RU2641329C2 - Устройство и способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости - Google Patents
Устройство и способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости Download PDFInfo
- Publication number
- RU2641329C2 RU2641329C2 RU2015122453A RU2015122453A RU2641329C2 RU 2641329 C2 RU2641329 C2 RU 2641329C2 RU 2015122453 A RU2015122453 A RU 2015122453A RU 2015122453 A RU2015122453 A RU 2015122453A RU 2641329 C2 RU2641329 C2 RU 2641329C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- speed
- turbomachine
- frequency
- control channel
- circuit
- Prior art date
Links
- 238000005259 measurement Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- 230000007547 defect Effects 0.000 claims description 12
- 208000008312 Tooth Loss Diseases 0.000 claims description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 4
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 3
- 230000002547 anomalous effect Effects 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/02—Arrangement of sensing elements
- F01D17/06—Arrangement of sensing elements responsive to speed
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
-
- 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
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M17/00—Testing of vehicles
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
- G01P21/02—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройству и способу защиты вычислителя турбомашины вспомогательной установки на борту летательного аппарата от ошибок измерения скорости. Устройство защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, содержащий в канале регулирования датчик скорости вала редуктора турбомашины, первую цепь измерения скорости и цепь регулирования скорости. В канале контроля устройство содержит датчик скорости вала газогенератора турбомашины, вторую цепь измерения скорости и цепь управления остановом турбомашины. Оба датчика скорости являются двумя датчиками, которые расположены напротив двух фонических колес разных технологий и имеющих разное количество зубьев. Первая и вторая цепи контроля скорости выполняют сравнение частотного сигнала с минимальным порогом и выдают первый и второй сигналы обнаружения проблемы скорости, когда измеряемая частота ниже, чем минимальный порог. Устройство дополнительно содержит цепь перекрестной проверки первой и второй скоростей, полученных соответственно от первой и второй цепей измерения скорости. Цепь перекрестной проверки выдает третий сигнал обнаружения проблемы скорости в случае аномального отклонения между первой и второй скоростями. Частотные сигналы являются сигналами разных частот. В способе защиты вычислителя турбомашины используют два псевдосинусоидальных частотных сигнала, сравнивают частотные сигналы с минимальным порогом и выдают сигналы обнаружения проблемы скорости, выполняют перекрестную проверку скоростей, полученных от канала регулирования скорости и от канала контроля, и выдают третий сигнал обнаружения проблемы скорости, управляют остановом машины в случае проблемы скорости. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к устройству и способу защиты вычислителя турбомашины, например вспомогательной силовой установки (ВСУ) на борту летательного аппарата, например вертолета, от ошибок измерения скорости.
Предшествующий уровень техники
Областью изобретения являются те турбомашины летательного аппарата и, в частности, те вычислители турбомашин летательных аппаратов, которые используются для регулирования режима работы этих турбомашин. Эти вычислители могут вмещать в себя канал регулирования и канал контроля, или канал защиты от ошибок измерения скорости в одном и том же корпусе, что обеспечивает оптимальную стоимость и меньший вес, чем решение, при котором эти каналы были бы установлены в двух отдельных корпусах.
Задача канала регулирования - регулировать скорость турбомашины. При этом выход из строя этого канала регулирования может привести к завышению скорости вала турбины. Действительно, когда этот вал ломается, мощность обеспеченная газовой смесью для турбины больше не поглощается оборудованием, приводимым в движение этим валом, и скорость вращения турбины очень быстро увеличивается. Такое завышение скорости очень быстро приводит к разрушению вращающихся частей и/или их отрыву от диска турбины. Тогда эти вращающиеся части резко выбрасываются наружу за счет центробежной силы и могут пройти сквозь корпус, окружающий турбину, вызвав очень значительные повреждения в двигателе и даже создав угрозу для летательного аппарата и его пассажиров.
Задача канала контроля - предотвратить последствия такого завышения скорости. Канал контроля содержит электронный элемент, связанный с гидромеханическим элементом. Электронный элемент измеряет скорость вращения ротора. Если электронный элемент обнаруживает ошибку измерения скорости, то он управляет гидромеханическим элементом, который полностью перекрывает подачу топлива турбомашине.
В известном способе, скорость вращения турбины измеряется, по меньшей мере, двумя независимыми датчиками, один - для канала регулирования, другой - для канала контроля. Характерные частоты редуктора турбомашины и скорости вращения газогенератора являются основными переменными для регулирования скорости вращения (регулирование) и для защиты от связанного с ними начала завышения скорости (контроль).
Так как анализ безопасности обнаружил прямую связь между этими частотами и наличием завышенной скорости турбомашины, задачей настоящего изобретения является предоставить устройство и способ защиты вычислителя турбомашины от ошибок измерения скорости, обеспечивающие точность измерений частоты, для того, в частности, чтобы избежать какого-либо недооцененного измерения скорости, гарантируя отсутствие ошибки группового типа, которая может привести к незащищенному завышению скорости. Это ограничение накладывается необходимостью гарантировать высокий уровень безопасности в соответствии со стандартом ARP4754 FDAL (катастрофический).
Сущность изобретения
Изобретение относится к устройству защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, включающему:
- в канале регулирования скорости:
датчик скорости вала редуктора турбомашины,
цепь измерения скорости,
цепь регулирования скорости,
- в канале контроля:
датчик скорости вала газогенератора турбомашины,
цепь измерения скорости,
цепь управления остановом турбомашины,
отличающемуся тем, что каждый канал использует разнородные характеристики, способные исключать ошибки группового типа, тем, что каждый датчик скорости выдает псевдосинусоидальный частотный сигнал, и тем, что это устройство содержит в себе, на каждом канале, цепь контроля скорости, которая выполняет сравнение частотного сигнала с минимальным порогом и которая подает сигнал ошибки, когда измеренная частота ниже этого минимального порога, и цепь перекрестной проверки общей скорости для обнаружения превышения определенного отклонения между двумя частотами так, что контролируемое отклонение выше, чем максимальное отклонение, или контролируемое отклонение ниже, чем минимальное отклонение, соответствующие потере периода частоты на любом из датчиков, и средства для анализа этих сигналов ошибки и превышения определенного отклонения для управления остановом турбомашины.
Предпочтительно, датчики скорости представляют собой колеса разных технологий и имеющие разное число зубьев.
Предпочтительно, валы представляют собой разные валы, вращающиеся на разных скоростях вращения.
Предпочтительно, частотные сигналы являются сигналами разных частот, так что потеря периода в одном из сигналов или даже в обоих сигналах одновременно приводит к аномальному отклонению между обеими скоростями выше, чем максимальное ускорение ВСУ и значительно выше, чем отклонение скорости при максимальном кручении вала.
Предпочтительно, частотные сигналы передаются по разным электрическим трактам.
Предпочтительно, чтобы частотные сигналы использовались различными электронными платами.
Предпочтительно, устройство согласно изобретению содержит цепь обнаружения обрыва проводки в каждом канале.
Предпочтительно, турбомашина может быть вспомогательной силовой установкой (ВСУ). Изобретение может относиться к летательному аппарату, например к вертолету, снабженному таким устройством.
Настоящее изобретение также относится к способу защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, содержащей газогенератор, воздушный компрессор, редуктор и электрический блок питания, причем этот вычислитель содержит канал регулирования скорости и канал контроля, причем канал регулирования скорости использует частоту датчика скорости вращения вала редуктора, а канал контроля использует частоту датчика скорости вращения вала газогенератора,
отличающемуся тем, что он включает в себя следующие этапы:
- измеряют частотный сигнал в каждом канале,
- проверяют согласованность каждого частотного сигнала путем сравнения с минимальным порогом,
- сравнивают эти частотные сигналы друг с другом, чтобы обнаружить отклонение между частотами,
- останавливают турбомашину, в случае если отклонение выше определенного значения.
Предпочтительно, турбомашину останавливают в случае отсутствия частотного сигнала, по меньшей мере, в одном из каналов, в течение определенного времени после управления запуском турбомашины. Предпочтительно, турбомашину останавливают в случае потери частотного сигнала в процессе работы.
Предпочтительно, в случае, когда минимальная частота Fmin достигается и сигналы кажутся согласованными, происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала регулирования - турбомашину останавливают в случае обнаружения неправдоподобного изменения скорости, подтвержденной потери одного или нескольких периодов, ведущих к этому обнаружению, причем канал регулирования устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину,
со стороны канала контроля - турбомашину останавливают в случае обнаружения потери зуба в сигнале скорости канала контроля, причем канал контроля устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
Предпочтительно, в случае, когда минимум частоты Fmin не достигнут, происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала регулирования - турбомашину останавливают в случае обнаружения, что скорость канала регулирования не превышает заниженной скорости в пределах заданного времени, причем канал регулирования устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 иллюстрирует устройство защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, в соответствии с изобретением.
Фиг. 2 иллюстрирует примерный вариант осуществления цепи измерения скорости устройства, согласно изобретению.
Подробное раскрытие конкретных вариантов осуществления
Устройство защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости в соответствии с изобретением, как показано на фиг. 1, содержит канал регулирования скорости 10 и канал контроля ошибок измерений скорости 11. На входе E1 канала регулирования 10 для измерений скорости вращения вала редуктора используется датчик скорости, например магнитный датчик 21, обеспеченный торцевыми зубьями фонического колеса 20, установленный на этом валу.
На входе Е2 канала контроля 11 для измерений скорости вращения вала газогенератора турбомашины используется датчик скорости, например магнитный датчик 31, обеспеченный торцевыми зубьями фонического колеса 30, установленный на этом валу. Проверка согласованности 36 обеих частот, полученных таким образом на этих двух каналах, производящих разные частоты, выполняется внутри канала текущего контроля 11.
Фиг. 1 иллюстрирует различные цепи устройства в соответствии с изобретением, представленные в турбомашине 12, в датчике 13, в проводке 14 и в электронном блоке управления (ECU) 15, для обоих каналов 10 и 11.
Устройство в канале регулирования 10 согласно изобретению содержит:
- фоническое колесо 20,
- датчик скорости 21 вала редуктора турбомашины, который подает псевдосинусоидальный частотный сигнал, который может достигать не более 35 В двойной амплитуды,
- цепь проводки 22, которая передает этот псевдосинусоидальный сигнал,
- цепь 23, подробно представленную на фиг. 2, для формирования этого псевдосинусоидального сигнал, которая обеспечивает прямоугольный частотный сигнал, изменяющийся между двумя уровнями 0 и 5 В, и обнаруживает возможный разрыв проводки,
- цепь измерения скорости 24, которая обеспечивает измерение скорости в оборотах в минуту,
- цепь контроля скорости 25, которая выполняет сравнение с минимальным порогом, проверяет превышение заниженной скорости в пределах заданного времени, контролирует неправдоподобное изменение скорости, и которая, возможно, выдает сигнал обнаружения проблемы скорости S1,
- цепь регулирования скорости 26.
Устройство в канале контроля 11 согласно изобретению содержит:
- фоническое колесо 30, имеющее технологию, ось вращения, скорость вращения и количество зубьев, отличных от оных фонического колеса 20,
- датчик скорости 31 вала газогенератора турбомашины, который обеспечивает псевдосинусоидальный частотный сигнал, частота которого отличается от частоты датчика 21 и который может достигать не более 35 В двойной амплитуды,
- цепь проводки 32, которая передает этот псевдосинусоидальный сигнала с помощью конкретного электрического жгута, с проводкой, отличающейся от проводки цепи 22,
- цепь 33 для формирования этого псевдосинусоидального сигнала, отличного от сигнала цепи 23, которая обеспечивает прямоугольный частотный сигнал, изменяющийся между двумя уровнями 0 и 5 В, и обнаруживает возможный разрыв проводки,
- цепь измерения скорости 34, которая обеспечивает измерение скорости в оборотах в минуту, которая отличается от скорости цепи 24,
- цепь контроля скорости 35, которая выполняет сравнение с минимальным порогом и которая, возможно, выдает сигнал обнаружения проблемы скорости S2,
- цепь 36 для перекрестной проверки скоростей, полученных с помощью цепей 24 и 34, которая позволяет обнаружить аномальное отклонение между обеими скоростями путем обнаружения потери периода в одном из двух сигналов или даже в обоих сигналах одновременно, что приводит к аномальному отклонению между обеими скоростями, которое выше, чем максимальное ускорение ВСУ и значительно выше, чем отклонение скорости при максимальном кручении вала, и, которая выдает сигнал S3 обнаружения перекрестной проверки скоростей от обоих каналов 10 и 11,
- цепь 37 для возможного управления остановом турбомашины в случае обнаружения завышения скорости, или в случае обнаружения потери зуба в сигнале скорости.
Устройство, согласно изобретению, работает следующим образом
Если оба датчика скорости 21 и 31 не выдают сигнал:
- со стороны канала регулирования 10 - турбомашина останавливается цепью 25 в случае обнаружения отсутствия частотного сигнала в течение определенного времени, например в течение 3 секунд, после управления запуском турбомашины или в случае потери частотного сигнала в процессе работы. Если канал регулирования 10 устанавливает один из этих дефектов, он останавливает турбомашину;
- со стороны канала контроля 11 - турбомашина останавливается цепью 35, в случае обнаружения отсутствия частотного сигнала в течение определенного времени, например в течение 3 секунд, после управления запуском турбомашины или в случае потери частотного сигнала в процессе работы. Если канал контроля 11 устанавливает один из этих дефектов, он останавливает турбомашину.
В процессе работы, и за пределами минимального частотного порога (Fmin) на любом из датчиков скорости 21 и 31, как проверено в цепях 25 и 35, измеренные частоты сравниваются в цепи 36, чтобы обнаружить превышение аномального отклонения, величина которого следующая:
- контролируемое отклонение выше, чем механически установленный максимум отклонения,
- контролируемое отклонение меньше, чем отклонение, соответствующее потере периода частотного сигнала на любом из датчиков 21 и 31.
Это аномальное отклонение гарантирует, что одно из измерений является несогласованным. Тогда устройство, в соответствии с изобретением, обеспечивает безопасность турбомашины путем отключения подачи топлива через специальное устройство отсечки канала контроля 11.
Если датчик скорости 21 канала регулирования 10 не обеспечивает частоту или обеспечивает недооцененную частоту (потеря периодов в сигнале), канал контроля 11 функционирует нормально. Когда датчик 31 достигает минимальной частоты Fmin, канал контроля 11 устанавливает аномальное отклонение и останавливает турбомашину.
Если датчик скорости 31 канала контроля 11 не обеспечивает частоту или обеспечивает недооцененную частоту (потеря периодов в сигнале), канал регулирования 10 функционирует нормально. Когда датчик 21 достигает минимальной частоты Fmin, канал контроля 11 устанавливает аномальное отклонение и останавливает турбомашину.
Если оба датчика скорости 21 и 31 обеспечивают недооцененную частоту (потеря периодов в частотных сигналах), мы имеем следующие три случая:
- Случай 1: частота Fmin достигается и сигналы воспринимаются как несогласованные. Канал контроля 11 устанавливает отклонение и останавливает турбомашину.
- Случай 2: частота Fmin достигается и сигналы кажутся согласованными (при определенных комбинациях потери импульса). В этом случае происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала регулирования 10 - турбомашина останавливается в случае обнаружения маловероятного изменения скорости (основанного на максимальном ускорении/торможении). Подтвержденная потеря одного или нескольких периодов приводит к этому обнаружению (это включает в себя любую конфигурацию потери импульса в процессе работы). Канал регулирования 10 устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
со стороны канала контроля 11 - турбомашина останавливается в случае обнаружения потери зуба в сигнале скорости канала контроля 11 (дефект контролируется по периодичности частотного сигнала и обнаруженного аномально длительного периода). Канал контроля 11 устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
- Случай 3: частота Fmin не достигнута, в этом случае происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала регулирования 10 - турбомашина останавливается в случае обнаружения того, что скорость канала регулирования 10 не превысила заниженной скорости в пределах заданного времени (с частотой > Fmin). Канал регулирования 10 устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
Следует отметить, что обычное использование двух датчиков скорости 21 и 31 идентичной технологии, но которые являются независимыми, гарантирует, благодаря изобретению, уровень надежности измерения скорости, который согласуется с требованиями, применяемыми к действиям, ошибки которых могут иметь катастрофические последствия, в частности ошибки группового типа на обоих каналах 10 и 11. Опыт показывает, что некоторые неисправности вызывали одновременный выход из строя каналов регулирования и контроля. Эти ошибки, именуемые как ошибки "группового типа", отменяют независимость обоих каналов, если соответствующие меры предосторожности не приняты.
Фиг. 2 иллюстрирует примерный вариант осуществления цепи измерения сигнала 23. Эта цепь включает в себя гистерезисный операционный усилитель (300 мВ с центром на 2,5 В) принимающий входной сигнал, который прошел через низкочастотный фильтр 40, вход которого соединен с резисторным мостом, прошел через два конденсатора С1 и С2, средняя точка которых соединена с двумя заземленными диодами D1 и D2, и выход которого соединен с затвором 45, для выработки прямоугольного сигнала (0-5 В) посредством обрезания пиков входного псевдосинусоидального сигнала. Второй низкочастотный фильтр 42 обеспечивает выход постоянного тока DC - direct current (омический тест, обнаруживающий возможный разрыв проводки). Третий низкочастотный фильтр 43 с последующим конденсатором С3, и четвертым низкочастотным фильтром 44 подает выходной сигнал постоянного тока DC (уровень сигнала переменного тока), причем диод D3 заземляет вход четвертого низкочастотного фильтра.
В примерном варианте осуществления некоторые цепи могут быть выполнены в виде программного модуля, такие как цепи 24 и 25. Некоторые цепи могут быть выполнены в виде выделенных каналов (FPGA - field-programmed gate array - программируемые вентильные матрицы), такие как цепи 33, 34 и 37.
Claims (37)
1. Устройство защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, содержащее:
в канале (10) регулирования скорости:
датчик (21) скорости вала редуктора турбомашины,
первую цепь (24) измерения скорости,
цепь (26) регулирования скорости;
в канале контроля (11):
датчик (31) скорости вала газогенератора турбомашины,
вторую цепь (34) измерения скорости,
цепь (37) управления остановом турбомашины,
отличающееся тем, что
оба датчика скорости (21, 31) являются двумя датчиками, которые расположены напротив зубьев двух фонических колес (20, 30) разных технологий и имеющих разное количество зубьев,
канал (10) регулирования скорости содержит первую цепь (25) контроля скорости, которая выполняет сравнение частотного сигнала с минимальным порогом и которая выдает первый сигнал обнаружения проблемы скорости (S1), когда измеряемая частота ниже, чем этот минимальный порог,
канал (11) контроля содержит вторую цепь (35) контроля скорости, которая выполняет сравнение частотного сигнала с минимальным порогом и которая выдает второй сигнал обнаружения проблемы скорости (S2), когда измеряемая частота ниже, чем этот минимальный порог,
упомянутое устройство дополнительно содержит:
цепь (36) перекрестной проверки для перекрестной проверки первой скорости, полученной от первой цепи (24) измерения скорости, и второй скорости, полученной от второй цепи (34) измерения скорости, которая выдает третий сигнал обнаружения проблемы скорости (S3), в случае аномального отклонения между первой скоростью и второй скоростью;
цепь (37) для возможного управления остановом турбомашины в случае проблемы скорости,
при этом частотные сигналы являются сигналами разных частот, так что потеря периода в одном из сигналов или даже в обоих сигналах одновременно приводит к аномальному отклонению между первой скоростью и второй скоростью, которое выше, чем максимальное ускорение вспомогательной силовой установки, и значительно выше, чем отклонение скорости при максимальном кручении вала.
2. Устройство по п. 1, в котором валы являются разными валами, вращающимися на разных скоростях вращения.
3. Устройство по п. 1, в котором частотные сигналы передаются по разным электрическим трактам.
4. Устройство по п. 1, в котором частотные сигналы используются различными электронными платами.
5. Устройство по п. 1, которое включает в себя цепь (23, 33) обнаружения обрыва проводки в каждом канале.
6. Устройство по п. 1, в котором турбомашина является вспомогательной силовой установкой.
7. Летательный аппарат, снабженный устройством по любому из предшествующих пунктов.
8. Способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости, включающей в себя газогенератор, воздушный компрессор, редуктор и блок электропитания, причем этот вычислитель содержит канал регулирования скорости и канал контроля, причем канал регулирования скорости использует частоту датчика скорости вала редуктора, а канал контроля использует частоту датчика скорости вала газогенератора,
отличающийся тем, что он включает следующие этапы:
используют два псевдосинусоидальных частотных сигнала, имеющих разнородные характеристики,
сравнивают в канале (10) регулирования скорости частотный сигнал с минимальным порогом и выдают первый сигнал обнаружения проблемы скорости (S1), когда измеренная частота ниже, чем этот минимальный порог,
сравнивают в канале контроля (11) частотный сигнал с минимальным порогом и выдают второй сигнал обнаружения проблемы скорости (S2), когда измеренная частота ниже, чем этот минимальный порог,
выполняют перекрестную проверку первой скорости, полученной от канала (10) регулирования скорости, и второй скорости, полученной от канала (11) контроля, и, возможно, выдают третий сигнал обнаружения проблемы скорости (S3) в случае аномального отклонения между первой скоростью и второй скоростью;
возможно управляют остановом турбомашины в случае проблем скорости,
при этом, когда минимальная частота Fmin достигнута и сигналы кажутся согласованными, происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала (10) регулирования турбомашину останавливают в случае обнаружения неправдоподобного изменения скорости, подтвержденной потери одного или нескольких периодов, ведущей к этому обнаружению, причем канал (10) регулирования устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину,
со стороны (11) канала контроля турбомашину останавливают в случае обнаружения потери зуба в сигнале скорости канала (11) контроля, причем канал (11) контроля устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
9. Способ по п. 8, в котором турбомашину останавливают при отсутствии частотного сигнала в по меньшей мере одном канале в течение определенного времени после управления запуском турбомашины.
10. Способ по п. 8, в котором турбомашину останавливают в случае потери частотного сигнала в процессе работы.
11. Способ по п. 8, в котором, в случае когда минимальная частота Fmin не достигнута, происходят следующие дополнительные проверки:
со стороны канала (10) регулирования турбомашину останавливают в случае обнаружения того, что скорость канала (10) регулирования не превысила заниженной скорости, с частотой выше, чем минимальная частота Fmin, в течение заданного времени, причем канал (10) регулирования устанавливает этот дефект и останавливает турбомашину.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1260802A FR2998058B1 (fr) | 2012-11-13 | 2012-11-13 | Dispositif et procede de protection d'un calculateur de turbo-machine d'aeronef contre les erreurs de mesure de vitesse |
| FR1260802 | 2012-11-13 | ||
| PCT/FR2013/052699 WO2014076398A1 (fr) | 2012-11-13 | 2013-11-12 | Dispositif et procede de protection d'un calculateur de turbo-machine d'aeronef contre les erreurs de mesure de vitesse |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015122453A RU2015122453A (ru) | 2017-01-10 |
| RU2641329C2 true RU2641329C2 (ru) | 2018-01-17 |
Family
ID=48170554
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015122453A RU2641329C2 (ru) | 2012-11-13 | 2013-11-12 | Устройство и способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9759085B2 (ru) |
| EP (1) | EP2920429B1 (ru) |
| JP (1) | JP6216799B2 (ru) |
| CN (1) | CN104781508B (ru) |
| BR (1) | BR112015010450B1 (ru) |
| CA (1) | CA2890458C (ru) |
| FR (1) | FR2998058B1 (ru) |
| RU (1) | RU2641329C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014076398A1 (ru) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10190440B2 (en) * | 2015-06-10 | 2019-01-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Emergency shut-down detection system for a gas turbine |
| US10989063B2 (en) | 2016-08-16 | 2021-04-27 | Honeywell International Inc. | Turbofan gas turbine engine shaft break detection system and method |
| DE102017201548A1 (de) | 2017-01-31 | 2018-08-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum Bereitstellen von Messwerten einer technischen Anlage, technisches System und Verfahren zum Betreiben des technischen Systems |
| 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 |
| FR3099789B1 (fr) * | 2019-08-05 | 2021-07-09 | Safran Aircraft Engines | Procédé de détection de pannes d’un système de régulation et de protection contre la survitesse pour turbomachine |
| US11691747B2 (en) * | 2020-06-05 | 2023-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fault detection for a speed sensing system of a multi-engine rotorcraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4217617A (en) * | 1978-09-22 | 1980-08-12 | General Electric Company | Turbine trip circuit |
| US5234315A (en) * | 1991-03-19 | 1993-08-10 | Hitachi, Ltd. | Apparatus for preventing a turbine from exceeding revolution speed |
| RU2209328C2 (ru) * | 2001-05-10 | 2003-07-27 | Северо-Кавказский государственный технический университет | Способ автоматического регулирования скорости вала теплового двигателя и устройство для его осуществления |
| US20080213084A1 (en) * | 2007-01-16 | 2008-09-04 | Rosenfield Ronald H | Gas Turbine Overspeed Protection System |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1435300A (en) * | 1972-06-08 | 1976-05-12 | Weir Pumps Ltd | Machine installation control system |
| JPS511804A (ja) * | 1974-06-21 | 1976-01-09 | Tokyo Shibaura Electric Co | Taabinhogosochi |
| US4071897A (en) * | 1976-08-10 | 1978-01-31 | Westinghouse Electric Corporation | Power plant speed channel selection system |
| US4166221A (en) * | 1978-02-09 | 1979-08-28 | Westinghouse Electric Corp. | Overspeed protection controller employing interceptor valve speed control |
| US4569021A (en) * | 1978-08-07 | 1986-02-04 | The Boeing Company | Full flight regime autothrottle control system |
| US4474013A (en) * | 1983-11-23 | 1984-10-02 | General Electric Company | Overspeed anticipation circuit for steam turbine speed control |
| US4667114A (en) * | 1986-04-16 | 1987-05-19 | General Electric Company | Prime mover speed sensing system and method |
| US5545006A (en) * | 1995-05-12 | 1996-08-13 | Rotoflow Corporation | Multi-stage rotary fluid handling apparatus |
| US6176074B1 (en) | 1998-06-05 | 2001-01-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shaft decouple logic for gas turbine |
| DE19919504B4 (de) | 1999-04-29 | 2005-10-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Triebwerksregler, Triebwerk und Verfahren zum Regeln eines Triebwerks |
| US6578794B1 (en) * | 2000-11-28 | 2003-06-17 | General Electric Co. | Methods and systems for jet engine overthrust protection |
| JP4511873B2 (ja) * | 2004-03-31 | 2010-07-28 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン・エンジンのセンサ故障検知装置 |
| FR2892516B1 (fr) * | 2005-10-21 | 2008-01-25 | Snecma Sa | Procede et systeme de detection et de mesure des perturbations en frequence de la vitesse de rotation d'un rotor |
| FR2902408B1 (fr) * | 2006-06-19 | 2008-08-08 | Eurocopter France | Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aeronef |
| US8061137B2 (en) * | 2008-05-30 | 2011-11-22 | Caterpillar Inc. | Fuel control system for limiting turbocharger speed |
| US20100005657A1 (en) | 2008-07-10 | 2010-01-14 | Van Vactor David R | Methods and systems to facilitate over-speed protection |
| FR2953295B1 (fr) * | 2009-12-02 | 2012-05-18 | Sagem Defense Securite | Procede de detection de panne d'un capteur frequentiel et circuit pour la mise en oeuvre de ce procede |
| FR2962165B1 (fr) * | 2010-07-02 | 2014-05-02 | Turbomeca | Detection de survitesse d'une turbine libre par mesure sur couplemetre |
| FR2982320B1 (fr) * | 2011-11-08 | 2014-01-10 | Thales Sa | Systeme de regulation numerique a pleine autorite pour moteur d'aeronef |
-
2012
- 2012-11-13 FR FR1260802A patent/FR2998058B1/fr active Active
-
2013
- 2013-11-12 CN CN201380058655.8A patent/CN104781508B/zh active Active
- 2013-11-12 US US14/441,668 patent/US9759085B2/en active Active
- 2013-11-12 RU RU2015122453A patent/RU2641329C2/ru active
- 2013-11-12 WO PCT/FR2013/052699 patent/WO2014076398A1/fr active Application Filing
- 2013-11-12 EP EP13803129.9A patent/EP2920429B1/fr active Active
- 2013-11-12 CA CA2890458A patent/CA2890458C/fr active Active
- 2013-11-12 BR BR112015010450-9A patent/BR112015010450B1/pt active IP Right Grant
- 2013-11-12 JP JP2015541220A patent/JP6216799B2/ja active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4217617A (en) * | 1978-09-22 | 1980-08-12 | General Electric Company | Turbine trip circuit |
| US5234315A (en) * | 1991-03-19 | 1993-08-10 | Hitachi, Ltd. | Apparatus for preventing a turbine from exceeding revolution speed |
| RU2209328C2 (ru) * | 2001-05-10 | 2003-07-27 | Северо-Кавказский государственный технический университет | Способ автоматического регулирования скорости вала теплового двигателя и устройство для его осуществления |
| US20080213084A1 (en) * | 2007-01-16 | 2008-09-04 | Rosenfield Ronald H | Gas Turbine Overspeed Protection System |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015122453A (ru) | 2017-01-10 |
| JP6216799B2 (ja) | 2017-10-18 |
| BR112015010450B1 (pt) | 2021-08-31 |
| BR112015010450A2 (pt) | 2017-07-11 |
| US9759085B2 (en) | 2017-09-12 |
| CA2890458A1 (fr) | 2014-05-22 |
| US20150292348A1 (en) | 2015-10-15 |
| WO2014076398A1 (fr) | 2014-05-22 |
| JP2016506467A (ja) | 2016-03-03 |
| FR2998058B1 (fr) | 2016-02-05 |
| EP2920429A1 (fr) | 2015-09-23 |
| CA2890458C (fr) | 2020-10-27 |
| EP2920429B1 (fr) | 2020-03-25 |
| FR2998058A1 (fr) | 2014-05-16 |
| CN104781508B (zh) | 2018-01-30 |
| CN104781508A (zh) | 2015-07-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2641329C2 (ru) | Устройство и способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости | |
| KR102339468B1 (ko) | 쌍발 엔진 헬리콥터의 제 1 터빈 엔진의 고장을 탐지하는 것 및 제 2 터빈 엔진을 작동시키는 것을 위한 방법, 및 대응하는 장치 | |
| US8666568B2 (en) | Method and a device for performing a health check of a turbine engine of an aircraft having at least one such engine | |
| JP3464001B2 (ja) | マルチ・エンジン航空機用部分エンジンおよびドライブシャフト故障検出モニター | |
| US20130098042A1 (en) | Detection of the overspeed of a free turbine by measuring using a torque meter | |
| US9002616B2 (en) | Full authority digital engine control system for aircraft engine | |
| CN101514683B (zh) | 带有桨距控制器的风力发电装置 | |
| RU2528219C2 (ru) | Устройство и способ обнаружения неисправности топливного насоса низкого давления турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, содержащий упомянутое устройство | |
| EP1980719A2 (en) | Turbomachine with microwave sensor | |
| US12025101B2 (en) | Method for detecting different vibrations of a wind turbine | |
| US11187208B2 (en) | Performance monitoring of a multi-rotor wind turbine system | |
| JP6847118B2 (ja) | 風力発電設備 | |
| RU2376479C2 (ru) | Газовая турбина и способ отключения газовой турбины при обнаружении разрушения ее вала | |
| JPH04287803A (ja) | タービン過速度防止装置 | |
| CN106044434B (zh) | 一种电梯主机的保护装置 | |
| JP2016506467A5 (ru) | ||
| CN110088462A (zh) | 风力涡轮发电机控制系统中的电气故障检测 | |
| CN112523946A (zh) | 风力发电机组的变桨控制方法、装置及介质 | |
| CN104500234A (zh) | 一种重型燃气轮机超速保护方法及装置 | |
| EP1753939A1 (en) | Overspeed limiter for turboshaft engines | |
| US6330515B1 (en) | Method for protecting against vibrations in rotary machines | |
| CN105765216A (zh) | 用于监测风力涡轮机的单独叶片调节的方法和系统 | |
| RU2305788C2 (ru) | Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях | |
| CN205484412U (zh) | 一种具有变频调速功能的转速校验装置 | |
| RU134644U1 (ru) | Устройство вибродиагностики двухвального газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |