RU2499240C1 - Method of gas turbine engine vibration monitoring - Google Patents
Method of gas turbine engine vibration monitoring Download PDFInfo
- Publication number
- RU2499240C1 RU2499240C1 RU2012126873/06A RU2012126873A RU2499240C1 RU 2499240 C1 RU2499240 C1 RU 2499240C1 RU 2012126873/06 A RU2012126873/06 A RU 2012126873/06A RU 2012126873 A RU2012126873 A RU 2012126873A RU 2499240 C1 RU2499240 C1 RU 2499240C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vibration
- characteristic
- gas turbine
- engine
- vibration characteristic
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени, при техническом обслуживании и/или после ремонта.The invention relates to the monitoring of the technical condition of aircraft gas turbine engines (GTE) and can be used to diagnose GTE during their operation in real time, during maintenance and / or after repair.
Наиболее известные и широко используемые в настоящее время на практике способы и устройства для диагностирования технического состояния авиационных ГТД обычно сочетают статистические методы оценки надежности (эксплуатация приводных агрегатов и ГТД в целом по назначенному ресурсу) с контролем ограниченного количества функциональных параметров в процессе эксплуатации ГТД.The most well-known and currently widely used in practice methods and devices for diagnosing the technical condition of aviation gas turbine engines usually combine statistical methods for assessing reliability (operation of drive units and gas turbine engines in general for the assigned resource) with monitoring a limited number of functional parameters during the operation of gas turbine engines.
Данная практика существенно снижает расходы, так как уменьшает вероятность снятия исправного двигателя с крыла и переборкой фактически исправных двигателей. Однако практическая реализация данных методов возможна лишь при корректном выборе контролируемых функциональных параметров, наличии эффективного инструментального обеспечения для реализации данных методов и наличия методологии обработки получаемых функциональных параметров.This practice significantly reduces costs, as it reduces the likelihood of removing a serviceable engine from the wing and a bulkhead of actually serviceable engines. However, 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 availability of a processing methodology for the obtained functional parameters.
В настоящее время довольно широко распространена вибрационная диагностика узлов и агрегатов ГТД, основанная на использовании в качестве функционального параметра вибраций деталей, узлов и агрегатов двигателя и определении по их значениям состояния ГТД. Данные методы основаны на том, что в процессе работы ГТД динамические процессы вызывают колебания корпуса, подшипников валов роторов, самих роторов, лопаток, установленных на роторах и пр. Для диагностирования ГТД измеряют вибрационный сигнал и по его анализу делают вывод о состоянии ГТД.At present, vibration diagnostics of gas turbine engine components and assemblies is quite widespread, based on using the vibration of engine parts, components and assemblies as a functional parameter and determining the gas turbine engine condition from their values. These methods are based on the fact that during the operation of a gas turbine engine dynamic processes cause oscillations of the housing, bearings of the rotor shafts, rotors themselves, blades mounted on the rotors, etc. To diagnose a gas turbine engine, a vibration signal is measured and, based on its analysis, a state of the gas turbine engine is drawn.
Так известен способ контроля технического состояния ГТД, включающий измерение его вибрации и степени повышения давления в компрессоре или вентиляторе на режиме, соответствующем максимальной величине вибрации и увеличении площади реактивного сопла до снижения степени повышения давления на 10-15% по сравнению с измеренной, причем наличие аэродинамического дисбаланса устанавливают в случае снижения величины вибрации на 10% и более. (см. а.с. СССР №1582817, кл. G01M 15/00, 2004 г.).So there is a known method of monitoring the technical condition of a gas turbine engine, including measuring its vibration and the degree of pressure increase in the compressor or fan in a mode corresponding to the maximum vibration and increasing the area of the jet nozzle to reduce the degree of pressure increase by 10-15% compared with the measured one, and the presence of aerodynamic imbalance is established in the case of a decrease in vibration by 10% or more. (see AS USSR No. 1582817, class G01M 15/00, 2004).
В результате анализа известного решения необходимо отметить, что данный метод обладает значительной погрешностью, не позволяющей достоверно определить состояние двигателя и весьма узкими функциональными возможностями, так как не может быть применен в полетных условиях.As a result of the analysis of the known solution, it should be noted that this method has a significant error, which does not allow to reliably determine the state of the engine and very narrow functionality, since it cannot be applied in flight conditions.
Известен способ диагностики ГТД, согласно которому перед началом испытаний определяют перечень характеристических частот для испытуемого ГТД, затем устанавливают на корпусе двигателя вибропреобразователь, частотный диапазон которого достаточен для измерения вибрации в широком диапазоне: от нескольких Гц до частот, превышающих частоты следования рабочих лопаток контролируемых ступеней двигателя, выводят ГТД на рабочий режим, проводят спектральный анализ огибающей вибрации, выделяемой на характерных частотах, и измеряют составляющие этого спектра в диапазоне от нуля до частоты вращения ротора, имеющего наибольшую скорость вращения. Полученные значения сравнивают с величинами этих же составляющих, замеренными в исходном состоянии ГТД. По частотам составляющих, имеющих наибольшие по величине отклонения замеренных значений от исходных, определяют доминирующие (основные) источники изменения вибрации. Локализацию дефекта осуществляют по спектрам вибрации, замеренной в широком диапазоне, путем измерения и сравнения с исходными значениями модуляционных составляющих вибрации только тех несущих, частоты которых кратны частотам основных источников. (см. патент РФ №2297613, кл. G01M 15/14, 2007 г.).There is a known method for diagnosing a gas turbine engine, according to which, before starting the test, a list of characteristic frequencies for the gas turbine engine under test is determined, then a vibration transducer is installed on the engine body, the frequency range of which is sufficient to measure vibration in a wide range: from several Hz to frequencies exceeding the repetition frequencies of the working blades of the controlled engine stages , the gas turbine engine is put into operation, a spectral analysis of the envelope of vibration emitted at characteristic frequencies is carried out, and the components are measured e of this spectrum in the range from zero to the rotational speed of the rotor having the highest rotation speed. The obtained values are compared with the values of the same components measured in the initial state of a gas turbine engine. According to the frequencies of the components having the largest deviations of the measured values from the initial ones, the dominant (main) sources of vibration change are determined. The defect is localized according to vibration spectra measured over a wide range, by measuring and comparing with the initial values of the modulation components of vibration only those carriers whose frequencies are multiples of the frequencies of the main sources. (see RF patent No. 2297613, class G01M 15/14, 2007).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что достоверно трудно установить связь между источниками возникновения вибрации и изменением спектра. Для серийных двигателей, находящихся в эксплуатации, такой способ контроля не облает оперативностью и требует оснащения эксплуатирующей организации специальной аппаратурой и опытными специалистами.As a result of the analysis of the known method, it should be noted that it is reliably difficult to establish a connection between the sources of vibration and the change in the spectrum. For serial engines in operation, this control method is not efficient and requires equipping the operating organization with special equipment and experienced specialists.
Известен способ диагностики технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД, включающий измерение и цифровую обработку вибросигналов с корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД,причем измерение вибросигналов осуществляют дистанционно и бесконтактно посредством лазерного вибропреобразователя в приближенных к диагностируемым элементам 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,а 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, при этом, перед измерениями вибросигналов лазерный вибропреобразователь размещают на оптимальном расстоянии перед зоной измерений и настраивают оптическую систему лазерного вибропреобразователя с фокусировкой луча лазерного излучения на одной из информативных точек на поверхности корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов вблизи диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД в пределах зоны измерений, а перед измерением и цифровой обработкой вибросигналов предварительно проводят измерение и цифровую обработку вибросигналов при прокрутке двигателя для определения технического состояния подшипников в диагностируемых узлах ГТД и приводных агрегатах,A known method for diagnosing the technical condition of parts, assemblies and drive units of a gas turbine engine, including measuring and digitally processing vibration signals from a housing structure of a gas turbine engine and drive units to obtain information about the technical condition of the diagnosed parts, assemblies and drive units of a gas turbine engine, is used to measure vibration signals remotely and contactlessly using a laser vibration transducer at informative points close to the diagnosed elements on the surface of the body structures of the gas turbine engine and drive units within the measurement zones, defined by a radius predominantly equal to a quarter of the length of the bending wave in the case structures, and the 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 vibration of the case structures of the gas turbine engine and drive units to obtain information on the technical condition of diagnosed parts, assemblies and drive units of a gas turbine engine, and, before measuring vibrosignals, a laser vibroconvert l placed at an optimal distance in front of the measurement zone and set up the optical system of the laser vibration transducer with focusing the laser beam on one of the informative points on the surface of the casing structures of the gas turbine engine and drive units near the diagnosed parts, nodes and drive gas turbine engines within the measurement zone, and before measurement and digital processing of vibration signals pre-conduct measurement and digital processing of vibration signals when scrolling the engine to determine the technical condition Nia bearings diagnosed nodes GTD and drive units,
а затем осуществляют измерение вибросигналов при запуске двигателя на режиме малого газа для определения технического состояния остальных деталей диагностируемых узлов ГТД и приводных агрегатов, включая ступени компрессоров низкого и высокого давления и соответствующих турбин, зубчатые приводы, редукторы, насосы, генераторы и регуляторы. (см. патент РФ №2379645, кл. G01M 15/14, 2010 г.).and then they measure vibration signals when the engine is started on low gas mode to determine the technical condition of the remaining parts of the diagnosed gas turbine engine assemblies and drive units, including the stages of low and high pressure compressors and associated turbines, gear drives, gearboxes, pumps, generators and regulators. (see RF patent No. 2379645, class G01M 15/14, 2010).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что этот способ невозможно использовать непосредственно в полете. Он требует специальных мест контроля на корпусе двигателя и проведения исследований в лабораторных условиях при снятии двигателя с крыла. В этом случае отсутствует оперативность и требуется большое время для установления текущего состояния двигателя.As a result of the analysis of the known method, it should be noted that this method cannot be used directly in flight. It requires special places of control on the engine body and conducting research in laboratory conditions when removing the engine from the wing. In this case, there is no efficiency and it takes a long time to establish the current state of the engine.
Известен способ вибродиагностики газотурбинных двигателей путем измерения и регистрации значений вибросигнала и частоты вращения ротора двигателя на переходных режимах, сравнение измеренного и заданного значений вибросигнала для характерных частот вращения и определения технического состояния двигателя по отклонению измеренного значения вибросигнала от эталонного, причем дополнительно измеряют и регистрируют значения вибросигнала и частоты вращения при регулировке топливной аппаратуры на минимальные и максимальные избытки топлива, (см. а.с. СССР №1816986, кл. G01M 15/00, 1093 г.) - наиболее близкий аналог.There is a method of vibration diagnostics of gas turbine engines by measuring and recording the values of the vibration signal and the rotor speed of the engine rotor in transient conditions, comparing the measured and set values of the vibration signal for the characteristic rotation frequencies and determining the technical condition of the engine by deviating the measured value of the vibration signal from the reference one, moreover, the vibration signal is measured and recorded and speed when adjusting fuel equipment for minimum and maximum excess top Liva, (see USSR AS No. 1816986, class G01M 15/00, 1093) is the closest analogue.
В результате анализа известного решения необходимо отметить, что ему присуща нестабильность, так как вибрация зависит от степени прогрева двигателя и времени переходных процессов. Причем для некоторых моделей двигателей в конце переходных режимов приемистости отмечается увеличение вибраций в течение 2…2 секунд. Изложенное выше снижает точность и надежность вибродиагностики, особенно в полете.As a result of the analysis of the known solution, it should be noted that instability is inherent in it, since vibration depends on the degree of warming up of the engine and the time of transients. Moreover, for some models of engines at the end of transient pick-up modes, an increase in vibrations is noted for 2 ... 2 seconds. The above reduces the accuracy and reliability of vibration diagnostics, especially in flight.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности и надежности диагностики ГТД непосредственно в полете и на моторных стендах при выпуске двигателя в эксплуатацию.The technical result of the present invention is to improve the accuracy and reliability of the diagnosis of gas turbine engines directly in flight and on motor stands when the engine is put into operation.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что вThe specified technical result is ensured by the fact that in
способе вибродиагностики газотурбинного двигателя, включающем получение эталонной виброхарактеристики при наземных испытаниях двигателя, получение полетной виброхарактеристики, сравнение эталонной и полетной виброхарактеристик и определение технического состояния двигателя по отклонению полетной виброхарактеристики от эталонной, новым является то, что 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 серию полетов, на каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виорохарактеристику, 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.the method of vibration diagnostics of a gas turbine engine, including obtaining a reference vibration characteristic for ground engine tests, obtaining flight vibration characteristics, comparing the reference and flight vibration characteristics and determining the technical condition of the engine by deviating the flight vibration characteristics from the reference, new is that the reference vibration characteristics are formed by forming the basic by measuring and recording the values of the vibration signal on the working rotor speeds during ground tests of the engine, as well as the formation of operational vibration characteristics, for which a series of flights is carried out, on each of the flights of the series, according to the vibration signal readings at the operating frequencies of the rotor rotation, a local operational viocharacteristic is set, a threshold for deviation of the local operational vibration characteristics from the base is set, each received the local vibration characteristics of the series are compared with the base and local vibration characteristics, the values of which do not go beyond the established threshold when comparing with the basic characteristic, a reference vibration characteristic is formed.
На чертеже представлена схема системы для осуществления способа вибродиагностики.The drawing shows a diagram of a system for implementing the method of vibration diagnostics.
Система для осуществления способа вибродиагностики ГТД 1, устанавливаемого на объект (например, самолет) 2, содержит датчик 3 частоты вращения ротора ГТД 1 и датчик 4 вибрации ротора ГТД. Выходы датчиков 3 и 4 связаны с входами блока 5 формирования базовой виброхарактеристики вибросигнала в зависимости от частоты вращения ротора. Система также содержит блок 6 формирования локальных эксплуатационных виброхарактеристик вибросигнпла, входы которого связаны с датчиками 3 и 4, а выход - с первым входом первого блока сравнения 7, второй вход которого связан с выходом блока 5. Выход блока 7 связан с первым входом второго блока 8 сравнения, со вторым входом которого связан выход задатчика 9. Выход блока 8 связан с блоком 10 формирования эталонной виброхарактеристики вибросигнала. Система также оснащена блоком 11 формирования полетной виброхарактеристики вибросигнала, входами связанным с датчиками 3 и 4, а выходом с первым входом третьего блока 12 сравнения, со вторым входом которого связан выход блока 10. Выход третьего блока 12 сравнения связан с блоком сигнализации 13, расположенным, например, в кабине самолета. С данным блоком также связан выход второго блока 8 сравнения.The system for implementing the method of vibration diagnostics of a gas turbine engine 1 installed on an object (for example, an airplane) 2 contains a sensor 3 of the rotor speed of the gas turbine engine 1 and a sensor 4 of vibration of the gas turbine rotor. The outputs of the sensors 3 and 4 are connected to the inputs of the block 5 for the formation of the basic vibration characteristics of the vibration signal depending on the rotor speed. The system also contains a unit 6 for generating local operational vibration characteristics of the vibrosignle, the inputs of which are connected to sensors 3 and 4, and the output is connected to the first input of the first comparison unit 7, the second input of which is connected to the output of unit 5. The output of unit 7 is connected to the first input of second unit 8 comparison, the second input of which is connected to the output of the setter 9. The output of block 8 is connected to block 10 of the formation of the reference vibration characteristics of the vibration signal. The system is also equipped with a unit 11 for generating a flight vibrational characteristic of the vibrosignal, inputs connected to sensors 3 and 4, and an output with the first input of the third comparison unit 12, with the second input of which the output of unit 10 is connected. The output of the third comparison unit 12 is connected with the signaling unit 13, located for example, in the cockpit. The output of the second comparison unit 8 is also associated with this block.
Система также оснащена счетчиком 14 полетов, выход которого связан с первым входом четвертого блока 15 сравнения, со вторым входом которого связан выход задатчика 16 количества полетов. Выход блока 15 сравнения связан с ключом 17, находящимся в линии связи второго блока 8 сравнения и блока 10 формирования эталонной виброхарактеристики вибросигнала.The system is also equipped with a counter 14 flights, the output of which is connected to the first input of the fourth block 15 comparison, with the second input of which is connected the output of the setter 16 of the number of flights. The output of the comparison unit 15 is connected to the key 17 located in the communication line of the second comparison unit 8 and the unit 10 for generating the standard vibration characteristic of the vibration signal.
Датчики 3 и 4 системы, счетчик полетов, задатчик 16 количества полетов являются стандартными.Sensors 3 and 4 of the system, flight counter, setpoint 16 number of flights are standard.
В качестве блока сигнализации может быть использован известный блок речевой сигнализации или световое табло.As a signaling unit, a known voice signaling unit or a light board can be used.
В качестве блоков формирования виброхарактеристик могут быть использованы накопители информации, выполненные в виде цифровых блоков памяти, в которых сохраняется в табличном виде зависимость значения вибрации от частоты вращения ротора двигателя или другого параметра, характеризующего режим работы двигателя. Данная зависимость может быть аппроксимирована одним из известных способов, например, степенным полиномом.As blocks for the formation of vibration characteristics, information storage devices made in the form of digital memory blocks can be used, in which the dependence of the vibration value on the rotational speed of the engine rotor or other parameter characterizing the engine operating mode is stored in a table form. This dependence can be approximated by one of the known methods, for example, a power polynomial.
В качестве блоков сравнения могут быть использованы широко известные логические блоки И/ИЛИAs comparison blocks, well-known AND / OR logic blocks can be used.
Способ вибродиагностики ГТД осуществляют следующим образом.The method of vibration diagnostics of a gas turbine engine is as follows.
Для проведения вибродиагностики изготовленный или капитально отремонтированный ГТД устанавливают на стенд, включают его в работу и снимают виброхарактеристики ротора на рабочих установившихся частотах вращения. Частоты вращения при этом отслеживаются датчиком 3, а вибрации - датчиком 4. Показания с датчиков 3 и 4 поступают на блок 5, в котором на их основе формируется базовая виброхарактеристика ГТД, то есть, значения вибрации в зависимости от частоты вращения ротора ГТД. Таким образом, для каждого ГТД, до установки его на объект (самолет) формируют индивидуальную базовую виброхарактеристику, на которую не влияют вибрации самого объекта (самолета).To conduct vibrodiagnostics, a manufactured or thoroughly repaired gas turbine engine is installed on a stand, included in the work, and the vibration characteristics of the rotor are taken at operating steady-state rotation frequencies. In this case, the rotation frequencies are monitored by the sensor 3, and the vibrations by the sensor 4. The readings from the sensors 3 and 4 are sent to block 5, in which the basic vibration characteristic of the gas turbine engine is formed, that is, the vibration value depending on the rotational speed of the gas turbine rotor. Thus, for each gas turbine engine, before installing it on an object (aircraft), an individual basic vibration characteristic is formed, which is not affected by the vibrations of the object (aircraft).
После установки двигателя на самолет осуществляют снятие эксплуатационных виброхарактеристик ГТД. Для этого используются данные, полученные в серии первых нескольких (заранее заданном числе) опытных полетах. Для формирования эксплуатационной виброхарактеристики задатчиком 16 устанавливают заданное количество полетов. Количество реально проведенных полетов отслеживает счетчик 14 полетов. Как правило, счетчик полетов отслеживает количество запусков ГТД и количество выпусков шасси самолета. Пока число совершенных полетов меньше или равно (не больше) заданного, сигнал с устройства 15 сравнения поступает на ключ 17 и держит его в замкнутом (включенном) положении.After installing the engine on the plane, the GTE vibration characteristics are removed. For this, the data obtained in the series of the first few (predetermined number) pilot flights are used. To form operational vibration characteristics, the setter 16 sets a predetermined number of flights. The number of flights actually carried out is monitored by a counter of 14 flights. Typically, a flight counter tracks the number of GTE launches and the number of aircraft chassis releases. While the number of completed flights is less than or equal to (no more) than the set, the signal from the comparison device 15 is supplied to the key 17 and holds it in a closed (on) position.
В процессе каждого опытного полета серии, в блоке 6 на основании показаний датчиков 3 и 4 формируется локальная эксплуатационная виброхарактеристика, например, в виде степенного полинома, характерная для данного полета серии, которая сравнивается в первом блоке 7 сравнения с базовой виброхарактеристикой блока 5. Полученный сигнал рассогласования сравнивается во втором блоке 8 сравнения с заданным задатчиком 9 пороговым значением. В случае выхода сигнала за пределы заданного порога сигнал рассогласования выдается на блок сигнализации 13, а блок формирования 10 эталонной виброхарактеристики не учитывает данный сигнал. Это весьма важно, так как даже на стадии отработки ГТД позволяет исключить его аварию и повреждения.During each experimental flight of the series, in block 6, based on the readings of sensors 3 and 4, a local operational vibration characteristic is generated, for example, in the form of a power polynomial characteristic for a given flight of the series, which is compared in the first block 7 of comparison with the basic vibration characteristic of block 5. The received signal the mismatch is compared in the second block 8 of the comparison with a given setpoint 9 threshold value. If the signal goes beyond the specified threshold, the error signal is issued to the signaling unit 13, and the unit for generating 10 of the reference vibrational characteristic does not take into account this signal. This is very important, since even at the stage of development of a gas turbine engine it is possible to exclude its accident and damage.
Если значения локальных эксплуатационных виброхарактеристик находятся в пределах заданного порогового значения, их значения регистрируются в блоке 10 и по ним в блоке 10 формируется эталонная виброхарактеристика тем же способом как другие виброхарактеристики, приведенные выше.If the values of the local operational vibration characteristics are within a predetermined threshold value, their values are recorded in block 10 and a standard vibration characteristic is formed in them in block 10 in the same way as the other vibration characteristics described above.
Когда на четвертый блок 15 сравнения со счетчика 14 полетов поступает сигнал, характеризующий число полетов, равный сигналу задатчика 16, с блока 15 сравнения на ключ 17 поступает сигнал его выключения (размыкания).When a signal characterizing the number of flights equal to the signal of the setter 16 arrives at the fourth comparison block 15 from the counter 14 flights, a signal to turn it off (open) is received from the comparison block 15 to the key 17.
Полученная эталонная виброхарактеристика учитывает индивидуальные виброхарактеристики как ГТД, так и самолета, на котором установлен ГТД.The obtained reference vibration characteristic takes into account the individual vibration characteristics of both the gas turbine engine and the aircraft on which the gas turbine engine is installed.
В процессе эксплуатации ГТД (полетов самолета) датчиками 3 и 4 постоянно осуществляется измерение числа оборотов ротора и его вибрации на рабочих частотах ротора, по которым в блоке 11 формируется аналогично полетная виброхарактеристика, текущее значение вибрации сравнивается в третьем блоке 12 сравнения с эталонной виброхарактеристикой на одних и тех же частотах вращения и по результатам сравнения вырабатывается вибросигнал рассогласования, который характеризует техническое состояние ГТД на момент полета.During the operation of a gas turbine engine (aircraft flights), sensors 3 and 4 constantly measure the rotor speed and its vibration at the operating frequencies of the rotor, according to which a flight vibration characteristic is formed in block 11, the current vibration value is compared in the third block 12 of comparison with the reference vibration characteristic on some at the same rotational speeds and according to the results of the comparison, a mismatch vibration signal is generated that characterizes the technical condition of the gas turbine engine at the time of flight.
Данный сигнал подается на блок сигнализации 13 для принятия решения о дальнейшей эксплуатации ГТД и в систему управления самолетом.This signal is fed to the alarm unit 13 to decide on the further operation of the gas turbine engine and in the aircraft control system.
Достоинством данного способа является повышение точности и надежности диагностирования новых и капитально отремонтированных ГТД за счет учета индивидуальных особенностей каждого ГТД и влияний на них самолета, а также исключения аварий на стадии предполетных и полетных испытаний ГТД.The advantage of this method is to increase the accuracy and reliability of diagnosing new and thoroughly repaired gas turbine engines by taking into account the individual characteristics of each gas turbine engine and the effects of the aircraft on them, as well as eliminating accidents at the stage of pre-flight and flight tests of gas turbine engines.
Данный способ учитывает особенности конкретного сочетания самолет - двигатель и позволяет достоверно определять в реальном масштабе времени полета состояние двигателя, своевременно предупреждать экипаж о возникновении опасной ситуации и тем самым обеспечить надежность и безопасность полетов.This method takes into account the specific features of a particular airplane-engine combination and allows reliable determination of the state of the engine in real-time flight time, timely warning the crew of a dangerous situation and thereby ensuring reliability and safety of flights.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126873/06A RU2499240C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method of gas turbine engine vibration monitoring |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126873/06A RU2499240C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method of gas turbine engine vibration monitoring |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2499240C1 true RU2499240C1 (en) | 2013-11-20 |
Family
ID=49710188
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012126873/06A RU2499240C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method of gas turbine engine vibration monitoring |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2499240C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2556477C1 (en) * | 2014-09-01 | 2015-07-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Топаз" | Vibration diagnostic method of gas-turbine engines in operation as per information of onboard devices |
| RU2627750C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-08-11 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Method of determining dynamic disbalance of aeronautical gas turbine engine rotor |
| RU2667830C1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate |
| RU2669494C2 (en) * | 2016-03-15 | 2018-10-11 | Зе Боинг Компани | System and method for protecting strength of motor pylon |
| RU2688340C2 (en) * | 2015-09-30 | 2019-05-21 | Сергей Александрович Тяпкин | Vibration diagnostic method of gas turbine engine |
Citations (5)
| 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 |
| SU1582817A1 (en) * | 1988-12-22 | 2004-07-10 | А.М. Идельсон | METHOD OF CONTROL OF TECHNICAL CONDITION OF GAS TURBINE ENGINE |
| EP1444491A2 (en) * | 2001-11-16 | 2004-08-11 | Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. | Vibration monitoring system for gas turbine engines |
| RU2297613C2 (en) * | 2005-05-11 | 2007-04-20 | "Д Ун Д Центрс" Сиа Лв | Method of diagnosing gas-turbine engine |
| 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 |
-
2012
- 2012-06-28 RU RU2012126873/06A patent/RU2499240C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1582817A1 (en) * | 1988-12-22 | 2004-07-10 | А.М. Идельсон | METHOD OF CONTROL OF TECHNICAL CONDITION OF GAS TURBINE ENGINE |
| 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 |
| RU2297613C2 (en) * | 2005-05-11 | 2007-04-20 | "Д Ун Д Центрс" Сиа Лв | Method of diagnosing gas-turbine engine |
| 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 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2556477C1 (en) * | 2014-09-01 | 2015-07-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Топаз" | Vibration diagnostic method of gas-turbine engines in operation as per information of onboard devices |
| RU2688340C2 (en) * | 2015-09-30 | 2019-05-21 | Сергей Александрович Тяпкин | Vibration diagnostic method of gas turbine engine |
| RU2669494C2 (en) * | 2016-03-15 | 2018-10-11 | Зе Боинг Компани | System and method for protecting strength of motor pylon |
| US10273017B2 (en) | 2016-03-15 | 2019-04-30 | The Boeing Company | System and method for protecting the structural integrity of an engine strut |
| RU2627750C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-08-11 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Method of determining dynamic disbalance of aeronautical gas turbine engine rotor |
| RU2667830C1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of diagnostics of the technical condition of the aviation drive aggregate |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2379645C2 (en) | Method to diagnose health of gas turbine engine assembly units and parts and device to this end | |
| KR101448242B1 (en) | A method and a device for performing a health check of a turbine engine of an aircraft having at least one such engine | |
| RU2499240C1 (en) | Method of gas turbine engine vibration monitoring | |
| KR101435138B1 (en) | A method and a device for performing a check of the health of a turbine engine of an aircraft provided with at least one turbine engine | |
| EP1762831B1 (en) | Health monitoring of a mechanical system | |
| RU2558007C2 (en) | Method to detect damage of at least of support bearing of engine | |
| JP5562979B2 (en) | Method and system for monitoring vibration phenomena occurring during operation of an aircraft gas turbine engine | |
| CN109477464B (en) | Condition monitoring of mechanical equipment, in particular wind turbines | |
| US7698942B2 (en) | Turbine engine stall warning system | |
| US10295436B2 (en) | Structured light measuring apparatus and methods | |
| US8820149B2 (en) | Method for oscillation measurement on rotor blades or wind power installations | |
| KR101451950B1 (en) | A method of optimizing the performance of an aircraft, a device, and an aircraft | |
| WO2014123443A1 (en) | Method and device for vibration diagnosis and forecasting sudden engine failure | |
| RU2556477C1 (en) | Vibration diagnostic method of gas-turbine engines in operation as per information of onboard devices | |
| RU2613047C1 (en) | Method of vibration diagnostics of bearing supports as part of gas turbine engines using technical microphone | |
| RU2478923C2 (en) | Diagnostics method of technical state of inter-rotor bearing of two-shaft gas turbine engine | |
| RU121073U1 (en) | VIBRODIAGNOSTIC SYSTEM OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2522275C2 (en) | Method for determining technical state of power plants | |
| RU2297613C2 (en) | Method of diagnosing gas-turbine engine | |
| RU70005U1 (en) | DEVICE FOR DIAGNOSTIC OF TECHNICAL CONDITION OF PARTS, UNITS AND DRIVE UNITS OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| Rao et al. | In situ detection of turbine blade vibration and prevention | |
| RU2598983C1 (en) | Diagnostic technique for type of oscillations of working blades of axial turbomachine | |
| JP2022096626A (en) | Cloud-based acoustic monitoring, analysis, and diagnosis for power generation system | |
| RU127192U1 (en) | DEVICE FOR DETERMINING THE TECHNICAL CONDITION OF AN ENERGY OBJECT | |
| RU2812379C1 (en) | Method for diagnosing condition of gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20151109 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190802 |