Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния

Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая электронную систему управления по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности. Технический результат изобретения - повышение точности и достоверности технического обслуживания, упрощение анализа технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и прогнозирование своевременного технического обслуживания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями и может быть использовано для обеспечения безопасной эксплуатации двигателей и их систем управления при максимальном использовании индивидуальных потенциальных возможностей силовой установки по ресурсу в гражданской и военной авиации.

Известны системы, предназначенные для наземной эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей по их техническому состоянию, состоящие из датчиков информации о текущих параметрах работы газотурбинного двигателя и его системы управления, устройств сравнения текущих параметров технического состояния с их предельно допустимыми значениями, индикаторов ресурса двигателя и системы управления по результатам этого сравнения [1…4].

Известны также средства эксплуатационного контроля для проведения наземных испытаний газотурбинных двигателей совместно с их системами автоматического управления (US 4821217, 1989; RU 89178, 2009; АРМ ДК-50, http://www.npp-dozor.ru/?q=node/3; ИДС АРМ ДК-30 (СД) серия М, http://kizlyar-kemz.ru/produktsiya/proizvodstvenno-tehnicheskogo-naznacheniya/nazemnye-sredstva-ekspluatatsionnogo-kontrolya/ids-arm-dk-30-sd-seriya-m.html), содержащие устройство оперативного контроля, устройства согласования, аппаратно-программный интерфейс. Устройство оперативного контроля предназначено для обработки сигналов, поступающих через устройства согласования и аппаратно-программный интерфейс от расположенных на двигателе датчиков, от системы автоматического управления двигателем и от бортового устройства регистрации. В результате обработки сигналов оператору выдается информация о техническом состоянии двигателя.

Общим недостатком этих систем является преждевременная замена основных деталей двигателя и системы управления до полной выработки ими потенциальных возможностей по ресурсу в связи с отсутствием учета фактического технического состояния деталей конкретного двигателя и его системы управления. Предполагается, что техническое состояние конкретных деталей двигателя и системы управления после изготовления остается неизменным в процессе эксплуатации или изменяется внезапно и, следовательно, возможность отказа не прогнозируется.

Другим недостатком известных систем является недостаточная точность и достоверность определения параметра технического состояния, который определяется без учета воздействия внешних факторов, таких как атмосферное давление, температура окружающей среды, влажность воздуха.

Прототипом изобретения является наземное информационно-диагностическое средство для обслуживания авиационного газотурбинного двигателя (RU 58233, 2006), содержащее двигатель, бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, устройства согласования для преобразования сигналов от штатных датчиков, установленных на двигателе, и от бортового устройства регистрации, в цифровой код. Средство снабжено также дополнительными датчиками, установленными на двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами.

Недостатком наземного информационно-диагностического средства является недостаточная точность и достоверность результатов диагностики авиационного газотурбинного двигателя в связи с отсутствием информации о состоянии электронной системы управления двигателем и о внешних, воздействующих на электронную систему управления двигателем, факторах.

Другим недостатком является отсутствие возможности прогнозирования технического состояния из-за отсутствия учета фактического технического состояния (деградации) деталей конкретного двигателя и его системы управления в пределах работоспособного состояния.

Задачей заявляемого изобретения является повышение безопасности эксплуатации газотурбинных двигателей с электронными системами управления путем увеличения достоверности и точности определения их текущего технического состояния и осуществления прогноза технического состояния.

Поставленная цель достигается тем, что в наземной информационно-диагностической системе для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включающей бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика штатно установленные на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных во время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, дополнительно включены электронная система управления двигателем, по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленные на электронной системе управления во время проведения обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блок памяти и блок расчета уровня работоспособности, который состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.

Включение в информационно-диагностическую систему электронной системы управления с датчиками внешних воздействующих факторов существенно увеличивает точность и достоверность диагностирования технического состояния системы «газотурбинный двигатель - электронная система управления» (ГТД-ЭСУ). Применение блока памяти, хранящего результаты исследования влияния внешних воздействующих факторов на параметры основных элементов электронной системы управления и коэффициенты математических моделей изменения функции работоспособности элементов в ходе эксплуатации, обеспечит исходной информацией блок расчета уровня работоспособности для вычисления времени до наступления отказа.

Структура наземной информационно-диагностической системы поясняется чертежами, на которых изображено:

Фиг. 1 - наземная информационно-диагностическая система;

Фиг. 2 - блок расчета уровня работоспособности.

Наземная информационно-диагностическая система (фиг. 1) содержит авиационный газотурбинный двигатель 1, установленный на летательный аппарат, электронную систему управления 2, бортовое устройство регистрации 3, по меньшей мере два датчика 8 и 9 штатно установленных на двигателе 1, бортовые разъемы летательного аппарата 9, 10, 11, связанные с датчиками 7, 8 и бортовым устройством регистрации 3 соответственно. Двигатель 1 действует под контролем электронной системы управления 2 и связан с нею двусторонними связями, а с бортовым устройством регистрации 3 связан односторонней связью. На двигателе 1 во время технического обслуживания устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 12 и 13, а на электронной системе управления 2 устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 24 и 25.

Устройство оперативного контроля 4 через аппаратно-программный интерфейс 6 связано с блоком концентрации сигналов 5, который через аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22, 23 и связанные с ними соответственно устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соединены с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 24 и 25, с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 12 и 13, с тремя штатными бортовыми разъемами 9,10 и 11 соответственно. Блок памяти 30 и блок расчета уровня работоспособности 31 соединены с устройством оперативного контроля 4, с которым осуществляется обмен информацией.

Блок расчета уровня работоспособности 31 (фиг. 2) состоит из первого сравнивающего устройства 32, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход - с первым входом масштабирующего устройства 33. Второй вход масштабирующего устройства 33 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход соединен с первым входом второго сравнивающего устройства 34, второй вход которого подключен к источнику постоянного единичного сигнала в блоке расчета уровня работоспособности 31. Выход второго сравнивающего устройства 34 связан с первым входом третьего сравнивающего устройства 35, второй вход которого соединен с выходом схемы максимума 38, вход которой связан с выходом запоминающего регистра 37. Запоминающий регистр 37 соединен с выходом первого функционального преобразователя 36, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4. Выход третьего сравнивающего устройства 35 соединен с дифференциатором 39 и логическим устройством 41, выход которого соединен с входом устройства оперативного контроля 4. Выход дифференциатора 39, через второй функциональный преобразователь 40 связан с входом устройства оперативного контроля 4. Третий вход второго функционального преобразователя 40 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а второй вход соединен с выходом третьего сравнивающего устройства 35.

В состав информационно-диагностической системы входит также комплект программного обеспечения, комплект типового информационного обеспечения и комплект эксплуатационной документации.

Наземная информационно-диагностическая система работает следующим образом. При проведении технического обслуживания авиационного газотурбинного двигателя 1 и электронной системы управления 2, устанавливают дополнительные датчики физических параметров (температуры, вибрации, перемещения, влажности) 12, 13, 24 и 25. Используя штатные разъемы 9, 10 и 11, дополнительные датчики подключаются к датчикам 7 и 8 двигателя 1 и к бортовому устройству регистрации 3. Информация с датчиков 24, 25, 12, 13, 7, 8 и бортового устройства регистрации 3 поступает в устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно. В устройствах согласования осуществляется нормализация сигналов и преобразование их в цифровой код. Аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22 и 23 служат для последовательного обмена информацией между блоком концентрации сигналов 5 и устройствами согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно.

В блоке концентрации сигналов 5 накапливаются преобразованные в цифровой код сигналы датчиков и передаются через аппаратно-программный интерфейс 6 в устройство оперативного контроля 4, которое включает в себя, как правило, устройство обработки информации, клавиатуру, дисплей или сенсорный экран, накопитель информации и генератор звука. К устройству оперативного контроля 4 подключен блок памяти 30, предназначенный для хранения коэффициентов математических моделей внешних воздействующих факторов, критических и номинальных параметров работоспособности и результатов предыдущих измерений. К устройству оперативного контроля 4 также подключен блок расчета уровня работоспособности 31. Из устройства оперативного контроля 4 преобразованные в цифровой код сигналы (yi - номер оцениваемого параметра работоспособности) датчиков 7, 8, 13 и 25 последовательно передаются на первый вход первого сравнивающего устройства 32, а на второй вход также последовательно передаются соответствующие им цифровые коды номинальных параметров работоспособности (yiном), полученные из блока памяти 30. Сигнал с первого сравнивающего устройства 32, пропорциональный отклонению измеряемого параметра от номинального (Δyi) поступает на первый вход масштабирующего устройства 33, где умножается на коэффициент размаха области работоспособности (ki), полученный на второй вход масштабирующего устройства 33 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4. Сигнал с масштабирующего устройства 33 поступает на первый вход второго сравнивающего устройства 34, на котором сравнивается с единичным сигналом, поступающим на второй вход второго сравнивающего устройства 34 из блока расчета уровня работоспособности 31. В результате на выходе второго сравнивающего устройства 34 появляется сигнал, пропорциональный текущему уровню работоспособности [5] по i-му параметру (Ri=1-ki·Δyi), который подается на первый вход третьего сравнивающего устройства 35. На второй вход подается сигнал, пропорциональный изменению уровня работоспособности от критического внешнего воздействующего фактора (Riкp(zj)), который формируется на выходе схемы максимума 38 путем выбора максимального значения изменения уровня работоспособности от j-го внешнего воздействующего фактора, хранящегося в запоминающем регистре 37. Все значения Ri(zj) формируются на выходе первого функционального преобразователя 36, на первый вход которого поступает сигнал внешних воздействующих факторов (zj) с датчиков 12 и 24 через устройство оперативного контроля 4, а на второй вход из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступают коэффициенты аппроксимирующего полинома (aijk, k - степень аппроксимирующего полинома). Функциональный преобразователь 36 реализует аппроксимацию изменения уровня работоспособности от внешних воздействующих факторов, например, степенным полиномом (k=3):

Ri(zj)=aij0+aij1*zj+aij2*zj2+aij3*zj3.

На выходе третьего сравнивающего устройства 35 появляется сигнал, характеризующий уровень работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (R), который подается на второй вход второго функционального преобразователя 40 и через дифференциатор 39 подается на первый вход второго функционального преобразователя 40. На третий вход второго функционального преобразователя 40 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступает сигнал, пропорциональный критическому уровню деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (RiДкр). Во втором функциональном преобразователе 40 по сигналу о скорости (ci=dR/dt) деградации элементов от дифференциатора 39, текущему значению уровня работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (R) от третьего сравнивающего устройства 35 и критическому уровню (RiДкр) рассчитывается время до наступления отказа системы (Ti) по i-ому параметру, например, в соответствии с формулой Ti=(RiДкр-R)/ci, значение которого передается в устройство оперативного контроля 4 для индикации и регистрации. Одновременно в устройство оперативного контроля 4 с логического устройства 41, подается сигнал об уровне работоспособности системы ГТД-ЭСУ, полученный путем оценки текущего уровня работоспособности (R).

«Хороший» уровень работоспособности - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ функционирует с максимальным качеством и для ее безопасной эксплуатации не требуется дальнейшего наблюдения или проведения технического обслуживания. «Хороший» уровень работоспособности соответствует значению R=0,6-1.

«Удовлетворительный» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ работоспособна, но при этом функционирует с недостаточным качеством.

При таком уровне работоспособности, для обеспечения безопасной эксплуатации системы ГТД-ЭСУ, требуется наблюдение. «Удовлетворительный» уровень работоспособности соответствует значению R=0,3-0,6.

«Низкий» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система функционирует с минимальным качеством. При таком уровне работоспособности система ГТД-ЭСУ находится в предотказном состоянии. «Низкий» уровень работоспособности соответствует значению R=0-0,3.

При техническом обслуживании силовой установки происходят замеры параметров при различных режимах эксплуатации с определенной дискретностью. Устройство оперативного контроля 4 отображает и фиксирует в блоке памяти 30 текущие параметры, в том числе и расчетные значения текущего уровня работоспособности и времени до наступления отказа, по которым после обслуживания принимается решение о замене агрегатов с низким уровнем работоспособности и о времени следующего технического обслуживания.

По окончании технического обслуживания, временно установленные датчики 12, 13, 24 и 25 снимаются с газотурбинного двигателя 1.

Предлагаемая наземная информационно-диагностическая система повышает точность и достоверность технического обслуживания, упрощает анализ технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и позволяет осуществлять прогнозирование своевременного технического обслуживания.

Литература

1. Патент РФ №2162213, опубл. 20.01.2001 г.

2. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). - М.: РИА «ИМИНФОРМ», 2002 г., стр. 349, раздел «Второй подход».

3. Патент РФ №2236671, опубл. 20.09.2004.

4. Патент РФ №2374614, опубл. 11.04.2007.

5. Сиротин Н.Н. и др. Основы конструирования, производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Учебник для ВУЗов РФ. Книга третья. «Эксплуатация и надежность ГТД и ЭУ». - М.: Наука (РАН), 2012 г. - 602 с.

1. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика, штатно установленных на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных на время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, отличающаяся электронной системой управления, по меньшей мере двумя датчиками внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности.

2. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что блок расчета уровня работоспособности состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам технической диагностики ослабления посадки элементов редуктора двигателя по вибрационным параметрам при его испытаниях или в эксплуатации и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения и энергомашиностроения и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей, а также для создания систем диагностики колебаний.

Изобретение относится к устройству контроля деградации материала и защитных покрытий турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Устройство содержит теплоизолятор, установленный на корпусе, крышку со стяжным стержнем и термопарами, электронагреватель, расположенный во внутреннем пространстве устройства, например, вокруг стяжного стержня, испытываемый образец представляет собой полый цилиндр из материала турбинных лопаток, установленный в устройстве между теплоизолятором и крышкой со стяжным стержнем, стяжной стержень проходит во внутреннем пространстве устройства по его оси, причем конец стяжного стержня выступает из корпуса устройства и имеет резьбу, крышка, испытываемый образец, теплоизолятор, корпус стягиваются посредством стяжного стержня с помощью гайки, термопары расположены в крышке на ее поверхности, прижимающей испытываемый образец, и соединены с усилителем сигнала термопар, который в свою очередь соединен с устройством контроля и управления.

Описаны способ и система для испытания компрессора. Для проведения испытания методом подобия выбирают заменитель для HFC-134a.

Изобретение относится к области испытания и технического диагностирования машин, в частности к способу определения эффективной мощности двигателей внутреннего сгорания.

Изобретение относится к техническому обслуживанию вертолетных двигателей. Технический результат - предоставление системы назначения технического обслуживания, которая принимает во внимание множество составляющих уже примененного технического обслуживания, полетные условия эксплуатации и конкретную конфигурацию двигателя, чтобы определить операции по техническому обслуживанию для вертолетного двигателя.

Изобретение относится к конструкциям экспериментальных стендов для испытания струйных насосов (СН), работающих в составе погружных установок для добычи нефти, содержащих электродвигатель, гидрозащиту, электроцентробежный насос и газосепаратор.

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.

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включает сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения.

Изобретение относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания (ДВС) и может быть использовано для диагностирования поршневых уплотнений ДВС при их эксплуатации.
Наверх