RU2667830C1 - Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate - Google Patents
Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate Download PDFInfo
- Publication number
- RU2667830C1 RU2667830C1 RU2017143996A RU2017143996A RU2667830C1 RU 2667830 C1 RU2667830 C1 RU 2667830C1 RU 2017143996 A RU2017143996 A RU 2017143996A RU 2017143996 A RU2017143996 A RU 2017143996A RU 2667830 C1 RU2667830 C1 RU 2667830C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vibration
- values
- aircraft
- drive assembly
- aircraft drive
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам контроля и диагностики технического состояния агрегатов авиационных приводов по вибрации их корпусов при работающих двигателях.The invention relates to the field of aviation, in particular to methods for monitoring and diagnosing the technical condition of units of aircraft drives by vibration of their bodies with running engines.
Авиационными приводами в рамках настоящей заявки считаются главные, промежуточные и хвостовые вертолетные редукторы, хвостовая трансмиссия вертолетов, центральные конические приводы и коробки приводов агрегатов авиационных двигателей.In the framework of this application, aviation drives are considered to be the main, intermediate and tail helicopter gearboxes, helicopter tail gear, central conical drives and aircraft gearboxes of aircraft engine assemblies.
Наиболее известные и широко используемые в настоящее время на практике способы и устройства для диагностирования технического состояния агрегатов авиационных приводов обычно сочетают статистические методы оценки надежности с контролем ограниченного количества функциональных параметров в процессе эксплуатации приводов.The most well-known and currently widely used in practice methods and devices for diagnosing the technical condition of units of aircraft drives usually combine statistical methods for assessing reliability with monitoring a limited number of functional parameters during operation of the drives.
Практическая реализация данных методов возможна лишь при корректном выборе контролируемых функциональных параметров, наличии эффективного инструментального обеспечения для реализации данных методов и методологии обработки получаемых функциональных параметров.The practical implementation of these methods is possible only with the correct choice of controlled functional parameters, the availability of effective instrumental support for the implementation of these methods and the processing methodology of the obtained functional parameters.
Из уровня техники известен способ диагностики технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов газотурбинного двигателя (RU 2379645, 2010), включающий измерение и цифровую обработку вибросигналов с корпусных конструкций газотурбинных двигателей (ГТД) и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД. Причем измерение вибросигналов с корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов осуществляют дистанционно и бесконтактно посредством лазерного вибропреобразователя в приближенных к диагностируемым деталям, узлам и приводным агрегатам ГТД информативных точках на поверхности корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов в пределах зон измерений, определяемых радиусом, преимущественно равным четверти длины изгибной волны в корпусных конструкциях ГТД и приводных агрегатов. Цифровую обработку вибросигналов осуществляют с расчетом глубин модуляции на дискретных составляющих спектра огибающей вибрации в высокочастотном диапазоне колебаний корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД.The prior art method for diagnosing the technical condition of parts, assemblies and drive units of a gas turbine engine (RU 2379645, 2010), including measuring and digital processing of vibration signals from the hull structures of gas turbine engines (GTE) and drive units to obtain information about the technical condition of diagnosed parts, nodes and GTE drive units. Moreover, the measurement of vibration signals from the body structures of the gas turbine engine and drive units is carried out remotely and non-contact by means of a laser vibration transducer in informative points on the surface of the body structures of the gas turbine engine and drive units close to the diagnosed parts, components and drive units of the gas turbine engine within the measurement zones determined by a radius mainly equal to a quarter of the length bending waves in the hull structures of gas turbine engines and drive units. Digital processing of vibration signals is carried out with the calculation of the modulation depths on the discrete components of the spectrum of the envelope of vibration in the high-frequency range of vibrations of the body structures of the gas turbine engine and drive units to obtain information about the technical condition of the diagnosed parts, nodes and power units of the gas turbine engine.
Основной особенностью известного технического решения является бесконтактный съем информации о вибрации с помощью лазерных датчиков. Благодаря этому датчик не оказывает влияние на вибрации контролируемого объекта. Бесконтактный съем информации о вибрации с помощью лазерных датчиков требует дополнительных разработок крепления для бортового применения (невозможно использовать непосредственно в полете). Данный способ больше подходит для стендовых испытаний. Недостатком является низкая оперативность, т.к. требуется больше времени для установления текущего состояния агрегата.The main feature of the known technical solution is the non-contact removal of vibration information using laser sensors. Due to this, the sensor does not affect the vibration of the controlled object. Non-contact removal of vibration information with the help of laser sensors requires additional development of the mount for on-board use (it is impossible to use directly in flight). This method is more suitable for bench testing. The disadvantage is the low efficiency, because more time is required to establish the current state of the unit.
Из уровня техники известен способ диагностики механизмов, агрегатов и машин на основе оценки микровариаций вращения вала (RU 2626388, 2017).The prior art method for diagnosing mechanisms, assemblies and machines based on the assessment of microvariance of shaft rotation (RU 2626388, 2017).
Способ заключается в том, что на валу контролируемого изделия устанавливают датчик частоты вращения, генерирующий при вращении вала импульсы. При вращении вала с постоянной угловой скоростью датчик выдает импульсную последовательность с постоянными межимпульсными интервалами. Наличие дефекта приводит к возникновению микровариаций вращений вала и, следовательно, к вариациям межимпульсных интервалов в импульсной последовательности, генерируемой датчиком. С помощью порогового устройства формируют стандартную последовательность единичных импульсов и последовательность, прореженную в целое число раз с помощью делителя частоты, затем производят измерение временных интервалов между импульсами исходной последовательности или прореженной последовательности. После этого для стандартной или прореженной последовательности находят среднеквадратичное отклонение значений интервалов между импульсами от среднего значения, и если зафиксированное среднеквадратичное отклонение выше определенного порога, то делают заключение о наличии у изделия дефекта.The method consists in the fact that a speed sensor is installed on the shaft of the monitored product, generating pulses during rotation of the shaft. When the shaft rotates at a constant angular velocity, the sensor generates a pulse sequence with constant interpulse intervals. The presence of a defect leads to microvariations of the shaft rotations and, consequently, to variations in the interpulse intervals in the pulse sequence generated by the sensor. Using a threshold device, a standard sequence of single pulses and a sequence thinned an integer number of times using a frequency divider are formed, then time intervals between pulses of the original sequence or thinned sequence are measured. After that, for the standard or thinned sequence, the standard deviation of the values of the intervals between pulses from the average value is found, and if the fixed standard deviation is above a certain threshold, then a conclusion is made about the presence of a defect in the product.
В отличие от заявленного изобретения, данное техническое решение представляет собой интегральную оценку работы кинематической цепи агрегатов и может использоваться в качестве экспресс-оценки без определения локализации дефекта в кинематической цепи агрегатов и определения его вида.Unlike the claimed invention, this technical solution is an integral assessment of the operation of the kinematic chain of units and can be used as an express assessment without determining the location of the defect in the kinematic chain of units and determining its type.
Из уровня техники известен способ диагностики технического состояния агрегата авиационного привода (RU 2499240, 2013).The prior art method for diagnosing the technical condition of an aircraft drive assembly (RU 2499240, 2013).
В известном способе получение эталонной виброхарактеристики осуществляют формированием базовой виброхарактеристики, которое проводят путем измерения и регистрации значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора при наземных испытаниях двигателя, а также формированием эксплуатационной виброхарактеристики, для чего проводят заданную серию полетов. На каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виброхарактеристику, задают порог отклонения локальных эксплуатационных виброхарактеристик от базовой. Каждую полученную локальную виброхарактеристику серии сравнивают с базовой и по локальным виброхарактеристикам, значения которых не выходят за пределы установленного порога при сравнении с базовой характеристикой, формируют эталонную виброхарактеристику.In the known method, obtaining a reference vibration characteristic is carried out by forming a basic vibration characteristic, which is carried out by measuring and recording the values of the vibration signal at the operating rotational speeds of the rotor during ground tests of the engine, and also by forming an operational vibration characteristic, for which a given series of flights is carried out. On each of the flights of the series, according to the readings of the values of the vibration signal at the operating frequencies of the rotor rotation, a local operational vibration characteristic is formed, a threshold for deviation of the local operational vibration characteristics from the base is set. Each obtained local vibration characteristic of the series is compared with the base and local vibration characteristics, the values of which do not go beyond the set threshold when comparing with the basic characteristic, form a reference vibration characteristic.
Недостатком известного способа является то, что в нем контролируются только вибрации ротора ГТД. Вибрационное состояние центрального привода и коробок приводов агрегатов, являющихся важными элементами двигателей, не контролируется.The disadvantage of this method is that it controls only the vibration of the rotor of the gas turbine engine. The vibrational state of the central drive and gearboxes of the units, which are important elements of the engines, is not controlled.
Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является способ диагностики технического состояния агрегата авиационного привода (RU 2519583, 2014), в котором осуществляют расчет основных частот вынужденных колебаний, возбуждаемых деталями агрегата авиационного привода, выбирают параметры датчика вибраций и место его размещения с последующей его установкой на корпусе агрегата авиационного привода или во внутренней полости агрегата авиационного привода таким образом, что получают данные о вибрациях с полнотой, достаточной для диагностики технического состояния агрегата авиационного привода, производят регистрацию сигнала s(n) вибраций агрегата авиационного привода и синхросигнала f(n) с датчика частоты вращения авиационного привода.The closest analogue of the claimed invention is a method for diagnosing the technical condition of an aircraft drive assembly (RU 2519583, 2014), in which the main frequencies of forced vibrations excited by the parts of the aircraft drive assembly are calculated, the vibration sensor parameters and its location with its subsequent installation on the assembly body are selected the aircraft drive or in the internal cavity of the aircraft drive unit in such a way that they receive vibration data with a completeness sufficient for diagnosis and condition aviation drive unit registration produce signal s (n) of aircraft vibration drive unit and the timing signal f (n) from the rotational speed sensor aircraft actuator.
При реализации известного способа не обеспечивается получение информации о значениях параметров вибраций множества деталей авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний и соответствующих пороговых значениях уровней вибрации, что не позволяет в полной мере судить о техническом состоянии деталей агрегатов, таких как валы и зубчатые колеса редукторов, и определять причину неисправности агрегата. Для получения информации о причине неисправности агрегата требуется остановка испытания и разборка привода в наземных условиях, что не позволяет проводить диагностику технического состояния агрегата авиационного привода в оперативном режиме.When implementing the known method, it is not possible to obtain information about the vibration parameter values of many parts of the aircraft drive at the fundamental frequencies of their forced vibrations and the corresponding threshold values of vibration levels, which does not allow to fully judge the technical condition of parts of assemblies, such as shafts and gear wheels of gearboxes, and determine the cause of the malfunction of the unit. To obtain information on the cause of a unit malfunction, it is necessary to stop the test and disassemble the drive in ground conditions, which does not allow for the diagnosis of the technical condition of the aircraft drive unit in the on-line mode.
Техническая проблема, решаемая заявленным изобретением, заключается в создании способа, позволяющего с использованием ограниченного количества датчиков вибраций оперативно оценивать техническое состояние агрегата авиационного привода и определять причину его неисправности после каждого полета или непосредственно в полете, без необходимости демонтажа и проведения исследований в наземных условиях.The technical problem solved by the claimed invention is to create a method that allows using a limited number of vibration sensors to quickly evaluate the technical condition of the aircraft drive assembly and determine the cause of its malfunction after each flight or directly in flight, without the need for dismantling and conducting research in ground conditions.
Техническим результатом, достигаемым заявленным изобретением, является повышение точности диагностики технического состояния агрегата авиационного привода.The technical result achieved by the claimed invention is to increase the accuracy of diagnosis of the technical condition of the aircraft drive assembly.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе диагностики технического состояния агрегата авиационного привода осуществляют расчет основных частот вынужденных колебаний, возбуждаемых деталями агрегата авиационного привода, выбирают параметры датчика вибраций и место его размещения с последующей его установкой на корпусе агрегата авиационного привода или во внутренней полости агрегата авиационного привода таким образом, что получают данные о вибрациях с полнотой, достаточной для диагностики технического состояния агрегата авиационного привода, производят регистрацию сигнала s(n) вибраций агрегата авиационного привода и синхросигнала f(n) с датчика частоты вращения авиационного привода, предварительно определяют пороговые значения параметра вибраций деталей агрегата авиационного привода по результатам стендовых испытаний, на основании синхросигнала f(n) определяют минимальное ƒminЧВ и максимальное ƒmаxЧВ значения частоты вращения привода в заданном интервале времени Т, на основании полученных значений ƒminЧВ и ƒmаxЧВ рассчитывают основные частоты вынужденных колебаний, возбуждаемых деталями агрегата авиационного привода, на основании сигнала s(n) определяют значения параметра вибраций деталей агрегата авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний в интервале времени Т, а затем сравнивают полученные значения параметра вибраций с его пороговыми значениями, и на основании сравнения значений параметра вибраций делают вывод о техническом состоянии агрегата авиационного привода.The specified technical result is achieved due to the fact that in the method for diagnosing the technical condition of the aircraft drive assembly, the fundamental frequencies of the forced vibrations excited by the parts of the aircraft drive assembly are calculated, the vibration sensor parameters and its location are selected with its subsequent installation on the aircraft drive assembly housing or in the internal cavities of the aircraft drive assembly in such a way that they receive vibration data with a completeness sufficient for the diagnosis of technical the state of the aircraft drive assembly, register the signal s (n) of the vibration of the aircraft drive assembly and the clock signal f (n) from the speed sensor of the aircraft drive, pre-determine the threshold values of the vibration parameter of the parts of the aircraft drive assembly based on bench test results, based on the clock signal f (n ) define a minimum and maximum minChV ƒ ƒ maxChV actuator speed value in a predetermined time interval T, based on the obtained values of ƒ and ƒ minChV maxChV considered basic e the frequencies of the forced vibrations excited by the parts of the aircraft drive assembly, based on the signal s (n), determine the values of the vibration parameter of the parts of the aircraft drive assembly at the fundamental frequencies of their forced vibrations in the time interval T, and then compare the obtained values of the vibration parameter with its threshold values, and Based on a comparison of the vibration parameter values, a conclusion is drawn about the technical condition of the aircraft drive assembly.
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение. В качестве значений параметра вибраций деталей агрегата авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний в интервале Т могут определять амплитуды вибраций по формуле:Essential symptoms may have development and continuation. As the values of the vibration parameter of the parts of the aircraft drive assembly at the fundamental frequencies of their forced vibrations in the interval T, the vibration amplitudes can be determined by the formula:
А - амплитуда вибраций детали привода на основной частоте вынужденных колебаний;A is the vibration amplitude of the drive part at the fundamental frequency of the forced vibrations;
k - индекс частотной составляющей сигнала s(n), преобразованного в соответствии с прямым дискретным преобразованием Фурье;k is the index of the frequency component of the signal s (n), converted in accordance with the direct discrete Fourier transform;
Аk - вещественная амплитуда k-го сигнала s(n), преобразованного в соответствии с прямым дискретным преобразованием Фурье;And k is the real amplitude of the k-th signal s (n), converted in accordance with the direct discrete Fourier transform;
ƒminВ - минимальное значение основной частоты вынужденных колебаний детали привода в интервале Т;ƒ minВ - the minimum value of the fundamental frequency of the forced vibrations of the drive part in the interval T;
ƒmаxВ - максимальное значение основной частоты вынужденных колебаний детали привода в интервале Т;ƒ maxB - the maximum value of the fundamental frequency of the forced vibrations of the drive part in the interval T;
N - заданное число дискретных значений сигналов s(n) и f(n);N is a given number of discrete values of the signals s (n) and f (n);
F - заданная частота дискретизации сигналов s(n) и f(n);F is the given sampling frequency of the signals s (n) and f (n);
Round(a) представляет собой функцию целочисленного округления значения а.Round (a) is a function of integer rounding of the value of a.
Под «основными частотами» в рамках настоящей заявки понимаются характерные частоты вынужденных колебаний, возбуждаемые деталями агрегата авиационного привода.Under the "fundamental frequencies" in the framework of this application refers to the characteristic frequency of the forced oscillations excited by the parts of the aircraft drive assembly.
Существенность отличительных признаков способа диагностики технического состояния агрегата авиационного привода подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет решить поставленную техническую проблему с достижением заявленного технического результата, так как получение информации о параметрах вибраций всего множества деталей авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний и соответствующих пороговых значениях параметров вибраций при использовании ограниченного числа датчиков вибраций позволяет более эффективно оценивать параметры вибраций и посредством этого более точно диагностировать техническое состояние и причину неисправности агрегата авиационного привода.The significance of the distinguishing features of the method for diagnosing the technical condition of an aircraft drive assembly is confirmed by the fact that only the totality of all the actions and operations describing the invention allows us to solve the technical problem with achieving the claimed technical result, since obtaining information about the vibration parameters of the whole set of parts of an aircraft drive at their main frequencies forced vibrations and corresponding threshold values of vibration parameters when using an ogre A limited number of vibration sensors makes it possible to more effectively evaluate the vibration parameters and thereby more accurately diagnose the technical condition and cause of a malfunction of the aircraft drive assembly.
Указанный дополнительный признак определения в качестве значений параметра вибраций деталей агрегата авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний в интервале Т амплитуды вибраций по указанной формуле также влияет на достижение заявленного технического результата, позволяя дополнительно повысить точность диагностики технического состояния по каждой детали авиационного привода за счет применения описанного далее алгоритма следящего анализа.The indicated additional sign of determining, as values of the vibration parameter of the parts of the aircraft drive assembly at the fundamental frequencies of their forced vibrations in the interval T, the vibration amplitudes according to the above formula also affect the achievement of the claimed technical result, further improving the accuracy of the diagnosis of the technical condition of each part of the aircraft drive due to the use of the tracking analysis algorithm described below.
Признаки и сущность заявленного изобретения поясняется в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами.The features and essence of the claimed invention is illustrated in the following detailed description, illustrated by drawings.
На фиг. 1 представлена схема системы для реализации способа диагностики технического состояния агрегата авиационного привода;In FIG. 1 is a diagram of a system for implementing a method for diagnosing a technical condition of an aircraft drive assembly;
На фиг. 2 представлены основные этапы способа диагностики технического состояния агрегата авиационного привода;In FIG. 2 shows the main steps of a method for diagnosing the technical condition of an aircraft drive assembly;
На фиг. 3 представлены подэтапы анализа кинематических схем и подготовки аппаратуры для определения уровней вибраций на частотах вынужденных колебаний деталей авиационного привода;In FIG. 3 shows the sub-stages of the analysis of kinematic schemes and the preparation of equipment for determining vibration levels at frequencies of forced oscillations of parts of an aircraft drive;
На фиг. 4 представлена схема получения необходимых сигналов для выполнения следящего анализа;In FIG. 4 shows a diagram for obtaining the necessary signals to perform tracking analysis;
На фиг. 5 представлена последовательность обработки зарегистрированных данных;In FIG. 5 shows the sequence of processing recorded data;
На фиг. 6 показано изменение значения амплитуды вибраций на частоте вращения вала рулевого винта;In FIG. 6 shows the change in the value of the amplitude of the vibrations at the rotational speed of the tail rotor shaft;
На фиг. 7 показано изменение значения параметра среднеквадратического значения (СКЗ) виброскорости VrmsF;In FIG. 7 shows the change in the value of the parameter of the root mean square value (RMS) of the vibration velocity VrmsF;
На фиг. 8 показано изменение значения амплитуды вибраций на частоте второй зубцовой AZ2;In FIG. 8 shows the change in the value of the amplitude of the vibrations at the frequency of the second tooth AZ2;
На фиг. 9 показано изменение значения амплитуды вибраций на шлицевой частоте AZ1.In FIG. 9 shows the change in the value of the amplitude of the vibrations at the slotted frequency AZ1.
На фиг. 1 представлена функциональная схема системы для реализации способа диагностики технического состояния агрегата авиационного привода.In FIG. 1 is a functional diagram of a system for implementing a method for diagnosing a technical condition of an aircraft drive assembly.
Система состоит из агрегата 1 авиационного привода с установленным на нем датчиком 2 вибраций и датчиком 3 частоты вращения, аппаратуры 4 регистрации, блока 5 анализа и блока 6 сравнения.The system consists of an
Выходы датчиков 2, 3 вибраций и частоты вращения соединены с соответствующими информационными входами аппаратуры 4 регистрации, выход которой соединен со входом блока 5 анализа, а выход блока 5 анализа соединен со входом блока 6 сравнения.The outputs of the
Способ диагностики технического состояния агрегата авиационного привода осуществляется следующим образом.A method for diagnosing the technical condition of an aircraft drive assembly is as follows.
Основные этапы диагностики представлены на фиг. 2.The main diagnostic steps are presented in FIG. 2.
На предварительном этапе (1) производят анализ кинематических схем, проводимый с целью расчета параметров датчика 2 вибраций и его размещение на корпусе агрегата 1 авиационного привода. Данный этап состоит из подэтапов, представленных на фиг. 3.At the preliminary stage (1), an analysis of the kinematic schemes is carried out in order to calculate the parameters of the
На подэтапе (1.1) осуществляют анализ кинематических схем авиационного привода, включающий расчет основных частот вынужденных колебаний, возбуждаемых деталями агрегата авиационного привода.In sub-step (1.1), the kinematic diagrams of the aircraft drive are analyzed, including the calculation of the fundamental frequencies of the forced vibrations excited by the parts of the aircraft drive assembly.
На данном подэтапе рассчитывают основные частоты вынужденных колебаний, возбуждаемые при работе роторов двигателя, валов и зубчатых колес редукторов и коробок привода, обобщенно называемых деталями агрегата авиационного привода в рамках настоящей заявки, в соответствии с их кинематическими схемами.This sub-step calculates the main frequencies of forced vibrations excited during operation of the engine rotors, shafts and gears of gearboxes and drive boxes, collectively referred to as parts of the aircraft drive assembly within the framework of this application, in accordance with their kinematic schemes.
Основными частотами в рамках настоящей заявки являются:The main frequencies in the framework of this application are:
- роторная (частота вращения какого-либо вала) и кратные частоты;- rotary (frequency of rotation of a shaft) and multiple frequencies;
- зубцовая (частота пересопряжения зубьев) и кратные ей частоты;- tooth (frequency of inter-conjugation of teeth) and frequencies multiple to it;
- шлицевые частоты (частоты вынужденных колебаний шлицевых соединений);- slotted frequencies (frequencies of forced vibrations of slotted joints);
- подшипниковые частоты;- bearing frequencies;
- комбинации вышеперечисленных частот.- combinations of the above frequencies.
Характерные частоты подшипников представлены на страницах 62-66 в разделе "Кинематика подшипников" главы 2 справочника "Подшипники качения", издание шестое, Москва "Машиностроение", 1975.Typical bearing frequencies are presented on pages 62-66 in the Bearing Kinematics section of
В результате расчета определяют значения частот вынужденных колебаний, генерируемых зубчатыми колесами, подшипниками качения и иными деталями агрегата авиационного привода, по которым в дальнейшем определяют требования к рабочему частотному диапазону датчика вибраций.As a result of the calculation, the values of the frequencies of the forced oscillations generated by the gears, rolling bearings and other parts of the aircraft drive assembly are determined, which further determine the requirements for the operating frequency range of the vibration sensor.
На подэтапе (1.2) выбирают место размещения датчика 2 вибраций на наружном корпусном элементе или во внутренней полости диагностируемого агрегата 1.In the sub-step (1.2), the location of the
Место установки датчика и направления его чувствительных осей определяют в соответствии с результатами моделирования распространения сигналов вибраций по конструкции привода.The installation location of the sensor and the directions of its sensitive axes are determined in accordance with the results of modeling the propagation of vibration signals along the drive design.
Датчик 2 вибраций устанавливают с помощью специально предназначенного кронштейна (см. RU 2519583), который должен быть разработан с учетом амплитудно-частотной характеристики (АЧХ) системы «датчик-кронштейн-корпус привода». Более предпочтительны предусмотренные конструкцией приливы на корпусе привода с возможностью крепления датчика вибраций, для исключения влияния системы «датчик-кронштейн-корпус привода» на результаты измерений.The
На подэтапе (1.3) экспериментальным путем определяют параметры датчика вибраций 2, в частности выбирают рабочий частотный диапазон датчика вибраций таким образом, чтобы он охватывал основные частоты всех зубчатых передач, исходя из вибрационной активности приводов и агрегата 1 в месте установки датчика. Такой выбор параметров датчика 2 вибраций позволяет получить данные о вибрациях деталей агрегата 1 авиационного привода с полнотой, достаточной для диагностики его технического состояния.In sub-step (1.3), the parameters of
На этапе (2) производят запись сигналов с датчика 2 вибраций и датчика 3 частоты вращения привода.At step (2), signals are recorded from the
В редукторах и коробках приводов основными источниками вибраций являются зубчатые передачи, подшипники качения и т.д. Сигнал вибраций, регистрируемый с датчика, установленного на корпусе редуктора или коробки приводов, содержит в себе весь спектр вынужденных колебаний, генерируемый этими деталями на своих основных частотах. Таким образом, можно рассматривать модель вибраций редуктора как полигармоническую, т.е. равную сумме колебаний на этих частотах.In gearboxes and gearboxes, the main sources of vibration are gears, rolling bearings, etc. The vibration signal recorded from the sensor mounted on the housing of the gearbox or gearbox contains the entire spectrum of forced oscillations generated by these parts at their fundamental frequencies. Thus, we can consider the vibration model of the gearbox as polyharmonic, i.e. equal to the sum of the oscillations at these frequencies.
В реальных условиях эксплуатации наблюдается «размазывание» компонент в спектрах регистрированного сигнала. Такое явление может происходить по нескольким причинам: из-за флуктуации оборотов на квазистационарных режимах работы двигателей, а также наличия допустимого или недопустимого износа и дефектов деталей.Under real operating conditions, “smearing” of the components in the spectra of the recorded signal is observed. This phenomenon can occur for several reasons: due to fluctuation in speed at quasi-stationary modes of engine operation, as well as the presence of permissible or unacceptable wear and defects of parts.
На данном этапе с датчика вибраций, установленного на авиационном приводе на этапе (1), во время полета снимают и регистрируют сигнал вибраций. Данный сигнал содержит весь спектр вынужденных колебаний, генерируемый деталями агрегата 1 авиационного привода на своих основных частотах.At this stage, the vibration signal is removed and recorded from the vibration sensor installed on the aircraft drive in step (1) during flight. This signal contains the entire spectrum of forced oscillations generated by the parts of the
Одновременно регистрируют синхросигнал (сигнал синхронизации), представляющий собой сигнал с датчика 3 частоты вращения, установленного на одном из валов агрегата 1 авиационного привода (фиг. 4).At the same time register a clock signal (synchronization signal), which is a signal from a
Регистрацию и запись сигналов вибраций и синхронизации осуществляют на заданных режимах работы авиационного привода с помощью бортовой или наземной аппаратуры 4 регистрации.The registration and recording of vibration and synchronization signals is carried out at specified operating modes of the aircraft drive using onboard or ground-based
В частности, регистрация сигналов производится на стационарных режимах работы длительностью не менее 20 секунд.In particular, the registration of signals is carried out in stationary modes of operation lasting at least 20 seconds.
Для последующего анализа зарегистрированные сигналы могут быть переданы на станцию наземной обработки по радиосвязи.For subsequent analysis, the recorded signals can be transmitted to the ground processing station by radio.
Каждый из зарегистрированных сигналов вибраций и синхронизации представляет собой N дискретных значений:Each of the registered vibration and synchronization signals represents N discrete values:
s(n), n=0 ,…, N-1;s (n), n = 0, ..., N-1;
ƒ(n), n=0…, N-1;ƒ (n), n = 0 ..., N-1;
взятых за интервал времени Δt:taken for the time interval Δt:
где F - частота дискретизации зарегистрированных сигналов вибраций и синхронизации.where F is the sampling frequency of the recorded vibration and synchronization signals.
На этапе (3) обрабатывают зарегистрированные данные с помощью блока 5 анализа. Данный этап может быть осуществлен с помощью алгоритма, выполняемого персональным компьютером станции наземной обработки или бортовыми электронными блоками накопления.At step (3), the registered data is processed using the
Последовательность обработки зарегистрированных данных представлена на фиг. 5.The sequence of processing the recorded data is shown in FIG. 5.
На подэтапе (3.1) задают интервал времени Т синхросигнала для последующего анализа сигнала вибраций.In sub-step (3.1), the time interval T of the clock signal is set for the subsequent analysis of the vibration signal.
Для этого:For this:
а) выбирается длина интервала времени Т, достаточного для анализа сигнала вибраций, равная:a) selects the length of the time interval T, sufficient for the analysis of the vibration signal, equal to:
Т=t2-t1, гдеT = t 2 -t 1 , where
t1 - время начала интервала;t 1 - time of the beginning of the interval;
t2 - время окончания интервала;t 2 is the end time of the interval;
б) в синхросигнале f(n) выполняется поиск интервала Т выбранной длины.b) in the clock signal f (n), a search is made for the interval T of the selected length.
Длина интервала времени Т выбирается исходя из требований к аппаратуре 4 регистрации и блока 5 анализа.The length of the time interval T is selected based on the requirements for the
В частном случае, в синхросигнале выполняется поиск стационарного участка с минимальным разбросом частоты вращения путем анализа изменения значения частоты вращения в зарегистрированной записи. Контроль стационарности производят по пороговым значениям разброса синхросигнала. Таким образом, можно отбрасывать нестационарные записи во избежание некорректной оценки значений параметров вибраций на частотах вынужденных колебаний деталей авиационного привода, так как резкое изменение частоты вращения ведет к резкому изменению частот вынужденных колебаний, что приводит к перекрытию близких частот за наблюдаемый период и вносит неоднозначность в оценке.In the particular case, in the clock signal, a stationary section is searched with a minimum speed dispersion by analyzing the change in the rotation speed value in the recorded record. Stationarity control is carried out according to threshold values of the scatter of the clock signal. Thus, it is possible to discard non-stationary records in order to avoid an incorrect estimation of vibration parameter values at the frequencies of forced oscillations of parts of the aircraft drive, since a sharp change in the rotation speed leads to a sharp change in the frequencies of forced oscillations, which leads to overlapping of close frequencies for the observed period and introduces ambiguity in the estimate .
Пороговые значения разброса частоты вращения определяются экспериментальным путем исходя из требований, предъявляемых к точности оценки значений параметров вибраций, и могут составлять, например, от 1 до 5%.The threshold values of the variation in the rotational speed are determined experimentally based on the requirements for the accuracy of the estimation of vibration parameter values, and can be, for example, from 1 to 5%.
На подэтапе (3.2) определяют уровни вибраций деталей агрегата авиационного привода на основных частотах их вынужденных колебаний.In sub-step (3.2), vibration levels of parts of an aircraft drive assembly are determined at the fundamental frequencies of their forced vibrations.
На подэтапах (3.2.1) и (3.2.2) определяют основные частоты вынужденных колебаний деталей агрегата авиационного привода следующим образом:At the sub-stages (3.2.1) and (3.2.2), the main frequencies of the forced vibrations of the parts of the aircraft drive assembly are determined as follows:
а) за выбранный интервал времени Т определяют минимальное ƒminЧВ и максимальное ƒmaxЧВ значения частоты вращения вала с установленным датчиком частоты вращения (ДЧВ) на основании зарегистрированного синхросигнала (подэтап 3.2.1);a) for the selected time interval T determine the minimum ƒ min HV and maximum ƒ max HV values of the shaft speed with the installed speed sensor (DFV) based on the registered clock signal (sub-step 3.2.1);
б) имея информацию о кинематической схеме авиационного привода, определяют частоту вращения рассматриваемого вала какb) having information about the kinematic diagram of an aircraft drive, determine the rotation frequency of the shaft in question as
ƒв=iƒ(n).ƒ in = iƒ (n).
i - передаточное отношение от вала с ДЧВ до рассматриваемого вала (подэтап 3.2.2).i is the gear ratio from the shaft with the DF to the shaft under consideration (sub-step 3.2.2).
В частности, на основании ƒminЧВ и ƒmaxЧВ, получают минимальное и максимальное значение основных частот за интервал Т:In particular, based on ƒ min FW and ƒ max FW , the minimum and maximum values of the fundamental frequencies for the interval T are obtained:
для роторной частоты (частоты вращения какого-либо вала):for rotary frequency (rotational speed of any shaft):
ƒminB=iƒminЧB;ƒ minB = iƒ minББ ;
ƒmaxB=iƒmaxЧВ;ƒ maxB = iƒ max
для зубцовой или шлицевой частоты (частот вынужденных колебаний, соответственно зубчатого колеса или шлицевого соединения):for gear or spline frequency (frequencies of forced vibrations, respectively of a gear wheel or spline connection):
ƒminB=iƒminЧBZ;ƒ minB = iƒ min B B Z;
ƒmaxB=iƒmaxЧВZ;ƒ maxB = iƒ max FW Z;
где Z - количество зубьев зубчатого колеса или количество шлиц шлицевого соединения.where Z is the number of gear teeth or the number of splined splines.
Другие частоты вынужденных колебаний вычисляют аналогичным способом.Other forced vibration frequencies are calculated in a similar manner.
На подэтапе 3.2.3 определяют значения параметра вибраций деталей агрегата авиационного привода на частотах их вынужденных колебаний с применением следящего анализа.In sub-step 3.2.3, the values of the vibration parameter of the parts of the aircraft drive assembly are determined at the frequencies of their forced vibrations using a follow-up analysis.
В частном случае, параметром вибраций могут быть амплитуды сигналов виброускорения или виброскорости.In the particular case, the vibration parameter may be the amplitudes of the vibration acceleration or vibration velocity signals.
В предлагаемом способе с помощью преобразования Фурье оцениваются спектральные компоненты вибрационного сигнала с учетом флуктуации частоты вращения.In the proposed method, using the Fourier transform, the spectral components of the vibration signal are estimated taking into account fluctuations in the rotational speed.
Прямое преобразование Фурье дискретного сигнала имеет вид:The direct Fourier transform of a discrete signal has the form:
Входными данными преобразования Фурье является сигнал s(n).The input to the Fourier transform is the signal s (n).
Выходными данными прямого преобразования Фурье являются комплексные амплитуды Sk на частотах:The output data of the direct Fourier transform are complex amplitudes S k at frequencies:
Вещественная амплитуда каждой составляющей полученного сигнала равна:The real amplitude of each component of the received signal is equal to:
Значение амплитуды вибраций детали авиационного привода на основной частоте вынужденных колебаний рассчитывают по формуле:The value of the vibration amplitude of the aircraft drive part at the fundamental frequency of the forced oscillations is calculated by the formula:
А - амплитуда вибраций детали привода на основной частоте вынужденных колебаний;A is the vibration amplitude of the drive part at the fundamental frequency of the forced vibrations;
k - индекс частотной составляющей сигнала s(n), преобразованного в соответствии с прямым дискретным преобразованием Фурье;k is the index of the frequency component of the signal s (n), converted in accordance with the direct discrete Fourier transform;
Аk - вещественная амплитуда k-го сигнала s(n), преобразованного в соответствии с прямым дискретным преобразованием Фурье;And k is the real amplitude of the k-th signal s (n), converted in accordance with the direct discrete Fourier transform;
ƒminB - минимальное значение основной частоты вынужденных колебаний детали привода в интервале Т;ƒ minB is the minimum value of the fundamental frequency of the forced vibrations of the drive part in the interval T;
ƒmaxB - максимальное значение основной частоты вынужденных колебаний детали привода в интервале Т;ƒ maxB is the maximum value of the fundamental frequency of the forced vibrations of the drive part in the interval T;
N - заданное число дискретных значений сигналов s(n) и f(n);N is a given number of discrete values of the signals s (n) and f (n);
F - заданная частота дискретизации сигналов s(n) и f(n).F is the given sampling frequency of the signals s (n) and f (n).
Round(a) представляет собой функцию целочисленного округления значения а.Round ( a ) is a function of integer rounding of the value of a .
Например, при оценке уровня вибраций на частоте пересопряжения зубьев зубчатого колеса (зубцовой частоте), зубцовая частота ƒz рассчитывается по формуле:For example, when assessing the level of vibrations at the frequency of inter-conjugation of the gear teeth (gear frequency), the gear frequency ƒ z is calculated by the formula:
ƒz=iƒ(n)Zƒ z = iƒ (n) Z
Отсюда амплитуда Az будет равна:Hence the amplitude A z will be equal to:
Для каждого зубчатого колеса и подшипника качения по указанному алгоритму определяются амплитуды вибраций на основных частотах вынужденных колебаний.For each gear wheel and rolling bearing according to the specified algorithm, the vibration amplitudes are determined at the fundamental frequencies of the forced vibrations.
В другом частном случае, в качестве параметра вибраций на подэтапе (3.3) определяют среднеквадратическое значение (СКЗ) виброскорости VrmsF путем интегрирования сигнала вибраций в частотной области с последующим выбором контролируемой полосы частот.In another particular case, the VrmsF mean square value (RMS) of the vibration velocity VrmsF is determined as the vibration parameter in the sub-step (3.3) by integrating the vibration signal in the frequency domain with the subsequent selection of the controlled frequency band.
На этапе (4) определяют техническое состояние агрегата 1 авиационного привода. Данный этап осуществляется с помощью блока 6 сравнения.At step (4), the technical condition of the
Для осуществления данного этапа предварительно, по результатам экспериментальных исследований, определяют пороговые значения параметра сигнала вибраций деталей агрегата 1 авиационного привода на основных частотах.To carry out this stage, preliminary, according to the results of experimental studies, determine the threshold values of the parameter of the vibration signal of the parts of the
Данные пороговые значения могут быть получены с помощью моделирования сигналов вибраций на основе значений, полученных экспериментальным путем, с учетом данных о кинематической схеме агрегата авиационного привода и для различных частот вращения привода.These threshold values can be obtained by modeling vibration signals based on values obtained experimentally, taking into account data on the kinematic diagram of the aircraft drive assembly and for various drive speeds.
Далее, полученные по результатам этапа (3) значения параметра вибраций сравнивают с соответствующими пороговыми значениями.Further, the values of the vibration parameter obtained from the results of step (3) are compared with the corresponding threshold values.
Пороговыми значениями параметров вибраций в рамках настоящей заявки считаются такие значения, при которых контролируемые параметры состояния деталей авиационных приводов выходят из допуска.Threshold values of vibration parameters in the framework of this application are those values at which the controlled state parameters of parts of aircraft drives are out of tolerance.
Например, амплитуда вибраций на роторной частоте вала рулевого винта вертолета Ми-8МТВ1, превышающая 47 мм/сек по датчику, установленному на рулевом винте, является признаком дисбаланса узла рулевого винта (фиг. 6).For example, the vibration amplitude at the rotor frequency of the tail rotor shaft of the Mi-8MTV1 helicopter, exceeding 47 mm / sec by the sensor mounted on the tail rotor, is an indication of an imbalance of the tail rotor assembly (Fig. 6).
Параметр VrmsF в полосе частот от 2 до 2000 Гц, превышающий 48 мм/сек по датчику, установленному на опоре хвостовой трансмиссии вертолета типа Ми-8/17, является признаком повышенного излома и повышенного зазора в шлицевых соединениях вблизи данной опоры трансмиссии вертолета (фиг. 7).The VrmsF parameter in the frequency range from 2 to 2000 Hz, exceeding 48 mm / s according to the sensor mounted on the support of the tail transmission of the Mi-8/17 helicopter, is a sign of increased kink and increased clearance in the spline joints near this helicopter transmission support (Fig. 7).
Значение амплитуды вибраций на частоте второй зубцовой (параметр AZ2), превышающий 7 величин ускорения свободного падения g (около 68,6 м/с2) по датчику, установленному в районе крепления корпуса тормоза несущего винта вертолета типа Ми-8/17, является признаком некачественного изготовления или сборки главного редуктора вертолета (фиг. 8).The value of the vibration amplitude at the second tooth frequency (parameter AZ2), exceeding 7 values of the gravitational acceleration g (about 68.6 m / s 2 ) by the sensor installed in the area of the mounting of the rotor brake housing of the Mi-8/17 helicopter, is a sign poor-quality manufacturing or assembly of the main gearbox of the helicopter (Fig. 8).
Значение амплитуды вибраций на шлицевой частоте AZ1, превышающее 6 g (около 58,8 м/с2) по датчику, установленному на хвостовом редукторе вертолета типа Ми-8МТВ1, является признаком повышенного бокового зазора в шлицевом соединении ведущего вала 8А-1517-111 хвостового редуктора вертолета Ми-8МТВ1 (фиг. 9).The value of the amplitude of vibrations at the splined frequency AZ1, exceeding 6 g (about 58.8 m / s 2 ) by the sensor mounted on the tail gear of the Mi-8MTV1 helicopter, is a sign of increased lateral clearance in the splined connection of the drive shaft 8A-1517-111 of the tail gearbox of the Mi-8MTV1 helicopter (Fig. 9).
В частном случае, система для реализации способа диагностики технического состояния агрегата авиационного привода может содержать один или несколько дополнительных датчиков 2 вибраций, которые устанавливаются максимально близко к особо нагруженным, ответственным и важным для диагностики технического состояния агрегата авиационного привода зубчатым передачам, при этом направление оси чувствительности этих датчиков должно совпадать с направлением сил в зацеплении зубчатых колес.In the particular case, the system for implementing the method for diagnosing the technical condition of the aircraft drive assembly may contain one or more
Кроме того, система может содержать один или несколько датчиков 3 частоты вращения, установленных на других валах агрегата 1 авиационного привода.In addition, the system may include one or
В данном случае в способе на подэтапе (2) регистрируют один или несколько дополнительных сигналов вибраций с дополнительных датчиков 2 вибраций, каждый из которых применяют для оценки значений параметров вибраций соответствующих зубчатых передач агрегата авиационного привода на частотах их вынужденных колебаний.In this case, in the method, one or more additional vibration signals from
Обработка данных сигналов позволяет получить более точные значения параметров вибраций данной зубцовой передачи, поскольку частоты спектра вынужденных колебаний зубцовой передачи в сигнале, полученном с датчика, расположенного далеко от нее, подвержены затуханию.Processing these signals allows us to obtain more accurate values of the vibration parameters of a given gear transmission, since the frequencies of the spectrum of forced vibrations of the gear transmission in the signal received from a sensor located far from it are subject to attenuation.
Также может быть зарегистрирован один или несколько дополнительных синхросигналов с дополнительных датчиков 3 частоты вращения, каждый из которых применяют для расчета частот вынужденных колебаний деталей авиационного привода, соответствующих валу, на котором установлен дополнительный датчик частоты вращения.One or more additional clock signals from
В частном случае, после этапа (1.3) способ дополнительно содержит подэтап (1.4), на котором определяют параметры аппаратуры 4 регистрации.In the particular case, after step (1.3), the method further comprises a sub-step (1.4), on which the parameters of the
Аппаратура 4 регистрации, предназначенная для регистрации и обработки сигналов с датчиков 2, 3, должна отвечать определенным требованиям, предъявляемым к частоте дискретизации F и разрядности аналого-цифровых преобразователей (АЦП), а также возможности параллельного опроса измерительных каналов. Частота дискретизации определяет верхний диапазон частот регистрируемого сигнала и должна быть как минимум в два раза больше максимального значения контролируемой основной частоты возбуждения вибраций детали с максимальной частотой вращения. Разрядность АЦП - это количество дискретных значений напряжения (шаг квантования), на которые может делиться рабочий диапазон входных напряжений.The
В частности, могут использоваться 16 или 24-разрядные АЦП. При этом упрощается процесс адаптации чувствительности первичных преобразователей и согласующих усилителей к аппаратуре регистрации, снижаются шумы квантования сигналов по уровню, сохраняются метрологические характеристики тракта аналого-цифрового преобразования, отсутствует необходимость коммутаций во входных цепях.In particular, 16 or 24-bit ADCs can be used. This simplifies the process of adapting the sensitivity of the primary converters and matching amplifiers to the recording equipment, reduces the quantization noise of signals by level, saves the metrological characteristics of the analog-to-digital conversion path, and there is no need for switching in the input circuits.
Наличие в аппаратуре 4 процессоров цифровой обработки (ПЦО) позволяет осуществлять оценку и накопление параметров регистрируемых сигналов (диагностических признаков) для их контроля в процессе работы летательного аппарата (ЛА) и уже при наземной обработке выполнять экспресс-анализ технического состояния. Подобная аппаратура с ПЦО, предпочтительно, используется в составе штатных бортовых систем диагностики ЛА.The presence of 4 digital processing processors (PCOs) in the equipment makes it possible to evaluate and accumulate parameters of the recorded signals (diagnostic signs) for their control during the operation of the aircraft (LA) and to perform express analysis of the technical condition during ground processing. Such equipment with a central monitoring station is preferably used as part of standard on-board aircraft diagnostic systems.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143996A RU2667830C1 (en) | 2017-12-15 | 2017-12-15 | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143996A RU2667830C1 (en) | 2017-12-15 | 2017-12-15 | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2667830C1 true RU2667830C1 (en) | 2018-09-24 |
Family
ID=63669019
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017143996A RU2667830C1 (en) | 2017-12-15 | 2017-12-15 | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2667830C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114184879A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-15 | 陕西千山航空电子有限责任公司 | Abnormal frequency point monitoring method for helicopter vibration data |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6687596B2 (en) * | 2001-08-31 | 2004-02-03 | General Electric Company | Diagnostic method and system for turbine engines |
| EP1444491A2 (en) * | 2001-11-16 | 2004-08-11 | Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. | Vibration monitoring system for gas turbine engines |
| RU2379645C2 (en) * | 2007-06-19 | 2010-01-20 | Андрей Павлович Ушаков | Method to diagnose health of gas turbine engine assembly units and parts and device to this end |
| RU2499240C1 (en) * | 2012-06-28 | 2013-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | Method of gas turbine engine vibration monitoring |
| RU2519583C2 (en) * | 2012-08-23 | 2014-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | System for data collection, control and diagnostics of helicopter rotor drive units and electronic unit |
| RU2626388C1 (en) * | 2016-06-21 | 2017-07-26 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Method of diagnostics of mechanisms, units and machines based on estimation of microvariations of shaft rotation |
-
2017
- 2017-12-15 RU RU2017143996A patent/RU2667830C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6687596B2 (en) * | 2001-08-31 | 2004-02-03 | General Electric Company | Diagnostic method and system for turbine engines |
| EP1444491A2 (en) * | 2001-11-16 | 2004-08-11 | Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. | Vibration monitoring system for gas turbine engines |
| RU2379645C2 (en) * | 2007-06-19 | 2010-01-20 | Андрей Павлович Ушаков | Method to diagnose health of gas turbine engine assembly units and parts and device to this end |
| RU2499240C1 (en) * | 2012-06-28 | 2013-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | Method of gas turbine engine vibration monitoring |
| RU2519583C2 (en) * | 2012-08-23 | 2014-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | System for data collection, control and diagnostics of helicopter rotor drive units and electronic unit |
| RU2626388C1 (en) * | 2016-06-21 | 2017-07-26 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Method of diagnostics of mechanisms, units and machines based on estimation of microvariations of shaft rotation |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114184879A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-15 | 陕西千山航空电子有限责任公司 | Abnormal frequency point monitoring method for helicopter vibration data |
| CN114184879B (en) * | 2021-11-08 | 2024-01-23 | 陕西千山航空电子有限责任公司 | Abnormal frequency point monitoring method for helicopter vibration data |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3049788B1 (en) | Gear fault detection | |
| CN101173869B (en) | Method and apparatus for diagnosing a mechanism | |
| US6768938B2 (en) | Vibration monitoring system for gas turbine engines | |
| Tuma | Gearbox noise and vibration prediction and control | |
| EP3284669B1 (en) | Diagnostic method, system and device for a rotorcraft drive system | |
| EP2730898A1 (en) | Bearing, housing including a set of bearings, associated method and computer program | |
| CN110174281B (en) | Electromechanical equipment fault diagnosis method and system | |
| CN109596349A (en) | A kind of decelerator trouble diagnostic method based on VMD and PCT | |
| EP2345894B1 (en) | Trending of vibration data taking into account torque effect | |
| EP3819607B1 (en) | Monitoring of a revolving component employing time-synchronized multiple detectors | |
| RU2556477C1 (en) | Vibration diagnostic method of gas-turbine engines in operation as per information of onboard devices | |
| RU2667830C1 (en) | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate | |
| EP3451102B1 (en) | Method and apparatus for identifying gear tooth numbers in a gearbox | |
| PAwlik | Single-number statistical parameters in the assessment of the technical condition of machines operating under variable load | |
| Li et al. | Application of a Method of Identifiying Instantaneous Shaft Speed from Spectrum in Aeroengine Vibration Analysis | |
| CN110219816A (en) | Method and system for Fault Diagnosis of Fan | |
| CN112154314B (en) | Signal acquisition module for rotating mechanism, monitoring system, aircraft and method for monitoring rotating mechanism | |
| Pawlik | The diagnostic method of rolling bearing in planetary gearbox operating at variable load | |
| Gouda et al. | A wavelet–based index for fault detection and its application in condition monitoring of helicopter drive–train components | |
| KR101378868B1 (en) | Apparatus of diagnosing a state of a wind turbine generator and method thereof | |
| Mironov et al. | Advanced vibration diagnostic system for aviation jet engine | |
| RU2631493C1 (en) | Method of gear teeth diagnostics | |
| US20220291086A1 (en) | Method for monitoring an epicyclic gear train by progressive mechanical wave measurement | |
| US20240094089A1 (en) | Method for monitoring the state of mechanical components on a shaft line, associated monitoring device and system | |
| Ullah et al. | State of the Art Vibration Analysis of Electrical Rotating Machines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |