Способ оценки технического состояния агрегатов вертолета

 

Изобретение относится к области эксплуатации вертолетной техники. Способ заключается в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции, определении соотношения индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, фиксировании условий эксплуатации, их влияния на уровень нагруженности агрегатов и определении соотношения эквивалентной индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета. При этом проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов. Суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов. Обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетном режиме и 93...97% - на номинальном режиме. Изобретение обеспечивает возможность оптимизации и надежной эксплуатации механизмов главного редуктора. 3 ил.

Изобретение относится к диагностике технического состояния агрегатов вертолетов, преимущественно главных редукторов вертолетов для подтверждения надежности эксплуатации и продления их ресурса.

Известен способ диагностики и прогнозирования технического состояния машин, заключающийся в том, что с помощью автоматической системы диагностики измеряют сигналы, характеризующие состояние машины, и в качестве диагностических признаков графически отображают на экране дисплея компьютера и сравнивают их с пороговыми значениями, предварительно введенными в компьютер и отображенными на указателях признаков, которые формируют на экране, и дополняют экран схематическим положением машин из соответствующих машинам графических символов, и меню с курсором формируют дополнительные экраны [1].

В известном способе для отображения текущего состояния машин и каналов самой системы в комплексе и комплексного управления процессом диагностики система формирует экран “монитор”, строя на упомянутом экране схематическое положение, устанавливает графические символы подобно и пропорционально реальному положению машин в комплексе и разделяет каждый символ на участки структурных частей машины, например двигатель и исполнительная часть, измеряемые сигналы, с которых система выводит на указатели, которые предварительно формирует на экране по признакам виброускорения, виброскорости, виброперемещения, давления, расхода, температуры и других параметров с отметкой верхних и нижних пороговых значений признаков на едином зрительно воспринимаемом уровне, в меню экрана “монитор” система формирует опцию “помощь” - по вызову экрана пояснений содержания экрана “монитор” и порядка его использования, опции “система” и “тренд” - по вызову одноименных вспомогательных экранов, опцию “анализ” -по вызову экрана отображения сигнала выбранного канала системы с аппаратными средствами и управления процессом анализа сигнала, опцию “печать” - по печатанию текущего содержания экрана на печатающем устройстве, опцию “коррекция” - по вызову экрана коррекции величин наработки машин и величин порогов включения/выключения машин, которые система отображает в предварительно формируемом ею экране “монитор”, причем опция “коррекция” позволяет вызывать экран определения причин вывода машин в резерв или в ремонт с последующим вызовом соответствующих экранов со списком причин вывода, а также система формирует на экране “монитор” текстовой указатель с номерами машины и ее структурной части, по измеряемым сигналам, с которых система выявляет изменение градации технического состояния машины, а затем сигнализирует на экране изменение стадий градации технического состояния по группам машин, окрашивая соответствующие структурные участки графических символов в различные цвета, причем цветовая зависимость устанавливается отдельно для работающих и отдельно для неработающих машин, находящихся в ремонте или в резерве, одновременно с этим в схематичном положении машин система выделяет из группы машин одной стадии технического состояния графический символ машины наихудшего состояния при помощи светящегося курсора, который система формирует индивидуально для каждой машины по предварительно разработанному порядку обработки измеряемых сигналов, а также выдает информацию о состоянии выделенной машины на указателях признаков, окрашивая их по цветовой зависимости, установленной для работающих машин.

Недостатком известного способа является низкая помехоустойчивость, надежность и недостаточная достоверность оценки технического состояния для продления ресурса агрегатов вертолетов, в частности их главных редукторов. Это объясняется высокими уровнями вибраций и шума редукторов, в частности их дифференциальных замкнутых планетарных механизмов, обгонных муфт, зубчатых пар, шлицевых соединений, подшипниковых опор, а также сложными климатическими условиями (полярными, тропическими), в которых эксплуатируются вертолеты.

Известен способ контроля работы подшипников путем измерения вибраций, возбужденных ударными импульсами [2].

Данный способ обеспечивает возможность количественной оценки степени повреждений подшипников, однако он не может быть использован для прогнозирования технического состояния и продления ресурса главных редукторов вертолетов, в частности подшипниковых узлов из-за сложной кинематической схемы главных редукторов, наличия дифференциальных замкнутых планетарных ступеней редукции, обгонных муфт, зубчатых пар, шлицевых соединений. Установка бесконтактных импульсных датчиков на наружных частях корпуса редуктора не обеспечивает необходимой помехоустойчивости вследствие сложной кинематической схемы редукторов, что затрудняет диагностику подшипников.

Наиболее близким к заявленному изобретению является способ оценки технического состояния агрегатов несущей системы вертолета для продления ресурса, заключающийся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции в период эксплуатации с последующим определением соотношения индивидуальной нагруженности агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, в котором предварительно на основе анализа конструкторской и нормативной документации выделяют шарнирные узлы агрегата для инструментальной проверки их технического состояния и на основе обработки и анализа эксплуатационных статистических данных устанавливают критерии инструментальной оценки пригодности каждого из выделенных шарнирных узлов для дальнейшей безопасной эксплуатации агрегата, проводят инструментальную проверку выделенных шарнирных узлов агрегата и оценку их состояния в соответствии с установленными критериями, при этом в период эксплуатации вертолета дополнительно фиксируют условия эксплуатации, включающие высоту полета, температуру воздуха, взлетную массу, центровку вертолета и массу груза, по продолжительности выделенных уровней каждого из зафиксированных условий эксплуатации определяют их повторяемость в период эксплуатации для анализа влияния каждого из них на уровень индивидуальной нагруженности агрегата и на основании имеющихся данных о нагрузках, действующих на элементы агрегата при эксплуатации вертолета данного типа при аналогичных условиях эксплуатации и режимах полета, рассчитывают суммарную эквивалентную нагруженность на элементы агрегата с учетом составляющих от каждого из зафиксированных режимов полета и условий эксплуатации, а затем определяют соотношение эквивалентной индивидуальной нагруженности элементов агрегата и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, и на основании этого соотношения устанавливают новый индивидуальный срок эксплуатации агрегата с учетом результатов инструментальной проверки шарнирных узлов [3].

Кроме того, известным способом для трехшарнирной втулки несущего винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков рычагов поворота лопастей и осевого зазора вилок тяг поворотов лопастей в подшипниках головок валиков рычагов поворота лопастей.

Для автомата перекоса несущего винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку суммарного люфта поводка в плоскостях тяги и вращения, величин радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса и осевого зазоров подшипников узлов валиков тарелки автомата перекоса и осевого зазора вилок тяги поворота лопасти и осевого зазора подшипника тяг поворота лопастей.

Для втулки рулевого винта вертолета Ми-8 по установленным критериям проводят инструментальную проверку осевых зазоров и моментов поворота подшипников узла кардана, осевого зазора узла подшипников штока, радиального и осевого зазоров подшипников узлов валиков и осевого зазора вилок рычагов поворота лопастей.

Дополнительно при инструментальной проверке проводят оценку качества отработавшей смазки подшипниковых узлов агрегата.

Недостатком известного способа является то, что он не обеспечивает надежной эксплуатации механизмов главного редуктора по его техническому состоянию вследствие сложности доступа к механизмам редуктора, сложности выделения спектра и полосы тонального шума и вибраций от определенного узла, т.е. возможно провести только количественную оценку зарождающихся дефектов.

Техническая задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в подтверждении надежности эксплуатации агрегатов вертолетов для продления их ресурса путем оценки технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из муфт свободного хода определенными этапами до наработки эквивалентного ресурса с ограничениями суммарной и эквивалентной наработки в процентах от оборотов вала несущего винта.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе оценки технического состояния агрегатов вертолета, заключающемся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции в период эксплуатации вертолета, определении соотношения индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, фиксировании условий эксплуатации, их влияния на уровень нагруженности агрегатов и определении соотношения эквивалентной индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, согласно изобретению проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов, при этом суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определяемых соотношением: Тэкв=То.в.+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, при этом обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетом режиме и 93...97% на номинальном режиме.

Выполнение оценки технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов таким образом, что суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определяемых соотношением Тэкв=То.в.+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, при этом обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетом режиме и 93...97% на номинальном режиме, обеспечивает возможность оптимизации и надежной эксплуатации механизмов главного редуктора, адаптированных для наработки эквивалентного ресурса с ограничениями суммарной и эквивалентной наработки в процентах от оборотов вала несущего винта вертолета, т.е. вала винта редуктора.

Повышение надежности редукторов подтверждается длительными испытаниями на натурном стенде, что позволяет продлевать межремонтный ресурс главным вертолетным редукторам по техническому состоянию по меньшей мере до 3500 часов.

Увеличение действующих ресурсов редукторов позволяет владельцу вертолета не прерывать коммерческую эксплуатацию и экономить средства, предназначенные для капитального ремонта.

Главный редуктор представляет собой отдельный агрегат вертолета, состоящий из скрепленных между собой корпусов (корпуса вала винта, корпуса редуктора, поддона и передней крышки), внутри которых размещены основной механизм редуктора с планетарной ступенью, приводы агрегатов и масляная система редуктора.

На фиг.1 представлена кинематическая схема главного редуктора ВР-14.

На фиг.2 - схема расположения главного редуктора.

На фиг.3 - общий вид силовой установки вертолета с приводом от двух газотурбинных двигателей.

Передачу на вал несущего винта вертолета осуществляют через три ступени редукции. Первая ступень редукции передает вращение от двух двигателей через муфты 1, 2 свободного хода (обгонные муфты) и ведущие цилиндрические косозубые шестерни 3, 4 на ведомую цилиндрическую косозубую шестерню 5, см. фиг.1. В первой ступени происходит слияние силовых потоков от двигателей.

Вторая ступень редукции передает вращение от конической спиральнозубой шестерни 6 другой конической спиральнозубой шестерне 7 и переводит горизонтальную ось вращения первой ступени редукции в вертикальную.

Третья ступень редукции является дифференциальной замкнутой, в которой цилиндрические прямозубые шестерни 8, 9, 10 составляют дифференциал (все три звена 8, 9, 10 вращаются), а шестерни 11, 12, 13 образуют замыкающую цепь дифференциала. Шестерня 10 размещена на одном валу с конической шестерней 7 и является ведущим звеном дифференциала. Шестерни 9 (пять штук) являются сателлитами, водило 8 и шестерня 8 в нем сцеплены с валом 14 несущего винта, см. фиг.1.

Шестерни 12 являются промежуточными колесами замыкающей цепи. Таким образом, в третьей ступени редукции крутящий момент на вал 14 несущего винта передается двумя путями: через дифференциал 8, 9, 10 и цепь замыкания 11, 12, 13, см. фиг.1. Передача на хвостовой винт вертолета осуществляется через первую и вторую ступень редукции (общими с передачей на вал 14 несущего винта) и через дополнительную повышающую ступень 43 двух конических шестерен 15, 16 со спиральными зубьями, см. фиг.1.

Приводы к агрегатам редуктора выведены на переднюю и заднюю части, на левый и правый борт редуктора.

На переднюю часть выведен привод вентилятора, который осуществляют от цилиндрической зубчатой шестерни 5 через цилиндрические шестерни 17, 18, 18, 20, см. фиг.1.

На заднюю часть выведен привод к генератору, который осуществляют от цилиндрической шестерни 21 приводов через цилиндрические шестерни 22, 23 и конические шестерни 24, 25, см. фиг.1.

Приводы на левый борт редуктора осуществляют от цилиндрической шестерни 22 привода масляного агрегата через конические шестерни 26, 27 на набор цилиндрических шестерен 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 35, см. фиг.1.

Приводы на правый борт редуктора осуществляют от цилиндрических шестерен 21, 36 через конические шестерни 37, 38 и на набор цилиндрических шестерен 39, 40, 41, 42, см. фиг.1.

Кроме того, на фиг.2 показано: поз. 43 - один из двух газотурбинных турбовальных двигателей ТВ3-117М, установленных в мотогондоле 44 вертолета и закрепленных к подредукторным опорам 45 вертолета посредством фланцев 46.

Кроме того, на фиг.3 показаны выхлопные сопла 47, 48 двигателей 43, через которые осуществляется доступ к силовой (свободной) турбине для вращения муфт свободного хода 1 и(или) 2 и контроля люфтов механизмов главного редуктора.

Способ оценки технического состояния главного редуктора вертолета осуществляется следующим образом. Длительными испытаниями на натурном стенде и на летающих вертолетах - лабораториях нарабатывают ресурс с фиксированием продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности в период эксплуатации, и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета. Проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта, т.е. вала 14 несущего винта через дифференциал 8, 9, 10 и цепь замыкания 11, 12, 13 посредством одной из двух муфт 1 или 2 свободного хода этапами по 250 часов до наработки по меньшей мере 3500 часов.

При этом суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 часов, определенных соотношением Тэкв=То.в+(0,45...0,65) Тном≤5%, где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах, То.в. - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки, Тном. - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки, причем обороты вала 14 несущего винта устанавливают в пределах 92...94% на ограниченном взлетном режиме и 93...97% на номинальном режиме.

Такой способ оценки технического состояния агрегатов вертолета подтверждает надежность эксплуатации главных редукторов вертолетов, позволяет не прерывать коммерческую эксплуатацию вертолетов и экономить средства, предназначенные для капитального ремонта.

Источники информации

1. RU, патент 2103668, G 01 M 15/00, 1996.

2. RU, патент 2013756, G 01 M 13/04, 1994.

3. RU, патент 2181334, B 64 F 5/00, 2001 - прототип.

Формула изобретения

Способ оценки технического состояния агрегатов вертолета, заключающийся в фиксировании продолжительности режимов полета, выделенных по уровню нагруженности конструкции в период эксплуатации вертолета, определении соотношения индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, фиксировании условий эксплуатации, их влияния на уровень нагруженности агрегатов и определении соотношения эквивалентной индивидуальной нагруженности агрегатов и нагруженности, соответствующей типовому сочетанию режимов полета, отличающийся тем, что проводят оценку технического состояния механизмов главного редуктора для совместной работы с двумя двигателями, обеспечения полета при одном работающем двигателе, а также для возможности использования режимов авторотации несущего винта посредством одной из двух муфт свободного хода этапами по 250 ч до наработки по меньшей мере 3500 ч, при этом суммарной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают 5% от общей наработки редуктора, а эквивалентной наработкой на ограниченном взлетном и номинальном режимах не превышают допустимых норм для ресурса по меньшей мере 3500 ч, определяемых соотношением:

Тэкв=То.в+(0,45-,65) Тном≤5%,

где Тэкв - эквивалентная наработка на ограниченных режимах в процентах;

То.в - наработка в эксплуатации на ограниченном взлетном режиме в процентах от общей наработки;

Тном - наработка в эксплуатации на номинальном режиме в процентах от общей наработки,

при этом обороты вала несущего винта устанавливают в пределах 92-94% на ограниченном взлетном режиме и 93-97% - на номинальном режиме.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

NF4A Восстановление действия патента Российской Федерации на изобретение

Извещение опубликовано: 10.01.2007        БИ: 01/2007

---