RU2389999C1

RU2389999C1 - Method of diagnosing aircraft engine state

Info

Publication number: RU2389999C1
Application number: RU2008140836/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Иноземцев (RU); Александр Александрович Иноземцев; Владимир Леонидович Ступников (RU); Владимир Леонидович Ступников; Виталий Фердинандович Халиуллин (RU); Виталий Фердинандович Халиуллин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2008-10-14
Filing date: 2008-10-14
Publication date: 2010-05-20

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: in compliance with proposed method, data on current engine parametres P_cur are written on detachable storage and copied into memory unit of the ground system of parametric diagnostics. Said current parametres comprises deviations dP_curof parameters reduced to standard atmospheric conditions and standard engine operating conditions at steady-state conditions P_st-st of diagnosed engine from reduced controlled parametres determined from measured parametres of said engine at initial state of operation P_ini. Then for every controlled parametre, dP_cur is compared to appropriate tolerable magnitude with dP_dop, and in case dP_cur exceeds the latter, the signs of the other interrelated parametres are determined. Now combination of said signs of deviation allows defining most probable cause of deviations to produce recommendations for their elimination.

EFFECT: higher accuracy and validity of diagnostics.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области обеспечения надежной эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей, а именно - к методике диагностирования технического состояния конкретного авиационного двигателя и выдачи рекомендаций по устранению неисправностей.The invention relates to the field of ensuring reliable operation of aircraft gas turbine engines, namely, to a method for diagnosing the technical condition of a particular aircraft engine and issuing recommendations for troubleshooting.

Известен способ контроля авиационного газотурбинного двигателя по величинам топливных параметров: давления Р_топл и расхода G_топл, подаваемого в двигатель (Заявка Великобритании №2272783, F02C 9/46, 1994 г.).A known method of monitoring an aircraft gas turbine engine according to the values of the fuel parameters: pressure P _fuel and flow rate G _fuel supplied to the engine (UK Application No. 2272783, F02C 9/46, 1994).

Недостатком известного способа является недостаточная эффективность контроля авиационного двигателя, т.к. в способе использована узкая группа контролируемых параметров (топливные), а также в нем не учитываются события превышения контролируемыми параметрами авиадвигателя установленных для них предельных границ.The disadvantage of this method is the lack of effectiveness of control of an aircraft engine, because the method used a narrow group of monitored parameters (fuel), and also it does not take into account the events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed the limits set for them.

Известен способ контроля технического состояния авиационного двигателя в штатном, нештатном и форсированном режимах с использованием бортового вычислителя, согласно которому измеренные текущие значения контролируемых параметров сравнивают с вычисленными предельными и опасными их значениями и в случае их превышения формируют сигнал, который поступает в аварийную систему самолета (Патент РФ №2249119, F02C 9/28, 2005 г.).There is a method of monitoring the technical condition of an aircraft engine in normal, emergency and forced modes using an on-board computer, according to which the measured current values of the monitored parameters are compared with the calculated limit and dangerous values and, if they are exceeded, they generate a signal that enters the aircraft emergency system (Patent RF №2249119, F02C 9/28, 2005).

Основными недостатками известного способа являются ограниченная возможность точной и глубокой оценки состояния конкретного двигателя, а также низкая информативность результатов оценки. Указанные недостатки предопределены основным назначением бортовой системы контроля - информированием экипажа об отклонениях в работе, которые могут потребовать соответствующих действий. Поэтому алгоритмы бортовых систем контроля выполняются простыми и надежными для гарантированного обеспечения выдачи достоверных результатов контроля. В условиях бортовой системы затруднен ввод индивидуальной информации по двигателю. Например, замена блока системы контроля иногда происходит вне базового аэропорта, что исключает возможность применения контрольно-проверочной аппаратуры для ввода индивидуальных данных двигателя и приводит к нарушению целостности информации. Низкая точность оценки обусловлена следующим:The main disadvantages of this method are the limited ability to accurately and in-depth assess the condition of a particular engine, as well as the low information content of the evaluation results. These shortcomings are predetermined by the main purpose of the on-board monitoring system - informing the crew about deviations in work that may require appropriate action. Therefore, the algorithms of the on-board monitoring systems are simple and reliable to ensure the delivery of reliable control results. In an on-board system, it is difficult to enter individual engine information. For example, the replacement of the control system unit sometimes occurs outside the base airport, which eliminates the possibility of using test equipment to enter individual engine data and leads to a violation of the integrity of the information. The low accuracy of the estimate is due to the following:

- учитываются не все факторы, влияющие на контролируемые параметры двигателя;- not all factors affecting the controlled parameters of the engine are taken into account;

- не учитываются индивидуальные характеристики двигателя.- Do not take into account the individual characteristics of the engine.

Перечисленные недостатки требуют увеличения допусков, что приводит к снижению точности оценки.These shortcomings require an increase in tolerances, which leads to a decrease in the accuracy of the assessment.

Недостаточная глубина оценки объясняется тем, что известный способ обеспечивает возможность предоставления информации только об отклонении параметра, но не указывает на причину этого отклонения.The insufficient depth of assessment is explained by the fact that the known method provides the ability to provide information only about the deviation of the parameter, but does not indicate the reason for this deviation.

Недостаточная информативность известного способа выражается в представлении ограниченного объема информации по параметрам двигателя, а также в отсутствии возможности анализа изменения параметра во времени и комплексного анализа параметров. Рекомендации по устранению неисправностей при отклонении параметров экипаж вынужден запоминать либо искать в соответствующей документации.The lack of information content of the known method is expressed in the presentation of a limited amount of information on engine parameters, as well as in the absence of the ability to analyze the parameter change in time and a comprehensive analysis of the parameters. Recommendations for troubleshooting when deviating parameters the crew is forced to remember or search in the relevant documentation.

Техническая задача, решаемая изобретением, выражается в повышении точности и глубины диагностирования конкретного авиационного двигателя с использованием наземной системы параметрической диагностики путем учета индивидуальных характеристик и определения неисправного узла указанного двигателя, а также в повышении информативности за счет обеспечения возможности комплексного анализа параметров и выдачи рекомендаций по устранению неисправностей.The technical problem solved by the invention is expressed in increasing the accuracy and depth of diagnosis of a particular aircraft engine using the ground-based parametric diagnostic system by taking into account individual characteristics and determining the faulty node of the specified engine, as well as in increasing the information content by providing the possibility of a comprehensive analysis of parameters and issuing recommendations for elimination malfunctions.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе диагностики технического состояния авиационного двигателя, основанном на сравнении текущих значений контролируемых параметров двигателя с предельными величинами, согласно изобретению информацию о текущих значениях параметров П_тек записывают на съемный накопитель, копируют ее и передают в наземную систему параметрической диагностики, при этом в качестве текущих значений контролируемых параметров двигателя используют отклонения dП_тек параметров, приведенных к стандартным атмосферным условиям и к стандартным режимам работы на установившихся заданных режимах диагностируемого двигателя П^пр _тек, от значений приведенных контролируемых параметров, определенных по измеренным параметрам указанного двигателя в начале его эксплуатации П^пр _нач, затем для каждого контролируемого параметра величину dП_тек сравнивают с соответствующей предельно допустимой величиной dП_доп и в случае превышения dП_тек над dП_доп по меньшей мере для одного из параметров указанного двигателя определяют знаки отклонений других взаимосвязанных параметров, далее по совокупности знаков отклонений определяют вероятную причину отклонений и формируют рекомендации по их устранению.The essence of the invention lies in the fact that in the method for diagnosing the technical condition of an aircraft engine, based on a comparison of the current values of the monitored engine parameters with the limit values, according to the invention, information about the current values of the P _tech parameters is recorded on a removable drive, copied and transmitted to the ground-based parametric diagnostic system while the current values of the monitored engine parameters use deviations of dP _tech parameters reduced to standard atmospheres Fernie conditions and to the standard mode of operation to set a predetermined mode diagnosed motor P ^ave _tech, the values given controllable parameters determined from the measured parameters of said engine at the beginning of its operation P ^ave _beginning, then, for each monitored parameter value Dp _tech compared with the corresponding maximum permissible _additional value dp and in case of exceeding dp dp _additional _flowed over the at least one of said engine parameters determine signs of abnormalities other relationship OF DATA parameters hereinafter collectively define deviation marks the probable cause of deviations and generating recommendations for their removal.

На фигуре представлена блок-схема, иллюстрирующая осуществление предлагаемого способа диагностики технического состояния авиационного двигателя.The figure shows a block diagram illustrating the implementation of the proposed method for diagnosing the technical condition of an aircraft engine.

Блок-схема включает авиационный двигатель 1, к которому подсоединены сигнализаторы и датчики 2 бортовой системы контроля 3. Информация о текущих значениях параметров П_тек бортовой системы контроля 3, записываемая системой регистрации 4 на съемный накопитель 5, копируется в блок 6 хранения информации персонального компьютера наземной системы параметрической диагностики 7. Система 7 включает в себя блок 8 определения установившихся заданных режимов диагностируемого двигателя 1, с помощью которого выделяют характерные установившиеся режимы работы двигателя (малый газ перед взлетом и после посадки, взлет, набор высоты, горизонтальный полет), на которых считываются текущие измеренные значения параметров П_тек, участвующие в дальнейшем расчете. Блок 8 выполнен согласно Методике: Двигатель ПС-90-А, Формирование выборок параметров на установившихся режимах работы двигателя 94-00-807ПМ 195, Пермь, ОАО «АВИАДВИГАТЕЛЬ», 2001, с.6-8, п.3.The block diagram includes an aircraft engine 1, to which the signaling devices and sensors 2 of the on-board monitoring system 3 are connected. Information about the current values of the parameters of the P- _tech on-board monitoring system 3, recorded by the registration system 4 on a removable drive 5, is copied to the information storage unit 6 of the ground computer systems of parametric diagnostics 7. System 7 includes a unit 8 for determining steady-state predetermined modes of the diagnosed engine 1, by which characteristic steady-state modes are distinguished engine operation (small gas before take-off and after landing, take-off, climb, horizontal flight), at which the current measured values of P _tech parameters are _taken , which are involved in further calculation. Block 8 is made according to the Methodology: PS-90-A engine, Formation of parameter samples at steady-state engine operating modes 94-00-807PM 195, Perm, AVIADVIGATEL OJSC, 2001, p.6-8, p.3.

В блоке 9 расчета контролируемых параметров осуществляется вычисление величин текущих значений контролируемых параметров, приведенных к стандартным атмосферным условиям и к стандартным режимам работы на установившихся заданных режимах, соответствующих контролируемому этапу полета (П^пр _тек). Блок 9 выполнен согласно Методике: Двигатель ПС-90, Контроль состояния проточной части двигателя по измеренным параметрам Локализация неисправностей поточной части 94-00-807 ПМ 196, Пермь, ОАО «АВИАДВИГАТЕЛЬ», 2001 с.12-19.The calculating unit 9 computes the monitored parameters values of current values of the controlled parameters, normalized to standard atmospheric conditions and standard modes of operation to set a predetermined mode corresponding to the controlled phase of flight (Q ^pr _tech). Block 9 is made according to the Methodology: Engine PS-90, Monitoring the condition of the engine's flow part according to the measured parameters. Localization of malfunctions of the flow part 94-00-807 PM 196, Perm, JSC AVIADVIGATEL, 2001 p.12-19.

Блок 10 на основе текущих значений контролируемых параметров при выполнении первых 5-10 полетов в начале эксплуатации двигателя вычисляет средние значения параметров П^пр _нач, которые сохраняются в блоке хранения информации 6. Блок 10 осуществляет операцию вычисления отклонения текущих значений контролируемых параметров от их значений в начале эксплуатации dП_тек с учетом знаков этих отклонений.The control unit 10 based on the current values of the controlled parameters when the first flight 5-10 in the beginning of operation of the engine calculates the average values of the parameters P _nach ^etc., are stored in the storage unit 6. The control unit 10 performs the operation of calculating deviations of the current values of the monitored parameters from their values at the beginning of operation dP _tech taking into account the signs of these deviations.

Блок 11 - блок расчета показателей наработки, позволяющий оценить степень загруженности конкретного двигателя, напряженность эксплуатации по авиакомпаниям, типам самолетов, маршрутам полетов, а также уточнять обобщенный полетный цикл двигателя. Блок 11 выполнен согласно Методике: Определение показателей наработки при наземной обработке информации, Пермь, ОАО «АВИАДВИГАТЕЛЬ», 2000 с.8-15. Данная информация сохраняется в блоке 6 и служит для решения вопросов по установлению ресурса основных деталей двигателя. В случае отказа бортовой системы регистрации и отсутствия записи полета вводят утерянную информацию по наработкам вручную по сведениям экипажа или по данным статистики работы на аналогичных маршрутах. Блок 12 - блок сравнения, в котором осуществляется сравнение отклонения текущей величины каждого контролируемого параметра dП_тек с соответствующей предельно допустимой величиной dП_доп. Величины dП_доп назначаются до начала эксплуатации парка двигателей и записываются в блоке 6.Block 11 is a block for calculating operating time indicators, which allows assessing the degree of load of a particular engine, operating intensity by airline, type of aircraft, flight routes, as well as clarifying the generalized flight cycle of the engine. Block 11 is made according to the Methodology: Determination of operating time indicators for ground-based information processing, Perm, AVIADVIGATEL OJSC, 2000, pp. 8-15. This information is stored in block 6 and serves to resolve issues on establishing the resource of the main engine parts. In the event of a failure of the on-board registration system and the absence of a flight record, the lost information is entered manually according to the crew’s information or according to statistics on similar routes. Block 12 is a comparison unit in which the deviation of the current value of each monitored parameter dP _{tech is} compared with the corresponding maximum permissible value dP _add . Values dP _add are assigned before the start of operation of the engine fleet and are recorded in block 6.

Блок 13 анализа совокупности отклонений контролируемых параметров выявляет наиболее вероятный узел, являющийся причиной завышенной величины отклонения (dП_тек>dП_доп). Блок 13 является программным модулем, реализующим алгоритмы, представленные в таблице 8.2 пп.1-13 Методики: Двигатель ПС-90А, Контроль состояния проточной части двигателя по измеряемым параметрам, Локализация неисправностей проточной части 94-00-807ПМ196, Пермь, ОАО «АВИАДВИГАТЕЛЬ», 2001.Block 13 analysis of the totality of deviations of the controlled parameters identifies the most likely node, which is the cause of the overestimated deviation (dP _tech > dP _add ). Block 13 is a software module that implements the algorithms presented in table 8.2, paragraphs 1-13. Techniques: PS-90A engine, Monitoring the state of the engine's flow part according to measured parameters, Fault localization of the flow part 94-00-807ПМ196, Perm, AVIADVIGATEL OJSC , 2001.

Блок 14 выдачи рекомендаций предоставляет сведения о возможных причинах отклонений контролирующих параметров и рекомендации по их устранению группе технического обслуживания 15 двигателя 1. Блок 14 является программным модулем, который реализует алгоритм, представленный в таблице 9.2 Методики: Двигатель ПС-90, Контроль состояния проточной части двигателя по измеряемым параметрам, Локализация неисправностей проточной части 94-00-807ПМ196, Пермь, ОАО «АВИАДВИГАТЕЛЬ», 2001.Block 14 issuing recommendations provides information about the possible causes of deviations of the monitoring parameters and recommendations for their elimination to the maintenance group 15 of engine 1. Block 14 is a software module that implements the algorithm presented in table 9.2 Methods: Engine PS-90, Monitoring the condition of the engine flow part according to the measured parameters, Localization of faults of the flow part 94-00-807PM196, Perm, OJSC “AVIADVIGATEL”, 2001.

Сведения о выполненных мероприятиях по устранению неисправностей вводятся в блок 6.Information on the performed troubleshooting measures is entered in block 6.

Схема оснащена экспертным модулем 16, обеспечивающем возможность анализа достоверности сообщений, сформированных в автоматизированном режиме. Экспертный модуль 16 представляет собой программу, обеспечивающую графическое отображение параметров и сигналов, записанных в блоке 6, и позволяет отображать изменение измеренных значений контролируемых параметров и сигналов по времени полета или по наработке, а также расчетных значений указанных параметров, определенных в выполненных полетах, по наработке.The scheme is equipped with expert module 16, which provides the ability to analyze the reliability of messages generated in an automated mode. Expert module 16 is a program that provides a graphical display of parameters and signals recorded in block 6, and allows you to display the change in the measured values of the monitored parameters and signals by flight time or operating time, as well as the calculated values of these parameters determined in completed flights, by operating time .

Заявляемый способ осуществляется следующим образом.The inventive method is as follows.

В процессе выполнения полета бортовая система 3 контроля авиационного двигателя 1 с помощью датчиков и сигнализаторов 2 осуществляет определение текущих значений контролируемых параметров П_тек, информацию о которых бортовая система 3 передает в систему 4, которая записывает ее на съемный накопитель 5 с частотой, например, 1 Гц. После возвращения самолета в базовый аэропорт информация со съемного накопителя 5 переписывается в виде отдельного файла (копии полета) в блок 6 персонального компьютера наземной системы параметрической диагностики 7. Файл обрабатывают с помощью специальной программы, реализующей алгоритмы контроля технического состояния двигателя. При обработке файла в блоке 8 выделяют установившиеся режимы работы двигателя, на которых в блоке 9 рассчитывают текущие значения параметров П^пр _тек, участвующие в дальнейших расчетах. Для расчетов используют параметры всех систем двигателя: газовоздушного тракта, системы топливопитания и автоматического управления, системы механизации, системы смазки и суфлирования. При этом блок 9 осуществляет расчет текущих значений контролируемых параметров, приведенных к стандартным атмосферным условиям и к стандартному режиму работы двигателя, соответствующему контролируемому этапу полета (П^пр _тек). Информация с блока 9 поступает на блок 10, где осуществляется операция вычисления отклонений текущих значений параметра П^пр _тек от их значений в начале эксплуатации П^пр _нач (dП_тек). Дополнительно блок 11 осуществляет расчет показателей наработки двигателя. В блоке 12 осуществляется сравнение величин dП_тек с соответствующими величинами dП_доп, которые назначаются до начала эксплуатации двигателя.During the flight, the on-board monitoring system 3 of the aircraft engine 1 using sensors and signaling devices 2 determines the current values of the monitored parameters P _tech , the information about which on-board system 3 transmits to the system 4, which records it on a removable drive 5 with a frequency of, for example, 1 Hz After the aircraft returns to the base airport, the information from the removable drive 5 is copied as a separate file (flight copy) to block 6 of the personal computer of the ground-based parametric diagnostic system 7. The file is processed using a special program that implements algorithms for monitoring the technical condition of the engine. When processing a file in block 8 isolated steady engine operation modes in which a unit 9 is calculated current values n ^Ave _tech involved in further calculations. For calculations, the parameters of all engine systems are used: gas-air path, fuel supply and automatic control systems, mechanization systems, lubrication and venting systems. At the same time, block 9 calculates the current values of the monitored parameters reduced to standard atmospheric conditions and to the standard engine operating mode corresponding to the controlled phase of flight (P ^pr _tech ). Information from the block 9 goes to block 10 where an operation of calculating the parameter values of n current deviations ^etc. _flowed from their values at the beginning operation _early P ^ave (dp _tech). In addition, block 11 calculates engine operating hours. In block 12, the values of dP _tech are compared with the corresponding values of dP _add , which are assigned before the start of operation of the engine.

В случае, если хотя бы для одного из контролируемых параметров значение dП_тек превышает dП_доп, блок 13 по совокупности отклонений определяет неисправный узел, который является причиной завышенной величины отклонения dП_тек. В блок 14 поступает информация о возможных причинах отклонений, где формулируются рекомендации по их устранению, поступающие из наземной системы параметрической диагностики 7 группе технического обслуживания 15. Группа технического обслуживания 15 осуществляет рекомендуемые мероприятия и передает информацию о выполненных работах по устранению отклонений в работе двигателя в блок 6. Информация с блока 6 поступает на экспертный модуль 16, который представляет собой программу, обеспечивающую графическое отображение параметров и сигналов, записанных в блоке 6, а именно, зависимости изменения измеренных значений параметров и сигналов от времени полета или наработки, а также расчетных значений указанных параметров в выполненных полетах по наработке.If at least one of the monitored parameters exceeds the value Dp Dp _tech _additional unit 13 determines the aggregate deviations faulty node which is the cause of the deviation Dp inflated _tech. Block 14 receives information about the possible causes of deviations, where they formulate recommendations for eliminating them from the ground-based parametric diagnostic system 7 to maintenance group 15. Maintenance group 15 carries out recommended measures and transmits information about the work performed to eliminate deviations in engine operation to the block 6. Information from block 6 enters the expert module 16, which is a program that provides a graphical display of parameters and signals, s a write unit 6, namely, depending on changes of measured values of the parameters and the signals from the flight time or operating time, and the calculated values of these parameters in the flight operations of an operating time.

Claims

Способ диагностики технического состояния авиационного двигателя, основанный на сравнении текущих значений контролируемых параметров двигателя с их предельными величинами, отличающийся тем, что информацию о текущих значениях параметров П_тек записывают на съемный накопитель, копируют ее и передают в наземную систему параметрической диагностики, при этом в качестве текущих значений контролируемых параметров двигателя используют отклонения dП_тек параметров, приведенных к стандартным атмосферным условиям и к стандартным режимам работы на установившихся заданных режимах диагностируемого двигателя П^пр _тек, от значений, приведенных контролируемых параметров, определенных по измеренным параметрам указанного двигателя в начале его эксплуатации П^пр _нач, затем для каждого контролируемого параметра величину dП_тек сравнивают с соответствующей предельно допустимой величиной dП_доп, и в случае превышения dП_тек над dП_доп по меньшей мере для одного из параметров указанного двигателя определяют знаки отклонений других взаимосвязанных параметров, далее по совокупности знаков отклонений определяют вероятную причину отклонений и формируют рекомендации по их устранению. A method for diagnosing the technical condition of an aircraft engine, based on a comparison of the current values of the monitored engine parameters with their limit values, characterized in that information about the current values of the P _tech parameters is recorded on a removable drive, copied and transferred to the ground-based parametric diagnostic system, while current values of monitored engine parameters are used deviation dp _tech parameters given to standard atmospheric conditions and standard regimens servant you to set a predetermined mode diagnosed motor P ^ave _tech, from the values of controlled parameters determined from the measured parameters of said engine at the beginning of its operation P ^ave _beginning, then, for each monitored parameter value Dp _tech compared with the corresponding maximum permissible value Dp _additional and in case of excess dp dp _additional _flowed over the at least one of said engine parameters define other parameters related deviations signs, hereinafter collectively h What are the deviations determine the probable cause of deviations and form recommendations to address them.