RU2599415C1 - Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния - Google Patents

Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния Download PDF

Info

Publication number
RU2599415C1
RU2599415C1 RU2015136655/06A RU2015136655A RU2599415C1 RU 2599415 C1 RU2599415 C1 RU 2599415C1 RU 2015136655/06 A RU2015136655/06 A RU 2015136655/06A RU 2015136655 A RU2015136655 A RU 2015136655A RU 2599415 C1 RU2599415 C1 RU 2599415C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
control system
electronic control
turbine engine
hardware
Prior art date
Application number
RU2015136655/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Константин Николаевич Антонец
Николай Николаевич Сиротин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ
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 Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ
Priority to RU2015136655/06A priority Critical patent/RU2599415C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2599415C1 publication Critical patent/RU2599415C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)

Abstract

Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая электронную систему управления по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности. Технический результат изобретения - повышение точности и достоверности технического обслуживания, упрощение анализа технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и прогнозирование своевременного технического обслуживания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями и может быть использовано для обеспечения безопасной эксплуатации двигателей и их систем управления при максимальном использовании индивидуальных потенциальных возможностей силовой установки по ресурсу в гражданской и военной авиации.
Известны системы, предназначенные для наземной эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей по их техническому состоянию, состоящие из датчиков информации о текущих параметрах работы газотурбинного двигателя и его системы управления, устройств сравнения текущих параметров технического состояния с их предельно допустимыми значениями, индикаторов ресурса двигателя и системы управления по результатам этого сравнения [1…4].
Известны также средства эксплуатационного контроля для проведения наземных испытаний газотурбинных двигателей совместно с их системами автоматического управления (US 4821217, 1989; RU 89178, 2009; АРМ ДК-50, http://www.npp-dozor.ru/?q=node/3; ИДС АРМ ДК-30 (СД) серия М, http://kizlyar-kemz.ru/produktsiya/proizvodstvenno-tehnicheskogo-naznacheniya/nazemnye-sredstva-ekspluatatsionnogo-kontrolya/ids-arm-dk-30-sd-seriya-m.html), содержащие устройство оперативного контроля, устройства согласования, аппаратно-программный интерфейс. Устройство оперативного контроля предназначено для обработки сигналов, поступающих через устройства согласования и аппаратно-программный интерфейс от расположенных на двигателе датчиков, от системы автоматического управления двигателем и от бортового устройства регистрации. В результате обработки сигналов оператору выдается информация о техническом состоянии двигателя.
Общим недостатком этих систем является преждевременная замена основных деталей двигателя и системы управления до полной выработки ими потенциальных возможностей по ресурсу в связи с отсутствием учета фактического технического состояния деталей конкретного двигателя и его системы управления. Предполагается, что техническое состояние конкретных деталей двигателя и системы управления после изготовления остается неизменным в процессе эксплуатации или изменяется внезапно и, следовательно, возможность отказа не прогнозируется.
Другим недостатком известных систем является недостаточная точность и достоверность определения параметра технического состояния, который определяется без учета воздействия внешних факторов, таких как атмосферное давление, температура окружающей среды, влажность воздуха.
Прототипом изобретения является наземное информационно-диагностическое средство для обслуживания авиационного газотурбинного двигателя (RU 58233, 2006), содержащее двигатель, бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, устройства согласования для преобразования сигналов от штатных датчиков, установленных на двигателе, и от бортового устройства регистрации, в цифровой код. Средство снабжено также дополнительными датчиками, установленными на двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами.
Недостатком наземного информационно-диагностического средства является недостаточная точность и достоверность результатов диагностики авиационного газотурбинного двигателя в связи с отсутствием информации о состоянии электронной системы управления двигателем и о внешних, воздействующих на электронную систему управления двигателем, факторах.
Другим недостатком является отсутствие возможности прогнозирования технического состояния из-за отсутствия учета фактического технического состояния (деградации) деталей конкретного двигателя и его системы управления в пределах работоспособного состояния.
Задачей заявляемого изобретения является повышение безопасности эксплуатации газотурбинных двигателей с электронными системами управления путем увеличения достоверности и точности определения их текущего технического состояния и осуществления прогноза технического состояния.
Поставленная цель достигается тем, что в наземной информационно-диагностической системе для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включающей бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика штатно установленные на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных во время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, дополнительно включены электронная система управления двигателем, по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленные на электронной системе управления во время проведения обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блок памяти и блок расчета уровня работоспособности, который состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.
Включение в информационно-диагностическую систему электронной системы управления с датчиками внешних воздействующих факторов существенно увеличивает точность и достоверность диагностирования технического состояния системы «газотурбинный двигатель - электронная система управления» (ГТД-ЭСУ). Применение блока памяти, хранящего результаты исследования влияния внешних воздействующих факторов на параметры основных элементов электронной системы управления и коэффициенты математических моделей изменения функции работоспособности элементов в ходе эксплуатации, обеспечит исходной информацией блок расчета уровня работоспособности для вычисления времени до наступления отказа.
Структура наземной информационно-диагностической системы поясняется чертежами, на которых изображено:
Фиг. 1 - наземная информационно-диагностическая система;
Фиг. 2 - блок расчета уровня работоспособности.
Наземная информационно-диагностическая система (фиг. 1) содержит авиационный газотурбинный двигатель 1, установленный на летательный аппарат, электронную систему управления 2, бортовое устройство регистрации 3, по меньшей мере два датчика 8 и 9 штатно установленных на двигателе 1, бортовые разъемы летательного аппарата 9, 10, 11, связанные с датчиками 7, 8 и бортовым устройством регистрации 3 соответственно. Двигатель 1 действует под контролем электронной системы управления 2 и связан с нею двусторонними связями, а с бортовым устройством регистрации 3 связан односторонней связью. На двигателе 1 во время технического обслуживания устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 12 и 13, а на электронной системе управления 2 устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 24 и 25.
Устройство оперативного контроля 4 через аппаратно-программный интерфейс 6 связано с блоком концентрации сигналов 5, который через аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22, 23 и связанные с ними соответственно устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соединены с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 24 и 25, с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 12 и 13, с тремя штатными бортовыми разъемами 9,10 и 11 соответственно. Блок памяти 30 и блок расчета уровня работоспособности 31 соединены с устройством оперативного контроля 4, с которым осуществляется обмен информацией.
Блок расчета уровня работоспособности 31 (фиг. 2) состоит из первого сравнивающего устройства 32, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход - с первым входом масштабирующего устройства 33. Второй вход масштабирующего устройства 33 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход соединен с первым входом второго сравнивающего устройства 34, второй вход которого подключен к источнику постоянного единичного сигнала в блоке расчета уровня работоспособности 31. Выход второго сравнивающего устройства 34 связан с первым входом третьего сравнивающего устройства 35, второй вход которого соединен с выходом схемы максимума 38, вход которой связан с выходом запоминающего регистра 37. Запоминающий регистр 37 соединен с выходом первого функционального преобразователя 36, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4. Выход третьего сравнивающего устройства 35 соединен с дифференциатором 39 и логическим устройством 41, выход которого соединен с входом устройства оперативного контроля 4. Выход дифференциатора 39, через второй функциональный преобразователь 40 связан с входом устройства оперативного контроля 4. Третий вход второго функционального преобразователя 40 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а второй вход соединен с выходом третьего сравнивающего устройства 35.
В состав информационно-диагностической системы входит также комплект программного обеспечения, комплект типового информационного обеспечения и комплект эксплуатационной документации.
Наземная информационно-диагностическая система работает следующим образом. При проведении технического обслуживания авиационного газотурбинного двигателя 1 и электронной системы управления 2, устанавливают дополнительные датчики физических параметров (температуры, вибрации, перемещения, влажности) 12, 13, 24 и 25. Используя штатные разъемы 9, 10 и 11, дополнительные датчики подключаются к датчикам 7 и 8 двигателя 1 и к бортовому устройству регистрации 3. Информация с датчиков 24, 25, 12, 13, 7, 8 и бортового устройства регистрации 3 поступает в устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно. В устройствах согласования осуществляется нормализация сигналов и преобразование их в цифровой код. Аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22 и 23 служат для последовательного обмена информацией между блоком концентрации сигналов 5 и устройствами согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно.
В блоке концентрации сигналов 5 накапливаются преобразованные в цифровой код сигналы датчиков и передаются через аппаратно-программный интерфейс 6 в устройство оперативного контроля 4, которое включает в себя, как правило, устройство обработки информации, клавиатуру, дисплей или сенсорный экран, накопитель информации и генератор звука. К устройству оперативного контроля 4 подключен блок памяти 30, предназначенный для хранения коэффициентов математических моделей внешних воздействующих факторов, критических и номинальных параметров работоспособности и результатов предыдущих измерений. К устройству оперативного контроля 4 также подключен блок расчета уровня работоспособности 31. Из устройства оперативного контроля 4 преобразованные в цифровой код сигналы (yi - номер оцениваемого параметра работоспособности) датчиков 7, 8, 13 и 25 последовательно передаются на первый вход первого сравнивающего устройства 32, а на второй вход также последовательно передаются соответствующие им цифровые коды номинальных параметров работоспособности (yi ном), полученные из блока памяти 30. Сигнал с первого сравнивающего устройства 32, пропорциональный отклонению измеряемого параметра от номинального (Δyi) поступает на первый вход масштабирующего устройства 33, где умножается на коэффициент размаха области работоспособности (ki), полученный на второй вход масштабирующего устройства 33 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4. Сигнал с масштабирующего устройства 33 поступает на первый вход второго сравнивающего устройства 34, на котором сравнивается с единичным сигналом, поступающим на второй вход второго сравнивающего устройства 34 из блока расчета уровня работоспособности 31. В результате на выходе второго сравнивающего устройства 34 появляется сигнал, пропорциональный текущему уровню работоспособности [5] по i-му параметру (Ri=1-ki·Δyi), который подается на первый вход третьего сравнивающего устройства 35. На второй вход подается сигнал, пропорциональный изменению уровня работоспособности от критического внешнего воздействующего фактора (Riкp(zj)), который формируется на выходе схемы максимума 38 путем выбора максимального значения изменения уровня работоспособности от j-го внешнего воздействующего фактора, хранящегося в запоминающем регистре 37. Все значения Ri(zj) формируются на выходе первого функционального преобразователя 36, на первый вход которого поступает сигнал внешних воздействующих факторов (zj) с датчиков 12 и 24 через устройство оперативного контроля 4, а на второй вход из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступают коэффициенты аппроксимирующего полинома (aijk, k - степень аппроксимирующего полинома). Функциональный преобразователь 36 реализует аппроксимацию изменения уровня работоспособности от внешних воздействующих факторов, например, степенным полиномом (k=3):
Ri(zj)=aij0+aij1*zj+aij2*zj2+aij3*zj3.
На выходе третьего сравнивающего устройства 35 появляется сигнал, характеризующий уровень работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (RiД), который подается на второй вход второго функционального преобразователя 40 и через дифференциатор 39 подается на первый вход второго функционального преобразователя 40. На третий вход второго функционального преобразователя 40 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступает сигнал, пропорциональный критическому уровню деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (RiДкр). Во втором функциональном преобразователе 40 по сигналу о скорости (ci=dRiД/dt) деградации элементов от дифференциатора 39, текущему значению уровня работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (RiД) от третьего сравнивающего устройства 35 и критическому уровню (RiДкр) рассчитывается время до наступления отказа системы (Ti) по i-ому параметру, например, в соответствии с формулой Ti=(RiДкр-RiД)/ci, значение которого передается в устройство оперативного контроля 4 для индикации и регистрации. Одновременно в устройство оперативного контроля 4 с логического устройства 41, подается сигнал об уровне работоспособности системы ГТД-ЭСУ, полученный путем оценки текущего уровня работоспособности (RiД).
«Хороший» уровень работоспособности - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ функционирует с максимальным качеством и для ее безопасной эксплуатации не требуется дальнейшего наблюдения или проведения технического обслуживания. «Хороший» уровень работоспособности соответствует значению RiД=0,6-1.
«Удовлетворительный» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ работоспособна, но при этом функционирует с недостаточным качеством.
При таком уровне работоспособности, для обеспечения безопасной эксплуатации системы ГТД-ЭСУ, требуется наблюдение. «Удовлетворительный» уровень работоспособности соответствует значению RiД=0,3-0,6.
«Низкий» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система функционирует с минимальным качеством. При таком уровне работоспособности система ГТД-ЭСУ находится в предотказном состоянии. «Низкий» уровень работоспособности соответствует значению RiД=0-0,3.
При техническом обслуживании силовой установки происходят замеры параметров при различных режимах эксплуатации с определенной дискретностью. Устройство оперативного контроля 4 отображает и фиксирует в блоке памяти 30 текущие параметры, в том числе и расчетные значения текущего уровня работоспособности и времени до наступления отказа, по которым после обслуживания принимается решение о замене агрегатов с низким уровнем работоспособности и о времени следующего технического обслуживания.
По окончании технического обслуживания, временно установленные датчики 12, 13, 24 и 25 снимаются с газотурбинного двигателя 1.
Предлагаемая наземная информационно-диагностическая система повышает точность и достоверность технического обслуживания, упрощает анализ технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и позволяет осуществлять прогнозирование своевременного технического обслуживания.
Литература
1. Патент РФ №2162213, опубл. 20.01.2001 г.
2. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). - М.: РИА «ИМИНФОРМ», 2002 г., стр. 349, раздел «Второй подход».
3. Патент РФ №2236671, опубл. 20.09.2004.
4. Патент РФ №2374614, опубл. 11.04.2007.
5. Сиротин Н.Н. и др. Основы конструирования, производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Учебник для ВУЗов РФ. Книга третья. «Эксплуатация и надежность ГТД и ЭУ». - М.: Наука (РАН), 2012 г. - 602 с.

Claims (2)

1. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика, штатно установленных на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных на время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, отличающаяся электронной системой управления, по меньшей мере двумя датчиками внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности.
2. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что блок расчета уровня работоспособности состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.
RU2015136655/06A 2015-08-28 2015-08-28 Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния RU2599415C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015136655/06A RU2599415C1 (ru) 2015-08-28 2015-08-28 Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015136655/06A RU2599415C1 (ru) 2015-08-28 2015-08-28 Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2599415C1 true RU2599415C1 (ru) 2016-10-10

Family

ID=57127672

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015136655/06A RU2599415C1 (ru) 2015-08-28 2015-08-28 Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2599415C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2653645C1 (ru) * 2017-08-31 2018-05-11 Открытое акционерное общество "Концерн Кизлярский электромеханический завод (КЭМЗ)" Устройство для диагностирования авиационного двигателя в наземных условиях
RU2742848C1 (ru) * 2020-02-28 2021-02-11 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Система испытаний авиационного газотурбинного двигателя в наземных условиях

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4821217A (en) * 1987-01-12 1989-04-11 The Boeing Company Programmable jet engine test station
US5042295A (en) * 1985-06-21 1991-08-27 General Electric Company Method for determining remaining useful life of turbine components
RU2236671C1 (ru) * 2003-04-14 2004-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию
RU58233U1 (ru) * 2006-06-26 2006-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственное предприятие "ИДС Маяк" Наземное информационно-диагностическое средство для обслуживания авиационного двигателя
RU89178U1 (ru) * 2009-04-01 2009-11-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Стенд для испытаний газотурбинных двигателей совместно с цифровой системой автоматического управления и контроля

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5042295A (en) * 1985-06-21 1991-08-27 General Electric Company Method for determining remaining useful life of turbine components
US4821217A (en) * 1987-01-12 1989-04-11 The Boeing Company Programmable jet engine test station
RU2236671C1 (ru) * 2003-04-14 2004-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию
RU58233U1 (ru) * 2006-06-26 2006-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственное предприятие "ИДС Маяк" Наземное информационно-диагностическое средство для обслуживания авиационного двигателя
RU89178U1 (ru) * 2009-04-01 2009-11-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Стенд для испытаний газотурбинных двигателей совместно с цифровой системой автоматического управления и контроля

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2653645C1 (ru) * 2017-08-31 2018-05-11 Открытое акционерное общество "Концерн Кизлярский электромеханический завод (КЭМЗ)" Устройство для диагностирования авиационного двигателя в наземных условиях
RU2742848C1 (ru) * 2020-02-28 2021-02-11 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Система испытаний авиационного газотурбинного двигателя в наземных условиях

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108803502B (zh) 数据收集装置及系统、数据服务器、数据收集方法及计算机可读取的非易失性的记录介质
CN101963937B (zh) 飞控计算机系统剩余寿命预测方法
KR100887433B1 (ko) 시스템-감시 모델들을 갱신하기 위한 시스템, 장치, 및방법들
US6480792B1 (en) Fatigue monitoring systems and methods incorporating neural networks
CN105987822B (zh) 用于预测装备故障的方法和系统
AU2017359003B9 (en) Method for operating a state monitoring system of a vibrating machine and state monitoring system
KR102073323B1 (ko) 인공지능 기반의 구조물 건전성 관리 시스템
JP6879873B2 (ja) 故障確率評価システム
AU2015355156A1 (en) Adaptive handling of operating data
CN101999101B (zh) 系统运行预测的确定方法
WO2016133121A1 (ja) 異常診断方法及び異常診断システム
US11960271B2 (en) Power plant early warning device and method employing multiple prediction model
JP2018139104A (ja) 物理ベース及びデータ駆動型モデルを使用した、ビークルからの妨害的異常表示の削減
JP5915627B2 (ja) プロセス制御システム
CN101632026B (zh) 用于测试电子单元的方法
RU2599415C1 (ru) Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния
RU2007140530A (ru) Способ контроля прочности и вибрации судна и устройство для его осуществления
JP2013196698A (ja) システム監視
CN109642853A (zh) 旋转装置用在线诊断/预测系统
JP7017881B2 (ja) データ収集システム、データサーバ及びデータ収集方法
JP2003029818A (ja) 故障診断システム及び故障診断プログラム
RU2711109C1 (ru) Интегрированная система регистрации данных, диагностики технического и физического состояния комплекса "человек-машина"
CN104236474A (zh) 基于激光测量和485总线的桥梁变形监测方法及其系统
KR20110107481A (ko) 피로도 센서기반 임베디드 정비관리시스템
RU85694U1 (ru) Автоматизированная система контроля

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190829