FR2956481A1 - Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur - Google Patents
Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur Download PDFInfo
- Publication number
- FR2956481A1 FR2956481A1 FR1051193A FR1051193A FR2956481A1 FR 2956481 A1 FR2956481 A1 FR 2956481A1 FR 1051193 A FR1051193 A FR 1051193A FR 1051193 A FR1051193 A FR 1051193A FR 2956481 A1 FR2956481 A1 FR 2956481A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- resonance
- frequency
- rotor shaft
- excitation signal
- estimated
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 230000005284 excitation Effects 0.000 claims abstract description 29
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 26
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 24
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 21
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 12
- 230000004044 response Effects 0.000 description 8
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000003595 spectral effect Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H13/00—Measuring resonant frequency
-
- 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
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H1/00—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector
- G01H1/003—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector of rotating machines
-
- 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
- G01M15/04—Testing internal-combustion engines
- G01M15/12—Testing internal-combustion engines by monitoring vibrations
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
- G01P3/42—Devices characterised by the use of electric or magnetic means
- G01P3/44—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring angular speed
- G01P3/48—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring angular speed by measuring frequency of generated current or voltage
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08B—SIGNALLING OR CALLING SYSTEMS; ORDER TELEGRAPHS; ALARM SYSTEMS
- G08B21/00—Alarms responsive to a single specified undesired or abnormal condition and not otherwise provided for
- G08B21/18—Status alarms
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/80—Diagnostics
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Business, Economics & Management (AREA)
- Emergency Management (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Un procédé de détection de résonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur, la fréquence de résonance (Fr) dudit arbre de rotor appartenant à une plage de résonance centrée sur une fréquence de résonance estimée (Frest), procédé dans lequel : - on mesure un paramètre (P) de régulation du carburant du turbomoteur pour obtenir un signal d'excitation; - on forme un spectre du signal d'excitation ; - on compare l'amplitude du signal d'excitation à un seuil de résonance (S) sur la plage de résonance dudit spectre ; et - on émet une alarme de détection de résonance en cas de dépassement du seuil de résonance (S).
Description
L'invention concerne le domaine de l'aéronautique et, plus particulièrement, la protection d'un arbre de rotor d'un turbomoteur à l'encontre de phénomènes vibratoires.
Un turbomoteur monté sur un aéronef comprend un ou plusieurs arbres rotatifs qui fournissent la poussée à l'aéronef De manière classique, un arbre rotatif possède une pulsation propre qui correspond à son premier mode de torsion. Ce mode de torsion est caractéristique de la géométrie de l'arbre de rotor. Autrement dit, la pulsation de l'arbre de rotor correspond à une fréquence vibratoire intrinsèque de l'arbre de rotor. Les arbres de rotor d'un même type de turbomoteur possèdent chacun une pulsation propre, de même ordre de grandeur, comprise entre 20 et 50Hz.
Lorsque la pulsation de l'arbre de rotor est excitée, par exemple, lorsqu'il reçoit un signal vibratoire dont la fréquence correspond à sa pulsation, celui-ci entre en résonance ce qui entraîne la génération de bruits dans la cabine de l'aéronef ainsi qu'une fatigue de l'arbre.
Il en résulte plusieurs inconvénients. Tout d'abord, le pilote de l'aéronef, alerté par le bruit, peut demander à ce que le turbomoteur soit entièrement vérifié, l'aéronef étant alors immobilisé au sol ce qui présente un inconvénient. Par ailleurs, la fatigue de l'arbre de rotor accélère l'usure des éléments mécaniques entourant l'arbre, les éléments devant donc être remplacés de manière anticipée, ce qui augmente les coûts de maintenance.
Afin de détecter l'apparition d'une résonance de l'arbre de rotor, on connaît plusieurs systèmes de détection qui permettent de mesurer la réponse vibratoire de l'arbre suite à une excitation, par exemple, au moyen d'un tachymètre ou d'accéléromètres comme enseigné par la demande de brevet FR2892516 de la société SNECMA. Grâce à de tels systèmes de détection, qui sont de préférence embarqués, on peut détecter une résonance de l'arbre.
De tels systèmes de détection sont fiables mais il subsiste encore des erreurs de détection. Afin d'améliorer les systèmes de détection actuels, une solution immédiate consisterait à coupler un système de détection comprenant des tachymètres avec un système de détection comprenant des accéléromètres. Comme ces deux systèmes mesurent le même type de signal (la réponse vibratoire de l'arbre de rotor), un tel couplage ne procure qu'un faible gain en fiabilité.
Afin de résoudre certains de ces inconvénients, l'invention concerne un procédé de détection de résonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur, la fréquence de résonance dudit arbre de rotor appartenant à une plage de résonance centrée sur une fréquence de résonance estimée, procédé dans lequel : - on mesure un paramètre de régulation du carburant du turbomoteur pour obtenir un signal d'excitation; - on forme un spectre du signal d'excitation ; - on compare l'amplitude du signal d'excitation à un seuil de résonance sur la plage de résonance dudit spectre ; et - on émet une alarme de détection de résonance en cas de dépassement du seuil de résonance.
Grâce à l'invention, on mesure directement la source de la résonance dans le signal d'excitation et non plus la réponse vibratoire de l'arbre de rotor. Ainsi, on peut détecter une résonance de manière précoce et fiable.
La demanderesse a remarqué qu'une variation d'un paramètre de carburant, tel que la pression ou le débit de carburant, induit un signal d'excitation qui excite l'arbre de rotor. En effet, le carburant est injecté de manière pulsée ce qui génère une variation des paramètres de régulation au cours du temps à une fréquence rapide.
Lorsque la fréquence de vibration du signal d'excitation correspond à la pulsation de l'arbre de rotor, ce dernier entre en résonance. Cette fréquence de vibration du signal d'excitation est désignée par la suite «fréquence de résonance». La comparaison de l'amplitude du signal d'excitation à un seuil permet de détecter une résonance de l'arbre de rotor et de la qualifier (bruit, fatigue, etc.).
Un tel procédé de détection augmente de manière importante la fiabilité d'un système de détection de résonance du fait que ce procédé est indépendant des mesures de vibrations réalisées sur la réponse vibratoire de l'arbre de rotor à l'aide de tachymètres ou d'accéléromètres comme dans l'art antérieur.
Alors que tous les documents de l'art antérieur enseignent d'améliorer la mesure de la résonance dans la réponse vibratoire de l'arbre du rotor, la demanderesse prend le contre-pied de ces approches et mesure la source de la résonance dans le signal d'excitation de la pulsation de l'arbre de rotor. Autrement dit, on mesure la « pulsation du carburant ».
Cette démarche est d'autant plus inventive du fait qu'elle repose sur un signal d'excitation qui est, aux premiers abords, inapproprié pour effectuer des algorithmes de traitement du signal.
En effet, les turbomoteurs actuels comprennent de manière traditionnelle un calculateur agencé pour mesurer et enregistrer des paramètres du moteur et de ses équipements. Ce calculateur, connu de l'homme du métier sous la désignation ACMS pour « Aircraft Condition Monitoring System » mesure les paramètres de régulation du carburant (débit de carburant, pression de carburant, etc.) ainsi que d'autres paramètres «lents », c'est-à-dire des paramètres dont la fréquence de variation est inférieure à 5 Hz comme par exemple la température. Cette mesure est réalisée par échantillonnage d'un signal analogique, obtenu par un capteur du turbomoteur, en un signal numérique à une fréquence d'échantillonnage faible, aux alentours de 30Hz. Les paramètres de régulation du carburant sont des paramètres lents en ce qu'ils varient de manière globale à une fréquence inférieure à 5Hz.
Pour un calculateur, on associe à sa fréquence d'échantillonnage une fréquence 10 de Shannon correspondant à la moitié de sa fréquence d'échantillonnage. Pour tout spécialiste du traitement du signal, il est connu qu'il n'est pas possible d'échantillonner correctement un signal analogique comprenant une fréquence supérieure à la fréquence de Shannon du calculateur car cela induirait un repliement du signal échantillonné et donc une déformation de la mesure. 15 Ainsi, un calculateur de fréquence d'échantillonnage égale à 30 Hz possède une fréquence de Shannon égale à 15 Hz et est tout à fait adapté pour mesurer des signaux lents (inférieurs à 5Hz) mais inadapté pour mesurer des variations locales du signal dont la fréquence est supérieure à sa fréquence de Shannon 20 comme la fréquence de résonance d'un paramètre de carburant.
En outre , un tel calculateur est de manière intrinsèque inadapté pour les algorithmes de traitement du signal du fait qu'il ne comprend pas de filtre passe-bas agencé pour retirer, dans le signal analogique à échantillonner, les fréquences 25 supérieures à la fréquence de Shannon pour éviter tout repliement.
En d'autres termes, ce calculateur n'est pas prévu pour mesurer des fréquences « rapides » et l'homme du métier se désintéresse de tels calculateurs pour résoudre les phénomènes de résonance. L'homme du métier n'est pas incité à5 rechercher une information pertinente dans un signal d'excitation comprenant un repliement, un tel signal d'excitation étant considéré comme un signal impropre.
De manière avantageuse, le paramètre de régulation du carburant du turbomoteur étant échantillonné par un calculateur numérique à une fréquence de Shannon et à une fréquence d'échantillonnage déterminées, la fréquence de résonance estimée étant supérieure à la fréquence de Shannon, le procédé comprend une étape dans laquelle on compare l'amplitude du signal d'excitation au seuil de résonance sur une plage de repliement correspondant à la plage de résonance translatée de manière à ce que la plage de repliement soit centrée sur une fréquence de repliement estimée égale à la fréquence d'échantillonnage moins la fréquence de résonance estimée.
En détournant le calculateur de son utilisation usuelle et en tirant partie du repliement des fréquences supérieures à la fréquence de Shannon du calculateur, on mesure l'amplitude de la fréquence de résonance dans le repliement du signal d'excitation. On obtient ainsi un système de détection de résonance plus fiable et plus performant.
Une solution immédiate pour mesurer la fréquence de résonance dans le signal d'excitation aurait été d'augmenter la fréquence d'échantillonnage du calculateur de manière à ce que sa fréquence de Shannon soit supérieure à la fréquence de résonance et ainsi éviter le repliement du signal. Malheureusement, une telle solution imposerait de modifier tous les calculateurs des aéronefs actuels ce qui serait très onéreux.
Grâce à l'invention, on augmente la fiabilité des systèmes de détection avec les calculateurs existants. En outre, aucun capteur supplémentaire n'est ajouté.
Le couplage d'un procédé selon l'invention avec un procédé selon l'art antérieur permet d'augmenter de manière significative la fiabilité de la détection du fait que les procédés surveillent, d'une part, le signal d'excitation et, d'autre part, la réponse vibratoire de l'arbre de rotor. L'invention concerne également un programme d'ordinateur pour l'exécution du procédé tel que présenté précédemment ainsi qu'un support d'enregistrement dans lequel est stocké le programme.
10 L'invention sera mieux comprise à l'aide du dessin annexé sur lequel : - la figure 1 est une courbe représentant une mesure d'un paramètre de régulation du carburant au cours d'une phase de vol d'un aéronef ; - la figure 2 est une vue zoomée sur une première fenêtre temporelle Al de la courbe de la figure 1 ne contenant que des fréquences lentes ; 15 - la figure 3 est une vue zoomée sur une deuxième fenêtre temporelle A2 de la courbe de la figure 1 ne contenant que des fréquences rapides ; - la figure 4 est une première représentation spectrale schématique des fenêtres temporelles Al, A2 de la courbe de la figure 1 avec un calculateur dont la fréquence de Shannon est supérieure à la fréquence de résonance estimée; et 20 - la figure 5 est une deuxième représentation spectrale des fenêtres temporelles Al, A2 de la courbe de la figure 1 avec un calculateur dont la fréquence de Shannon est inférieure à la fréquence de résonance estimée.
Selon l'invention, un turbomoteur, monté sur un aéronef, comprend un système 25 de détection de résonance d'un arbre de rotor. L'arbre de rotor possède une pulsation propre qui correspond à son premier mode de torsion. La pulsation dépend de la géométrie de l'arbre de rotor et est connue.
Le phénomène de résonance, désigné résonance par la suite, survient lors d'une 30 excitation de l'arbre du rotor par un signal d'excitation dont la fréquence5 correspond à la pulsation de l'arbre, cette fréquence du signal d'excitation étant désignée fréquence de résonance Fr. Autrement dit, si l'arbre de rotor est excité par un signal à la fréquence de résonance Fr, l'arbre de rotor entre en résonance ce qui génère un bruit et une fatigue l'arbre de rotor.
En connaissant la pulsation de l'arbre du rotor, on estime la fréquence de résonance du signal d'excitation désignée fréquence de résonance « estimée » Frest. La fréquence de résonance « réelle » Fr appartenant à une plage de fréquences centrée sur la fréquence de résonance estimée Frest, cette plage de fréquences étant désignée par la suite « plage de résonance ». La plage de résonance comprend une borne inférieure Fria et une borne supérieure Frsäp, la plage de résonance étant centrée sur la fréquence de résonance estimée Frest.
Dans cet exemple, la fréquence de résonance estimée Frest est de 35Hz, la plage 15 de résonance étant définie entre 25Hz et 45Hz.
Le système de détection comprend un calculateur agencé pour échantillonner un signal analogique d'un paramètre P de régulation du carburant du turbomoteur mesuré par un capteur du turbomoteur. Comme le carburant est injecté de 20 manière pulsée, il est susceptible d'engendrer des vibrations et d'exciter l'arbre de rotor. Pour détecter une résonance, on cherche à mesurer la pulsation du carburant en mesurant une fréquence de résonance Fr dans paramètre de carburant P.
25 De manière classique, le calculateur possède une fréquence d'échantillonnage Fe et une fréquence de Shannon Fs définie de comme la moitié de la fréquence d'échantillonnage Fs.
Le paramètre de carburant est ici un débit de carburant mais cela pourrait être une 30 ouverture d'un clapet d'alimentation en carburant, une pression de carburant, etc.
Le calculateur comprend ici un convertisseur analogique/numérique pour échantillonner et une mémoire pour enregistrer le signal échantillonné à la manière d'une boîte noire. Dans cet exemple, le calculateur se présente classiquement sous la forme d'un ACMS tel que présenté précédemment.
En référence à la figure 1, le signal analogique, mesuré par un capteur du turbomoteur au cours d'un vol d'un aéronef, varie globalement à une fréquence lente, inférieure à 5 Hz, mais présente localement, sur des fenêtres temporelles, des variations de fréquence rapide, supérieure à 5 Hz.
Sur la figure 1, le signal analogique possède, sur une première fenêtre temporelle Al, une fréquence faible, inférieure à 5Hz, et, sur une deuxième fenêtre temporelle A2, une fréquence rapide, supérieure à 5Hz, comme représenté sur la figure 3. Par la suite, les signaux des fenêtres temporelles Al, A2 sont respectivement référencés P1, P2.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention, la fréquence de Shannon Fs du calculateur est supérieure à la fréquence de résonance Fr. Ainsi, le signal échantillonné par le calculateur ne comprend pas de repliement de la fréquence de résonance Fr.
A titre d'exemple, le calculateur selon le premier mode de réalisation possède une fréquence d'échantillonnage Fe1 égale à 100Hz et, par conséquent, une fréquence de Shannon Fs 1 égale à 50Hz. La plage de résonance [25Hz-45Hz], définie précédemment, est donc inférieure à la fréquence de Shannon Fs dudit calculateur.
On échantillonne à la fréquence d'échantillonnage Fe1 de 100Hz, au moyen du 30 calculateur, les signaux analogiques P1, P2 mesurés par un capteur de débit de carburant. Puis, on forme un spectre desdits signaux P1, P2 comme représenté sur la figure 4. Dans cet exemple, le spectre est formé par une Transformée de Fourier Rapide. On compare l'amplitude du spectre à un seuil de résonance S sur la plage de résonance [25Hz-45Hz], le seuil de résonance S étant ici prédéterminé.
Sur la figure 4, on remarque que l'amplitude du spectre du signal P2 présente un maximum local dans la plage de résonance à la fréquence 33Hz qui correspond ici à la fréquence de résonance « réelle » Fr.
Comme l'amplitude du spectre à la fréquence de résonance Fr est supérieure à la valeur du seuil de résonance S, on émet une alarme de détection de résonance. De préférence, cette alarme est émise à l'attention du pilote de l'aéronef sur lequel est monté le turbomoteur. A titre d'exemple, l'alarme se présente sous la forme d'un message « Présence de pulsations carburant et risque d'endommagement du rotor».
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, la fréquence de Shannon Fs du calculateur est inférieure à la fréquence de résonance Fr. Ainsi, le signal échantillonné par le calculateur comprend un repliement de la fréquence de résonance Fr.
En pratique, le calculateur selon le deuxième mode de réalisation correspond à la majorité des calculateurs actuels montés sur des turbomoteurs.
A titre d'exemple, le calculateur selon le deuxième mode de réalisation possède une fréquence d'échantillonnage Fe2 égale à 50Hz et, par conséquent, une fréquence de Shannon Fs2 égale à 25Hz. De par le repliement, la fréquence de résonance Fr n'est pas visible mais est repliée à une fréquence de repliement Fre.
Pour déterminer classiquement une fréquence repliée d'une fréquence prédéterminée, on estime que la fréquence repliée est égale à la fréquence d'échantillonnage moins la fréquence de résonance estimée Frest.
Ainsi, la fréquence de repliement Freest est égale à la fréquence d'échantillonnage 5 Fei moins la fréquence de résonance estimée Frest. Dans cet exemple, la fréquence de repliement estimée Freest est égale à 15Hz (50hz-35Hz).
Pour détecter la résonance, la plage de résonance [25Hz-45Hz], définie précédemment, n'est pas adaptée car elle ne tient pas compte du repliement.
A cet effet, on définit une plage de repliement correspondant à la plage de résonance translatée par la fréquence de Shannon du calculateur de manière à ce que la plage de repliement soit centrée sur la fréquence de repliement estimée Freest. Autrement dit, on applique un repliement à la plage de résonance.
Dans cet exemple, on transforme la plage de résonance [25Hz-45Hz] centrée sur la fréquence de résonance estimée Frest , égale à 35Hz, en la plage de repliement [5Hz-25Hz] centrée sur la fréquence de repliement estimée Freest , égale à 15Hz.
20 On obtient ainsi les relations mathématiques suivantes : 1) Fre = Fe ù Fr 2) Fre;ff = Fe ù Fis p 3) Fresä p = Fe ù F1inf 25 On échantillonne à la fréquence d'échantillonnage Fe2 de 50Hz, au moyen du calculateur, les signaux analogiques P1, P2 mesurés par un capteur de débit de courant. Puis, on forme un spectre desdits signaux P1, P2 comme représenté sur la figure 5. 10 15 On compare l'amplitude du spectre à un seuil de résonance prédéterminé S sur la plage de repliement [5Hz-25Hz].
Toujours en référence à la figure 5, on remarque que l'amplitude du spectre du 5 signal P2 présente un maximum local dans la plage de repliement à la fréquence 13Hz qui correspond ici à la fréquence de repliement « réelle » Fre.
Comme l'amplitude du spectre à la fréquence de repliement Fre est supérieure à la valeur du seuil de résonance S, on émet une alarme de détection de résonance. 10 De préférence, cette alarme est émise à l'attention du pilote de l'aéronef sur lequel est monté le turbomoteur. A titre d'exemple, l'alarme se présente sous la forme d'un message « Présence de pulsations carburant ».
On remarquera que, dans ce deuxième mode de réalisation, le calculateur ne doit 15 pas posséder de filtre passe-bas « anti-repliement » à la fréquence de Shannon du calculateur étant donné que la fréquence de résonance recherchée est comprise dans le repliement du signal.
Il a été présenté un unique seuil de résonance mais il va de soi que le procédé 20 pourrait comprendre plusieurs seuils de résonance afin de qualifier la sévérité de la résonance (bruit dans la cabine, fatigue, etc.).
De manière alternative, on réalise un prétraitement du signal analogique de manière à retirer sa composante continue. A titre d'exemple, cette dernière est 25 retirée par application d'un filtre passe-haut sur le signal analogique.
Il a été présenté un calculateur de fréquence d'échantillonnage Fe égale à 50Hz mais il va de soi qu'une fréquence d'échantillonnage différente, égale à 30 ou 40Hz par exemple, conviendrait également. 30 De manière préférée, le procédé de détection selon l'invention comprend en outre des étapes de détection d'une résonance dans la réponse vibratoire de l'arbre rotor tel que présenté dans la demande FR2892516. Le procédé comprend en outre une étape dans laquelle on fusionne les résultats de la détection de résonance dans le signal d'excitation et de la détection de résonance dans la réponse vibratoire de l'arbre de rotor. Grâce à ces étapes de détection de natures différentes, on réalise un diagnostic précis et fiable des phénomènes vibratoires subis par l'arbre de rotor.
Selon une forme préférée de l'invention, les étapes du procédé sont mises en oeuvre dans un calculateur embarqué de manière à fournir un diagnostic en temps réel. La mise en oeuvre du procédé est simple car elle ne nécessite qu'une mise à jour logicielle des ACMSs embarqués dans les turbomoteurs existants.
Il va de soi que le procédé peut également être mis en oeuvre sur un banc d'essai, dans un boîtier de surveillance dit « Health monitoring » embarqué ou au sol ainsi que dans une carte de calculateur.
Claims (4)
- Revendications1. Procédé de détection de résonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur, la fréquence de résonance (Fr) dudit arbre de rotor appartenant à une plage de résonance centrée sur une fréquence de résonance estimée (Frest), procédé dans lequel : - on mesure un paramètre (P) de régulation du carburant du turbomoteur pour obtenir un signal d'excitation; - on forme un spectre du signal d'excitation ; - on compare l'amplitude du signal d'excitation à un seuil de résonance (S) sur la plage de résonance dudit spectre ; et - on émet une alarme de détection de résonance en cas de dépassement du seuil de résonance (S).
- 2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel, le paramètre de régulation du carburant du turbomoteur étant échantillonné par un calculateur numérique à une fréquence de Shannon (Fs) et à une fréquence d'échantillonnage (Fe) déterminées, la fréquence de résonance estimée (Frest) étant supérieure à la fréquence de Shannon (Fs), le procédé comprend une étape dans laquelle : - on compare l'amplitude du signal d'excitation au seuil de résonance (S) sur une plage de repliement correspondant à la plage de résonance translatée de manière à ce que la plage de repliement soit centrée sur une fréquence de repliement estimée (Freest) égale à la fréquence d'échantillonnage (Fe) moins la fréquence de résonance estimée (Frest).
- 3. Programme d'ordinateur pour l'exécution du procédé selon l'une des revendications précédentes.
- 4. Support d'enregistrement dans lequel est stocké le programme selon la revendication précédente.
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1051193A FR2956481B1 (fr) | 2010-02-18 | 2010-02-18 | Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur |
| GB1102615.0A GB2478047B (en) | 2010-02-18 | 2011-02-15 | Method for detecting resonance in a rotor shaft of a turbine engine |
| US13/030,672 US8474307B2 (en) | 2010-02-18 | 2011-02-18 | Method for detecting resonance in a rotor shaft of a turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1051193A FR2956481B1 (fr) | 2010-02-18 | 2010-02-18 | Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2956481A1 true FR2956481A1 (fr) | 2011-08-19 |
| FR2956481B1 FR2956481B1 (fr) | 2012-02-10 |
Family
ID=43333497
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1051193A Active FR2956481B1 (fr) | 2010-02-18 | 2010-02-18 | Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8474307B2 (fr) |
| FR (1) | FR2956481B1 (fr) |
| GB (1) | GB2478047B (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20150204760A1 (en) * | 2012-08-30 | 2015-07-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for monitoring the operation of a gas turbine |
| FR3126774A1 (fr) * | 2021-09-08 | 2023-03-10 | Airbus Operations (S.A.S.) | Procédé de détection de vibrations d’une source de vibrations d’un aéronef. |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107003663B (zh) * | 2014-12-02 | 2019-10-25 | 西门子公司 | 具有活动部分的装置的监视 |
| EP3396337B1 (fr) * | 2017-04-24 | 2023-12-27 | General Electric Technology GmbH | Système et procédé de surveillance et de diagnostic des vibrations de torsion |
| US10947995B1 (en) * | 2019-08-27 | 2021-03-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan nose cone and dynamic tuning of aircrafts |
| US11780610B2 (en) * | 2019-11-07 | 2023-10-10 | Ge Aviation Systems Limited | Monitoring of a revolving component employing time-synchronized multiple detectors |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20030056518A1 (en) * | 2001-09-27 | 2003-03-27 | Woltmann Ivan Elmer | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| EP1298053A2 (fr) * | 2001-09-26 | 2003-04-02 | Coltec Industries Inc. | Système de contrôle moteur |
| JP2003293794A (ja) * | 2002-04-05 | 2003-10-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン制御装置、ガスタービンシステム及びガスタービン遠隔監視システム |
| US20050166573A1 (en) * | 2004-01-30 | 2005-08-04 | Woodward Governor Company | Flow pulsing valve and fuel supply system for a turbine engine incorporating same |
| WO2006045181A1 (fr) * | 2004-10-25 | 2006-05-04 | Litens Automotive Partnership | Systeme et procede permettant de mesurer des vibrations torsionnelles dans un moteur et de gerer le fonctionnement de ce moteur pour diminuer ces vibrations |
| US20070245746A1 (en) * | 2006-04-21 | 2007-10-25 | Mollmann Daniel E | Methods and systems for detecting rotor assembly speed oscillation in turbine engines |
| US20090204306A1 (en) * | 2008-02-12 | 2009-08-13 | Delavan Inc | Methods and systems for modulating fuel flow for gas turbine engines |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5365787A (en) * | 1991-10-02 | 1994-11-22 | Monitoring Technology Corp. | Noninvasive method and apparatus for determining resonance information for rotating machinery components and for anticipating component failure from changes therein |
| FR2892516B1 (fr) * | 2005-10-21 | 2008-01-25 | Snecma Sa | Procede et systeme de detection et de mesure des perturbations en frequence de la vitesse de rotation d'un rotor |
| FR2913769B1 (fr) * | 2007-03-12 | 2009-06-05 | Snecma Sa | Procede de detection d'un endommagement d'un roulement de palier d'un moteur |
| FR2952177B1 (fr) * | 2009-11-04 | 2012-06-01 | Snecma | Procede de detection d'un endommagement d'au moins un roulement de palier d'un moteur |
| FR2953289B1 (fr) * | 2009-11-30 | 2012-04-27 | Snecma | Procede et dispositif de surveillance de vibrations en torsion d'un arbre rotatif d'une turbomachine. |
| FR2956495B1 (fr) * | 2010-02-18 | 2021-08-06 | Snecma | Procede de numerisation d'un signal analogique par un convertisseur analogique-numerique de frequence de shannon determinee |
-
2010
- 2010-02-18 FR FR1051193A patent/FR2956481B1/fr active Active
-
2011
- 2011-02-15 GB GB1102615.0A patent/GB2478047B/en active Active
- 2011-02-18 US US13/030,672 patent/US8474307B2/en active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1298053A2 (fr) * | 2001-09-26 | 2003-04-02 | Coltec Industries Inc. | Système de contrôle moteur |
| US20030056518A1 (en) * | 2001-09-27 | 2003-03-27 | Woltmann Ivan Elmer | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| JP2003293794A (ja) * | 2002-04-05 | 2003-10-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン制御装置、ガスタービンシステム及びガスタービン遠隔監視システム |
| US20050166573A1 (en) * | 2004-01-30 | 2005-08-04 | Woodward Governor Company | Flow pulsing valve and fuel supply system for a turbine engine incorporating same |
| WO2006045181A1 (fr) * | 2004-10-25 | 2006-05-04 | Litens Automotive Partnership | Systeme et procede permettant de mesurer des vibrations torsionnelles dans un moteur et de gerer le fonctionnement de ce moteur pour diminuer ces vibrations |
| US20070245746A1 (en) * | 2006-04-21 | 2007-10-25 | Mollmann Daniel E | Methods and systems for detecting rotor assembly speed oscillation in turbine engines |
| US20090204306A1 (en) * | 2008-02-12 | 2009-08-13 | Delavan Inc | Methods and systems for modulating fuel flow for gas turbine engines |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20150204760A1 (en) * | 2012-08-30 | 2015-07-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for monitoring the operation of a gas turbine |
| US10241006B2 (en) * | 2012-08-30 | 2019-03-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for monitoring the operation of a gas turbine |
| FR3126774A1 (fr) * | 2021-09-08 | 2023-03-10 | Airbus Operations (S.A.S.) | Procédé de détection de vibrations d’une source de vibrations d’un aéronef. |
| FR3126775A1 (fr) * | 2021-09-08 | 2023-03-10 | Airbus Operations (S.A.S.) | Procédé de détection de vibrations d’une gouverne d’aéronef. |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8474307B2 (en) | 2013-07-02 |
| US20110259093A1 (en) | 2011-10-27 |
| GB2478047B (en) | 2017-01-25 |
| GB2478047A (en) | 2011-08-24 |
| GB201102615D0 (en) | 2011-03-30 |
| FR2956481B1 (fr) | 2012-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2623617C (fr) | Procede de detection d'un endommagement d'un roulement de palier d'un moteur | |
| US7509862B2 (en) | System and method for providing vibration detection in turbomachinery | |
| FR2956481A1 (fr) | Procede de detection de resonance d'un arbre de rotor d'un turbomoteur | |
| EP2496921B1 (fr) | Procédé de détection d'un endommagement d'au moins un roulement de palier d'un moteur | |
| EP2507598B1 (fr) | Procédé et dispositif de surveillance de vibrations en torsion d'un arbre rotatif d'une turbomachine | |
| CA2813556C (fr) | Systeme de surveillance d'un banc d'essai de moteur | |
| EP3732457B1 (fr) | Procédé et dispositif de surveillance d'un roulement équipant un dispositif tournant | |
| JP2000506262A (ja) | ターボ機械を監視するための多重センサ装置および方法 | |
| EP3785006B1 (fr) | Procédé et dispositif de surveillance d'un système à engrenages | |
| EP4384792A1 (fr) | Procédé de détection d'un défaut de roulement d'un système rotatif et système de surveillance mettant en oeuvre ce procédé | |
| CN110100158A (zh) | 旋转机的状态监视系统、旋转机的状态监视方法、程序以及存储介质 | |
| FR3079977A1 (fr) | Procede et dispositif de surveillance d'une machine tournante | |
| KR20210073840A (ko) | 엔진소음을 이용한 기계적 연소 이상 진단 판단방법 및 연소 이상 진단 시스템 | |
| JP7082585B2 (ja) | 軸受情報解析装置及び軸受情報解析方法 | |
| EP3593101B1 (fr) | Procédé de détection d'un defaut d'un capteur de vibration, dispositif et programme d'ordinateur associés | |
| EP0902263B1 (fr) | Procédé et dispositif pour la détermination des vibrations du rotor d'une machine tournante | |
| WO2023203304A1 (fr) | Méthode de surveillance d'une machine tournante pour la détection d'un défaut d'un roulement d'aéronefs | |
| FR3096133A1 (fr) | Extraction d’une composante vibro-acoustique générée par une source mécanique en régime variable | |
| EP3913348A1 (fr) | Système et procédé de surveillance de l'usure d'une roue libre et appareil associé | |
| 김건 | Quantitative performance evaluation of a knock sensor for vibration-based fault diagnosis in a planetary gearbox | |
| FR3132766A1 (fr) | Estimation d’une amplitude de flottement d’une soufflante d’une turbomachine | |
| FR3098587A1 (fr) | Procédé et système de détection des circuits ouverts des accéléromètres par le bruit de phase | |
| FR2851047A1 (fr) | Systeme d'asservissement de l'information vitesse d'un vehicule fournie par tout organe lie a la vitesse des roues |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170717 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |