БЕСПРОВОДНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИКИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
WIRELESS ELECTRONIC SYSTEM OF CONTROL AND DIAGNOSTICS OF AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.
При эксплуатации современных газотурбинных двигателей большое значение имеет контроль и диагностика технического состояния, для чего двигатели оснащаются информационными системами, включающими в себя большое количество датчиков различного типа. Подключение к системе такого количества датчиков осуществляется как с использованием электрических соединителей и кабелей, так и с помощью беспроводного канала передачи данных. Питание датчиков осуществляется через электрические соединители и кабели или при помощи встроенных аккумуляторов и/или электрических генераторов, получающих энергию из окружающей среды.
Известна система регулирования газотурбинного привода, содержащая датчик и задатчик частоты вращения турбины, соединенные выходами с элементом сравнения, выход которого соединен с первым входом сумматора, выход которого имеет возможность соединения с управляющим элементом дозатора топлива, причем выход элемента сравнения соединен с входом дифференцирующего звена, причем система снабжена двумя умножителями, блоком деления и измерителем крутящего момента турбины, первый вход первого умножителя соединен с выходом сумматора, а выход - с управляющим элементом дозатора топлива, первый вход второго умножителя соединен с выходом дифференциатора, а выход - со вторым входом сумматора, причем измеритель крутящего момента турбины соединен со вторым входом первого умножителя и первым входом блока деления, второй вход которого соединен с датчиком частоты вращения турбины, а вход блока деления соединен со вторым входом второго умножителя (Патент RU №2252329).
Известна система автоматического управления, контроля и регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, которая содержит первый блок частотных формирователей, по входу соединенный с первым блоком контроля датчиков и частоты и первым входом системы, а его выход соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и первым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, второй блок частотных формирователей по входу соединен со вторым блоком контроля датчиков и частоты и третьим входом системы, а его выход соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и вторым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, блок нормализаторов соединен с первым и вторым блоками контроля датчиков и частоты, первым и вторым блоками аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход блока нормализаторов соединен со вторым входом системы, первый и второй блоки формирования команд через блок выдачи команд управления соединены с блоком контроля команд управления, вход-выход операционного блока соединен со входом-выходом блока накопителя, отличающаяся тем, что в систему дополнительно введены блок контроля одиночных сигналов и девять блоков приема-передачи последовательного кода, вход-выход первого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом операционного блока, вход-выход второго блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока формирования команд, вход-выход третьего блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход четвертого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока контроля датчиков и частоты, вход-выход пятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля одиночных сигналов, вход-выход шестого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля команд управления, вход-выход седьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока формирования команд, вход-выход восьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход девятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока контроля датчиков и частоты, вторые входы-выходы блоков приема-передачи последовательного кода соединены между собой, третий вход-выход операционного блока соединен с выходом системы (Патент RU №2292576).
Основными недостатками данных систем является наличие большого числа кабелей, проводов и соединений, что оказывает негативное влияние на надежность, масштабируемость и общую массу системы и повышает сложность технического обслуживания и модернизации электронной системы автоматического управления газотурбинным авиадвигателем.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятому за прототип является «Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным двигателем» (Патент RU №2372505). Система содержит комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, радиомодуль передачи информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации.
Основные недостатки прототипа:
Основным элементом питания являются аккумуляторные элементы, которые должны обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков. Для подзарядки аккумуляторных элементов в прототипе используются различные микроэлектрогенераторы для преобразования тепловой энергии, энергии вибраций в электрическую. Однако микроэлектрогенераторы не могут обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков при выключенном двигателе. Аккумулятор не может обеспечить работу при длительном хранении (до 1-2 лет).
В прототипе комплекты беспроводных интеллектуальных датчиков расположены на одной стороне двигателя и радиосигналы проходят от антенны датчиков до радиомодуля приема и диспетчеризации информации по прямым линиям. Такое расположение является число теоретическим, так как на реальном двигателе эти датчики расположены в различных местах, разнесенных в пространстве и окруженных металлическими частями двигателя. В таких условиях происходит искажение предаваемого сигнала: появляется межсимвольная интерференция, появляющаяся из-за наложения сигналов, пришедших по различным путям. Такая межсимвольная интерференция приводит к снижению помехоустойчивости приема информации, передаваемой сдатчиков.
В прототипе передача данных от комплектов беспроводных интеллектуальных датчиков до радиомодуля приема не защищена от индустриальных и преднамеренных помех. Помехи могут быть вызваны гармониками мощных импульсных генераторов в самолете и вертолете, импульсными переключателями электродвигателей и пр., а также преднамеренными, например сосредоточенными по спектру помехами для подавления системы контроля и диагностики двигателя. Эти помехи могут создаваться, в том числе, и наземными радиолокационными станциями.
Технической проблемой являются недостаточные надежность, помехозащищенность и межремонтный ресурс элементов существующих беспроводных электронных систем контроля и диагностики газотурбинного двигателя.
Указанная проблема решается тем, что в известную систему, которая содержит цифровой блок управления, комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, дополнительно введены излучатель энергии, комплект приемников энергии, входное устройство, анализатор помех, режекторный фильтр, вычитатель, память, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя.
Технический эффект: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.
Принцип работы системы поясняется графическими материалами, где:
На фиг. 1 схематично изображена заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя.
На фиг. 2 показан процесс беспроводной передачи данных по каналу с многолучевым распространением и алгоритм работы примененных технических решений по компенсации паразитных откликов полезного сигнала.
Заявляемая система контроля и диагностики состоит из комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1, входного устройства 2, анализатора помех 3, режекторного фильтра 4, вычитателя 5, памяти 6, радиомодуля приема и диспетчеризации информации 7, узла комплексирования информации 8, блока вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатора состояния и замещения информации 10, цифрового блока управления 11, излучателя энергии 12, комплекта приемников энергии 13.
Беспроводная система контроля и диагностики работает следующим образом.
После установки всех элементов системы на экземпляр двигателя цифровым блоком управления 11 производится операция калибровки системы, включающая в себя автоматический анализ многолучевого канала распространения сигналов от комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков 1 до входного устройства 2 и запись в память 6 вычисленных компенсационных сигналов.
Информация о параметрах двигателя от комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков через многолучевой канал с паразитными отражениями от элементов конструкции двигателя (на фигуре не показаны) поступает на входное устройство 2. Сигнал с входного устройства поступает на анализатор помех 3, формирующий коэффициенты для режекторного фильтра 4, также получающего сигнал с входного устройства 2. Отфильтрованный сигнал с выхода фильтра 4 передается на вычитатель 5, на который также поступают компенсационные сигналы из памяти 6. Выходной сигнал с вычитателя 5 поступает на радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7 и далее последовательно через узел комплексирования информации 8, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатор состояния и замещения информации 10 передается в блок управления 11 для анализа технического состояния двигателя.
Первый график на фиг. 2 показывает выходной импульс сигнала от беспроводного интеллектуального датчика из комплекта 1.
Второй график на фиг. 2 показывает сигнал, приходящий на приемную антенну входного устройства 2 после прохождения импульса сигнала по многолучевому каналу распространения без компенсации. Видны паразитные отклики, возникающие в результате переотражения сигнала от элементов конструкции двигателя.
Третий график на фиг. 2 показывает принимаемый сигнал с наложением с помощью вычитателя 5 компенсационных сигналов из памяти 6.
Четвертый график на фиг. 2 показывает сигнал после обработки и компенсации, поступающий для дальнейшей обработки в радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7.
Для обеспечения электрическим питанием комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1 в качестве дополнительного источника питания в системе используется излучатель энергии 12, по сигналам от цифрового блока управления 11 возбуждающий направленные электромагнитные колебания, и комплект приемников энергии 13, преобразующий энергию электромагнитных колебаний от излучателя в электрическую энергию и соединенный с комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков 1.
Заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационным газотурбинным двигателем обеспечивает повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.