способ контроля расхода масла авиационного газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Способ контроля расхода масла авиационного газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении уровня масла в маслобаке Q_м, определении часового расхода масла q_м , сравнении величины q_м двигателя после каждого полета с его предельно допустимым значением q_м ^доп и в случае q_м>q_м ^доп выявлении причины возникновения безвозвратных потерь масла в маслосистеме двигателя, отличающийся тем, что определение величин q_м осуществляют в крейсерском полете самолета и при установившемся режиме работы газотурбинного двигателя, дополнительно измеряют высоту полета Н, параметр П, характеризующий режим работы газотурбинного двигателя, температуру масла t_м в маслосистеме, при этом формируют предельное значение высоты полета Н^пред, нижнее и верхнее предельные значения параметра П, характеризующие границу диапазона режимов работы двигателя в крейсерском полете П^1пред и П ^2пред соответственно, а также максимальную амплитуду изменения параметра П на расчетном временном отрезке dT крейсерского полета dП^пред, затем сравнивают измеренную высоту полета Н с Н^пред, также сравнивают значение П с

П ^1пред и П^2пред, изменение параметра П с dП ^пред, и если Н Н^пред, а П^1пред П П^2пред, изменение параметра П dП^пред, то величину q_м вычисляют на основе математической зависимости



где Q_мн - количество масла в маслобаке в начале расчетного временного отрезка dT;

- коэффициент термического расширения масла;

t _мвхн - температура масла на входе в двигатель в начале расчетного временного отрезка dT;

Q_мк - количество масла в маслобаке в конце расчетного временного отрезка dT;

t_мвхк - температура масла на входе в двигатель в конце расчетного временного отрезка dT;

dT - расчетный временной отрезок от первого измерения параметра Q_М до последнего;

также дополнительно формируют предельные значения q_м на начальном этапе эксплуатации двигателя q_мдоп.1, для каждого следующего полета вычисляют величину q_м, затем определяют среднеарифметическую величину q_мcp и формируют предельно допустимое значение отклонения q_м на последнем этапе эксплуатации двигателя dq _мдоп.2, сравнивают величины q_м с q_мдоп.1 и dq_м с dq_мдоп.2 и в случае, если q _м<q_{м доп.1} и dq_м<dq_мдоп.2 , продолжают эксплуатацию газотурбинного двигателя, в противном случае осуществляют поиск причин повышенного расхода масла q _м.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра П используют положение рычага управления двигателем _руд или приведенную частоту вращения любого из роторов газотурбинного двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к методам контроля технического состояния замкнутой циркуляционной маслосистемы авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) по уровню масла в маслобаке.

В процессе эксплуатации ГТД возможны утечки масла из его маслосистемы, что может привести к полной потере масла и отказам трансмиссионных подшипников, коробки приводов, как следствие к поломке ГТД и его самовыключению.

Одним из основных диагностических признаков утечки масла из замкнутой циркуляционной маслосистемы ГТД, наряду с параметром давления масла на входе в ГТД Р _{М ВХ}, является расход масла ГТД q_M, определяемый по уровню масла в маслобаке ГТД Q_M. Преимуществом параметра q_М по сравнению с параметром Р_{М ВХ} является то, что повышенный расход масла более точно характеризует величину безвозвратных потерь масла в замкнутой циркуляционной маслосистеме ГТД.

Известен способ контроля расхода масла ГТД по уровню масла в маслобаке Q_M, определяемому с помощью локального уровнемера - мерной линейки, призматического индикатора или стеклянного уровнемера, расположенных в маслобаке.

Основными недостатками локальных способов контроля, которые характерны для первых поколений ГТД и остаются необходимыми при заправках маслом или предполетных проверках маслосистемы, являются:

- невозможность оперативного контроля уровня Q_M и расхода масла q_M в полете;

- нарушение герметичности маслосистемы при использовании мерной линейки, что при неправильном обслуживании маслобака может привести к инциденту;

- повышенная трудоемкость наземного обслуживания авиационного двигателя, требующая открывания капотов или специального лючка на мотогондоле двигателя;

- невозможность количественной оценки уровня масла Q_М при использовании призматического индикатора.

В качестве прототипа выбран известный способ контроля расхода масла авиационного турбовинтового ГТД типа ТВ7-117С для самолета Ил-114 [Л.И.Франкштейн. Опыт разработки и внедрения перспективных схем и устройств в масляную систему авиационных двигателей. - Журнал «Конверсия в машиностроении», № 3, 2003 г.].

Измерение параметра Q_М в процессе эксплуатации двигателя осуществляют постоянно с помощью емкостного датчика, принцип действия которого основан на изменении электрической емкости в зависимости от диэлектрической проницаемости среды (уровня масла в маслобаке). При этом выходной сигнал с датчика уровня поступает в бортовую электронную систему диагностики двигателя с последующим выводом параметра Q_М на дисплей в кабине экипажа с одновременной индикацией предупредительных дискретных сигналов о минимальном предельно допустимом уровне масла (табло «Масла мало») и максимальном предельно допустимом уровне масла (табло «Масла много»). Информация об уровне масла Q_М из бортовой системы диагностики двигателя также поступает в цифровом виде в многоканальную систему регистрации параметров полета.

Для повышения полноты и достоверности оценки технического состояния масляной системы двигателя ТВ7-117С также предусмотрена диагностика параметров давления и температуры масла. При этом перед каждым запуском двигателя осуществляется наземный контроль уровня масла в маслобаке Q_М с помощью локального уровнемера (мерной линейки).

Как правило, после каждого полета самолета в авиационно-технических базах авиакомпаний анализируется вся полетная информация по самолету и двигателю, в т.ч. определяют расчетное значение часового расхода масла q_M каждого конкретного двигателя по формуле q_М= Q_М/T (л/ч), где Q_М - изменение уровня масла в маслобаке за полет, Т - время полета, и затем проводят сопоставление часового расхода q_M с предельно допустимым значением часового расхода масла q_M ^доп, которое обычно указывается в руководстве по эксплуатации двигателя или самолета либо в ином нормативном документе для данного типа двигателя. При превышении параметра q_M над предельно допустимым значением q_M ^доп эксплуатацию двигателя прекращают и проводят поиск причин повышенного расхода масла.

К основному недостатку прототипа следует отнести то, что с помощью указанного способа крайне затруднительно выявление нештатных утечек масла (безвозвратных потерь) на самой ранней стадии их возникновения и обусловленных постепенным износом лабиринтных уплотнений опор двигателя или масляных уплотнений коробки приводов и размещенных на ней приводных агрегатов. Кроме того, возможный медленный характер развития отказа других элементов маслосистемы, например трубопроводных масляных коммуникаций, расположенных в труднодоступных местах для визуального осмотра, также осложняет выявление безвозвратных потерь.

Отличительной особенностью проявления вышеупомянутых дефектов является то, что безвозвратные потери масла носят несущественный характер и в первоначальной стадии могут проявляться в виде капельной течи (0,01 0,03 л/ч и более). В подобных ситуациях параметр q _M может длительное время в течение 5 10 полетов и более не превышать значение q_M ^доп, оговоренное в эксплуатационно-нормативной документации.

Кроме того, определение текущего значения расхода масла q_M только на основе результатов измерений Q_M может привести к повышенной величине методической погрешности определения q_M из-за влияния температуры масла, сорта масла, других эксплуатационных факторов, например эволюции самолета или существенных изменений режима работы ГТД, на уровень масла в маслобаке.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении качества контроля расхода масла q _M за счет своевременного выявления безвозвратных потерь масла на ранних стадиях их возникновения и повышении точности контроля путем снижения погрешности определения величины q _M.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе контроля расхода масла авиационного газотурбинного двигателя, заключающемся в измерении уровня масла в маслобаке Q_M, определении часового расхода масла q_M , сравнении величины q_M двигателя после каждого полета с его предельно допустимым значением q_M ^доп, и в случае q_M>q_М ^доп выявлении причины возникновения безвозвратных потерь масла в маслосистеме двигателя, согласно изобретению определение величин q_M осуществляют в крейсерском полете самолета и при установившемся режиме работы газотурбинного двигателя дополнительно измеряют высоту полета Н, параметр П, характеризующий режим работы газотурбинного двигателя, температуру масла t_M в маслосистеме, при этом формируют предельное значение высоты полета H^пред , нижнее и верхнее предельные значения параметра П, характеризующие границу диапазона режимов работы двигателя в крейсерском полете П^1пред и П^2пред соответственно, а также максимальную амплитуду изменения параметра П на расчетном временном отрезке dT крейсерского полета dП^пред, затем сравнивают измеренную высоту полета Н с H^пред, также сравнивают значение П с П^1пред и П^2пред, изменение параметра П с dП^пред, и если Н Н^пред, а П^1пред П П^2пред, изменение параметра П dП^пред, то величину q_M вычисляют на основе математической зависимости:

где Q_MH - количество масла в маслобаке в начале расчетного временного отрезка dT;

- коэффициент термического расширения масла;

t_{м вхн} - температура масла на входе в двигатель в начале расчетного временного отрезка dT;

Q _MK - количество масла в маслобаке в конце расчетного временного отрезка dT;

t_{м вхк} - температура масла на входе в двигатель в конце расчетного временного отрезка dT;

dT - расчетный временной отрезок от первого измерения параметра Q_M до последнего;

также дополнительно формируют предельные значения q_M на начальном этапе эксплуатации двигателя q_{м доп.1}, для каждого следующего полета вычисляют величину q_м, затем определяют среднеарифметическую величину q_{M ср} и формируют предельно допустимое значение отклонения q_м на последнем этапе эксплуатации двигателя dq_{M доп.2}, сравнивают величины q_M с q _{M доп.1} и dq_M с dq_{M доп.2} и в случае, если q_M<q_{M доп.1} и dq_M<dq _{M доп.2}, продолжают эксплуатацию газотурбинного двигателя, в противном случае осуществляют поиск причин повышенного расхода масла q_M.

В качестве параметра П предлагается использовать параметр, который наиболее точно характеризует режим работы ГТД, например положение рычага управления двигателем _руд или приведенная частота вращения любого из роторов ГТД.

Для повышения точности определения Q_М и, следовательно, повышения эффективности контроля состояния маслосистемы, расчет расхода масла q_M выполняют с помощью математической зависимости (автоматического вычислителя) по изменению количества масла в маслобаке на временном участке монотонного снижения уровня масла (крейсерском режиме полета) за расчетный временной отрезок dT. Такой подход позволяет своевременно выявлять безвозвратные потери масла на ранних стадиях их возникновения.

Кроме того, при расчете q_M учитывают температуру и коэффициент термического расширения масла, что позволяет снизить методическую погрешность определения q_M и повысить точность контроля.

Повышение качества контроля маслосистемы ГТД обеспечивают путем учета индивидуального уровня расхода масла каждого конкретного двигателя, определяемого по его значениям в первых полетах, а в последующих полетах оценивают изменение расхода масла относительно начала эксплуатации двигателя.

На фиг.1 представлена структурная схема контроля расхода масла газотурбинного двигателя, где:

1 - самолет;

2 - газотурбинный двигатель самолета;

3 - откачивающий насос маслосистемы ГТД;

4 - маслобак,

5 - нагнетающий насос маслосистемы ГТД;

6 - бортовая система контроля и диагностики двигателя. Представляет собой электронную цифровую систему, обеспечивающую измерение и (или) прием аналоговых параметров и дискретных сигналов от датчиков, сигнализаторов, систем ГТД, включая маслосистему, и самолета, обработку всей поступающей информации с целью контроля работоспособности ГТД в реальном масштабе времени, а также выдачу сигналов в многоканальную систему регистрации параметров и систему индикации в кабину экипажа;

7 - бортовой многоканальный накопитель типа МСРП (система регистрации параметров). Представляет собой типовое бортовое устройство записи параметров полета самолета, например высоты Н и скорости полета, параметры работы силовой установки, самолетного аэронавигационного и радиотехнического оборудования, определяющих параметры других наиболее важных технических устройств и систем самолета. Обычно частота регистрации параметров 1 Гц, т.е. один кадр опроса всех параметров за секунду;

8 - наземная система диагностической обработки параметров ГТД. Эта система включает дешифрирующее устройство и вычислительное устройство, являющееся сервер для хранения базы данных полетной информации и компьютер, обеспечивающий непосредственную автоматизированную обработку полетной информации, зарегистрированной на бортовой многоканальный накопитель 7. В наземной системе 8 выполняется автоматизированная обработка и анализ всей полетной информации, контроль технического состояния двигателя, при этом с помощью вычислительного модуля 9 осуществляют автоматическое определение часового расхода масла q_М и сопоставление с предельными значениями;

9 - вычислительный модуль контроля часового расхода масла q_М;

10 - датчик уровня масла в маслобаке (емкостной датчик типа ДМК-3);

11 - датчик температуры масла t_М (терморезистивный датчик типа П-109).

На фиг.2 представлен график зависимости расхода масла q_M в зависимости от наработки авиационного двигателя.

I - начальный этап эксплуатации (5-10 полетов или 50-100 часов);

II - период контроля расхода масла q_M по предельно допустимому отклонению dq_{м доп.2};

III - период эксплуатации после развития дефекта.

При работе ГТД 2 в составе самолета 1 с помощью маслосистемы ГТД выполняется непрерывная принудительная смазка подшипниковых узлов и зубчатых передач маслом, отбираемым из маслобака 4 нагнетающим насосом 5. Из двигателя масло откачивается обратно в маслобак откачивающим насосом 3. Таким образом, происходит циркуляция масла в замкнутой маслосистеме. При штатной работе ГТД и его маслосистемы происходит нормированная утечка масла, что приводит в условиях крейсерского режима полета к постепенному снижению уровня масла в маслобаке.

В процессе выполнения полета бортовая система 6 контроля и диагностики осуществляет измерение параметров и сигналов двигателя и их регистрацию на бортовой многоканальный накопитель 7. В число регистрируемых параметров входят уровень масла Q_M в маслобаке 5 двигателя, температура масла t_M на входе в двигатель, положение рычага управления двигателем _руд, абсолютная высота Н полета над уровнем моря.

По окончании каждого полета самолета 1 зарегистрированная информация с бортового накопителя 7 передается в наземную систему 8 в виде легкосъемных магнитных кассет, оптических дисков или иных типов носителей цифровой информации.

Алгоритм процесса контроля расхода масла следующий.

Расчетный временной отрезок dT идентифицируют на крейсерском режиме полета при соблюдении в течение одного часа полета следующих входных условий:

H H^пред; П^1пред П П^2пред; (П^mах-П^min) dП^пpeд.

При этом численное значение высоты Н^пред=8500 метров, что с определенным запасом соответствует стандартной высоте крейсерского полета самолета 9000 11000 метров и более, т.е. расчетной высоте полета для современных типов авиационных двухконтурных двигателей.

В качестве параметра П, согласно конкретной реализации способа, используют параметр _руд. Численные значения _руд ^1пред, _руд ^2пред выбирают из условия, что при _руд ^1пред _{руд руд} ^2пред режим работы ГТД обеспечивает крейсерский (горизонтальный) режим полета самолета.

Для обеспечения стационарности параметров работы ГТД и, следовательно, исключения возможных штатных колебаний параметра Q_M минимальное _руд ^min и максимальное _руд ^max значения _руд на расчетном участке не должны отличаться более чем на d _руд ^пред.

Если входные условия не были выполнены, то поиск расчетного отрезка крейсерского режима полета продолжительностью 1 час продолжается путем смещения участка на один кадр (цикл регистрации) вперед и так далее, пока требуемый отрезок не будет найден.

После подтверждения входных условий при dT=1 час, т.е. Н Н^пред, _руд ^1пред _{руд руд} ^2пред, _руд ^max- _руд ^min d _руд ^пред рассчитывают часовой расход масла по математической зависимости:

Полученное значение расхода масла q _M заносят в базу данных наземной системы диагностики обработки параметров 8 с результатами обработки полетной информации. После каждого полета величину q_M сравнивают с предельно допустимым значением q_{м доп.1}. Величину q_{м доп.1} определяют на основании результатов специальных стендовых испытаний маслосистемы в составе ГТД и летных испытаний ГТД. По мере расширения парка ГТД величину q_{м доп.1} также корректируют с учетом статистики эксплуатации парка ГТД.

Если q _м>q_{м доп.1}, то это указывает на неисправное состояние маслосистемы, например негерметичность масляных уплотнений коробки приводов, маслоагрегатов, маслобака или трубопроводных коммуникаций маслосистемы, неисправность лабиринтных уплотнений опор двигателя или дефект канала измерения Q_м.

По сохраненным в базе данных системы 8 значениям расхода масла q_M в первых n полетах определяют среднеарифметическую величину q_{м cp.}:

,

где q_мi - значение q_м в i-м полете;

n - число полетов на начальном этапе эксплуатации двигателя (n=5-10).

Для каждого последующего полета определяют разницу dq_М=q_мcp -q_М. Полученную разницу dq_м сравнивают с предельно допустимым значением dq_{м доп.2}. Величину dq_{м доп.2} также определяют на основе летных испытаний и статистики изменения параметров маслосистемы при эксплуатации всего парка ГТД.

Если dq_м>dq _{м доп.2}, то это также указывает на начальную стадию дефекта, приводящего к нарушению герметичности маслосистемы.

Применительно к условиям работы двухконтурного двухвального турбореактивного двигателя типа ПС-90А (тяга взлетного режима 16 тс, среднестатистический часовой расход масла 0,4 0,5 л/ч, коэффициент термического расширения авиационного масла типа ИПМ-10 =7,88×10^-4 С^-1; _руд ^1пред=32 угловых градуса, _руд ^2пред=50 угловых градусов, d _руд ^пред=5 угловых градусов) предельно допустимые величины параметров имеют следующие значения:

q_мдоп.1=1.0 л/ч;

dq_{м доп.2} =0.4 л/ч.

Заявленный способ был проверен летными испытаниями на самолетах Ил-96-300, Ил-76ТД-90, Ту-204, Ту-214 с двигателями ПС-90А. Испытаниями и расчетным моделированием при имитации различных отказов маслосистемы было установлено, что новый способ надежно и с заданной точностью обеспечивает раннее выявление безвозвратных потерь масла, обусловленных постепенным износом элементов маслосистемы ГТД.