Средство обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата

Авторы патента:


Средство обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата
Средство обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2617242:

СНЕКМА (FR)

Группа изобретений относится к способу и устройству для обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата. Устройство содержит мобильный модуль, включающий в себя направленные средства сбора и обработки акустических сигналов турбомашины, средства передачи отчета о повреждениях, сервер, содержащий средства приема и средства хранения отчета о повреждениях. Для обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата собирают акустические сигналы от турбомашины и обрабатывают их с целью создания, передачи на сервер и хранения отчета о повреждениях. Обеспечивается акустический анализ турбомашины летательного аппарата без демонтажа турбомашины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Область техники изобретения - диагностика неполадок турбомашины летательного аппарата и, в частности, диагностика неполадок акустическим анализом или вибрационным анализом. Настоящее изобретение относится к устройству обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Неполадки, которые появляются во вращающихся двигателях, подобных турбомашине летательного аппарата, редко могут быть обнаружены визуально или же уже слишком поздно для реагирования. Поэтому необходимы методы диагностики для прогнозирования отказов и минимизации последствий. Таким образом, пытаются избежать разрушения деталей, которые могут повредить двигатель или оставить разбитую деталь в двигателе.

В числе различных физических явлений, используемых для выявления дефектов функционирования или деградации вращающегося двигателя, акустический анализ является наиболее часто используемым. Вибрации - характеристика состояния оборудования, говорят о вибрационной сигнатуре или акустической сигнатуре. Взятие и обработка вибрационной сигнатуры позволяет быстро узнать состояние оборудования и отслеживать его изменение во времени без демонтажа двигателя.

Для турбомашины, идентифицируемые на основе вибраций проблемы двигателей многочисленны: контакты ротор-статор, попадание посторонних тел, анормальный дисбаланс, дефект подшипников (осыпающиеся шарики или кольца), дефекты шестерней (изношенные или поврежденные зубья), неисправность вспомогательной системы (насоса).

Для осуществления акустического анализа турбомашины летательного аппарата, необходимо осуществить сбор данных в течение относительно долгого времени, что затрудняет передачу данных с летательного аппарата на землю. Кроме того, обработка этих данных непосредственно на борту летательного аппарата сложно предусматриваема, так как она требует значительной вычислительной мощности. Это не позволяет сделать упрощенные измерения, позволяющие обнаружить анормально возрастающие феномены, такие как дисбаланс и сильные всасывания.

Данные, как правило, извлекают и анализируют на земле на испытательном стенде, указанный испытательный стенд располагает высокочастотными системами сбора и мощными компьютерами. Действительно, механические явления легче обнаружить во время переходных фаз. Однако, это имеет тот недостаток, что требует демонтажа турбомашины.

ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Цель настоящего изобретения предложить средство и способ обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины, не требующим ни демонтажа двигателя, ни обработки данных на борту самолета, ни передачи данных от летательного аппарата на землю.

В соответствии с первым аспектом, изобретение относится в основном к устройству для обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата, отличающееся тем, что оно не встроено, и что оно включает в себя:

- по меньшей мере, один мобильный модуль, включающий в себя:

- направленные средства сбора акустических сигналов турбомашины;

- средства обработки указанных сигналов, выполненные с возможностью создания отчета о повреждениях;

- средства передачи указанного отчета о повреждениях;

- сервер, выполненный с возможностью обмениваться данными с, по меньшей мере, одним модулем, упомянутый сервер, включает в себя:

- средства приема отчета о повреждениях;

- средства хранения, выполненные с возможностью хранения упомянутого отчета о повреждениях.

С помощью устройства в соответствии с изобретением, акустические сигналы извлекаются с помощью мобильного, не встроенного, модуля непосредственно с земли, когда летательный аппарат находится на стоянке (для тестов запуска и остановки турбомашины) или когда летательный аппарат взлетает или садится, с помощью направленных средств сбора, позволяющих адаптироваться к подвижности летательного аппарата. Затем сигналы обрабатываются средствами обработки, преимущественно вычислителями, имеющими высокую вычислительную мощность, мощность, недоступную на борту летательного аппарата. Наконец, отчет о повреждениях передается на сервер, который его хранит, указанный сервер может преимущественно принимать отчеты об исследованиях нескольких модулей.

В дополнение к основным функциям, которые были указаны в предыдущем параграфе, устройство согласно изобретению может иметь одну или несколько из следующих дополнительных функций, рассматриваемых по отдельности или согласно технически возможным комбинациям:

- средства сбора включают в себя направленный датчик, такой как микрофон, и параболический усилитель,

- средства сбора включают в себя средства автоматического регулирования, выполненные с возможностью контроля ориентации направленного датчика,

- когда летательный аппарат движется, средства автоматического регулирования направляют ориентацию датчика в соответствии с положением и траекторией летательного аппарата,

- средства сбора включают в себя средства идентификации летательного аппарата,

- каждый модуль включает в себя средства записи акустических сигналов, полученных с помощью средств сбора,

- сервер включает в себя пользовательский интерфейс, адаптированный, чтобы позволить пользователю визуализировать отчет о повреждениях,

- средства приема сервера выполнены с возможностью приема данных с летательного аппарата,

- сервер включает в себя средства анализа, выполненные с возможностью использовать данные с летательного аппарата.

В соответствии со вторым аспектом, изобретение относится к способу обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины летательного аппарата, причем указанный способ реализуется с помощью устройства по любому из предшествующих пунктов, где указанный способ включает последовательные этапы, на которых:

- собирают акустические сигналы от турбомашины;

- обрабатывают указанные сигналы таким образом, чтобы создать отчет о повреждениях;

- передают указанный отчет о повреждениях на сервер;

- сохраняют указанный отчет о повреждениях.

Изобретение и его различные применения будут лучше поняты после прочтения нижеследующего описания и изучения прилагаемых чертежей, которые его сопровождают.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА

Чертеж представлен только с целью ознакомления и нисколько не ограничивает изобретение.

Чертеж демонстрирует блок-схему, представляющую составные модули устройства в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ, ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ, ОДНОГО ВАРИАНТА РЕАЛИЗАЦИИ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯ

На чертеже схематически показано устройство DISP обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины TURBO летательного аппарата AERO, в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Указанное устройство DISP не встроено в летательный аппарат AERO и дает возможность акустического анализа, когда летательный аппарат AERO находится на этапе взлета или посадки, или стоянки.

Устройство DISP включает в себя:

- мобильный модуль MOD включающий в себя:

средства сбора MDAC акустических сигналов SIG, указанные средства сбора MDAC включают в себя:

- направленный микрофон CAP;

- параболический усилитель AMP;

- средства автоматического регулирования MDAS;

- средства MDI идентификации летательного аппарата AERO;

средства MDE записи акустических сигналов SIG;

средства MDTT обработки акустических сигналов SIG;

средства MDTM передачи;

средства MDRE извлечения и

- удаленный сервер SERV включающий в себя:

средства MDR приема;

средства MDS хранения;

средства MDAN анализа;

средства MDEV отправки;

пользовательский интерфейс INT.

Основные функции модуля MOD - сбор, с помощью средств сбора MDAC, и обработка, с помощью средств записи MDE и средств обработки MDTT, акустических сигналов SIG от турбомашины TURBO. Средства MDTM передачи модуля MOD и средства MDR приема сервера SERV выполнены с возможностью связи друг с другом. Таким образом, сервер SERV может принимать данные из модуля MOD. Основные функции сервера SERV - хранение указанных данных с помощью средств MDS хранения и их просмотра с помощью пользовательского интерфейса INT. Следует отметить, что в одном варианте реализации, интерфейс INT физически отделен от других компонентов сервера SERV. В одном варианте реализации настоящего изобретения, устройство DISP включает в себя два модуля MOD, тогда сервер может взаимодействовать с каждым из модулей MOD. Два модуля MOD позволяют проанализировать два двигателя летательного аппарата AERO одновременно.

Можно также предусмотреть, чтобы сервер SERV являлся общим для множества мобильных модулей MOD. Таким образом, сервер SERV принимает данные из нескольких модулей MOD, анализирующих турбомашины TURBO разных летательных аппаратов AERO, затем указанные данные могут быть просмотрены централизованно с пользовательского интерфейса INT сервера SERV.

Средства MDI идентификации позволяют идентифицировать летательный аппарат AERO в случае, когда сервер SERV является общим для нескольких модулей MOD. В одном варианте реализации, средства MDI идентификации являются средствами фотосъемки. На определенном пороге обнаружения звуковой энергии, средства MDI фотосъемки срабатывают, делая фотографию летательного аппарата AERO, которая используется для идентификации летательного аппарата AERO, с помощью алгоритмов распознавания, хорошо известных специалистам в данной области, позволяющих распознать название самолета. В другом варианте реализации, средства MDI идентификации включают в себя пользовательский интерфейс, установленный на модуле MOD, через который пользователь вводит название летательного аппарата AERO, турбомашина TURBO которого анализируется. Следует отметить, что этот интерфейс также может быть использован для регулировки ориентации микрофона CAP и, при необходимости, визуализации для помощи в отслеживании, или еще для контроля параметров сопровождения, или для настройки других параметров алгоритмических предобработок.

В другом варианте реализации, средства MDI идентификации являются датчиками, способными захватывать радиоизлучения, идущие от летательного аппарата AERO или аэропорта, указанные излучения могут содержать информацию о летательном аппарате AERO. Наконец, в еще одном варианте реализации, средства MDI идентификации используют средства, предоставляемые аэропортом, такие как графики взлета/посадки, для идентификации летательного аппарата AERO. Средства MDI идентификации преимущественно позволяют сохранять дату анализа, время и, возможно, другие наблюдения, такие как место.

Благодаря возможности мобильности модуля MOD, можно привести его к турбомашине TURBO летательного аппарата AERO, подлежащего анализу, без необходимости в демонтаже турбомашины TURBO на испытательном стенде. Если летательный аппарат AERO неподвижен, оператор вручную направляет микрофон CAP в направлении турбомашины TURBO, или микрофон CAP автоматически ориентируется в направлении, в котором он улавливает максимальные звуковые излучения.

Когда летательный аппарат AERO подвижен, то есть взлетает или садится, средства MDAS автоматического регулирования адаптируют ориентацию микрофона CAP, чтобы он следовал траектории летательного аппарата AERO, чтобы оптимально захватить акустические сигналы SIG. В одном варианте реализации, микрофон CAP составляет единое целое с подвижной осью, движимой с помощью средств MDAS автоматического регулирования, управляемых посредством алгоритмов сканирования и следования, известных специалистам в данной области. Некоторые примеры публикаций, посвященных алгоритмам сканирования и обработки, приведены ниже:

- J. Lacaille, "Industrialisation d'algorithmes mathématiques" («Внедрение в промышленность математических алгоритмов», Paris 1, 2004.

- J.-François Boulanger, F. Galland, P. Réfrégier, and P. Martin, "Détection et poursuite de cibles par minimisation de la complexité stochastique" («Обнаружение и отслеживание целей посредством минимизации стохастической сложности»), in MajecSTIC, 2009, pp. 1-4.

- S. Kumar, "Detection and Tracking Algorithms for IRST" (“Обнаружение и отслеживание алгоритмов для преобразователя ИК-сигналов»), Bombay, 2004.

- W. Hao, C. Sankaranarayanan, Aswin, and R. Chellappa, Online Empirical Evaluation of Tracking Algorithms" («Онлайновая эмпирическая оценка алгоритмов отслеживания»), Applied Physics, pp. 1 -37, 2009.

- M. Lashley, "Kalman Filter Based Tracking Algorithms For Software GPS Receivers" (“Алгоритмы отслеживания на основе фильтра Кальмана для программного обеспечения приемников GPS”) Auburn University, 2006.

Средства MDAS автоматического регулирования работают в два этапа:

- На первом этапе, называемом этапом сканирования, ориентация оси быстро сканирует сектор пространства, с помощью вращения оси, чтобы микрофон CAP обнаружил зону, из которой исходит сильное звуковое излучение. Эту зону называют: горячая точка.

- На втором этапе, называемом этапом сопровождения, горячая точка (мобильная) обнаруживается снова, и так несколько раз, средства MDAS автоматического регулирования выполняют быструю корректировку ориентации микрофона CAP около первых обнаружений. Последовательные координаты горячей точки сохраняются с помощью цилиндрических координат оси. Эта последовательность позиций позволяет рассчитать локальную траекторию третьего порядка (положение, скорость, ускорение) летательного аппарата AERO. Средства MDAS автоматического регулирования ориентируют таким образом, постепенно микрофон CAP, применяя предварительно рассчитанное направление, в то же время продолжая небольшие случайные локальные регулировки, используемые для уточнения положения горячей точки с течением времени. Таким образом, рассчитанная траектория все более и более точна.

Микрофон CAP связан с параболическим усилителем AMP, который усиливает звуковые излучения, захваченные микрофоном CAP. Когда обнаруженный акустический сигнал SIG обладает достаточным качеством, осуществляется запись нескольких секунд, с помощью средств MDE записи. Эта запись затем обрабатывается с помощью средств MDTT обработки. Средства MDTT обработки используются для создания отчетов, называемых "отчеты о повреждениях" RAP_END, со списком обнаруженных неполадок анализируемой турбомашины TURBO. Средства обработки MDTT включают в себя алгоритмы обработки, два примера которых приведены ниже.

Первый алгоритм подробно описан в документах:

- «Environment for processing of wideband signal» («Окружение для обработки широкополосного сигнала»), E. Rudyk, R. Klein, RDK, PHM 2009;

- «Environment for vibration based diagnostics» («Окружение для диагностики на основе вибрации»), R. Klein, RDK, PHM 2010.

Этот алгоритм требует идентификации типа турбомашины TURBO на основании идентификации летательного аппарата AERO средствами MDI идентификации. Алгоритм позволяет определить очень специфичные дефекты подшипников или шестерней, при условии, что известны характеристики анализируемой турбомашины TURBO.

Второй алгоритм подробно изложен в работе «Identification de sources vibratoires indépendantes» («Идентификация независимых вибрационных источников»), A.Hazan, SAMM, Université Paris 1 Panthéon Sorbonne. Этот алгоритм является более общим, чем предыдущий, но между тем требует создания модели MODEL с помощью алгоритма, определенного в зависимости от последовательных звуковых спектров анализируемой турбомашины TURBO. Алгоритм не способен обнаруживать неисправности на первых записях, но по мере создания базы данных спектров, ассоциированных с турбомашиной TURBO, и создания модели MODEL все больше и больше развивается.

Модели MODEL, используемые вторым алгоритмом, получены модулем MOD с помощью средств MDRE извлечения и приходят от сервера SERV, который отправляет их с помощью средств MDEV отправки. Сервер SERV проектирует указанные модели MODEL, исходя из скорости вращения ведущих валов анализируемой турбомашины TURBO. Указанные скорости легко идентифицируются алгоритмом отслеживания порядка, пример которого дан в документе «Trajectory clustering for vibration detection in aircraft engines» («Кластеризация траекторий для обнаружения вибрации в двигателях летательного аппарата»), A. Hazan, ICDM 2010. Такой алгоритм обнаруживает дефекты или аномальные тенденции, которые немедленно передаются на сервер SERV в виде отчета обнаружения с помощью системы связи, такой как Wi-Fi или 3G.

Из отчетов обнаружения, средства MDAN анализа сервера SERV проектируют модели MODEL, и сервер SERVER отправляет их модулю MOD. Следует отметить, что в предпочтительном варианте реализации, модели MODEL доступны пользователям через веб-интерфейс, на который пользователи могут подписаться. Каждый пользователь может визуализировать только данные, относящиеся к летательным аппаратам AERO, на которые у него есть права, но сервер SERV может использовать отчеты обнаружения, относящиеся к нескольким летательным аппаратам AERO, для проектирования специальных моделей MODEL, разработанных для конкретного типа летательного аппарата AERO или типа турбомашины TURBO. Таким образом, если конкретная модель MODEL для турбомашины TURBO не доступна, тем не менее можно использовать модели MODEL, основанные на аналогичном типе турбомашины TURBO. Клиенты могут также подписаться на дополнительный сервис информирования их о создании новых моделей MODEL, относящихся к ним.

Из моделей MODEL, второй алгоритм вычисляет вейвлет-разложение логарифма среднего спектра. Коэффициенты этого разложения используются в качестве индикаторов для обнаружения дефектов и создания отчетов о повреждениях RAP_END.

С помощью первого алгоритма, второй алгоритм или другие, не описанные, алгоритмы, средства MDTT обработки, наконец, создают отчет о повреждениях RAP_END. Указанные отчеты о повреждениях RAP_END затем передаются из модуля MOD в сервер SERV, который их хранит, с помощью средств MDS хранения. Отчеты о повреждениях RAP_END доступны из пользовательского интерфейса INT сервера SERV или удаленным соединением пользователей через другой интерфейс по протоколу Internet. Пользователи, подписанные на сервис, получают отчеты о повреждениях RAP_END автоматически или по требованию.

1. Устройство (DISP) для обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины (TURBO) летательного аппарата (AERO), отличающееся тем, что оно не встроено и что оно включает в себя:

- по меньшей мере, один мобильный модуль (MOD), включающий в себя:

- направленные средства (MDAC) сбора акустических сигналов турбомашины (TURBO);

- средства (MDTT) обработки указанных сигналов, выполненные с возможностью создания отчета о повреждениях (RAP_END);

- средства (MDTM) передачи указанного отчета о повреждениях (RAP_END);

- сервер (SERV), выполненный с возможностью обмениваться данными с, по меньшей мере, одним модулем (MOD), упомянутый сервер (SERV), включает в себя:

- средства (MDR) приема отчета о повреждениях (RAP_END);

- средства (MDS) хранения, выполненные с возможностью хранения упомянутого отчета о повреждениях (RAP_END).

2. Устройство (DISP) по п. 1, отличающееся тем, что средства сбора (MDAC) включают в себя направленный датчик (CAP), такой как микрофон и параболический усилитель (АМР).

3. Устройство (DISP) по предшествующему пункту, отличающееся тем, что средства (MDAC) сбора включают в себя средства (MDAS) автоматического регулирования, выполненные с возможностью контроля ориентации направленного датчика (CAP).

4. Устройство (DISP) по предшествующему пункту, отличающееся тем, что, когда летательный аппарат (AERO) движется, средства (MDAS) автоматического регулирования направляют ориентацию датчика (CAP) в соответствии с положением и траекторией летательного аппарата (AERO).

5. Устройство (DISP) по п. 1, отличающееся тем, что средства (MDAC) сбора включают в себя средства (MDI) идентификации летательного аппарата (AERO).

6. Устройство (DISP) по п. 1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один модуль (MOD) включает в себя средства (MDE) записи акустических сигналов, полученных с помощью средств (MDAC) сбора.

7. Устройство (DISP) по п. 1, отличающееся тем, что сервер (SERV) включает в себя пользовательский интерфейс (INT), адаптированный, чтобы позволить пользователю визуализировать отчет о повреждениях (RAP_END).

8. Устройство (DISP) по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что средства (MDR) приема сервера (SERV) выполнены с возможностью приема данных с летательного аппарата (AERO).

9. Устройство (DISP) по предшествующему пункту, отличающееся тем, что сервер (SERV) включает в себя средства (MDAN) анализа, выполненные с возможностью использовать данные с летательного аппарата(AERO).

10. Способ (PROC) обнаружения дефектов акустическим анализом турбомашины (TURBO) летательного аппарата (AERO), указанный способ реализуется с помощью устройства (DISP) по любому из предшествующих пунктов, указанный способ (PROC)

включает последовательные этапы, на которых:

- собирают акустические сигналы от турбомашины (TURBO);

- обрабатывают указанные сигналы таким образом, чтобы создать отчет о повреждениях (RAP_END);

- передают указанный отчет о повреждениях (RAP_END) на сервер (SERV);

- сохраняют указанный отчет о повреждениях (RAP_END).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу поиска топологического дефекта в непрерывной динамической системе на основе пробных отклонений. Для поиска топологического дефекта фиксируют определенное число возможных неисправностей, определяют время контроля сравнительно со временем переходного процесса, определяют параметр интегрального преобразования, используют тестовый сигнал и интегральные оценки сигналов, фиксируют число контрольных точек системы, регистрируют реакцию объекта диагностирования и реакцию заведомо исправной системы в контрольных точках определенным образом, определяют интегральные оценки выходных сигналов исправной системы, регистрируют их, определяют интегральные оценки выходных сигналов модели для каждой из контрольных точек, полученных определенным образом, замещают систему с номинальными характеристиками контролируемой, на вход которой подают аналогичный тестовый сигнал, определяют интегральные оценки, их отклонения и нормируемые значения отклонений, определяют диагностические признаки и топологический дефект по минимуму диагностического признака определенным образом на основе пробных отклонений.

Изобретение относится к способу поиска топологического дефекта в непрерывной динамической системе на основе введения пробных отклонений. Для поиска топологического дефекта определяют время контроля, фиксируют число контрольных точек системы, одновременно подают тестовый или рабочий сигнал на вход системы управления с номинальными параметрами, а также на вход контролируемой системы и на входы моделей с пробными отклонениями топологических связей, одновременно регистрируют реакцию систем и моделей, одновременно определяют интегральные оценки выходных сигналов систем и моделей, отклонения интегральных оценок, нормированные значения отклонений интегральных оценок моделей и контролируемой системы, вычисляют диагностические признаки наличия неисправной топологической связи блоков системы, определяют топологический дефект по минимуму значения диагностического признака.

Изобретение относится к способу поиска топологического дефекта в дискретной динамической системе на основе введения пробных отклонений. Для поиска дефекта предварительно определяют время контроля с учетом времени переходного процесса для номинальных значений параметров, определяют параметр интегрального преобразования сигналов, фиксируют число контрольных точек, предварительно определяют нормированные векторы отклонений интегральных оценок выходных сигналов дискретной модели, полученных в результате пробных отклонений определенным образом, подают тестовый сигнал на вход системы управления с номинальными характеристиками, регистрируют реакцию системы в контрольных точках и определяют дискретные интегральные оценки выходных сигналов, определяют интегральные оценки выходных сигналов дискретной модели для каждой из контрольных точек, полученные в результате каждого из пробных отклонений состояний топологических связей, определяют отклонения интегральных оценок и нормированные значения отклонений, замещают систему с номинальными характеристиками на контролируемую и подают на вход тестовый сигнал, определяют интегральные оценки, их отклонения и нормированные значения отклонений, вычисляют диагностические признаки наличия неисправной топологической связи блоков системы, определяют топологический дефект по минимуму значения диагностического признака.

Изобретение относится к электроэнергетике. Способ периодического тестирования цифровой подстанции заключается в том, что цифровые терминалы релейной защиты периодически формируют тестовые последовательности для контроля работоспособности каждой защиты.

Группа изобретений относится к системе и способу контроля и диагностики аномалий во вспомогательных системах газовой турбины. Используют компьютерное устройство с пользовательским интерфейсом и запоминающим устройством для хранения множества наборов правил, связывающих входные и выходные данные реального времени для соответствующих параметров технологического процесса вспомогательных систем газовой турбины, оценивают вышеуказанные параметры с использованием принятых входных данных.

Изобретение относится к способам поиска неисправного блока в непрерывной динамической системе. Для поиска неисправного блока на основе пробных отклонений фиксируют определенное число динамических элементов системы, определяют время контроля, параметр интегрального преобразования сигналов, используют тестовый сигнал и интегральные оценки, фиксируют определенное число контрольных точек системы, регистрируют реакцию объекта диагностирования и модели, регистрируют реакцию заведомо исправной системы на определенном интервале в контрольных точках, определяют интегральные оценки выходных сигналов определенным образом, фиксируют число различных пробных отклонений, определяют интегральные оценки сигналов модели для каждой контрольной точки, определяют отклонения интегральных оценок сигналов модели, определяют нормированные значения отклонений интегральных оценок сигналов модели, полученные в результате пробных отклонений, замещают систему с номинальными характеристиками контролируемой, подают на вход системы аналогичный тестовый сигнал, определяют интегральные оценки сигналов контролируемой системы для контрольных точек, определяют отклонения интегральных оценок от номинальных значений, определяют нормированные значения отклонений интегральных оценок контролируемой системы, определяют диагностические признаки, по которым определяют дефект, определяют неисправный блок по максимуму диагностического признака.

Изобретение относится к способу контроля и диагностики отклонений в работе газовой турбины. Для реализации способа используют компьютерное устройство, интерфейсное устройство и запоминающее устройство с предварительно сохраненными на нем наборами правил, связывающие выходные и входные данные работы газовой турбины в реальном времени, причем входные данные связаны с разбросом температуры потока отработанных газов, состоянием детекторов пламени газовой турбины, переходами турбины в другой режим работы, определяют перепад давления в линии газообразного топлива и сравнивают его с пороговыми значениями, выдают рекомендации оператору газовой турбины на перевод ее работы в другой режим при условии соответствия перепаду давления заданному диапазону пороговых значений.

Изобретение относится к способу поиска топологического дефекта в непрерывной динамической системе. Для поиска топологического дефекта фиксируют определенное число возможных неисправностей, определяют время контроля сравнительно со временем переходного процесса, определяют параметр интегрального преобразования, используют тестовый сигнал и интегральные оценки сигналов, фиксируют число контрольных точек системы, регистрируют реакцию объекта диагностирования и реакцию заведомо исправной системы в контрольных точках определенным образом, определяют интегральные оценки выходных сигналов, регистрируют их, замещают систему с номинальными характеристики контролируемой, подают на вход системы аналогичный тестовый сигнал, определяют интегральные оценки сигналов контролируемой системы для каждой из контрольных точек, их отклонения от номинальных значений и нормированные значения отклонений, определяют интегральные оценки выходных сигналов модели для контрольных точек и нормированные значения определенным образом, определяют диагностический признак и по его минимуму определяют топологический дефект.

Группа изобретений относится к средствам диагностики целостности корпуса оборудования. Технический результат – повышение точности определения потерь целостности корпуса оборудования.

Группа изобретений относится к способу и системе прогнозирования операций технического обслуживания типовых двигателей летательных аппаратов. Технический результат – повышение точности прогнозирования операций технического обслуживания.

Головка (25) устройства для клепки с использованием заклепок типа HI-LITE компонентов конструкции и с возможностью автоматической установки втулок (13) на штифты (11), предварительно введенные в конструкцию.

Изобретение относится к испытательной технике для проведения комплекса испытаний систем в составе вертолета. Стенд для проведения наземных испытаний вертолета содержит неподвижное железобетонное основание (1) с двумя опорными фермами (2), установленными параллельно друг другу, и внутрифюзеляжную силовую раму (3).

Способ измерения для определения положения омега-профильного компонента (2), установленного на оболочковом компоненте (1) летательного аппарата, в котором фактическое положение омега профильного компонента (2) относительно оболочкового компонента (1) определяют оптически бесконтактным образом, чтобы потом сравнивать его с заданным положением.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к области испытания узлов летательных аппаратов, в частности к стендам для испытания электромеханических приводов системы уборки-выпуска закрылков.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается способа мониторинга нагрузок и накопленной усталостной повреждаемости конструкции агрегатов планера в условиях реальной эксплуатации.

Изобретение относится к устройствам централизованного технического обслуживания, расположенного на борту самолета. Техническим результатом является уменьшение количества ложных тревог.

Группа изобретений относится к авиационной и ракетной технике. Способ изготовления корпуса гиперзвукового летательного аппарата из композиционных материалов характеризуется тем, что изготавливают методом намотки или объемного плетения одну или более оболочек вращения, из которых нарезают по предварительно определенным координатам верхнюю и нижнюю панели обшивки корпуса летательного аппарата.

Изобретение относится к способам прочностных испытаний самолета. Для оценки нагружения конструкции самолета при летных прочностных испытаниях измеряют значения силовых факторов реакции конструкции датчиками деформаций, размещенными на конструкции самолета, передают измеренные значения и значения параметров полета из памяти бортовых регистраторов в память компьютеров, строят, обучают и тестируют четыре искусственные нейронные сети.

Изобретение относится к оптимизации отверстий люков летательного аппарата (ЛА) и касается конструкции колец для изготовления воздухонепроницаемого уплотнения. Поверхность, которая находится в контакте с внутренней поверхностью обшивки, является оптимизированной поверхностью уплотнительных колец. При проектировании уплотнительных колец внутренних крышек люков, которые закрывают отверстия на внутренней поверхности обшивки конструкции ЛА, разделяют внешний и внутренний контур оптимизированной поверхности на точки и группируют в семейства. После чего генерируют кривые, которые наилучшим образом приспособлены к набору точек, взятых для внешнего и внутреннего контура каждого уплотнительного кольца для каждого одного из семейств и генерируют линейчатую поверхность по кривым, сгенерированным для каждого одного из семейств. Достигается снижение трудоемкости, повышение надежности, взаимозаменяемость. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх