RU2512610C2 - Способ и система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы - Google Patents

Способ и система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы Download PDF

Info

Publication number
RU2512610C2
RU2512610C2 RU2011134062/28A RU2011134062A RU2512610C2 RU 2512610 C2 RU2512610 C2 RU 2512610C2 RU 2011134062/28 A RU2011134062/28 A RU 2011134062/28A RU 2011134062 A RU2011134062 A RU 2011134062A RU 2512610 C2 RU2512610 C2 RU 2512610C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
vibration
vibrating
amplitude
defect
Prior art date
Application number
RU2011134062/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011134062A (ru
Inventor
Брюно КАРРАТ
Давид ФЛОР
Эдуар ЯДЧАК
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011134062A publication Critical patent/RU2011134062A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2512610C2 publication Critical patent/RU2512610C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts
    • G01M13/02—Gearings; Transmission mechanisms
    • G01M13/028—Acoustic or vibration analysis
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/114—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting mechanical stresses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/708—Type of control algorithm with comparison tables

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретения относятся к измерительной технике, в частности к области контроля состояния газотурбинных двигателей, и могут быть использованы для контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы. Способ состоит в том, что устанавливают спектр частот вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов, используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа компонента двигателей. При этом в спектре идентифицируют точки кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, для каждой идентифицированной кривой, соответствующей дефекту компонентов двигателя, анализируют амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, соответствующим степени серьезности дефекта, и при превышении значения амплитуды или при обнаружении ненормальной работы передают сообщение, связанное с вибрационной сигнатурой. Система содержит средства получения вибрационного сигнала, средства установления спектра частот вибрационного сигнала, базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, средства идентификации в спектре частот вибрационной сигнатуры, средства анализа амплитуды и средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой. Технический результат заключается в улучшении качества контроля за состоянием газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Уровень техники
Настоящее изобретение относится к общей области контроля газотурбинных двигателей летательных аппаратов, таких, например, как самолеты или вертолеты. В частности, оно касается способа и системы контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы.
Как известно, в двигателе летательного аппарата устанавливают датчики вибраций типа акселерометра для обнаружения вибраций, создаваемых одним или несколькими отдельными компонентами двигателя во время его работы. Полученный вибрационный сигнал анализируют, чтобы сравнить его амплитуду с предопределенными пороговыми значениями, каждое из которых соответствует работе с дефектом отдельного контролируемого компонента. Таким образом, в случае дефекта контролируемого компонента двигателя его работа приводит к появлению отдельного вибрационного явления, которое можно обнаружить посредством анализа вибрационного сигнала.
В документе ЕР 1970691 описан такой способ, применяемый для контроля за износом подшипников находящейся между валами промежуточной опоры авиационного газотурбинного двигателя. В этом изобретении полученный вибрационный сигнал преобразуют в частотный спектр для получения спектральных полос, упорядоченных в зависимости от кратных теоретической частоты повреждения подшипника опоры (теоретическая частота повреждения соответствует работе подшипника с дефектом). Пики амплитуды, выявляемые вокруг кратных этой теоретической частоты, сравнивают с предопределенными пороговыми значениями, чтобы определить, являются ли подшипники опоры поврежденными.
Несмотря на свою эффективность, этот известный способ контроля имеет определенные ограничения с точки зрения его применения. Действительно, очень сложно и даже невозможно вычислить теоретическую частоту работы с дефектами всех компонентов двигателя. Даже если это возможно для некоторых компонентов, такое вычисление остается моделированием, надежность которого не всегда можно обеспечить. В результате многие вибрационные явления в двигателе во время полета летательного аппарата, появляющиеся по причине дефекта компонента двигателя, остаются необнаруженными или неправильно истолковываются, следствием чего может стать потенциальное повреждение двигателя.
Кроме того, известные способы контроля не позволяют обнаруживать ненормальную работу компонента двигателя, например, проскальзывание подшипника опоры на его дорожках качения. Такие случаи ненормальной работы, которые не обязательно связаны с конструкционными дефектами компонентов двигателя, могут привести к повреждению этих компонентов.
Объект и сущность изобретения
Таким образом, настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки и предложить способ и систему, позволяющие усовершенствовать контроль газотурбинного двигателя летательного аппарата.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является способ контроля, согласно которому:
а) в течение предопределенного периода работы двигателя получают вибрационный сигнал, характерный для состояния работы двигателя и его компонентов;
b) устанавливают спектр частот вибрационного сигнала за предопределенный период;
c) используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;
d) в спектре частот идентифицируют точки кривых, которые соответствуют математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;
e) для каждой кривой, идентифицированной в спектре частот и соответствующей вибрационной сигнатуре, причиной которой является дефект компонентов двигателя, анализируют амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта; и
f) при превышении одного или нескольких значений амплитуды или при обнаружении ненормальной работы компонента двигателя передают сообщение, соответствующее вибрационной сигнатуре, при которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или при которой была обнаружена ненормальная работа.
Использование отдельных математических функций для определения вибрационных сигнатур позволяет охватить все вибрационные явления, появляющиеся в двигателе и возникающие по причине дефекта или ненормальной работы компонента двигателя, независимо от того, являются эти явления взаимосвязанными или нет, и от того, можно их предсказать теоретически или нет. Таким образом, можно контролировать все дефекты или случаи ненормальной работы компонентов двигателя, приводящие во время полета к появлению отдельных вибрационных явлений. Это позволяет улучшить контроль двигателя.
Согласно предпочтительному отличительному признаку изобретения способ дополнительно состоит в том, что создают уведомление технического обслуживания двигателя, когда одно и то же сообщение повторяется в нескольких полетах, на нескольких идентичных фазах полета или несколько раз при работе двигателя на одном и том же режиме. Это позволяет отслеживать во времени изменение отдельного вибрационного явления и предупреждать любое повреждение двигателя, заранее прогнозируя уведомление технического обслуживания. За счет этого существенно улучшаются операции обслуживания и возможность ремонта компонента, являющегося причиной отдельной вибрационной сигнатуры.
Предпочтительно уведомление технического обслуживания содержит идентификацию компонента или компонентов двигателя, являющихся причиной ненормального вибрационного явления, при котором передают сообщение.
Согласно другому предпочтительному отличительному признаку изобретения математические функции, определяющие вибрационные сигнатуры, хранятся в базе данных, которую можно обновлять. Использование такой базы данных позволяет, в случае необходимости, обновлять коэффициенты математических функций, связанных с вибрационными сигнатурами, или добавлять новые. В частности, эту операцию обновления можно осуществлять сразу после полета, подключившись к базе данных. Таким образом, способ отличается большой гибкостью применения и адаптации.
Анализ амплитуды, связанной с точками одной и той же кривой, идентифицированной в спектре частот, может состоять в сравнении амплитуды, связанной с каждой точкой кривой, относительно, по меньшей мере, одного предопределенного порогового значения или сравнении среднего значения амплитуд, связанных с точками кривой, относительно предопределенного среднего порогового значения, или вычислении типового отклонения между амплитудами, связанными с точками кривой, и предопределенными пороговыми значениями.
Предпочтительно коэффициенты отдельных математических функций, определяющих вибрационные сигнатуры, тоже предопределены в зависимости от параметров полета летательного аппарата и/или от геометрии компонентов двигателя.
Предопределенный период работы двигателя, во время которого получают вибрационный сигнал, может соответствовать отдельной фазе полета, полному полету или работе двигателя в отдельном режиме.
Дефекты и ненормальная работа компонентов двигателя, являющиеся причиной появления вибрационных явлений, могут принадлежать к следующему перечню: биение вентилятора двигателя, дефект опоры, поддерживающей во вращении, по меньшей мере, один вращающийся вал двигателя, появление дисбаланса масла в одном из роторов двигателя, механическое повреждение зуба зубчатой передачи, проскальзывание подшипника опоры, трещина или износ компонента.
Соответственно, объектом настоящего изобретения является система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы, отличающаяся тем, что содержит:
а) средства получения во время предопределенного периода работы двигателя вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов;
b) средства установления спектра частот вибрационного сигнала за предопределенный период;
c) базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;
d) средства идентификации в спектре частот точек кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;
e) средства анализа амплитуды, связанной с точками идентифицированных таким образом кривых, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта компонента или компонентов двигателя, соответствующих вибрационной сигнатуре; и
f) средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой, для которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или для которой была обнаружена ненормальная работа после превышения одного или нескольких значений амплитуды или после обнаружения ненормальной работы компонента двигателя.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - блок-схема различных этапов способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - спектр частот, полученный на этапе способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.3 - другой спектр частот, полученный на этапе способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.
Подробное описание варианта выполнения
Способ и систему контроля в соответствии с настоящим изобретением можно применять для любого типа газотурбинного двигателя, которым оборудованы летательные аппараты, например, такие как самолеты или вертолеты. Описанный случай касается, в частности, авиационного газотурбинного двигателя, который содержит два ротора. Разумеется, изобретение не ограничивается двухроторным двигателем, и его можно применять для любых газотурбинных двигателей летательного аппарата, содержащих один или несколько роторов.
Способ и система контроля в соответствии с настоящим изобретением позволяют автоматически идентифицировать отдельные вибрационные явления, появляющиеся в двигателе во время работы по причине дефекта или ненормальной работы одного из компонентов двигателя (включая его агрегаты). Контролируемые дефекты содержат, например, износ подшипника опоры, биение вентилятора (в случае турбомашины) и т.д. Что касается ненормальной работы компонента двигателя, то речь может идти, например, о проскальзывании подшипника опоры на его дорожках качения.
Способ и система контроля основаны на анализе вибрационных сигналов, поступающих от вибрационных датчиков (типа акселерометров), которые обычно устанавливают на двигателе. Как известно, такие вибрационные датчики соединены для обработки сигнала с электронным вычислительным устройством (называемым также EMU от “Engine Monitoring Unit”), которое может присутствовать на самолете (например, в электронном отсеке) или которым непосредственно оборудован двигатель.
Как показано на фиг.1, согласно способу контроля в соответствии с настоящим изобретением сначала во время предопределенного периода измерения Т работы двигателя получают вибрационный сигнал Sv, характерный для состояния работы двигателя и его компонентов (то есть уровень вибраций компонентов упомянутого двигателя - этап Е10) и параметры работы двигателя или параметры полета (этап Е20).
В описанном примере параметрами, определяемыми во время этапа Е20, являются режимы вращения N1, N2 двух роторов двигателя. Однако речь может также идти и о других параметрах работы двигателя (таких, например, как температура масла) или о параметрах полета (например, таких как скорость и высота полета, температура за бортом летательного аппарата и т.д.).
Период измерения Т, в течение которого получают вибрационный сигнал Sv и параметры, может соответствовать отдельной фазе полета самолета (например, взлет или посадка), или полному полету самолета, или отдельному режиму (например, режиму полного газа или режиму крейсерского полета). Таким образом, контроль можно осуществлять непрерывно, пока работает двигатель.
Как было указано выше, вибрационный сигнал Sv поступает от акселерометра, установленного в двигателе. Сигнал передается в электронное вычислительное устройство и сохраняется в его памяти для дальнейшего анализа либо во время полета самолета, либо после его посадки.
Если на этапе Е20 получают режимы вращения N1, N2 роторов двигателя, это получение происходит синхронно с получением вибрационного сигнала Sv и может состоять, например, в преобразовании сигналов, поступающих от тахометрических зондов, установленных на роторах двигателя (такие зонды могут уже присутствовать на двигателе). Эти сигналы тоже передаются в электронное вычислительное устройство и сохраняются в его памяти.
На следующем этапе (Е30) за период Т устанавливают спектр частот вибрационного сигнала Sv. Как известно, спектр частот обычно устанавливают в зависимости от режимов вращения N1, N2 двигателя или в зависимости от времени.
Кроме того, спектр частот устанавливают путем применения Фурье-образа, что позволяет получить трехмерную диаграмму (время или режим вращения/частота/амплитуда). На фиг.2 показан пример спектра частот, полученного для авиационного газотурбинного двигателя, содержащего два ротора, где на оси абсцисс показана частота и на оси ординат - время.
Этап Е30 установления спектра частот хорошо известен специалистам, и его подробное описание опускается. Его осуществляют при помощи программы вычисления, установленной в электронном вычислительном устройстве.
На этапе Е40 способ контроля в соответствии с настоящим изобретением предусматривает идентификацию в спектре частот точек, принадлежащих к кривым, соответствующим предопределенным вибрационным сигнатурам.
Каждая из этих вибрационных сигнатур соответствует отдельному вибрационному явлению, возникающему во время работы двигателей того же типа, что и контролируемый, по причине дефекта или ненормальной работы, по меньшей мере, одного из компонентов двигателя.
Кроме того, каждая вибрационная сигнатура определена отдельной математической функцией F, коэффициенты которой предопределены, в частности, в зависимости от параметров работы двигателя (режимы вращения роторов, температура масла и т.д.) и, в случае необходимости, в зависимости от параметров полета летательного аппарата (скорость, высота, температура за бортом и т.д.)
Так, математические функции F, определяющие вибрационные сигнатуры, могут представлять собой полиномиальные функции, экспоненциальные функции, логарифмические функции и т.д. Например, отдельная математическая функция может представлять собой предопределенную полиномиальную комбинацию режимов вращения роторов двигателя.
Далее следует более подробное описание метода получения вибрационных сигнатур и, в частности, коэффициентов соответствующих математических функций F.
Этап Е40 осуществляют при помощи вычислительной программы, установленной в электронном вычислительном устройстве. При помощи хорошо известных специалистам методов вычислений в спектре частот идентифицируют различные точки (координатами которых являются частота, время и/или режимы вращения роторов в зависимости от установленной модели спектра частот), принадлежащие к кривым, определенным вышеуказанными отдельными математическими функциями, связанными с вибрационными сигнатурами.
В примере спектра частот, показанном на фиг.2, все точки Р1 принадлежат к кривой, форма которой определена предопределенной отдельной математической функцией. Что касается точек Р2, то все они принадлежат к другой кривой, форма которой определена другой предопределенной отдельной математической функцией.
Таким образом, этот этап Е40 позволяет определить, имеют ли в течение периода измерения Т один или несколько компонентов двигателя дефект или работают ли они ненормально (или плохо).
Разумеется, частотный диапазон спектра, в котором производят идентификацию точек, принадлежащих к кривым, определенным отдельными математическими функциями, можно корректировать посредством параметризации. Точку, координаты которой лишь незначительно отклоняются по частоте (то есть на предопределенное значение) от кривой, определенной отдельной математической функцией, можно, таким образом, считать принадлежащей к этой кривой.
Кроме того, с каждой кривой, определенной отдельной математической функцией, можно связать частотный диапазон, в котором необходимо производить идентификацию точек спектра частот, принадлежащих к этой кривой.
В случае обнаружения в спектре частот кривой, соответствующей вибрационной сигнатуре, причиной которой является дефект компонента двигателя, на следующем этапе (Е50) анализируют амплитуду, соответствующую точкам этих кривых, по отношению к предопределенным значениям амплитуды. Каждое из этих значений амплитуды соответствует степени серьезности рассматриваемого дефекта.
Этот этап анализа тоже осуществляют при помощи вычислительной программы, установленной в электронном вычислительном устройстве. Его можно выполнять при помощи различных методов вычисления, хорошо известных специалистам: речь может идти о сравнении амплитуды, связанной с каждой точкой кривой, относительно, по меньшей мере, одного предопределенного порогового значения, или о сравнении среднего значения амплитуд, связанных с токами кривой, относительно предопределенного среднего порогового значения, или о вычислении типового отклонения между амплитудами, связанными с точками кривой, и предопределенными пороговыми значениями.
При превышении одного или нескольких значений амплитуды передают сообщение (этап Е60), и это сообщение связывают с вибрационной сигнатурой, при которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды.
Этот этап Е60 предусматривает также передачу сообщения при обнаружении на этапе Е40 ненормальной работы компонента двигателя, и это сообщение тоже связывают с вибрационной сигнатурой, при которой была обнаружена ненормальная работа.
Если способ контроля применяют во время полета, это сообщение можно сохранить в памяти электронного вычислительного устройства для дальнейшего анализа или передать непосредственно на землю при помощи известных средств связи.
Кроме того, предпочтительно в памяти сохраняют сообщения, переданные во время одного и того же полета, чтобы, в случае необходимости, в дальнейшем сформировать уведомление технического обслуживания двигателя. Такое уведомление технического обслуживания формируют, в частности, согласно правилу диагностики двигателя, когда передача одного и того же сообщения повторяется во время нескольких полетов, во время нескольких идентичных фаз полета или несколько раз при работе двигателя в одном и том же режиме.
Таким образом, можно отслеживать во времени изменение отдельного вибрационного явления и предупредить любое повреждение компонента или компонентов двигателя, приводящее к этому вибрационному явлению, прогнозируя заранее уведомление технического обслуживания. Для этого уведомление технического обслуживания содержит, разумеется, идентификацию компонента или компонентов двигателя, ставшего(их) причиной вибрационного явления, по которому было передано сообщение. Это отслеживание механического состояния компонента или компонентов двигателя позволяет прогнозировать время работы, остающееся до планирования операции технического обслуживания.
Пример применения для идентификации дефекта подшипника опоры турбомашины
Далее со ссылками на фиг.3 следует описание примера применения способа в соответствии с настоящим изобретением для контроля за подшипником опоры. В этом примере двигатель является авиационным двухконтурным газотурбинным двигателем с двумя валами типа CFM56®, а контролируемая опора является входной опорой ротора высокого давления газотурбинного двигателя.
Спектр частот, показанный на фиг.3, соответствует диаграмме режима вращения (на оси абсцисс)/частота (на оси ординат), построенной для вибрационного сигнала акселерометра, установленного на неподвижной части газотурбинного двигателя. Режимы вращения N1, N2 являются режимами вращения соответственно каскада низкого давления и каскада высокого давления газотурбинного двигателя.
Спектр частот был установлен за период, соответствующий работе, начиная от режима малого газа до режима полных оборотов двигателя.
В данном случае используют две вибрационные сигнатуры. Одна из этих вибрационных сигнатур соответствует дефекту подшипника опоры, а другая вибрационная сигнатура соответствует ненормальной работе этого же подшипника опоры.
Вибрационную сигнатуру, соответствующую ненормальной работе подшипника опоры, определяют следующей полиномиальной комбинацией F:
F = − 0,0001 N 2 2 + 3,3071 N 2 − 22507
Figure 00000001
 ,
и она схематично показана на фиг.3 кривой С.
Что касается вибрационной сигнатуры, соответствующей дефекту подшипника опоры, то ее в случае нормальной работы определяют следующей линейной функцией F':
F ' = 9,5 N 2
Figure 00000002
 .
Разумеется, дефект может сочетаться с ненормальной работой, например, выкрашивание подшипника может сочетаться с проскальзыванием. Начало такого выкрашивания может быть ненормальной работой.
Посредством цифрового вычисления, учитывающего все точки спектра частот (режимы вращения по абсциссе и частоты по ординате), точки Р3 спектра идентифицируют как принадлежащие (с приближенной точностью) к кривой С, соответствующей вибрационной сигнатуре, определенной полиномиальной комбинацией F.
Действительно, результат математической функции, представленной кривой С, позволяет обратиться к спектру в предопределенном частотном диапазоне, чтобы получить амплитуду вибрационного сигнала и соответствующие данные.
Получение и сохранение в памяти всех этих результатов по всему диапазону режима двигателя или времени и по частотному диапазону сопровождаются этапом сравнения амплитуд с предопределенными пороговыми значениями.
Метод получения вибрационных сигнатур
Далее будет описано, каким образом получают вибрационные сигнатуры и, в частности, каким образом устанавливают коэффициенты отдельных математических функций, соответствующих этим сигнатурам.
Вибрационные сигнатуры устанавливают для одного семейства авиационных двигателей, то есть для двигателей, имеющих одинаковые основные характеристики. Например, для спектра частот, показанного на фиг.3, семейством газотурбинных двигателей является семейство двигателей CFM56®.
Вибрационные сигнатуры определяют также в зависимости от геометрии компонентов двигателей, принадлежащих к этому семейству. Например, в случае контроля дефекта подшипника опоры турбомашины вибрационная сигнатура, связанная с этим дефектом, зависит, в частности, от геометрии подшипника, от числа элементов качения и от скорости вращения валов, поддерживаемых этой опорой.
Кроме того, посредством учета геометрии компонентов можно применять несколько методов для определения коэффициентов отдельных математических функций, соответствующих этим вибрационным сигнатурам.
Один из этих методов в случае возможности его применения состоит в вычислении коэффициентов отдельной математической функции посредством теоретического вычисления. Например, в случае контроля дефекта на роликовом подшипнике промежуточной опоры между валами газотурбинного двигателя, как известно, теоретическую полиномиальную комбинацию, соответствующую работе при дефекте подшипника этой опоры, можно записать следующим образом:
F=[D/(2d)]×(N2-N1)×[1-(d/D)2],
где D является номинальным диаметром подшипника, d является диаметром ролика, и N1 и N2 являются соответственно скоростями валов, поддерживаемых этой опорой.
Другим методом, который можно использовать для вычисления переменных отдельной математической функции, является обращение к опыту посредством ревизии событий во время эксплуатации или при испытаниях на стадии разработки. В данном случае речь идет об использовании вибрационных данных, поступающих от датчиков вибраций двигателя, когда идентифицируют дефект компонента двигателя. В частности, этот метод обычно требует на первом этапе теоретического вычисления, соответствующего работе с дефектом или ненормальной работе компонента двигателя, и уточнения этого вычисления путем обращения к опыту и, в случае необходимости, комбинации этой математической функции с другим явлением, таким, например, как проскальзывание подшипника.
В случае применения для авиационного газотурбинного двигателя эти отдельные математические функции могут, например, соответствовать следующим дефектам и случаям ненормальной работы газотурбинного двигателя: биение вентилятора газотурбинного двигателя, дефект опоры, поддерживающей во вращении, по меньшей мере, один вращающийся вал газотурбинного двигателя, дисбаланс масла в одном из роторов газотурбинного двигателя, механическое повреждение зуба зубчатой передачи, проскальзывание подшипника опоры, трещина или износ компонента и т.д.
После идентификации всех математических функций их связывают с дефектом или с ненормальной работой компонента летательного аппарата, являющегося причиной отдельного вибрационного явления. После этого их сохраняют в виде таблицы конфигурации в базе данных памяти электронного вычислительного устройства.
Преимуществом использования базы данных является возможность ее обновления. Под обновлением базы данных, в которой хранятся математические функции, следует понимать то, что в таблицу конфигурации можно добавлять новые математические функции, связанные с новыми вибрационными сигнатурами, или что ее можно изменять посредством коррекции коэффициентов уже присутствующих математических функций или посредством коррекции самих математических функций.
Таким образом, в дальнейшем можно идентифицировать другие дефекты и другие случаи ненормальной работы компонентов двигателя, возникающие во время его работы и приводящие к появлению отдельного вибрационного явления, и добавлять в базу данных их соответствующие вибрационные сигнатуры. Эта возможность позволяет расширять базу данных за счет добавления в нее новых вибрационных сигнатур по мере идентификации новых дефектов и новых случаев ненормальной работы. Кроме того, обновление базы данных является простым, так как его можно осуществлять непосредственно на борту летательного аппарата путем подключения к электронному вычислительному устройству.
Таким образом, способ в соответствии с настоящим изобретением отличается большой гибкостью применения и адаптации. В частности, он позволяет преодолеть аварийную ситуацию за счет прямого вмешательства на борту летательного аппарата с последующей отправкой на завод электронного вычислительного устройства, например, для его реконфигурации.

Claims (10)

1. Способ контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы, отличающийся тем, что:
a) в течение предопределенного периода работы двигателя получают (Е10) вибрационный сигнал, характерный для состояния работы двигателя и его компонентов;
b) устанавливают (Е30) спектр частот вибрационного сигнала за предопределенный период;
c) используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;
d) в спектре частот идентифицируют (Е40) точки кривых, которые соответствуют математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;
e) для каждой кривой, идентифицированной в спектре частот и соответствующей вибрационной сигнатуре, причиной которой является дефект компонентов двигателя, анализируют (Е50) амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта; и
f) при превышении одного или нескольких значений амплитуды или при обнаружении ненормальной работы компонента двигателя передают (Е60) сообщение, соответствующее вибрационной сигнатуре, при которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или при которой была обнаружена ненормальная работа.
2. Способ по п.1, дополнительно состоящий в том, что создают уведомление технического обслуживания двигателя, когда одно и то же сообщение повторяется в нескольких полетах, на нескольких идентичных фазах полета или несколько раз при работе двигателя в одном и том же режиме.
3. Способ по п.2, в котором уведомление технического обслуживания содержит идентификацию компонента или компонентов двигателя, являющихся причиной вибрационного явления, при котором передают сообщение.
4. Способ по п.1, в котором математические функции, определяющие вибрационные сигнатуры, сохраняют в базе данных, которую можно обновлять.
5. Способ по п.1, в котором анализ амплитуды, связанной с точками одной кривой, идентифицированной в спектре частот, состоит в сравнении амплитуды, связанной с каждой точкой кривой, относительно, по меньшей мере, одного предопределенного порогового значения, или сравнении среднего значения амплитуд, связанных с точками кривой относительно предопределенного среднего порогового значения, или в вычислении типового отклонения между амплитудами, связанными с точками кривой, и предопределенными пороговыми значениями.
6. Способ по п.1, в котором коэффициенты отдельных математических функций, определяющих вибрационные сигнатуры, тоже предопределены в зависимости от параметров полета летательного аппарата и/или от геометрии компонентов двигателя.
7. Способ по п.1, в котором предопределенный период работы двигателя, во время которого получают вибрационный сигнал, соответствует отдельной фазе полета, полному полету или работе двигателя в отдельном режиме.
8. Способ по любому из пп.1-7, в котором дефекты и ненормальная работа компонентов двигателя, являющиеся причиной появления вибрационных явлений, принадлежат к следующему перечню: биение вентилятора двигателя, дефект опоры, поддерживающей во вращении, по меньшей мере, один вращающийся вал двигателя, появление дисбаланса масла в одном из роторов двигателя, механическое повреждение зуба зубчатой передачи, проскальзывание подшипника опоры, трещина или износ компонента.
9. Система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы, отличающаяся тем, что содержит:
a) средства получения во время предопределенного периода работы двигателя вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов;
b) средства установления спектра частот вибрационного сигнала за предопределенный период;
c) базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;
d) средства идентификации в спектре частот точек кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;
e) средства анализа амплитуды, связанной с точками идентифицированных таким образом кривых, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта компонента или компонентов двигателя, соответствующих вибрационной сигнатуре; и
f) средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой, для которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или для которой была обнаружена ненормальная работа после превышения одного или нескольких значений амплитуды или после обнаружения ненормальной работы компонента двигателя.
10. Система по п.9, в которой базу данных, в которой хранятся математические функции, определяющие вибрационные сигнатуры, записывают в память электронного вычислительного устройства двигателя или летательного аппарата, и ее можно обновлять.
RU2011134062/28A 2009-01-13 2010-01-12 Способ и система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы RU2512610C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0950156 2009-01-13
FR0950156A FR2941049B1 (fr) 2009-01-13 2009-01-13 Procede et systeme de surveillance de phenomenes vibratoires survenant dans un moteur a turbine a gaz d'aeronef en fonctionnement
PCT/FR2010/050038 WO2010081983A1 (fr) 2009-01-13 2010-01-12 Procède et systeme de surveillance de phenomenes vibratoires survenant dans un moteur a turbine a gaz d'aeronef en fonctionnement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011134062A RU2011134062A (ru) 2013-02-20
RU2512610C2 true RU2512610C2 (ru) 2014-04-10

Family

ID=40999900

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011134062/28A RU2512610C2 (ru) 2009-01-13 2010-01-12 Способ и система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8831860B2 (ru)
EP (1) EP2387706B1 (ru)
JP (1) JP5562979B2 (ru)
CN (1) CN102282450B (ru)
BR (1) BRPI1006159B1 (ru)
CA (1) CA2749214C (ru)
FR (1) FR2941049B1 (ru)
RU (1) RU2512610C2 (ru)
WO (1) WO2010081983A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631522C2 (ru) * 2012-06-13 2017-09-25 Зе Боинг Компани Система, устройство и способ диагностики вибрации и балансировки двигателя
RU2664748C1 (ru) * 2017-08-14 2018-08-22 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Способ диагностики технического состояния подшипника качения ротора газотурбинного двигателя
RU2704073C2 (ru) * 2015-01-30 2019-10-23 Сафран Эркрафт Энджинз Способ и система для стадии обучения акустического или вибрационного анализа машины

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120197546A1 (en) * 2011-01-27 2012-08-02 General Electric Company Method, system and computer program product to identify a physical event using a vibration signature
US8665104B2 (en) 2011-04-29 2014-03-04 General Electric Company Systems and methods for protecting rotating machines
FR2974929B1 (fr) * 2011-05-06 2013-06-14 Snecma Dispositif de surveillance d'un moteur d'aeronef
FR2977341B1 (fr) * 2011-06-30 2013-06-28 Eurocopter France Procede de surveillance d'un aeronef par acquisitions vibratoires
FR2986070B1 (fr) * 2012-01-24 2014-11-28 Snecma Systeme d'acquisition d'un signal vibratoire d'un moteur rotatif
FR2994261B1 (fr) 2012-07-31 2014-07-18 Eurocopter France Procede de detection de defauts d'un roulement par analyse vibratoire
US10775271B2 (en) * 2012-08-22 2020-09-15 Ge Global Sourcing Llc System for determining conicity of a wheel based on measured vibrations
US9494492B2 (en) * 2013-03-15 2016-11-15 United Technologies Corporation Use of SS data trends in fault resolution process
CN104344957A (zh) * 2014-10-29 2015-02-11 西安航空制动科技有限公司 飞机机轮轴承动态载荷模拟试验方法
CN104713730B (zh) * 2015-01-29 2017-02-22 西北工业大学 一种根据振动信号确定飞机发动机退化率的方法
EP3081914B1 (de) * 2015-04-15 2018-07-04 Siemens Aktiengesellschaft Überwachung einer maschine mit einer rotierenden maschinenkomponente
FR3035982B1 (fr) * 2015-05-05 2017-04-14 Snecma Procede de surveillance d'un moteur d'aeronef en fonctionnement pendant un vol
CN105651515B (zh) * 2016-03-22 2018-04-20 西北工业大学 航空发动机中介轴承故障检测方法及检测装置
US10774753B2 (en) * 2016-10-21 2020-09-15 General Electric Company Indirect monitoring of aircraft combustor dynamics
FR3064064B1 (fr) * 2017-03-20 2021-09-17 Safran Aircraft Engines Equilibrage de rotor de turbomachine
CN110821578B (zh) * 2018-08-14 2022-04-15 中国航发商用航空发动机有限责任公司 质量飞脱事件识别方法以及识别系统
FR3092368B1 (fr) * 2019-02-05 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Surveillance de l’état de santé d’au moins deux capteurs de vibrations d’une turbomachine à double corps
CN113569392B (zh) * 2021-07-09 2022-05-10 北京航空航天大学 一种符合适航要求的孔特征表面缺陷分布曲线建立方法
FR3127285B1 (fr) * 2021-09-22 2023-09-01 Safran Aircraft Engines Procédé d’essai d’une turbomachine permettant la surveillance du flottement de soufflante
CN114323664A (zh) * 2021-12-13 2022-04-12 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种燃气轮机燃气振动异常的检测方法
CN114544188B (zh) * 2022-02-22 2023-09-22 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机多源拍振引起的振动波动故障识别与排除方法
CN115077919B (zh) * 2022-05-28 2024-04-12 西北工业大学 一种适于航空发动机机载的整机振动评估方法
CN115060503B (zh) * 2022-05-30 2024-04-12 西北工业大学 一种基于状态信息熵的航空发动机转子运行状态评估方法
CN118035772B (zh) * 2024-04-11 2024-06-25 长沙金码测控科技股份有限公司 基于机器学习的土木工程检测数据的智能分析方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6019310A (en) * 1997-07-04 2000-02-01 Finmeccanica S.P.A. Method of monitoring on the basis of signal energy a transmission assembly of a vehicle equipped with acceleration sensors in particular a helicopter
US6116089A (en) * 1997-08-07 2000-09-12 Reliance Electric Technologies, Llc Method and apparatus for identifying defects in a rotating machine system
RU2200942C2 (ru) * 2001-03-19 2003-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Способ виброакустической диагностики межвальных подшипников качения двухвальных турбомашин и устройство для его реализации
EP1970691A1 (fr) * 2007-03-12 2008-09-17 Snecma Procédé de détection d'un endommagement d'un roulement de palier d'un moteur

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4010637A (en) * 1975-10-06 1977-03-08 Lockheed Aircraft Corporation Machine vibration monitor and method
US6301572B1 (en) * 1998-12-02 2001-10-09 Lockheed Martin Corporation Neural network based analysis system for vibration analysis and condition monitoring
FR2840358B1 (fr) * 2002-05-28 2006-09-15 Snecma Moteurs Procede et systeme de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef
CN1456872A (zh) * 2003-04-17 2003-11-19 西北工业大学 一种诊断齿轮和滚动轴承故障的方法
US7222002B2 (en) * 2003-05-30 2007-05-22 The Boeing Company Vibration engine monitoring neural network object monitoring
US8818683B2 (en) * 2006-04-21 2014-08-26 General Electric Company Method and apparatus for operating a gas turbine engine
US8473176B2 (en) * 2008-04-07 2013-06-25 John S. Youngquist Aircraft monitoring equipment

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6019310A (en) * 1997-07-04 2000-02-01 Finmeccanica S.P.A. Method of monitoring on the basis of signal energy a transmission assembly of a vehicle equipped with acceleration sensors in particular a helicopter
US6116089A (en) * 1997-08-07 2000-09-12 Reliance Electric Technologies, Llc Method and apparatus for identifying defects in a rotating machine system
RU2200942C2 (ru) * 2001-03-19 2003-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Способ виброакустической диагностики межвальных подшипников качения двухвальных турбомашин и устройство для его реализации
EP1970691A1 (fr) * 2007-03-12 2008-09-17 Snecma Procédé de détection d'un endommagement d'un roulement de palier d'un moteur

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631522C2 (ru) * 2012-06-13 2017-09-25 Зе Боинг Компани Система, устройство и способ диагностики вибрации и балансировки двигателя
RU2704073C2 (ru) * 2015-01-30 2019-10-23 Сафран Эркрафт Энджинз Способ и система для стадии обучения акустического или вибрационного анализа машины
RU2664748C1 (ru) * 2017-08-14 2018-08-22 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Способ диагностики технического состояния подшипника качения ротора газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
CA2749214C (fr) 2016-09-13
US8831860B2 (en) 2014-09-09
BRPI1006159A2 (pt) 2016-02-23
EP2387706A1 (fr) 2011-11-23
FR2941049A1 (fr) 2010-07-16
JP5562979B2 (ja) 2014-07-30
JP2012515285A (ja) 2012-07-05
BRPI1006159B1 (pt) 2019-10-08
EP2387706B1 (fr) 2013-05-01
RU2011134062A (ru) 2013-02-20
CN102282450A (zh) 2011-12-14
CA2749214A1 (fr) 2010-07-22
FR2941049B1 (fr) 2011-02-11
US20110276247A1 (en) 2011-11-10
WO2010081983A1 (fr) 2010-07-22
CN102282450B (zh) 2014-07-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2512610C2 (ru) Способ и система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы
US4485678A (en) Rotor diagnostic and balancing system
CN102597735B (zh) 探测至少一个发动机滚柱轴承损伤的方法
US20090301055A1 (en) Gas Turbine Engine Systems and Methods Involving Vibration Monitoring
EP3473805B1 (en) Gas turbine engine drive system health monitoring system and method
US20070261492A1 (en) Turbine engine stall warning system
WO2014123443A1 (ru) Способ вибрационной диагностики и прогнозирования внезапного отказа двигателя и устройство
US10858122B2 (en) Propeller health monitoring
Barkova et al. Vibration diagnostics of equipment units with gas turbine engines
RU2708905C2 (ru) Способ мониторинга двигателя летательного аппарата во время работы в полете
RU2499240C1 (ru) Способ вибродиагностики газотурбинного двигателя
Senapaty et al. Vibration based condition monitoring of rotating machinery
Rzeszucinski et al. Amplitude of probability density function (APDF) of vibration response as a robust tool for gearbox diagnosis
Hardman et al. SH-60 helicopter integrated diagnostic system (HIDS) program-diagnostic and prognostic development experience
US10345194B2 (en) Detection device for initiating failures of a mechanical system
RU121073U1 (ru) Система вибродиагностики газотурбинного двигателя
Mironov et al. Advanced vibration diagnostic system for aviation jet engine
Kulagin et al. Automated identification of critical malfunctions of aircraft engines based on modified wavelet transform and deep neural network clustering
Byington et al. Shaft coupling model-based prognostics enhanced by vibration diagnostics
WO2017212645A1 (ja) 軸受診断装置および軸受診断方法、並びに回転機器およびその保守方法
RU2522275C2 (ru) Способ определения технического состояния энергетического объекта
CN110895198B (zh) 一种超临界传动轴动力失稳的识别方法
Coats et al. Design of advanced time-frequency mutual information measures for aerospace diagnostics and prognostics
KR20170081355A (ko) 헬리콥터의 드라이브 시스템 진동 진단 방법
Mironov et al. The Role of Advanced Technologies of Vibration Diagnostics to Provide Efficiency of Helicopter Life Cycle

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner