Спосіб контролю двигунів літака

1. Спосіб контролю двигунів літака, який містить щонайменше два двигуни (m1, m2, m3, m4), кожний з яких керується комп'ютером (1, 2, 3, 4) керування двигуном, при цьому комп'ютери (1, 2, 3, 4) з'єднані між собою за допомогою мережі (5) зв'язку, і кожний комп'ютер (1, 2, 3, 4) контролює робочі параметри (р, V) двигуна (m1, m2, m3, m4), яким він керує, при цьому спрямовують в мережу значення (V(k)) щонайменше одного із параметрів (p(k)) від двох комп'ютерів, порівнюють (62, 102, 103, 104) ці значення зі значеннями (V(k')) цього C2 2 (19) 1 3 літака, на якому вони встановлені. Однак кожний з літаків призначений для своєї сфери застосування, яка визначає індивідуальність його зносу. Отже, двигуни зазнають специфічного зносу, який неможливо змоделювати заздалегідь визначеним чином. Таким чином, вищезгадані заздалегідь визначені порогові значення не дозволяють здійснювати контроль специфічних параметрів зносу двигунів. Разом з тим, можна контролювати характеристичний параметр зносу двигунів і відстежувати його погіршення. Визначаючи критичні порогові значення, можна ідентифікувати різні етапи цього погіршення. Однак ця технологія потребує, зокрема, визначення найбільш значущих параметрів видів несправностей, порогових значень, що застосовуються до цих параметрів, і впливу умов експлуатації на їх поведінку. Все це вимагає хорошого знання відповідних їм фізичних явищ. Задачею даного винаходу є спрощення вирішення проблеми контролю двигунів літака. Об'єктом даного винаходу є спосіб контролю двигунів літака, що містить щонайменше два двигуни, кожний з яких керується комп'ютером керування двигуном, при цьому комп'ютери з'єднані між собою за допомогою мережі зв'язку, і кожний комп'ютер контролює робочі параметри двигуна, яким він керує, при цьому спосіб характеризується тим, що два комп'ютери направляють в мережу значення щонайменше одного із згаданих параметрів для порівняння зі значеннями цього самого параметра, що надходить від іншого комп'ютера, при цьому якщо одне значення відрізняється від іншого на величину різниці, що перевищує заздалегідь визначене порогове значення, робиться висновок, що один з двигунів, який діагностуються, працює ненормально. Оскільки середовище та експлуатація є ідентичними для обох двигунів, то на різниці, які реєструються, впливають тільки їх характеристики. Для виявлення несправностей не обов'язково досконально знати закони фізики. Для конкретного літака робота двигуна вважається ненормальною, коли знос, виявлений за даним параметром, відрізняється від зносу, виявленого за цим самим параметром, іншого двигуна, що підтверджують здійснені порівняння. Наприклад, явища, пов'язані з температурою, режимом роботи, поведінкою, висотою, впливають на рівень мастила в масляному резервуарі, що не дозволяє визначити кількість мастила, що залишилася в даний момент. Шляхом вищезгаданих порівнянь можна щонайменше дізнатися в будьякий момент, чи залишається в двох двигунах однакова кількість мастила або в одному з двох масляних резервуарів є витік. Винахід полягає в застосуванні технології встановлення надмірності, що широко застосовується в системі забезпечення безпеки людей і літака у вищезгаданій сфері інтегрованих тестових приладів ВІТЕ, що використовуються для допомоги в технічному обслуговуванні. Ця технологія встановлення надмірності полягає в паралельному використанні ідентичних критичних агрегатів в кількості n таким чином, щоб 96129 4 шляхом простого порівняння їх вихідних даних, які в будь-який момент повинні бути по суті ідентичними, визначити, чи є один з них несправним або навіть який з них є несправним і повинен бути замінений. Виявлення вимагає наявності двох паралельних агрегатів, тоді як виділення одного несправного агрегату вимагає наявності трьох паралельних агрегатів. У цьому випадку існують багато параметрів, наприклад, витік мастила у вищезазначеному прикладі, коли визначення несправного двигуна можна здійснити навіть на двомоторному літаку. Таким чином, надмірність двигунів використовують одночасно для діагностики, прогнозування і для технічного обслуговування спільно з даними високої імовірності. Переважно порівняння і діагностику на основі цих порівнянь здійснюють комп'ютери, які керують двигунами, однак діагностику може здійснювати також незалежний центральний комп'ютер, з'єднаний з мережею. Переважно результати кожної діагностики, зробленої комп'ютером «двигуна», направляються цим комп'ютером на інший комп'ютер для їх негайного порівняння і вводяться в пам'ять для подальшого технічного обслуговування, або призводять до негайного здійснення визначеної дії, наприклад, індикації на дисплеї пілота або передачі по радіо в наземний пункт керування польотами. Інші відмітні ознаки і переваги даного винаходу будуть більш очевидні з нижченаведеного опису способу контролю двигунів літака відповідно до даного винаходу з посиланнями на прикладені креслення, на яких: Фіг. 1 зображає першу форму архітектури системи контролю двигунів для способу контролю двигуна літака відповідно до даного винаходу; Фіг. 2 - другу форму архітектури системи контролю двигунів для способу контролю двигуна літака відповідно до даного винаходу; Фіг. 3 - спрощену блок-схему способу контролю двигунів літака, відповідно до даного винаходу. На фіг. 1 та 2 архітектура показана на прикладі чотиримоторного літака. Система 10 керування двигунами m1, m2, m3, m4 літака (не показаний) містить комп'ютери FADEC 1, 2, 3, 4, при цьому кожний з комп'ютерів здійснює контроль і керує одним двигуном, відповідно, позначеним m(1), m(2), m(3), m(4) або m1, m2, m3, m4. Комп'ютери FADEC, в цьому випадку в кількості чотирьох, з'єднані між собою в літаку, наприклад, за допомогою мережі 5 цифрового зв'язку AFDX (Avionics Full DupleX), виконаній згідно із стандартом ARINC (Aeronautical Radio INCorporated), або за допомогою спеціального зв'язку, передбаченого для передачі описаних нижче повідомлень, або за допомогою вже існуючого на літаку зв'язку, призначеного для передачі інших повідомлень. Комп'ютери передають дані і параметри двигуна, який вони контролюють і яким вони керують. Оскільки комп'ютери FADEC є двоканальними, то вони дозволяють консолідувати інформацію, що одержується від іншого або інших комп'ютерів FADEC. 5 У першому варіанті виконання (фіг. 1) передбачений центральний комп'ютер 6 «літака», також з'єднаний з цією мережею 5 для перегрупування за допомогою однієї із своїх функцій 61 та обробки за допомогою однієї із своїх функцій 62 даних і параметрів, які він одержує від всіх комп'ютерів FADEC 1, 2, 3, 4, що буде описано нижче. У другому переважному варіанті виконання (фіг. 2) один з комп'ютерів FADEC 1, 2, 3 або 4 FADEC і - виконує функцію 62 комп'ютера 6, який не використовується для застосування винаходу. Однак в цьому останньому випадку всі комп'ютери FADEC 1, 2, 3, 4 є ідентичними і можуть обробляти одночасно, на зразок функції 61 і як буде пояснено нижче, дані і параметри двигуна, за керування яким вони відповідають, плюс дані і параметри (що видаються іншими комп'ютерами FADEC), що одержуються з мережі 5. У першому випадку необхідно зазначити, що центральний комп'ютер 6 може тільки виконувати роль проміжної функції 61 і тільки для перегрупування даних і параметрів, що видаються комп'ютерами FADEC, і, у разі необхідності, для визначення комп'ютера FADEC і, який буде здійснювати обробку, описану нижче. Таким чином, будь-який комп'ютер FADEC 1, 2, 3, 4, або центральний комп'ютер 6, або комп'ютер FADEC і, залежно від прийнятої архітектури, має в своєму розпорядженні одні і ті самі дані і параметри, що одержуються від всіх двигунів m1, m2, m3, m4 літака та здійснює обробку 62 контролю, яка далі буде описана з посиланнями на фіг. 3 одночасно зі способом контролю. На етапі 100 за допомогою функції 60 передачі в мережу 5 комп'ютери FADEC 1, 2, 3, 4 передають в мережу 5 значення V(1), V(2), V(3) та V(4), відповідно щонайменше одного параметра роботи двигунів m1, m2, m3, m4, відповідно, що супроводжується позначкою двигуна «m1», «m2», «m3», «m4», яка відповідає адресі передачі, і посиланням параметра р(1), р(2), р(3), р(4), відповідно. Комп'ютер FADEC j (j=від 1 до 4) або комп'ютер 6 за допомогою функції 61 прийому і перегрупування параметрів, що передаються через мережу 5, або за допомогою функції 61 інших комп'ютерів FADEC одержує триплети V(k), m(k), p(k) (k=від 1 до 4, при цьому к відрізняється від j) і має в своєму розпорядженні чотири триплетами, що відповідають k=1, 2, 3, 4. На етапі 101 за допомогою функції 61 комп'ютера 6 або будь-якого комп'ютера FADEC 1-4 будьяке значення V(k) порівнюють з трьома іншими значеннями V(k'), де k'=1, 2, 3, 4, при цьому k' відрізняється від k, але тільки якщо p(k')=p(k), що підтверджує, що мова йде про один і той самий параметр, але відповідний двом різним двигунам m(k) та m(k'). Можна, наприклад, обчислити абсолютні значення d`(k), d2(k), d3(k) різниць V(k)-V(k') між значеннями цих параметрів. На етапі 102 вищезгадані різниці d1, d2, d3 порівнюють із заздалегідь визначеним пороговим значенням S, що відповідає допуску вимірювання параметра. Якщо на етапі 103 жодна з різниць не переви 96129 6 щує порогове значення S, переходять на етап 105 без будь-якої спеціальної дії. В іншому випадку переходять на етап 104, під час якого підраховують кількість різниць, що перевищують порогове значення S. При цьому, наприклад: якщо тільки одна різниця d1 перевищує порогове значення S, подія вводиться в пам'ять M1, і переходять на етап 105; якщо дві різниці d1, 62 перевищують порогове значення S, обчислюють абсолютне значення d різниці V(2)-V(1). Якщо d менше 2.S, переходять на етап 105, якщо ні - подію вводять в пам'ять М2 і переходять на етап 105; якщо всі три різниці d1, d2, d3 перевищують S, отже, параметр р(k) відрізняється від всіх інших параметрів р(k') на різницю, що перевищує порогове значення S, і, значить, робота або знос двигуна k відхиляється в ненормальну сторону від роботи і зносу інших двигунів k', хоча всі умови роботи є рівними, і переходять на етап 106, на якому за допомогою функції 63 індикації подається попередження про ненормальну роботу двигуна в порівнянні з роботою інших двигунів, подія вводиться в пам'ять М3, і переходять на етап 105. На етапі 105 записи в запам'ятовуючих пристроях M1, М2, М3 датуються, щоб мати можливість відновити хронологію подій, що надасть допомогу при технічному обслуговуванні, і, оскільки спосіб повинен застосовуватися під час роботи в безперервному режимі, запускають знову етап 101. Якщо здійснення порівняння і витікаюча з них діагностика за допомогою вищезгаданого способу здійснюються комп'ютерами FADEC 1, 2, 3, 4, керуючими двигунами, то вони всі можуть передавати свої дані діагностики паралельно, і ці дані діагностики зазнають консолідованої вибірки для визначення загальної діагностики з метою її виведення на дисплей. Таким чином, долають несправність, що виявляється на одному або двох FADEC, що робить систему 10 в два рази більш захищеною або в два рази більш «fail operative», тобто такою "що зберігає працездатність при відмові", згідно з англійською термінологією. Діагностичні дані комп'ютерів FADEC можуть передаватися кожним комп'ютером на інші комп'ютери, які їх порівнюють і або вводять в пам'ять для подальшого технічного обслуговування, або видають сигнал про необхідність негайного втручання, наприклад, у вигляді виведення на дисплей пілота або у вигляді радіосигналу на наземний пункт керування, однак ця дана діагностика може бути також передана на центральний комп'ютер «літака» для запам'ятовування, індикації, передачі на землю або будь-якої іншої системної керуючої дії, яка може потребуватися. З іншого боку, при використанні незалежного центрального комп'ютера 6, з'єднаного з мережею 5 для централізованого збору даних обробки, неможливо подолати несправність, що виявляється на цьому комп'ютері. Необхідно зазначити, що потрійну або збільшену учетверо надмірність двигунів для забезпе 7 чення безпеки людей використовують для того, щоб одержати відповідну надмірність параметрів двигуна і, отже, досягти істотного підвищення точності діагностики за допомогою вбудованих тестів комп'ютерів FADEC, що використовуються для технічного обслуговування. Як було вказано вище, винахід застосовується для літальних апаратів, що містять більше двох двигунів, але його можна також застосовувати для літаків, що містять два двигуни, де несправний двигун визначається тільки наявністю відхилення. Це стосується, як було вказано вище, рівня мастила (або інших рідин). Це може стосуватися і багатьох інших прикладів, таких як: - тривалість запуску, яка збільшується із зносом двигуна і може вказувати на несправний двигун, Комп’ютерна верстка А. Крулевський 96129 8 - режим двигуна, на якому позначається знос паливного насоса. Можна також додати математичну модель, що змінюється залежно від експлуатації і середовища літака, щоб зняти сумніви вибору між двома двигунами, параметри яких, що не дозволяють вказати на несправний двигун, розходяться дуже сильно по відношенню до вибраного порогового значення. Одночасно з порівнянням параметрів математична модель може дозволити виділити несправність. Винахід може також застосовуватися для інших вузлів, крім силової установки, таких як системи керування польотом, як правило, збільшені учетверо, системи герметизації кабіни тощо. Підписне Тираж 23 прим. Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601