Способ контроля, диагностирования и компенсации отказов в системах управления двигателей двухдвигательной авиационной силовой установки

 

Способ диагностирования и компесации отказов в системах управления двигателей заключается в сравнении выбранных для контроля параметров с допустимыми величинами и при достижении параметрами предельных значений переходе на резервное управление. Дополнительно в системе сравниваются однотипные подконтрольные параметры от двух двигателей и по характеру изменения уровня рассогласования этих параметров осуществляется выявление конкретного отказавшего элемента аппаратуры автоматики и его замещение элементом аппаратуры соседнего двигателя, обеспечивающим в этом случае нормальную работу контуров управления сразу двух двигателей.

Естественное стремление к сохранению высокого уровня эксплуатационной надежности двигателей авиационной силовой установки и поддержанию безопасности полетов обуславливает потребность в эффективном решении таких задач, как контроль технического состояния двигателей и их системы; диагностирование возникающих в процессе эксплуатации отказов и неисправностей, выявляемых по результатам контроля; частичная или полная автоматическая компенсация этих отказов и неисправностей.

На серийной авиатехнике контроль осуществляется путем наблюдения в полете за показаниями определенной совокупности приборов или путем наземного анализа пленок с записью комплекса регулируемых и нерегулируемых параметров, характеризующих техническое состояние двигателей и их систем.

Задачи же диагностирования и автоматической компенсации отказов и неисправностей элементов еще не нашли должного практического применения.

Вместе с тем потребность в диагностировании и автоматической компенсации выявленных дефектов чрезвычайно велика, что связано, главным образом, с тем, что управление и сама эксплуатация современных двигателей стали настолько сложными, что вмешательство экипажа с целью устранения возникших дефектов практически исключается.

Задачи диагностирования и автоматической компенсации отказов двигателей в настоящее время в первую очередь решаются применительно к отказам и неисправностям, возникающим в их системах автоматического управления. Именно эти отказы, как свидетельствует статистика, составляют значительную долю общего потока отказов и ведут к тяжелым последствиям. Здесь основное внимание направлено на электронные устройства систем автоматического управления, которые пока обладают меньшей надежностью.

Диагностирование отказов и неисправностей в электронных устройствах систем управления каждого двигателя силовой установки представляется в виде простого контроля электрических параметров в отдельных цепях функционирующих устройств и сравнения их уровней с допустимыми значениями. Отклонение от установленных норм диагностируется как отказ данного электронного устройства, который, как правило, отождествляется с отказом всего электронного блока системы управления.

При этом автоматическая компенсация сводится к отключению отказавшего блока и подключению резервных, дублирующих функций блока устройств, выполненных на гидромеханической, реже электронной основах и заранее предусматриваемых в аппаратуре каждого двигателя.

По указанной схеме задачи контроля, диагностирования и автоматической компенсации отказов решаются практически на всех современных авиадвигателях.

Наличие в аппаратуре каждого двигателя основой установки резервных, дублирующих устройств усложняет структуру, ухудшает габаритные и стоимостные показатели агрегатов автоматики.

Интенсивное прорабатываются вопросы внедрения в системы автоматического управления двигателей на основе ЭЦВМ специальных блоков компенсации отказов, блоков самокоррекции, обеспечивающих решение сложных логических задач анализа технического состояния систем управления, и выработки необходимой последовательности действий по сохранению работоспособности системы в условиях появления отказа или неисправности одного из элементов аппаратуры. При этом особое внимание уделяется датчикам первичной информации, работающих в тяжелых условиях и имеющих в силу конструктивных решений малые запасы прочности.

Исследуются блоки самокоррекции, в которых предусматривается непрерывно функционирующая упрощенная автоматическая модель двигателя, работающая в реальном масштабе времени и отражающая реальные процессы, идущие в данном двигателе. Именно с привлечением такой модели становится возможным определение допустимых величин подконтрольных параметров, необходимых при сравнении и рассчитываемых в каждый данный момент времени с учетом изменения условий полета и режимов работы силовой установки в частности. Диагностирование отказа того или иного датчика первичной информации проводится по оценке отклонения его сигналов от допустимых пределов, рассчитанных с помощью модели и исходя из увязки с сигналами датчиков других параметров двигателя. Признаком дефектного датчика может служить и несоответствие скорости изменения идущего от него сигнала.

Предварительные проработки таких блоков самокоррекции с обеспечением потребного комплекса задач и их реализации в системах управления типа FADEC, EPCS и DEEC указывают на их большую сложность, чрезмерно высокую стоимость. Отмечается, что потребляемая мощность блока самокоррекции системы DEEC может превысить 60% мощности общего источника питания всей электронной части системы управления двигателя.

В заключении следует обратить внимание на то, что известные исследования, практические реализации, связанные с решением задач контроля, диагностирования и компенсации отказов в системах управления современных двигателей, прорабатываются только по отношению и аппаратуре данного двигателя без предусмотрения каких-либо связей и обмена информацией с аппаратурой автоматики соседнего двигателя в случае двухдвигательной силовой установки.

Прежде всего изобретение относится к двухдвигательным авиационным силовым установкам, т.к. основывается на взаимосвязях и обмене информацией агрегатов управления двух соседних двигателей. Предполагается, что вероятность появления отказа или неисправности одновременно у двух двигателей силовой установки ничтожно мала, а значит на данный момент времени в компоновке силовой установки всегда есть двигатель с нормально работающей аппаратурой автоматики. Параметры этого двигателя при соответствующем их отборе могут быть использованы в качестве эталонных при контрольном сравнении с одноименными параметрами другого двигателя, у которого может иметь место дефект в аппарате системы его управления. При этом положение рычагов управления обоих двигателей в кабине самолета или вертолета рассматриваются одинаковыми.

Существо предлагаемого способа решения задач контроля, диагностирования и компенсации отказов или неисправностей, возникающих в аппаратуре системы управления двигателей, сводится к следующему.

1. В системе управления каждого из двигателей силовой установки и ее аппаратуре обеспечивается возможность сравнения, сопоставления одноименных для обоих двигателей специально отобранных подконтрольных параметров. В результате сравнения определяются как величины различий этих параметров, так и характер изменения этих величин во времени. Оба эти показателя, с одной стороны, позволяют судить о появлении ненормальностей в работе двигателя, т.е. констатировать наличие какого-то дефекта, и, с другой стороны, позволяют выявить или диагностировать на основании предварительного анализа характера проявления и развития возможных отказов данной аппаратуры автоматики отказ или неисправность конкретного элемента. Выбор подконтрольных параметров определяется требованием малого расхождения их величин у обоих двигателей, в пределах установленных заранее значений, даже если в компоновке силовой установки окажутся бездефектные двигатели, но с существенно различной наработкой в эксплуатации.

В качестве подконтрольных параметров могут выбираться параметры процесса в двигателях, естественно, с исключением регулируемых параметров, площадь критического сопла и некоторые другие. Выявленные при сравнении большие различия величин этих одноименных параметров позволяют судить о нарушениях в работе одного из двигателей.

Вторая группа подконтрольных параметров связывается с параметрами, измеряемыми в отдельных, специально подобранных точках каналов, цепей аппаратуры автоматики в виде давлений топлива, силы тока, напряжений и т.д. В результате их сравнения, последующей оценки величин различий этих параметров и характера изменения этих величин во времени выявляется конкретный отказавший элемент аппаратуры автоматики и уже на этом основании осуществляется переход к действиям, обеспечивающим частичную или полную компенсацию выявленного дефекта.

2. Автоматическая компенсация выявленного дефекта структурно сводится к блокированию отказавшего элемента автоматики и подключению соответствующего элемента нормально функционирующей аппаратуры соседнего двигателя, так что в системах управления обоих двигателей после компенсации функционирует общий элемент автоматики, обслуживающий сразу две системы управления.

Предварительные оценки подтверждают возможность реализации такого замещения и нормального функционирования современной аппаратуры автоматики двух двигателей установки с общим элементом.

Реализация предлагаемого способа потребует сравнительно небольшой доработки электронных или гидромеханических устройств аппаратуры автоматики дополнительными трубопроводами, электропроводкой и отдельными электромеханическими клапанами. При этом в сравнении с разрабатываемой аппаратурой существенно упрощается ее структура, снижаются габаритные и стоимостные показатели, практически исключается потребность в сложных электронных блоках с большим объемом переработки информации на базе ЭЦВМ.

Качественно структура реализации предлагаемого способа может быть проиллюстрирована применительно к системам управления двигателей ТВЗ-117 двухдвигательной силовой установки вертолета Ми-8МТ, работающей на основных эксплуатационных режимах. Двигатель ТВЗ-117 выполнен по двухроторной схеме и имеет роторы турбокомпрессора и свободной турбины, механически не связанные между собой.

На номинальном и двух крейсерских режимах основной контур автоматики каждого двигателя, управляя расходом топлива, обеспечивает поддержание частоты вращения ротора свободной турбины, равной ее заданному значению. На двигателях используется гидромеханическая аппаратура автоматики.

Рассмотрим случай, когда на одном из двигателей отказывает датчик частоты вращения ротора свободной турбины. Этот отказ в виде разрушения валика привода датчика характерен для эксплуатации данной аппаратуры.

Подконтрольным параметром, по результатам сравнения величин которого у двух двигателей можно однозначно судить о появлении каких-либо отказов или неисправностей, на этих режимах выступает частота вращения ротора турбокомпрессора. Различие частот вращения роторов турбокомпрессоров у двух двигателей ТВЗ-117 не должно при бездефектной работе превышать 2% в течение всего срока эксплуатации, в противном случае экипаж вертолета должен прервать полет.

Для упрощения рассуждений исключим влияние на работу обоих двигателей синхронизаторов мощности системы управления, предлагая, что они заблокированы.

При обрыве валика привода датчика регулятор частоты вращения ротора свободной турбины, получая ложный сигнал о падении частоты вращения и реализуя заложенный в нем принцип работы, увеличивает расход топлива в двигатель, тем самым формируя его.

В аппаратуре управления это обеспечивается характером изменения первичного сигнала к управлению поступающего от измерительного устройства регулятора и обусловливающего повышение давления топлива в одном из каналов гидромеханической аппаратуры. Наоборот, у нормально работающего двигателя давление в аналогичном канале будет снижаться, а двигатель - дросселироваться. Из-за высокого быстродействия регуляторов повышение и снижение давления в рассматриваемых каналах происходит довольно интенсивно.

На приборе в кабине у летчика появляется значительное рассогласование величин частот вращения роторов турбокомпрессоров. У дефектного двигателя они доходят почти до уровня взлетного режима, а у нормально работающего снижаются в сторону малого газа. Парирование этого отказа силами экипажа вертолета, как правило, приводит к ошибочным действиям, т.к. нормально работающий двигатель, который резко снижает частоту вращения, принимается за дефектный и просто выключается. Это лишний раз свидетельствует в пользу внедрения автоматической компенсации отказа.

Отмеченное характерно для отказа датчика частоты вращения ротора свободной турбины. Нарастание во времени различий давлений в выбранных однотипных каналах аппаратуры двигателей силовой установки может служить основанием для четкого диагностирования рассматриваемого отказа, а само давление в канале может быть использовано в качестве подконтрольного параметра при решении задачи распознавания, диагностирования отказа.

Автоматическая компенсация обрыва привода датчика в этом случае может быть сведена к простому объединению этих каналов при появлении отказа, например, с помощью предусмотренного дополнительного трубопровода с электромагнитным клапаном, срабатывающим по сигналу, поступающему при появлении большой разницы давлений в каналах. При этом общее давление в обоих каналах переходит под контроль измерительного устройства аппаратуры с нормально работающим датчиком, в то время как измерительное устройство с дефектным датчиком автоматически блокируется.

Формула изобретения

Способ контроля, диагностирования и компенсации отказов в системах автоматического управления двигателей двухдвигательной авиационной силовой установки, заключающийся в сравнении выбранных для контроля параметров с допустимыми величинами и по достижении параметрами предельных значений переходе на резервное управление, отличающийся тем, что в системе сравниваются однотипные подконтрольные параметры от двух двигателей и по характеру изменения уровня рассогласования этих параметров осуществляется выявление конкретного отказавшего элемента аппаратуры автоматики и его замещение элементом аппаратуры соседнего двигателя, обеспечивающим в этом случае нормальную работу контуров управления сразу двух двигателей.