RU2230006C2 - Method of estimation of helicopter technical state - Google Patents
Method of estimation of helicopter technical state Download PDFInfo
- Publication number
- RU2230006C2 RU2230006C2 RU2002118300/11A RU2002118300A RU2230006C2 RU 2230006 C2 RU2230006 C2 RU 2230006C2 RU 2002118300/11 A RU2002118300/11 A RU 2002118300/11A RU 2002118300 A RU2002118300 A RU 2002118300A RU 2230006 C2 RU2230006 C2 RU 2230006C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- modes
- operating time
- loading
- nominal
- mode
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Control Of Transmission Device (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к диагностике технического состояния агрегатов вертолетов, преимущественно главных редукторов вертолетов для подтверждения надежности эксплуатации и продления их ресурса.The invention relates to the diagnosis of the technical condition of helicopter assemblies, mainly main helicopter gearboxes, to confirm the reliability of operation and extend their life.
Известен способ диагностики и прогнозирования технического состояния машин, заключающийся в том, что с помощью автоматической системы диагностики измеряют сигналы, характеризующие состояние машины, и в качестве диагностических признаков графически отображают на экране дисплея компьютера и сравнивают их с пороговыми значениями, предварительно введенными в компьютер и отображенными на указателях признаков, которые формируют на экране, и дополняют экран схематическим положением машин из соответствующих машинам графических символов, и меню с курсором формируют дополнительные экраны [1].A known method for diagnosing and predicting the technical condition of machines, which consists in the fact that using an automatic diagnostic system measure the signals characterizing the state of the machine, and as diagnostic signs are graphically displayed on the computer screen and compare them with threshold values previously entered into the computer and displayed on signs of signs that form on the screen, and complement the screen with the schematic position of the machines from the graphic symbols corresponding to the machines, the cursor menu form additional screens [1].
В известном способе для отображения текущего состояния машин и каналов самой системы в комплексе и комплексного управления процессом диагностики система формирует экран “монитор”, строя на упомянутом экране схематическое положение, устанавливает графические символы подобно и пропорционально реальному положению машин в комплексе и разделяет каждый символ на участки структурных частей машины, например двигатель и исполнительная часть, измеряемые сигналы, с которых система выводит на указатели, которые предварительно формирует на экране по признакам виброускорения, виброскорости, виброперемещения, давления, расхода, температуры и других параметров с отметкой верхних и нижних пороговых значений признаков на едином зрительно воспринимаемом уровне, в меню экрана “монитор” система формирует опцию “помощь” - по вызову экрана пояснений содержания экрана “монитор” и порядка его использования, опции “система” и “тренд” - по вызову одноименных вспомогательных экранов, опцию “анализ” -по вызову экрана отображения сигнала выбранного канала системы с аппаратными средствами и управления процессом анализа сигнала, опцию “печать” - по печатанию текущего содержания экрана на печатающем устройстве, опцию “коррекция” - по вызову экрана коррекции величин наработки машин и величин порогов включения/выключения машин, которые система отображает в предварительно формируемом ею экране “монитор”, причем опция “коррекция” позволяет вызывать экран определения причин вывода машин в резерв или в ремонт с последующим вызовом соответствующих экранов со списком причин вывода, а также система формирует на экране “монитор” текстовой указатель с номерами машины и ее структурной части, по измеряемым сигналам, с которых система выявляет изменение градации технического состояния машины, а затем сигнализирует на экране изменение стадий градации технического состояния по группам машин, окрашивая соответствующие структурные участки графических символов в различные цвета, причем цветовая зависимость устанавливается отдельно для работающих и отдельно для неработающих машин, находящихся в ремонте или в резерве, одновременно с этим в схематичном положении машин система выделяет из группы машин одной стадии технического состояния графический символ машины наихудшего состояния при помощи светящегося курсора, который система формирует индивидуально для каждой машины по предварительно разработанному порядку обработки измеряемых сигналов, а также выдает информацию о состоянии выделенной машины на указателях признаков, окрашивая их по цветовой зависимости, установленной для работающих машин.In the known method for displaying the current state of the machines and channels of the system itself in a complex and complex control of the diagnostic process, the system forms a “monitor” screen, constructing a schematic position on the screen, sets graphic symbols similarly and in proportion to the actual position of the machines in the complex, and divides each symbol into sections structural parts of the machine, for example, the engine and the executive part, the measured signals from which the system outputs to pointers, which previously forms on the screen the wound according to signs of vibration acceleration, vibration velocity, vibration displacement, pressure, flow, temperature and other parameters with marking the upper and lower threshold values of signs at a single visually perceptible level, in the menu of the “monitor” screen the system forms the “help” option - by calling the screen for explaining the contents of the screen “Monitor” and the order of its use, the “system” and “trend” options - by calling the auxiliary screens of the same name, the “analysis” option - by calling the signal display screen of the selected channel of the system with hardware environments properties and control the signal analysis process, the option “print” - for printing the current contents of the screen on the printing device, the option “correction” - for calling up the screen for correcting the operating time of the machines and the thresholds for turning on / off the machines, which the system displays in the screen that it previously formed “ monitor ”, and the“ correction ”option allows you to call up the screen for determining the reasons for the withdrawal of machines to the reserve or for repair, followed by calling the corresponding screens with a list of output reasons, and the system forms “Monitor” is a text pointer with the numbers of the machine and its structural part, according to the measured signals from which the system detects a change in the gradation of the technical condition of the machine, and then signals on the screen the change in the stages of gradation of the technical condition of the groups of machines, coloring the corresponding structural sections of graphic symbols in different colors moreover, the color dependence is set separately for working and separately for non-working machines under repair or in reserve, at the same time in a sketchy floor When machines are moving, the system selects from the group of machines of one stage of the technical condition a graphic symbol of the worst-state machine with the help of a luminous cursor, which the system generates individually for each machine according to a pre-developed order of processing the measured signals, and also displays information about the state of the selected machine on the sign indicators, coloring them according to the color dependence set for working machines.
Недостатком известного способа является низкая помехоустойчивость, надежность и недостаточная достоверность оценки технического состояния для продления ресурса агрегатов вертолетов, в частности их главных редукторов. Это объясняется высокими уровнями вибраций и шума редукторов, в частности их дифференциальных замкнутых планетарных механизмов, обгонных муфт, зубчатых пар, шлицевых соединений, подшипниковых опор, а также сложными климатическими условиями (полярными, тропическими), в которых эксплуатируются вертолеты.The disadvantage of this method is the low noise immunity, reliability and lack of reliability of the assessment of the technical condition to extend the life of the units of helicopters, in particular their main gearboxes. This is due to the high levels of vibration and noise of the gearboxes, in particular their differential closed planetary gears, overrunning couplings, gear pairs, spline joints, bearing bearings, as well as difficult climatic conditions (polar, tropical) in which the helicopters are operated.
Известен способ контроля работы подшипников путем измерения вибраций, возбужденных ударными импульсами [2].A known method of monitoring the operation of bearings by measuring vibrations excited by shock pulses [2].
Данный способ обеспечивает возможность количественной оценки степени повреждений подшипников, однако он не может быть использован для прогнозирования технического состояния и продления ресурса главных редукторов вертолетов, в частности подшипниковых узлов из-за сложной кинематической схемы главных редукторов, наличия дифференциальных замкнутых планетарных ступеней редукции, обгонных муфт, зубчатых пар, шлицевых соединений. Установка бесконтактных импульсных датчиков на наружных частях корпуса редуктора не обеспечивает необходимой помехоустойчивости вследствие сложной кинематической схемы редукторов, что затрудняет диагностику подшипников.This method provides the possibility of a quantitative assessment of the degree of damage to bearings, however, it cannot be used to predict the technical condition and extend the life of the main helicopter gearboxes, in particular bearing assemblies due to the complex kinematic scheme of the main gearboxes, the presence of differential closed planetary reduction stages, overrunning clutches, gear pairs, splined joints. The installation of contactless pulse sensors on the outer parts of the gearbox housing does not provide the necessary noise immunity due to the complex kinematic scheme of the gearboxes, which complicates the diagnosis of bearings.
Наиболее близким к заявленному изобретению является способ оценки технического состояния агрегатов несущей системы вертолета для продления ресурса, заключающийся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции в период эксплуатации с последующим определением соотношения индивидуальной нагруженности агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, в котором предварительно на основе анализа конструкторской и нормативной документации выделяют шарнирные узлы агрегата для инструментальной проверки их технического состояния и на основе обработки и анализа эксплуатационных статистических данных устанавливают критерии инструментальной оценки пригодности каждого из выделенных шарнирных узлов для дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата, проводят инструментальную проверку выделенных шарнирных узлов агрегата и оценку их состояния в соответствии с установленными критериями, при этом в период эксплуатации вертолета дополнительно фиксируют условия эксплуатации, включающие высоту полета, температуру воздуха, взлетную массу, центровку вертолета и массу груза, по продолжительности выделенных уровней каждого из зафиксированных условий эксплуатации определяют их повторяемость в период эксплуатации для анализа влияния каждого из них на уровень индивидуальной нагруженности агрегата и на основании имеющихся данных о нагрузках, действующих на элементы агрегата при эксплуатации вертолета данного типа при аналогичных условиях эксплуатации и режимах полета, рассчитывают суммарную эквивалентную нагруженность на элементы агрегата с учетом составляющих от каждого из зафиксированных режимов полета и условий эксплуатации, а затем определяют соотношение эквивалентной индивидуальной нагруженности элементов агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, и на основании этого соотношения устанавливают новый индивидуальный срок эксплуатации агрегата с учетом результатов инструментальной проверки шарнирных узлов [3].Closest to the claimed invention is a method for assessing the technical condition of the units of the carrier system of the helicopter to extend the life, which consists in recording the duration of flight modes, selected by the level of structural loading during operation, followed by determining the ratio of the individual unit load and load corresponding to a typical combination of flight modes, which previously based on the analysis of design and regulatory documentation distinguish articulated the unit’s halls for instrumental verification of their technical condition and, based on processing and analysis of operational statistics, establish criteria for instrumental assessment of the suitability of each of the selected hinge assemblies for further safe operation of the unit, carry out instrumental checks of the selected hinge assemblies of the unit and assess their condition in accordance with established criteria, in addition, during the period of operation of the helicopter, additionally record operating conditions, including floor height Air temperature, take-off mass, helicopter alignment and cargo mass, by the duration of the selected levels of each of the recorded operating conditions, determine their repeatability during operation to analyze the effect of each of them on the level of individual load of the unit and based on the available data on the loads acting on unit elements during operation of a helicopter of this type under similar operating conditions and flight conditions, calculate the total equivalent load on the elements the unit taking into account the components of each of the recorded flight modes and operating conditions, and then determine the ratio of the equivalent individual load of the elements of the unit and the load corresponding to the typical combination of flight modes, and on the basis of this ratio establish a new individual operating life of the unit taking into account the results of instrumental verification of the hinge assemblies [3].
Кроме того, известным способом для трехшарнирной втулки несущего винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков рычагов поворота лопастей и осевого зазора вилок тяг поворотов лопастей в подшипниках головок валиков рычагов поворота лопастей.In addition, in a known manner for a three-hinged rotor hub of a Mi-8 helicopter according to established criteria, an instrumental check is made of the values of the radial and axial clearance of the bearings of the nodes of the rollers of the blades of the blades and the axial clearance of the forks of the rods of the turns of the blades in the bearings of the heads of the rollers of the blades of the blades.
Для автомата перекоса несущего винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку суммарного люфта поводка в плоскостях тяги и вращения, величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса и осевого зазора вилок тяги поворота лопасти и осевого зазора подшипника тяг поворота лопастей.For the Mi-8 helicopter rotor swashplate, according to the established criteria, an instrumental check is made of the total play of the lead in the thrust and rotation planes, the radial and axial clearance of the bearings of the swath plate assembly of the swash plate and the axial clearance of the swath assembly of the swath plate of the swash plate machine and the axial clearance of the swivel forks of rotation blades and axial clearance of the bearings of the rods of rotation of the blades.
Для втулки рулевого винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку осевых зазоров и моментов поворота подшипников узла кардана, осевого зазора узла подшипников штока, радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков и осевого зазора вилок рычагов поворота лопастей.For the tail rotor bush of the Mi-8 helicopter, according to the established criteria, an instrumental check of axial clearances and moments of rotation of the bearings of the cardan assembly, axial clearance of the rod bearing assembly, radial and axial clearance of the bearings of the roller assemblies and axial clearance of the forks of the blade rotation levers is carried out.
Дополнительно при инструментальной проверке проводят оценку качества отработавшей смазки подшипниковых узлов агрегата.Additionally, during instrumental testing, the quality of spent lubrication of the bearing units of the unit is assessed.
Недостатком известного способа является то, что он не обеспечивает надежной эксплуатации механизмов главного редуктора по его техническому состоянию вследствие сложности доступа к механизмам редуктора, сложности выделения спектра и полосы тонального шума и вибраций от определенного узла, т.е. возможно провести только количественную оценку зарождающихся дефектов.The disadvantage of this method is that it does not provide reliable operation of the mechanisms of the main gearbox according to its technical condition due to the difficulty of access to the gearbox mechanisms, the difficulty of allocating the spectrum and band of tonal noise and vibrations from a particular node, i.e. it is only possible to quantify nascent defects.
Техническая задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в подтверждении надежности эксплуатации агрегатов вертолетов для продления их ресурса путем оценки технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из муфт свободного хода определенными этапами до наработки эквивалентного ресурса с ограничениями суммарной и эквивалентной наработки в процентах от оборотов вала несущего винта.The technical problem to which the claimed invention is directed is to confirm the reliability of operation of helicopter assemblies to extend their life by assessing the technical condition of the main gear mechanisms for working together with two engines, ensuring flight with one engine running, and also for the possibility of using the carrier autorotation modes screw by means of one of the freewheel clutches in certain steps until the equivalent life is achieved with the total and are equivalent operating time as a percentage of revolutions of the rotor shaft.
Сущность технического решения заключается в том, что в способе оценки технического состояния агрегатов вертолета, заключающемся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции в период эксплуатации вертолета, определении соотношения индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, фиксировании условий эксплуатации, их влияния на уровень нагруженности агрегатов и определении соотношения эквивалентной индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, согласно изобретению проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов, при этом суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определяемых соотношением: Тэкв=То.в.+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, при этом обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетом режиме и 93...97% на номинальном режиме.The essence of the technical solution lies in the fact that in the method of assessing the technical condition of helicopter assemblies, which consists in recording the duration of flight modes, identified by the level of structural loading during the operation of the helicopter, determining the ratio of individual unit loads and loading, corresponding to a typical combination of flight modes, fixing operating conditions , their influence on the level of loading of aggregates and determining the ratio of equivalent individual loading of units and load corresponding to a typical combination of flight modes, according to the invention, an assessment is made of the technical condition of the main gear mechanisms for working together with two engines, ensuring flight with one engine running, and also for the possibility of using the rotor autorotation modes using one of two freewheels stages of 250 hours before the operating time of at least 3500 hours, while the total operating time in the limited take-off and nominal modes do not exceed 5% of the total operating time of the gearbox, and the equivalent operating time in the limited take-off and nominal modes do not exceed the permissible norms for the resource for at least 3,500 hours, determined by the ratio: Tekv = Tv.v. + (0.45 ... 0.65) Tn ≤5%, where Tekv is the equivalent operating time in limited modes in percent, To.v. - operating time in operation on a limited take-off mode as a percentage of the total operating time, Tnom - operating time in operation in a nominal mode as a percentage of the total operating time, while the rotor shaft revolutions are set within 92 ... 94% in a limited take-off mode and 93. ..97% in nominal mode.
Выполнение оценки технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов таким образом, что суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определяемых соотношением Тэкв=То.в.+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, при этом обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетом режиме и 93...97% на номинальном режиме, обеспечивает возможность оптимизации и надежной эксплуатации механизмов главного редуктора, адаптированных для наработки эквивалентного ресурса с ограничениями суммарной и эквивалентной наработки в процентах от оборотов вала несущего винта вертолета, т.е. вала винта редуктора.Assessment of the technical condition of the mechanisms of the main gearbox for working together with two engines, ensuring flight with one engine running, and also for the possibility of using the rotor autorotation modes through one of the two freewheel clutches in steps of 250 hours to at least 3500 hours of operation in this way that the total operating time in the limited take-off and nominal modes does not exceed 5% of the total operating time of the gearbox, and the equivalent operating time in the limited take-off and nominal th modes do not exceed the permissible norms for a resource of at least 3500 hours, determined by the ratio Tekv = Tv.v. + (0.45 ... 0.65) Tnom ≤5%, where Tekv - equivalent operating time in limited modes in percent, To.v. - operating time in operation on a limited take-off mode as a percentage of the total operating time, Tnom - operating time in operation in a nominal mode as a percentage of the total operating time, while the rotor shaft rotations are set within 92 ... 94% in a limited take-off mode and 93. ..97% in the nominal mode, it provides the possibility of optimizing and reliable operation of the main gear mechanisms adapted for operating the equivalent resource with the limitations of the total and equivalent operating time as a percentage of the rotor shaft rotations helicopter propeller i.e. gear screw shaft.
Повышение надежности редукторов подтверждается длительными испытаниями на натурном стенде, что позволяет продлевать межремонтный ресурс главным вертолетным редукторам по техническому состоянию по меньшей мере до 3500 часов.Improving the reliability of gearboxes is confirmed by lengthy tests on a full-scale stand, which allows to extend the overhaul life of the main helicopter gearboxes according to the technical condition at least up to 3500 hours.
Увеличение действующих ресурсов редукторов позволяет владельцу вертолета не прерывать коммерческую эксплуатацию и экономить средства, предназначенные для капитального ремонта.The increase in the existing resources of the gearboxes allows the owner of the helicopter not to interrupt commercial operation and save money intended for overhaul.
Главный редуктор представляет собой отдельный агрегат вертолета, состоящий из скрепленных между собой корпусов (корпуса вала винта, корпуса редуктора, поддона и передней крышки), внутри которых размещены основной механизм редуктора с планетарной ступенью, приводы агрегатов и масляная система редуктора.The main gearbox is a separate unit of the helicopter, consisting of housings (screw shaft housing, gearbox housing, drip pan and front cover) interconnected, inside of which the main gearbox mechanism with a planetary stage, unit drives and gearbox oil system are located.
На фиг.1 представлена кинематическая схема главного редуктора ВР-14.Figure 1 presents the kinematic diagram of the main gearbox VR-14.
На фиг.2 - схема расположения главного редуктора.Figure 2 - layout of the main gear.
На фиг.3 - общий вид силовой установки вертолета с приводом от двух газотурбинных двигателей.Figure 3 is a General view of the power plant of a helicopter driven by two gas turbine engines.
Передачу на вал несущего винта вертолета осуществляют через три ступени редукции. Первая ступень редукции передает вращение от двух двигателей через муфты 1, 2 свободного хода (обгонные муфты) и ведущие цилиндрические косозубые шестерни 3, 4 на ведомую цилиндрическую косозубую шестерню 5, см. фиг.1. В первой ступени происходит слияние силовых потоков от двигателей.The transfer to the rotor shaft of the helicopter is carried out through three stages of reduction. The first reduction stage transmits rotation from two engines through freewheels 1, 2 (freewheels) and helical helical gears 3, 4 to the driven helical helical gear 5, see Fig. 1. In the first stage, the power flows from the engines merge.
Вторая ступень редукции передает вращение от конической спиральнозубой шестерни 6 другой конической спиральнозубой шестерне 7 и переводит горизонтальную ось вращения первой ступени редукции в вертикальную.The second reduction gear transfers rotation from the bevel gear 6 to the other bevel gear 7 and translates the horizontal axis of rotation of the first reduction gear to the vertical.
Третья ступень редукции является дифференциальной замкнутой, в которой цилиндрические прямозубые шестерни 8, 9, 10 составляют дифференциал (все три звена 8, 9, 10 вращаются), а шестерни 11, 12, 13 образуют замыкающую цепь дифференциала. Шестерня 10 размещена на одном валу с конической шестерней 7 и является ведущим звеном дифференциала. Шестерни 9 (пять штук) являются сателлитами, водило 8 и шестерня 8 в нем сцеплены с валом 14 несущего винта, см. фиг.1.The third reduction stage is differential closed, in which spur gears 8, 9, 10 make up the differential (all three links 8, 9, 10 rotate), and gears 11, 12, 13 form the closing differential circuit. Gear 10 is placed on the same shaft with bevel gear 7 and is the leading link in the differential. Gears 9 (five pieces) are satellites, carrier 8 and gear 8 in it are coupled to the
Шестерни 12 являются промежуточными колесами замыкающей цепи. Таким образом, в третьей ступени редукции крутящий момент на вал 14 несущего винта передается двумя путями: через дифференциал 8, 9, 10 и цепь замыкания 11, 12, 13, см. фиг.1. Передача на хвостовой винт вертолета осуществляется через первую и вторую ступень редукции (общими с передачей на вал 14 несущего винта) и через дополнительную повышающую ступень 43 двух конических шестерен 15, 16 со спиральными зубьями, см. фиг.1.Gears 12 are intermediate wheels of the closing chain. Thus, in the third stage of reduction, the torque to the
Приводы к агрегатам редуктора выведены на переднюю и заднюю части, на левый и правый борт редуктора.The drives to the gearbox units are brought to the front and rear, to the left and right side of the gearbox.
На переднюю часть выведен привод вентилятора, который осуществляют от цилиндрической зубчатой шестерни 5 через цилиндрические шестерни 17, 18, 18, 20, см. фиг.1.A fan drive is brought to the front part, which is carried out from a spur gear 5 through spur gears 17, 18, 18, 20, see FIG. 1.
На заднюю часть выведен привод к генератору, который осуществляют от цилиндрической шестерни 21 приводов через цилиндрические шестерни 22, 23 и конические шестерни 24, 25, см. фиг.1.The drive to the generator is brought to the rear part, which is carried out from the spur gear 21 of the drives through spur gears 22, 23 and bevel gears 24, 25, see Fig. 1.
Приводы на левый борт редуктора осуществляют от цилиндрической шестерни 22 привода масляного агрегата через конические шестерни 26, 27 на набор цилиндрических шестерен 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 35, см. фиг.1.The drives to the left side of the gearbox are carried out from the spur gear 22 of the oil unit drive through bevel gears 26, 27 to a set of spur gears 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 35, see Fig. 1.
Приводы на правый борт редуктора осуществляют от цилиндрических шестерен 21, 36 через конические шестерни 37, 38 и на набор цилиндрических шестерен 39, 40, 41, 42, см. фиг.1.Drives on the starboard side of the gearbox are carried out from spur gears 21, 36 through bevel gears 37, 38 and onto a set of spur gears 39, 40, 41, 42, see Fig. 1.
Кроме того, на фиг.2 показано: поз. 43 - один из двух газотурбинных турбовальных двигателей ТВ3-117М, установленных в мотогондоле 44 вертолета и закрепленных к подредукторным опорам 45 вертолета посредством фланцев 46.In addition, figure 2 shows: pos. 43 - one of two gas turbine turbojet engines TV3-117M installed in the
Кроме того, на фиг.3 показаны выхлопные сопла 47, 48 двигателей 43, через которые осуществляется доступ к силовой (свободной) турбине для вращения муфт свободного хода 1 и(или) 2 и контроля люфтов механизмов главного редуктора.In addition, figure 3 shows the
Способ оценки технического состояния главного редуктора вертолета осуществляется следующим образом. Длительными испытаниями на натурном стенде и на летающих вертолетах - лабораториях нарабатывают ресурс с фиксированием продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности в период эксплуатации, и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета. Проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта, т.е. вала 14 несущего винта через дифференциал 8, 9, 10 и цепь замыкания 11, 12, 13 посредством одной из двух муфт 1 или 2 свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов.The method of assessing the technical condition of the main gearbox of the helicopter is as follows. Long-term tests on a full-scale stand and on flying helicopters - laboratories produce a resource by recording the duration of flight modes, distinguished by the level of loading during operation, and the loading corresponding to a typical combination of flight modes. An assessment is made of the technical condition of the mechanisms of the main gearbox for working together with two engines, ensuring flight with one engine running, and also for the possibility of using the rotor autorotation modes, i.e. the
При этом суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определенных соотношением Тэкв=То.в+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном. - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, причем обороты вала 14 несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетном режиме и 93...97% на номинальном режиме.At the same time, the total operating time in the limited take-off and nominal modes does not exceed the permissible norms for the resource for at least 3500 hours, determined by the ratio Tekv = T.v + (0.45 ... 0.65) Tnom ≤5%, where Tekv - equivalent operating hours in limited modes in percent, To.v. - operating time in operation on a limited take-off mode as a percentage of the total operating time, Tn. - running hours in operation in the nominal mode as a percentage of the total operating time, and the rotational speed of the
Такой способ оценки технического состояния агрегатов вертолета подтверждает надежность эксплуатации главных редукторов вертолетов, позволяет не прерывать коммерческую эксплуатацию вертолетов и экономить средства, предназначенные для капитального ремонта.This method of assessing the technical condition of helicopter assemblies confirms the reliability of operation of the main helicopter gearboxes, allows you to not interrupt the commercial operation of helicopters and save money for overhaul.
Источники информацииSources of information
1. RU, патент 2103668, G 01 M 15/00, 1996.1. RU, patent 2103668, G 01 M 15/00, 1996.
2. RU, патент 2013756, G 01 M 13/04, 1994.2. RU, patent 2013756, G 01 M 13/04, 1994.
3. RU, патент 2181334, B 64 F 5/00, 2001 - прототип.3. RU, patent 2181334, B 64 F 5/00, 2001 - prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002118300/11A RU2230006C2 (en) | 2002-07-08 | 2002-07-08 | Method of estimation of helicopter technical state |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002118300/11A RU2230006C2 (en) | 2002-07-08 | 2002-07-08 | Method of estimation of helicopter technical state |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002118300A RU2002118300A (en) | 2004-02-20 |
| RU2230006C2 true RU2230006C2 (en) | 2004-06-10 |
Family
ID=32845811
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002118300/11A RU2230006C2 (en) | 2002-07-08 | 2002-07-08 | Method of estimation of helicopter technical state |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2230006C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2556043C1 (en) * | 2014-04-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method for determining deformation in system of longitudinal control and control of collective pitch of helicopter rotor |
| RU2602318C2 (en) * | 2011-08-30 | 2016-11-20 | Дженерал Электрик Компани | System and method for predicting turbine rub |
| RU2631557C1 (en) * | 2016-07-27 | 2017-09-25 | Публичное акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Method of determination in flight of bending stresses on rotor shaft of helicopter with torsional rotor head |
| CN111999056A (en) * | 2020-07-31 | 2020-11-27 | 中南大学 | Multifunctional experiment table for simulating helicopter tail transmission vibration |
-
2002
- 2002-07-08 RU RU2002118300/11A patent/RU2230006C2/en active IP Right Revival
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2602318C2 (en) * | 2011-08-30 | 2016-11-20 | Дженерал Электрик Компани | System and method for predicting turbine rub |
| RU2556043C1 (en) * | 2014-04-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method for determining deformation in system of longitudinal control and control of collective pitch of helicopter rotor |
| RU2631557C1 (en) * | 2016-07-27 | 2017-09-25 | Публичное акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Method of determination in flight of bending stresses on rotor shaft of helicopter with torsional rotor head |
| CN111999056A (en) * | 2020-07-31 | 2020-11-27 | 中南大学 | Multifunctional experiment table for simulating helicopter tail transmission vibration |
| CN111999056B (en) * | 2020-07-31 | 2021-10-08 | 中南大学 | Multifunctional experiment table for simulating helicopter tail transmission vibration |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002118300A (en) | 2004-02-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Wright et al. | The M. 45SD-02 variable pitch geared fan engine demonstrator test and evaluation experience | |
| US8478548B2 (en) | User interface system and method for diagnosing a rotating machine condition not based upon prior measurement history | |
| CN110185775B (en) | Passive lubrication system for gas turbine engine gearbox during wind turns | |
| CN105628378A (en) | Gear dynamic stress test device | |
| RU2230006C2 (en) | Method of estimation of helicopter technical state | |
| TW201901031A (en) | System and method for monitoring grease of wind power generator | |
| CN107764558A (en) | A kind of experimental provision and experimental method for being used to simulate gear fanjet blade loss | |
| DE102019210795A1 (en) | Stress wave transmission and method for stress wave transmission | |
| CN110030165A (en) | A kind of floating blower scale model rotating vane aerodynamic loading monitoring device and method | |
| Hardman et al. | SH-60 helicopter integrated diagnostic system (HIDS) program-diagnostic and prognostic development experience | |
| Romero et al. | Feasibility study of a rotorcraft health and usage monitoring system (HUMS): Results of operator's evaluation | |
| CN106153342A (en) | Aero-engine heavy duty high speed bush(ing) bearing comprehensive performance testing device | |
| CN106644483A (en) | Bearing fault detection method and system for gear box | |
| DE69015296T2 (en) | Test bench with dynamometer. | |
| Keller et al. | Examples of condition based maintenance with the vibration management enhancement program | |
| RU2181334C1 (en) | Method of estimation of technical state of helicopter rotor system for prolongation of its service life | |
| Sheng et al. | An Integrated Approach Using Condition Monitoring and Modeling to Investigate Wind Turbine Gearbox Design | |
| Lewis et al. | Airwothiness releases as a result of condition based maintenance | |
| Larder et al. | HUMS condition based maintenance credit validation | |
| Yang et al. | Application of SPM to detect the wind turbine bearing fault | |
| Hess et al. | Seeded fault testing in support of mechanical systems prognostic development | |
| CN216846892U (en) | Dustproof test device for sealed bearing | |
| JP7252737B2 (en) | Wind turbine grease monitoring system and method | |
| CN114110099A (en) | Planetary reducer | |
| thru ADP010648 | This paper is part of the following report: TITLE: Application of Damage Tolerance Principles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050709 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130709 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20150510 |