Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя
AVIATION GAS TURBINE ENGINE PARAMETERS RECORDING AUTONOMOUS INTEGRATED DEVICE

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.
Известны бортовые системы обработки и регистрации полетной информации, содержащие блок сбора полетной информации от соответствующих датчиков и сигнализаторов, контроллер, защищенный и эксплуатационный бортовые накопители информации (Патент RU №2289102, МПК G01D 9/00, опубл. 10.12.2006; патент RU №2173835, МПК G01D 9/00, опубл. 20.09.2001).
Недостатками этих систем и им подобных бортовых устройств регистрации типа ЗБН-ГА, ТБН-К является: низкая частота опроса двигательных параметров (~1…2 Гц), что не позволяет с необходимым быстродействием регистрировать быстропеременные процессы в авиационном двигателе (помпаж, срыв, аварийные поломки за 0,1…1 с) для достоверного и оперативного выяснения причин их возникновения; недостаточный объем регистрируемой параметрической информации по двигателю. Как правило, это параметры, характеризующие тягу двигателя или наличие отдельных предельных состояний, например, частоты вращения роторов двигателя, температура газов за турбиной, параметры маслосистемы и др.
Известна бортовая информационно-измерительная система многодвигательной силовой установки летательного аппарата, содержащая блоки контроля датчиков двигательных параметров, вычислитель, блоки преобразования напряжения и частоты в код, операционные блоки, таймер, эксплуатационный накопитель (Патент RU №2280775, МПК F02C 9/28, опубл. 27.07.2006).
Недостатком этой системы является низкий уровень алгоритмического анализа полетной информации, а именно отсутствует идентификация событий, носящих многокритериальный характер, не осуществляется расчет выработанного ресурса двигателя, отсутствует диагностика событий при выходе множества параметров двигателя за границы предельных значений с выдачей экипажу необходимых рекомендаций.
Известна бортовая система контроля параметров авиадвигателя с ограничением температуры, топливных параметров и давления (Патент RU №2250382, МПК F02C 9/28, опубл. 20.04.2005), содержащая блок измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом, вычислитель, содержащий процессор, модуль алгоритмов, модуль уставок, при этом выход процессора соединен с комплексным индикатором в кабине экипажа, а выход вычислителя соединен с защищенным бортовым накопителем информации и с табло аварийных сигналов.
Устройство реализовано в бортовой системе контроля и диагностики авиационного турбореактивного двигателя ПС-90А, применяемого на пассажирских самолетах типа Ту-204, Ту-214 и Ил-96. Блок измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом (блок типа БППД-2) размещен непосредственно на двигателе, а вычислитель (типа ЦВМ-80) устанавливается в техническом отсеке самолета на специальных амортизированных стеллажах. При этом для повышения количества контролируемых параметров цифровой выход электронного регулятора двигателя типа РЭД-90 через канал информационного обмена по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429) соединяется с цифровым входом вычислителя бортовой системе контроля («Авиационный двигатель ПС-90А». Иноземцев А.А., Коняев Е.А., и др. М., издательство «Либра - К», 2007 г., стр. 236-247).
Недостатком системы является: понижение функциональной работоспособности из-за невозможности регистрации и контроля множества параметров двигателя, в том числе параметров маслосистемы, в случае отказа бортового оборудования - вычислителя системы диагностики (блока типа ЦВМ) или неисправности самолетной электропроводки (электрических линий связи); остается низкой частота опроса параметров в блоке измерения основных двигательных параметров с мультиплексным выходом, всего 4 Гц, что снижает эффективность контроля и поиск неисправностей, проявляющихся с частотой 15…50 Гц; низкая автономность системы.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является беспроводная система мониторинга двигателей с возможностью многосторонних возможностей воздушных судов и обработка данных двигателя на борту (Заявка US №2014114549, МПК G01M 15/14, опубл. 24.04.2014), которая выбрана за прототип и содержит связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя, при этом блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации, причем автономное интегрированное устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи, при этом блок регистрации параметров соединен с электронным и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя, при этом блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя.
Недостатком системы, выбранной за прототип, является недостаточный уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования и недостаточное количество контролируемых параметров.
Кроме того, для перспективных типов авиационных двигателей пятого и шестого поколений в связи с их сложностью и наличием распределенных систем управления/мониторинга для оперативного выявления причин неисправности возникает потребность в повышении объема и скорости контроля, регистрации параметров всего электронного и электрического двигательного оборудования.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности контроля, снижение времени поиска неисправностей, повышение уровня контролепригодности электрического и электронного оборудования и обеспечение автономности контроля авиационного газотурбинного двигателя двигателя, приводящие к повышению эффективности эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя и сокращению эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
Техническая задача решается за счет того, что в автономном интегрированном устройстве регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, включающее связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя, при этом блок мониторинга параметров двигателя соединен с бортовыми системами индикации и регистрации, причем автономное интегрированное устройство дополнительно содержит блок регистрации параметров, включающий связанные друг с другом энергонезависимый накопитель полетной информации, устройство ввода-вывода, вычислитель и модуль беспроводной связи, при этом блок регистрации параметров соединен с электронным и электрическим устройствами, обеспечивающими работу двигателя, с наземным пультом контроля двигателя и с ПЭВМ лаборатории наземного контроля двигателя, при этом блок регистрации параметров и функциональные устройства размещены на корпусе двигателя, согласно изобретению, выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательных биполярных кодов.
Кроме того, согласно изобретению, скорость передачи выходных сигналов не ниже 100 кбит/с.
Кроме того, согласно изобретению, частота регистрации параметров в блоке регистрации параметров не менее 50 Гц.
Кроме того, согласно изобретению, энергонезависимый накопитель полетной информации регистрирует данные в режиме кольцевой записи.
Кроме того, согласно изобретению, передача параметров осуществляется на пульт контроля двигателя и/или в ПЭВМ через беспроводную связь, выполненную в виде Wi-fi сети.
Кроме того, согласно изобретению, информация из блока регистрации параметров передается на удаленный сервер.
Кроме того, согласно изобретению, электронное и/или электрическое устройство выполнено в виде электронного регулятора двигателя, блока питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блока управления реверсивным устройством, агрегата зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизмов и электроагрегатов системы запуска двигателя.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, выход блока регистрации параметров содержит выходные сигналы в виде последовательного, биполярного кода, что обеспечивает повышение надежности и эффективности и автономности контроля двигателя, снижение времени поиска неисправностей, повышение уровня контролепригодности электрического и электронного оборудования двигателя и эффективности эксплуатации двигателя и сокращение эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, скорость передачи выходных сигналов не ниже 100 кбит/с, частота регистрации параметров в блоке регистрации параметров не менее 50 Гц, энергонезависимый накопитель полетной информации регитрирует данные в режиме кольцевой записи, передача параметров осуществляется на пульт контроля двигателя и/или в ПЭВМ через беспроводную связь, выполненную в виде Wi-fi сети, информация из блока регистрации параметров передается на удаленный сервер, электронное и/или электрическое устройство выполнено в виде электронного регулятора двигателя, блока питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блока управления реверсивным устройством, агрегата зажигания камеры сгорания двигателя, электромеханизмов и электроагрегатов системы запуска двигателя, что обеспечивает автономность контроля двигателя, приводящие к повышению эффективности эксплуатации двигателя и сокращению эксплуатационных расходов на его техническое обслуживание.
На фиг. 1 представлена блок-схема автономного интегрированного устройства регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.
Блок 1 - блок мониторинга параметров двигателя. Представляет собой специализированный многопроцессорный вычислительный блок, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения (ввода-вывода информации):
- с датчиками и сигнализаторами 7 параметров двигателя;
- с блоком 2, электронным регулятором двигателя;
- с блоком 4, блоком регистрации параметров двигателя;
- самолетными бортовыми системами регистрации и индикации.
В блоке мониторинга 1 параметров осуществляется прием и обработка принятой информации по заданным алгоритмам с выдачей результатов обработки и текущих значений параметров, сигналов в бортовые системы регистрации и индикации, а также в блоки 2, 4 в виде последовательных, биполярных кодов по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429).
Прием параметров двигателя в блоке мониторинга осуществляется с помощью соответствующих датчиков (термопар, терморезисторов, синус-косинусных трансформаторов, датчиков магнитоэлектрического типа, пьезодатчиков и т.д.) и сигнализаторов.
К основным измеряемым параметрам блока 1 относятся: частоты вращения роторов, вибрации, параметры топливной и масляной систем.
Согласно изобретения выход блока 1 соединен с первым входом (1вх) блока 4.
Блок 2 - электронный регулятор двигателя из состава системы автоматического управления и топливопитания двигателя. Представляет собой специализированный многопроцессорный электронный вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени, оснащенный устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами и исполнительными механизмами САУ 8, с электронными и электрическими устройствами двигателя, с системами 9 самолета: многоканальная система регистрации параметров, система управления общесамолетным оборудованием, бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексная система управления.
Блок 2 обеспечивает формирование управляющих сигналов для дозирования топлива в камеру сгорания двигателя и управления узлами двигателя на всех режимах его работы в соответствии с заданными законами и программами регулирования. Блок 2 взаимодействует с отдельным комплектом датчиков и сигнализаторов, принцип действия которых аналогичен датчикам блока 1.
К основным измеряемым параметрам блока 2 следует отнести: положение рычага управлением двигателя, температура и давление воздуха на входе в двигатель, частоты вращения роторов, давление воздуха за компрессором высокого давления, температура газов за турбиной, положение дозирующей иглы, положение штоков гидроцилиндров управления механизацией, положение замка реверса и т.д., т.е. датчики, которые обеспечивают управление тягой двигателя.
Блок 2 также обеспечивает прием входной информации и передачу выходной информации в виде последовательного, биполярного кода по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429).
Согласно изобретения выход блока 2 соединен со вторым входом (2вх) блока 4.
Блоки 3а, 3б, 3в, 3г - множество электронных и электрических устройств, обеспечивающих работу газотурбинного двигателя и размещенных на его корпусе.
Блок 3а - блок управления из состава локальной системы управления реверсивным устройством двигателя (электронный регулятор двигателя). Блок 3а предназначен для формирования команд на перекладку реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» двигателя и обратно; управление электродвигателями реверсивного устройства и передачу информации о состоянии и работе реверсивного устройства в виде цифрового кода в блок 2 и в блок 4. Блок 3а представляет собой набор электронных компонентов, помещенных в герметичный корпус, который размещен на двигателе. Формирование команд в блоке 3а на перекладку реверсивного устройства осуществляется на основе управляющих сигналов из блока 2.
Согласно изобретения выход блока 3а соединен с третьим входом (3вх) блока 4.
Блок 3б - блок питания и коммутации сильноточных цепей. Представляет собой выпрямительно-преобразовательное устройство, которое предназначено для электропитания системы автоуправления двигателя, в т.ч. блока 2, напряжением постоянного тока +28 В, а также для коммутации электрических цепей исполнительных механизмов и др.
Согласно изобретения выход блока 3б соединен через электрическую цепь постоянного тока с четвертым входом (4вх) блока 4.
Блок 3в - агрегат зажигания камеры сгорания двигателя. Предназначен для непосредственного воспламенения топливо-воздушной смеси в камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя или в пусковых воспламенителях ГТД. Блок 3в функционально обеспечивает бесперебойное искрообразование в полупроводниковых свечах поверхностного разряда за счет генерации импульсов напряжения от 0 до 13 В с различной частотой и длительность.
Согласно изобретения выход блока 3в соединен через электрическую цепь постоянного тока с пятым входом (5вх) блока 4.
Блок 3г - электромеханизм с вентильным электродвигателем, установленный на заслонке воздушного стартера для запуска двигателя. Выход блока 3г соединен с шестым входом (6вх) блока 4.
В общем случае количество электронных и электрических агрегатов, подлежащих контролю может быть увеличено, например, за счет применения автономного генератора переменного тока, электростартера-генератора авиационного газотурбинного двигателя и т.д.
Блок 4 - блок регистрации параметров двигателя. Блок 4 устанавливается на корпус газотурбинного двигателя (на фиг. 1 не показан). Предназначен для регистрации параметров двигателя и системы топливопитания от электронного регулятора 2 двигателя, блока мониторинга 1, электронных и электрических устройств 3а, 3б, 3в, 3г, обеспечивающих работу газотурбинного двигателя. В блоке 4 также регистрируется информации о параметрах полета самолета и других сопутствующих параметров самолетных систем, необходимых для анализа работы двигателя. Регистрация выполняется в полном объеме и с частотой, необходимой для анализа быстротекущих процессов.
В блоке 4 в процессе приема информации одновременно с регистрацией параметров двигателя осуществляется вычисление диагностических параметров, характеризующих работу двигателя и системы автоуправления, наработок двигателя, наработка элементов системы автоуправления, которые также фиксируются (регистрируются). Примером диагностических параметров могут быть сигналы типа «Механизация компрессора неисправна», «Высокая температура», разница между заданным (расчетным) и фактическим значением двигательного параметра, работа двигателя на режиме ограничения, слова отказов и т.д.
Выходной сигнал блока 4 представляет собой последовательный, биполярный код, согласно ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 (ARINC-429), который поступает по беспроводному каналу связи (мобильной радиосвязи):
- в блок 5 - наземный пульт контроля двигателя. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала связи блока 4 с блоком 5 применяется Wi-fi сеть. Дополнительно передача информации из блока 4 в блок 5 осуществляется по проводному каналу связи Ethernet;
- в блок 6 - ПЭВМ лаборатории наземного контроля. Согласно изобретения в качестве беспроводного канала связи блока 4 с блоком 6 применяется Wi-fi сеть;
- в телефонные сотовые сети по каналу связи типа GSM / GPRS / EDGE для передачи информации через удаленный сервер 10 на предприятия разработчика, изготовителя и эксплуатанта авиационного газотурбинного двигателя по прилету самолета и/или в полете.
Блок 4 также обеспечивает автоматическое формирование и передачу протоколов экспресс-обработки зарегистрированной информации по беспроводным каналам связи с заключением о исправности или неисправности двигателя. Протокол экспресс-обработки представляет собой хронометраж зарегистрированных параметров и событий, включая слова отказов.
Для реализации вышеуказанных функций блок 4 содержит вычислитель, устройство ввода-вывода информации, в т.ч. модуль беспроводной связи, энергонезависимый накопитель полетной информации, плату электрического питания, таймер (в составе блока 4 без позиций на фиг. 1).
Наличие энергонезависимого накопителя полетной информации обеспечивает сохранение зарегистрированной полетной информации при сбоях или отсутствии электрического питания блока 4. Плата электрического питания с модулем конденсаторов обеспечивает работоспособность блока 4 при стандартизованных перерывах в электропитании.
Блок 5 - наземный пульт контроля двигателя, может быть исполнен переносным. Предназначен для визуальной индикации оператору параметров двигателя и его систем.
Блок 6 - ПЭВМ лаборатории наземного контроля авиационно-технической базы, где осуществляется автоматизированной послеполетный контроль параметров двигателя.
Предлагаемое устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя работает следующим образом.
В процессе работы авиационного газотурбинного двигателя на стационарных и динамических режимах в реальном масштабе времени, непрерывно из блоков 1, 2 осуществляется выдача информационных сигналов на вход блока 4 регистрации параметров двигателя.
Одновременно с выходов семейства 3 электронных и электрических агрегатов 3а, 3б, 3в, 3г двигателя на вход блока 4 также поступают информационные и электрические сигналы (0…32 В) о работе этих агрегатов.
Таким образом в блоке 4, в его встроенном накопителе регистрируется полная информация о работе двигателя и его систем, необходимая для оперативного выяснения причин дефектов, исследования нештатных ситуаций.
По окончании полета и выключении двигателя информация из блока 4 передается в пульт контроля двигателя или ПЭВМ эксплуатирующей организации после их подключения вручную и/или блок 4 обеспечивает автоматическую передачу протоколов экспресс-обработки по беспроводным каналам связи с заключением о исправности или неисправности двигателя.
Размещение блока регистрации параметров двигателя непосредственно на корпусе двигателя (на фиг. 1 не показан) обеспечивает заявляемой системе свойство автономности, т.е. ее функциональную работоспособность независимо от состояния бортового цифрового оборудования и электропроводки самолета и наличия наземных средств обработки.
Интегрированность устройства обеспечивается тем, что блок регистрации параметров двигателя взаимодействует, т.е. обеспечивает сбор данных со всех имеющихся электронных и электрических устройств двигателя. В качестве электронных и электрических устройств двигателя могут применяться - электронный регулятор двигателя, электронный блок мониторинга, блок питания и коммутации сильноточных агрегатов двигателя, блок управления реверсивным устройством, агрегат зажигания камеры сгорания двигателя, иные электромеханизмы и электроагрегаты, в любых необходимых сочетаниях.
Устройство заявляемой конструкции успешно прошло апробацию и обеспечило проведение различных типов стендовых и летных испытаний авиационного газотурбинного двигателя, предназначенного для среднемагистрального самолета. Была подтверждена эффективность и полезность автономной системы регистрации, работоспособность блока регистрации параметров двигателя. При этом была обеспечена регистрация более 3000 аналоговых и цифровых сигналов о работе авиационного двигателя и его систем. Также было подтверждено, что время поиска и локализации имитационного отказа по двигателю составило не более 5 мин.
В ходе натурных испытаний и математического моделирования была выявлена необходимость реализации следующих параметров и требований:
- объем встроенного накопителя блока 4 должен обеспечивать регистрацию данных в течение не менее 150 часов полета (кругосветный полет) в режиме кольцевой записи;
- для оперативного выяснения причин возникновения быстропеременных процессов в авиационном двигателе (помпаж, срыв, аварийные поломки за 0,1…1 с) частота регистрации параметров двигателя должна быть не менее 50 Гц;
- скорость передачи информации не ниже 100 кбит/с.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность, эффективность и автономность контроля авиационного газотурбинного двигателя, снизить время поиска неисправностей, повысить уровень контролепригодности электрического и электронного оборудования и эффективность эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя и сократить эксплуатационные расходы на его техническое обслуживание.