RU33172U1 - Система контроля авиационного двигателя с ограничением частоты вращения, топливных параметров и давления - Google Patents

Description

г 1 о- 1

Система контроля авиационного двигателя с ограничением частоты вращения, топливных параметров и давления

Предлагаемая полезная модель относится к приборостроению и может быть использована для контроля авиационного двигателя.

Известна бортовая система контроля газотурбинного авиационного двигателя (ГТД), содержащая датчики топливных параметров ГТД: давления РТОПЛ и расхода G-Tonn топлива, подаваемого в двигатель, выходы которых подключены ко входам блока преобразования параметров двигателя. Система контроля авиадвигателя. Заявка 2272783, Великобритания, МКИ F02C9/46; Rolls-Royce pic., № 9224330.2, опубл. 25.05.94.

Недостатком этой системы является слабая эффективность контроля авиадвигателя. Указанный недостаток вызван тем, что для контроля ГТД, вопервых, используется достаточно узкая группа контролируемых параметров авиадвигателя - топливные параметры, во-вторых, тем, что при контроле ГТД не учитываются события превышения контролируемыми параметрами авиадвигателя установленных для них предельных границ.

Этого недостатка лишена известная бортовая система контроля авиадвигателя. Система контроля авиационного ГТД. Заявка 2262623, Великобритания, МКИ F02C9/26; Rolls-Royce pic., № 9126781, опубл. 23.06.93.

Известная система содержит, помимо датчиков топливных параметров авиадвигателя, также и датчики нетопливных параметров: скорости врашения Пв и Пквд, соответственно, роторов вентилятора и компрессора высокого давления, температуры газа t и t к, соответственно, за турбиной и за компрессором, угол аруд

МКИ F02C9/26, 9/28, 9/46 ч положения рукоятки управления двигателем и др., выходы которых подключены ко входам бортового вычислителя, содержащего модуль предельных величин, позволяющего учитывать влияние на фактическую наработку авиадвигателя событий, заключающихся в выходе отдельных контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин. Предельные величины ограничивают допустимые изменения параметров авиадвигателя в щтатном режиме его работы. При работе авиадвигателя в нештатном режиме значения отдельных параметров авиадвигателя могут выходить за границы предельных величин, не достигая установленных для этих параметров опасных величин. Выявление событий выхода текущих значений контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин имеет важное значение, так как следствием подобных событий является существенное возрастание износа и увеличение фактической наработки авиадвигателя. Поэтому для оценки реального технического состояния авиадвигателя при его работе в нещтатном режиме необходимо учитывать не фактически измеренное время работы (наработку) авиадвигателя, а эффективное время работы (эффективную наработку) авиадвигателя в нештатном режиме, т.е. время, увеличенное по сравнению с измеренным значением. При этом фактическую наработку авиадвигателя, работающего как в штатном, так и в нештатном режимах следует определять как сумму наработки и эффективной наработки авиадвигателя. Однако, известная система решает задачу определения эффективной наработки весьма приблизительно, т.к. в ее вычислителе текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя сравниваются с постоянными

значениями предельных величин, хранящихся в памяти модуля предельных величин. При этом в известной системе не учитывается то обстоятельство, что предельные величины сами являются функциями текущих значений параметров авиадвигателя, т.е. не постоянными, а «плавающими величинами, в связи с чем точное определение реальной наработки авиадвигателя при его работе в нещтатном режиме должно основываться на контроле параметров авиадвигателя по плавающим пределам. Однако, такой контроль не обеспечивается известной системой.

От указанного недостатка свободна наиболее близкая к предлагаемой и принятая за прототип бортовая система контроля авиационного газотурбинного двигателя ПС-90А В .А. Пивоваров. Диагностика летательных аппаратов и авиадвигателей. М., МГТУГА, 1995, а также «Руководство по технической эксплуатации бортовой системы контроля двигателя БСКД-90. Изд. ОАО «Техприбор, СПб, 1994.

Известная система содержит блок мультиплексирования, предназначенный для нормализации и мультиплексирования сигналов датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, выходы которых подключены ко входам этого блока, бортовой вычислитель, вход которого соединен с выходом блока мультиплексирования, а выход предназначен для выдачи информации в бортовую информационную систему, и командный блок, входы которого подключены к выходам датчиков т.н. предельных параметров авиадвигателя, т.е. тех контролируемых параметров, текущие значения которых могут выходить за границы текущих значений предельных величин, а выход предназначен для выдачи информации в систему аварийной информации самолета; в состав бортового

вычислителя известной системы входят процессор и подсоединенный к его входу модуль предельных алгоритмов, в состав командного блока входит контроллер и подсоединенный к его входу модуль предельных уставок, причем процессор бортового вычислителя и контроллер командного блока связаны между собой двунаправленной информационной шиной.

Командный блок известной системы необходим для выполнения предельных операций, т.е. операций с предельными величинами и с теми из контролируемых параметров авиадвигателя, текущие значения которых могут выходить за границы предельных величин, т.е. быть больше максимального или меньше минимального значения предельной величины. При этом как максимальные, так и минимальные значения предельных величин являются плавающими, т.е. зависят от текущих значений параметров авиадвигателя.

Предельные операции выполняются в автономном по отнощению к бортовому вычислителю командном блоке с целью сохранения информации, характеризующей нештатный режим работы авиадвигателя, при отказе бортового вычислителя.

При работе известной системы в память модуля предельных алгоритмов бортового вычислителя вводятся математические выражения алгоритмов для вычисления текущих значений предельных величин, а также эффективной и фактической наработок авиадвигателя, в память модуля предельных уставок командного блока вводятся и передаются в бортовой вычислитель численные значения параметрических уставок, необходимых для вычисления предельных величин, в бортовом вычислителе с использованием данных, полученных из командного блока, на основе математических выражений, хранящихся в памяти

модуля предельных алгоритмов, вычисляются и передаются в командный блок текущие значения предельных величин. Сигналы датчиков контролируемых параметров авиадвигателя нормализуются, мультиплексируются в блоке мультиплексирования и подаются на вход бортового вычислителя, на вход командного блока с выходов соответствующих датчиков подаются сигналы о текущих значениях предельных параметров авиадвигателя, в командном блоке с использованием данных, получаемых из бортового вычислителя, сравниваются текущие значения каждого из предельных параметров с отвечающим ему текущим значением предельной величины.

В случае выхода текущего значения параметра за границы текущего значения предельной величины формируется предельная команда и передается в бортовой вычислитель и в системы аварийной информации самолета, в бортовом вычислителе с учетом наличия предельных команд и времени работы авиадвигателя в штатном и нештатном режимах вычисляются значения эффективной и фактической наработок авиадвигателя и передаются в бортовую информационную систему для регистрации и индикации по вызову.

В результате перечисленных действий известной системы, определение фактической наработки авиадвигателя, получаемой суммированием наработки и эффективной наработки, производится достаточно точно.

Недостатком данной системы является необъективная оценка фактической наработки и технического состояния авиадвигателя при его работе на специальном режиме, таком, например, как специальный режим прерванного взлета двухдвигательного самолета.

Специальный режим прерванного взлета возникает при отказе одного из

двигателей взлетающего самолета, оснащенного двумя двигателями. Т.к. прекращение взлета в подобном случае может привести к летному происществию и запрещается летными нормативными документами, самолет должен продолжить взлет на одном двигателе, работающем на специальном форсированном режиме с повыщенной тягой, после чего выполнить предпосадочное маневрирование и затем соверщить посадку. Однако, если при работе авиадвигателя на специальном форсированном режиме хотя бы один из контролируемых параметров авиадвигателя выйдет за пределы установленной для этого параметра опасной величины, дальнейщая летная эксплуатация авиадвигателя не допускается.

Для сохранения летной годности авиадвигателя после его работы на специальном режиме с превыщением опасной величины контролируемого параметра и для обеспечения возможности дальнейщего продолжения полетов с использованием упомянутого авиадвигателя летные нормативные документы позволяют рассматривать специальный режим не как аварийный режим, а как один из разрещенных кратковременных режимов работы авиадвигателя при условии обязательного выполнения нормативных требований по ограничению времени работы авиадвигателя на специальном режиме, а также по ограничению моторесурса авиадвигателя после его работы с выходом одного или нескольких текущих значений контролируемых параметров за границы опасной величины. Поэтому для сохранения летной годности авиадвигателя, определения его эффективной наработки при работе на специальном форсированном режиме с повыщенной тягой (специальной наработки) и остаточного моторесурса контроль технического состояния авиадвигателя при его работе на специальном режиме

должен производиться с обязательным учетом параметрических и временных ограничений, предусмотренных для этого режима летными нормативными документами, что не обеспечивается известной системой, и, следовательно, не позволяет использовать авиадвигатель, обеспечивший прерванный взлет самолета, для дальнейшей летной эксплуатации.

Задачей предлагаемой полезной модели является обеспечение эффективного бортового контроля, вычисление специальной наработки и остаточного моторесурса авиадвигателя, предназначенного для работы на специальном режиме, например, форсированном режиме с повышенной тягой.

Для решения поставленной задачи в состав бортового вычислителя известной системы дополнительно вводятся таймер и модуль опасных алгоритмов, в состав командного блока вводится модуль опасных уставок, а бортовой вычислитель дополняется входом для приема сигнала о специальном режиме авиадвигателя. При контроле авиадвигателя в командном блоке предлагаемой системы производится сравнение текущих значений опасных параметров с текуш;ими значениями опасных величин, выявляются события выхода опасных параметров за границы опасных величин, формируются соответствующие опасные команды и с учетом наличия этих команд и введенных в таймер специальных значений времени в бортовом вычислителе определяются специальная наработка и остаточный моторесурс авиадвигателя при его работе на специальном режиме.

С этой целью в системе контроля авиационного двигателя, содержащей бортовой вычислитель, в состав которого входят процессор и подключенный к одному из его входов модуль предельных алгоритмов, командный блок, содержащий контроллер и подключенный к одному из его входов модуль

предельных уставок, блок мультиплексирования, входы которого подключены к

выходам датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, а выход - к

параметрическому входу бортового вычислителя, процессор которого соединен

двунаправленной информационной связью с контроллером командного блока,

параметрические входы которого подсоединены к выходам части датчиков

контролируемых параметров авиадвигателя новым является то, что в состав

бортового вычислителя дополнительно введены таймер и модуль опасных

алгоритмов, выход каждого из которых подсоединен к одному из дополнительных

входов процессора, причем в состав модуля опасных алгоритмов входят

микропроцессор и подключенные к его входам ячейки опасных алгоритмов

частоты вращения, топливных параметров и давления командный блок

дополнительно снаблсен модулем опасных уставок, подсоединенным к

дополнительному входу контроллера, причем в состав этого модуля входят

микроконтроллер и подключенные к его входам микромодули опасных уставок

частоты вращения, топливных параметров и давления, а бортовой вычислитель

снабжен специальным входом для приема сигнала о специальном режиме

авиадвигателя.

Для более полного раскрытия сущности полезной модели на Фиг. 1 представлена функциональная схема заявленной системы, а на Фиг. 2 функциональная схема двух ее модулей.

Бортовая система контроля авиадвигателя содержит блок 1 мультиплексирования, бортовой вычислитель 2, в состав которого входят процессор 3, модуль 4 предельных алгоритмов, таймер 5 и модуль 6 опасных алгоритмов, командный блок 7, в состав которого входят контроллер 8, модуль 9

предельных уставок и модуль 10 опасных уставок.

Бортовая система контроля взаимодействует с бортовой информационной системой, в состав которой входят комплексный индикатор 11 и регистратор 12 полетных данных, а также с системой аварийной информации самолета, в состав которой входят табло 13 аварийных сигналов и защищенный бортовой накопитель 14 информации.

Модуль 6 опасных алгоритмов содержит микропроцессор 15, ячейку 16 опасных алгоритмов частоты вращения, ячейку 17 опасных топливных алгоритмов и ячейку 18 опасных алгоритмов давления.

Модуль 10 опасных уставок содержит микроконтроллер 19, микромодуль 20 опасных уставок частоты вращения, микромодуль 21 опасных топливных уставок и микромодуль 22 опасных уставок давления.

Входы Вх QM, Вх Пв, Вх Пквд, , Вх i, ... , Ex аруд, блока 1 мультиплексирования, предназначенного для приема, нормализации и мультиплексирования сигналов о текущих значениях контролируемых параметров QM, Пв, ПКБД, ., ..., аруд авиадвигателя, подключены к выходам соответствующих датчиков контролируемых параметров авиадвигателя (на фиг.1 датчики не показаны).

Выход блока 1 соединен с параметрическим входом вычислителя 2, одновременно являющимся первым входом процессора 3, входящего в состав этого вычислителя. Специальный вход Вх С.Р. вычислителя 2, предназначенный для приема сигнала «Специальный режим (С.Р.), подключен ко второму входу процессора 3; третий вход процессора 3 соединен с выходом таймера 5. Модуль 4 предельных алгоритмов и модуль 6 опасных алгоритмов вычислителя 2 соединены

каждый с процессором 3, соответственно, первой и второй двунаправленными шинами. Вычислитель 2 соединен с блоком 7 третьей двунаправленной шиной, связывающей процессор 3 вычислителя 2 с контроллером 8 блока 7.

Выход Вых 1 вычислителя 2, одновременно являющийся выходом процессора 3, предназначен для выдачи информации во взаимодействующую бортовую информационную систему. Шинные входы микропроцессора 15, входящего в состав модуля 6 опасных алгоритмов вычислителя 2, соединены каждый с шинным выходом одной из ячеек 16, 17 и 18 опасных алгоритмов.

Параметрические входы Вх Пв, Вх Пквд, Вх t т , , Вх Р т / Р вх командного блока 7 предназначены для приема текущих значений предельных и опасных параметров Пв , Пквд , . , ..., . / авиадвигателя. Эти входы подключены к выходам датчиков соответствующих параметров авиадвигателя (на фиг. 1 датчики не показаны).

Параметрические входы командного блока 7 одновременно являются параметрическими входами контроллера 8, входящего в состав этого блока. Остальные однонаправленные входы контроллера 8 подключены один - к выходу модуля 9 предельных уставок, другой - к выходу модуля 10 опасных уставок.

Выход Вых 2 блока 7, одновременно служащий выходом контроллера 8,

предназначен для выдачи информации в систему аварийной информации самолета.

Входы микроконтроллера 19, входящего в состав модуля 10 опасных уставок

блока 7, подсоединены каждый к выходу одного из микромодулей 20, 21 и 22

опасных уставок.

Лри подготовке бортовой системы контроля к работе предварительно анализируются технические параметры авиадвигателя, обычно используемые для

контроля его технического состояния в различных режимах работы, предусмотренных регламентом летной эксплуатации: штатном, нештатном и специальном режимах, и формируется перечень минимально возможного числа контролируемых параметров, необходимого и достаточного для эффективного контроля авиадвигателя во всех перечисленных режимах:

I м Пц , Пцвд , I 1-, I к, О топл ) топл ств рул) )

Для контролируемых параметров (1) авиадвигателя устанавливается список предельных величин, а из него выделяется список опасных величин. Кроме того, для специального режима (С.Р.) устанавливается также список специальных значений времени:

{All, Дт2, т:,Тназн }, где(2)

All - значение времени задержки информации на режиме С.Р., Ат2 - значение времени продления выдачи информации на режиме С.Р., т - разрешенное значение времени работы авиадвигателя на режиме С.Р., Тназн - назначенный моторесурс авиадвигателя.

Из параметров перечня (1) выделяются предельные параметры:

|Пв , , t т 5 VJ тгопл 5 топл ств 5 т -t вх /5)

текущее значение каждого из которых может выходить за границы текущего значения соответствующей ему предельной величины, но не выходит за границы текущего значения опасной величины, а из предельных параметров, в свою очередь, выделяются опасные параметры:

КБД ) ) СТВ/))

текущее значение каждого из которых может выходить за границы текущего значения соответствующей ему опасной величины.

При неработающем авиадвигателе в память таймера 5 бортового вычислителя вводятся специальные значения времени (2), а в память модуля 4 бортового вычислителя 2 - математические вырал ения предельных алгоритмов, предназначенных для вычисления текущих значений предельных величин, ограничивающих сверху или снизу предельно-допустимые изменения текущих значений контролируемых параметров авиадвигателя.

Выражения для предельных величин:

хГ1втах 5 Г1квд max з ствтт т вх min |(.)

представляют собой многочлены двух видов, зависящие от режима работы авиадвигателя и от текущих значений контролируемых параметров. Многочлены первого вида являются нелинейными двучленами типа

Zi max aiif ii(x) f i2(y) + Сц,(6)

где Zj max - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя,

aji - размерный коэффициент,

f ii.(x) и f i2(y) - экспериментальные зависимости служебных функций f л и f 12 от текущих значений контролируемых параметров х и у авиадвигателя в нещтатном режиме его работы,

Cii - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нещтатный режим работы двигателя.

Многочлены второго вида являются линейными трехчленами типа

Zjmm aji(x + bj,) +aj2(y + bj2) +Cj,,(7)

где Zj min - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя,

M)

aj - размерный коэффициент,

X и у - текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя, bji, bj2 - аддитивные постоянные, уточняющие вид выражения (7) в нештатном режиме работы авиадвигателя,

Cji - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы авиадвигателя.

В память ячеек 16, 17, 18 и 19 модуля 6 опасных алгоритмов бортового вычислителя 2 вводятся математические выражения опасных алгоритмов, предназначенных для вычисления текущих значений опасных величин, ограничивающих сверху или снизу опасные изменения текущих значений опасных параметров (4) авиадвигателя.

Выражения для опасных величин:

max min CTBjminj(,/

также представляют собой нелинейные и линейные многочлены.

В память ячейки 16 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления верхней границы опасной частоты вращения Пквд max ротора компрессора высокого давления

квд max 11 , (9)

где меньшее из двух значений служебных функций ,(1вх)и C:::: f,(pBx), а (P.}, причем графики зависимостей С f,(),

С вх°огр () и с р °(рвх) устанавливают экспериментально при стендовых

испытаниях двигателя на специальном режиме, ац - размерный коэффициент.

Змт 1

Си - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая специальный режим работы двигателя.

В память ячейки 17 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления нижней границы опасного давления min газа за створками вентилятора

P- „i„-k„(t.+b„)+k„(pe. + b„)+b,з,(10)

где ki 1 и ki2 - размерные коэффициенты,

: t вх - полная температура воздуха на входе в двигатель,

- полное давление воздуха на входе в двигатель,

причем значения аддитивных постоянных (параметрических уставок) Ъц , Ъп и Ьп устанавливают по результатам стендовых испытаний авиадвигателя на специальном режиме.

Для расчета эффективной Тэфф наработки авиадвигателя в нештатном режиме используется сумма вида

ТФФ-ЕТ,ФФ„, где(И)

Tзфф.(:2J-т,)(l+b,+b,+...+bJ(12)

- частная эффективная наработка авиадвигателя,

m - целое число, равное количеству частных подрежимов нештатного

режима авиадвигателя, отличающихся между собой наименованиями

или числом контролируемых параметров, вышедших за границы

предельных величин,

, C2J ) соответственно, - время начала и время конца работы авиадвигателя

в частном подрежиме,

bj- постоянная, характеризующая влияние на частную эффективную

наработку „ события, заключающегося в выходе i-того параметра авиадвигателя за границы предельной величины, п - число событий выхода, характеризующее частный подрежим работы

авиадвигателя.

Для расчета специальной наработки Тспец используется выражение типа (12), в котором вместо величины Тэфф т берется величина Тспец m , причем

Tcneu n,(2j - т,.)(1+а,Ь,+а,Ь, + ...+а„Ь„),(13)

где ai - коэффициент, характеризующий степень ужесточения частного нещтатного

подрежима авиадвигателя при переходе на специальный режим. Таким образом,

Т У Т.(14)

спец спец гпV /

Фактическая наработка Тфакт авиадвигателя находится как сумма наработки Т, эффективной наработки Тэффи специальной наработки Тспец авиадвигателя: Тф.Т + Т,+Т,фф,(15)

а остаточный моторесурс Т авиадвигателя определяется как разность назначенного моторесурса Тназн и фактической наработки:

,„.(16)

в память модуля 9 командного блока 7 вводятся численные значения параметрических уставок Cjn, Cjm, необходимых для вычисления предельных величин в соответствии с выражениями (6) и (7), а в память модуля 10 - численные значения параметрических уставок, необходимых для вычисления опасных

величин; при этом уставка Си вводится в память микромодуля 20 опасных уставок частоты вращения, а уставка Сз1 вводится в память микромодуля 21 опасных уставок давления.

Введенные в память модулей 9 и 10 значения уставок передаются в контроллер 8 и, далее, транслируются через третью двунаправленную шину в процессор 3 бортового вычислителя 2. В процессоре 3 бортового вычислителя 2 вычисляются текущие значения предельных величин:

т вх J

И текущие значения опасных величин;

max (С), Отолл min(T), Р CTelminCT:)}(Щ

И ретранслируются по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7.

При работающем авиадвигателе на входы блока 1 мультиплексирования поступают сигналы о текущих значениях контролируемых параметров (1) авиадвигателя, сформированные соответствующими датчиками; в блоке 1 эти сигналы нормализуются, мультиплексируются, передаются на параметрический вход бортового вычислителя 2 и, далее, - на первый вход процессора 3.

В процессоре 3 на основе математических выражений (6), (7), которые поступают в процессор 3 по первой двунаправленной шине из модуля 4 предельных алгоритмов, с использованием значений предельных уставок, которые поступают в процессор 3 из модуля 9 предельных уставок через контроллер 8 по третьей двунаправленной шине, вычисляются текущие значения (17) предельных величин и по третьей двунаправленной шине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7. Кроме того, в

процессоре 3 на основе математических выражений (9),..., (10), поступающих в процессор 3 по второй двунаправленной шине из модуля 6 опасных алгоритмов, с использованием значений опасных уставок, поступающих в процессор 3 из модуля 10 опасных уставок через контроллер 8 по третьей двунаправленной шине, вычисляются текущие значения (18) опасных величин и по третьей двунаправленной шине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7.

Сигналы о текущих значениях предельных (3) и опасных (4) параметров авиадвигателя поступают с выходов соответствующих датчиков непосредственно на входы командного блока 7, и, далее, - на параметрические входы контроллера 8, в котором, с учетом получаемой из процессора 3 бортового вычислителя 2 информации о текущих значениях предельных и опасных величин, сравниваются текущие значения предельных (3) и опасных (4) параметров, соответственно, с текущими значениями предельных (17) и опасных (18) величин с целью выявления событий выхода текущих значений указанных параметров за границы текущих значений упомянутых величин и формирования предельных и опасных комапд.

При работе авиадвигателя в штатном режиме, характеризующимся отсутствием событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных и опасных величин, в бортовом вычислителе 2 определяется значение наработки Т авиадвигателя в штатном режиме как измеренное время работы авиадвигателя в этом режиме и с выхода Вых 1 вычислителя 2 значение Т передается во взаимодействующую бортовую информационную систему.

При работе авиадвигателя в нештатном режиме, в случае возникновения событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы

предельных величин и отсутствии событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы опасных величин, в контроллере 8 командного блока 7 формируются предельные команды и передаются с выхода Вых 2 командного блока 7 в систему аварийной информации самолета, а также по третьей двунаправленной шине - в процессор 3 бортового вычислителя 2. В бортовом вычислителе 2 с учетом наличия предельных команд вычисляется в соответствии с выражениями (12) и (11) значение эффективной Тдфф и в соответствии с выражением (15) - значение фактической Тфакт наработок авиадвигателя; вычисленные значения передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 в бортовую информационную систему.

При работе авиадвигателя в специальном режиме, характеризующимся наличием событий выхода текущих значений опасных параметров за установленные границы, в бортовой вычислитель 2 через его вход Вх С.Р. и, далее, - на второй вход процессора 3 в момент времени TI поступает специальный сигнал о переходе авиадвигателя на специальный режим и по третьей двунаправленной шине транслируется в контроллер 8 командного блока 7. Из таймера 5 на третий вход процессора 3 передаются значения специальных уставок времени Ati и Дт2, транслируются по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7 и, при наличии событий выхода текущих значений опасных параметров (4) за границы текущих значений опасных величин (18), в командном блоке 7 формируются опасные команды. С учетом уставок Дт и Дт2 выдача сформированных команд задерживается на время Дт1 задержки выдачи информации с момента Т приема сигнала С.Р.; по истечении времени ДТ задержки опасные команды с выхода Вых 2 командного блока 7 передаются в систему

аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа, а также по третьей двунаправленной шине - в процессор 3 бортового вычислителя 2, причем передача опасных команд продолжается в течение времени Дт2 продления информации с момента Т2 прекращения сигнала С.Р., т.е. вплоть до момента времени Т2 + Ат2.

Задержка на время Дт и продление на время Ат2 выдачи опасных команд производятся, в связи с особой ответственностью этих команд, для исключения возможности использования ложной информации о специальном режиме авиадвигателя. С этой целью в течение времени ATI проверяется устойчивость наличия сигнала С.Р., а в течение времени Ат2 - устойчивость снятия сигнала С.Р. для выявления случайных выбросов или сбоев этого сигнала.

В бортовом вычислителе 2 с использованием опасных команд вычисляется в соответствии с выражениями (13), (14) специальная Тспец и, в соответствии с выражением (15), - фактическая Тфаи- наработки авиадвигателя, определяется время т с.р. 2 - работы авиадвигателя на специальном режиме, вычисляется в соответствии с выражением (16) с использованием значения Тназн) поступающего из таймера 5 на третий вход процессора 3, величина остаточного моторесурса Т авиадвигателя с учетом фактической наработки Вычисленные данные передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 в бортовую информационную систему.

Кроме того, в процессоре 3 бортового вычислителя 2 с использованием разрещенного значения времени т,поступающего из таймера 5 на третий вход процессора 3, сравнивается время т с.р. работы авиадвигателя на специальном режиме с разрещенным значением времени т и, в случае превышения последнего

с.р. т, формируется команда превышения. Сформированная команда передается по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7 и с выхода Вых 2 этого блока подается в систему аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа.

Таким образом, предложенная система позволяет повысить эффективность бортового контроля авиадвигателя на специальном режиме и использовать авиадвигатель после его работы на специальном режиме для дальнейшей летной эксплуатации с ограниченным моторесурсом.

Claims (1)

1. Система контроля авиационного двигателя, содержащая бортовой вычислитель, в состав которого входят процессор и подключенный к одному из его входов модуль предельных алгоритмов, командный блок, содержащий контроллер и подключенный к одному из его входов модуль предельных уставок, блок мультиплексирования, входы которого подключены к выходам датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, а выход - к параметрическому входу бортового вычислителя, процессор которого соединен двунаправленной информационной связью с контроллером командного блока, параметрические входы которого подсоединены к выходам части датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, отличающаяся тем, что в состав бортового вычислителя дополнительно введены таймер и модуль опасных алгоритмов, выход каждого из которых подсоединен к одному из дополнительных входов процессора, причем в состав модуля опасных алгоритмов входят микропроцессор и подключенные к его входам ячейки опасных алгоритмов частоты вращения, топливных параметров и давления, командный блок дополнительно снабжен модулем опасных уставок, подсоединенным к дополнительному входу контроллера, причем в состав этого модуля входят микроконтроллер и подключенные к его входам микромодули опасных уставок частоты вращения, топливных параметров и давления, а бортовой вычислитель снабжен входом для приема сигнала о форсированном режиме авиадвигателя.