Контроль авиационного двигателя, предваряющий операции технического обслуживания

Изобретение относится к способу и системе контроля авиационного двигателя. Получают временной сигнал остаточного запаса температуры отработавших газов авиационного двигателя, сглаживают временной сигнал для построения первой кривой, характеризующей остаточный запас температуры, идентифицируют нисходящие участки в первой кривой, строят вторую непрерывную кривую посредством объединения нисходящих участков, строят модель прогнозирования на основании второй кривой для определения показателя прогнозирования отказа. Просто, точно и заблаговременно прогнозируется отказ двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к области контроля авиационного двигателя. В частности, изобретение относится к способу и системе контроля авиационного двигателя для прогнозирования операций технического обслуживания посредством оценки остаточного запаса температуры отработавших газов двигателя.

Во время каждого полета на летательном аппарате осуществляют запись и передачу данных о его работе при помощи системы сообщений, называемой ACARS (Aircraft Communications Addressing and Reporting System - адресно-отчетная система авиационной связи). Эти данные поступают на наземные станции в реальном времени и сразу же обрабатываются в случае наличия явных аномалий или в противном случае архивируются вместе со всеми данными парка самолетов.

Затем эксперты изучают данные, относящиеся к двигателю, с целью контроля нормальной работы двигателя. Кроме всего прочего, эксперты анализируют данные, относящиеся к температуре отработавших газов EGT (Exhaust Gas Temperature) и полученные во время последовательных полетов, с целью диагностики состояния двигателя и прогнозирования неисправностей. В частности, эксперты оценивают остаточный запас выходной температуры EGT, который характеризует разность между предельным порогом температуры и измеренной температурой EGT. Очень важно отслеживать изменение этого запаса, чтобы можно было предсказать превышение порога, при котором двигатель необходимо снять для восстановления его характеристик.

Следует отметить, что в начале эксплуатации запас является большим и постепенно уменьшается вместе с числом циклов. Так, временной сигнал остаточного запаса температуры обычно изменяется по нисходящей кривой, характеризующей естественный износ двигателя.

Однако обычно наблюдаемый временной сигнал запаса ослабляется не непрерывно, а имеет случайные колебания. Эти колебания в основном связаны с операциями, осуществляемыми на двигателе, и в меньшей степени с условиями измерения температуры. Искусственные увеличения остаточного запаса температуры могут быть вызваны более или менее частыми очистками двигателей, производимыми с целью удаления загрязнений, накапливающихся от полета к полету.

Эти колебания временного сигнала остаточного запаса температуры усложняют анализ и не позволяют надлежащим образом и точно предсказать дату отказа двигателя.

Следовательно, задачей изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков и создание способа и системы контроля остаточного запаса температуры отработавших газов авиационного двигателя, позволяющих просто, точно и достаточно заблаговременно прогнозировать отказ двигателя.

Раскрытие изобретения

Изобретение относится к способу контроля авиационного двигателя, содержащему этапы, на которых:

- получают временной сигнал остаточного запаса температуры отработавших газов указанного авиационного двигателя,

- сглаживают указанный временной сигнал для построения первой кривой, характеризующей указанный остаточный запас температуры,

- идентифицируют нисходящие участки в указанной первой кривой,

- строят вторую кривую посредством объединения указанных нисходящих участков, при этом указанная вторая кривая является непрерывной, оставаясь при этом ограниченной указанными нисходящими участками указанной первой кривой, и

- строят модель прогнозирования на основании указанной второй кривой для определения по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

Этот способ позволяет просто и быстро моделировать реальный износ двигателя, исключая искусственные увеличения запаса температуры, и обеспечивает, таким образом, точное прогнозирование отказа двигателя.

Предпочтительно идентификация нисходящих участков указанной первой кривой включает в себя этапы, на которых:

- к первой кривой применяют статистическую модель возрастания, разлагаемую на две независимые части, включающие в себя первую убывающую функцию, характеризующую обычный износ авиационного двигателя, и вторую ступенчатую функцию, состоящую из случайно появляющихся скачков, характеризующих точечные операции обслуживания на авиационном двигателе,

- выявляют соответствующие подъемы указанных скачков, и

- идентифицируют нисходящие участки, удаляя точки указанных подъемов на первой кривой.

Это позволяет устранить искусственные увеличения запаса температуры и сохранить только интервалы, соответствующие нисходящим участкам, характеризующим износ двигателя.

Предпочтительно построение указанной второй кривой посредством объединения включает в себя соединение указанных нисходящих участков, перемещая каждый предыдущий участок, чтобы соединить его со следующим участком, начиная с последнего участка и возвращаясь во времени от участка к участку.

Это позволяет моделировать тенденцию убывания, указывающую на реальный износ двигателя.

Согласно первому варианту осуществления изобретения построение указанной модели прогнозирования включает в себя этапы, на которых:

- строят авторегрессионную модель, моделирующую изменение остаточного запаса температуры, с использованием хронологии указанной второй кривой, и

- к указанной авторегрессионной модели применяют динамический фильтр для определения указанного по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

Это построение динамический модели позволяет осуществлять точные прогнозы на любом типе двигателя и в любой период срока службы двигателя.

Предпочтительно динамический фильтр выбирают из группы следующих партикулярных фильтров: байесовский фильтр, фильтр Калмана, расширенные фильтры Калмана.

Согласно второму варианту осуществления изобретения построение указанной модели прогнозирования включает в себя этапы, на которых:

- строят линейную модель изменения остаточного запаса температуры с использованием хронологии указанной второй кривой, и

- к указанной линейной модели применяют метод регрессии для определения указанного по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

Построение линейной модели является очень простым и позволяет делать точные прогнозы при очень незначительном количестве вычислений.

Предпочтительно указанный по меньшей мере один показатель прогнозирования отказа выбирают из группы показателей, в которую входят:

- первый показатель оценки вероятности перехода порогового значения отказа до заранее определенного временного интервала, и

- второй показатель оценки даты перехода порогового значения отказа.

Предпочтительно получение указанного временного сигнала остаточного запаса температуры включает в себя этапы, на которых:

- в течение времени получают измерения температуры отработавших газов авиационного двигателя,

- указанные измерения температуры нормализуют относительно эталонной температуры по стандарту ISO, получая таким образом нормализованные измерения температуры,

- производят стандартизацию указанных нормализованных измерений температуры с учетом контекстных данных, получая таким образом, стандартизованные измерения температуры, и

- вычисляют запасы между указанными стандартизованными измерениями температуры и заранее определенным максимальным значением температуры (в зависимости от двигателя) для получения указанного временного сигнала запаса.

Таким образом, временной сигнал запаса получают в соответствии со стандартными физическими условиями и независимо от контекста.

Изобретение также относится к системе контроля авиационного двигателя, содержащей:

- средства получения и обработки, выполненные с возможностью получения временного сигнала остаточного запаса температуры отработавших газов указанного авиационного двигателя,

- средства получения и обработки, выполненные с возможностью сглаживания указанного временного сигнала с получением первой кривой, характеризующей указанный остаточный запас температуры,

- средства получения и обработки, выполненные с возможностью идентификации нисходящих участков в указанной первой кривой,

- средства получения и обработки, выполненные с возможностью построения второй кривой посредством объединения указанных нисходящих участков, при этом указанная вторая кривая является непрерывной, оставаясь при этом ограниченной указанными нисходящими участками указанной первой кривой,

- средства получения и обработки, выполненные с возможностью построения модели прогнозирования на основании указанной второй кривой для определения по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

Изобретение также относится к компьютерной программе, выполненной с возможностью исполнения указанными средствами обработки и содержащей командные коды, предназначенные для осуществления способа контроля в соответствии с любой из вышеупомянутых особенностей.

Другие особенности и преимущества системы и способа согласно изобретению будут более понятны из последующего описания на неограничительном примере со ссылками на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показаны материальные средства, применяемые в системе или способе, которые могут быть использованы для контроля авиационного двигателя в соответствии с изобретением, схематичный вид;

на фиг. 2А - измерения EGT авиационного двигателя во время цикла последовательных полетов;

на фиг. 2В - стандартизированные измерения EGT авиационного двигателя во время цикла последовательных полетов;

на фиг. 3 - временной сигнал остаточного запаса температуры отработавших газов;

на фиг. 4 - первая кривая, соответствующая сглаживанию сигнала, показанного на фиг. 3, за заранее определенный период, в соответствии с изобретением;

на фиг. 5 - графическое представление подъемов, соответствующих скачкам первой кривой, в соответствии с изобретением;

на фиг. 6 - графическое представление второй кривой, полученной посредством объединения нисходящих участков, в соответствии с изобретением;

на фиг. 7 - применение партикулярного фильтра на динамической системе второй кривой, в соответствии с изобретением;

на фиг. 8 - применение партикулярного фильтра на динамической системе второй кривой, относящейся к новому двигателю, в соответствии с изобретением;

на фиг. 9 - схематичное представление двух показателей прогнозирования отказа в соответствии с изобретением.

Варианты осуществления изобретения

Принцип изобретения основан на исключении точек, соответствующих искусственному увеличению остаточного запаса температуры, и на сохранении только убывающих частей, характеризующих реальный износ двигателя. Таким образом, отслеживая изменение этого износа, можно с высокой точностью прогнозировать будущий отказ двигателя и планировать операции технического обслуживания.

На фиг. 1 представлен пример материальных средств, применяемых в системе или способе для контроля авиационного двигателя в соответствии с изобретением. Изобретение можно также применять для летательного аппарата, содержащего несколько двигателей, показанного на фиг. 1.

Во время полета летательный аппарат 1 регистрирует данные о своей работе, а также о различных параметрах окружающей среды. Эти данные, записываемые вычислительными устройствами, установленными на летательном аппарате (например, FADEC, ACMS и т.д.), получают в результате измерений при помощи средств измерения или датчиков, установленных в летательном аппарате 1. Например, блок FADEC (который контролирует двигатель 2 летательного аппарата 1) регистрирует определенное количество данных, измеряемых датчиками, установленными в двигателе 2, одновременно позволяющих контролировать двигатель 2 и служащих базой для процедуры предсказания технического обслуживания.

Таким образом, вычислительные устройства летательного аппарата 1 собирают в течение времени данные, относящиеся к двигателю 2 летательного аппарата и к окружающей его среде. При каждом считывании эти данные содержат информацию о внутренних параметрах, описывающих работу двигателя 2, а также о внешних параметрах, описывающих контекст считывания.

Например, внутренние параметры включают в себя температуру отработавших газов EGT (Exhaust Gas Temperature), скорости вращения валов, расход топлива, значения температуры и давления текучих сред в различных местах двигателя (например, до и/или после сжатия), и т.д.

Внешние параметры могут включать в себя наружную температуру, высоту полета, вес самолета, переменную геометрию разгрузочного вентиля, заданные точки турбин высокого давления и низкого давления, скорость самолета и т.д.

Кроме того, летательный аппарат 1 регулярно передает на землю короткие моментальные сообщения, касающиеся внутренних и внешних параметров. Во время каждого полета летательный аппарат 1 обычно передает на землю по меньшей мере два сообщения, одно во время взлета и другое во время полета на крейсерской скорости. Эти сообщения передают, в частности, через спутник (протокол ACARS) при помощи системы передачи цифровых данных между совершающим полет летательным аппаратом и землей (возможны также другие протоколы связи: PCMCIA, 3G и т.д.).

Наземные станции 3 собирают различные сообщения, переданные в разные даты для разных летательных аппаратов 1 и для разных двигателей 2, и передают их затем через средство связи в центр 5 управления. Этот центр содержит компьютерную систему 7, которая обычно включает в себя средства 9 ввода, средства 11 получения и обработки, средства 13 хранения и средства 15 вывода. Следует отметить, что во время полета можно регулярно загружать другие данные, регистрируемые бортовыми вычислительными устройствами, для пополнения базы данных, относящихся к двигателям 2.

Различные данные, содержащиеся в сообщениях, полученных непосредственно от различных летательных аппаратов 1, или данные, получаемые на земле из внутренней памяти бортовых вычислительных устройств, накапливаются в средствах 13 хранения и образуют базу 14 данных по всему парку двигателей 2.

Изобретение в первую очередь рассматривает данные, относящиеся к выходной температуре отработавших газов EGT двигателей.

На фиг. 2А показаны измерения EGT авиационного двигателя во время цикла последовательных полетов. На оси ординат показаны значения EGT, а на оси абсцисс - число циклов или полетов.

Некоторые датчики, установленные в двигателе, выполнены с возможностью осуществления в течение времени измерений выходной температуры отработавших газов. Контекст сбора этих данных может быть самым разным. Например, измерения, относящиеся к взлету и производимые во время первого полета за день, когда двигатель запускают в холодном состоянии, могут отличаться от измерений во время других полетов за день. Другие примеры относятся к изменению метеорологических условий (дождь, снег, град и т.д.), к смене пилота, к месту облета (над морем, над пустыней, над землей и т.д.). Таким образом, измерения EGT в значительной степени зависят от внешних условий.

Предпочтительно средства 11 обработки выполнены с возможностью осуществления двойной нормализации на измерениях EGT относительно стандартной системы отсчета, а также относительно контекста, чтобы исключить влияние внешних условий.

В частности, измерения температуры (EGT) нормализуют относительно эталонной температуры по стандарту ISO, получая таким образом нормализованные измерения температуры. Эталонную температуру определяют по отношению к температуре взлета, измеренной на уровне моря. Кроме того, производят также стандартизацию этих нормализованных измерений температуры по отношению к контекстным данным для получения стандартизованных измерений температуры EGT. Метод стандартизации описан, например, в патентном документе ЕР 2376988 и основан, в частности, на модели регрессии, в случае необходимости, с учетом дополнительных параметров, созданных на основании вычислений, произведенных с использованием исходных внешних параметров.

На фиг. 2В показаны стандартизованные измерения EGT авиационного двигателя во время цикла последовательных полетов. Графическое представление на фиг. 2В соответствует стандартизации графического представления на фиг. 2А. Оба представления имеют одинаковый масштаб и центрованы по среднему значению измерений EGT. Горизонтальные пунктирные линии показывают пределы ±3σ и ±6σ вокруг среднего значения.

Наконец, средства 11 обработки выполнены с возможностью вычисления запасов между стандартизованными измерениями EGT и заранее определенным максимальным значением температуры для построения временного сигнала остаточного запаса температуры отработавших газов, как показано на фиг. 3. Как правило, максимальная температура соответствует предельной температуре, при которой требуется снятие двигателя на заводе.

В частности, на фиг. 3 показано, что временной сигнал остаточного запаса температуры имеет случайные колебания, несмотря на то, что он основан на стандартизованных измерениях EGT. Эти колебания в основном связаны с различными вмешательствами (например, с очисткой при помощи воды) на двигателе.

Кроме того, средства 11 обработки выполнены с возможностью сглаживания временного сигнала, показанного на фиг. 3, для получения первой кривой C1, характеризующей остаточный запас температуры, как показано на фиг. 4. Сглаживание временного сигнала может быть выполнено известным методом фильтрации (скользящее среднее, фильтр Гаусса и т.д.). На первой кривой C1 ясно видны восходящие скачки, соответствующие искусственным увеличениям остаточного запаса температуры. Эти восходящие скачки могут проявляться более или менее регулярно, но с разными эффектами.

Согласно изобретению, предложено устранять восходящие скачки и сохранять только нисходящие части, отображающие реальный износ двигателя.

Таким образом, средства 11 обработки выполнены с возможностью автоматической идентификации нисходящих участков в первой кривой. В частности, идентификация нисходящих участков может быть осуществлена посредством выявления подъемов, соответствующих скачкам.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, средства 11 обработки применяют статистическую модель, соответствующую статистическому процессу возрастания, на первой кривой C1 для выявления зон, не имеющих восходящих скачков.

Этот статистический процесс можно разложить на две независимые части таким образом, чтобы увеличение dXt=Xt+1-Xt остаточного запаса температуры, относящееся к первой кривой C1, можно было определить как сумму первой убывающей функции Ut и второй ступенчатой функции Ht в соответствии со следующим уравнением:

dXt=Ut+Ht

Убывающая функция Ut характеризует обычный износ авиационного двигателя и может рассматриваться как случайная переменная Ut, которая соответствует гауссову распределению Ut~N(-u, σu), параметризованному по отрицательному математическому ожиданию -u, отображающему нормальное уменьшение остаточного запаса температуры, и по среднеквадратическому отклонению σu.

Ступенчатая функция Ht отображает операции по обслуживанию на авиационном двигателе и может быть определена произведением Ht=ZtGt произвольной булевой функции Zt и произвольной переменной положительного скачка Gt.

Произвольную переменную скачка Gt можно описать в соответствии с гауссовым распределением Gt~N(+g, σg), параметризованным по среднему положительному скачку g и по среднеквадратическому отклонению σg, при этом средний скачок g превышает абсолютное значение и нормального уменьшения -u остаточного запаса температуры.

Булева закономерность Zt вызывает скачок Gt случайным образом с небольшой вероятностью p и может быть, например, определена биномиальной закономерностью Ζt~Β(p) заранее определенного параметра р. Таким образом, вероятность операции обслуживания на двигателе (то есть подъем) можно представить как p=P(Zt=1). При этом, чтобы идентифицировать нисходящие участки, моделируемые по произвольной переменной Ut, достаточно рассмотреть все моменты t, в которых Zt=0, исключая точки, соответствующие подъемам.

На фиг. 5 показано графическое представление подъемов, соответствующих скачкам. На этом графике показаны точки, сосредоточенные вокруг дискретных моментов, соответствующих точечным действиям и разделенных продолжительными интервалами. Дискретные моменты имеют искусственные толщины, которые появились в результате операций нормализации и сглаживания. Следует отметить, что эти дискретные моменты являются гораздо менее многочисленными, чем моменты убывания, и, следовательно, ими можно пренебречь без ущерба для значения параметров -u и σu гауссова распределения Ut~N(-u, σu).

После исключения дискретных моментов подъемов средства 11 обработки могут простроить вторую кривую С2 посредством объединения нисходящих участков, как показано на фиг. 6. При этом вторая кривая является непрерывной и убывающей, будучи при этом ограниченной только нисходящими участками первой кривой C1.

Построение второй кривой С2 посредством объединения состоит в вертикальном и горизонтальном перемещении нисходящих участков для соединения концов, чтобы обеспечивать непрерывность между различными участками.

В частности, средства 11 обработки могут начать соединение с последнего (т.е. последнего по времени) участка, чтобы последние значения имели физическое направление. Затем присоединяют другие участки, возвращаясь во времени от участка к участку. Таким образом, каждый предыдущий (то есть предшествующий) участок перемещают, чтобы присоединить его к следующему участку последовательно в обратном направлении во времени. Иначе говоря, для построения второй кривой С2 постепенно добавляют справа налево значения изменений

Кроме того, средства 11 обработки выполнены с возможностью построения, на основании второй кривой С2, модели прогнозирования отказа, позволяющей определить по меньшей мере один показатель прогнозирования отказа двигателя.

Следует отметить, что кривая, показанная на фиг. 6, является практически линейной. Таким образом, согласно первому варианту осуществления, предпочтительно используют хронологию второй кривой С2 для построения линейной модели изменения остаточного запаса температуры и затем для этой модели применяют достаточно простой метод регрессии с целью определения показателя или показателей прогнозирования отказа. Согласно этому варианту осуществления нет необходимости анализировать динамику сигнала и достаточно оценить общую тенденцию убывания, которая следует закону типа закона Стьюдента.

Вместе с тем, для новых двигателей уменьшение запаса происходит медленно и не является строго линейным. Согласно второму варианту осуществления применяют стохастический метод, основанный на динамических или партикулярных фильтрах.

Обычно хорошим средством для прогнозирования непрерывного процесса является моделирование его поведения при помощи авторегрессионной модели. Таким образом, строят авторегрессионную модель, моделирующую изменение остаточного запаса температуры, используя хронологию второй кривой. Это позволяет выявить процесс так называемых скрытых состояний (Xt)x>0 на основании наблюдений (Yt)t>1.

В частности, предположим, что процесс состояний (Xt)х>0 является цепочкой Маркова 1-го порядка и что связь между (Xt)x>0 и (Yt)t>1 регулируется в рамках гипотезы канала без запоминания. При этом пространство состояний авторегрессионной модели можно определить следующим образом:

где et является белым шумом, оператор F является матрицей перехода состояния, и оператор H является матрицей наблюдения, определяющей динамическую систему. Следует отметить, что, благодаря исключению восходящих скачков, динамическая система, которая улавливает ослабление сигнала остаточного запаса температуры, является очень простой для анализа и в применении и использует намного меньше этапов вычисления, обеспечивая при этом очень точные результаты.

Затем к авторегрессионной модели применяют динамический фильтр, чтобы рекурсивно оценить процесс скрытых состояний (Xt)t>0 на основании наблюдений (Yt)t>1 при помощи метода Байеса. Динамическая фильтрация позволяет определить для любого момента k скрытое состояние Xk на основании имеющихся в наличии наблюдений Y1, …, Yk (то есть до момента k). Таким образом, после этого можно точно определить показатель или показатели долгосрочного прогнозирования отказа.

Действительно, фиг. 7 поясняет применение партикулярного фильтра для динамической системы второй кривой.

Кривая С2 до пунктирной вертикальной линии d1 соответствует процессу наблюдений (Yt), отображающему наблюдаемое изменение запаса. Таким образом, вертикальная линия d1 соответствует моменту, когда осуществляют прогнозирование в зависимости от процесса наблюдений (Yt). Начиная с этого момента, применение динамического фильтра моделирует множество партикулярных траекторий t1, при этом жирная кривая С3 внутри различных траекторий t1 отображает среднюю траекторию. Горизонтальная линия d2 отображает пороговое значение отказа. Необходимо отметить, что качество прогнозирования является очень высоким, благодаря точному знанию динамической системы и, в частности, благодаря исключению подъемов, соответствующих точечным операциям обслуживания на двигателе.

На фиг. 8 показано применение партикулярного фильтра на динамической системе, относящейся к новому двигателю.

В начале уменьшение остаточного запаса температуры является довольно сильным по причине обкатки нового двигателя. Затем изменение ослабевает, и уменьшение становится более медленным. Так же, как и на фиг. 7, применение динамического фильтра моделирует множество партикулярных траекторий с высокой точностью прогнозирования.

Таким образом, применение динамической модели с партикулярным фильтром позволяет осуществлять точное прогнозирование в долгосрочном плане для двигателей любых типов и с любым сроком службы.

Следует отметить, что динамический фильтр может быть линейным или нелинейным байесовским фильтром. В варианте можно использовать фильтр Калмана или расширение фильтра Калмана (например, расширенный фильтр Калмана).

Любое применение одного из этих динамических фильтров на модели прогнозирования позволяет оценить изменение остаточного запаса температуры и, следовательно, определить показатели прогнозирования отказа, которые можно использовать как показатели тревожного оповещения.

На фиг. 9 схематично представлены два показателя прогнозирования отказа в соответствии с изобретением.

Первый показатель l1 оценивает вероятность перехода порогового значения d2 отказа перед заранее определенным временным интервалом h1. Это схематично можно представить в виде вычисления вероятности обнаружения POD (Probability Of Detection) в момент t+h. Например, временной интервал h1 может соответствовать дате, запланированной для осмотра двигателя.

В варианте можно производить оценку с точки зрения оставшегося срока службы RUL (Remaining Useful Life) двигателя. В этом случае второй показатель оценивает дату перехода порогового значения d2 отказа.

Таким образом, эти показатели отказа I1, I2 позволяют прогнозировать вероятность отказа при достижении будущего интервала h1 или прогнозировать дату отказа.

Изобретение также обеспечивает компьютерную программу, выполненную с возможностью применения в средствах обработки и содержащую командные коды для осуществления описанного выше способа.

1. Способ контроля авиационного двигателя, характеризующийся тем, что содержит этапы, на которых:

- получают временной сигнал остаточного запаса температуры отработавших газов указанного авиационного двигателя (2),

- сглаживают указанный временной сигнал для построения первой кривой (С1), характеризующей указанный остаточный запас температуры,

- идентифицируют нисходящие участки в указанной первой кривой,

- строят вторую кривую (С2) посредством объединения указанных нисходящих участков, при этом указанная вторая кривая является непрерывной, оставаясь при этом ограниченной указанными нисходящими участками указанной первой кривой, и

- строят модель прогнозирования на основании указанной второй кривой для определения по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа (11, 12).

2. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что идентификация нисходящих участков указанной первой кривой включает в себя этапы, на которых:

- к первой кривой (С1) применяют статистическую модель возрастания, разлагаемую на две независимые части, включающие в себя первую убывающую функцию, характеризующую обычный износ авиационного двигателя, и вторую ступенчатую функцию, состоящую из случайно появляющихся скачков, характеризующих точечные операции обслуживания на авиационном двигателе,

- выявляют соответствующие подъемы указанных скачков, и

- идентифицируют нисходящие участки, удаляя точки указанных подъемов на первой кривой.

3. Способ по п. 1 или 2, характеризующийся тем, что построение указанной второй кривой (С2) посредством объединения включает в себя соединение указанных нисходящих участков, перемещая каждый предыдущий участок, чтобы соединить его со следующим участком, начиная с последнего участка и возвращаясь во времени от участка к участку.

4. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что построение указанной модели прогнозирования включает в себя этапы, на которых:

- строят авторегрессионную модель, моделирующую изменение остаточного запаса температуры, с использованием хронологии указанной второй кривой, и

- к указанной авторегрессионной модели применяют динамический фильтр для определения указанного по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

5. Способ по п. 4, характеризующийся тем, что динамический фильтр выбирают из группы следующих партикулярных фильтров: байесовский фильтр, фильтр Калмана, расширенные фильтры Калмана.

6. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что построение указанной модели прогнозирования включает в себя этапы, на которых:

- строят линейную модель изменения остаточного запаса температуры с использованием хронологии указанной второй кривой, и

- к указанной линейной модели применяют метод регрессии для определения указанного по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа.

7. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что указанный по меньшей мере один показатель прогнозирования отказа выбирают из группы показателей, в которую входят:

- первый показатель (11) оценки вероятности перехода порогового значения отказа до заранее определенного временного интервала, и

- второй показатель (12) оценки даты перехода порогового значения отказа.

8. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что получение указанного временного сигнала остаточного запаса температуры включает в себя этапы, на которых:

- в течение времени получают измерения температуры отработавших газов авиационного двигателя,

- указанные измерения температуры нормализуют относительно эталонной температуры по стандарту ISO, получая таким образом нормализованные измерения температуры,

- производят стандартизацию указанных нормализованных измерений температуры с учетом контекстных данных, получая таким образом стандартизованные измерения температуры, и

- вычисляют запасы между указанными стандартизованными измерениями температуры и заранее определенным максимальным значением температуры (в зависимости от двигателя) для получения указанного временного сигнала запаса.

9. Система контроля авиационного двигателя, содержащая:

- средства (11) получения и обработки, выполненные с возможностью получения временного сигнала остаточного запаса температуры отработавших газов указанного авиационного двигателя (2),

- средства (11) получения и обработки, выполненные с возможностью сглаживания указанного временного сигнала с получением первой кривой (С1), характеризующей указанный остаточный запас температуры,

- средства (11) получения и обработки, выполненные с возможностью идентификации нисходящих участков в указанной первой кривой,

- средства (11) получения и обработки, выполненные с возможностью построения второй кривой (С2) посредством объединения указанных нисходящих участков, при этом указанная вторая кривая является непрерывной, оставаясь при этом ограниченной указанными нисходящими участками указанной первой кривой,

- средства (11) получения и обработки, выполненные с возможностью построения модели прогнозирования на основании указанной второй кривой для определения по меньшей мере одного показателя прогнозирования отказа (11, 12).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к приборостроительной технике и может быть использовано на летательных аппаратах для обработки, хранения и отображения полетной информации.

Изобретение относится к способу поиска неисправного блока в непрерывной динамической системе на основе смены позиции входного сигнала. Для поиска неисправного блока фиксируют число динамических элементов системы, определяют время контроля, используют тестовый сигнал на определенном интервале, определяют параметры интегрирования и интегральные оценки, регистрируют реакцию заведомо исправной системы в контрольных точках и определяют интегральные оценки выходных сигналов системы, замещают систему с номинальными характеристиками контролируемой, подают аналогичный тестовый сигнал и определяют интегральные оценки выходных сигналов, определяют деформации интегральных оценок от номинальных, определяют нормированные значения интегральных оценок выходных сигналов, полученные в результате перемещения позиции входного сигнала на позицию после каждого из соответствующих блоков, определяют диагностические признаки, по минимуму диагностического признака определяют дефект.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано для мониторинга состояния сложных объектов, результатом которого является оценка многопараметрического интегрального показателя состояния объекта.

Изобретение относится к диагностике автоматического управления. В способе поиска неисправного блока в непрерывной динамической системе на основе смены позиции входного сигнала фиксируют число блоков, входящих в состав системы, определяют время контроля, определяют параметр интегрального преобразования сигналов.

Способ основан на применении технологического рабочего места (ТРМ) электрорадиомонтажа, располагаемого в составе мобильного ремонтно-диагностического комплекса (РДК) и содержащего в своем составе паяльное устройство со сменными насадками.

Изобретение относится к способу поиска неисправного блока в дискретной динамической системе на основе смены позиции входного сигнала. Для поиска неисправного блока фиксируют число блоков, входящих в состав системы, определяют время контроля, фиксируют число контрольных точек системы, предварительно регистрируют реакцию заведомо исправной дискретной во времени системы, подают тестовый сигнал определенным образом, определяют интегральные оценки выходных сигналов, замещают систему с номинальными характеристиками контролируемой, определяя указанным выше способом интегральные оценки выходных сигналов, определяют отклонения выходных сигналов и интегральных оценок от номинальных значений, определяют диагностические признаки, по минимуму диагностического признака определяют дефект.

Группа изобретений относится к способу и устройству контроля пилотажно-навигационного комплекса. Для контроля пилотажно-навигационного комплекса непрерывно вычисляют на борту объекта его местоположение, текущие значения горизонтальных проекций вектора скорости ветра в условной прямоугольной системе координат, сравнивают их с предварительно вычисленными оценками по метеопрогнозу на маршруте полета объекта, фиксируют отказ пилотажно-навигационной системы при появлении существенных отличий при сравнении значений.

Группа изобретений относится к способу отслеживания поведения и обнаружения аномалий встроенных систем управления, компьютерной системе и обрабатывающему устройству.

Группа изобретений относится к контролю систем управления. Система коммутации исполнительных органов содержит блок электропитания, исполнительные органы, положительную и единую отрицательную цепи электропитания, силовые ключи с управляющими входами, соединенные последовательно с исполнительными органами, блок управления и контроля, электрический выключатель положительной цепи электропитания, контрольное устройство, два одинаковых по сопротивлению токозадающих резистора и имитатор нагрузки.

Группа изобретений относится к контролю систем управления. Система коммутации исполнительных органов содержит блок электропитания, исполнительные органы, положительную и единую отрицательную цепи электропитания, силовые ключи с управляющими входами, соединенные последовательно с исполнительными органами, блок управления и контроля, электрический выключатель положительной цепи электропитания, контрольное устройство, два одинаковых по сопротивлению токозадающих резистора и имитатор нагрузки.

Группа изобретений относится к области компьютерных технологий и может быть использована для автоматического восстановления устройства. Техническим результатом является повышение эффективности автоматического восстановления интеллектуального устройства. Способ содержит этапы: принимают запрос на обнаружение неисправности, переданный интеллектуальным устройством, причем запрос на обнаружение неисправности содержит по меньшей мере одно текущее значение по меньшей мере одного предварительно заданного параметра интеллектуального устройства; из соотношений между предварительно заданными характеристическими значениями и соответствующей информацией об устранении неисправности получают первую информацию об устранении неисправности, соответствующую первому характеристическому значению, если определено согласно указанным соотношениям, что по меньшей мере одно текущее значение по меньшей мере одного предварительно заданного параметра согласуется с первым характеристическим значением в указанных соотношениях; и передают первую информацию об устранении неисправности в интеллектуальное устройство для автоматического восстановления интеллектуального устройства согласно первой информации об устранении неисправности. 7 н. и 14 з.п. ф-лы, 14 ил., 2 табл.

Изобретение относится к способу и системе контроля авиационного двигателя. Получают временной сигнал остаточного запаса температуры отработавших газов авиационного двигателя, сглаживают временной сигнал для построения первой кривой, характеризующей остаточный запас температуры, идентифицируют нисходящие участки в первой кривой, строят вторую непрерывную кривую посредством объединения нисходящих участков, строят модель прогнозирования на основании второй кривой для определения показателя прогнозирования отказа. Просто, точно и заблаговременно прогнозируется отказ двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх