RU2664901C1 - Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2664901C1 RU2664901C1 RU2017130561A RU2017130561A RU2664901C1 RU 2664901 C1 RU2664901 C1 RU 2664901C1 RU 2017130561 A RU2017130561 A RU 2017130561A RU 2017130561 A RU2017130561 A RU 2017130561A RU 2664901 C1 RU2664901 C1 RU 2664901C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- parameters
- unit
- gas turbine
- electronic
- Prior art date
Links
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 22
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 16
- 230000011664 signaling Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 7
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 6
- 238000013024 troubleshooting Methods 0.000 abstract description 5
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000036541 health Effects 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 238000013480 data collection Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009429 electrical wiring Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 230000004807 localization Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 1
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя. Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя включает связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя. Блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации. Устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи. Блок регистрации параметров соединен с электронными и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя. Блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя. При этом выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательных биполярных кодов. Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность и эффективность контроля работы газотурбинного двигателя, сократить временя поиска неисправностей, повысить эффективность технического обслуживания газотурбинного двигателя. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.
Известны бортовые системы обработки и регистрации полетной информации, содержащие блок сбора полетной информации от соответствующих датчиков и сигнализаторов, контроллер, защищенный и эксплуатационный бортовые накопители информации (Патент RU №2289102, МПК G01D 9/00, опубл. 10.12.2006; патент RU №2173835, МПК G01D 9/00, опубл. 20.09.2001).
Недостатками этих систем и им подобных бортовых устройств регистрации типа ЗБН-ГА, ТБН-К является: низкая частота опроса двигательных параметров (~1…2 Гц), что не позволяет с необходимым быстродействием регистрировать быстропеременные процессы в авиационном двигателе (помпаж, срыв, аварийные поломки за 0,1…1 с) для достоверного и оперативного выяснения причин их возникновения; недостаточный объем регистрируемой параметрической информации по двигателю. Как правило, это параметры, характеризующие тягу двигателя или наличие отдельных предельных состояний, например, частоты вращения роторов двигателя, температура газов за турбиной, параметры маслосистемы и др.
Известна бортовая информационно-измерительная система многодвигательной силовой установки летательного аппарата, содержащая блоки контроля датчиков двигательных параметров, вычислитель, блоки преобразования напряжения и частоты в код, операционные блоки, таймер, эксплуатационный накопитель (Патент RU №2280775, МПК F02C 9/28, опубл. 27.07.2006).
Недостатком этой системы является низкий уровень алгоритмического анализа полетной информации, а именно отсутствует идентификация событий, носящих многокритериальный характер, не осуществляется расчет выработанного ресурса двигателя, отсутствует диагностика событий при выходе множества параметров двигателя за границы предельных значений с выдачей экипажу необходимых рекомендаций.
Известна бортовая система контроля параметров авиадвигателя с ограничением температуры, топливных параметров и давления (Патент RU №2250382, МПК F02C 9/28, опубл. 20.04.2005), содержащая блок измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом, вычислитель, содержащий процессор, модуль алгоритмов, модуль уставок, при этом выход процессора соединен с комплексным индикатором в кабине экипажа, а выход вычислителя соединен с защищенным бортовым накопителем информации и с табло аварийных сигналов.
Устройство реализовано в бортовой системе контроля и диагностики авиационного турбореактивного двигателя ПС-90А, применяемого на пассажирских самолетах типа Ту-204, Ту-214 и Ил-96. Блок измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом (блок типа БППД-2) размещен непосредственно на двигателе, а вычислитель (типа ЦВМ-80) устанавливается в техническом отсеке самолета на специальных амортизированных стеллажах. При этом для повышения количества контролируемых параметров цифровой выход электронного регулятора двигателя типа РЭД-90 через канал информационного обмена по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429) соединяется с цифровым входом вычислителя бортовой системе контроля («Авиационный двигатель ПС-90А». Иноземцев А.А., Коняев Е.А., и др. М., издательство «Либра - К», 2007 г., стр. 236-247).
Недостатком системы является: понижение функциональной работоспособности из-за невозможности регистрации и контроля множества параметров двигателя, в том числе параметров маслосистемы, в случае отказа бортового оборудования - вычислителя системы диагностики (блока типа ЦВМ) или неисправности самолетной электропроводки (электрических линий связи); остается низкой частота опроса параметров в блоке измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом, всего 4 Гц, что снижает эффективность контроля и поиск неисправностей, проявляющихся с частотой 15…50 Гц; низкая автономность системы.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является беспроводная система мониторинга двигателей с возможностью многосторонних возможностей воздушных судов и обработка данных двигателя на борту (Заявка US №2014114549, МПК G01M 15/14, опубл. 24.04.2014), которая выбрана за прототип и содержит связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя, при этом блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации, причем автономное интегрированное устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи, при этом блок регистрации параметров соединен с электронным и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя, при этом блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя.
Недостатком системы, выбранной за прототип, является недостаточный уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования и недостаточное количество контролируемых параметров.
Кроме того, для перспективных типов авиационных двигателей пятого и шестого поколений в связи с их сложностью и наличием распределенных систем управления/мониторинга для оперативного выявления причин неисправности возникает потребность в повышении объема и скорости контроля, регистрации параметров всего электронного и электрического двигательного оборудования.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности контроля, снижение времени поиска неисправностей, повышение уровня контролепригодности электрического и электронного оборудования и обеспечение автономности контроля авиационного газотурбинного двигателя двигателя, приводящие к повышению эффективности эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя и сокращению эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
Техническая задача решается за счет того, что в автономном интегрированном устройстве регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, включающее связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя, при этом блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации, причем автономное интегрированное устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи, при этом блок регистрации параметров соединен с электронным и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя, при этом блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя, согласно изобретению, выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательных биполярных кодов.
Кроме того, согласно изобретению, скорость передачи выходных сигналов не ниже 100 кбит/с.
Кроме того, согласно изобретению, частота регистрации параметров в блоке регистрации параметров не менее 50 Гц.
Кроме того, согласно изобретению, энергонезависимый накопитель полетной информации регистрирует данные в режиме кольцевой записи.
Кроме того, согласно изобретению, передача параметров осуществляется на пульт контроля двигателя и/или в ПЭВМ через беспроводную связь, выполненную в виде Wi-fi сети.
Кроме того, согласно изобретению, информация из блока регистрации параметров передается на удаленный сервер.
Кроме того, согласно изобретению, электронное и/или электрическое устройство выполнено в виде электронного регулятора двигателя, блока питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блока управления реверсивным устройством, агрегата зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизмов и электроагрегатов системы запуска двигателя.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательного, биполярного кода, что обеспечивает повышение надежности и эффективности и автономности контроля двигателя, снижение времени поиска неисправностей, повышение уровня контролепригодности электрического и электронного оборудования двигателя и эффективности эксплуатации двигателя и сокращение эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, скорость передачи выходных сигналов не ниже 100 кбит/с, частота регистрации параметров в блоке регистрации параметров не менее 50 Гц, энергонезависимый накопитель полетной информации регитрирует данные в режиме кольцевой записи, передача параметров осуществляется на пульт контроля двигателя и/или в ПЭВМ через беспроводную связь, выполненную в виде Wi-fi сети, информация из блока регистрации параметров передается на удаленный сервер, электронное и/или электрическое устройство выполнено в виде электронного регулятора двигателя, блока питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блока управления реверсивным устройством, агрегата зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизмов и электроагрегатов системы запуска двигателя, что обеспечивает автономность контроля двигателя, приводящие к повышению эффективности эксплуатации двигателя и сокращению эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
На фиг. 1 представлена блок-схема автономного интегрированного устройства регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.
Блок 1 - блок мониторинга параметров двигателя. Представляет собой специализированный многопроцессорный вычислительный блок, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения (ввода-вывода информации):
- с датчиками и сигнализаторами 7 параметров двигателя;
- с блоком 2, электронным регулятором двигателя;
- с блоком 4, блоком регистрации параметров двигателя;
- самолетными бортовыми системами регистрации и индикации.
В блоке мониторинга 1 параметров осуществляется прием и обработка принятой информации по заданным алгоритмам с выдачей результатов обработки и текущих значений параметров, сигналов в бортовые системы регистрации и индикации, а также в блоки 2, 4 в виде последовательных, биполярных кодов по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429).
Прием параметров двигателя в блоке мониторинга осуществляется с помощью соответствующих датчиков (термопар, терморезисторов, синус-косинусных трансформаторов, датчиков магнитоэлектрического типа, пьезодатчиков и т.д.) и сигнализаторов.
К основным измеряемым параметрам блока 1 относятся: частоты вращения роторов, вибрации, параметры топливной и масляной систем.
Согласно изобретения выход блока 1 соединен с первым входом (1вх) блока 4.
Блок 2 - электронный регулятор двигателя из состава системы автоматического управления и топливопитания двигателя. Представляет собой специализированный многопроцессорный электронный вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами и исполнительными механизмами САУ 8, с электронными и электрическими устройствами двигателя, с системами 9 самолета: многоканальная система регистрации параметров, система управления общесамолетным оборудованием, бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексная система управления.
Блок 2 обеспечивает формирование управляющих сигналов для дозирования топлива в камеру сгорания двигателя и управления узлами двигателя на всех режимах его работы в соответствии с заданными законами и программами регулирования. Блок 2 взаимодействует с отдельным комплектом датчиков и сигнализаторов, принцип действия которых аналогичен датчикам блока 1.
К основным измеряемым параметрам блока 2 следует отнести: положение рычага управлением двигателя, температура и давление воздуха на входе в двигатель, частоты вращения роторов, давление воздуха за компрессором высокого давления, температура газов за турбиной, положение дозирующей иглы, положение штоков гидроцилиндров управления механизацией, положение замка реверса и т.д., т.е. датчики, которые обеспечивают управление тягой двигателя.
Блок 2 также обеспечивает прием входной информации и передачу выходной информации в виде последовательного, биполярного кода по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429).
Согласно изобретения выход блока 2 соединен со вторым входом (2вх) блока 4.
Блоки 3а, 3б, 3в, 3г - множество электронных и электрических устройств, обеспечивающих работу газотурбинного двигателя и размещенных на его корпусе.
Блок 3а - блок управления из состава локальной системы управления реверсивным устройством двигателя (электронный регулятор двигателя). Блок 3а предназначен для формирования команд на перекладку реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» двигателя и обратно; управление электродвигателями реверсивного устройства и передачу информации о состоянии и работе реверсивного устройства в виде цифрового кода в блок 2 и в блок 4. Блок 3а представляет собой набор электронных компонентов, помещенных в герметичный корпус, который размещен на двигателе. Формирование команд в блоке 3а на перекладку реверсивного устройства осуществляется на основе управляющих сигналов из блока 2.
Согласно изобретения выход блока 3а соединен с третьим входом (3вх) блока 4.
Блок 3б - блок питания и коммутации сильноточных цепей. Представляет собой выпрямительно-преобразовательное устройство, которое предназначено для электропитания системы автоуправления двигателя, в т.ч. блока 2, напряжением постоянного тока +28 В, а также для коммутации электрических цепей исполнительных механизмов и др.
Согласно изобретения выход блока 3б соединен через электрическую цепь постоянного тока с четвертым входом (4вх) блока 4.
Блок 3в - агрегат зажигания камеры сгорания двигателя. Предназначен для непосредственного воспламенения топливо-воздушной смеси в камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя или в пусковых воспламенителях ГТД. Блок 3в функционально обеспечивает бесперебойное искрообразование в полупроводниковых свечах поверхностного разряда за счет генерации импульсов напряжения от 0 до 13 В с различной частотой и длительность.
Согласно изобретения выход блока 3в соединен через электрическую цепь постоянного тока с пятым входом (5вх) блока 4.
Блок 3г - электромеханизм с вентильным электродвигателем, установленный на заслонке воздушного стартера для запуска двигателя. Выход блока 3г соединен с шестым входом (6вх) блока 4.
В общем случае количество электронных и электрических агрегатов, подлежащих контролю может быть увеличено, например, за счет применения автономного генератора переменного тока, электростартера-генератора авиационного газотурбинного двигателя и т.д.
Блок 4 - блок регистрации параметров двигателя. Блок 4 устанавливается на корпус газотурбинного двигателя (на фиг. 1 не показан). Предназначен для регистрации параметров двигателя и системы топливопитания от электронного регулятора 2 двигателя, блока мониторинга 1, электронных и электрических устройств 3а, 3б, 3в, 3г, обеспечивающих работу газотурбинного двигателя. В блоке 4 также регистрируется информации о параметрах полета самолета и других сопутствующих параметров самолетных систем, необходимых для анализа работы двигателя. Регистрация выполняется в полном объеме и с частотой, необходимой для анализа быстротекущих процессов.
В блоке 4 в процессе приема информации одновременно с регистрацией параметров двигателя осуществляется вычисление диагностических параметров, характеризующих работу двигателя и системы автоуправления, наработок двигателя, наработка элементов системы автоуправления, которые также фиксируются (регистрируются). Примером диагностических параметров могут быть сигналы типа «Механизация компрессора неисправна», «Высокая температура», разница между заданным (расчетным) и фактическим значением двигательного параметра, работа двигателя на режиме ограничения, слова отказов и т.д.
Выходной сигнал блока 4 представляет собой последовательный, биполярный код, согласно ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429), который поступает по беспроводному каналу связи (мобильной радиосвязи):
- в блок 5 - наземный пульт контроля двигателя. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала связи блока 4 с блоком 5 применяется Wi-fi сеть. Дополнительно передача информации из блока 4 в блок 5 осуществляется по проводному каналу связи Ethernet;
- в блок 6 - ПЭВМ лаборатории наземного контроля. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала связи блока 4 с блоком 6 применяется Wi-fi сеть;
- в телефонные сотовые сети по каналу связи типа GSM / GPRS / EDGE для передачи информации через удаленный сервер 10 на предприятия разработчика, изготовителя и эксплуатанта авиационного газотурбинного двигателя по прилету самолета и/или в полете.
Блок 4 также обеспечивает автоматическое формирование и передачу протоколов экспресс-обработки зарегистрированной информации по беспроводным каналам связи с заключением о исправности или неисправности двигателя. Протокол экспресс-обработки представляет собой хронометраж зарегистрированных параметров и событий, включая слова отказов.
Для реализации вышеуказанных функций блок 4 содержит вычислитель, устройство ввода-вывода информации, в т.ч. модуль беспроводной связи, энергонезависимый накопитель полетной информации, плату электрического питания, таймер (в составе блока 4 без позиций на фиг. 1).
Наличие энергонезависимого накопителя полетной информации обеспечивает сохранение зарегистрированной полетной информации при сбоях или отсутствии электрического питания блока 4. Плата электрического питания с модулем конденсаторов обеспечивает работоспособность блока 4 при стандартизованных перерывах в электропитании.
Блок 5 - наземный пульт контроля двигателя, может быть исполнен переносным. Предназначен для визуальной индикации оператору параметров двигателя и его систем.
Блок 6 - ПЭВМ лаборатории наземного контроля авиационно-технической базы, где осуществляется автоматизированной послеполетный контроль параметров двигателя.
Предлагаемое устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя работает следующим образом.
В процессе работы авиационного газотурбинного двигателя на стационарных и динамических режимах в реальном масштабе времени, непрерывно из блоков 1, 2 осуществляется выдача информационных сигналов на вход блока 4 регистрации параметров двигателя.
Одновременно с выходов семейства 3 электронных и электрических агрегатов 3а, 3б, 3в, 3г двигателя на вход блока 4 также поступают информационные и электрические сигналы (0…32 В) о работе этих агрегатов.
Таким образом в блоке 4, в его встроенном накопителе регистрируется полная информация о работе двигателя и его систем, необходимая для оперативного выяснения причин дефектов, исследования нештатных ситуаций.
По окончании полета и выключении двигателя информация из блока 4 передается в пульт контроля двигателя или ПЭВМ эксплуатирующей организации после их подключения вручную и/или блок 4 обеспечивает автоматическую передачу протоколов экспресс-обработки по беспроводным каналам связи с заключением о исправности или неисправности двигателя.
Размещение блока регистрации параметров двигателя непосредственно на корпусе двигателя (на фиг. 1 не показан) обеспечивает заявляемой системе свойство автономности, т.е. ее функциональную работоспособность независимо от состояния бортового цифрового оборудования и электропроводки самолета и наличия наземных средств обработки.
Интегрированность устройства обеспечивается тем, что блок регистрации параметров двигателя взаимодействует, т.е. обеспечивает сбор данных со всех имеющихся электронных и электрических устройств двигателя. В качестве электронных и электрических устройств двигателя могут применяться - электронный регулятор двигателя, электронный блок мониторинга, блок питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блок управления реверсивным устройством, агрегат зажигания камеры сгорания двигателя, иные электромеханизмы и электроагрегаты, в любых необходимых сочетаниях.
Устройство заявляемой конструкции успешно прошло апробацию и обеспечило проведение различных типов стендовых и летных испытаний авиационного газотурбинного двигателя, предназначенного для среднемагистрального самолета. Была подтверждена эффективность и полезность автономной системы регистрации, работоспособность блока регистрации параметров двигателя. При этом была обеспечена регистрация более 3000 аналоговых и цифровых сигналов о работе авиационного двигателя и его систем. Также было подтверждено, что время поиска и локализации имитационного отказа по двигателю составило не более 5 мин.
В ходе натурных испытаний и математического моделирования была выявлена необходимость реализации следующих параметров и требований:
- объем встроенного накопителя блока 4 должен обеспечивать регистрацию данных в течение не менее 150 часов полета (кругосветный полет) в режиме кольцевой записи;
- для оперативного выяснения причин возникновения быстропеременных процессов в авиационном двигателе (помпаж, срыв, аварийные поломки за 0,1…1 с) частота регистрации параметров двигателя должна быть не менее 50 Гц;
- скорость передачи информации не ниже 100 кбит/с.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность, эффективность и автономность контроля авиационного газотурбинного двигателя, снизить время поиска неисправностей, повысить уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования и эффективность эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя и сократить эксплуатационные расходы на его техническое обслуживание.
Claims (8)
1. Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, включающее связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя, при этом блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации, причем автономное интегрированное устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи, при этом блок регистрации параметров соединен с электронным и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя, при этом блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя, отличающееся тем, что выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательных биполярных кодов.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что скорость передачи выходных сигналов не ниже 100 кбит/с.
3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что частота регистрации параметров в блоке регистрации параметров не менее 50 Гц.
4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что энергонезависимый накопитель полетной информации регистрирует данные в режиме кольцевой записи.
5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что передача параметров осуществляется на пульт контроля двигателя и/или в ПЭВМ через беспроводную связь.
6. Устройство по п. 5, отличающееся тем, что беспроводная связь выполнена в виде Wi-fi сети.
7. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что информация из блока регистрации параметров передается на удаленный сервер.
8. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что электронное и/или электрическое устройство выполнено в виде электронного регулятора двигателя, блока питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блока управления реверсивным устройством, агрегата зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизмов и электроагрегатов системы запуска двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130561A RU2664901C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130561A RU2664901C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2664901C1 true RU2664901C1 (ru) | 2018-08-23 |
Family
ID=63286719
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130561A RU2664901C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2664901C1 (ru) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719757C1 (ru) * | 2019-09-05 | 2020-04-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Автономное интегрированное устройство сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
| CN112734058A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-30 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机系统的排故分析方法 |
| CN112947378A (zh) * | 2021-02-24 | 2021-06-11 | 西安交通大学 | 基于无人机搭载平台的涡喷发动机容错试验系统及方法 |
| RU2757744C1 (ru) * | 2020-06-08 | 2021-10-21 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя с высоконадежным электропитанием |
| RU2757949C1 (ru) * | 2020-06-08 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
| RU209269U1 (ru) * | 2021-06-11 | 2022-02-10 | Акционерное общество "Электронные измерительные системы и технологии" | Устройство для сбора данных базис |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2250382C2 (ru) * | 2003-04-04 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Бортовая система контроля авиадвигателя с ограничением температуры, топливных параметров и давления |
| RU2005112668A (ru) * | 2004-04-27 | 2006-11-10 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн (US) | Установленный на двигателе микросервер |
| US20140114549A1 (en) * | 2012-06-06 | 2014-04-24 | Harris Corporation | Wireless engine monitoring system with multiple hop aircraft communications capability and on-board processing of engine data |
-
2017
- 2017-08-29 RU RU2017130561A patent/RU2664901C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2250382C2 (ru) * | 2003-04-04 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Бортовая система контроля авиадвигателя с ограничением температуры, топливных параметров и давления |
| RU2005112668A (ru) * | 2004-04-27 | 2006-11-10 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн (US) | Установленный на двигателе микросервер |
| US20140114549A1 (en) * | 2012-06-06 | 2014-04-24 | Harris Corporation | Wireless engine monitoring system with multiple hop aircraft communications capability and on-board processing of engine data |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719757C1 (ru) * | 2019-09-05 | 2020-04-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Автономное интегрированное устройство сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя |
| WO2021045646A1 (ru) * | 2019-09-05 | 2021-03-11 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Устройство сбора, регистрации и контроля параметров газотурбинного двигателя |
| RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
| RU2757744C1 (ru) * | 2020-06-08 | 2021-10-21 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя с высоконадежным электропитанием |
| RU2757949C1 (ru) * | 2020-06-08 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
| CN112734058A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-30 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机系统的排故分析方法 |
| CN112734058B (zh) * | 2020-12-29 | 2023-07-25 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机系统的排故分析方法 |
| CN112947378A (zh) * | 2021-02-24 | 2021-06-11 | 西安交通大学 | 基于无人机搭载平台的涡喷发动机容错试验系统及方法 |
| RU209269U1 (ru) * | 2021-06-11 | 2022-02-10 | Акционерное общество "Электронные измерительные системы и технологии" | Устройство для сбора данных базис |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2664901C1 (ru) | Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя | |
| US7769507B2 (en) | System for gas turbine health monitoring data fusion | |
| EP2607668B1 (en) | System and method for calculating and evaluating engine emissions | |
| CN108733867A (zh) | 用以监测涡轮发动机的健康信息的方法和设备 | |
| RU2719757C1 (ru) | Автономное интегрированное устройство сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя | |
| CN105593118B (zh) | 用于诊断出辅助功率单元故障的方法 | |
| Jhou et al. | The implementation of OBD-II vehicle diagnosis system integrated with cloud computation technology | |
| CN108801641A (zh) | 废气涡轮增压器的故障诊断与可靠性预测方法及其系统 | |
| EP3992929A1 (en) | System and method for transmission of engine fault data | |
| CN107084847A (zh) | 用于生成发动机测试单元分析和诊断的自动系统和方法 | |
| CN102944789A (zh) | 一种涡扇发动机整机电气系统健康诊断装置及方法 | |
| US20190120159A1 (en) | Sensor diagnostic procedure | |
| Zhao et al. | Hardware-in-the-loop simulation platform for fault diagnosis of rocket engines | |
| RU160950U1 (ru) | Устройство для контроля неисправностей системы управления клапанами перепуска воздуха газотурбинного двигателя | |
| RU2313677C1 (ru) | Способ диагностики двухканальной системы автоматического управления газотурбинного двигателя | |
| RU2592467C1 (ru) | Устройство контроля технического состояния силовой установки (варианты) | |
| CN203881534U (zh) | 一种风机齿轮箱故障诊断系统 | |
| RU2817575C1 (ru) | Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя | |
| Speth et al. | F15/F100 engine diagnostic system | |
| US20230152297A1 (en) | Multi-zone magnetic chip detector | |
| Samy et al. | Data Acquiring System for Gas Turbine Engine’s Dynamic Performance; Build and Validate | |
| CN115639805A (zh) | 一种机载phm系统状态监测功能试验方法 | |
| Balicki et al. | Causes of the powerplants failures installed on Polish civil aviation aircraft | |
| Bennett | Using the non-intrusive load monitor for shipboard supervisory control | |
| UA66241A (en) | Collecting information-measurement system of power unit of an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20190903 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20191120 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210115 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |