WO2021045646A1 - Device for collecting, recording and monitoring gas turbine engine parameters - Google Patents

Device for collecting, recording and monitoring gas turbine engine parameters Download PDF

Info

Publication number
WO2021045646A1
WO2021045646A1 PCT/RU2020/000456 RU2020000456W WO2021045646A1 WO 2021045646 A1 WO2021045646 A1 WO 2021045646A1 RU 2020000456 W RU2020000456 W RU 2020000456W WO 2021045646 A1 WO2021045646 A1 WO 2021045646A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
unit
parameters
integrated device
power supply
Prior art date
Application number
PCT/RU2020/000456
Other languages
French (fr)
Russian (ru)
Inventor
Юрий Семеновоич САВЕНКОВ
Алексей Николаевич САЖЕНКОВ
Нина Рафаиловна КНЯЗЕВА
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
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 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Publication of WO2021045646A1 publication Critical patent/WO2021045646A1/en

Links

Classifications

    • 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
    • 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

Definitions

  • the invention relates to the field of aviation technology and is intended for use in on-board systems for collecting, registering and monitoring aircraft parameters using wireless technology for transmitting flight information, mainly for monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine and its electronic and electrical equipment.
  • the list of parametric data recorded by multipurpose storage devices complies with the current regulatory requirements and includes parameters characterizing aircraft movement, the state of aircraft systems and equipment, as well as parameters of the power plant (engine), service parameters (aircraft number, flight date, etc.).
  • the power supply of the combined flight data collection unit is carried out from the non-disconnectable buses of the DC power supply system with a voltage of 28 V, while the power supply of the on-board drives is carried out from the DC network through the uninterruptible power supply devices.
  • the data of the operational storage can be transmitted via cellular communication channels or an interface of the IEEE 802.11 group standard (Wi- Fi) through the wireless data transmission unit for ground processing after the flight is completed.
  • WEMS Wireless Engine Monitoring System
  • US N ° 9026273 [IPC G05B23 / 02, G05D1 / 00, publ. 03/05/2015].
  • This system contains sensors of gas turbine engine parameters located on the engine, which have built-in portable radio transmitters and whose output signals are transmitted to the electronic engine governor via the corresponding wireless radio channel, the electronic engine governor from the digital control system with full responsibility of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control) or ECU type (Engine Control Unit); as well as the WEMS module, which contains a conformal antenna and is connected to the electronic engine governor according to ARINC-429.
  • FADEC Full Authority Digital Engine Control
  • ECU type Engine Control Unit
  • the WEMS module provides interaction with aircraft equipment wirelessly to receive and transmit code information, which allows you to download files with full engine flight data for ground processing after the flight is completed and to receive control actions on board in the WEMS module, for example, to increase the frequency of vibration sensors polling in the electronic controller engine or readjustment of engine thrust.
  • the WEMS module is powered by the electronic engine governor.
  • the frequency of polling the input parameters in the electronic (digital) regulator of the RED-90 engine is serially of the operated Russian aircraft gas turbine engine PS-90A is 50 Hz, and the data transfer rate is 100 kbit / s ["Aircraft engine PS-90A".
  • the organization of the WEMS module power supply from the electronic motor controller may lead to a malfunction of the electronic controller in the event of a short circuit in the WEMS module power supply circuits or motor wiring. Failure of an electronic governor in a digital system with full FADEC responsibility may result in the need to shut down the engine in flight.
  • the source of parametric information on the operation of the engine in the above patents is only an electronic engine regulator and / or a unit for monitoring engine parameters.
  • the following propulsion units remain uncontrolled in flight - the ignition unit of the engine combustion chamber, the electric units for starting the engine, the control unit for the reversing device.
  • a two-channel ignition unit is used, to which two spark plugs are connected, one plug for each channel.
  • an autonomous integrated device for registering the parameters of an aircraft gas turbine engine RU N ° 2664901 [IPC: GO 1 Ml 5/14, F02C9 / 28, publ. 08/23/2018], taken as a prototype, containing an engine parameters registration unit located on the body of an aircraft gas turbine engine and connected via communication lines with electronic and electrical devices that ensure the operation of an aircraft gas turbine engine;
  • the parameter recording unit is connected to the ground control panel of the engine via electric communication lines and / or wirelessly, to the computer of the ground control laboratory of the aircraft gas turbine engine according to wireless communication, the engine parameters registration unit is wirelessly connected to a remote server, which provides the transfer of flight information to the developer, serial manufacturer and operator of the aircraft engine.
  • the recording frequency of the input information in the engine parameters registration unit is at least 50 Hz
  • the output signal of the engine parameters recording unit is a sequential, bipolar code according to ARINC-429 with a transmission rate of 100 kbit / s.
  • Electronic and electrical propulsion equipment which is the object of control, includes the following list of units: electronic engine regulator, engine parameters monitoring unit; engine reversing device control unit, power supply and switching unit of high-current elements, engine combustion chamber ignition unit, engine starting system electromechanism.
  • the operability of the unit for registering engine parameters during standardized power outages is provided by its internal power supply board with a capacitor module.
  • the technical problem is insufficient reliability of operation, low efficiency and insufficient autonomy of control of an aircraft gas turbine engine, and insufficient level of controllability of electrical and electronic equipment.
  • the technical objective of the present invention is to improve the reliability of the autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring engine parameters in case of non-standardized interruptions of the on-board power supply or complete failures of the on-board power supply of the unit, as well as expanding the functionality of control of motor electronic and electrical equipment, the engine as a whole due to the introduction of an electric generator for backup power supply of the unit for registering engine parameters; the introduction of monitoring the performance of the electric generator and the electronic engine protection unit; increasing the reliability of measuring the parameter of the high-pressure rotor speed of the engine, measuring the linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes.
  • an autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine containing a unit for recording the parameters of an aircraft gas turbine engine, located on the body of an aircraft gas turbine engine and connected via communication lines with electronic and electrical devices that ensure the operation aircraft gas turbine engine;
  • the engine parameters registration unit is connected to the ground control panel of the engine via communication lines and / or wirelessly, to the personal computer of the ground control laboratory of the aircraft gas turbine engine wirelessly,
  • the engine parameters recording unit is wirelessly connected to a remote server, which provides transmission of flight information to the developer, serial manufacturer and operator of the aircraft engine, according to the invention, additionally comprises an electric generator of the engine mechanically connected to the high-pressure rotor of the aircraft gas turbine engine, while the power supply from the on-board network and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit, and an additional output of the power supply and switching unit is connected to the engine parameters recording unit, and an electronic engine protection unit is included in the autonomous integrated device, the output of which rogo is connected to
  • the power supply from the on-board network + 28V and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit.
  • the electric motor generator is a three-phase variable frequency magnetoelectric generator.
  • the electric generator of the engine contains two channels for generating electricity.
  • a frequency signal is formed in the power supply and switching unit, which is functionally related to the speed of the high-pressure rotor of the engine, and the speed of the high-pressure rotor of the engine is measured in the unit for registering engine parameters.
  • the output signal of the electronic engine protection unit is a serial, bipolar code according to ARINC-429 with a baud rate of 100 kbit / s, and the polling frequency of the output signal of the electronic engine protection unit is at least 50 Hz.
  • flight information is recorded in a loop recording mode.
  • flight information is recorded for at least 150 flight hours.
  • the transmission of parameters to the engine control panel and / or personal computer (PC) of the ground control laboratory, the remote server is carried out via wireless communication.
  • the transmission of parameters to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory is carried out via a wireless connection such as a Wi-fi network.
  • a server operating under the File 10 Transfer Protocol is used as the remote server.
  • the transmission of parameters to a remote server is carried out via wireless communication in the form of cellular telephone communication.
  • a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type is used to transmit information through 15 cellular telephone networks.
  • an electric generator, an electronic engine protection unit are additionally introduced into the autonomous integrated device, and a module for measuring 20 linear accelerations of the engine center of mass along the X, U, Z axes is added to the engine parameters registration unit, which provides expanding the functionality for monitoring motor electronic and electrical equipment and provides more complete autonomy of motor monitoring, reduces troubleshooting time, increases the reliability of data on dynamic 25 motor overloads, which ultimately increases the level of traceability and reduces engine operating costs during maintenance.
  • the power supply from the on-board network and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit, which provides reliable power supply to the unit. registration of engine parameters and uninterrupted recording of engine parameters in case of on-board power supply failures and engine operation.
  • the speed of the high-pressure rotor of the engine is measured according to the frequency signal generated by the power supply and switching unit according to the signal from the electric generator, which ensures high reliability of the measurement of the high-pressure rotor speed parameter, even in case of failure of all standard sensors measurement of rotation frequency.
  • FIG. 1 shows a block diagram of an autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine.
  • Block 1 - block for monitoring engine parameters Designed for objective monitoring of the engine and its systems, diagnostics and prediction of the technical condition of the engine. It is a specialized multiprocessor computer (in the form of a rectangular monoblock) operating in real time and equipped with devices for interfacing with sensors and engine signaling devices; with electronic regulator 2 motors; with block 9 for registering engine parameters; aircraft registration, display and maintenance systems.
  • the received information is received and processed according to the specified algorithms with the issuance of processing results and current parameter values, signals to the on-board systems of the aircraft registration and display, as well as to blocks 2, 9 in the form of sequential, bipolar codes according to ARINC-429 ...
  • the reception of engine parameters in the monitoring unit is carried out using appropriate sensors (thermocouples, thermistors, sinus-cosine transformers, magnetoelectric type sensors, vibration sensors, etc.) and signaling devices 13.
  • sensors thermocouples, thermistors, sinus-cosine transformers, magnetoelectric type sensors, vibration sensors, etc.
  • signaling devices 13 the output of block 1 is connected to the first input (1in) of block 9.
  • Block 2 - electronic (digital) engine regulator from the automatic engine control and monitoring system It is intended for the formation of control actions on the executive mechanisms of the automatic control system and engine units at all modes of engine operation in accordance with the given laws and control programs. It is a specialized multiprocessor electronic computing complex operating in real time, equipped with devices for interfacing with sensors and signaling devices 14, with electronic and electrical devices of the engine (as part of block 2 without position in Fig. 1), with on-board aircraft systems, for example, with a multichannel parameter registration system, with a control system for aircraft equipment, with an integrated control system, etc.
  • block 2 is made in the form of a rectangular monoblock and is located on the engine housing.
  • Unit 2 interacts with a separate set of sensors and signaling devices 14, the principle of operation of which is similar to sensors and signaling devices 13 of unit 1.
  • the main measured parameters of unit 2 include: the position of the engine control lever, temperature and air pressure at the engine inlet, rotary speed, pressure air behind the high pressure compressor, the temperature of the gases behind the turbine, the position of the metering needle, the position of the rods of the hydraulic cylinders for controlling the mechanization, the temperature of the oil at the engine inlet, the position of the lock and reverse flaps, etc.
  • Block 2 provides reception of input information and transmission of output information in the form of a sequential, bipolar code according to ARINC-429.
  • Block 3 engine reversing device control unit.
  • Block 3 is designed to execute the control commands generated in block 2 for shifting the reversing device from the "Direct thrust” position to the "Back thrust” position of the engine and vice versa.
  • Block 3 is a set of electronic components placed in a separate sealed case in the form of a rectangular monoblock, which is located on the engine housing.
  • the output of block 3 is connected to the third input (Svx) of block 9.
  • Unit 4 is an electric generator designed to generate electrical energy in unit 5.
  • the electric generator is located on the engine drive unit box and, thus, is mechanically connected to the high-pressure rotor of the engine. To improve reliability, the electric generator contains two generation channels (channel 1, channel 2). Both generation channels of block 4 are connected to block 5.
  • Block 5 is a power supply and switching unit for high-current circuits. It is a rectifier-converting device designed for power supply of units 2 and 9 with a DC voltage of + 28 V, commutation of electrical circuits of engine devices according to control commands from unit 2. Input voltages to unit 5 are the on-board network voltage + 28 V and an output voltage from two generation channels of block 4, therefore, in block 5, the above voltages are combined, which ensures the decoupling of the power circuits (not shown) and the formation of a reliable power supply of blocks 2.9 at the output of block 5, incl. with complete failures of the on-board power supply.
  • the power supply decoupling circuit can be any known, for example, using diodes. Power supply from block 5 is supplied to the fourth input (4in) of block 9.
  • a frequency signal is formed, functionally associated with the speed of the high-pressure rotor of the engine, and The measurement of the high-pressure rotor speed of the engine is carried out in the unit for registering engine parameters.
  • unit 4 when the engine is running, according to the invention, it is possible to generate and output frequency signals proportional to the speed of the high-pressure rotor of the engine, isolated from the voltage from the first and second channels of the generator.
  • the output frequency signal from the output of block 5 is fed to the fifth input (5in) of block 9.
  • Block 6 - unit for ignition of the engine combustion chamber Designed to convert the supply voltage into the voltage required for the functioning of two spark plugs (uninterrupted neoplasm).
  • the engine combustion chamber ignition unit, together with two spark plugs, is used to directly ignite the air-fuel mixture in the combustion chamber of an aircraft gas turbine engine or in the starting ignitors of a gas turbine engine.
  • Block 6 is controlled by block 2 through block 5. Structurally, block 6 is made in the form of a rectangular monoblock.
  • the output of unit 6 is connected via a direct current electric circuit to the sixth input (bvx) of unit 9.
  • Block 7 is an electromechanical mechanism with an electric motor installed on the air starter damper to start the engine.
  • the output of block 7 is connected to the seventh input (7in) of block 9.
  • Block 8 is an electronic engine protection unit, the output of which is connected to the second additional input of the engine parameters registration unit. Designed to protect the engine from spinning the fan rotor or spinning the high pressure compressor rotor.
  • Block 8 is a specialized electronic computing complex operating in real time, equipped with devices for interfacing with speed sensors, a solenoid valve for stopping 5 engine (not shown in Fig. 1), as well as carrying out information exchange with block 9 via ARINC-429.
  • the information transfer rate is 100 kbit / s.
  • Block 8 is structurally made in the form of a rectangular monoblock and is installed in the engine air intake housing.
  • Block 9 - block for registration of engine parameters.
  • Block 9 is installed w on the gas turbine engine housing (not shown in Fig. 1). Designed for registration of information from units 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 and 8, ensuring the operation of a gas turbine engine and its electrical and electronic equipment.
  • Block 9 also records coded information about aircraft flight parameters and other related aircraft parameters.
  • the unit 9 additionally includes a module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes.
  • This module is a three-axis unit of linear acceleration sensors, the output signals of which are processed
  • the module for measuring linear accelerations is part of block 9 located on the engine, then the determination of the dynamic overloads of the engine along the X, U, Z axes is carried out more accurately than on
  • the block of linear acceleration sensors along the X, U, Z axes can be of any known design.
  • a reliable assessment of motor overloads allows you to more accurately determine the power loads on the places where the motor is attached to
  • block 9 Registration in block 9 is performed with the frequency required for the analysis of fast-flowing processes and in full.
  • block 9 is made in the form of a rectangular monoblock.
  • diagnostic parameters can be signals such as "Compressor mechanization is faulty", "High temperature”, engine operation in limitation mode, fault words, etc.
  • the output signal of block 9 is a serial, bipolar code, according to ARINC-429, which is received via a wireless communication channel:
  • a Wi-fi network is used as a wireless local communication channel between unit 9 and unit 10;
  • a Wi-fi network is used as a wireless local communication channel between unit 9 and unit 10. Additionally, the transfer of information from block 9 to block 10 can be carried out via a wired Ethernet communication channel;
  • a remote server 12 for transmitting information via telephone cellular networks via a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type to the enterprises of the developer, manufacturer and operator of the aircraft gas turbine engine upon arrival of the aircraft and / or in flight.
  • Unit 9 also provides automatic generation and transmission of protocols for express processing of registered information via wireless communication channels with a conclusion about the serviceability or malfunction of the engine.
  • the express processing protocol is the timing of the registered parameters and events, including the words of refusals.
  • unit 9 contains a calculator, an input-output device for flight information (without a position in Fig. 1), including including a wireless communication module, a non-volatile flight data storage device, a module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes, an electric power supply board, a timer (as part of block 9 without a position in Fig. L).
  • the presence of a non-volatile flight data storage device ensures the preservation of registered flight data in case of failures or lack of power supply to the unit 9. Flight data is recorded for at least 150 hours of flight in the loop recording mode.
  • the power supply board with a capacitor module ensures the operability of unit 9 during standardized power outages and the absence of output voltage from unit 4 (for example, when the engine is stopped or if both channels of the electric generator fail).
  • Unit 10 is a personal electronic computer (PC) of the airport ground control laboratory or an aviation technical base, where automated post-flight control of engine parameters is carried out.
  • PC personal electronic computer
  • Block 11 is a ground control panel for engine control, it can be made portable, for example, in the version of a personal computer of the "Notebook” type or a tablet computer. It is intended for visual indication of the parameters of the engine and its systems to the operator.
  • the proposed device for recording the parameters of an aircraft gas turbine engine operates as follows.
  • blocks 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 information and electrical signals are issued, which are fed to the input of block 9 for registering engine parameters ...
  • block 9 in its built-in storage, complete information about the operation of the engine and its systems is recorded, which is necessary for effective technical maintenance of the engine, prompt identification of the causes of possible defects and investigation of emergency situations.
  • unit 9 In the event of a failure of the + 28V on-board power supply network, unit 9 will retain its operability, since power supply to unit 9 will be reliably provided from an electric generator (unit 4), which has two independent generation channels.
  • the implementation of block 4 in the form of a magnetoelectric generator provides reliable measurement of the high-pressure rotor speed of the engine in block 9, which is necessary in case of failures of the standard high-pressure rotor speed sensors of the engine from sets 13 and 14.
  • the placement of the module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine in block 9 makes it possible to accurately determine the arising linear overloads of the engine and its elements at all stages of flight, for example, in engine bearings in the event of a hard landing of the aircraft on one wing and the need for an analytical assessment of this event for the possibility of further operation bearings.
  • information from block 9 is transmitted via wireless local communication such as Wi-fi or electric communication lines to the engine control panel or PC of the operating organization after they are connected.
  • wireless local communication such as Wi-fi or electric communication lines
  • Parameters are transmitted to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory by a remote server via wireless communication. Parameters are transmitted to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory through a wireless connection such as a Wi-fi network.
  • a server operating under the File Transfer Protocol is used as a remote server. Parameters are transmitted to a remote server via wireless communication in the form of cellular telephone communication.
  • block 9 provides automatic transmission of express processing protocols with a conclusion about serviceability or malfunction engine control panel or PC of the operating organization.
  • the output signal of unit 9 is also fed via a wireless communication channel (radio communication) to a remote server 12 for transmitting information via telephone cellular networks via a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type to the enterprises of the developer, manufacturer and operator of the aircraft gas turbine engine upon arrival of the aircraft and / or in flight.
  • a wireless communication channel radio communication
  • wireless and wired technologies can be very diverse, including high-speed satellite Internet and / or 5G technologies.
  • Placing the unit for registering engine parameters directly on the engine casing provides the claimed system with the property of autonomy to control the motor parameters, i.e. its functional performance regardless of the state of the onboard equipment, including maintenance, the availability of ground processing facilities.
  • the integration of the device is ensured by the fact that the unit for registering engine parameters interacts, i.e. provides the collection of data from all available individual electronic and electrical devices of the engine, as well as the reception of information from aircraft systems.
  • the electronic and electrical devices of the engine are used - an electronic engine regulator, an electronic unit for monitoring engine parameters, a power supply and switching unit for high-current units engine, reversing device control unit, engine combustion chamber ignition unit, electric generator, starting electromechanics, electronic engine protection unit. But it is clear to specialists in the field of engine building that in each specific case, other electrical units and engine blocks can be monitored, in any necessary combinations.
  • the device of the claimed design has successfully passed approbation and ensured various types of bench and flight tests of aircraft engines of the PS-90A type developed by JSC "DK-Aviadvigatel and PD-14 (lead developer JSC UEC-Aviadvigatel”), intended for short-, medium-haul and long-haul aircraft of the fourth and fifth generation.
  • an electric generator a three-phase alternating current generator of variable frequency of the GS1 12-0.37-150-1000 type developed by Electroprivod JSC, Kirov, RF was successfully used.
  • This generator of the magnetoelectric type has also proved to be satisfactory for emitting an electrical signal with a frequency proportional to the speed of the high pressure rotor of the engine.
  • the autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of the aircraft engine of the claimed design has successfully provided registration of more than 3,200 analog and digital signals about the operation of the aircraft engine and its systems.
  • the unit for registering engine parameters is structurally a monoblock in the form of a sealed housing with standard electrical connectors and shock absorbers.
  • the CPV906 processor was used - an FCOM computer module based on an x86 processor architecture Vortex86DX.
  • the CPB906 processor module has a built-in Flash disk based on a 2 ... 4 GB Flash memory chip, on which flight information was recorded.
  • the volume of the non-volatile flight data storage unit of the parameter registration unit successfully provided data recording for at least 150 hours of flight (round-the-world flight) in the loop recording mode.
  • the engine developer When transferring data to the enterprise, the engine developer used an FTP server as a remote server, i.e., operating under the File Transfer Protocol.
  • the proposed invention with the above distinctive features can improve the reliability, efficiency and autonomy of aircraft engine monitoring, reduce troubleshooting time, improve the traceability of electrical and electronic equipment and the efficiency of aircraft gas turbine engine operation, and reduce operating costs. Maintenance.

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)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

The invention relates to the field of aircraft engineering. The present autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine comprises an engine parameter recording unit which is connected to electronic and electrical devices and is also connected by communications lines and/or a wireless connection to a ground-based engine control console, and by a wireless connection to a personal computer in a ground station for monitoring the gas turbine engine. The device additionally comprises an electric generator which is mechanically connected to a high-pressure rotor of the gas turbine engine, wherein electric power from an onboard power supply system is combined with the output voltage of said electric generator in a power supply and switching unit, and an additional output of said power supply and switching unit is connected to the engine parameter recording unit. The device additionally comprises an electronic engine protection unit, an output of which is connected to a second additional input of the engine parameter recording unit. Included in the engine parameter recording unit is a module for measuring linear accelerations of the centre of mass of the engine along the X, Y and Z axes. The invention makes it possible to reduce fault location time.

Description

УСТРОЙСТВО СБОРА, РЕГИСТРАЦИИ И КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ DEVICE FOR COLLECTION, REGISTRATION AND CONTROL OF GAS TURBINE ENGINE PARAMETERS
Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для использования в бортовых системах сбора, регистрации и контроля параметров летательных аппаратов с использованием беспроводной технологии передачи полетной информации, преимущественно для контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя и его электронного и электрического оборудования. The invention relates to the field of aviation technology and is intended for use in on-board systems for collecting, registering and monitoring aircraft parameters using wireless technology for transmitting flight information, mainly for monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine and its electronic and electrical equipment.
Известна интегрированная система сбора, контроля, обработки и регистрации полетной информации по патенту RUN° 2530701 [МПК G06F 7/00, B64D 47/00, опубл. 10.10.2014], содержащая комбинированный блок сбора полетных данных для получения информации от самолетных систем и оборудования, коммутируемую бортовую сеть связи, многоцелевые защищенные бортовые накопители параметрической, звуковой и визуальной информации, блок беспроводной передачи данных и др. Known integrated system for collecting, monitoring, processing and registering flight information under the patent RUN ° 2530701 [IPC G06F 7/00, B64D 47/00, publ. 10.10.2014], containing a combined flight data collection unit for receiving information from aircraft systems and equipment, a switched on-board communication network, multi-purpose protected on-board storage devices for parametric, audio and visual information, a wireless data transmission unit, etc.
Перечень параметрических данных, регистрируемых многоцелевыми накопителями, соответствует действующим нормативным требованиям и включает параметры, характеризующие движение самолета, состояние систем и оборудования самолета, а также параметры силовой установки (двигателя), служебные параметры (номер самолета, дата полета и т.д.). The list of parametric data recorded by multipurpose storage devices complies with the current regulatory requirements and includes parameters characterizing aircraft movement, the state of aircraft systems and equipment, as well as parameters of the power plant (engine), service parameters (aircraft number, flight date, etc.).
Из описания аналога RU N° 2530701 [МПК G06F 7/00, B64D 47/00, опубл. 10.10.2014] следует, что электропитание комбинированного блока сбора полетных данных осуществляется от неотключаемых шин системы электроснабжения постоянного тока с напряжением 28 В, при этом электропитание бортовых накопителей осуществляется от сети постоянного тока через устройства бесперебойного электрического питания. Данные эксплуатационного накопителя могут передаваться по каналам сотовой связи или интерфейс стандарта группы IEEE 802.11 (Wi- Fi) через блок беспроводной передачи данных для наземной обработки после завершения полета. From the description of the analogue RU N ° 2530701 [IPC G06F 7/00, B64D 47/00, publ. 10/10/2014] it follows that the power supply of the combined flight data collection unit is carried out from the non-disconnectable buses of the DC power supply system with a voltage of 28 V, while the power supply of the on-board drives is carried out from the DC network through the uninterruptible power supply devices. The data of the operational storage can be transmitted via cellular communication channels or an interface of the IEEE 802.11 group standard (Wi- Fi) through the wireless data transmission unit for ground processing after the flight is completed.
Основными недостатками данного аналога являются: The main disadvantages of this analogue are:
- ограниченный перечень регистрируемых параметров авиационного газотурбинного двигателя (двигателя). Указанный недостаток обусловлен тем, что в защищенных бортовых накопителях, как правило, регистрируется только параметрическая информация, которая отвечает нормативным требованиям авиационных властей. В основном это параметры, которые характеризуют тягу силовой установки, обеспечивают безопасную эксплуатацию двигателя, информируют о работе систем силовой установки (положение рычага управлением двигателя, частоты вращения роторов, давление за компрессором, температура газов за турбиной, вибрации двигателя, давление топлива, параметры маслосистемы, запас масла и т.д.); - a limited list of the registered parameters of an aircraft gas turbine engine (engine). This disadvantage is due to the fact that in protected on-board storage devices, as a rule, only parametric information is recorded that meets the regulatory requirements of the aviation authorities. Basically, these are parameters that characterize the thrust of the power plant, ensure the safe operation of the engine, inform about the operation of the power plant systems (position of the engine control lever, rotors speed, pressure behind the compressor, gas temperature behind the turbine, engine vibrations, fuel pressure, oil system parameters, oil supply, etc.);
- низкий уровень контроля работы всего применяемого электронного и электрического двигательного оборудования, т.к. фактически контролируется работоспособность только блока мониторинга двигателя, который передает полетную информацию в комбинированный блок сбора полетных данных. - low level of control over the operation of all used electronic and electric propulsion equipment, because in fact, the operability of only the engine monitoring unit is controlled, which transmits flight information to the combined flight data collection unit.
Известна беспроводная система контроля авиационного двигателя (Wireless Engine Monitoring System, WEMS) с мультиплексной линией самолетной связи для пересылки сообщений и бортовой обработки данных двигателя по изобретению US N° 9026273 [МПК G05B23/02, G05D1/00, публ. 05.03.2015]. Данная система содержит размещенные на двигателе датчики параметров газотурбинного двигателя, имеющие встроенные портативные радиопередатчики и выходные сигналы которых передаются в электронный регулятор двигателя по соответствующему радиоканалу беспроводной связи, электронный регулятор двигателя из состава цифровой системы управления с полной ответственностью типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control) или типа ECU (Engine Control Unit); а также модуль WEMS, который содержит конформную антенну и соединен с электронным регулятором двигателя по ARINC -429. Кроме того, модуль WEMS обеспечивает взаимодействие с самолетным оборудованием по беспроводной связи на прием и передачу кодовой информации, что позволяет загружать файлы с полными полетными данными двигателя для наземной обработки после завершения полета и принимать в полете на борт управляющие воздействия в модуль WEMS, например, для увеличения частоты опроса датчиков вибраций в электронном регуляторе двигателя или подрегулировки тяги двигателя. Known wireless aircraft engine monitoring system (Wireless Engine Monitoring System, WEMS) with multiplex aircraft communication line for sending messages and onboard processing of engine data according to the invention US N ° 9026273 [IPC G05B23 / 02, G05D1 / 00, publ. 03/05/2015]. This system contains sensors of gas turbine engine parameters located on the engine, which have built-in portable radio transmitters and whose output signals are transmitted to the electronic engine governor via the corresponding wireless radio channel, the electronic engine governor from the digital control system with full responsibility of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control) or ECU type (Engine Control Unit); as well as the WEMS module, which contains a conformal antenna and is connected to the electronic engine governor according to ARINC-429. In addition, the WEMS module provides interaction with aircraft equipment wirelessly to receive and transmit code information, which allows you to download files with full engine flight data for ground processing after the flight is completed and to receive control actions on board in the WEMS module, for example, to increase the frequency of vibration sensors polling in the electronic controller engine or readjustment of engine thrust.
Для беспроводной связи «воздух-земля» используются спутниковые, сотовые, Интернет- и PSTN-системы связи, при этом скорость передачи данных составляет 10 кбит/с, а стандартная частота выдачи полетной информации ~1 Гц. Электропитание модуля WEMS осуществляется от электронного регулятора двигателя. For air-to-ground wireless communication, satellite, cellular, Internet and PSTN communication systems are used, with the data transfer rate being 10 kbit / s, and the standard flight information output frequency of ~ 1 Hz. The WEMS module is powered by the electronic engine governor.
Основными недостатками данной системы является: The main disadvantages of this system are:
- имеется риск сбоев в работе радиоэлектронных датчиков параметров двигателя из-за возможного негативного влияния электромагнитных помех от мощного самолетного радиотехнического оборудования или двигательного сильноточного оборудования. Например, от воздействия электрических генераторов мощностью до 600 кВт и более, размещенных на коробке приводов двигателя, и используемых в бортовой системе энергоснабжения тяжёлых летательных аппаратов. Выходной радиосигнал датчиков параметров двигателя может оказаться полностью заблокирован (заглушен) при штатном или случайном воздействии электромагнитных волн средств радиоэлектронной борьбы. Подобные сбои в работе могут привести к различным ложным срабатываниям электронного регулятора, вплоть до несанкционированного изменения режима работы двигателя, например, при формировании ложного значения частоты вращения ротора высокого давления двигателя; - there is a risk of malfunctions in the operation of electronic sensors of engine parameters due to the possible negative effect of electromagnetic interference from powerful aircraft radio equipment or high-current propulsion equipment. For example, from the impact of electric generators with a capacity of up to 600 kW or more, located on the engine drive box, and used in the on-board power supply system of heavy aircraft. The output radio signal of the engine parameters sensors can be completely blocked (muffled) during normal or accidental exposure to electromagnetic waves of electronic warfare equipment. Such malfunctions can lead to various false alarms of the electronic regulator, up to an unauthorized change in the engine operating mode, for example, when a false value of the high-pressure rotor speed of the engine is generated;
- низкая стандартная частота опроса параметров и недостаточна высокая скорость передачи данных из модуля WEMS. Для сравнения, частота опроса входных параметров в электронном (цифровом) регуляторе двигателя РЭД-90 (аналог электронного регулятора из состава FADEC) серийно эксплуатируемого российского авиационного газотурбинного двигателя ПС- 90А составляет 50 Гц, а скорость передачи данных - 100 кбит/с [«Авиационный двигатель ПС-90А». Иноземцев А.А., Коняев Е.А., и др. М., издательство «Либра - К», 2007 г., стр. 236-247]; - low standard parameter polling rate and insufficient high data transfer rate from the WEMS module. For comparison, the frequency of polling the input parameters in the electronic (digital) regulator of the RED-90 engine (analogue of the electronic regulator from the FADEC) is serially of the operated Russian aircraft gas turbine engine PS-90A is 50 Hz, and the data transfer rate is 100 kbit / s ["Aircraft engine PS-90A". Inozemtsev AA, Konyaev EA, et al. M., publishing house "Libra - K", 2007, pp. 236-247];
- организация электропитания модуля WEMS от электронного регулятора двигателя может привести к неисправности электронного регулятора в случае короткого замыкания в цепях питания модуля WEMS или двигательной электропроводке. Выход из строя электронного регулятора в цифровой системе с полной ответственностью FADEC может привести к необходимости выключения двигателя в полете. - the organization of the WEMS module power supply from the electronic motor controller may lead to a malfunction of the electronic controller in the event of a short circuit in the WEMS module power supply circuits or motor wiring. Failure of an electronic governor in a digital system with full FADEC responsibility may result in the need to shut down the engine in flight.
Вышеуказанным аналогам RU N° 2530701, US N° 9026273, как и другим сходным бортовым системам контроля RU N2 2286538 [МПК 9/00, опубл. 27.10.2006], RU Ко 2194307 [МПК G07C5/08, опубл. 10.12.2002], RU Ко 2531573 [МПК G06F17/40, опубл.20.10.2014], ЕР Ко 1592204 [МПК: G06Q10/00, G06Q50/00, опубл. 02.11.2005] характерен следующий принципиальный недостаток - низкий уровень контроля работы остального электронного и электрического двигательного оборудования. В частности, источником параметрической информации о работе двигателя в вышеуказанных патентах являются только электронный регулятор двигателя и/или блок мониторинга параметров двигателя. При этом неконтролируемыми в полете остаются следующие двигательные агрегаты - агрегат зажигания камеры сгорания двигателя, электроагрегаты запуска двигателя, блок управления реверсивным устройством. Специалистам в области авиационного двигателестроения хорошо известно, например, что для обеспечения надежного розжига камеры сгорания газотурбинного двигателя, как правило, применяют агрегат зажигания в двухканальном исполнении, к которому подключаются две свечи зажигания, по одной свече на каждый канал. В случае, если произойдет отказ одного канала агрегата зажигания двигателя, то это может оказаться не выявленным своевременно, т.к. при ближайшем запуске двигателя в промежуточном аэропорту произойдет успешный розжиг камеры сгорания двигателя от второй работоспособной свечи и внешних проявлений неисправности агрегата зажигания двигателя наблюдаться не будет. При последующем отказе другого канала агрегата зажигания розжига камеры сгорания не произойдет, неизбежно возникнет незапуск двигателя и задержка вылета. Но более критические последствия могут произойти в полете, в случае необходимости осуществления запуска двигателя в воздухе. Таким образом, постоянный («online») контроль агрегата зажигания двигателя актуален с точки зрения обеспечения надежности работы двигателя и безопасности полетов. Недопустимые ситуации могут также произойти при отсутствии постоянного контроля работоспособности электромеханизмов заслонок воздушного стартера, обеспечивающих раскрутку ротора двигателя при запуске, другого двигательного электрического оборудования (электронасосов масляной системы, электрических приводов автономных устройств перекладки реверса и т.д.). Актуальность увеличения полноты и глубины контроля электрооборудования двигателя становится еще более значимой, в связи с общемировой тенденцией создания более электрического самолета или полностью электрического самолета, где предусматривается частичная или полная замена гидро и пневмосистем на электрические системы. The above analogs RU N ° 2530701, US N ° 9026273, as well as other similar on-board control systems RU N2 2286538 [IPC 9/00, publ. 27.10.2006], RU Ko 2194307 [IPC G07C5 / 08, publ. 10.12.2002], RU Ko 2531573 [IPC G06F17 / 40, publ. 20.10.2014], EP Ko 1592204 [IPC: G06Q10 / 00, G06Q50 / 00, publ. 02.11.2005] the following fundamental drawback is characteristic - a low level of control over the operation of the rest of the electronic and electric propulsion equipment. In particular, the source of parametric information on the operation of the engine in the above patents is only an electronic engine regulator and / or a unit for monitoring engine parameters. In this case, the following propulsion units remain uncontrolled in flight - the ignition unit of the engine combustion chamber, the electric units for starting the engine, the control unit for the reversing device. It is well known to specialists in the field of aircraft engine building, for example, that in order to ensure reliable ignition of the combustion chamber of a gas turbine engine, as a rule, a two-channel ignition unit is used, to which two spark plugs are connected, one plug for each channel. If one channel of the engine ignition unit fails, it may not be detected in a timely manner, because successful ignition will occur at the next engine start at the intermediate airport the combustion chamber of the engine from the second working spark plug and external manifestations of a malfunction of the engine ignition unit will not be observed. With the subsequent failure of another channel of the ignition unit, the ignition of the combustion chamber will not occur, the engine will inevitably not start and the departure will be delayed. But more critical consequences can occur in flight if it is necessary to start the engine in the air. Thus, constant ("online") monitoring of the engine ignition unit is relevant from the point of view of ensuring the reliability of the engine and flight safety. Unacceptable situations can also occur in the absence of constant monitoring of the operability of the air starter flap electromechanisms, which provide the engine rotor spinning at start-up, other propulsion electrical equipment (electric pumps of the oil system, electric drives of autonomous reverse shifting devices, etc.). The urgency of increasing the completeness and depth of control of the electrical equipment of the engine becomes even more significant, in connection with the global trend to create a more electric aircraft or an all-electric aircraft, where partial or complete replacement of hydraulic and pneumatic systems with electrical systems is provided.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя RU N° 2664901 [МПК: GO 1 Ml 5/14, F02C9/28, опубл. 23.08.2018], принятое за прототип, содержащее блок регистрации параметров двигателя, размещенный на корпусе авиационного газотурбинного двигателе и соединенный с помощью линий связи с электронными и электрическими устройствами, обеспечивающими работу авиационного газотурбинного двигателя; блок регистрации параметров соединен с наземным пультом контроля двигателя по электрическим линиям связи и / или по беспроводной связи, с электронно- вычислительной машиной лаборатории наземного контроля авиационного газотурбинного двигателя по беспроводной связи, блок регистрации параметров двигателя соединен по беспроводной связи с удаленным сервером, который обеспечивает передачу полетной информации разработчику, серийному изготовителю и эксплуатанту авиационного двигателя. Closest to the proposed technical solution is an autonomous integrated device for registering the parameters of an aircraft gas turbine engine RU N ° 2664901 [IPC: GO 1 Ml 5/14, F02C9 / 28, publ. 08/23/2018], taken as a prototype, containing an engine parameters registration unit located on the body of an aircraft gas turbine engine and connected via communication lines with electronic and electrical devices that ensure the operation of an aircraft gas turbine engine; the parameter recording unit is connected to the ground control panel of the engine via electric communication lines and / or wirelessly, to the computer of the ground control laboratory of the aircraft gas turbine engine according to wireless communication, the engine parameters registration unit is wirelessly connected to a remote server, which provides the transfer of flight information to the developer, serial manufacturer and operator of the aircraft engine.
Из описания прототипа следует, что частота регистрации входной информации в блоке регистрации параметров двигателя составляет не менее 50 Гц, а выходной сигнал блока регистрации параметров двигателя представляет собой последовательный, биполярный код согласно ARINC- 429 со скоростью передачи 100 кбит/с. From the description of the prototype it follows that the recording frequency of the input information in the engine parameters registration unit is at least 50 Hz, and the output signal of the engine parameters recording unit is a sequential, bipolar code according to ARINC-429 with a transmission rate of 100 kbit / s.
Электронное и электрическое двигательное оборудование, которое является объектом контроля, включает в себя следующий перечень агрегатов: электронный регулятор двигателя, блок мониторинга параметров двигателя; блок управления реверсивным устройством двигателя, блок питания и коммутации сильноточных элементов, агрегат зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизм системы запуска двигателя. При этом работоспособность блока регистрации параметров двигателя при стандартизованных перерывах в электропитании обеспечивается его внутренней платой электрического питания с модулем конденсаторов. Electronic and electrical propulsion equipment, which is the object of control, includes the following list of units: electronic engine regulator, engine parameters monitoring unit; engine reversing device control unit, power supply and switching unit of high-current elements, engine combustion chamber ignition unit, engine starting system electromechanism. In this case, the operability of the unit for registering engine parameters during standardized power outages is provided by its internal power supply board with a capacitor module.
По результатам экспериментальных проверок и аналитически выявлены следующие недостатки устройства, выбранного за прототип: Based on the results of experimental tests and analytically, the following shortcomings of the device selected for the prototype were revealed:
- неработоспособность блока регистрации параметров двигателя при длительности перерыва в бортовом электропитании, превышающей квалификационные требования стандарта KT-160G «Условия эксплуатации и окружающей среды для бортового авиационного оборудования» (гармонизированы с международными требованиями DO- 160). Указанный недостаток обусловлен тем, что электропитание блока регистрации осуществлялось по одной линии от блока питания и коммутации, соединенной с бортовой сетью +28 В. Для обеспечения надежной записи параметров в блок регистрации необходимо обеспечение дополнительного электропитания блока б для парирования отказа бортового питания или обрыва проводов бортового питания +28 В; - inoperability of the engine parameters registration unit during an interruption in the on-board power supply exceeding the qualification requirements of the KT-160G standard "Operating and environmental conditions for on-board aviation equipment" (harmonized with the international requirements DO-160). The indicated drawback is due to the fact that the power supply of the registration unit was carried out along one line from the power supply and switching unit connected to the on-board network of +28 V. To ensure reliable recording of parameters in the registration unit, it is necessary to provide additional power supply to the unit b to counter the failure of the onboard power supply or breakage of the wires of the onboard power supply +28 V;
- отсутствует контроль электронного блока защиты двигателя, представляющим собой резервный электронный ограничитель параметров двигателя в случае отказа электронного регулятора двигателя. Необходимость резервной защиты двигателя в составе двигательного оборудования определена требованиями международных авиационных властей. - there is no control of the electronic engine protection unit, which is a backup electronic limiter of engine parameters in the event of a failure of the electronic engine governor. The need for backup engine protection as part of propulsion equipment is determined by the requirements of the international aviation authorities.
Кроме того, выявлена необходимость определения частоты вращения ротора высокого давления двигателя в случае отказа всех его штатных датчиков частоты вращения ротора высокого давления на основе использования электрического сигнала с выхода электрического генератора двигателя, предназначенного для электропитания электронной системы автоматического управления двигателя и механически соединенным с ротором двигателя. In addition, it was revealed the need to determine the speed of the high-pressure rotor of the engine in the event of failure of all its standard high-pressure rotor speed sensors based on the use of an electrical signal from the output of the electric generator of the engine, designed to power the electronic automatic control system of the engine and mechanically connected to the engine rotor.
Кроме того, выявлена необходимость измерения линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z, т.к. определение возникших динамических перегрузок двигателя не всегда осуществляется точно на основе данных о линейных перегрузках самолета по осям X, U, Z (из-за существенной удаленности центров масс двигателя и самолета). In addition, the need to measure the linear acceleration of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes was revealed, since determination of the resulting dynamic engine overloads is not always carried out accurately on the basis of data on linear aircraft overloads along the X, U, Z axes (due to the significant remoteness of the centers of mass of the engine and the aircraft).
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является недостаточная надежность работы, низкая эффективность и недостаточная автономность контроля авиационного газотурбинного двигателя, и недостаточный уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования. The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the present invention, and cannot be ensured when using the prototype, is insufficient reliability of operation, low efficiency and insufficient autonomy of control of an aircraft gas turbine engine, and insufficient level of controllability of electrical and electronic equipment.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы автономного интегрированного устройства сбора, регистрации и контроля параметров двигателя при не стандартизованных перерывах бортового электропитания или полных отказах бортового электропитания блока, а также расширение функциональных возможностей по контролю двигательного электронного и электрического оборудования, двигателя в целом за счет введения электрического генератора для резервного электропитания блока регистрации параметров двигателя; введения контроля работоспособности электрического генератора и электронного блока защиты двигателя; повышение надежности измерения параметра частоты вращения ротора высокого давления двигателя, измерение линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z. The technical objective of the present invention is to improve the reliability of the autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring engine parameters in case of non-standardized interruptions of the on-board power supply or complete failures of the on-board power supply of the unit, as well as expanding the functionality of control of motor electronic and electrical equipment, the engine as a whole due to the introduction of an electric generator for backup power supply of the unit for registering engine parameters; the introduction of monitoring the performance of the electric generator and the electronic engine protection unit; increasing the reliability of measuring the parameter of the high-pressure rotor speed of the engine, measuring the linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes.
Техническая задача решается за счет того, что в автономном интегрированном устройстве сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя, содержащем блок регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, размещенный на корпусе авиационного газотурбинного двигателя и соединенный с помощью линий связи с электронными и электрическими устройствами, обеспечивающими работу авиационного газотурбинного двигателя; блок регистрации параметров двигателя соединен с наземным пультом контроля двигателя по линиям связи и / или по беспроводной связи, с персональной электронно-вычислительной машиной лаборатории наземного контроля авиационного газотурбинного двигателя по беспроводной связи, блок регистрации параметров двигателя соединен по беспроводной связи с удаленным сервером, который обеспечивает передачу полетной информации разработчику, серийному изготовителю и эксплуатанту авиационного двигателя, согласно изобретению, дополнительно содержит электрический генератор двигателя, механически соединенный с ротором высокого давления авиационного газотурбинного двигателя, при этом в блоке питания и коммутации объединено электропитание от бортовой сети и выходное напряжение электрического генератора, а дополнительный выход блока питания и коммутации соединен с блоком регистрации параметров двигателя, также в состав автономного интегрированного устройства введен электронный блок защиты двигателя, выход которого соединен со вторым дополнительным входом блока регистрации параметров двигателя, также в состав блока регистрации параметров двигателя введен модуль измерения линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z. The technical problem is solved due to the fact that in an autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine, containing a unit for recording the parameters of an aircraft gas turbine engine, located on the body of an aircraft gas turbine engine and connected via communication lines with electronic and electrical devices that ensure the operation aircraft gas turbine engine; the engine parameters registration unit is connected to the ground control panel of the engine via communication lines and / or wirelessly, to the personal computer of the ground control laboratory of the aircraft gas turbine engine wirelessly, the engine parameters recording unit is wirelessly connected to a remote server, which provides transmission of flight information to the developer, serial manufacturer and operator of the aircraft engine, according to the invention, additionally comprises an electric generator of the engine mechanically connected to the high-pressure rotor of the aircraft gas turbine engine, while the power supply from the on-board network and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit, and an additional output of the power supply and switching unit is connected to the engine parameters recording unit, and an electronic engine protection unit is included in the autonomous integrated device, the output of which rogo is connected to the second additional input of the engine parameters registration unit, also in The engine parameters registration unit includes a module for measuring linear accelerations of the engine center of mass along the X, U, Z axes.
Кроме того, согласно изобретению, в блоке питания и коммутации объединено электропитание от бортовой сети +28В и выходное напряжение электрического генератора. Кроме того, согласно изобретению, электрический генератор двигателя представляет собой магнитоэлектрический генератор переменного трехфазного тока переменной частоты. In addition, according to the invention, the power supply from the on-board network + 28V and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit. In addition, according to the invention, the electric motor generator is a three-phase variable frequency magnetoelectric generator.
Кроме того, согласно изобретению, электрический генератор двигателя содержит два канала генерирования электроэнергии. Кроме того, согласно изобретению, в блоке питания и коммутации на основе выходного напряжения электрического генератора формируется частотный сигнал, функционально связанный с частотой вращения ротора высокого давления двигателя, причем измерение частоты вращения ротора высокого давления двигателя осуществляется в блоке регистрации параметров двигателя. In addition, according to the invention, the electric generator of the engine contains two channels for generating electricity. In addition, according to the invention, on the basis of the output voltage of the electric generator, a frequency signal is formed in the power supply and switching unit, which is functionally related to the speed of the high-pressure rotor of the engine, and the speed of the high-pressure rotor of the engine is measured in the unit for registering engine parameters.
Кроме того, согласно изобретению, выходной сигнал электронного блока защиты двигателя представляет собой последовательный, биполярный код согласно ARINC- 429 со скоростью передачи 100 кбит/с, а частота опроса выходного сигнала электронного блока защиты двигателя составляет не менее 50Гц. In addition, according to the invention, the output signal of the electronic engine protection unit is a serial, bipolar code according to ARINC-429 with a baud rate of 100 kbit / s, and the polling frequency of the output signal of the electronic engine protection unit is at least 50 Hz.
Кроме того, согласно изобретению, полетная информация регистрируется в режиме кольцевой записи. In addition, according to the invention, flight information is recorded in a loop recording mode.
Кроме того, согласно изобретению, полетная информация регистрируется в течение не менее 150 часов полета. Кроме того, согласно изобретению, передача параметров на пульт контроля двигателя и/или персональную электронно-вычислительную машину (ПЭВМ) лаборатории наземного контроля, удаленный сервер осуществляется через беспроводную связь. 5 Кроме того, согласно изобретению, передача параметров на пульт контроля двигателя и/или ПЭВМ лаборатории наземного контроля осуществляется через беспроводную связь типа Wi-fi сеть. In addition, according to the invention, flight information is recorded for at least 150 flight hours. In addition, according to the invention, the transmission of parameters to the engine control panel and / or personal computer (PC) of the ground control laboratory, the remote server is carried out via wireless communication. 5 In addition, according to the invention, the transmission of parameters to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory is carried out via a wireless connection such as a Wi-fi network.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве удаленного сервера используют сервер, работающий по протоколу передачи файлов типа File 10 Transfer Protocol. In addition, according to the invention, a server operating under the File 10 Transfer Protocol is used as the remote server.
Кроме того, согласно изобретению, передача параметров на удаленный сервер осуществляется через беспроводную связь в виде сотовой телефонной связи. In addition, according to the invention, the transmission of parameters to a remote server is carried out via wireless communication in the form of cellular telephone communication.
Кроме того, согласно изобретению, для передачи информации через 15 телефонные сотовые сети используют канал связи типа GSM / GPRS / EDGE. In addition, according to the invention, a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type is used to transmit information through 15 cellular telephone networks.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, в состав автономного интегрированного устройства дополнительно введены электрический генератор, электронный блок защиты двигателя, а в блок регистрации параметров двигателя дополнительно введен модуль измерения 20 линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z, что обеспечивает расширение функциональных возможностей по контролю двигательного электронного и электрического оборудования и обеспечивает более полную автономность контроля двигателя, снижает время поиска неисправностей, повышает достоверность данных по динамическим 25 перегрузкам двигателя, что повышает в конечном итоге уровень контролепригодности и сокращает эксплуатационные расходы по двигателю при техническому обслуживанию. In the proposed invention, in contrast to the prototype, an electric generator, an electronic engine protection unit are additionally introduced into the autonomous integrated device, and a module for measuring 20 linear accelerations of the engine center of mass along the X, U, Z axes is added to the engine parameters registration unit, which provides expanding the functionality for monitoring motor electronic and electrical equipment and provides more complete autonomy of motor monitoring, reduces troubleshooting time, increases the reliability of data on dynamic 25 motor overloads, which ultimately increases the level of traceability and reduces engine operating costs during maintenance.
Кроме того, достоверная оценка перегрузок двигателя позволяет более точно определить силовые нагрузки на места крепления двигателя к самолету зо В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, в блоке питания и коммутации объединено электропитание от бортовой сети и выходное напряжение электрического генератора, что обеспечивает надежное электропитание блока регистрации параметров двигателя и бесперебойную запись параметров двигателя при отказах бортового электропитания и работе двигателя. In addition, a reliable assessment of engine overloads makes it possible to more accurately determine the power loads at the engine attachment points to the aircraft. In the proposed invention, unlike the prototype, the power supply from the on-board network and the output voltage of the electric generator are combined in the power supply and switching unit, which provides reliable power supply to the unit. registration of engine parameters and uninterrupted recording of engine parameters in case of on-board power supply failures and engine operation.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, осуществляется измерение частоты вращения ротора высокого давления двигателя по частотному сигналу, формируемом блоком питания и коммутации по сигналу от электрического генератора, что обеспечивает высокую надежность измерения параметра частоты вращения ротора высокого давления, даже при отказах всех штатных датчиков измерения частоты вращения. In the proposed invention, in contrast to the prototype, the speed of the high-pressure rotor of the engine is measured according to the frequency signal generated by the power supply and switching unit according to the signal from the electric generator, which ensures high reliability of the measurement of the high-pressure rotor speed parameter, even in case of failure of all standard sensors measurement of rotation frequency.
На фиг. 1 представлена блок-схема автономного интегрированного устройства сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя. FIG. 1 shows a block diagram of an autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine.
Блок 1 - блок мониторинга параметров двигателя. Предназначен для объективного контроля двигателя и его систем, диагностики и прогнозирования технического состояния двигателя. Представляет собой специализированный многопроцессорный вычислитель (в виде моноблока прямоугольного сечения), работающий в реальном масштабе времени и оснащенный устройствами сопряжения с датчиками и сигнализаторами двигателя; с электронным регулятором 2 двигателя; с блоком 9 регистрации параметров двигателя; самолетными системами регистрации, индикации и технического обслуживания. Block 1 - block for monitoring engine parameters. Designed for objective monitoring of the engine and its systems, diagnostics and prediction of the technical condition of the engine. It is a specialized multiprocessor computer (in the form of a rectangular monoblock) operating in real time and equipped with devices for interfacing with sensors and engine signaling devices; with electronic regulator 2 motors; with block 9 for registering engine parameters; aircraft registration, display and maintenance systems.
В блоке мониторинга 1 параметров двигателя осуществляется прием и обработка принятой информации по заданным алгоритмам с выдачей результатов обработки и текущих значений параметров, сигналов в бортовые системы самолета регистрации и индикации, а также в блоки 2, 9 в виде последовательных, биполярных кодов согласно ARINC- 429. In the monitoring unit 1 of the engine parameters, the received information is received and processed according to the specified algorithms with the issuance of processing results and current parameter values, signals to the on-board systems of the aircraft registration and display, as well as to blocks 2, 9 in the form of sequential, bipolar codes according to ARINC-429 ...
Приём параметров двигателя в блоке мониторинга осуществляется с помощью соответствующих датчиков (термопар, терморезисторов, синус- косинусных трансформаторов, датчиков магнитоэлектрического типа, датчиков вибраций и т.д.) и сигнализаторов 13. Согласно изобретения выход блока 1 соединен с первым входом (1вх) блока 9. The reception of engine parameters in the monitoring unit is carried out using appropriate sensors (thermocouples, thermistors, sinus-cosine transformers, magnetoelectric type sensors, vibration sensors, etc.) and signaling devices 13. According to the invention, the output of block 1 is connected to the first input (1in) of block 9.
Блок 2 - электронный (цифровой) регулятор двигателя из состава системы автоматического управления и контроля двигателя. Предназначен для формирования управляющих воздействий на исполнительные механизмы системы автоматического управления и агрегатов двигателя на всех режимах работы двигателя в соответствии с заданными законами и программами регулирования. Представляет собой специализированный многопроцессорный электронный вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения с датчиками и сигнализаторами 14, с электронными и электрическими устройствами двигателя (в составе блока 2 без позиции на фиг. 1), с бортовыми системами самолета, например, с многоканальной системой регистрации параметров, с системой управления самолётным оборудованием, с комплексной системой управления и др. Block 2 - electronic (digital) engine regulator from the automatic engine control and monitoring system. It is intended for the formation of control actions on the executive mechanisms of the automatic control system and engine units at all modes of engine operation in accordance with the given laws and control programs. It is a specialized multiprocessor electronic computing complex operating in real time, equipped with devices for interfacing with sensors and signaling devices 14, with electronic and electrical devices of the engine (as part of block 2 without position in Fig. 1), with on-board aircraft systems, for example, with a multichannel parameter registration system, with a control system for aircraft equipment, with an integrated control system, etc.
Конструктивно блок 2 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения и размещается на корпусе двигателя. Блок 2 взаимодействует с отдельным комплектом датчиков и сигнализаторов 14, принцип действия которых аналогичен датчикам и сигнализаторам 13 блока 1. К основным измеряемым параметрам блока 2 следует отнести: положение рычага управления двигателем, температура и давление воздуха на входе в двигатель, частота вращения роторов, давление воздуха за компрессором высокого давления, температура газов за турбиной, положение дозирующей иглы, положение штоков гидроцилиндров управления механизацией, температура масла на входе в двигатель, положение замка и створок реверса и т.д. Structurally, block 2 is made in the form of a rectangular monoblock and is located on the engine housing. Unit 2 interacts with a separate set of sensors and signaling devices 14, the principle of operation of which is similar to sensors and signaling devices 13 of unit 1. The main measured parameters of unit 2 include: the position of the engine control lever, temperature and air pressure at the engine inlet, rotary speed, pressure air behind the high pressure compressor, the temperature of the gases behind the turbine, the position of the metering needle, the position of the rods of the hydraulic cylinders for controlling the mechanization, the temperature of the oil at the engine inlet, the position of the lock and reverse flaps, etc.
Блок 2 обеспечивает прием входной информации и передачу выходной информации в виде последовательного, биполярного кода согласно ARINC- 429. Block 2 provides reception of input information and transmission of output information in the form of a sequential, bipolar code according to ARINC-429.
Согласно изобретения выход блока 2 соединен со вторым входом (2вх) блока 9. Блок 3 - блок управления реверсивным устройством двигателя. Блок 3 предназначен для исполнения управляющих команд, сформированных в блоке 2, на перекладку реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» двигателя и обратно. Блок 3 представляет собой набор электронных компонентов, помещенных в отдельный герметичный корпус в виде моноблока прямоугольного сечения, который размещен на корпусе двигателя. According to the invention, the output of block 2 is connected to the second input (2in) of block 9. Block 3 - engine reversing device control unit. Block 3 is designed to execute the control commands generated in block 2 for shifting the reversing device from the "Direct thrust" position to the "Back thrust" position of the engine and vice versa. Block 3 is a set of electronic components placed in a separate sealed case in the form of a rectangular monoblock, which is located on the engine housing.
Согласно изобретения выход блока 3 соединен с третьим входом (Звх) блока 9. According to the invention, the output of block 3 is connected to the third input (Svx) of block 9.
Блок 4 - электрический генератор, предназначен для выработки электрической энергии в блок 5. Электрический генератор размещается на коробке приводных агрегатов двигателя и, таким образом, механически связан с ротором высокого давления двигателя. Для повышения надежности электрический генератор содержит два канала генерирования (канал 1 , канал 2). Оба канала генерирования блока 4 соединены с блоком 5. Unit 4 is an electric generator designed to generate electrical energy in unit 5. The electric generator is located on the engine drive unit box and, thus, is mechanically connected to the high-pressure rotor of the engine. To improve reliability, the electric generator contains two generation channels (channel 1, channel 2). Both generation channels of block 4 are connected to block 5.
Блок 5 - блок питания и коммутации сильноточных цепей. Представляет собой выпрямительно-преобразовательное устройство, которое предназначено для электропитания блоков 2 и 9 напряжением постоянного тока + 28 В, коммутации электрических цепей устройств двигателя по управляющим командам из блока 2. Входными напряжениями в блок 5 является напряжение бортовой сети + 28 В и выходное напряжение от двух каналов генерирования блока 4, поэтому в блоке 5 осуществлено объединение вышеуказанных напряжений, что обеспечивает развязку цепей питания (не показана) и формирование на выходе блока 5 надежного электропитания блоков 2,9, в т.ч. при полных отказах бортовой электросети. Схема развязки цепей питания может быть любой известной, например, с помощью диодов. Электропитание из блока 5 поступает на четвертый вход (4вх) блока 9. Block 5 is a power supply and switching unit for high-current circuits. It is a rectifier-converting device designed for power supply of units 2 and 9 with a DC voltage of + 28 V, commutation of electrical circuits of engine devices according to control commands from unit 2. Input voltages to unit 5 are the on-board network voltage + 28 V and an output voltage from two generation channels of block 4, therefore, in block 5, the above voltages are combined, which ensures the decoupling of the power circuits (not shown) and the formation of a reliable power supply of blocks 2.9 at the output of block 5, incl. with complete failures of the on-board power supply. The power supply decoupling circuit can be any known, for example, using diodes. Power supply from block 5 is supplied to the fourth input (4in) of block 9.
В блоке питания и коммутации на основе выходного напряжения электрического генератора формируется частотный сигнал, функционально связанный с частотой вращения ротора высокого давления двигателя, причем измерение частоты вращения ротора высокого давления двигателя осуществляется в блоке регистрации параметров двигателя. In the power supply and switching unit, on the basis of the output voltage of the electric generator, a frequency signal is formed, functionally associated with the speed of the high-pressure rotor of the engine, and The measurement of the high-pressure rotor speed of the engine is carried out in the unit for registering engine parameters.
Также в связи с вводом блока 4 в состав автономного интегрированного устройства в блоке 5 при работе двигателя, согласно изобретения, обеспечивается формирование и выдача частотных сигналов, пропорциональных частоте вращения ротора высокого давления двигателя, выделенных из напряжения от первого и второго каналов генератора. Выходной частотный сигнал с выхода блока 5 поступает на пятый вход (5вх) блока 9. Also, in connection with the introduction of unit 4 into the autonomous integrated device in unit 5, when the engine is running, according to the invention, it is possible to generate and output frequency signals proportional to the speed of the high-pressure rotor of the engine, isolated from the voltage from the first and second channels of the generator. The output frequency signal from the output of block 5 is fed to the fifth input (5in) of block 9.
Блок 6 - агрегат зажигания камеры сгорания двигателя. Предназначен для преобразования напряжения питания в напряжение, необходимое для функционирования двух свечей зажигания (бесперебойного новообразования). Агрегат зажигания камеры сгорания двигателя совместно с двумя свечами используется для непосредственного воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя или в пусковых воспламенителях ГТД. Управление блоком 6 осуществляется блоком 2 через блок 5. Конструктивно блок 6 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения. Block 6 - unit for ignition of the engine combustion chamber. Designed to convert the supply voltage into the voltage required for the functioning of two spark plugs (uninterrupted neoplasm). The engine combustion chamber ignition unit, together with two spark plugs, is used to directly ignite the air-fuel mixture in the combustion chamber of an aircraft gas turbine engine or in the starting ignitors of a gas turbine engine. Block 6 is controlled by block 2 through block 5. Structurally, block 6 is made in the form of a rectangular monoblock.
Согласно изобретения выход блока 6 соединен через электрическую цепь постоянного тока с шестым входом (бвх) блока 9. According to the invention, the output of unit 6 is connected via a direct current electric circuit to the sixth input (bvx) of unit 9.
Блок 7 - электромеханизм с электродвигателем, установленный на заслонке воздушного стартера для запуска двигателя. Выход блока 7 соединен с седьмым входом (7вх) блока 9. Block 7 is an electromechanical mechanism with an electric motor installed on the air starter damper to start the engine. The output of block 7 is connected to the seventh input (7in) of block 9.
Блок 8 - электронный блок защиты двигателя, выход которого соединен со вторым дополнительным входом блока регистрации параметров двигателя. Предназначен для защиты двигателя от раскрутки ротора вентилятора или раскрутки ротора компрессора высокого давления. Блок 8 представляет собой специализированный электронный вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения с датчиками частоты вращения, электромагнитным клапаном останова 5 двигателя (не показаны на рис.1), а также осуществляющий с блоком 9 информационный обмен по ARINC- 429. Скорость передачи информации 100 кбит/с. Блок 8 конструктивно выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения и устанавливается в корпусе воздухозаборника двигателя. Block 8 is an electronic engine protection unit, the output of which is connected to the second additional input of the engine parameters registration unit. Designed to protect the engine from spinning the fan rotor or spinning the high pressure compressor rotor. Block 8 is a specialized electronic computing complex operating in real time, equipped with devices for interfacing with speed sensors, a solenoid valve for stopping 5 engine (not shown in Fig. 1), as well as carrying out information exchange with block 9 via ARINC-429. The information transfer rate is 100 kbit / s. Block 8 is structurally made in the form of a rectangular monoblock and is installed in the engine air intake housing.
Блок 9 - блок регистрации параметров двигателя. Блок 9 устанавливается ш на корпусе газотурбинного двигателя (на фиг.1 не показан). Предназначен для регистрации информации от блоков 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 и 8, обеспечивающих работу газотурбинного двигателя и его электрического, электронного оборудования. В блоке 9 также регистрируется кодовая информации о параметрах полета самолета и других сопутствующих параметров самолетныхBlock 9 - block for registration of engine parameters. Block 9 is installed w on the gas turbine engine housing (not shown in Fig. 1). Designed for registration of information from units 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 and 8, ensuring the operation of a gas turbine engine and its electrical and electronic equipment. Block 9 also records coded information about aircraft flight parameters and other related aircraft parameters.
15 систем, необходимых для анализа работы двигателя. 15 systems needed to analyze engine performance.
Согласно заявляемого изобретения в состав блока 9 дополнительно введен модуль измерения линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z. Данный модуль представляет собой трехосевой блок датчиков линейного ускорения, выходные сигналы которых обрабатываютсяAccording to the claimed invention, the unit 9 additionally includes a module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes.This module is a three-axis unit of linear acceleration sensors, the output signals of which are processed
20 в вычислителе, а затем, наряду с остальными регистрируемыми сигналами поступают в энергонезависимый накопитель полетной информации (память). Поскольку модуль измерения линейных ускорений входит в состав блока 9, размещенного на двигателе, то и определение возникших динамических перегрузок двигателя по осям X, U, Z осуществляется более точно, чем на20 in the computer, and then, along with the rest of the recorded signals, are fed into the non-volatile flight data storage device (memory). Since the module for measuring linear accelerations is part of block 9 located on the engine, then the determination of the dynamic overloads of the engine along the X, U, Z axes is carried out more accurately than on
25 основе данных о линейных перегрузках самолета из-за существенной удаленности центров масс двигателя и самолета. Блок датчиков линейного ускорения по осям X, U, Z может быть любой известной конструкцией. Кроме того, достоверная оценка перегрузок двигателя позволяет более точно определить силовые нагрузки на места крепления двигателя к25 based on data on linear overloads of the aircraft due to the significant distance between the centers of mass of the engine and aircraft. The block of linear acceleration sensors along the X, U, Z axes can be of any known design. In addition, a reliable assessment of motor overloads allows you to more accurately determine the power loads on the places where the motor is attached to
30 самолету. 30 to the plane.
Регистрация в блоке 9 выполняется с частотой, необходимой для анализа быстротекущих процессов и в полном объеме. Конструктивно блок 9 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения. В блоке 9 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», работа двигателя на режиме ограничения, слова отказов и т.д. Registration in block 9 is performed with the frequency required for the analysis of fast-flowing processes and in full. Structurally, block 9 is made in the form of a rectangular monoblock. In block 9, in the process of receiving information, simultaneously with the registration of engine parameters, the calculation of diagnostic parameters characterizing the operation of the engine and the auto-control system, the engine operating time, the operating time of the auto-control system elements, which are also recorded (registered), is carried out. An example of diagnostic parameters can be signals such as "Compressor mechanization is faulty", "High temperature", engine operation in limitation mode, fault words, etc.
Выходной сигнал блока 9 представляет собой последовательный, биполярный код, согласно ARINC-429, который поступает по беспроводному каналу связи: The output signal of block 9 is a serial, bipolar code, according to ARINC-429, which is received via a wireless communication channel:
- в блок 10 - ПЭВМ лаборатории наземного контроля. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала локальной связи блока 9 с блоком 10 применяется Wi-fi сеть; - to block 10 - PC of the ground control laboratory. According to the invention, a Wi-fi network is used as a wireless local communication channel between unit 9 and unit 10;
- в блок 11 - наземный пульт контроля двигателя. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала локальной связи блока 9 с блоком 10 применяется Wi-fi сеть. Дополнительно передача информации из блока 9 в блок 10 может осуществляться по проводному каналу связи Ethernet; - in block 11 - ground control panel of the engine. According to the invention, a Wi-fi network is used as a wireless local communication channel between unit 9 and unit 10. Additionally, the transfer of information from block 9 to block 10 can be carried out via a wired Ethernet communication channel;
- в удаленный сервер 12 для передачи информации через телефонные сотовые сети по каналу связи типа GSM / GPRS / EDGE на предприятия разработчика, изготовителя и эксплуатанта авиационного газотурбинного двигателя по прилету самолета и/или в полете. - to a remote server 12 for transmitting information via telephone cellular networks via a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type to the enterprises of the developer, manufacturer and operator of the aircraft gas turbine engine upon arrival of the aircraft and / or in flight.
Блок 9 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. Unit 9 also provides automatic generation and transmission of protocols for express processing of registered information via wireless communication channels with a conclusion about the serviceability or malfunction of the engine. The express processing protocol is the timing of the registered parameters and events, including the words of refusals.
Для реализации вышеуказанных функций блок 9 содержит вычислитель, устройство ввода-вывода полетной информации (без позиции на фиг. 1), в том числе модуль беспроводной связи, энергонезависимый накопитель полетной информации, модуль измерения линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z, плату электрического питания, таймер (в составе блока 9 без позиции на фиг Л). To implement the above functions, unit 9 contains a calculator, an input-output device for flight information (without a position in Fig. 1), including including a wireless communication module, a non-volatile flight data storage device, a module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine along the X, U, Z axes, an electric power supply board, a timer (as part of block 9 without a position in Fig. L).
Наличие энергонезависимого накопителя полетной информации обеспечивает сохранение зарегистрированной полетной информации при сбоях или отсутствии электрического питания блока 9. Полетная информация регистрируется в течении не менее 150 часов полета в режиме кольцевой записи. Плата электрического питания с модулем конденсаторов обеспечивает работоспособность блока 9 при стандартизованных перерывах в электропитании и отсутствии выходного напряжения с блока 4 (например, на остановленном двигателе или при отказе обоих каналов электрического генератора). The presence of a non-volatile flight data storage device ensures the preservation of registered flight data in case of failures or lack of power supply to the unit 9. Flight data is recorded for at least 150 hours of flight in the loop recording mode. The power supply board with a capacitor module ensures the operability of unit 9 during standardized power outages and the absence of output voltage from unit 4 (for example, when the engine is stopped or if both channels of the electric generator fail).
Блок 10 - персональная электронно-вычислительная машина (ПЭВМ) лаборатории наземного контроля аэропорта или авиационно-технической базы, где осуществляется автоматизированной послеполетный контроль параметров двигателя. Unit 10 is a personal electronic computer (PC) of the airport ground control laboratory or an aviation technical base, where automated post-flight control of engine parameters is carried out.
Блок 11 - наземный пульт контроля двигателя, может быть исполнен переносным, например, в варианте персонального компьютера типа «Notebook» или планшетного компьютера. Предназначен для визуальной индикации оператору параметров двигателя и его систем. Block 11 is a ground control panel for engine control, it can be made portable, for example, in the version of a personal computer of the "Notebook" type or a tablet computer. It is intended for visual indication of the parameters of the engine and its systems to the operator.
Предлагаемое устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя работает следующим образом. The proposed device for recording the parameters of an aircraft gas turbine engine operates as follows.
В процессе работы авиационного газотурбинного двигателя на стационарных и динамических режимах в реальном масштабе времени, непрерывно из блоков 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 осуществляется выдача информационных и электрических сигналов, которые поступают на вход блока 9 регистрации параметров двигателя. Таким образом, в блоке 9, в его встроенном накопителе регистрируется полная информация о работе двигателя и его систем, необходимая для эффективного технического обслуживания двигателя, оперативного выяснения причин возможных дефектов и исследования нештатных ситуаций. In the process of operation of an aircraft gas turbine engine in stationary and dynamic modes in real time, continuously from blocks 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 information and electrical signals are issued, which are fed to the input of block 9 for registering engine parameters ... Thus, in block 9, in its built-in storage, complete information about the operation of the engine and its systems is recorded, which is necessary for effective technical maintenance of the engine, prompt identification of the causes of possible defects and investigation of emergency situations.
В случае отказа бортовой сети питания +28В блок 9 сохранит свою работоспособность, так как электропитание блока 9 будет надежно обеспечено от электрического генератора (блока 4), имеющего два независимых канала генерирования. Реализация блока 4 в виде магнитоэлектрического генератора обеспечивает надежное измерение частоты вращения ротора высокого давления двигателя в блоке 9, что необходимо при отказах штатных датчиков частоты вращения ротора высокого давления двигателя из состава комплекта 13 и 14. In the event of a failure of the + 28V on-board power supply network, unit 9 will retain its operability, since power supply to unit 9 will be reliably provided from an electric generator (unit 4), which has two independent generation channels. The implementation of block 4 in the form of a magnetoelectric generator provides reliable measurement of the high-pressure rotor speed of the engine in block 9, which is necessary in case of failures of the standard high-pressure rotor speed sensors of the engine from sets 13 and 14.
Размещение модуля измерения линейных ускорений центра масс двигателя в блоке 9 позволяет точно определить возникающие линейные перегрузки двигателя и его элементов на всех этапах полета, например, в подшипниках двигателя в случае жесткой посадки самолета на одно крыло и необходимости аналитической оценки данного события на предмет возможности дальнейшей эксплуатации подшипников. The placement of the module for measuring linear accelerations of the center of mass of the engine in block 9 makes it possible to accurately determine the arising linear overloads of the engine and its elements at all stages of flight, for example, in engine bearings in the event of a hard landing of the aircraft on one wing and the need for an analytical assessment of this event for the possibility of further operation bearings.
По окончании полета и выключении двигателя информация из блока 9 передается по беспроводной локальной связи типа Wi-fi или электрическим линям связи на пульт контроля двигателя или ПЭВМ эксплуатирующей организации после их подключения. At the end of the flight and turning off the engine, information from block 9 is transmitted via wireless local communication such as Wi-fi or electric communication lines to the engine control panel or PC of the operating organization after they are connected.
Передача параметров на пульт контроля двигателя и/или ПЭВМ лаборатории наземного контроля, удаленным сервером осуществляется через беспроводную связь. Передача параметров на пульт контроля двигателя и/или ПЭВМ лаборатории наземного контроля осуществляется через беспроводную связь типа Wi-fi сеть. В качестве удаленного сервера используют сервер, работающий по протоколу передачи файлов типа File Transfer Protocol. Передачу параметров на удаленный сервер осуществляют через беспроводную связь в виде сотовой телефонной связи. Parameters are transmitted to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory by a remote server via wireless communication. Parameters are transmitted to the engine control panel and / or PC of the ground control laboratory through a wireless connection such as a Wi-fi network. A server operating under the File Transfer Protocol is used as a remote server. Parameters are transmitted to a remote server via wireless communication in the form of cellular telephone communication.
Кроме того, блок 9 обеспечивает автоматическую передачу протоколов экспресс-обработки с заключением о исправности или неисправности двигателя в пульт контроля двигателя или ПЭВМ эксплуатирующей организации. In addition, block 9 provides automatic transmission of express processing protocols with a conclusion about serviceability or malfunction engine control panel or PC of the operating organization.
Выходной сигнал блока 9 также поступает по беспроводному каналу связи (радиосвязи) в удаленный сервер 12 для передачи информации через телефонные сотовые сети по каналу связи типа GSM / GPRS / EDGE на предприятия разработчика, изготовителя и эксплуатанта авиационного газотурбинного двигателя по прилету самолета и/или в полете. На самом деле специалистам в области радиосвязи и телекоммуникаций ясно, что технологии беспроводной и проводной связи могут быть самыми разнообразными, включая высокоскоростной спутниковый интернет и/или технологии 5G.The output signal of unit 9 is also fed via a wireless communication channel (radio communication) to a remote server 12 for transmitting information via telephone cellular networks via a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type to the enterprises of the developer, manufacturer and operator of the aircraft gas turbine engine upon arrival of the aircraft and / or in flight. In fact, it is clear to those in the field of radio and telecommunications that wireless and wired technologies can be very diverse, including high-speed satellite Internet and / or 5G technologies.
Необходимо также подчеркнуть, что регистрация в блоке 9 кодовой информации о параметрах полета самолета, координатах и эволюциях его движения, других сопутствующих параметров самолетных систем, в наибольшей степени повышает качество анализа работы авиационного ГТД и его элементов. Кроме того, регистрация координат самолета в блоке 9 может облегчить поиск самого самолета, даже в случае намеренного отключения бортовых систем, передающих информацию о параметрах полета. It should also be emphasized that the registration in block 9 of code information about the flight parameters of the aircraft, the coordinates and evolutions of its movement, and other related parameters of aircraft systems, to the greatest extent increases the quality of the analysis of the operation of the aviation GTE and its elements. In addition, registering the coordinates of the aircraft in block 9 can facilitate the search for the aircraft itself, even in the case of deliberate shutdown of onboard systems transmitting information about flight parameters.
Размещение блока регистрации параметров двигателя непосредственно на корпусе двигателя (на фиг.1 не показан) обеспечивает заявляемой системе свойство автономности по контролю двигательных параметров, т.е. её функциональную работоспособность независимо от состояния бортового оборудования, в том числе технического обслуживания, наличия наземных средств обработки. Placing the unit for registering engine parameters directly on the engine casing (not shown in Fig. 1) provides the claimed system with the property of autonomy to control the motor parameters, i.e. its functional performance regardless of the state of the onboard equipment, including maintenance, the availability of ground processing facilities.
Интегрированность устройства обеспечивается тем, что блок регистрации параметров двигателя взаимодействует, т.е. обеспечивает сбор данных со всех имеющихся отдельных электронных и электрических устройств двигателя, а также прием информации из самолетных систем. В качестве электронных и электрических устройств двигателя применяются - электронный регулятор двигателя, электронный блок мониторинга параметров двигателя, блок питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блок управления реверсивным устройством, агрегат зажигания камеры сгорания двигателя, электрический генератор, электромеханизмы запуска, электронный блок защиты двигателя. Но специалистам в области двигателестроения ясно, что в каждом конкретном случае контролю могут подвергаться другие электроагрегаты и блоки двигателя, в любых необходимых сочетаниях. The integration of the device is ensured by the fact that the unit for registering engine parameters interacts, i.e. provides the collection of data from all available individual electronic and electrical devices of the engine, as well as the reception of information from aircraft systems. The electronic and electrical devices of the engine are used - an electronic engine regulator, an electronic unit for monitoring engine parameters, a power supply and switching unit for high-current units engine, reversing device control unit, engine combustion chamber ignition unit, electric generator, starting electromechanics, electronic engine protection unit. But it is clear to specialists in the field of engine building that in each specific case, other electrical units and engine blocks can be monitored, in any necessary combinations.
Устройство заявляемой конструкции успешно прошло апробацию и обеспечило проведение различных типов стендовых и летных испытаний авиационных двигателей типа ПС-90А разработки АО «О ДК- Авиадвигатель и ПД-14 (головной разработчик АО «ОДК- Авиадвигатель»), предназначенных для ближне-, среднемагистральных и дальнемагистральных самолетов четвертого и пятого поколения. Была подтверждена эффективность и полезность автономной системы регистрации, работоспособность блока регистрации параметров двигателя, в т.ч. при имитациях отказа бортовой сети и электропитании от электрического генератора. В качестве электрического генератора успешно применен генератор переменного трехфазного тока переменной частоты типа ГС1 12-0,37-150-1000 разработки АО «Электропривод», г. Киров, РФ. Данный генератор магнитоэлектрического типа также оказался удовлетворительным для выдачи электрического сигнала с частотой, пропорциональной частоте вращения ротора высокого давления двигателя. The device of the claimed design has successfully passed approbation and ensured various types of bench and flight tests of aircraft engines of the PS-90A type developed by JSC "DK-Aviadvigatel and PD-14 (lead developer JSC UEC-Aviadvigatel"), intended for short-, medium-haul and long-haul aircraft of the fourth and fifth generation. The efficiency and usefulness of the autonomous registration system, the operability of the engine parameters registration unit, incl. when simulating a failure of the on-board network and power supply from an electric generator. As an electric generator, a three-phase alternating current generator of variable frequency of the GS1 12-0.37-150-1000 type developed by Electroprivod JSC, Kirov, RF was successfully used. This generator of the magnetoelectric type has also proved to be satisfactory for emitting an electrical signal with a frequency proportional to the speed of the high pressure rotor of the engine.
Автономное интегрированное устройство сбора, регистрации и контроля параметров авиационного двигателя заявляемой конструкции успешно обеспечило регистрацию более 3 200 аналоговых и цифровых сигналов о работе авиационного двигателя и его систем. The autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of the aircraft engine of the claimed design has successfully provided registration of more than 3,200 analog and digital signals about the operation of the aircraft engine and its systems.
Блок регистрации параметров двигателя конструктивно представляет собой моноблок в виде герметичного корпуса с типовыми электрическими соединителями и амортизаторами. В качестве вычислительного процессора блока регистрации параметров двигателя использовали процессор СРВ906 - компьютерный модуль FCOM на базе процессора х86 архитектуры Vortex86DX. Модуль процессора CPB906 имеет встроенный Flash диск на базе микросхемы Flash-памяти объемом 2...4 Гбайт, на который и выполняли регистрацию полетной информации. The unit for registering engine parameters is structurally a monoblock in the form of a sealed housing with standard electrical connectors and shock absorbers. As a computational processor of the engine parameters registering unit, the CPV906 processor was used - an FCOM computer module based on an x86 processor architecture Vortex86DX. The CPB906 processor module has a built-in Flash disk based on a 2 ... 4 GB Flash memory chip, on which flight information was recorded.
Объем энергонезависимого накопителя полетной информации блока регистрации параметров успешно обеспечил регистрацию данных в течение не менее 150 часов полета (кругосветный полет) в режиме кольцевой записи. The volume of the non-volatile flight data storage unit of the parameter registration unit successfully provided data recording for at least 150 hours of flight (round-the-world flight) in the loop recording mode.
При передаче данных на предприятие разработчик двигателя в качестве удаленного сервера использовали FTP - сервер, т.е., работающий по протоколу передачи файлов типа File Transfer Protocol. When transferring data to the enterprise, the engine developer used an FTP server as a remote server, i.e., operating under the File Transfer Protocol.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность, эффективность и автономность контроля авиационного двигателя, снизить время поиска неисправностей, повысить уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования и эффективность эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, сократить эксплуатационные расходы на техническое обслуживание. Thus, the proposed invention with the above distinctive features, in combination with the known features, can improve the reliability, efficiency and autonomy of aircraft engine monitoring, reduce troubleshooting time, improve the traceability of electrical and electronic equipment and the efficiency of aircraft gas turbine engine operation, and reduce operating costs. Maintenance.

Claims

Формула изобретения Claim
1. Автономное интегрированное устройство сбора, регистрации и контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя, содержащее блок регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, размещенный на корпусе авиационного газотурбинного двигателя и соединенный с помощью линий связи с электронными и электрическими устройствами, обеспечивающими работу авиационного газотурбинного двигателя; блок регистрации параметров двигателя соединен с наземным пультом контроля двигателя по линиям связи и / или по беспроводной связи, с персональной электронно- вычислительной машиной лаборатории наземного контроля авиационного газотурбинного двигателя по беспроводной связи, блок регистрации параметров двигателя соединен по беспроводной связи с удаленным сервером, который обеспечивает передачу полетной информации разработчику, серийному изготовителю и эксплуатанту авиационного двигателя, отличающееся тем, что дополнительно содержит электрический генератор двигателя, механически соединенный с ротором высокого давления авиационного газотурбинного двигателя, при этом в блоке питания и коммутации объединено электропитание от бортовой сети и выходное напряжение электрического генератора, а дополнительный выход блока питания и коммутации соединен с блоком регистрации параметров двигателя, также в состав автономного интегрированного устройства введен электронный блок защиты двигателя, выход которого соединен со вторым дополнительным входом блока регистрации параметров двигателя, также в состав блока регистрации параметров двигателя введен модуль измерения линейных ускорений центра масс двигателя по осям X, U, Z. 1. An autonomous integrated device for collecting, recording and monitoring the parameters of an aircraft gas turbine engine, containing a unit for registering the parameters of an aircraft gas turbine engine, located on the body of the aircraft gas turbine engine and connected via communication lines with electronic and electrical devices that ensure the operation of the aircraft gas turbine engine; the engine parameters registration unit is connected to the ground control panel of the engine via communication lines and / or wirelessly, to the personal computer of the ground control laboratory of the aircraft gas turbine engine wirelessly, the engine parameter recording unit is wirelessly connected to a remote server, which provides transmission of flight information to the developer, serial manufacturer and operator of the aircraft engine, characterized in that it additionally contains an electric generator of the engine mechanically connected to the high-pressure rotor of the aircraft gas turbine engine, while the power supply and switching unit combines the power supply from the on-board network and the output voltage of the electric generator, and the additional output of the power supply and commutation unit is connected to the engine parameters recording unit; an electronic engine protection unit is also included in the autonomous integrated device, the output cat It is connected to the second additional input of the engine parameters registration unit, and a module for measuring linear accelerations of the engine's center of mass along the X, U, Z axes is included in the engine parameters registration unit.
2. Автономное интегрированное устройство по п.1, отличающееся тем, что в блоке питания и коммутации объединено электропитание от бортовой сети +28В и выходное напряжение электрического генератора. 2. An autonomous integrated device according to claim 1, characterized in that the power supply and switching unit combines the power supply from the + 28V on-board network and the output voltage of the electric generator.
3. Автономное интегрированное устройство по п.1, отличающееся тем, что электрический генератор представляет собой магнитоэлектрический генератор переменного трехфазного тока переменной частоты. 3. Autonomous integrated device according to claim 1, characterized in that the electric generator is a magnetoelectric generator of alternating three-phase current of variable frequency.
4. Автономное интегрированное устройство по п.З, отличающееся тем, что электрический генератор содержит два канала генерирования электроэнергии. 4. Autonomous integrated device according to claim 3, characterized in that the electric generator contains two channels for generating electricity.
5. Автономное интегрированное устройство по п.2, отличающееся тем, что в блоке питания и коммутации на основе выходного напряжения электрического генератора формируется частотный сигнал, функционально связанный с частотой вращения ротора высокого давления двигателя, причем измерение частоты вращения ротора высокого давления двигателя осуществляется в блоке регистрации параметров двигателя. 5. Autonomous integrated device according to claim 2, characterized in that in the power supply and commutation unit, on the basis of the output voltage of the electric generator, a frequency signal is formed, which is functionally related to the speed of the high-pressure rotor of the engine, and the speed of the high-pressure rotor of the engine is measured in the block registration of engine parameters.
6. Автономное интегрированное устройство по п.1, отличающееся тем, что выходной сигнал электронного блока защиты двигателя представляет собой последовательный, биполярный код согласно ARINC- 429 со скоростью передачи 100 кбит/с, а частота опроса выходного сигнала электронного блока защиты двигателя составляет не менее 50 Гц. 6. Autonomous integrated device according to claim 1, characterized in that the output signal of the electronic engine protection unit is a serial, bipolar code according to ARINC-429 with a baud rate of 100 kbit / s, and the polling frequency of the output signal of the electronic engine protection unit is at least 50 Hz.
7. Автономное интегрированное устройство по п.1, отличающееся тем, что полетная информация регистрируется в режиме кольцевой записи. 7. A stand-alone integrated device according to claim 1, wherein the flight information is recorded in a loop recording mode.
8. Автономное интегрированное устройство по п.7, отличающееся тем, что полетная информация регистрируется в течение не менее 150 часов полета. 8. Autonomous integrated device according to claim 7, characterized in that the flight information is recorded for at least 150 flight hours.
9. Автономное интегрированное устройство по п.1, отличающееся тем, что передача параметров на пульт контроля двигателя и/или персональную электронно-вычислительную машину лаборатории наземного контроля, удаленный сервер осуществляется через беспроводную связь. 9. Autonomous integrated device according to claim 1, characterized in that the transmission of parameters to the engine control panel and / or personal computer of the ground control laboratory, the remote server is carried out via wireless communication.
10. Автономное интегрированное устройство по п.9, отличающееся тем, что передача параметров на пульт контроля двигателя и/или персональную электронно-вычислительную машину лаборатории наземного контроля осуществляется через беспроводную связь типа Wi-fi сеть. 10. An autonomous integrated device according to claim 9, characterized in that the parameters are transmitted to the engine control panel and / or the personal computer of the ground control laboratory through a wireless connection such as a Wi-fi network.
11. Автономное интегрированное устройство по п.9, отличающееся тем, что в качестве удаленного сервера используют сервер, работающий по протоколу передачи файлов типа File Transfer Protocol. 11. An autonomous integrated device according to claim 9, characterized in that a server operating under the File Transfer Protocol is used as a remote server.
12. Автономное интегрированное устройство по п.9, отличающееся тем, что передачу параметров на удаленный сервер осуществляют через беспроводную связь в виде сотовой телефонной связи. 12. Autonomous integrated device according to claim 9, characterized in that the parameters are transmitted to the remote server via wireless communication in the form of cellular telephone communication.
13. Автономное интегрированное устройство по п.12, отличающееся тем, что для передачи информации через телефонные сотовые сети используют канал связи типа GSM / GPRS / EDGE. 13. An autonomous integrated device according to claim 12, characterized in that a communication channel of the GSM / GPRS / EDGE type is used to transmit information via telephone cellular networks.
PCT/RU2020/000456 2019-09-05 2020-08-27 Device for collecting, recording and monitoring gas turbine engine parameters WO2021045646A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128006 2019-09-05
RU2019128006A RU2719757C1 (en) 2019-09-05 2019-09-05 Autonomous integrated device for collection, recording and monitoring of parameters of aircraft gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021045646A1 true WO2021045646A1 (en) 2021-03-11

Family

ID=70415543

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2020/000456 WO2021045646A1 (en) 2019-09-05 2020-08-27 Device for collecting, recording and monitoring gas turbine engine parameters

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2719757C1 (en)
WO (1) WO2021045646A1 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2757949C1 (en) * 2020-06-08 2021-10-25 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Electromechanical system for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine
RU2757744C1 (en) * 2020-06-08 2021-10-21 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Electromechanical control system for the reversing device of a gas turbine engine with highly reliable power supply
RU2756718C1 (en) * 2020-10-21 2021-10-04 Варвара Николаевна Щукина Method for remote monitoring of technical condition of mobile machine with internal combustion engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2250382C2 (en) * 2003-04-04 2005-04-20 Открытое акционерное общество "Техприбор" Onboard monitoring system for engine at limited temperature, fuel parameters and pressure
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
RU2664901C1 (en) * 2017-08-29 2018-08-23 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Aviation gas turbine engine parameters recording autonomous integrated device

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2386835C1 (en) * 2008-10-14 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to control oil consumption in aircraft gas turbine engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2250382C2 (en) * 2003-04-04 2005-04-20 Открытое акционерное общество "Техприбор" Onboard monitoring system for engine at limited temperature, fuel parameters and pressure
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
RU2664901C1 (en) * 2017-08-29 2018-08-23 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Aviation gas turbine engine parameters recording autonomous integrated device

Also Published As

Publication number Publication date
RU2719757C1 (en) 2020-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2021045646A1 (en) Device for collecting, recording and monitoring gas turbine engine parameters
RU2664901C1 (en) Aviation gas turbine engine parameters recording autonomous integrated device
EP2775457B1 (en) Electrical power health monitoring system
CA2549833C (en) Systems and methods of recording events onboard a vehicle
EP0198922B1 (en) Aircraft data acquisition and recording system
US10544738B2 (en) Energy scavenging health monitors for aircraft and other vehicles
JP2015107791A (en) Method of predicting auxiliary power unit fault
JP2015038347A (en) Method and device for performance detection of starter in auxiliary power unit of aircraft
JP2016536191A (en) Method for diagnosing an auxiliary power supply unit failure
EP2474710B1 (en) Ram air turbine with flux regulated permanent magnet generator and testing method
CN107783060A (en) Aircraft electrical power supply system Flight Test Method
Dyson et al. CF6-80 condition monitoring-the engine manufacturer's involvement in data acquisition and analysis
CN113240827B (en) Early warning isolation and redundancy protection system and method for engine system
RU2789470C1 (en) Device for monitoring the technical condition of aircraft systems
US11354950B2 (en) Aircraft monitoring system
CN114291290A (en) Flexible engine monitoring
Liu et al. Analysis of PHM Patents for Electronics
do Clorcq AUTOMATISRO GAS TURBINES IN CONBINED CYCLS-UNITS FOR ELECTRICITY AND HEAT PRODUCTION
CN116991309A (en) Comprehensive data management subsystem
Balasubramanian et al. An approach to engine monitoring system for the current technology fighter aircraft
Kendell Full-authority digital electronic controls for civil aircraft engines
Bennett Using the non-intrusive load monitor for shipboard supervisory control
Neese Use of Expanded AIDS in Engine Health Monitoring on the CF6-80 Engine for the A310 Airbus
Bosco Certification issues for electrical and/or electronic engine controls
WO2023148654A1 (en) Data concentration system

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20860936

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20860936

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1