Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя

Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.

При эксплуатации современных газотурбинных двигателей большое значение имеет контроль и диагностика технического состояния, для чего двигатели оснащаются информационными системами, включающими в себя большое количество датчиков различного типа. Подключение к системе такого количества датчиков осуществляется как с использованием электрических соединителей и кабелей, так и с помощью беспроводного канала передачи данных. Питание датчиков осуществляется через электрические соединители и кабели или при помощи встроенных аккумуляторов и/или электрических генераторов, получающих энергию из окружающей среды.

Известна система регулирования газотурбинного привода, содержащая датчик и задатчик частоты вращения турбины, соединенные выходами с элементом сравнения, выход которого соединен с первым входом сумматора, выход которого имеет возможность соединения с управляющим элементом дозатора топлива, причем выход элемента сравнения соединен с входом дифференцирующего звена, причем система снабжена двумя умножителями, блоком деления и измерителем крутящего момента турбины, первый вход первого умножителя соединен с выходом сумматора, а выход - с управляющим элементом дозатора топлива, первый вход второго умножителя соединен с выходом дифференциатора, а выход - со вторым входом сумматора, причем измеритель крутящего момента турбины соединен со вторым входом первого умножителя и первым входом блока деления, второй вход которого соединен с датчиком частоты вращения турбины, а вход блока деления соединен со вторым входом второго умножителя (Патент RU №2252329).

Известна система автоматического управления, контроля и регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, которая содержит первый блок частотных формирователей, по входу соединенный с первым блоком контроля датчиков и частоты и первым входом системы, а его выход соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и первым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, второй блок частотных формирователей по входу соединен со вторым блоком контроля датчиков и частоты и третьим входом системы, а его выход соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и вторым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, блок нормализаторов соединен с первым и вторым блоками контроля датчиков и частоты, первым и вторым блоками аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход блока нормализаторов соединен со вторым входом системы, первый и второй блоки формирования команд через блок выдачи команд управления соединены с блоком контроля команд управления, вход-выход операционного блока соединен со входом-выходом блока накопителя, отличающаяся тем, что в систему дополнительно введены блок контроля одиночных сигналов и девять блоков приема-передачи последовательного кода, вход-выход первого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом операционного блока, вход-выход второго блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока формирования команд, вход-выход третьего блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход четвертого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока контроля датчиков и частоты, вход-выход пятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля одиночных сигналов, вход-выход шестого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля команд управления, вход-выход седьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока формирования команд, вход-выход восьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход девятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока контроля датчиков и частоты, вторые входы-выходы блоков приема-передачи последовательного кода соединены между собой, третий вход-выход операционного блока соединен с выходом системы (Патент RU №2292576).

Основными недостатками данных систем является наличие большого числа кабелей, проводов и соединений, что оказывает негативное влияние на надежность, масштабируемость и общую массу системы и повышает сложность технического обслуживания и модернизации электронной системы автоматического управления газотурбинным авиадвигателем.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятому за прототип является «Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным двигателем» (Патент RU №2372505). Система содержит комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, радиомодуль передачи информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации.

Основные недостатки прототипа:

Основным элементом питания являются аккумуляторные элементы, которые должны обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков. Для подзарядки аккумуляторных элементов в прототипе используются различные микроэлектрогенераторы для преобразования тепловой энергии, энергии вибраций в электрическую. Однако микроэлектрогенераторы не могут обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков при выключенном двигателе. Аккумулятор не может обеспечить работу при длительном хранении (до 1-2 лет).

В прототипе комплекты беспроводных интеллектуальных датчиков расположены на одной стороне двигателя и радиосигналы проходят от антенны датчиков до радиомодуля приема и диспетчеризации информации по прямым линиям. Такое расположение является число теоретическим, так как на реальном двигателе эти датчики расположены в различных местах, разнесенных в пространстве и окруженных металлическими частями двигателя. В таких условиях происходит искажение предаваемого сигнала: появляется межсимвольная интерференция, появляющаяся из-за наложения сигналов, пришедших по различным путям. Такая межсимвольная интерференция приводит к снижению помехоустойчивости приема информации, передаваемой сдатчиков.

В прототипе передача данных от комплектов беспроводных интеллектуальных датчиков до радиомодуля приема не защищена от индустриальных и преднамеренных помех. Помехи могут быть вызваны гармониками мощных импульсных генераторов в самолете и вертолете, импульсными переключателями электродвигателей и пр., а также преднамеренными, например сосредоточенными по спектру помехами для подавления системы контроля и диагностики двигателя. Эти помехи могут создаваться, в том числе, и наземными радиолокационными станциями.

Технической проблемой являются недостаточные надежность, помехозащищенность и межремонтный ресурс элементов существующих беспроводных электронных систем контроля и диагностики газотурбинного двигателя.

Указанная проблема решается тем, что в известную систему, которая содержит цифровой блок управления, комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, дополнительно введены излучатель энергии, комплект приемников энергии, входное устройство, анализатор помех, режекторный фильтр, вычитатель, память, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя.

Технический эффект: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.

Принцип работы системы поясняется графическими материалами, где:

На фиг. 1 схематично изображена заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 показан процесс беспроводной передачи данных по каналу с многолучевым распространением и алгоритм работы примененных технических решений по компенсации паразитных откликов полезного сигнала.

Заявляемая система контроля и диагностики состоит из комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1, входного устройства 2, анализатора помех 3, режекторного фильтра 4, вычитателя 5, памяти 6, радиомодуля приема и диспетчеризации информации 7, узла комплексирования информации 8, блока вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатора состояния и замещения информации 10, цифрового блока управления 11, излучателя энергии 12, комплекта приемников энергии 13.

Беспроводная система контроля и диагностики работает следующим образом.

После установки всех элементов системы на экземпляр двигателя цифровым блоком управления 11 производится операция калибровки системы, включающая в себя автоматический анализ многолучевого канала распространения сигналов от комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков 1 до входного устройства 2 и запись в память 6 вычисленных компенсационных сигналов.

Информация о параметрах двигателя от комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков через многолучевой канал с паразитными отражениями от элементов конструкции двигателя (на фигуре не показаны) поступает на входное устройство 2. Сигнал с входного устройства поступает на анализатор помех 3, формирующий коэффициенты для режекторного фильтра 4, также получающего сигнал с входного устройства 2. Отфильтрованный сигнал с выхода фильтра 4 передается на вычитатель 5, на который также поступают компенсационные сигналы из памяти 6. Выходной сигнал с вычитателя 5 поступает на радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7 и далее последовательно через узел комплексирования информации 8, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатор состояния и замещения информации 10 передается в блок управления 11 для анализа технического состояния двигателя.

Первый график на фиг. 2 показывает выходной импульс сигнала от беспроводного интеллектуального датчика из комплекта 1.

Второй график на фиг. 2 показывает сигнал, приходящий на приемную антенну входного устройства 2 после прохождения импульса сигнала по многолучевому каналу распространения без компенсации. Видны паразитные отклики, возникающие в результате переотражения сигнала от элементов конструкции двигателя.

Третий график на фиг. 2 показывает принимаемый сигнал с наложением с помощью вычитателя 5 компенсационных сигналов из памяти 6.

Четвертый график на фиг. 2 показывает сигнал после обработки и компенсации, поступающий для дальнейшей обработки в радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7.

Для обеспечения электрическим питанием комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1 в качестве дополнительного источника питания в системе используется излучатель энергии 12, по сигналам от цифрового блока управления 11 возбуждающий направленные электромагнитные колебания, и комплект приемников энергии 13, преобразующий энергию электромагнитных колебаний от излучателя в электрическую энергию и соединенный с комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков 1.

Заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационным газотурбинным двигателем обеспечивает повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.

Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, включающая комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, цифровой блок управления, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, излучателем энергии, комплектом приемников энергии, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя.