Способ контроля двигателя самолета

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. Самолет содержит, по меньшей мере, два двигателя (m1, m2, m3, m4), каждый из которых управляется компьютером (1, 2, 3, 4) управления двигателем, при этом компьютеры (1, 2, 3, 4) соединены между собой при помощи сети (5) связи, и каждый компьютер (1, 2, 3, 4) контролирует рабочие параметры (р, V) двигателя (m1, m2, m3, m4), которым он управляет. Способ характеризуется тем, что направляют (60; 100) в сеть (5) значение (V(k)) одного из параметров (p(k)) из каждого компьютера (1, 2, 3, 4), сравнивают (62; 102, 103, 104) эти значения со значениями (V(k')) этого же параметра (p(k)=p(k')), поступающего от другого компьютера (1, 2, 3, 4), и если одно значение (V(k)) отличается от другого (V(k')) на величину разности (d1(k), d2(k), d3(k)), превышающую заранее определенное пороговое значение (S), делают вывод о том, что один из диагностируемых двигателей (m(k)) работает ненормально. Достигается упрощение решения проблемы контроля двигателей самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается систем обнаружения неисправностей в работе двигателей самолета и в целом всех систем оборудования, по меньшей мере, дублированных в самолете и принадлежащих к его основным частям, таким как силовая установки, система рулей и т.д.

В частности, изобретение касается систем контроля основных частей для предупреждения обслуживающего персонала (пилотов или техников) о неисправности в работе.

В качестве системы обнаружения ненормальной работы, используемой для технического обслуживания, используют встроенные тестовые приборы («Built-In Test Equipment»: BITE), каждый из которых предназначен для обнаружения специфической неисправности в работе.

После получения предупреждения пилот самолета может воздержаться от использования неисправного оборудования, использовать альтернативное оборудование и избежать, таким образом, более тяжелой аварии или, используя результаты диагностики, поступающие от BITE, обслуживающий персонал может легче и быстрее вмешаться во время технического обслуживания самолета для устранения этой неисправности.

В настоящее время большинство приборов BITE содержат в основном датчики, собирающие данные или параметры работы, и эти параметры оцифровываются и проверяются компьютерной программой относительно пороговых значений или заранее определенных математических моделей.

В данном случае каждый двигатель управляется компьютером, обозначаемым аббревиатурой «FADEC» (Full Authority Digital Engine Control - полностью автономное электронно-цифровое управление двигателем).

Каждый из компьютеров FADEC контролирует рабочие параметры двигателя, которым он управляет. Эти параметры двигателя сравниваются с заранее определенными пороговыми значениями, идентичными для идентичных конфигураций двигателей, независимо от самолета, на котором они установлены.

Однако каждый из самолетов предназначен для своей области применения, которая определяет индивидуальность его износа. Следовательно, двигатели подвергаются специфическому износу, который невозможно смоделировать заранее определенным образом.

Таким образом, вышеуказанные заранее определенные пороговые значения не позволяют осуществлять контроль специфических параметров износа двигателей. Вместе с тем, можно контролировать характеристический параметр износа двигателей и отслеживать его ухудшение. Определяя критические пороговые значения, можно идентифицировать различные этапы этого ухудшения. Однако эта технология потребует, в частности, определения наиболее значимых параметров видов неисправностей, пороговых значений, применяемых к этим параметрам, и влияния условий эксплуатации на их поведение. Все это требует хорошего знания соответствующих им физических явлений.

Задачей настоящего изобретения является упрощение решения проблемы контроля двигателей самолета.

Объектом настоящего изобретения является способ контроля двигателей самолета, содержащего, по меньшей мере, два двигателя, каждый из которых управляется компьютером управления двигателем, при этом компьютеры соединены между собой при помощи сети связи, и каждый компьютер контролирует рабочие параметры двигателя, которым он управляет, при этом способ характеризуется тем, что два компьютера направляют в сеть значения, по меньшей мере, одного из упомянутых параметров для сравнения со значениями этого же параметра, поступающего от другого компьютера, при этом если одно значение отличается от другого на величину разности, превышающую заранее определенное пороговое значение, делается вывод, что один из диагностируемых двигателей работает ненормально.

Поскольку среда и эксплуатация являются идентичными для обоих двигателей, то на регистрируемые разности влияют только их характеристики. Для обнаружения неисправностей необязательно досконально знать законы физики.

Для конкретного самолета работа двигателя считается ненормальной, когда износ, обнаруженный по данному параметру, отличается от износа, обнаруженного по этому же параметру, другого двигателя, что подтверждают произведенные сравнения.

Например, явления, связанные с температурой, режимом работы, поведением, высотой, влияют на уровень смазочного масла в масляном резервуаре, что не позволяет определить оставшееся количество масла в данный момент. Путем вышеуказанных сравнений можно, по меньшей мере, узнать в любой момент, остается ли в двух двигателях одинаковое количество масла или в одном из двух масляных резервуаров имеется утечка.

Изобретение состоит в применении технологии установления избыточности, широко применяемой в системе обеспечения безопасности людей и самолета в вышеуказанной области интегрированных тестовых приборов BITE, используемых для помощи в техническом обслуживании.

Эта технология установления избыточности состоит в параллельном использовании идентичных критических агрегатов в количестве n таким образом, чтобы путем простого сравнения их выходных данных, которые в любой момент должны быть по существу идентичными, определить, является ли один из них неисправным или даже какой из них является неисправным и должен быть заменен. Обнаружение требует наличия двух параллельных агрегатов, тогда как выделение одного неисправного агрегата требует наличия трех параллельных агрегатов.

В данном случае существуют многие параметры, например утечка масла в вышеупомянутом примере, когда определение неисправного двигателя можно осуществить даже на двухмоторном самолете.

Таким образом, избыточность двигателей используют одновременно для диагностики, прогнозирования и для технического обслуживания совместно с данными высокой вероятности.

Предпочтительно сравнения и диагностику на основании этих сравнений осуществляют компьютеры, которые управляют двигателями, однако диагностику может осуществлять также независимый центральный компьютер, соединенный с сетью.

Предпочтительно результаты каждой диагностики, произведенной компьютером «двигателя», направляются этим компьютером на другой компьютер для их немедленного сравнения и вводятся в память для последующего технического обслуживания либо приводят к немедленному осуществлению определенного действия, например индикации на дисплее пилота или передаче по радио в наземный пункт управления полетами.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания способа контроля двигателей самолета в соответствии с настоящим изобретением со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает первую форму архитектуры системы контроля двигателей для способа контроля двигателя самолета в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.2 - вторую форму архитектуры системы контроля двигателей для способа контроля двигателя самолета в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.3 - упрощенную блок-схему способа контроля двигателей самолета, в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.1 и 2 архитектура показана на примере четырехмоторного самолета. Система 10 управления двигателями m1, m2, m3, m4 самолета (не показан) содержит компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4, при этом каждый из компьютеров осуществляет контроль и управляет одним двигателем, соответственно, обозначенным m(1), m(2), m(3), m(4) или m1, m2, m3, m4.

Компьютеры FADEC, в данном случае в количестве четырех, соединены между собой в самолете, например, при помощи сети 5 цифровой связи AFDX (Avionics Full DupleX), выполненной согласно стандарту ARINC (Aeronautical Radio INCorporated), либо при помощи специальной связи, предусмотренной для передачи описанных ниже сообщений, либо при помощи уже существующей на самолете связи, предназначенной для передачи других сообщений. Компьютеры передают данные и параметры двигателя, который они контролируют и которым они управляют. Поскольку компьютеры FADEC являются двухканальными, то они позволяют консолидировать информацию, получаемую от другого или других компьютеров FADEC.

В первом варианте выполнения (фиг.1) предусмотрен центральный компьютер 6 «самолета», тоже соединенный с этой сетью 5 для перегруппировки при помощи одной из своих функций 61 и обработки при помощи одной из своих функций 62 данных и параметров, которые он получает от всех компьютеров FADEC 1, 2, 3, 4, что будет описано ниже.

Во втором предпочтительном варианте выполнения (фиг.2) один из компьютеров FADEC 1, 2, 3 или 4 - FADEC i - выполняет функцию 62 компьютера 6, который не используется для применения изобретения.

Однако в этом последнем случае все компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4 являются идентичными и могут обрабатывать одновременно, наподобие функции 61 и как будет пояснено ниже, данные и параметры двигателя, за управление которым они отвечают, плюс данные и параметры (выдаваемые другими компьютерами FADEC), получаемые из сети 5.

В первом случае необходимо отметить, что центральный компьютер 6 может только выполнять роль промежуточной функции 61 и только для перегруппировки данных и параметров, выдаваемых компьютерами FADEC, и, в случае необходимости, для определения компьютера FADEC i, который будет производить обработку, описанную ниже.

Таким образом, любой компьютер FADEC 1, 2, 3, 4, или центральный компьютер 6, или компьютер FADEC i, в зависимости от принятой архитектуры, располагает одними и теми же данными и параметрами, получаемыми от всех двигателей m1, m2, m3, m4 самолета, и производит обработку 62 контроля, которая далее будет описана со ссылками на фиг.3 одновременно со способом контроля.

На этапе 100 при помощи функции 60 передачи в сеть 5 компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4 передают в сеть 5 значение V(1), V(2), V(3) и V(4), соответственно, по меньшей мере, одного параметра работы двигателей m1, m2, m3, m4, соответственно, сопровождаемого меткой двигателя «m1», «m2», «m3», «m4», соответствующей адресу передачи, и ссылкой параметра р(1), р(2), р(3), р(4), соответственно.

Компьютер FADEC j (j=от 1 до 4) или компьютер 6 при помощи функции 61 приема и перегруппировки параметров, передаваемых через сеть 5, либо при помощи функции 61 других компьютеров FADEC получает триплеты V(k), m(k), p(k) (k=от 1 до 4, при этом k отличается от j) и располагает четырьмя триплетами, соответствующими k=1, 2, 3, 4.

На этапе 101 при помощи функции 61 компьютера 6 или любого компьютера FADEC 1 - 4 любое значение V(k) сравнивают с тремя другими значениями V(k'), где k'=1, 2, 3, 4, при этом k' отличается от k, но только если p(k')=p(k), что подтверждает, что речь идет об одном и том же параметре, но соответствующем двум разным двигателям m(k) и m(k').

Можно, например, вычислить абсолютные значения d1(k), d2(k), d3(k) разностей V(k)-V(k') между значениями этих параметров.

На этапе 102 вышеуказанные разности d1, d2, d3 сравнивают с заранее определенным пороговым значением S, соответствующим допуску измерения параметра.

Если на этапе 103 ни одна из разностей не превышает пороговое значение S, переходят на этап 105 без какого-либо специального действия.

В противном случае переходят на этап 104, во время которого подсчитывают число разностей, превышающих пороговое значение S. При этом, например:

если только одна разность d1 превышает пороговое значение S, событие вводится в память М1 и переходят на этап 105;

если две разности d1, d2 превышают пороговое значение S, вычисляют абсолютное значение d разности V(2)-V(1). Если d меньше 2.S, переходят на этап 105, если нет - событие вводят в память М2 и переходят на этап 105;

если все три разности d1, d2, d3 превышают S, следовательно, параметр p(k) отличается от всех других параметров p(k') на разность, превышающую пороговое значение S, и, значит, работа или износ двигателя k отклоняется в ненормальную сторону от работы и износа других двигателей k', хотя все условия работы являются равными, и переходят на этап 106, на котором при помощи функции 63 индикации подается предупреждение о ненормальной работе двигателя по сравнению с работой других двигателей, событие вводится в память М3 и переходят на этап 105.

На этапе 105 записи в запоминающих устройствах М1, М2, М3 датируются, чтобы иметь возможность восстановить хронологию событий, что окажет помощь при техническом обслуживании, и, поскольку способ должен применяться во время работы в непрерывном режиме, запускают опять этап 101.

Если осуществление сравнения и вытекающая из них диагностика при помощи вышеуказанного способа производятся компьютерами FADEC 1, 2, 3, 4, управляющими двигателями, то они все могут передавать свои данные диагностики параллельно, и эти данные диагностики подвергаются консолидированной выборке для определения общей диагностики с целью ее вывода на дисплей.

Таким образом, преодолевается неисправность, проявляющаяся на одном или двух FADEC, что делает систему 10 в два раза более защищенной или в два раза более «fail operative» не выйти из строя согласно английской терминологии.

Диагностические данные компьютеров FADEC могут передаваться каждым компьютером на другие компьютеры, которые их сравнивают и либо вводят в память для последующего технического обслуживания, либо выдают сигнал о необходимости немедленного вмешательства, например, в виде вывода индикации на дисплей пилота или в виде радиосигнала на наземный пункт управления, однако эти данные диагностики могут быть также переданы на центральный компьютер «самолета» для запоминания, индикации, передачи на землю или любого другого системного управляющего действия, которое может потребоваться.

С другой стороны, при использовании независимого центрального компьютера 6, соединенного с сетью 5 для централизованного сбора данных обработки, невозможно преодолеть неисправность, проявляющуюся на этом компьютере.

Необходимо отметить, что тройную или учетверенную избыточность двигателей для обеспечения безопасности людей используют для того, чтобы получить соответствующую избыточность параметров двигателя и, следовательно, добиться существенного повышения точности диагностики с помощью встроенных тестов компьютеров FADEC, используемых для технического обслуживания.

Как было указано выше, изобретение применяется для летательных аппаратов, содержащих более двух двигателей, но его можно также применять для самолетов, содержащих два двигателя, где неисправный двигатель определяется только наличием отклонения.

Это касается, как было указано выше, уровня масла (или других жидкостей). Это может касаться и многих других примеров, таких как:

- продолжительность запуска, которая увеличивается с износом двигателя и может указывать на неисправный двигатель,

- режим двигателя, на котором отражается износ топливного насоса.

Можно также присовокупить математическую модель, изменяющуюся в зависимости от эксплуатации и среды самолета, чтобы снять сомнения выбора между двумя двигателями, параметры которых, не позволяющие указать на неисправный двигатель, расходятся слишком сильно по отношению к выбранному пороговому значению.

Одновременно со сравнением параметров математическая модель может позволить выделить неисправность.

Изобретение может также применяться для других узлов, кроме силовой установки, таких как системы управления полетом, как правило, учетверенные, системы герметизации кабины и т.д.

1. Способ контроля двигателей самолета, содержащего, по меньшей мере, два двигателя (m1, m2, m3, m4), каждый из которых управляется и контролируется компьютером (1, 2, 3, 4) управления двигателем, при этом компьютеры (1, 2, 3, 4) соединены между собой при помощи сети (5) связи, и каждый компьютер (1, 2, 3, 4) контролирует рабочие параметры (р, V) двигателя (m1, m2, m3, m4), которым он управляет, при этом в указанном способе направляют в сеть значение (V(k)), по меньшей мере, одного из упомянутых параметров (p(k)) от двух компьютеров, сравнивают (62, 102, 103, 104) эти значения со значениями (V(k')) этого же параметра (p(k)=p(k')), поступающего от другого компьютера (1, 2, 3, 4), и если одно значение (V(k)) отличается от другого (V(k')) на величину разности (d1(k), d2(k), d3(k)), превышающую заранее определенное пороговое значение (S), делают вывод о том, что один из диагностируемых двигателей (m(k)) работает ненормально, отличающийся тем, что сравнения значений осуществляют с помощью компьютеров (1, 2, 3, 4), управляющих двигателями (m1, m2, m3, m4) и на основании сравнений (62, 102, 103, 104) осуществляют индикацию (63; 106) данных диагностики.

2. Способ по п.2, отличающийся тем, что каждый результат диагностики компьютера (1, 2, 3, 4) направляется (61, 100) этим компьютером в другой компьютер, в котором производят сравнение этого результата.

3. Способ по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый результат диагностики вводят в память (M1, М2, М3, М4) для использования при дальнейшем техническом обслуживании.

4. Способ по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что результаты диагностики выводят (106) на дисплей пилота или передают по радио в наземный пункт управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата. .

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .

Изобретение относится к судостроению, в частности к системам управления воздушными винтами изменяемого шага (ВИШ) судов на воздушной подушке (СВП). .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к способу управления силовыми установками

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата

Изобретение относится к устройству для электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) летательного аппарата (ЛА), содержащему, по меньшей мере, один компонент (300) авионики, один интерфейс двигателя (310) и, по меньшей мере, один регулятор двигателя (315), размещенный внутри или вблизи двигателя (320) ЛА

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления двигателями летательных аппаратов. Устройство для определения положения рычага (2) газа содержит датчики положения (P, R), каждый из которых связан с первичным вычислителем управления полетом, и датчики положения, каждый из которых связан с вычислителем управления двигателем, при этом упомянутые датчики положения распределены, по меньшей мере, по трем группам датчиков, не имеющим общей простой неисправности, и, по меньшей мере, один вычислитель (PRIM), называемый интерфейсным вычислителем, содержащий, по меньшей мере, один вход для приема данных измерения, передаваемых вычислителями, связанными с датчиками положения, а также выходы к вычислителю управления двигателем (EEC). Повышается достоверность вычисления положения рычага газа и надежность работы системы управления, снижается вес устройства и упрощается технология. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета

Наверх