СПОСОБ И СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ВИБРАЦИОННЫХ ЯВЛЕНИЙ, ПОЯВЛЯЮЩИХСЯ В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВО ВРЕМЯ РАБОТЫ

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к общей области контроля газотурбинных двигателей летательных аппаратов, таких, например, как самолеты или вертолеты. В частности, оно касается способа и системы контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы.

Как известно, в двигателе летательного аппарата устанавливают датчики вибраций типа акселерометра для обнаружения вибраций, создаваемых одним или несколькими отдельными компонентами двигателя во время его работы. Полученный вибрационный сигнал анализируют, чтобы сравнить его амплитуду с предопределенными пороговыми значениями, каждое из которых соответствует работе с дефектом отдельного контролируемого компонента. Таким образом, в случае дефекта контролируемого компонента двигателя его работа приводит к появлению отдельного вибрационного явления, которое можно обнаружить посредством анализа вибрационного сигнала.

В документе ЕР 1970691 описан такой способ, применяемый для контроля за износом подшипников находящейся между валами промежуточной опоры авиационного газотурбинного двигателя. В этом изобретении полученный вибрационный сигнал преобразуют в частотный спектр для получения спектральных полос, упорядоченных в зависимости от кратных теоретической частоты повреждения подшипника опоры (теоретическая частота повреждения соответствует работе подшипника с дефектом). Пики амплитуды, выявляемые вокруг кратных этой теоретической частоты, сравнивают с предопределенными пороговыми значениями, чтобы определить, являются ли подшипники опоры поврежденными.

Несмотря на свою эффективность, этот известный способ контроля имеет определенные ограничения с точки зрения его применения. Действительно, очень сложно и даже невозможно вычислить теоретическую частоту работы с дефектами всех компонентов двигателя. Даже если это возможно для некоторых компонентов, такое вычисление остается моделированием, надежность которого не всегда можно обеспечить. В результате многие вибрационные явления в двигателе во время полета летательного аппарата, появляющиеся по причине дефекта компонента двигателя, остаются необнаруженными или неправильно истолковываются, следствием чего может стать потенциальное повреждение двигателя.

Кроме того, известные способы контроля не позволяют обнаруживать ненормальную работу компонента двигателя, например, проскальзывание подшипника опоры на его дорожках качения. Такие случаи ненормальной работы, которые не обязательно связаны с конструкционными дефектами компонентов двигателя, могут привести к повреждению этих компонентов.

Объект и сущность изобретения

Таким образом, настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки и предложить способ и систему, позволяющие усовершенствовать контроль газотурбинного двигателя летательного аппарата.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является способ контроля, согласно которому:

а) в течение предопределенного периода работы двигателя получают вибрационный сигнал, характерный для состояния работы двигателя и его компонентов;

b) устанавливают спектр частот вибрационного сигнала за предопределенный период;

c) используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;

d) в спектре частот идентифицируют точки кривых, которые соответствуют математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;

e) для каждой кривой, идентифицированной в спектре частот и соответствующей вибрационной сигнатуре, причиной которой является дефект компонентов двигателя, анализируют амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта; и

f) при превышении одного или нескольких значений амплитуды или при обнаружении ненормальной работы компонента двигателя передают сообщение, соответствующее вибрационной сигнатуре, при которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или при которой была обнаружена ненормальная работа.

Использование отдельных математических функций для определения вибрационных сигнатур позволяет охватить все вибрационные явления, появляющиеся в двигателе и возникающие по причине дефекта или ненормальной работы компонента двигателя, независимо от того, являются эти явления взаимосвязанными или нет, и от того, можно их предсказать теоретически или нет. Таким образом, можно контролировать все дефекты или случаи ненормальной работы компонентов двигателя, приводящие во время полета к появлению отдельных вибрационных явлений. Это позволяет улучшить контроль двигателя.

Согласно предпочтительному отличительному признаку изобретения способ дополнительно состоит в том, что создают уведомление технического обслуживания двигателя, когда одно и то же сообщение повторяется в нескольких полетах, на нескольких идентичных фазах полета или несколько раз при работе двигателя на одном и том же режиме. Это позволяет отслеживать во времени изменение отдельного вибрационного явления и предупреждать любое повреждение двигателя, заранее прогнозируя уведомление технического обслуживания. За счет этого существенно улучшаются операции обслуживания и возможность ремонта компонента, являющегося причиной отдельной вибрационной сигнатуры.

Предпочтительно уведомление технического обслуживания содержит идентификацию компонента или компонентов двигателя, являющихся причиной ненормального вибрационного явления, при котором передают сообщение.

Согласно другому предпочтительному отличительному признаку изобретения математические функции, определяющие вибрационные сигнатуры, хранятся в базе данных, которую можно обновлять. Использование такой базы данных позволяет, в случае необходимости, обновлять коэффициенты математических функций, связанных с вибрационными сигнатурами, или добавлять новые. В частности, эту операцию обновления можно осуществлять сразу после полета, подключившись к базе данных. Таким образом, способ отличается большой гибкостью применения и адаптации.

Анализ амплитуды, связанной с точками одной и той же кривой, идентифицированной в спектре частот, может состоять в сравнении амплитуды, связанной с каждой точкой кривой, относительно, по меньшей мере, одного предопределенного порогового значения или сравнении среднего значения амплитуд, связанных с точками кривой, относительно предопределенного среднего порогового значения, или вычислении типового отклонения между амплитудами, связанными с точками кривой, и предопределенными пороговыми значениями.

Предпочтительно коэффициенты отдельных математических функций, определяющих вибрационные сигнатуры, тоже предопределены в зависимости от параметров полета летательного аппарата и/или от геометрии компонентов двигателя.

Предопределенный период работы двигателя, во время которого получают вибрационный сигнал, может соответствовать отдельной фазе полета, полному полету или работе двигателя в отдельном режиме.

Дефекты и ненормальная работа компонентов двигателя, являющиеся причиной появления вибрационных явлений, могут принадлежать к следующему перечню: биение вентилятора двигателя, дефект опоры, поддерживающей во вращении, по меньшей мере, один вращающийся вал двигателя, появление дисбаланса масла в одном из роторов двигателя, механическое повреждение зуба зубчатой передачи, проскальзывание подшипника опоры, трещина или износ компонента.

Соответственно, объектом настоящего изобретения является система контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы, отличающаяся тем, что содержит:

а) средства получения во время предопределенного периода работы двигателя вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов;

b) средства установления спектра частот вибрационного сигнала за предопределенный период;

c) базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа, по меньшей мере, одного из компонентов двигателей, при этом каждую вибрационную сигнатуру определяют при помощи отдельной математической функции, коэффициенты которой предопределены в зависимости от параметров работы двигателя;

d) средства идентификации в спектре частот точек кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, чтобы обнаружить наличие дефектов или ненормальной работы компонентов двигателя;

e) средства анализа амплитуды, связанной с точками идентифицированных таким образом кривых, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, каждое из которых соответствует степени серьезности дефекта компонента или компонентов двигателя, соответствующих вибрационной сигнатуре; и

f) средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой, для которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды или для которой была обнаружена ненормальная работа после превышения одного или нескольких значений амплитуды или после обнаружения ненормальной работы компонента двигателя.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - блок-схема различных этапов способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - спектр частот, полученный на этапе способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.3 - другой спектр частот, полученный на этапе способа контроля в соответствии с настоящим изобретением.

Подробное описание варианта выполнения

Способ и систему контроля в соответствии с настоящим изобретением можно применять для любого типа газотурбинного двигателя, которым оборудованы летательные аппараты, например, такие как самолеты или вертолеты. Описанный случай касается, в частности, авиационного газотурбинного двигателя, который содержит два ротора. Разумеется, изобретение не ограничивается двухроторным двигателем, и его можно применять для любых газотурбинных двигателей летательного аппарата, содержащих один или несколько роторов.

Способ и система контроля в соответствии с настоящим изобретением позволяют автоматически идентифицировать отдельные вибрационные явления, появляющиеся в двигателе во время работы по причине дефекта или ненормальной работы одного из компонентов двигателя (включая его агрегаты). Контролируемые дефекты содержат, например, износ подшипника опоры, биение вентилятора (в случае турбомашины) и т.д. Что касается ненормальной работы компонента двигателя, то речь может идти, например, о проскальзывании подшипника опоры на его дорожках качения.

Способ и система контроля основаны на анализе вибрационных сигналов, поступающих от вибрационных датчиков (типа акселерометров), которые обычно устанавливают на двигателе. Как известно, такие вибрационные датчики соединены для обработки сигнала с электронным вычислительным устройством (называемым также EMU от “Engine Monitoring Unit”), которое может присутствовать на самолете (например, в электронном отсеке) или которым непосредственно оборудован двигатель.

Как показано на фиг.1, согласно способу контроля в соответствии с настоящим изобретением сначала во время предопределенного периода измерения Т работы двигателя получают вибрационный сигнал S_v, характерный для состояния работы двигателя и его компонентов (то есть уровень вибраций компонентов упомянутого двигателя - этап Е10) и параметры работы двигателя или параметры полета (этап Е20).

В описанном примере параметрами, определяемыми во время этапа Е20, являются режимы вращения N1, N2 двух роторов двигателя. Однако речь может также идти и о других параметрах работы двигателя (таких, например, как температура масла) или о параметрах полета (например, таких как скорость и высота полета, температура за бортом летательного аппарата и т.д.).

Период измерения Т, в течение которого получают вибрационный сигнал S_v и параметры, может соответствовать отдельной фазе полета самолета (например, взлет или посадка), или полному полету самолета, или отдельному режиму (например, режиму полного газа или режиму крейсерского полета). Таким образом, контроль можно осуществлять непрерывно, пока работает двигатель.

Как было указано выше, вибрационный сигнал S_v поступает от акселерометра, установленного в двигателе. Сигнал передается в электронное вычислительное устройство и сохраняется в его памяти для дальнейшего анализа либо во время полета самолета, либо после его посадки.

Если на этапе Е20 получают режимы вращения N1, N2 роторов двигателя, это получение происходит синхронно с получением вибрационного сигнала S_v и может состоять, например, в преобразовании сигналов, поступающих от тахометрических зондов, установленных на роторах двигателя (такие зонды могут уже присутствовать на двигателе). Эти сигналы тоже передаются в электронное вычислительное устройство и сохраняются в его памяти.

На следующем этапе (Е30) за период Т устанавливают спектр частот вибрационного сигнала S_v. Как известно, спектр частот обычно устанавливают в зависимости от режимов вращения N1, N2 двигателя или в зависимости от времени.

Кроме того, спектр частот устанавливают путем применения Фурье-образа, что позволяет получить трехмерную диаграмму (время или режим вращения/частота/амплитуда). На фиг.2 показан пример спектра частот, полученного для авиационного газотурбинного двигателя, содержащего два ротора, где на оси абсцисс показана частота и на оси ординат - время.

Этап Е30 установления спектра частот хорошо известен специалистам, и его подробное описание опускается. Его осуществляют при помощи программы вычисления, установленной в электронном вычислительном устройстве.

На этапе Е40 способ контроля в соответствии с настоящим изобретением предусматривает идентификацию в спектре частот точек, принадлежащих к кривым, соответствующим предопределенным вибрационным сигнатурам.

Каждая из этих вибрационных сигнатур соответствует отдельному вибрационному явлению, возникающему во время работы двигателей того же типа, что и контролируемый, по причине дефекта или ненормальной работы, по меньшей мере, одного из компонентов двигателя.

Кроме того, каждая вибрационная сигнатура определена отдельной математической функцией F, коэффициенты которой предопределены, в частности, в зависимости от параметров работы двигателя (режимы вращения роторов, температура масла и т.д.) и, в случае необходимости, в зависимости от параметров полета летательного аппарата (скорость, высота, температура за бортом и т.д.)

Так, математические функции F, определяющие вибрационные сигнатуры, могут представлять собой полиномиальные функции, экспоненциальные функции, логарифмические функции и т.д. Например, отдельная математическая функция может представлять собой предопределенную полиномиальную комбинацию режимов вращения роторов двигателя.

Далее следует более подробное описание метода получения вибрационных сигнатур и, в частности, коэффициентов соответствующих математических функций F.

Этап Е40 осуществляют при помощи вычислительной программы, установленной в электронном вычислительном устройстве. При помощи хорошо известных специалистам методов вычислений в спектре частот идентифицируют различные точки (координатами которых являются частота, время и/или режимы вращения роторов в зависимости от установленной модели спектра частот), принадлежащие к кривым, определенным вышеуказанными отдельными математическими функциями, связанными с вибрационными сигнатурами.

В примере спектра частот, показанном на фиг.2, все точки Р1 принадлежат к кривой, форма которой определена предопределенной отдельной математической функцией. Что касается точек Р2, то все они принадлежат к другой кривой, форма которой определена другой предопределенной отдельной математической функцией.

Таким образом, этот этап Е40 позволяет определить, имеют ли в течение периода измерения Т один или несколько компонентов двигателя дефект или работают ли они ненормально (или плохо).

Разумеется, частотный диапазон спектра, в котором производят идентификацию точек, принадлежащих к кривым, определенным отдельными математическими функциями, можно корректировать посредством параметризации. Точку, координаты которой лишь незначительно отклоняются по частоте (то есть на предопределенное значение) от кривой, определенной отдельной математической функцией, можно, таким образом, считать принадлежащей к этой кривой.

Кроме того, с каждой кривой, определенной отдельной математической функцией, можно связать частотный диапазон, в котором необходимо производить идентификацию точек спектра частот, принадлежащих к этой кривой.

В случае обнаружения в спектре частот кривой, соответствующей вибрационной сигнатуре, причиной которой является дефект компонента двигателя, на следующем этапе (Е50) анализируют амплитуду, соответствующую точкам этих кривых, по отношению к предопределенным значениям амплитуды. Каждое из этих значений амплитуды соответствует степени серьезности рассматриваемого дефекта.

Этот этап анализа тоже осуществляют при помощи вычислительной программы, установленной в электронном вычислительном устройстве. Его можно выполнять при помощи различных методов вычисления, хорошо известных специалистам: речь может идти о сравнении амплитуды, связанной с каждой точкой кривой, относительно, по меньшей мере, одного предопределенного порогового значения, или о сравнении среднего значения амплитуд, связанных с токами кривой, относительно предопределенного среднего порогового значения, или о вычислении типового отклонения между амплитудами, связанными с точками кривой, и предопределенными пороговыми значениями.

При превышении одного или нескольких значений амплитуды передают сообщение (этап Е60), и это сообщение связывают с вибрационной сигнатурой, при которой было превышено или были превышены значение или значения амплитуды.

Этот этап Е60 предусматривает также передачу сообщения при обнаружении на этапе Е40 ненормальной работы компонента двигателя, и это сообщение тоже связывают с вибрационной сигнатурой, при которой была обнаружена ненормальная работа.

Если способ контроля применяют во время полета, это сообщение можно сохранить в памяти электронного вычислительного устройства для дальнейшего анализа или передать непосредственно на землю при помощи известных средств связи.

Кроме того, предпочтительно в памяти сохраняют сообщения, переданные во время одного и того же полета, чтобы, в случае необходимости, в дальнейшем сформировать уведомление технического обслуживания двигателя. Такое уведомление технического обслуживания формируют, в частности, согласно правилу диагностики двигателя, когда передача одного и того же сообщения повторяется во время нескольких полетов, во время нескольких идентичных фаз полета или несколько раз при работе двигателя в одном и том же режиме.

Таким образом, можно отслеживать во времени изменение отдельного вибрационного явления и предупредить любое повреждение компонента или компонентов двигателя, приводящее к этому вибрационному явлению, прогнозируя заранее уведомление технического обслуживания. Для этого уведомление технического обслуживания содержит, разумеется, идентификацию компонента или компонентов двигателя, ставшего(их) причиной вибрационного явления, по которому было передано сообщение. Это отслеживание механического состояния компонента или компонентов двигателя позволяет прогнозировать время работы, остающееся до планирования операции технического обслуживания.

Пример применения для идентификации дефекта подшипника опоры турбомашины

Далее со ссылками на фиг.3 следует описание примера применения способа в соответствии с настоящим изобретением для контроля за подшипником опоры. В этом примере двигатель является авиационным двухконтурным газотурбинным двигателем с двумя валами типа CFM56®, а контролируемая опора является входной опорой ротора высокого давления газотурбинного двигателя.

Спектр частот, показанный на фиг.3, соответствует диаграмме режима вращения (на оси абсцисс)/частота (на оси ординат), построенной для вибрационного сигнала акселерометра, установленного на неподвижной части газотурбинного двигателя. Режимы вращения N1, N2 являются режимами вращения соответственно каскада низкого давления и каскада высокого давления газотурбинного двигателя.

Спектр частот был установлен за период, соответствующий работе, начиная от режима малого газа до режима полных оборотов двигателя.

В данном случае используют две вибрационные сигнатуры. Одна из этих вибрационных сигнатур соответствует дефекту подшипника опоры, а другая вибрационная сигнатура соответствует ненормальной работе этого же подшипника опоры.

Вибрационную сигнатуру, соответствующую ненормальной работе подшипника опоры, определяют следующей полиномиальной комбинацией F:

,

и она схематично показана на фиг.3 кривой С.

Что касается вибрационной сигнатуры, соответствующей дефекту подшипника опоры, то ее в случае нормальной работы определяют следующей линейной функцией F':

.

Разумеется, дефект может сочетаться с ненормальной работой, например, выкрашивание подшипника может сочетаться с проскальзыванием. Начало такого выкрашивания может быть ненормальной работой.

Посредством цифрового вычисления, учитывающего все точки спектра частот (режимы вращения по абсциссе и частоты по ординате), точки Р3 спектра идентифицируют как принадлежащие (с приближенной точностью) к кривой С, соответствующей вибрационной сигнатуре, определенной полиномиальной комбинацией F.

Действительно, результат математической функции, представленной кривой С, позволяет обратиться к спектру в предопределенном частотном диапазоне, чтобы получить амплитуду вибрационного сигнала и соответствующие данные.

Получение и сохранение в памяти всех этих результатов по всему диапазону режима двигателя или времени и по частотному диапазону сопровождаются этапом сравнения амплитуд с предопределенными пороговыми значениями.

Метод получения вибрационных сигнатур

Далее будет описано, каким образом получают вибрационные сигнатуры и, в частности, каким образом устанавливают коэффициенты отдельных математических функций, соответствующих этим сигнатурам.

Вибрационные сигнатуры устанавливают для одного семейства авиационных двигателей, то есть для двигателей, имеющих одинаковые основные характеристики. Например, для спектра частот, показанного на фиг.3, семейством газотурбинных двигателей является семейство двигателей CFM56®.

Вибрационные сигнатуры определяют также в зависимости от геометрии компонентов двигателей, принадлежащих к этому семейству. Например, в случае контроля дефекта подшипника опоры турбомашины вибрационная сигнатура, связанная с этим дефектом, зависит, в частности, от геометрии подшипника, от числа элементов качения и от скорости вращения валов, поддерживаемых этой опорой.

Кроме того, посредством учета геометрии компонентов можно применять несколько методов для определения коэффициентов отдельных математических функций, соответствующих этим вибрационным сигнатурам.

Один из этих методов в случае возможности его применения состоит в вычислении коэффициентов отдельной математической функции посредством теоретического вычисления. Например, в случае контроля дефекта на роликовом подшипнике промежуточной опоры между валами газотурбинного двигателя, как известно, теоретическую полиномиальную комбинацию, соответствующую работе при дефекте подшипника этой опоры, можно записать следующим образом:

F=[D/(2d)]×(N₂-N₁)×[1-(d/D)²],

где D является номинальным диаметром подшипника, d является диаметром ролика, и N₁ и N₂ являются соответственно скоростями валов, поддерживаемых этой опорой.

Другим методом, который можно использовать для вычисления переменных отдельной математической функции, является обращение к опыту посредством ревизии событий во время эксплуатации или при испытаниях на стадии разработки. В данном случае речь идет об использовании вибрационных данных, поступающих от датчиков вибраций двигателя, когда идентифицируют дефект компонента двигателя. В частности, этот метод обычно требует на первом этапе теоретического вычисления, соответствующего работе с дефектом или ненормальной работе компонента двигателя, и уточнения этого вычисления путем обращения к опыту и, в случае необходимости, комбинации этой математической функции с другим явлением, таким, например, как проскальзывание подшипника.

В случае применения для авиационного газотурбинного двигателя эти отдельные математические функции могут, например, соответствовать следующим дефектам и случаям ненормальной работы газотурбинного двигателя: биение вентилятора газотурбинного двигателя, дефект опоры, поддерживающей во вращении, по меньшей мере, один вращающийся вал газотурбинного двигателя, дисбаланс масла в одном из роторов газотурбинного двигателя, механическое повреждение зуба зубчатой передачи, проскальзывание подшипника опоры, трещина или износ компонента и т.д.

После идентификации всех математических функций их связывают с дефектом или с ненормальной работой компонента летательного аппарата, являющегося причиной отдельного вибрационного явления. После этого их сохраняют в виде таблицы конфигурации в базе данных памяти электронного вычислительного устройства.

Преимуществом использования базы данных является возможность ее обновления. Под обновлением базы данных, в которой хранятся математические функции, следует понимать то, что в таблицу конфигурации можно добавлять новые математические функции, связанные с новыми вибрационными сигнатурами, или что ее можно изменять посредством коррекции коэффициентов уже присутствующих математических функций или посредством коррекции самих математических функций.

Таким образом, в дальнейшем можно идентифицировать другие дефекты и другие случаи ненормальной работы компонентов двигателя, возникающие во время его работы и приводящие к появлению отдельного вибрационного явления, и добавлять в базу данных их соответствующие вибрационные сигнатуры. Эта возможность позволяет расширять базу данных за счет добавления в нее новых вибрационных сигнатур по мере идентификации новых дефектов и новых случаев ненормальной работы. Кроме того, обновление базы данных является простым, так как его можно осуществлять непосредственно на борту летательного аппарата путем подключения к электронному вычислительному устройству.

Таким образом, способ в соответствии с настоящим изобретением отличается большой гибкостью применения и адаптации. В частности, он позволяет преодолеть аварийную ситуацию за счет прямого вмешательства на борту летательного аппарата с последующей отправкой на завод электронного вычислительного устройства, например, для его реконфигурации.