Устройство для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей

Устройство для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей содержит цифровое электронное вычислительное устройство (вычислитель), интерфейс ввода полетных данных, интерфейс вывода расчетных данных, переключатель режимов устройства на основной или калибровочный режим. Вычислитель включает последовательно связанные друг с другом блок преобразования данных, блок фильтрации, блок нагружения, блок расчета П, блок памяти, который связан с блоком нагружения и содержит эталоны для L и F_эквопц и выполнен как персональный компьютер с установленным программным обеспечением, которое для контроля эквивалентной циклической повреждаемости выполняет функцию расчета относительной эквивалентной повреждаемости как отношение поврежденности двигателя, полученной по параметрам полета, к суммарной поврежденности, полученной на основе проведения испытаний двигателя по циклограмме обобщенного полетного цикла (ОПЦ), согласно формуле

, где

, - эквивалентная нагрузка, вычисленная для детали из материала с показателем кривой усталости q, в полете и в ОПЦ, соответственно, L - количество подциклов нагружения в полете, L - количество подциклов нагружения в ОПЦ.

Изобретение относится к авиационным двигателям, а более точно касается устройства для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей.

Известно, что эксплуатация двигателя включает в себя ограничения в связи с повреждением и исчерпанием ресурса в соответствии с установленной допустимой повреждаемостью элемента двигателей данной модификации. Фактическую суммарную повреждаемость элемента конкретного двигателя определяют после каждого полета за все выполненные полеты по регистрируемым в каждом полете параметрам конкретного двигателя, условиям данного полета и времени работы двигателя на используемых в полете режимах. Возможность дальнейшей эксплуатации конкретного двигателя определяют по величине разности фактической суммарной повреждаемости элемента данного двигателя и установленной допустимой повреждаемости элемента двигателей данной модификации (патент РФ 2308014).

Известно также техническое решение, при котором для определения повреждаемости двигателя и исчерпания ресурса сравнивают фактическую наработку двигателя и накопленную повреждаемость основных деталей во время эксплуатации с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя с их предельно допустимыми значениями. При этом предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах (патент РФ 2236671)

Известно устройство оборудования воздушных судов и выдачи экипажу рекомендаций по парированию возникших в полете особых ситуаций (патент РФ 2474867). Устройство включает в себя датчики технического состояния объекта контроля, подключенные к системе сигнализации, счетчики импульсов, блок регистров и блок вычисления логических функций.

Известна оценка технического состояния авиационного газотурбинного двигателя, где замеряют и/или вычисляют термо- и газодинамические параметры данного двигателя, задающие режим термомеханического нагружения всех основных деталей газотурбинного двигателя, рассчитывают параметры термомеханического нагружения каждой из основных деталей двигателя. При этом предельно допустимые значения критерия выработки ресурса каждой из основных деталей задают по результатам предварительно проведенных с ними циклических испытаний вне указанного двигателя. Расчет фактической выработки ресурса каждой основной детали проводят по критериям длительной прочности и циклической повреждаемости. В случае превышения указанных величин критериев над их предельными значениями, эксплуатацию двигателя прекращают (патент РФ 2389998).

Существует практика установления времени исчерпания ресурса двигателя или подтверждения ресурса двигателя на основе проведения испытаний двигателя по циклограмме обобщенного полетного цикла (ОПЦ).

Циклограмма ОПЦ формируется на основе информации о тактико-технических характеристиках летательного аппарата и статистических данных о режимах полета на самолетах-прототипах.

Однако имеются значительные различия между режимами работы двигателя, используемыми в ОПЦ и режимами, на которых двигатель фактически работает в эксплуатации. Режимы работы двигателя в полете могут отличаться от ОЦП как в сторону существенного увеличения влияния повреждающих факторов на циклическую долговечность деталей двигателей, так и в сторону их уменьшения. Вследствие этого время исчерпания ресурса двигателя может существенно отличаться от установленных значений, что приводит к возникновению ошибок при эксплуатации двигателей.

Ошибки первого рода связаны с преждевременными съемами двигателей, отработавших установленный ресурс, но имеющих потенциальный запас циклической долговечности основных деталей.

Ошибки второго рода связаны с не предупреждением отказов в эксплуатации двигателей, имеющих запас по установленному ресурсу, но выработавших фактический запас по циклической долговечности основных деталей.

В основу полезной модели положена задача повышение достоверности определения времени реального исчерпания ресурса авиационного двигателя. Техническим результатом является оценка безопасно допустимого времени его работы с учетом реальных повреждающих факторов и фактических режимов работы конкретного двигателя.

Поставленная задача решается тем, что устройство для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей содержит цифровое электронное вычислительное устройство (вычислитель), интерфейс ввода полетных данных, интерфейс вывода расчетных данных, переключатель режимов устройства на основной или калибровочный режим, при этом вычислитель включает последовательно связанные друг с другом функциональные блоки, а также блок памяти и выполнен как персональный компьютер с установленным программным обеспечением, которое для контроля эквивалентной циклической повреждаемости выполняет функцию расчета относительной эквивалентной повреждаемости как отношение поврежденности двигателя, полученной по параметрам полета, к суммарной поврежденности, полученной на основе проведения испытаний двигателя по циклограмме обобщенного полетного цикла (ОПЦ), по формуле

, где

, - эквивалентная нагрузка, вычисленная для детали из материала с показателем кривой усталости q, в полете и в ОПЦ, соответственно, L - количество подциклов нагружения в полете, L - количество подциклов нагружения в ОПЦ.

Целесообразно, если вычислитель включает последовательно связанные друг с другом блок преобразования данных, блок фильтрации, блок нагружения, блок расчета П, а блок памяти содержит эталоны для L и F_{экв опц}. и связан с с блоком нагружения и блоком расчета П.

Полетные данные включают время (T) от момента включения бортового регистратора воздушного судна, частоту вращения роторов каскада низкого (N1) и высокого (N2) давления;

В дальнейшем полезная модель поясняется описанием и рисунком, на котором приведена структурная схема взаимодействия функциональных блоков устройства для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей, согласно полезной модели.

Устройство предназначено для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей по выработке межремонтного ресурса по запасу циклической долговечности основных деталей, характеризуемой относительной эквивалентной повреждаемостью, определяемой отношением поврежденности двигателя, полученной в полете, в суммарную поврежденность двигателя, которая была бы им получена в ОПЦ.

Устройство содержит цифровое электронное вычислительное устройство (вычислитель), интерфейс ввода данных, интерфейс вывода данных, переключатель режимов устройства (основной или калибровочный режим).

Вычислителем является персональный компьютер с установленным программным обеспечением, которое выполняет функцию расчета относительной эквивалентной повреждаемости, и состоит из группы функциональных блоков, выполненных с обеспечением расчета относительной эквивалентной повреждаемости выполняется по формуле:

- эквивалентная нагрузка в полете, вычисленная для детали из материала с показателем кривой усталости q (по умолчанию q=5), L - количество подциклов нагружения в полете, L - количество подциклов нагружения в ОПЦ, - эквивалентная нагрузка, вычисленная для детали из материала с показателем кривой усталости q в ОПЦ. Значения L и вычисляются на этапе калибровки устройства.

Вычислитель включает последовательно связанные друг с другом функциональный блок 1 преобразования, предназначенный для структурного табличного преобразования полетных данных, что позволяет проводить их дальнейшую автоматическую обработку по одному алгоритму, и хранения данных (информации) о параметрах полета, функциональный блок 2 фильтрации, предназначенный для приема данных от блока 1, фильтрации и сглаживания преобразованных полетных данных блока 1 и сохранения промежуточных результатов блоков 1 и 2, функциональный блок 3 нагружения, предназначенный для приема данных от блока 2, выделение экстремумов, схематизация процесса нагружения, вычисление суммарного количества циклов нагрузки, вычисление амплитуды нагрузки в каждом цикле, сохранение результатов расчета в блоке 3 и передача данных в блок 4. Функциональный блок 4 расчета П, предназначенный для приема данных от блока 3, расчета эквивалентной нагрузки в полете, расчета относительной эквивалентной повреждаемости, передачу данных в интерфейс вывода данных.

Блок памяти, предназначен для хранения эталонов L и F_{экв опц} и связан с блоком 3 нагружения и блоком 4 расчета П.

Входными данными для функционирования устройства являются значения параметров, регистрируемые в процессе эксплуатации двигателя бортовым регистратором воздушного судна, а также

- время (T), фиксируемое с момента включения бортового регистратора воздушного судна,

- частота вращения роторов двигателя каскада низкого (N1) и высокого (N2) давления.

Порядок реализации связей взаимодействия между блоками устройства вычислителя задается при помощи переключателя режимов, связанным также с интерфейсом ввода данных.

Далее поясняется работа устройства.

Оператор на вход блока 1 через интерфейс вводит данные бортового регистратора, в том числе время (T), частоты (N1) и (N2). При помощи переключателя устанавливают основной режим. В блоке 1 происходит выбор из полетных данных параметров по установленному перечню, преобразование и хранение данных о параметрах полета.

Параметры сохраняют в виде таблицы, каждый столбец которой соответствует одному из перечисленных параметров, а в строках хранятся значения этих параметров, измеренные в определенное время от момента включения бортового регистратора. В качестве комментариев в заголовок таблицы помещаются данные о заводском номере двигателя и текущей наработке двигателя. В том случае, если в циклограмме полета, записанной бортовым регистратором, эти данные отсутствуют, оператор должен ввести их самостоятельно. Каждому полету соответствует своя таблица, сохраняемая в блоке 1. Структура данных идентична во всех таблицах, что позволяет проводить их автоматическую обработку по одному алгоритму. После сохранения таблицы в блоке 1, данные передаются на обработку в блок 2.

В функциональном блоке 2 производится прием данных от блока 1, фильтрация данных, сглаживание данных, сохранение результатов промежуточных расчетов в блоке 1 и 2 и передача результатов в блок 3. Фильтрация полетных данных необходима для исключения случайных отклонений параметров, вызываемых сбоями записывающей аппаратуры. Для фильтрации данных используется формула:

P - фильтруемый параметр; i - индекс номера измерения данного параметра (номер строки в таблице данных); P_ср - среднее значение и дисперсия параметра.

Формула применяется к параметру угол установки РУД (регулятор управления двигателем) и параметрам частот вращения роторов высокого и низкого каскадов. Измерения параметров обрабатываются последовательно от первого, соответствующего моменту включения регистратора, до последнего, соответствующего моменту выключения регистратора. В том случае, если измерение одного из трех указанных параметров превышает установленный в формуле (2) номер строки, соответствующей этому измерению, оно запоминается в буфере оперативной памяти персонального компьютера.

После обработки всех данных, строки, номера которых сохранены в буфере, исключаются из таблицы, таблица сохраняется в блоке 2 как сбойное.

После фильтрации сбойных значений, к режимному параметру N2 применяется сглаживание по формуле (2) с назначением предельных допусков на величину изменения параметра относительно его предыдущего значения. Сглаживание позволяет уменьшить краткосрочные колебания во временной реализации параметра N2 и подготовить данные к идентификации основных режимов работы двигателя.

Если значение параметра N2_i+1 не удовлетворяет условию формулы:.

, k - эмпирический коэффициент (по умолчанию равен 0,5) то это значение N2_i+1заменяется значением параметра N2_i.

Оператор может изменить заданное по умолчанию значение коэффициента k. Значение коэффициента k выбирают таким образом, чтобы максимально сгладить относительные изменения параметра на режимах с низкими значениями частоты вращения и провести точное выделение режимов при больших значениях параметра частоты вращения. После сглаживания таблица сохраняется в оперативной памяти устройства и передается в блок 3 для последующей обработки.

Функциональный блок 3 выполняет следующие функции: прием данных от блока 2, выделение экстремумов, схематизация процесса нагружения, вычисление суммарного количества циклов нагрузки, вычисление амплитуды нагрузки в каждом цикле, сохранение результатов расчета в блоке 3 и передача данных в блок 4. Перед схематизацией процесса нагружения производится выделение экстремумов во временной реализации режимного параметра. Для этого используется логический алгоритм по формулам:

Если S_maxi=0 и S_mini =0 то строку, содержащую значение N2_i из таблицы удаляют. Таблица сохраняется в оперативной памяти устройства. Для схематизации процесса нагружения, в устройстве используется метод полных циклов, который реализован в соответствии с требованиями ГОСТ 25.101-83. «Расчеты и испытания на прочность. Методы схематизации случайных процессов нагружения элементов машин и конструкций и статистического представления результатов». Метод полных циклов применяется к временной реализации параметра N2. При схематизации из таблицы удаляются строки содержащие значения параметра N2 в подциклах, у которых размах значений параметра - N2=N2_i+1-N2_i меньше установленного значения N2_min. N2_min - минимальный размах значений параметра N2 в подциклах ОПЦ. Таблица сохраняется в оперативной памяти устройства. В блок 4 передаются данные о значении N2 в каждом подцикле нагружения и значение суммарного количества подциклов.

Функциональный блок 4 выполняет следующие функции: прием данных от блока 3, расчет эквивалентной нагрузки в полете, расчет относительной эквивалентной повреждаемости, передачу данных в интерфейс отображения данных. Расчет эквивалентной нагрузки выполняется по формуле:

L - количество подциклов нагружения в полете, j - порядковый номер подцикла нагружения,

- вероятность проявления размаха напряжений, равного N2_j, - число циклов нагружения с N2_j размахом.

Оператор может поменять значение показателя кривой усталости - q, подобрав его для материала основной детали, циклическая долговечность которой берется за базу для оценки повреждаемости двигателя. Значение эквивалентной нагрузки сохраняется в оперативную память устройства.

Расчет относительной эквивалентной повреждаемости выполняется по формуле (1).

Безразмерное значение П характеризует вклад поврежденности двигателя, полученной в полете, в суммарную поврежденность двигателя, которая была бы им получена в ОПЦ.

Поскольку межремонтный ресурс двигателя подтверждается испытаниями по циклограмме ОПЦ, то величина П фактически характеризует выработку межремонтного ресурса по запасу циклической долговечности основных деталей и контролирует эквивалентную циклическую повреждаемость авиационных двигателей.

Рассчитанное значение относительной эквивалентной повреждаемости передается на интерфейс вывода данных или печать. Оперативная память устройства обнуляется.

Калибровка устройства необходима для загрузки в блок памяти устройства эталонных значений L и L_{экв опц}. Для калибровки устройства необходимо при помощи интерфейса ввода подать данные, содержащие значения параметров в ОПЦ, предварительно переключив устройство в режим калибровки. В этом случае порядок вычислений будет аналогичен порядку вычислений на основном режиме, за исключением того, что данные из блока 3 передаются в блок памяти. Значение L принимается равным общему количеству цодциклов нагружения в ОПЦ. Блок 4 и интерфейс вывода данных остаются незадействованными.

Устройство выполняет комплекс вычислений, связанных с фильтрацией полетной информации, выделением циклов нагружения, расчетом эквивалентной повреждаемости двигателя и ее сравнительной оценки с эквивалентной повреждаемостью двигателя в обобщенном полетном цикле (ОПЦ).

Таким образом, устройство, согласно полезной модели, учитывает реальные повреждающие факторы и режимы работы, что повышает достоверность оценки безопасно допустимого времени работы двигателя снижает вероятность возникновения ошибок первого и второго рода при эксплуатации двигателей

Устройство может быть использовано для контроля повреждаемости двигателя с учетом фактических режимов его нагруженности в полете по данным бортовых регистраторов.

1. Устройство для контроля эквивалентной циклической повреждаемости авиационных двигателей, отличающееся тем, что содержит цифровое электронное вычислительное устройство (вычислитель), интерфейс ввода полетных данных, интерфейс вывода расчетных данных, переключатель режимов устройства на основной или калибровочный режим, при этом вычислитель включает последовательно связанные друг с другом функциональные блоки, а также блок памяти и выполнен как персональный компьютер с установленным программным обеспечением, которое для контроля эквивалентной циклической повреждаемости выполняет функцию расчета относительной эквивалентной повреждаемости как отношение поврежденности двигателя, полученной по параметрам полета, к суммарной поврежденности, полученной на основе проведения испытаний двигателя по циклограмме обобщенного полетного цикла (ОПЦ), согласно формуле

, где

, - эквивалентная нагрузка, вычисленная для детали из материала с показателем кривой усталости q, в полете и в ОПЦ, соответственно, L - количество подциклов нагружения в полете, L- количество подциклов нагружения в ОПЦ.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вычислитель включает последовательно связанные друг с другом блок преобразования данных, блок фильтрации, блок нагружения, блок расчета П, а блок памяти содержит эталоны для L и F_{экв опц} и связан с с блоком нагружения и блоком расчета П.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что полетные данные включают время (Т), фиксируемое с момента включения бортового регистратора воздушного судна, частоту вращения роторов двигателя каскада низкого (N1) и высокого (N2) давления.