передаваемой на наземное устройство 3.

Затем измерения уровня масла, выбранные на этапе E70, передаются на средства 31 связи наземного устройства 3 средствами 24 связи летательного аппарата 2, по линии связи 4 ACARS (этап E80).

С этой целью измерения уровня масла (т.е., в этом примере, выбранные сегменты) кодируются, например, в виде сообщений, согласующихся со стандартом ARINC, известных специалисту в данной области техники. Каждое измерение связывается в сообщении с соответствующей температурой масла и с фазой полета, в течение которой она была измерена (в этом примере, фазой руления или крейсерской фазой). Согласно варианту для кодирования сообщений можно использовать стандарты, отличные от стандарта ARINC.

В описанной здесь реализации предусмотрено использование обработки для выделения релевантных измерений, произведенных на крейсерской фазе, которая аналогична обработке, предусмотренной для использования на фазе руления, таким образом, этапы E50-E80 также осуществляются для измерений, доставляемых датчиком 22 на крейсерской фазе. Тем не менее, следует отметить, что поскольку крейсерская фаза является фазой сравнительно стабильной в отношении оборотов турбореактивного двигателя, такая обработка сводится, по существу, к исключению измерений, которые соответствуют кратковременным изменениям, и к выбору измерений, связанных с температурами, близкими к опорной температуре.

Согласно варианту можно предусмотреть другую обработку, специфичную для крейсерской фазы, например получение статистических характеристик (например, среднее значение, среднеквадратического отклонения, минимального и максимального значений) оборотов для каждого сегмента, или корректировку уровня масла в зависимости от температуры относительно опорной температуры.

Этапы E10-E80 повторяются в течение каждого полета летательного аппарата.

Далее, со ссылкой на фиг. 3, следует описание этапов способа контроля, реализуемых наземным устройством 3.

Как упомянуто выше, эти этапы состоят, по существу, в объединении измерений, отправляемых летательным аппаратом 2 в течение одного или более полетов, и в определении расхода масла турбореактивного двигателя в зависимости от объединенных, таким образом, измерений, в частности для выявления расхода, который является аномальным.

Термин "объединение" используется здесь в смысле комбинирования измерений таким образом, чтобы сформировать единый согласованный набор точек (например, кривую), представляющий реальное изменение уровня масла в баке во время полетов.

Таким образом, измерения, полученные в полете на фазах руления перед взлетом и после посадки, и измерения, произведенные на крейсерской фазе, хронологически упорядочиваются.

Напротив, способы объединения измерений, полученных во время разных полетов летательного аппарата, могут отличаться в зависимости от желаемого типа отслеживания (например, с усреднением по нескольким полетам, проводимые ежедневно, еженедельно, ежемесячно и т.д.). Таким образом, объединение может состоять, в частности, в усреднении измерений, произведенных в течение одного полета для получения среднего уровня масла для этого полета, или в расположении измерений, полученных в течение разных полетов в хронологическом порядке для оценивания изменения уровня масла в течение нескольких последовательных полетов летательного аппарата.

В описанной здесь реализации желательно оценивать изменение уровня масла по нескольким последовательным полетам летательного аппарата. Количество полетов, объединяемых в целях отслеживания, изменяется в зависимости от предполагаемого режима отслеживания, т.е. в зависимости от того, осуществляется ли отслеживание ежедневно, еженедельно, ежемесячно и т.д. Чем больше рассматриваемое количество полетов, тем выше точность диагностики, осуществляемой на основе анализа изменения уровня масла, что, в частности, позволяет идентифицировать медленные явления, приводящие к аномальному повышению расхода масла двигателя. Напротив, отслеживание, осуществляемое по малому количеству полетов, позволяет выявить быстротекущие явления.

Для объединения измерений из множества полетов летательного аппарата процедура осуществляется в две фазы:

- для каждого полета объединение измерений, выбранных на фазах руления (перед взлетом и после посадки) и на крейсерской фазе, принятых средством 31 связи наземного устройства 3 (этапы F10 и F30); и

- объединение по множеству полетов.

В частности, для каждого полета летательного аппарата, после приема измерений, выбранных для фазы руления (этап F10), первоначально производится определение, нужно ли корректировать какие-либо измерения вследствие разности между температурами масла, связанными с измерениями, и опорной температурой (этап F20).

Как упомянуто выше, на этапе E70 можно принимать отклонения большей или меньшей величины относительно опорной температуры TRef. В частности, можно предусмотреть большие отклонения (например, порядка 30°C), когда ни одна из температур, связанных с измерениями, произведенными датчиком 22, не равна или не равна приблизительно опорной температуре.

Естественно, приемлемое отклонение температуры задается заранее и зависит от коррекции, которую может осуществлять наземное устройство 3. В этом примере эта коррекция осуществляется на основании простой модели, определенной эмпирически, которая связывает отклонение ΔT температуры от опорной температуры TRef с отклонением ΔQ уровня масла. Например:

ΔQ=0,0341417×ΔT.

Естественно, можно предусмотреть другие модели.

Наземное устройство 3 корректирует нужные измерения, прибавляя к ним отклонение ΔQ, которое определяется с использованием модели, в зависимости от отклонения температуры ΔT, причем измерения присутствуют относительно опорной температуры.

Произведя эту коррекцию, наземное устройство 3 действует для нужного полета для размещения выбранных измерений (возможно, после коррекции), относящихся к фазам руления, и выбранных измерений, относящихся к крейсерской фазе, в хронологическом порядке (этап F40). Это позволяет получить изменение уровня масла в баке 21 для каждого полета летательного аппарата.

Согласно варианту реализации линейная регрессия также применяется к упорядоченным таким образом измерениям для сглаживания результирующей кривой.

Затем измерения в хронологическом порядке для каждого полета объединяются для множества полетов летательного аппарата (этап F40), т.е., в этом примере, они классифицируются в порядке последовательных полетов летательного аппарата.

В зависимости от рассматриваемого количества полетов, при объединении измерений, результирующая кривая может представить "ступенчатые изменения", т.е. резкие изменения уровня масла между двумя последовательными полетами летательного аппарата. Эти ступенчатые изменения соответствуют, по существу, заправке бака 21 между двумя последовательными полетами летательного аппарата.

Для обеспечения правильного анализа расхода масла двигателя наземное устройство 3 выявляет события заправки бака 21 (этап F50). С этой целью оно сравнивает изменения уровня масла, происходящие на стыке между двумя последовательными полетами летательного аппарата, с заранее определенным порогом для выявления резких изменений.

Кроме того, в этом примере, наземное устройство 3 компенсирует такие операции заправки для исключения их влияния на изменение уровня масла. Эта компенсация осуществляется путем вычитания количества масла, добавленного при заправке бака. Это позволяет "выровнять" измерения, объединенные на различных фазах и в различных полетах летательного аппарата.

В итоге этой компенсации получается набор C объединенных измерений, представляющих изменение уровня масла (без учета дозаправки бака), охватывающий множество последовательных полетов летательного аппарата. Пример такого набора показан в виде последовательности точек на фиг. 4 (набора точек C).

Линейная регрессия, применяемая к точкам в наборе C, дает средний расход масла турбореактивного двигателя по рассматриваемым полетам. Этот средний расход задается наклоном прямой CRef, полученной с помощью линейной регрессии (показанной на фиг. 4). Остаточные члены регрессии и количество точек позволяют определить величину значения расхода, оцененного таким образом.

Затем этот средний расход можно сравнивать с одним или более опорными порогами, например, соответствующими, соответственно, минимальному расходу масла и максимальному расходу масла, приемлемым для двигателя. Такие пороги обеспечивает производитель двигателей.

В описанном здесь примере набор точек C также сравнивается с прямой CRef (этап F60). Это сравнение позволяет выявить нарушение непрерывности в выравнивании точек в наборе C относительно среднего расхода двигателя, причем такое нарушение непрерывности часто является признаком аномалии в расходе масла.

Прямая CRef образует опорную кривую в смысле, предусмотренном изобретением, которая представляет нормальное изменение расхода масла двигателя. Вообще говоря, расход масла двигателя изменяется мало. Таким образом, отклонение от прямой CRef свидетельствует об аномальном расходе масла двигателем (этап F70).

В порядке примера, ступенчатое изменение 5, показанное на фиг. 4, идентифицируется согласно изобретению как представляющее расход, который является аномальным. Более тщательное исследование можно использовать для определения, имеет ли место реальная аномалия в расходе масла двигателем или ошибка измерения, если отклонение от опорной кривой не подтверждается со временем.

Согласно варианту другие опорные данные можно сравнивать с кривой объединенных измерений в зависимости от типов аномалии, которые желательно выявить. Например, прямую CRef, полученную посредством линейной регрессии на точках набора C, можно сравнивать с прямой, полученной посредством линейной регрессии на измерениях, объединенных в течение предыдущих полетов. Тогда нарушение непрерывности в наклоне этих прямых будет признаком аномалии в расходе масла.

Кроме того, в описанной здесь реализации объединение измерений по нескольким полетам летательного аппарата состоит в классификации выбранных измерений для различных полетов в хронологическом порядке.

Согласно варианту отслеживание может состоять в оценивании среднего уровня масла в баке 21 (среднее берется по нескольким полетам летательного аппарата). Затем линейная регрессия может применяться к объединенным измерениям для оценивания расхода масла двигателем на протяжении полета. Остаточные члены регрессии и количество точек можно использовать для определения величины полученного таким образом значения расхода.

В другом варианте можно сравнивать средний уровень масла на протяжении полета с опорными порогами, представляющими нормальный уровень масла в баке 21 и т.д.

Можно также преимущественно улучшать диагностику путем сравнения отслеживания расхода по множеству двигателей на данном летательном аппарате. Таким образом, в порядке примера, если все двигатели демонстрируют изменение расхода одного и того же порядка величины, это можно объяснить условиями полета, тогда как, если изменение наблюдается только на одном двигателе, это можно расценивать как признак аномалии в его расходе масла.

Кроме того, в описанной здесь реализации аномальный расход масла выявляется путем сравнения изменения уровня масла по нескольким последовательным полетам летательного аппарата с опорной кривой. Согласно варианту можно оценивать расход масла на основании разности между двумя последовательными объединенными измерениями, полученными из измерений уровня масла, для сравнения расхода масла непосредственно с опорным расходом масла.

1. Способ контроля уровня масла, содержащегося в баке (21) двигателя летательного аппарата, причем способ содержит этапы, на которых
- для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата
- получают (Е10) множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя, и
- выбирают (Е50-Е70) измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам,
- объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы и в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата, и
- сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя.

2. Способ контроля по п.1, в котором две заранее определенные фазы работы двигателя соответствуют фазе руления и крейсерской фазе в полете летательного аппарата (Е30).

3. Способ контроля по п.1, в котором, при выборе измерений, измерения, представляющие изменения уровня масла, полученные в течение времени, более короткого, чем заранее определенная предельная длительность, исключают (Е60).

4. Способ контроля по п.1, в котором, при выборе измерений, измерения уровня масла, превышающего заранее определенный предельный уровень масла, исключают (Е60).

5. Способ контроля по п.1, в котором, при выборе измерений, измерения, представляющие изменения уровня масла, превышающие заранее определенное предельное изменение, исключают (Е60).

6. Способ контроля по п.1, в котором объединение измерений включает в себя обнаружение (F50), по меньшей мере, одной заправки бака между двумя последовательными полетами летательного аппарата.

7. Способ контроля по п.1, в котором объединение измерений включает в себя корректировку (F30), по меньшей мере, одного измерения уровня масла в зависимости от разности, которая существует между температурой масла, связанной с измерением, и опорной температурой.

8. Способ контроля по п.1, в котором объединение измерений включает в себя применение линейной регрессии к измерениям.

9. Способ контроля по п.1, в котором объединенные измерения сравнивают с заранее определенным порогом, представляющим аномальный расход масла двигателем.

10. Способ контроля по п.1, в котором измерения объединяют (F40) по множеству полетов летательного аппарата, и объединенные измерения сравнивают (F60) с опорной кривой, представляющей нормальный расход масла двигателем.

11. Способ контроля по п.1, в котором
- измерения получают (Е10) и выбирают (Е30-Е50) в течение полета летательного аппарата (2), и
- измерения объединяют (F20-F50) и сравнивают (F60) посредством наземного устройства (3), на которое были отправлены выбранные измерения.

12. Система контроля (1) для контроля уровня масла, содержащегося в баке (21) авиационного двигателя, причем система содержит
- средства, которые активируются для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата
- для получения множества измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя, и
- для выбора измерений, представляющих изменения уровня масла, причем измерения связаны с температурами масла, близкими к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам,
- средства для объединения измерений, выбранных по фазам работы и в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата, и
- средства для сравнения объединенных измерений с опорными данными для идентификации аномального расхода масла двигателя.

13. Система контроля по п.12, в которой
- средства для получения множества измерений и для выбора измерений, представляющих изменения уровня масла, находятся на борту летательного аппарата (2), и
- средства для объединения выбранных измерений и для сравнения объединенных измерений с опорными данными встроены в наземное устройство (3),
летательный аппарат дополнительно включает в себя средства для отправки выбранных измерений на наземное устройство.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Способ для защиты газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину, от высокодинамических параметров, в частности, при пульсациях пламени в камере сгорания, при котором измеряют пульсации камеры сгорания, делят спектр частот измеренного сигнала пульсаций на заданные отрезки полосы пропускания, рассчитывают среднеквадратичное значение сигнала для каждой полосы, определяют взвешенные расчетные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона, используя заданные весовые коэффициенты, накапливают взвешенные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона для получения значения критерия предела пульсации, и сравнивают это значение с одним реперным значением, и обеспечивают работу газотурбинного двигателя в соответствии с результатом упомянутого сравнения.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Способ в соответствии с изобретением позволяет производить коррекцию текущего измерения давления газового потока, выдаваемого в ходе полета датчиком, установленным в двигателе.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину, включающий шаг определения давления выхлопного газа на выходе турбины, шаг измерения давления на выходе компрессора, шаг определения коэффициента давления турбины на основе давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, шаг вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, и шаг управления газовой турбиной для перехода между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, включающий определение коэффициента давления турбины, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано для осуществления перевода маневренной энергетической газотурбинной установки (ГТУ), в том числе в составе парогазовой установки (ПГУ), на предельно допустимую минимальную мощность при снижении электрической нагрузки энергосети.

Изобретение относится к энергетике. В способе эксплуатации комбинированной электростанции, включающей в себя газовую турбину и паровую турбину, соответственно посредством подключенного электрогенератора вырабатывают переменное напряжение соответствующей частоты и отдают его сети переменного напряжения, причем отходящий газ газовой турбины используется для вырабатывания пара для паровой турбины.

Изобретение относится к области позиционного управления газовой турбиной. Технический результат изобретения - обеспечение позиционного управления газовой турбиной с получением необходимой динамики и точности позиционирования.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Настоящее изобретение относится к газотурбинной системе генерирования энергии, содержащей генератор с водородным охлаждением, имеющий водород в качестве теплоносителя, хранилище водорода энергоблока, вспомогательное оборудование генератора и систему аварийной подачи энергии, которая содержит топливный элемент, в качестве топлива использующий водород. Она отличается тем, что в топливный элемент подается водородное топливо через трубопровод из водородного заполнения генератора с водородным охлаждением в случае отказа или сбоя подачи энергии от газотурбинной системы генерирования энергии. В предпочтительном варианте осуществления, в топливный элемент подается дополнительный водород через трубопровод из хранилища водорода энергоблока и/или дополнительный водород через трубопровод из вспомогательного оборудования генератора в случае отказа или сбоя подачи энергии от газотурбинной системы генерирования энергии. Изобретение позволяет повысить надежность системы. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы энергоустановки с одновальной газовой турбиной, работающей с постоянной скоростью вращения, которая ниже скорости, с которой газовая турбина вращается, когда первый генератор синхронизирован с электрической сетью. Также представлена энергоустановка, содержащая одновальную газовую турбину, сконструированная и выполненная с возможностью осуществления указанного способа. Изобретение позволяет обеспечить стабильное сгорание с низкими выбросами, высокой температурой на выпуске турбины и минимизированным потреблением топлива. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод. Газовую турбину разгружают до режима, в котором компрессор работает на своей номинальной скорости, а также тем, что паровую турбину разгружают в согласовании с разгрузкой газовой турбины до режима, в котором общая нагрузка, выводимая станцией в сеть, по существу, равна нулю, при этом газовая турбина и паросиловая система генерации соединены. Изобретение позволяет повысить эффективность изменения нагрузки электростанций с комбинированным циклом. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой. В системе генерирования электрической энергии, содержащей блок силовой электроники, соединенный с генератором, выполненный в виде активного выпрямителя, последовательно соединенного с ним через контактор токоограничивающего дросселя, параллельно подключенного через тот же контактор емкостного накопителя энергии, снабженного блоком управления, выполненным на логических элементах, соединенным с ним датчиком определения емкости накопителя энергии и устройством заряда емкостного накопителя, сообщающимся с накопителем контактором, и автономного инвертора, соединенного с нагрузкой, систему управления двигателем и генератором, блок силовой электроники дополнительно снабжен сглаживающим пассивным фильтром для подавления высших гармоник тока определенного порядка, параллельно подключаемым к автономному инвертору и функционирующим синхронно с основной системой преобразования параметров энергии. Техническим результатом изобретения является более эффективная синхронизация режимов функционирования в части отклонения и колебания напряжения нескольких автономных систем генерирования при их совместной работе параллельно с централизованной энергосистемой. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания. Горячие газы второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии, при этом впрыск разбавляющего воздуха вводится в первую камеру сгорания, а направление впрыска разбавляющего воздуха противоположно или совпадает с направлением первоначального потока завихрения внутри области первой камеры сгорания. Также представлены форсунка разбавляющего воздуха и камеры сгорания для осуществления настоящего способа. Изобретение позволяет снизить выделения CO. 4 н. и 8 з. п. ф-лы, 9 ил.

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR. Первую моторную группу, содержащую два главных двигателя, регулируют по первому заданному значению NR* упомянутой частоты вращения NR, тогда как вторую моторную группу, содержащую вспомогательный двигатель, регулируют по второму заданному значению W1* мощности упомянутой второй моторной группы. Кроме того, работу упомянутой первой моторной группы регулируют по третьему заданному значению W2f* упреждения мощности такому, что упомянутая первая моторная группа и упомянутая вторая моторная группа совместно выдают мощность Ws*, необходимую на уровне главного несущего винта. Такое выполнение трехмоторной силовой установки позволяет упростить архитектуру между вычислительными устройствами каждого двигателя и оптимизировать мощность, производимую каждым двигателем. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя. Назначают предельную осевую нагрузку Rос. пред для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Roc. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Rос. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости. , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред. Реализация изобретения позволяет уменьшить время доводки двигателя на стадии летных испытаний двигателя в составе летательного аппарата и повысить экономичность стадии доводки, при этом увеличить ресурс двигателя и его надежность через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на ротор авиационного газотурбинного двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях. Способ позволяет повысить достоверность определения величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя. При этом для определения значений параметров коэффициента расхода Аг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором Р к ∗ , температуру воздуха перед и за компрессором Т в х ∗ и Т к ∗ , расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gвгор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа Р г ∗ , температуры газа перед турбиной Т г ∗ и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Аг.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий. Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя включает его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях, где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - расчетная температура газа перед турбиной, при этом дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и где - расчетная температура газа перед турбиной; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия, и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и . 1 ил.

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования. Технический результат изобретения - повышение надежности и простоты обслуживания системы измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС. Технический результат достигается тем, что на ротор турбокомпрессора, а именно на крепежную гайку компрессорной турбины, наносится светоотражающее покрытие, которое подсвечивается лазерным световым излучателем, отблеск которого отражается на светоприемное устройство, сигнал которого поступает на считывающее электронно-преобразующее устройство. 2 ил.
Наверх