RU2770316C1 - System for testing an aviation gas turbine engine - Google Patents

System for testing an aviation gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2770316C1
RU2770316C1 RU2020143561A RU2020143561A RU2770316C1 RU 2770316 C1 RU2770316 C1 RU 2770316C1 RU 2020143561 A RU2020143561 A RU 2020143561A RU 2020143561 A RU2020143561 A RU 2020143561A RU 2770316 C1 RU2770316 C1 RU 2770316C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
engine
unit
turbine engine
parameters
Prior art date
Application number
RU2020143561A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Олег Евгеньевич Медяков
Артем Владимирович Новиков
Ольга Вячеславовна Ямщикова
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2020143561A priority Critical patent/RU2770316C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2770316C1 publication Critical patent/RU2770316C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/40—Data acquisition and logging

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft gas turbine engines, in particular to systems for testing aircraft engines during their creation, refinement at the stages of development work, operation, repair and maintenance, designed to improve the efficiency of experimental engine refinement. The device contains a test platform connected to a gas turbine engine prepared by sensors of the parameters being diagnosed, a subsystem for controlling the equipment of the test platform, a subsystem for controlling a gas turbine engine, an operational control subsystem, a subsystem for registering engine parameters in the form of hardware associated with a database carrier and a software carrier. At the same time, as a test platform, it contains a ground-based stand with devices for artificially creating external influencing factors similar to those occurring in the conditions of operation of an aviation gas turbine engine, and is additionally equipped with a model debugging unit connected via a test task unit to the gas turbine engine, a database filling unit connected to the engine parameter registration subsystem, a unit for determining the causes of parameter deviations and a unit for maintaining operating modes., connected via a hardware-software interface with an operational control subsystem, a unit for developing compensation paths for small deviations, a unit for visualizing the characteristics of parameters and fields of irregularities, a unit for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values contained in the conditioning unit, connected to an adjustment unit for the formation of corrective actions on the engine governors and stand devices.EFFECT: reducing the time and money spent on bench tests of engines at the stages of development work, increasing the reliability of the assessment of the technical condition of the engine, ensuring the effectiveness of experimental engine refinement, increasing the reliability and informativeness of the tests carried out, ensuring the possibility of conducting bench ground tests instead of flying an aircraft.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиастроения газотурбинных двигателей (далее ГТД), в частности, к системам для испытаний авиационных двигателей при их создании, доводке на этапах опытно-конструкторских работ, эксплуатации, ремонте и сервисном обслуживании, предназначенным для повышения эффективности экспериментальной доводки двигателей.The invention relates to the field of aircraft construction of gas turbine engines (hereinafter GTE), in particular, to systems for testing aircraft engines during their creation, fine-tuning at the stages of development work, operation, repair and maintenance, designed to increase the efficiency of experimental fine-tuning of engines.

Известна система диагностирования состояния авиационного газотурбинного двигателя, расширенной функциональной возможности контроля, содержащая испытательную платформу, соединенную с газотурбинным двигателем, препарированным датчиками диагностируемых параметров, подсистему управления оборудованием испытательной платформы, подсистему управления газотурбинным двигателем, подсистему оперативного контроля, подсистему регистрации параметров двигателя в виде аппаратного средства, связанного с носителем баз данных и носителем программных средств (см. патент РФ на полезную модель №87816 МПК G06F 17/40, 2009 г.).A known system for diagnosing the state of an aircraft gas turbine engine, with extended monitoring functionality, comprising a test platform connected to a gas turbine engine prepared by sensors of diagnosed parameters, a test platform equipment control subsystem, a gas turbine engine control subsystem, an operational control subsystem, a subsystem for registering engine parameters in the form of hardware associated with the database carrier and the software carrier (see RF utility model patent No. 87816 IPC G06F 17/40, 2009).

Недостатком известной системы является отсутствие в конструкции средств позволяющих установить причины отклонений параметров количественных и качественных характеристик свойств объекта, а также разработки путей компенсации этих отклонений. Для экспериментальной доводки характеристик опытного и промышленного экземпляров двигателя недостаточно анализируются данные объектов, имеющих близкие конструктивно-технологические решения, не используются характерные режимы работы, обеспечивающие количественные и качественные свойства двигателя или его узлов. Кроме этого известная система может быть использована для диагностики состояния авиационных двигателей, установленных на летательных аппаратах в процессе полета, что не предусматривает возможность проведения стендовых наземных испытаний и соответственно увеличивает затраты на их проведение.The disadvantage of the known system is the absence in the design of the means to determine the causes of deviations of the parameters of the quantitative and qualitative characteristics of the properties of the object, as well as the development of ways to compensate for these deviations. For experimental refinement of the characteristics of experimental and industrial copies of the engine, the data of objects that have similar design and technological solutions are not analyzed enough, characteristic operating modes are not used that provide quantitative and qualitative properties of the engine or its components. In addition, the known system can be used to diagnose the state of aircraft engines installed on aircraft during flight, which does not provide for the possibility of bench ground tests and, accordingly, increases the cost of their implementation.

Задачей изобретения является повышение информативности и эффективности испытаний газотурбинных авиационных двигателей и их узлов.The objective of the invention is to increase the information content and efficiency of testing gas turbine aircraft engines and their components.

Ожидаемый технический результат - уменьшение нерациональных затрат средств и времени на экспериментальную доводку двигателей, за счет повышения информативности проводимых испытаний, оптимизации рабочих характеристик двигателя, повышения надежности оценки технического состояния двигателя, обеспечения возможности проведения стендовых наземных испытаний вместо полета летательного аппарата.The expected technical result is a reduction in wasted costs and time for experimental development of engines, by increasing the information content of the tests, optimizing engine performance, increasing the reliability of assessing the technical condition of the engine, and enabling bench ground tests instead of flying an aircraft.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известную систему для испытаний авиационного газотурбинного двигателя, содержащую испытательную платформу, соединенную с газотурбинным двигателем, препарированным датчиками диагностируемых параметров, подсистему управления оборудованием испытательной платформы, подсистему управления газотурбинным двигателем, подсистему оперативного контроля, подсистему регистрации параметров двигателя в виде аппаратного средства, связанного с носителем баз данных и носителем программных средств, по предложению в качестве испытательной платформы она сдержит наземный стенд с устройствами для создания искусственным путем внешних воздействующих факторов, аналогичных факторам, возникающим в условиях при эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, и дополнительно снабжена блоком отладки модели, соединенным через блок задач испытаний с газотурбинным двигателем, блоком наполнения баз данных, соединенным с подсистемой регистрации параметров двигателя, блоком установления причин отклонений параметров и блоком поддержания режимов работы, соединенными через аппаратно-программный интерфейс с подсистемой оперативного контроля, блоком разработки путей компенсации по малым отклонениям, блоком визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей, блоком аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений, содержащихся в блоке кондиционности, соединенным с блоком регулировки для формирования корректирующих воздействий на регуляторы двигателя и устройств стенда.The expected technical result is achieved by the fact that the known system for testing an aircraft gas turbine engine, containing a test platform connected to a gas turbine engine prepared by sensors of diagnosed parameters, a test platform equipment control subsystem, a gas turbine engine control subsystem, an operational control subsystem, a subsystem for registering engine parameters in the form hardware associated with a database carrier and a software carrier, according to the proposal as a test platform, it will contain a ground bench with devices for artificially creating external influencing factors similar to those that arise in the conditions during the operation of an aircraft gas turbine engine, and is additionally equipped with a debugging unit model, connected through a block of test tasks with a gas turbine engine, a block for filling databases connected to a subsystem for registering engine parameters, a block for determining the causes of deviations in parameters and a block for maintaining operating modes connected via a hardware-software interface to the subsystem of operational control, a block for developing compensation paths for small deviations, a block for visualizing the characteristics of parameters and fields of unevenness, a block for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values contained in a conditioning unit connected to the adjustment unit for the formation of corrective actions on the regulators of the engine and test bench devices.

Сущность изобретения поясняется графическим материалом:The essence of the invention is illustrated by graphic material:

На рисунке приведена блок-схема системы для испытаний авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).The figure shows a block diagram of a system for testing an aircraft gas turbine engine (GTE).

Система для испытаний содержит:The test system contains:

1. Регуляторы стендовой системы.1. Bench system regulators.

2. Регуляторы двигательной системы.2. Regulators of the propulsion system.

3. Агрегаты управления приводов.3. Drive control units.

4. Подсистема управления оборудованием испытательной платформы.4. Subsystem for controlling the test platform equipment.

5. Подсистема управления газотурбинным двигателем.5. Gas turbine engine control subsystem.

6. Испытательный стенд.6. Test stand.

7. Газотурбинный двигатель.7. Gas turbine engine.

8. Датчики измерительной системы.8. Sensors of the measuring system.

9. Блок концентрации сигналов.9. Signal concentration block.

10. Подсистема регистрации параметров двигателя.10. Subsystem for registering engine parameters.

11. Блок кондиционности.11. Conditioning block.

12. Аппаратно-программный интерфейс.12. Hardware-software interface.

13. Подсистема оперативного контроля.13. Operational control subsystem.

14. Блок установления причин отклонений параметров.14. Block for establishing the causes of parameter deviations.

15. Блок поддержания режимов работы.15. Block for maintaining operating modes.

16. Блок наполнения баз данных.16. Database filling block.

17. Блок задач испытаний.17. Block of test tasks.

18. Блок отладки модели.18. Model debugging block.

19. Блок разработки путей компенсации по малым отклонениям.19. Block for developing ways to compensate for small deviations.

20. Блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей.20. Block for visualization of characteristics of parameters and irregularity fields.

21. Блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений.21. Block of analytical comparison of measured parameters and required values.

22. Блок регулировки.22. Adjustment block.

Система работает следующим образом.The system works as follows.

На стенд для испытаний авиационных газотурбинных двигателей и их узлов в наземных условиях 6, оснащенный подсистемой управления оборудованием испытательной платформы 4 устанавливается газотурбинный двигатель 7, оснащенный подсистемой управления ГТД 5. ГТД и испытательный стенд препарированы требуемыми средствами для измерений параметров, то есть датчиками измерения параметров работы ГТД и стендового оборудования, а именно датчиками измерительной системы 8. Кроме этого выходы ГТД 7 подключены к блоку наполнения баз данных 16, а также, через блок задач испытаний 17 к блоку отладки модели 18. Сигналы с датчиков измерительной системы 8 сначала поступают в блок концентрации сигналов 9, затем в подсистему регистрации параметров двигателя 10.On the stand for testing aircraft gas turbine engines and their components on the ground 6, equipped with a subsystem for controlling the equipment of the test platform 4, a gas turbine engine 7 is installed, equipped with a subsystem for controlling the gas turbine engine 5. The gas turbine engine and the test bench are prepared with the required means for measuring parameters, that is, sensors for measuring operation parameters The gas turbine engine and bench equipment, namely the sensors of the measuring system 8. In addition, the outputs of the gas turbine engine 7 are connected to the database filling block 16, and also, through the test task block 17, to the debugging block model 18. The signals from the sensors of the measuring system 8 first enter the concentration block signals 9, then to the subsystem of registration of engine parameters 10.

У подсистемы регистрации параметров двигателя 10 три выхода: первый - блок кондиционности 11, второй - аппаратно-программный интерфейс 12, третий - блок наполнения баз данных 16.The subsystem for registering engine parameters 10 has three outputs: the first is a conditioning unit 11, the second is a hardware-software interface 12, and the third is a database filling unit 16.

Блок кондиционности 11 имеет два входа: первый - подсистема регистрации параметров двигателя 10, второй - блок наполнения баз данных 16; а также два выхода: первый - аппаратно-программный интерфейс 12, второй - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21.The conditioning block 11 has two inputs: the first is the subsystem for recording engine parameters 10, the second is the block for filling the databases 16; as well as two outputs: the first is a hardware-software interface 12, the second is a block for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values 21.

У аппаратно-программного интерфейса 12 пять выходов: первый -подсистема управления оборудованием испытательной платформы 4, второй - подсистема управления газотурбинным двигателем 5, третий - подсистема оперативного контроля 13, четвертый - блок установления причин отклонений параметров 14, пятый - блок поддержания режимов работы 15.The hardware-software interface 12 has five outputs: the first is the equipment control subsystem of the test platform 4, the second is the gas turbine engine control subsystem 5, the third is the operational control subsystem 13, the fourth is the block for determining the causes of parameter deviations 14, the fifth is the block for maintaining operating modes 15.

Блок наполнения баз данных 16 имеет пять выходов: первый - блок установления причин отклонений параметров 14, второй - блок поддержания режимов работы 15, третий - блок кондиционности 11, четвертый - блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20, пятый - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21.The database filling block 16 has five outputs: the first is a block for establishing the causes of parameter deviations 14, the second is a block for maintaining operating modes 15, the third is a condition block 11, the fourth is a block for visualizing the characteristics of parameters and irregularity fields 20, the fifth is a block for analytical comparison of measured values parameters and required values 21.

Выходы блоков установления причин отклонений параметров 14, поддержания режимов работы 15 и отладки модели 18 приходят на входы блока разработки путей компенсации по малым отклонениям 19.The outputs of the blocks for determining the causes of parameter deviations 14, maintaining operating modes 15 and debugging the model 18 come to the inputs of the block for developing compensation paths for small deviations 19.

У блока разработки путей компенсации по малым отклонениям 19 два выхода: первый - блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20, второй - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21. Блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20 подключен через аппаратно-программный интерфейс 12 к подсистеме оперативного контроля 13. Блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21 имеет три входа: первый - блок кондиционности 11, второй - блок наполнения баз данных 16, третий - блок разработки путей компенсации по малым отклонениям 19.The block for developing ways to compensate for small deviations 19 has two outputs: the first is a block for visualizing the characteristics of parameters and fields of irregularities 20, the second is a block for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values 21. The block for visualizing the characteristics of parameters and fields of irregularities 20 is connected via a hardware-software interface 12 to the operational control subsystem 13. The block for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values 21 has three inputs: the first is the conditionality block 11, the second is the database filling block 16, the third is the block for developing compensation paths for small deviations 19.

Выход блока аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21 подключен к блоку регулировки 22. Выходы блока регулировки 22 приходят на регуляторы двигательной системы 2 и регуляторы стендовой системы 1, где регуляторами формируются требуемые значения регулируемых параметров. Выходы от регуляторов приходят на агрегаты управления приводов 3, которые через подсистему управления газотурбинным двигателем 5 и подсистему управления оборудованием испытательной платформы 4 управляют ГТД 7 и оборудованием испытательного стенда 6 соответственно.The output of the unit for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values 21 is connected to the adjustment unit 22. The outputs of the adjustment unit 22 come to the regulators of the propulsion system 2 and the regulators of the bench system 1, where the required values of the regulated parameters are formed by the regulators. The outputs from the regulators come to the drive control units 3, which, through the gas turbine engine control subsystem 5 and the equipment control subsystem of the test platform 4, control the gas turbine engine 7 and the equipment of the test bench 6, respectively.

Использование изобретения позволяет сократить затраты времени и средств на стендовые испытания двигателей на этапах опытно-конструкторских работ, повышает надежность оценки технического состояния двигателя, обеспечивает эффективность экспериментальной доводки двигателей, увеличивает достоверность и информативность проводимых испытаний, обеспечивает возможность проведения стендовых наземных испытаний вместо полета летательного аппарата.The use of the invention allows to reduce the time and money spent on bench tests of engines at the stages of development work, increases the reliability of the assessment of the technical condition of the engine, ensures the efficiency of experimental refinement of engines, increases the reliability and information content of the tests, provides the possibility of bench ground tests instead of flying an aircraft.

Claims (1)

Система для испытаний авиационного газотурбинного двигателя, содержащая испытательную платформу, соединенную с газотурбинным двигателем, препарированным датчиками диагностируемых параметров, подсистему управления оборудованием испытательной платформы, подсистему управления газотурбинным двигателем, подсистему оперативного контроля, подсистему регистрации параметров двигателя в виде аппаратного средства, связанного с носителем баз данных и носителем программных средств, отличающаяся тем, что в качестве испытательной платформы она содержит наземный стенд с устройствами для создания искусственным путем внешних воздействующих факторов, аналогичных факторам, возникающим в условиях при эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, и дополнительно снабжена блоком отладки модели, соединенным через блок задач испытаний с газотурбинным двигателем, блоком наполнения баз данных, соединенным с подсистемой регистрации параметров двигателя, блоком установления причин отклонений параметров и блоком поддержания режимов работы, соединенными через аппаратно-программный интерфейс с подсистемой оперативного контроля, блоком разработки путей компенсации по малым отклонениям, блоком визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей, блоком аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений, содержащихся в блоке кондиционности, соединенным с блоком регулировки для формирования корректирующих воздействий на регуляторы двигателя и устройств стенда.A system for testing an aircraft gas turbine engine, comprising a test platform connected to a gas turbine engine prepared with sensors for diagnosable parameters, a test platform equipment control subsystem, a gas turbine engine control subsystem, an operational control subsystem, a subsystem for registering engine parameters in the form of hardware associated with a database carrier and a software carrier, characterized in that, as a test platform, it contains a ground bench with devices for artificially creating external influencing factors similar to those that arise under conditions during the operation of an aircraft gas turbine engine, and is additionally equipped with a model debugging unit connected through a task unit tests with a gas turbine engine, a database filling unit connected to the engine parameter registration subsystem, a unit for determining the causes of parameter deviations and blocking com to maintain operating modes, connected through a hardware-software interface to the operational control subsystem, a block for developing ways to compensate for small deviations, a block for visualizing the characteristics of parameters and irregularity fields, a block for analytical comparison of the values of the measured parameters and the required values contained in the conditionality block connected to the block adjustments for the formation of corrective actions on the regulators of the engine and devices of the stand.
RU2020143561A 2020-12-29 2020-12-29 System for testing an aviation gas turbine engine RU2770316C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020143561A RU2770316C1 (en) 2020-12-29 2020-12-29 System for testing an aviation gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020143561A RU2770316C1 (en) 2020-12-29 2020-12-29 System for testing an aviation gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2770316C1 true RU2770316C1 (en) 2022-04-15

Family

ID=81255471

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020143561A RU2770316C1 (en) 2020-12-29 2020-12-29 System for testing an aviation gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2770316C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101364735A (en) * 2008-08-28 2009-02-11 华东电力试验研究院有限公司 Experiment method for speed adjusting system load frequency adjustment test of gas turbine electricity generating set
RU87816U1 (en) * 2009-06-17 2009-10-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации NETWORK SYSTEM FOR DIAGNOSTICS OF AIRCRAFT ENGINES
EP3139148A1 (en) * 2015-08-17 2017-03-08 General Electric Company Systems and methods for testing a gas turbine
CN110489604A (en) * 2019-07-31 2019-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 A kind of analytic method and system for gas turbin test measurement data
CN110863919A (en) * 2018-08-27 2020-03-06 现代自动车株式会社 Engine virtual test environment system and engine management system mapping method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101364735A (en) * 2008-08-28 2009-02-11 华东电力试验研究院有限公司 Experiment method for speed adjusting system load frequency adjustment test of gas turbine electricity generating set
RU87816U1 (en) * 2009-06-17 2009-10-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации NETWORK SYSTEM FOR DIAGNOSTICS OF AIRCRAFT ENGINES
EP3139148A1 (en) * 2015-08-17 2017-03-08 General Electric Company Systems and methods for testing a gas turbine
CN110863919A (en) * 2018-08-27 2020-03-06 现代自动车株式会社 Engine virtual test environment system and engine management system mapping method
CN110489604A (en) * 2019-07-31 2019-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 A kind of analytic method and system for gas turbin test measurement data

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109186813A (en) A kind of temperature sensor self-checking unit and method
CN105512812A (en) Nuclear power plant equipment fault early warning analysis method and system based on dynamic simulation model
US9091616B2 (en) Engine operations support systems and methods for reducing fuel flow
US10247032B2 (en) Gas turbine engine and test cell real-time diagnostic fault detection and corrective action system and method
KR101155770B1 (en) A device and a method for condition diagnosis on engine of diesel generator for power plant
GB2517174A (en) Assessment of structural health
CN106482828A (en) A kind of checkout and diagnosis device and method of Fault Diagnosis of Aeroengines
CN104713730B (en) Method for determining degeneration rate of aircraft engine according to vibration signal
RU2770316C1 (en) System for testing an aviation gas turbine engine
EP2837983A1 (en) Assessment of structural health of aircraft
CN117307544A (en) Installation performance test and evaluation system of inner curve hydraulic motor
CN113932915B (en) Vibration measurement channel direction error identification method
RU2308069C2 (en) Method of integrated logistic support of flying vehicle operational monitoring
CN113504302B (en) Method and system for monitoring fan blade state, electronic equipment and storage medium
RU2742848C1 (en) Aircraft gas turbine engine test system in ground conditions
Paulmann et al. Condition Monitoring of hydraulic pumps-lessons learnt
CN114572361A (en) Verification platform for intelligent cabin operation and maintenance system of ship
Levinski et al. An Innovative High-Fidelity Approach to Individual Aircraft Tracking
CN112906237A (en) Engine component fault analysis method and system
Zhou et al. Stochastic response analysis and robust optimization of nonlinear turbofan engine system
CN113932914B (en) Vibration measurement channel direction correction method
RU2592467C1 (en) Device for control of technical state of engine unit (variants)
Zhao et al. Study for Requirements Analysis Method of Aviation Equipment Test and Diagnosis
CN113569481B (en) Mining comprehensive protector fault diagnosis method based on SVM
Qu et al. Modelling of Fuel Flow in Climb Phase Through Multiple Linear Regression Based on the Data Collected by Quick Access Recorder.