способ вибродиагностики газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ вибродиагностики газотурбинного двигателя, включающий получение эталонной виброхарактеристики при наземных испытаниях двигателя, получение полетной виброхарактеристики, сравнение эталонной и полетной виброхарактеристик и определение технического состояния двигателя по отклонению полетной виброхарактеристики от эталонной, отличающийся тем, что получение эталонной виброхарактеристики осуществляют формированием базовой виброхарактеристики, которое проводят путем измерения и регистрации значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора при наземных испытаниях двигателя, а также формированием эксплуатационной виброхарактеристики, для чего проводят серию полетов, на каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виброхарактеристику, задают порог отклонения локальных эксплуатационных виброхарактеристик от базовой, каждую полученную локальную виброхарактеристику заданной серии опытных полетов сравнивают с базовой и по локальным виброхарактеристикам, значения которых не выходят за пределы установленного порога при сравнении с базовой характеристикой, формируют эталонную виброхарактеристику.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени, при техническом обслуживании и/или после ремонта.

Наиболее известные и широко используемые в настоящее время на практике способы и устройства для диагностирования технического состояния авиационных ГТД обычно сочетают статистические методы оценки надежности (эксплуатация приводных агрегатов и ГТД в целом по назначенному ресурсу) с контролем ограниченного количества функциональных параметров в процессе эксплуатации ГТД.

Данная практика существенно снижает расходы, так как уменьшает вероятность снятия исправного двигателя с крыла и переборкой фактически исправных двигателей. Однако практическая реализация данных методов возможна лишь при корректном выборе контролируемых функциональных параметров, наличии эффективного инструментального обеспечения для реализации данных методов и наличия методологии обработки получаемых функциональных параметров.

В настоящее время довольно широко распространена вибрационная диагностика узлов и агрегатов ГТД, основанная на использовании в качестве функционального параметра вибраций деталей, узлов и агрегатов двигателя и определении по их значениям состояния ГТД. Данные методы основаны на том, что в процессе работы ГТД динамические процессы вызывают колебания корпуса, подшипников валов роторов, самих роторов, лопаток, установленных на роторах и пр. Для диагностирования ГТД измеряют вибрационный сигнал и по его анализу делают вывод о состоянии ГТД.

Так известен способ контроля технического состояния ГТД, включающий измерение его вибрации и степени повышения давления в компрессоре или вентиляторе на режиме, соответствующем максимальной величине вибрации и увеличении площади реактивного сопла до снижения степени повышения давления на 10-15% по сравнению с измеренной, причем наличие аэродинамического дисбаланса устанавливают в случае снижения величины вибрации на 10% и более. (см. а.с. СССР № 1582817, кл. G01M 15/00, 2004 г.).

В результате анализа известного решения необходимо отметить, что данный метод обладает значительной погрешностью, не позволяющей достоверно определить состояние двигателя и весьма узкими функциональными возможностями, так как не может быть применен в полетных условиях.

Известен способ диагностики ГТД, согласно которому перед началом испытаний определяют перечень характеристических частот для испытуемого ГТД, затем устанавливают на корпусе двигателя вибропреобразователь, частотный диапазон которого достаточен для измерения вибрации в широком диапазоне: от нескольких Гц до частот, превышающих частоты следования рабочих лопаток контролируемых ступеней двигателя, выводят ГТД на рабочий режим, проводят спектральный анализ огибающей вибрации, выделяемой на характерных частотах, и измеряют составляющие этого спектра в диапазоне от нуля до частоты вращения ротора, имеющего наибольшую скорость вращения. Полученные значения сравнивают с величинами этих же составляющих, замеренными в исходном состоянии ГТД. По частотам составляющих, имеющих наибольшие по величине отклонения замеренных значений от исходных, определяют доминирующие (основные) источники изменения вибрации. Локализацию дефекта осуществляют по спектрам вибрации, замеренной в широком диапазоне, путем измерения и сравнения с исходными значениями модуляционных составляющих вибрации только тех несущих, частоты которых кратны частотам основных источников. (см. патент РФ № 2297613, кл. G01M 15/14, 2007 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что достоверно трудно установить связь между источниками возникновения вибрации и изменением спектра. Для серийных двигателей, находящихся в эксплуатации, такой способ контроля не облает оперативностью и требует оснащения эксплуатирующей организации специальной аппаратурой и опытными специалистами.

Известен способ диагностики технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД, включающий измерение и цифровую обработку вибросигналов с корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД,причем измерение вибросигналов осуществляют дистанционно и бесконтактно посредством лазерного вибропреобразователя в приближенных к диагностируемым элементам информативных точках на поверхности корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов в пределах зон измерений, определяемых радиусом, преимущественно равным четверти длины изгибной волны в корпусных конструкциях,а цифровую обработку вибросигналов осуществляют с расчетом глубин модуляции на дискретных составляющих спектра огибающей вибрации в высокочастотном диапазоне колебаний корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов с получением информации о техническом состоянии диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД, при этом, перед измерениями вибросигналов лазерный вибропреобразователь размещают на оптимальном расстоянии перед зоной измерений и настраивают оптическую систему лазерного вибропреобразователя с фокусировкой луча лазерного излучения на одной из информативных точек на поверхности корпусных конструкций ГТД и приводных агрегатов вблизи диагностируемых деталей, узлов и приводных агрегатов ГТД в пределах зоны измерений, а перед измерением и цифровой обработкой вибросигналов предварительно проводят измерение и цифровую обработку вибросигналов при прокрутке двигателя для определения технического состояния подшипников в диагностируемых узлах ГТД и приводных агрегатах,

а затем осуществляют измерение вибросигналов при запуске двигателя на режиме малого газа для определения технического состояния остальных деталей диагностируемых узлов ГТД и приводных агрегатов, включая ступени компрессоров низкого и высокого давления и соответствующих турбин, зубчатые приводы, редукторы, насосы, генераторы и регуляторы. (см. патент РФ № 2379645, кл. G01M 15/14, 2010 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что этот способ невозможно использовать непосредственно в полете. Он требует специальных мест контроля на корпусе двигателя и проведения исследований в лабораторных условиях при снятии двигателя с крыла. В этом случае отсутствует оперативность и требуется большое время для установления текущего состояния двигателя.

Известен способ вибродиагностики газотурбинных двигателей путем измерения и регистрации значений вибросигнала и частоты вращения ротора двигателя на переходных режимах, сравнение измеренного и заданного значений вибросигнала для характерных частот вращения и определения технического состояния двигателя по отклонению измеренного значения вибросигнала от эталонного, причем дополнительно измеряют и регистрируют значения вибросигнала и частоты вращения при регулировке топливной аппаратуры на минимальные и максимальные избытки топлива, (см. а.с. СССР № 1816986, кл. G01M 15/00, 1093 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного решения необходимо отметить, что ему присуща нестабильность, так как вибрация зависит от степени прогрева двигателя и времени переходных процессов. Причем для некоторых моделей двигателей в конце переходных режимов приемистости отмечается увеличение вибраций в течение 2 2 секунд. Изложенное выше снижает точность и надежность вибродиагностики, особенно в полете.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности и надежности диагностики ГТД непосредственно в полете и на моторных стендах при выпуске двигателя в эксплуатацию.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в

способе вибродиагностики газотурбинного двигателя, включающем получение эталонной виброхарактеристики при наземных испытаниях двигателя, получение полетной виброхарактеристики, сравнение эталонной и полетной виброхарактеристик и определение технического состояния двигателя по отклонению полетной виброхарактеристики от эталонной, новым является то, что получение эталонной виброхарактеристики осуществляют формированием базовой виброхарактеристики, которое проводят путем измерения и регистрации значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора при наземных испытаниях двигателя, а также формированием эксплуатационной виброхарактеристики, для чего проводят серию полетов, на каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виорохарактеристику, задают порог отклонения локальных эксплуатационных виброхарактеристик от базовой, каждую полученную локальную виброхарактеристику серии сравнивают с базовой и по локальным виброхарактеристикам, значения которых не выходят за пределы установленного порога при сравнении с базовой характеристикой, формируют эталонную виброхарактеристику.

На чертеже представлена схема системы для осуществления способа вибродиагностики.

Система для осуществления способа вибродиагностики ГТД 1, устанавливаемого на объект (например, самолет) 2, содержит датчик 3 частоты вращения ротора ГТД 1 и датчик 4 вибрации ротора ГТД. Выходы датчиков 3 и 4 связаны с входами блока 5 формирования базовой виброхарактеристики вибросигнала в зависимости от частоты вращения ротора. Система также содержит блок 6 формирования локальных эксплуатационных виброхарактеристик вибросигнпла, входы которого связаны с датчиками 3 и 4, а выход - с первым входом первого блока сравнения 7, второй вход которого связан с выходом блока 5. Выход блока 7 связан с первым входом второго блока 8 сравнения, со вторым входом которого связан выход задатчика 9. Выход блока 8 связан с блоком 10 формирования эталонной виброхарактеристики вибросигнала. Система также оснащена блоком 11 формирования полетной виброхарактеристики вибросигнала, входами связанным с датчиками 3 и 4, а выходом с первым входом третьего блока 12 сравнения, со вторым входом которого связан выход блока 10. Выход третьего блока 12 сравнения связан с блоком сигнализации 13, расположенным, например, в кабине самолета. С данным блоком также связан выход второго блока 8 сравнения.

Система также оснащена счетчиком 14 полетов, выход которого связан с первым входом четвертого блока 15 сравнения, со вторым входом которого связан выход задатчика 16 количества полетов. Выход блока 15 сравнения связан с ключом 17, находящимся в линии связи второго блока 8 сравнения и блока 10 формирования эталонной виброхарактеристики вибросигнала.

Датчики 3 и 4 системы, счетчик полетов, задатчик 16 количества полетов являются стандартными.

В качестве блока сигнализации может быть использован известный блок речевой сигнализации или световое табло.

В качестве блоков формирования виброхарактеристик могут быть использованы накопители информации, выполненные в виде цифровых блоков памяти, в которых сохраняется в табличном виде зависимость значения вибрации от частоты вращения ротора двигателя или другого параметра, характеризующего режим работы двигателя. Данная зависимость может быть аппроксимирована одним из известных способов, например, степенным полиномом.

В качестве блоков сравнения могут быть использованы широко известные логические блоки И/ИЛИ

Способ вибродиагностики ГТД осуществляют следующим образом.

Для проведения вибродиагностики изготовленный или капитально отремонтированный ГТД устанавливают на стенд, включают его в работу и снимают виброхарактеристики ротора на рабочих установившихся частотах вращения. Частоты вращения при этом отслеживаются датчиком 3, а вибрации - датчиком 4. Показания с датчиков 3 и 4 поступают на блок 5, в котором на их основе формируется базовая виброхарактеристика ГТД, то есть, значения вибрации в зависимости от частоты вращения ротора ГТД. Таким образом, для каждого ГТД, до установки его на объект (самолет) формируют индивидуальную базовую виброхарактеристику, на которую не влияют вибрации самого объекта (самолета).

После установки двигателя на самолет осуществляют снятие эксплуатационных виброхарактеристик ГТД. Для этого используются данные, полученные в серии первых нескольких (заранее заданном числе) опытных полетах. Для формирования эксплуатационной виброхарактеристики задатчиком 16 устанавливают заданное количество полетов. Количество реально проведенных полетов отслеживает счетчик 14 полетов. Как правило, счетчик полетов отслеживает количество запусков ГТД и количество выпусков шасси самолета. Пока число совершенных полетов меньше или равно (не больше) заданного, сигнал с устройства 15 сравнения поступает на ключ 17 и держит его в замкнутом (включенном) положении.

В процессе каждого опытного полета серии, в блоке 6 на основании показаний датчиков 3 и 4 формируется локальная эксплуатационная виброхарактеристика, например, в виде степенного полинома, характерная для данного полета серии, которая сравнивается в первом блоке 7 сравнения с базовой виброхарактеристикой блока 5. Полученный сигнал рассогласования сравнивается во втором блоке 8 сравнения с заданным задатчиком 9 пороговым значением. В случае выхода сигнала за пределы заданного порога сигнал рассогласования выдается на блок сигнализации 13, а блок формирования 10 эталонной виброхарактеристики не учитывает данный сигнал. Это весьма важно, так как даже на стадии отработки ГТД позволяет исключить его аварию и повреждения.

Если значения локальных эксплуатационных виброхарактеристик находятся в пределах заданного порогового значения, их значения регистрируются в блоке 10 и по ним в блоке 10 формируется эталонная виброхарактеристика тем же способом как другие виброхарактеристики, приведенные выше.

Когда на четвертый блок 15 сравнения со счетчика 14 полетов поступает сигнал, характеризующий число полетов, равный сигналу задатчика 16, с блока 15 сравнения на ключ 17 поступает сигнал его выключения (размыкания).

Полученная эталонная виброхарактеристика учитывает индивидуальные виброхарактеристики как ГТД, так и самолета, на котором установлен ГТД.

В процессе эксплуатации ГТД (полетов самолета) датчиками 3 и 4 постоянно осуществляется измерение числа оборотов ротора и его вибрации на рабочих частотах ротора, по которым в блоке 11 формируется аналогично полетная виброхарактеристика, текущее значение вибрации сравнивается в третьем блоке 12 сравнения с эталонной виброхарактеристикой на одних и тех же частотах вращения и по результатам сравнения вырабатывается вибросигнал рассогласования, который характеризует техническое состояние ГТД на момент полета.

Данный сигнал подается на блок сигнализации 13 для принятия решения о дальнейшей эксплуатации ГТД и в систему управления самолетом.

Достоинством данного способа является повышение точности и надежности диагностирования новых и капитально отремонтированных ГТД за счет учета индивидуальных особенностей каждого ГТД и влияний на них самолета, а также исключения аварий на стадии предполетных и полетных испытаний ГТД.

Данный способ учитывает особенности конкретного сочетания самолет - двигатель и позволяет достоверно определять в реальном масштабе времени полета состояние двигателя, своевременно предупреждать экипаж о возникновении опасной ситуации и тем самым обеспечить надежность и безопасность полетов.