RU2601669C2 - Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя - Google Patents

Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2601669C2
RU2601669C2 RU2014113910/06A RU2014113910A RU2601669C2 RU 2601669 C2 RU2601669 C2 RU 2601669C2 RU 2014113910/06 A RU2014113910/06 A RU 2014113910/06A RU 2014113910 A RU2014113910 A RU 2014113910A RU 2601669 C2 RU2601669 C2 RU 2601669C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
measuring circuit
processing means
measurements
monitoring
turbojet engine
Prior art date
Application number
RU2014113910/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014113910A (ru
Inventor
Гилем ФУАРЕ
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 RU2014113910A publication Critical patent/RU2014113910A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2601669C2 publication Critical patent/RU2601669C2/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/08—Registering or indicating performance data other than driving, working, idle, or waiting time, with or without registering driving, working, idle or waiting time
    • G07C5/0816—Indicating performance data, e.g. occurrence of a malfunction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
    • G05B23/0221—Preprocessing measurements, e.g. data collection rate adjustment; Standardization of measurements; Time series or signal analysis, e.g. frequency analysis or wavelets; Trustworthiness of measurements; Indexes therefor; Measurements using easily measured parameters to estimate parameters difficult to measure; Virtual sensor creation; De-noising; Sensor fusion; Unconventional preprocessing inherently present in specific fault detection methods like PCA-based methods
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
    • G05B23/0224—Process history based detection method, e.g. whereby history implies the availability of large amounts of data
    • G05B23/0227—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions
    • G05B23/0232—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions based on qualitative trend analysis, e.g. system evolution

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение касается способа и системы мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, при этом система содержит средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области мониторинга измерительного канала авиационного двигателя и, в частности, к системе мониторинга прерывистых контактов измерительной схемы.
СОСТОЯНИЕ ИЗВЕСТНОГО УРОВНЯ ТЕХНИКИ
Обычно измерительная схема содержит два резервированных канала, предназначенных для сбора в течение времени физических измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата. Эти измерения могут являться измерениями температуры, давления, режима, LVDT (Linear Variable Differential Transformer) и т.д. Каждый измерительный канал содержит зонд, связанный через соединители и жгуты с вычислителем, контролирующим турбореактивный двигатель.
Таким образом, прерывистый контакт, вызванный случайным заземлением или прерывистым образом разомкнутой цепью, может появляться со временем на уровне соединителей, жгутов, или даже внутри зонда. Прерывистые контакты могут быть вызваны сильной вибрацией, и/или малой силой удержания, и/или наличием загрязнения, и/или коррозией в точке соединения и т.д. Эти прерывистые контакты могут создавать, в зависимости от типа технологии измерительной схемы и используемого фильтра, нарушения типа системных паразитных ошибок или пики на измерительном сигнале исследуемой измерительной схемы.
В настоящее время не существует решения для мониторинга прерывистых контактов, не считая использования аварийных статусов, выдаваемых при регулировании, функцией которого является управление двигателем. В рамках настоящего изобретения и во всем описании под «регулированием» понимают анализ входных сигналов, осуществленный вычислителем для проверки того, что измерение не является ошибочным. Этот анализ, осуществляемый на уровне программного обеспечения вычислителя, включает тесты на правдоподобие и расхождения.
Тест на правдоподобие (или зональный тест) применим ко всем не дискретным измерениям. Этот тест основан на сравнении входного сигнала с минимальным порогом и максимальным порогом с выработкой слова правильности, указывающего, что входной сигнал находится в или вне диапазона правдоподобия.
Тесты на расхождения (или перекрестный контроль) включают обычно три теста: первый тест на расхождение между двумя резервированными каналами измерительной схемы, второй тест на расхождение между измерением первого канала (локальный канал) и соответствующей моделью (если модель измерения доступна, что не всегда имеет место), а третий тест на расхождение между измерением второго канала (другого канала) и соответствующей моделью. Следует отметить, что если никакая модель измерения не является доступной, то можно осуществить тест на расхождение относительно опорного измерения (например, измерение давления летательного аппарата). Когда никакая модель и никакой ориентир недоступны, осуществляется только тест между каналами.
Когда два измерения двух каналов правильны относительно теста на правдоподобие, вычислитель осуществляет тест на расхождение между ними. Действительно, возможно, что измерения являются правильными с электрической точки зрения, и они включены в диапазон правдоподобия, но отличаются одно от другого. В этом случае вычислитель старается обнаружить это расхождение, так как это означает, что одно из двух измерений неверно (или даже оба). Однако определение расхождения между измерениями не позволяет локализовать неверное измерение. Так, для локализации неисправности вычислитель осуществляет тест на расхождение между измерением каждого канала и заранее заданной соответствующей моделью.
Когда тест на правдоподобие или расхождение признан недействительным, слово обслуживания снимается, то есть его бит становится единицей. Следует отметить, что, в общем, большинство слов обслуживания, которые не влияют на работу двигателя, извлекаются только во время периодических осмотров (проверка А), или, при необходимости, в случае неисправности, требующей устранения неполадок (troubleshooting) двигателя.
Кроме того, при каждом получении измерения вычислитель определяет слово выбора (или SST - Selection Status) в зависимости от правильности различных тестов на правдоподобие и расхождения между каналами или относительно модели.
В качестве примера фиг. 6 представляет таблицу выбора резервированного измерения турбореактивного двигателя.
Первый и второй столбцы представляют статусы правильности относительно тестов на правдоподобие первого и второго каналов соответственно. Третий столбец представляет статус модели. Четвертый, пятый и шестой столбцы представляют статусы правильности, касающиеся тестов на расхождение между первым и вторым каналами, между первым каналом и моделью и между вторым каналом и моделью соответственно. Седьмой столбец (обведенный волнистой линией) представляет величину или канал, выбранный вычислителем, а последний столбец представляет слово выбора SST, которое обозначает статус выбора.
Следует отметить, что в зависимости от соответствующего двигателя слова выбора SST могут принимать одно и то же значение для различных входных сигналов в таблице выбора. Следует отметить, что этот случай не касается всех турбореактивных двигателей и может изменяться в зависимости от изготовителя двигателя.
Например, в первой строке таблицы выбора все тесты действительны, вычислитель принимает среднее значение измерений двух каналов, и слово выбора SST равно 1. В седьмой и восьмой строках тест на правдоподобие в одном из каналов является неверным, и вычислитель выбирает действующий канал, причем словом выбора SST также является 1. Таким образом, один из тестов на правдоподобие или расхождение между каналами может быть недействительным, однако это не изменяет значения слова выбора SST, которое остается, таким образом, с номинальным значением 1.
Эта неоднозначность значения слова выбора SST, которая проявляется в самых маловероятных случаях отказа (недействительный тест на расхождение, но локализация неисправного канала возможна, или тест на правдоподобие недействующего канала, но обеспечение исправности другого канала), не позволяет предоставлять точных сведений об измерительной схеме.
Кроме того, следует отметить, что пороги расхождений рассчитаны таким образом, чтобы не ухудшить тягу и управляемость двигателя и, особенно, не вызвать ложных тревог.
В частности, тесты на правдоподобие имеют в качестве пределов пределы диапазона измерений датчика, расширенного вследствие точности полной измерительной цепи и увеличенного на порог безопасности.
В том, что касается теста на расхождение, значение порога рассчитывается, обычно, с увеличением в два с половиной раза полной шкалы точности измерительной схемы. Чтобы оставаться надежным, этот тест является намеренно широким и позволяет большое отклонение измерения прежде, чем его статус станет недействительным.
Таким образом, диагностические тесты, предоставляемые регулированием, не позволяют соответствующим образом осуществить мониторинг прерывистых явлений в измерительной схеме.
Объектом настоящего изобретения является предложение системы мониторинга прерывистых контактов и шума в измерительной схеме турбореактивного двигателя для обнаружения или прогнозирования неисправности, которая может привести к отказу.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к системе мониторинга измерительной схемы, предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата, при этом упомянутая система содержит средства обработки, выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений.
Это позволяет наблюдать прерывистые и развивающиеся явления для прогнозирования отказа на более или менее длительный срок.
В соответствии с первым вариантом воплощения система содержит средства получения для получения в течение времени упомянутых измерений, получаемых измерительной схемой, а средства обработки выполнены с возможностью построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы, причем упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы.
Это увеличивает гибкость системы мониторинга и позволяет строить слова состояния, общие для всех измерений при оптимизации мониторинга прерывистых явлений.
Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеренной измерительной схемой.
Так, значения порогов могут быть изменены и сжаты для того, чтобы соответствовать искомой информации.
В соответствии со вторым вариантом воплощения система содержит средства получения для извлечения упомянутых слов состояния из вычислителя, связанного с упомянутой измерительной схемой, причем упомянутые слова состояния соответствуют словам выбора (SST), уже вычисленным посредством вычислителя в зависимости от правильности тестов на правдоподобие, расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы и расхождений относительно модели упомянутых каналов. Это позволяет уменьшить вычислительную нагрузку.
В соответствии с третьим вариантом воплощения система содержит средства получения для извлечения слов состоянии из вычислителя, связанного с упомянутой измерительной схемой, при этом упомянутые слова состояния соответствуют словам обслуживания, предварительно определенным упомянутым вычислителем, исходя из признанных недействительными тестов на правдоподобие или расхождения. Это также позволяет уменьшить вычислительную нагрузку, будучи применимым ко всем объектам.
Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью вычисления индикатора разброса для каждого резервированного канала, содержащегося в упомянутой измерительной схеме. Это позволяет выдавать информацию о состоянии каждого резервированного канала измерительной схемы.
Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в упомянутой измерительной схеме.
Предпочтительно, в случае обнаружения прерывистых контактов, средства обработки выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов разброса для локализации неисправного канала.
Изобретение относится также к турбореактивному двигателю летательного аппарата, содержащему, по меньшей мере, одну измерительную схему и систему мониторинга в соответствии с одним из предшествующих вариантов.
Изобретение касается также способа мониторинга измерительной схемы, предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата, упомянутый способ включает в себя этап построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанный на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 схематично изображает систему мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с изобретением;
Фиг. 2 представляет блок-схему, иллюстрирующую способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения по изобретению;
Фиг. 3 представляет собой таблицу конфигурации, показывающую построение слов состояния в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения изобретения;
Фиг. 4 представляет таблицу построения индикаторов состояния в соответствии с изобретением;
Фиг. 5А и 5В изображают блок-схемы способа мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с другими вариантами воплощения изобретения; и
Фиг. 6 представляют собой таблицу выбора, показывающую построение слова выбора для резервированного измерения турбореактивного двигателя.
ДЕТАЛЬНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ВОПЛОЩЕНИЯ
Идея, лежащая в основе изобретения, заключается в извлечении индикатора состояния измерительной схемы турбореактивного двигателя для наблюдения прерывистых и развивающихся явлений, специфических для измерительной схемы.
Фиг. 1 схематично изображает систему мониторинга измерительной схемы двигателя или турбореактивного двигателя летательного аппарата по изобретению.
Изображенная измерительная схема 3 содержит два резервированных канала 3а, 3b, предназначенных для сбора в течение времени физических измерений, относящихся к турбореактивному двигателю. Эти измерения могут соответствовать одному параметру или наблюдаемой величине среди следующих наблюдаемых величин: температуры, давления, режимы, LVDT, и т.д.
Первый канал 3а содержит первый зонд (или датчик) 5а, соединенный с вычислителем 7 с помощью первой серии соединителей 9а и жгутов 11а. Второй канал 3b включает в себя второй зонд 5b, связанный с вычислителем 7 с помощью второй серии соединителей 9b и жгутов 11b. Вычислитель 7 (например, FADEC) предназначен для работы с измерениями, предоставляемыми измерительными схемами для контроля двигателя или турбореактивного двигателя 13.
Система 1 мониторинга содержит средства 15 получения для получения данных, касающихся турбореактивного двигателя 13 от измерительной схемы 3 и/или вычислителя 7, средства хранения 17, средства вывода 19 и средства 21 обработки информации для выполнения одной или более компьютерных программ, содержащих инструкции программного кода, хранящиеся в средствах 17 хранения и предназначенных для осуществления мониторинга измерительной схемы 3.
В соответствии с изобретением средства 21 обработки выполнены с возможностью построения индикатора состояния измерительной схемы 3, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель (или весовое значение) правильности соответствующих последующих измерений.
Более конкретно, индикатор состояния соответствует матрице, содержащей пропорции возникновения переходов последовательных слов состояния в процессе полета.
Индикаторы состояния в процессе различных полетов могут быть записаны в базе данных, хранящихся, например, в средствах хранения 17 для последующей перекомпиляции с точки зрения анализа тенденции (trending - англ. яз.) для прогнозирования случая отказа измерительной схемы 3 и локализации оборудования, ответственного за ошибочное измерение.
Фиг. 2 представляет блок - схему, иллюстрирующую способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения изобретения.
В блоке Е1 средства получения 21 выполнены таким образом, чтобы получать в течение времени измерения (блок Е11), собранные по резервированным каналам 3а, 3b измерительной схемы 3 (блоки Е12, Е13). Кроме того, средства 21 обработки выполнены с возможностью построения слов состояния (блок Е14) с использованием тестов на правдоподобие (блоки Е15, Е16) и расхождение между резервированными каналами (блок Е17) измерительной схемы 3 в соответствии с логикой (блок Е18), которая может быть выражена частной таблицей конфигурации, изображенной на фиг. 3.
Первый и второй столбцы таблицы, изображенной на фиг. 3, представляют статусы правильности, относящиеся к тестам на правдоподобие первого канала 3а и второго канала 3b соответственно. Третий столбец представляет статус правильности, относящийся к тесту расхождения между каналами 3а и 3b. Четвертый столбец представляет слово состояния, определенное целым числом, выбранным из пяти чисел. Например, когда все тесты являются действительными, слово состояния является равным 1. Напротив, когда два теста на правдоподобие являются недействительными, слово состояния является равным 5.
Таким образом, в отличие от регулирования, только тесты на правдоподобие Е15, Е16 двух каналов 3а, 3b и тест на расхождение между каналами 3а и 3b используются для построения слов состояния. Сравнение с возможной моделью или внешним измерением не имеет отношения к мониторингу прерывистых контактов.
Это позволяет построить таблицу конфигурации слов состояния простым образом и общим для всех измерений в отличие от таблиц выбора регулирования, которые являются специфическими для каждой наблюдаемой величины или типа измерений и которые содержат больше входных сигналов (см. фиг. 6).
Кроме того, тесты на правдоподобие Е15, Е16 и расхождение Е17 определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы 3. Сетка порогов параметрирования по изобретению является триплетом, образованным нижним порогом теста на правдоподобие, верхним порогом теста на правдоподобие и порогом теста на расхождение. Эта сетка может быть создана ограниченной до достижения естественного разброса расхождения между каналами. Таким образом, эти пороги выбраны более узкими, чем те, которые выбраны для регулирования.
Действительно, наблюдая в полете изменение измерения в стабильной фазе, отмечают, что расхождение между каналами составляет примерно на два порядка меньшую величину, чем порог теста на расхождение при регулировании. Значительные переходы создают более значительные точечные расхождения, но последние составляют величину меньшего порядка, чем порог расхождения, фиксируемый при регулировании. Таким образом, пороги, фиксируемые для регулирования (в частности, для теста расхождения между каналами), представляются широкими с точки зрения надежности.
Так как мониторинг прерывистых контактов измерительной схемы 3 не имеет ни тех же целей, ни тех же ограничений, что и регулирование, то эти пороги, предпочтительно, ограничены для того, чтобы в большей степени соответствовать искомой информации.
Предпочтительно, средства обработки 21 выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеряемой в измерительной схеме 3.
Кроме того, с каждой наблюдаемой величиной можно связать несколько сеток параметрирования. Действительно, для порога теста на расхождение можно выбрать какую-либо величину, находящуюся в интервале от естественного шума измерения до порога регулирования.
В блоке Е2 средства обработки 21 извлекают индикатор состояния измерительной схемы 3 на основании слов состояния, созданных в процессе полета в блоке Е1.
Фиг. 4 изображает таблицу построения индикатора состояния. Последний является квадратной матрицей порядка 5 «подсчета», коэффициенты которой соответствуют числу переходов между последовательными словами состояния, созданными в процессе полета.
В частности, строки (i=1 - i=5) представляют собой весовые значения (1-5 соответственно) слов состояния в момент t, а столбцы (j=1 - j=5) представляют собой весовые значения (1-5 соответственно) слов состояния в следующий момент t+1. Таким образом, каждый коэффициент aij представляет собой счетчик, указывающий количество последовательных переходов между словом состояния с весовым значением i и словом состояния с весовым значением j в процессе полета.
В начале полета матрица подсчета является пустой (то есть нулевой матрицей) и постепенно (то есть в каждый момент t) увеличивают счетчик соответствующего коэффициента. Увеличение зависит от измеренной наблюдаемой величины, так как не все наблюдаемые величины измеряются на одной и той же частоте.
Например, в случае исправной измерительной схемы 3 в течение всего полета будут иметь место только переходы от слова состояния значением 1 к слову состояния значением 1. Это формирует матрицу, в которой все коэффициенты являются нулевыми за исключением коэффициента а11, который будет равен продолжительности полета, умноженной на частоту получения измерений. Кроме того, следует отметить, что для заданной наблюдаемой величины (температура, давление, режим, и т.д.) можно построить несколько матриц подсчета: одна матрица для каждой сетки параметрирования.
Индикатор состояния может легко передаваться на землю средствами вывода 19. Следует отметить, что матрица подсчета является относительно небольшой (например, 5×5), что уменьшает стоимость передачи сообщений, содержащих индикаторы состояния различных наблюдаемых величин.
В блоке Е3 средства обработки 21 выполнены с возможностью анализировать в полете изменение полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в измерительной схеме 3.
Действительно, каждый индикатор состояния, извлекаемый в течение каждого текущего полета, может быть записан в средства хранения 17. Это позволяет осуществлять мониторинг за тенденциями изменения измерения, зная, что прерывистое явление создает от полета к полету особые характерные признаки ухудшения, которые позволяют прогнозировать отказ на более или менее длительный срок.
В блоке Е4, если прогноз ухудшения подтверждается на нескольких рейсах, сработает сигнализация. Это позволяет избежать ложных тревог.
Следует отметить, что в случае, когда только тест на расхождение является недействительным, индикатор состояния, извлекаемый в блоке Е3, не позволяет локализовать неисправный канал.
Таким образом, в блоке Е6 средства обработки 21 выполнены с возможностью вычисления из измерений (блок 5) дополнительного индикатора разброса для каждого резервированного канала 3а, 3b измерительной схемы 3. Индикатор разброса может соответствовать максимальному значению типового расхождения в текущем полете или значению, взятому в качестве типового расхождения, скользящего в процессе перехода слова состояния.
В случае, когда прерывистые контакты обнаружены (блок Е4), средства обработки 21 выполнены с возможностью анализа изменения полетных индикаторов разброса от полета к полету для локализации неисправного канала (блок Е7). В частности, информация из блоков Е4 и Е5 анализируется в блоке Е7 для определения неисправного канала. Действительно, канал, имеющий большой разброс (то есть канал с сильным разбросом или большими шумами), подтверждает проблему прерывистого контакта в этом канале.
Фиг. 5А и 5В изображают блок-схемы, иллюстрирующие способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии со вторым и третьим вариантами воплощения изобретения.
Варианты воплощения по фиг. 5А и 5В отличаются от варианта по фиг. 2 только природой и происхождением слов состояния.
Действительно, на фиг. 5А все блоки идентичны блокам на фиг. 2 за исключением блока Е1, который заменен блоком Е101.
В блоке Е101 средства 15 получения выполнены с возможностью извлечения слов состояния из вычислителя 7, связанного с измерительной схемой 3. В соответствии с этим вторым вариантом воплощения слова состояния соответствуют словам выбора SST регулирования, уже вычисленным вычислителем 7, в зависимости от правильности тестов на правдоподобие, расхождения между резервированными каналами измерительной схемы 3 и расхождения относительно модели (см. фиг. 6). Следует отметить, что таблицы построения слов выбора SST являются специфическими для каждой наблюдаемой величины.
В варианте воплощения по фиг. 5В все блоки также идентичны блокам по фиг. 2 за исключением блока Е1, который заменен блоком Е102.
В блоке Е102 средства 15 получения выполнены с возможностью извлечения слов состояния из вычислителя 7, связанного с измерительной схемой 3. В соответствии с эти третьим вариантом воплощения слова состояния соответствуют словам обслуживания, предварительно определенным вычислителем 7, исходя из тестов на правдоподобие или расхождения, которые могут быть действительными или недействительными.
Варианты воплощения по фиг. 5А и 5В позволяют уменьшить время вычисления, зная, что слова состояния уже определены при регулировании. Однако этот выигрыш во времени вычислений происходит в ущерб точности, так как эти слова состояния являются следствием тестов с менее ограниченными порогами.
Таким образом, выбор между тремя вариантам воплощения может осуществляться в зависимости от имеющихся данных и ограничений точности, времени вычисления и стоимости передач.

Claims (7)

1. Система мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит:
- средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений, и
- средства получения (15) для получения в течение времени упомянутых измерений, собираемых измерительной схемой (3),
а также тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы (3), при этом упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеренной измерительной схемой.
3. Система по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью вычисления индикатора разброса для каждого резервированного канала, имеющегося в упомянутой измерительной схеме.
4. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в упомянутой измерительной схеме.
5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что в случае обнаружения прерывистых контактов средства обработки (21) выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов разброса с целью локализации неисправного канала.
6. Турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, одну измерительную схему и систему мониторинга по одному из предыдущих пунктов.
7. Способ мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, отличающийся тем, что упомянутый способ включает в себя этап построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанный на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений, и этап построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы (3), при этом упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, специально выбранными для мониторинга измерительной схемы.
RU2014113910/06A 2011-09-15 2012-09-05 Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя RU2601669C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1158211 2011-09-15
FR1158211A FR2980266B1 (fr) 2011-09-15 2011-09-15 Systeme de surveillance d'une chaine de mesure d'un turboreacteur
PCT/FR2012/051984 WO2013038091A1 (fr) 2011-09-15 2012-09-05 Système de surveillance d'une chaîne de mesure d'un turboréacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014113910A RU2014113910A (ru) 2015-10-20
RU2601669C2 true RU2601669C2 (ru) 2016-11-10

Family

ID=47022951

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014113910/06A RU2601669C2 (ru) 2011-09-15 2012-09-05 Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9269206B2 (ru)
EP (1) EP2756280B1 (ru)
CN (1) CN103797347B (ru)
BR (1) BR112014005947B1 (ru)
CA (1) CA2848138C (ru)
FR (1) FR2980266B1 (ru)
RU (1) RU2601669C2 (ru)
WO (1) WO2013038091A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784316C2 (ru) * 2017-12-18 2022-11-23 Сафран Эркрафт Энджинз Выявление и адаптация к прерывистому размыканию цепей на датчике авиационного турбинного двигателя

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554667C2 (ru) * 2013-08-19 2015-06-27 Акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" (АО УНПП "Молния") Стенд для испытания цифровых систем автоматического управления, контроля и диагностики многодвигательными силовыми установками
FR3015670B1 (fr) 2013-12-20 2018-08-10 Safran Aircraft Engines Dispositif de detection de premices de defaillance d'un systeme mecanique
RU2548234C1 (ru) * 2014-04-23 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ контроля технического состояния и обслуживания газотурбинного двигателя при его эксплуатации
FR3022997B1 (fr) 2014-06-25 2016-06-10 Snecma Procede de surveillance d'une degradation d'un dispositif embarque d'un aeronef incluant la determination d'un seuil de comptage
US9418493B1 (en) 2015-04-30 2016-08-16 The Boeing Company Methods and systems for data analytics
RU2583318C1 (ru) * 2015-05-15 2016-05-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя
US9898875B2 (en) 2016-07-06 2018-02-20 Honeywell International Inc. Maintenance systems and methods for ECS elements
US10065744B2 (en) 2016-10-12 2018-09-04 General Electric Company System and method for using an engine model for multiple functions
FR3061570B1 (fr) * 2016-12-29 2020-11-27 Bull Sas Mecanisme de surveillance et d'alertes des applications du systeme informatique
FR3093829B1 (fr) * 2019-03-12 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Localisation de panne dans un système d’acquisition redondant
US10904131B1 (en) * 2020-07-08 2021-01-26 Eci Telecom Ltd. Systems and methods for configuring a communications network
US10903904B1 (en) 2020-07-08 2021-01-26 Eci Telecom Ltd. Systems and methods for configuring a communications network

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1508256A2 (ru) * 1987-12-25 1989-09-15 Рижское высшее военное авиационное инженерное училище им.Якова Алксниса Устройство дл контрол ресурса газогенератора турбореактивного двигател
EP1106504A2 (en) * 1999-11-30 2001-06-13 General Electric Company Methods and apparatus for generating maintenance messages
RU2213024C1 (ru) * 2002-07-18 2003-09-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Беспилотный летательный аппарат (варианты)
RU61026U1 (ru) * 2006-10-06 2007-02-10 Владимир Миронович Вишневский Устройство для подъема на заданную высоту и обеспечения навигации винтокрылой платформы беспроводных сетей передачи информации
RU2418969C2 (ru) * 2009-03-03 2011-05-20 Андрей Владимирович Грехнев Турбореактивный двигатель

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8915406D0 (en) * 1989-07-05 1989-08-23 Bristow Helicopters Aircraft health and usage monitoring system
DE69326695T2 (de) * 1993-11-05 2000-02-10 Boeing Co Flugemulations-Prüfsystem für ein Flugzeug
US7702447B2 (en) * 2006-12-18 2010-04-20 United Technologies Corporation Method and system for identifying gas turbine engine faults
US20080154473A1 (en) * 2006-12-22 2008-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine performance data validation
US8437904B2 (en) * 2007-06-12 2013-05-07 The Boeing Company Systems and methods for health monitoring of complex systems
KR101101974B1 (ko) * 2010-06-14 2012-01-02 인하대학교 산학협력단 항공기엔진 이상검출 및 진단시스템 및 그 방법

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1508256A2 (ru) * 1987-12-25 1989-09-15 Рижское высшее военное авиационное инженерное училище им.Якова Алксниса Устройство дл контрол ресурса газогенератора турбореактивного двигател
EP1106504A2 (en) * 1999-11-30 2001-06-13 General Electric Company Methods and apparatus for generating maintenance messages
RU2213024C1 (ru) * 2002-07-18 2003-09-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Беспилотный летательный аппарат (варианты)
RU61026U1 (ru) * 2006-10-06 2007-02-10 Владимир Миронович Вишневский Устройство для подъема на заданную высоту и обеспечения навигации винтокрылой платформы беспроводных сетей передачи информации
RU2418969C2 (ru) * 2009-03-03 2011-05-20 Андрей Владимирович Грехнев Турбореактивный двигатель

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784316C2 (ru) * 2017-12-18 2022-11-23 Сафран Эркрафт Энджинз Выявление и адаптация к прерывистому размыканию цепей на датчике авиационного турбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
FR2980266A1 (fr) 2013-03-22
BR112014005947A2 (pt) 2017-04-04
US20140236415A1 (en) 2014-08-21
CA2848138A1 (fr) 2013-03-21
RU2014113910A (ru) 2015-10-20
EP2756280A1 (fr) 2014-07-23
CA2848138C (fr) 2020-01-07
EP2756280B1 (fr) 2018-07-11
BR112014005947B1 (pt) 2020-09-24
CN103797347A (zh) 2014-05-14
US9269206B2 (en) 2016-02-23
CN103797347B (zh) 2018-04-03
WO2013038091A1 (fr) 2013-03-21
FR2980266B1 (fr) 2014-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2601669C2 (ru) Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя
KR20190025474A (ko) 플랜트 데이터 예측 장치 및 방법
CN108696368B (zh) 一种网元健康状态的检测方法及设备
JP6062933B2 (ja) 即時提出結果の最適ｑｃ法を決定するためのシステムと方法
JP6164311B1 (ja) 情報処理装置、情報処理方法、及び、プログラム
CN102901529B (zh) 校准方法
CN110348150A (zh) 一种基于相关概率模型的故障检测方法
CN107644148B (zh) 一种基于多参数关联的在轨卫星异常状态监测方法及系统
US20110202800A1 (en) Prognostic analysis system and methods of operation
KR101734289B1 (ko) 원자력 발전소 계측기의 유효성 평가 방법 및 장치
US8355879B2 (en) Trending of vibration data taking into account torque effect
Huang et al. Anomaly identification of structural health monitoring data using dynamic independent component analysis
Gitzel Data Quality in Time Series Data: An Experience Report.
CN103217172A (zh) 一种卡尔曼滤波传感器信息融合的故障检测方法
JP2012018623A (ja) 異常データ分析システム
CN109844779B (zh) 用于分析测量-良率相关性的方法和系统
US20230280240A1 (en) Abnormality diagnosis device and abnormality diagnosis method
JP5792667B2 (ja) センサ診断装置及びセンサ診断方法
Sheppard et al. Bayesian diagnosis and prognosis using instrument uncertainty
WO2009117590A1 (en) Sensor fault detection systems and methods thereof
US20220413478A1 (en) Abnormality diagnosis method, abnormality diagnosis device and non-transitory computer readable storage medium
US7366639B2 (en) Methods for establishing alerts and/or alert limits for monitoring mechanical devices
US10157113B2 (en) Information processing device, analysis method, and recording medium
CN116186976A (zh) 装备平台传感器采集数据准确度验证方法及验证系统
US20220027436A1 (en) Anomaly factor estimation method, anomaly factor estimating device, and program

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner