close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент BY8526

код для вставкиСкачать
ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ
РЕСПУБЛИКА БЕЛАРУСЬ
BY (11) 8526
(13) C1
(19)
(46) 2006.10.30
(12)
7
(51) F 02C 9/28,
НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР
ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ
СОБСТВЕННОСТИ
(54)
G 06F 15/16
СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И РЕГИСТРАЦИИ ПАРАМЕТРОВ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
(21) Номер заявки: a 20031069
(22) 2003.11.20
(31) 2003021149 (32) 2003.02.07 (33) UA
(43) 2005.06.30
(71) Заявитель: Безсчастный Василий
Алексеевич (UA)
(72) Автор: Безсчастный Василий Алексеевич (UA)
(73) Патентообладатель: Безсчастный Василий Алексеевич (UA)
(56) UA 48884 A, 2002.
UA 31643 C2, 2002.
BY 8526 C1 2006.10.30
(57)
Система контроля и регистрации параметров силовой установки летательного аппарата, содержащая первый блок нормализаторов, соединенный с первым блоком контроля
датчиков, первый блок преобразования и обработки, по входу соединенный с первым блоком автоматического управления, первым блоком формирователей, первым блоком контроля датчиков, первым блоком нормализаторов, а по выходу - с первым блоком контроля
Фиг. 1
BY 8526 C1 2006.10.30
датчиков, первым блоком автоматического управления и первым операционным блоком,
который через первый блок управления выдачей команд соединен с первым блоком автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом первого блока
управления выдачей команд, первым блоком контроля команд управления и является первым выходом системы, первый операционный блок входами-выходами соединен с первым
блоком регистрации параметров, первым блоком контроля команд управления и блоком
бортового контроля, первый вход системы соединен с первым блоком формирователей и
первым блоком контроля датчиков, второй вход системы соединен с первым блоком нормализаторов, второй блок преобразования и обработки по входу соединен со вторым блоком
автоматического управления, вторым блоком формирователей, вторым блоком контроля
датчиков, вторым блоком нормализаторов, а по выходу – со вторым блоком контроля датчиков, вторым блоком автоматического управления и вторым операционным блоком, который через второй блок управления выдачей команд соединен со вторым блоком
автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом второго блока
управления выдачей команд, вторым блоком контроля команд управления и является вторым выходом системы, второй операционный блок входами-выходами соединен со вторым блоком регистрации параметров, вторым блоком контроля команд управления и
блоком бортового контроля, третий вход системы соединен со вторым блоком формирователей и вторым блоком контроля датчиков, четвертый вход системы через второй блок
нормализаторов соединен со вторым блоком контроля датчиков, отличающаяся тем, что
содержит третий и четвертый блок нормализаторов, первый и второй блок гальванической
развязки и нормализаторов, третий и четвертый блок контроля датчиков и два формирователя, третий блок контроля датчиков по выходу соединен с первым блоком преобразования
и обработки, а по входу - с третьим блоком нормализаторов, первым блоком гальванической развязки и нормализаторов, первым блоком преобразования и обработки и пятым
входом системы, который соединен со входом первого формирователя, выход которого
соединен с первым блоком преобразования и обработки, входы которого соединены с выходом третьего блока нормализаторов и первого блока гальванической развязки и нормализаторов, четвертый блок контроля датчиков по выходу соединен со вторым блоком
преобразования и обработки, а по входу - с четвертым блоком нормализаторов, вторым
блоком гальванической развязки и нормализаторов, вторым блоком преобразования и обработки и пятым входом системы, который соединен со входом второго формирователя,
выход которого соединен со вторым блоком преобразования и обработки, входы которого
соединены с выходом четвертого блока нормализаторов и второго блока гальванической
развязки и нормализаторов, входы третьего и четвертого блока нормализаторов соединены
с шестым входом системы, седьмой вход системы соединен со входами первого и второго
блока гальванической развязки и нормализаторов, выход первого блока автоматического
управления соединен с блоком бортового контроля и первым блоком контроля команд
управления, выход второго блока автоматического управления соединен с блоком бортового контроля и вторым блоком контроля команд управления.
Изобретение касается систем автоматического контроля и регистрации параметров
различных объектов, а именно систем автоматического управления, контроля и регистрации параметров силовой установки летательных аппаратов.
Усовершенствование и эксплуатация авиационных двигателей по техническому состоянию невозможны без широкого применения систем управления, контроля и регистрации параметров, к которым предъявляются следующие основные требования.
Система должна иметь функциональные возможности, достаточные для решения поставленной задачи, например задачи управления, наземного и бортового контроля, а также
регистрации параметров, с накоплением информации на протяжении полета летательного
2
BY 8526 C1 2006.10.30
аппарата, обеспечение ее самоконтроля и проверки работоспособности взаимодействующих систем и агрегатов как в наземном режиме, при проведении регламентных работ на
местах базирования, так и в бортовом автономном режиме при проведении разнообразных
работ за пределами мест базирования.
Система должна обеспечивать достаточную функциональную надежность эксплуатации авиационных двигателей, турбостартера и вспомогательных систем.
Известна система контроля и регистрации параметров силовой установки летательного аппарата (патент Украины на изобретение 31643 С2, 2002), которая содержит первый
блок нормализаторов соединенный с блоком контроля датчиков, первый коммутатор соединен с первым аналого-цифровым преобразователем, первый операционный блок соединен с блоком вычислителя, кроме того, первый блок регистрации параметров входамивыходами соединен с первым операционным блоком, первый блок формирователей по входу соединен с первым блоком контроля датчиков, второй блок нормализаторов соединен
со вторым блоком контроля датчиков, второй коммутатор соединен со вторым аналогоцифровым преобразователем, второй операционный блок соединен с блоком вычислителя,
кроме того, второй блок регистрации параметров входами-выходами соединен со вторым
операционным блоком, второй блок формирователей по входу соединен со вторым блоком контроля датчиков.
Вышеуказанная система имеет ограниченные функциональные возможности и недостаточную функциональную надежность.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому эффекту по отношению к
заявляемому техническому решению является известная "Система контроля и регистрации параметров силовой установки летательного аппарата" (декларационный патент Украины на изобретение 48884 A, 2002), которая содержит первый блок нормализаторов,
соединенный с первым блоком контроля датчиков, первым блоком преобразования и обработки (первые блок эталонов, коммутатор эталонов, коммутатор, аналого-цифровой
преобразователь, операционный блок, блок контроля, коммутатор частоты, блок эталонной
частоты), по входу соединенный с первым блоком автоматического управления, первым
блоком формирователей, первым блоком контроля датчиков, первым блоком нормализаторов, а по выходу соединен с первым блоком контроля датчиков, первым блоком автоматического управления и первым операционным блоком (третий операционный блок),
который через первый блок управления выдачей команд соединен с первым блоком автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом первого блока
управления выдачей команд, кроме того, последний выход первого блока автоматического
управления соединен с первым блоком контроля команд управления и является первым
выходом системы, первый операционный блок (третий операционный блок) входамивыходами соединен с первым блоком регистрации параметров, первым блоком контроля
команд управления и блоком бортового контроля, первый вход системы соединен с первым блоком формирователей и первым блоком контроля датчиков, а второй вход системы
соединен с первым блоком нормализаторов, второй блок преобразования и обработки
(вторые блок эталонов, коммутатор эталонов, коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, операционный блок, блок контроля, коммутатор частоты, блок эталонной частоты)
по входу соединен со вторым блоком автоматического управления, вторым блоком формирователей, вторым блоком контроля датчиков, вторым блоком нормализаторов, а по
выходу соединен со вторым блоком контроля датчиков, вторым блоком автоматического
управления и вторым операционным блоком (четвертый операционный блок), который
через второй блок управления выдачей команд соединен со вторым блоком автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом второго блока управления
выдачей команд, кроме того, последний выход второго блока автоматического управления
соединен со вторым блоком контроля команд управления и является вторым выходом
системы, второй операционный блок (четвертый операционный блок) входами-выходами
3
BY 8526 C1 2006.10.30
соединен со вторым блоком регистрации параметров, вторым блоком контроля команд
управления и блоком бортового контроля, третий вход системы соединен со вторым блоком формирователей и вторым блоком контроля датчиков, а четвертый вход системы соединен со вторым блоком нормализаторов.
Указанная система, обеспечивая выдачу команд управления на исполнительные элементы (агрегаты) газотурбинных двигателей силовой установки и запись их параметров в
блоке регистрации, характеризующих их физическое состояние, не обеспечивает контроль
параметров турбостартера и выдачу сигналов предупреждения о выходе на аварийный
режим работы турбостартера, который обеспечивает запуск (последовательный или параллельный) газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата, запись
его параметров в блоках регистрации параметров.
Отсутствие предупредительной сигнализации о выходе параметров турбостартера за
предельный уровень ограничения не обеспечивает своевременную остановку турбостартера, что может привести к отрицательным последствиям для газотурбинных двигателей
силовой установки летательного аппарата.
Современные турбостартеры многофункциональные, которые кроме запуска газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата работают в режиме энергоузла, т.е. с помощью турбостартера обеспечивается работа бортовых генераторов переменного и постоянного напряжения (без запуска двигателей) с целью передачи напряжения на
другие летательные аппараты, где отсутствуют источники напряжения, которые необходимы для запуска газотурбинных двигателей. Это обеспечивает запуск газотурбинных
двигателей силовой установки других летательных аппаратов автономно, независимо от
места базирования и не требует наземных источников напряжения.
В режиме запуска газотурбинных двигателей работа турбостартера кратковременна
(до 20-30 секунд), нагружена как механически, так и температурно, что требует детального контроля его работы в особенности при испытаниях и отладках, а также записи параметров в блоках регистрации.
Режим энергоузла (номинальный режим работы турбостартера) имеет более длительный цикл работы турбостартера, чем запуск двигателей, который требует также надежного контроля его параметров.
Анализ записанных в накопителях параметров турбостартера обеспечит прогнозирование его технического состояния, надежную его эксплуатацию по техническому состоянию на разных режимах его работы.
Кроме того, указанная система не обеспечивает запись параметров вспомогательных
агрегатов и систем, которые обеспечивают надежный запуск и надежную эксплуатацию
газотурбинного двигателя, таких как генераторы (переменного и постоянного напряжения),
топливные и масляные насосы, фильтры очистки топлива, давления воздуха на входе двигателя, температуры воздуха на входе двигателя, положение воздухозаборников двигателя,
параметры переменного и постоянного напряжения, которые указывают на недостаточные
функциональные возможности системы и ограниченную область применения.
Предлагаемое изобретение направлено на создание системы, которая должна обеспечить как контроль и регистрацию параметров силовой установки летательного аппарата,
так и допусковый контроль параметров турбостартера и выдачу с проведением самоконтроля сигналов предупреждения о его выходе на аварийный режим работы, непрерывную
запись параметров турбостартера в блоках регистрации, которая, в свою очередь, обеспечит надежную эксплуатацию силовой установки в целом по техническому состоянию.
Кроме того, изобретение направлено на создание системы, которая должна иметь визуализацию и непрерывную запись параметров вспомогательных агрегатов и систем, которые обеспечивают надежный запуск и надежную работу газотурбинных двигателей
силовой установки летательного аппарата, которая даст возможность определить физические значения параметров и их изменения в зависимости от режимов их работы для обес4
BY 8526 C1 2006.10.30
печения надежной эксплуатации газотурбинных двигателей по техническому состоянию,
которая позволит, в свою очередь, определить, какой из агрегатов или какая система по
какому конкретно параметру вышла на аварийный режим работы.
В результате усовершенствования системы расширяются ее функциональные возможности, область применения, повышаются эксплуатационные характеристики силовой установки летательного аппарата, коэффициент использования оборудования, сокращаются
простои авиационной техники и обеспечивается эксплуатация силовой установки в целом
по техническому состоянию.
Целью предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных характеристик и коэффициента использования оборудования, расширение функциональных возможностей, области применения системы и обеспечение надежной эксплуатации силовой
установки по техническому состоянию путем обеспечения непрерывной записи параметров турбостартера и вспомогательных агрегатов и систем силовой установки летательного
аппарата.
Поставленная цель достигается тем, что в известную систему, содержащую первый
блок нормализаторов, соединенный с первым блоком контроля датчиков, первый блок
преобразования и обработки, по входу соединенный с первым блоком автоматического
управления, первым блоком формирователей, первым блоком контроля датчиков, первым
блоком нормализаторов, а по выходу - с первым блоком контроля датчиков, первым блоком автоматического управления и первым операционным блоком, который через первый
блок управления выдачей команд соединен с первым блоком автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом первого блока управления выдачей команд, первым блоком контроля команд управления и является первым выходом системы,
первый операционный блок входами-выходами соединен с первым блоком регистрации
параметров, первым блоком контроля команд управления и блоком бортового контроля,
первый вход системы соединен с первым блоком формирователей и первым блоком контроля датчиков, второй вход системы соединен с первым блоком нормализаторов, второй
блок преобразования и обработки по входу соединен со вторым блоком автоматического
управления, вторым блоком формирователей, вторым блоком контроля датчиков, вторым
блоком нормализаторов, а по выходу - со вторым блоком контроля датчиков, вторым блоком автоматического управления и вторым операционным блоком, который через второй
блок управления выдачей команд соединен со вторым блоком автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом второго блока управления выдачей команд, вторым блоком контроля команд управления и является вторым выходом системы,
второй операционный блок входами-выходами соединен со вторым блоком регистрации
параметров, вторым блоком контроля команд управления и блоком бортового контроля,
третий вход системы соединен со вторым блоком формирователей и вторым блоком контроля датчиков, четвертый вход системы через второй блок нормализаторов соединен со
вторым блоком контроля датчиков, дополнительно содержит третий и четвертый блок
нормализаторов, первый и второй блок гальванической развязки и нормализаторов, третий и четвертый блок контроля датчиков и два формирователя, третий блок контроля датчиков по выходу соединен с первым блоком преобразования и обработки, а по входу - с
третьим блоком нормализаторов, первым блоком гальванической развязки и нормализаторов, первым блоком преобразования и обработки и пятым входом системы, который соединен со входом первого формирователя, выход которого соединен с первым блоком
преобразования и обработки, входы которого соединены с выходом третьего блока нормализаторов и первого блока гальванической развязки и нормализаторов, четвертый блок
контроля датчиков по выходу соединен со вторым блоком преобразования и обработки, а
по входу - с четвертым блоком нормализаторов, вторым блоком гальванической развязки
и нормализаторов, вторым блоком преобразования и обработки и пятым входом системы,
который соединен со входом второго формирователя, выход которого соединен со вторым
5
BY 8526 C1 2006.10.30
блоком преобразования и обработки, входы которого соединены с выходом четвертого
блока нормализаторов и второго блока гальванической развязки и нормализаторов, входы
третьего и четвертого блока нормализаторов соединены с шестым входом системы, седьмой вход системы соединен со входами первого и второго блока гальванической развязки
и нормализаторов, выход первого блока автоматического управления соединен с блоком
бортового контроля и первым блоком контроля команд управления, выход второго блока
автоматического управления соединен с блоком бортового контроля и вторым блоком
контроля команд управления.
Введение в систему дополнительных признаков, а именно:
третьего и четвертого блока нормализаторов, первого и второго блока гальванической
развязки и нормализаторов, третьего и четвертого блока контроля датчиков и двух формирователей - позволяет обеспечить:
контроль параметров турбостартера с проведением самоконтроля перед выдачей сигналов предупреждения и выдачу сигналов предупреждения о выходе на аварийный режим
работы турбостартера, который обеспечивает запуск (последовательный или параллельный)
газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата, запись параметров
турбостартера в блоках регистрации;
предупредительную сигнализацию о выходе параметров турбостартера за предельный
уровень, которая позволяет обеспечить своевременную остановку турбостартера, что, в
свою очередь, позволит избежать отрицательных последствий для газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата;
запись параметров вспомогательных агрегатов и систем, которые обеспечивают надежный
запуск и надежную эксплуатацию силовой установки, таких как генераторы (переменного и
постоянного напряжения), топливные и масляные насосы, фильтры очистки топлива, давления воздуха на входе двигателя, температуры воздуха на входе двигателя, положение
воздухозаборников двигателя, параметры переменного и постоянного напряжения;
контроль функционирования каналов контроля параметров турбостартера и вспомогательных систем;
высокую достоверность контроля и регистрации параметров турбостартера и вспомогательных систем, которые обеспечивают надежный запуск и работу силовой установки.
Как видно из вышеизложенного, заявляемое техническое решение содержит существенные признаки, которые позволяют повысить эксплуатационные характеристики и коэффициент использования оборудования, расширить функциональные возможности и
область применения системы и обеспечить в целом надежную эксплуатацию силовой установки летательного аппарата по техническому состоянию.
Принцип работы системы объясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена структурная схема системы; на фиг. 2 - диаграмма работы первого и второго блока преобразования и обработки.
Система содержит первый блок 1 нормализаторов, первый блок 2 формирователей,
первый блок 3 контроля датчиков, первый операционный блок 4, блок 5 бортового контроля, первый блок 6 преобразования и обработки, первый блок 7 регистрации параметров, первый блок 8 автоматического управления, второй блок 9 нормализаторов, второй
блок 10 формирователей, второй блок 11 контроля датчиков, второй операционный блок 12,
второй блок 13 преобразования и обработки, второй блок 14 регистрации параметров,
второй блок 15 автоматического управления, первый блок 16 управления выдачей команд,
первый блок 17 контроля команд управления, второй блок 18 управления выдачей команд,
второй блок 19 контроля команд управления, третий блок 20 контроля датчиков, третий
блок 21 нормализаторов, первый формирователь 22, четвертый блок 23 контроля датчиков,
четвертый блок 24 нормализаторов, второй формирователь 25, первый блок 26 гальванической развязки и нормализаторов, второй блок 27 гальванической развязки и нормализаторов.
Блок 5 бортового контроля содержит блок 28 формирования и преобразования кода,
блок 29 набора команд и отображения сообщений, вычислитель 30.
6
BY 8526 C1 2006.10.30
Блок 6(13) преобразования и обработки содержит коммутатор 31(39) эталонов, коммутатор 32(40), аналого-цифровой преобразователь 33(41), операционный блок 34(42),
блок 35(43) контроля, коммутатор 36(44) частоты, блок 37(45) эталонной частоты, блок 38(46)
эталонов.
Блок 8(15) автоматического управления содержит блок 47(49) автоматики и блок
48(50) выдачи команд.
Блок 47(49) автоматики содержит коммутатор 51(56), последовательно-параллельный
регистр 52(57), элемент 53(58) "И", параллельный регистр 54(59), выходной каскад 55(60).
Вход 1 системы соединен с первым блоком 2 формирователей и первым блоком 3 контроля датчиков, вход 2 системы соединен с первым блоком 1 нормализаторов, выход которого соединен с первым блоком 3 контроля датчиков, первый блок 6 преобразования и
обработки по входу соединен с первым блоком 8 автоматического управления, первым
блоком 2 формирователей, первым формирователем 22, первым блоком 3 и третьим блоком 20 контроля датчиков, первым блоком 1 и третьим блоком 21 нормализаторов, а также с первым блоком 26 гальванической развязки и нормализаторов, а по выходу первый
блок 6 преобразования и обработки соединен с первым блоком 3 и третьим блоком 20
контроля датчиков, первым блоком 8 автоматического управления и первым операционным блоком 4, который через первый блок 16 управления выдачей команд соединен с
первым блоком 8 автоматического управления, выход которого соединен со вторым входом первого блока 16 управления выдачей команд, кроме того, выход первого блока 8 автоматического управления соединен с первым блоком 17 контроля команд управления и
является первым выходом системы, а последний выход первого блока 8 автоматического
управления соединен с блоком 5 бортового контроля и первым блоком 17 контроля команд управления, первый операционный блок 4 входами-выходами соединен с первым
блоком 7 регистрации параметров, первым блоком 17 контроля команд управления и блоком 5 бортового контроля, вход 3 системы соединен со вторым блоком 10 формирователей и вторым блоком 11 контроля датчиков, вход 4 системы соединен со вторым блоком 9
нормализаторов, выход которого соединен со вторым блоком 11 контроля датчиков, второй блок 13 преобразования и обработки по входу соединен со вторым блоком 15 автоматического управления, вторым блоком 10 формирователей, вторым формирователем 25,
вторым блоком 11 и четвертым блоком 23 контроля датчиков, вторым блоком 9 и четвертым блоком 24 нормализаторов, а также со вторым блоком 27 гальванической развязки и
нормализаторов, а по выходу второй блок 13 преобразования и обработки соединен со
вторым блоком 11 и четвертым блоком 23 контроля датчиков, вторым блоком 15 автоматического управления и вторым операционным блоком 12, который через второй блок 18
управления выдачей команд соединен со вторым блоком 15 автоматического управления,
выход которого соединен со вторым входом второго блока 18 управления выдачей команд, кроме того, выход второго блока 15 автоматического управления соединен со вторым блоком 19 контроля команд управления и является вторым выходом системы, а
последний выход второго блока 15 автоматического управления соединен с блоком 5 бортового контроля и вторым блоком 19 контроля команд управления, второй операционный
блок 12 входами-выходами соединен со вторым блоком 14 регистрации параметров, вторым блоком 19 контроля команд управления и блоком 5 бортового контроля, вход 5 системы соединен со входами формирователей 22 и 25, вход 6 системы соединен со входами
блоков 21 и 24 нормализаторов, вход 7 системы соединен со входами блоков 26 и 27 гальванической развязки и нормализаторов.
Операционные блоки 4 и 12 могут быть реализованы на стандартных многофункциональных процессорах, которые могут использовать как внутреннюю, так и внешнюю память (на чертеже не показана).
Операционные блоки 34 и 42 блоков 6 и 13 преобразования и обработки соответственно могут быть реализованы также на стандартных многофункциональных процессорах,
7
BY 8526 C1 2006.10.30
которые могут использовать как внутреннюю, так и внешнюю память (на чертеже не показана), которые также имеют кроме вычислительных функций функцию измерения временных интервалов, а также функцию приема и выдачи кодовых и одиночных сигналов.
Блоки 35 и 43 контроля блоков 6 и 13 преобразования и обработки соответственно и
вычислитель 30 блока 5 могут быть реализованы на базе стандартных процессоров.
Блоки 7 и 14 регистрации параметров могут быть выполнены на стандартных микросхемах флэш-памяти.
Блоки 3, 11, 20 и 23 контроля датчиков могут быть выполнены, используя как техническое решение по авт. свид. бывшего СССР № 1339459 А1, 1987 (для контроля частотных датчиков), так и компараторы в интегральном исполнении (для контроля аналоговых
датчиков).
Блок 28 формирования и преобразования кода блока 5 может быть выполнен на базе
стандартного процессора.
Блок 29 набора команд и отображения сообщений блока 5 может быть выполнен на
базе, например, цифровых матричных индикаторов и кнопок бортового исполнения.
Блоки 26 и 27 гальванической развязки и нормализаторов могут быть выполнены на
базе стандартных элементов гальванической развязки (трансформаторной, оптронной или
конденсаторной), преобразователей переменного напряжения в постоянное и усилителей
постоянного напряжения. Блоки 26 и 27 обеспечивают гальваническую развязку бортовой
сети датчиков вспомогательных систем и напряжения питания нормализаторов блока 26 и
27 для обеспечения помехоустойчивости и повышения стабильности и точности нормализаторов блока 26 и 27.
При включении напряжения питания блоки 8, 15, 16, 17, 18 и 19 устанавливаются в
начальное состояние, обеспечивающее отсутствие на их выходах информационных сигналов, например, в виде логической "1", операционные блоки 4, 12, блоки 6 и 13 преобразования и обработки устанавливаются в начальное состояние, а также операционные блоки 34
и 42 блоков 6 и 13 устанавливаются в начальное состояние и с интервалом времени, которое превышает переходные процессы в системе, выдают сигналы на блоки 35 и 43 контроля блоков 6 и 13 соответственно, обеспечивая проведение независимого контроля
функционирования каждого канала системы, а также проверку блоков 3, 11, 20 и 23, которые контролируют цепи датчиков.
Рассмотрим работу системы в режиме проведения самоконтроля на примере измерительного канала блока 6 преобразования и обработки (в скобках будут указаны соответствующие блоки измерительного канала блока 13 преобразования и обработки).
Из выхода 34-1(42-1) операционного блока 34(42) блока 6(13) поступает сигнал на
вход блока 35(43) контроля, под действием которого он начинает функционировать по
следующему алгоритму.
Из выхода 35-1(43-1) блока 35(43) контроля к операционному блоку 34(42) блока 6(13)
поступает сигнал, например, в виде логического "0" (фиг. 2), который свидетельствует о
начале функционирования блока 35(43) по выдаче сигналов для проведения самоконтроля и
обеспечивает переход работы операционного блока 34(42) в режим самоконтроля. Кроме того, из выхода 35-1(43-1) блока 35(43) контроля блока 6(13) к элементу 53(58) "И" блока 47(49)
автоматики блока 8(15) автоматического управления поступает сигнал, который запрещает прохождение сигнала из выхода 34-5(42-5) операционного блока 34(42) блока 6(13).
Из выхода 35-2(43-2) блока 35(43) контроля к блоку 37(45) эталонной частоты и блоку
38(46) эталонов блока 6(13) поступает сигнал, например, в виде логической "1", который
обеспечивает на выходе блока 37(45) максимальные эталонные частоты, а на выходе блока 38(46) - максимальные эталонные напряжения, которые превышают предельные значения
контролируемых параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных
систем.
Из выхода 35-3(43-3) блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает сигнал, например, в
виде логической "1" ко входу блоков 3(11) и 20(23) и независимо от состояния цепей ана8
BY 8526 C1 2006.10.30
логовых и частотных датчиков устанавливает их в режим, имитирующий нарушение
входных цепей аналоговых и частотных датчиков, при этом на их выходах получим сигналы, например, в виде логической "1", которые поступают на входы коммутатора 31(39)
эталонов, коммутатора 36(44) частоты и операционного блока 34(42) блока 6(13) для
обеспечения контроля функционирования системы.
Из выхода 35-4(43-4) блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает сигнал, например, в
виде логической "1" ко входу коммутатора 51(56) блока 47(49) автоматики блока 8(15) автоматического управления, который обеспечивает прохождение через него тактовой частоты из выхода 34-4(42-4) операционного блока 34(42) блока 6(13).
При поступлении сигналов, например, в виде логической "1" из выхода блоков 3(11) и
20(23) ко входу коммутатора 31(39) блока 6(13) последний отключает вход коммутатора
32(40) от выходов блока 1(9), 21(24) нормализаторов, а также блока 26(27) гальванической
развязки и нормализаторов и подключает выходы блока 38(46) эталонов ко входу коммутатора 32(40) блока 6(13). При этом максимальные эталонные напряжения через коммутатор 31(39) поступают на коммутатор 32(40) блока 6(13), и в результате на его выходе
устанавливаются максимальные контрольные значения постоянного напряжения. Из выхода 34-2(42-2) блока 34(42) ко входу коммутатора 32(40) поступают сигналы, например,
в виде двоичного кода параллельного или последовательного, которые обеспечивают поочередное подключение максимальных контрольных значений напряжения из выхода
коммутатора 31(39) через коммутатор 32(40) к аналого-цифровому преобразователю 33(41)
блока 6(13), в котором максимальное контрольное напряжение преобразовывается в максимальный двоичный контрольный код. После каждого подключения максимального Контрольного напряжения, а соответственно и после каждого его преобразования преобразователем 33(41) с интервалом времени, превышающим переходные процессы в
коммутаторе 32(40) и аналого-цифровом преобразователе 33(41), операционный блок
34(42) блока 6(13) записывает в свою память максимальные значения контрольного кода.
После преобразования максимальных контрольных напряжений из выхода коммутатора 31(39) и записи максимальных контрольных кодов в память операционного блока
34(42) снимается сигнал из выхода 34-2(42-2) блока 34(42) и обеспечивается запись блоком 34(42) блока 6(13) в своей памяти сигналов имитации нарушения входных цепей аналоговых датчиков, например, в виде логической "1" из выхода блоков 3(11) и 20(23)
контроля датчиков.
Из выхода блоков 3(11) и 20(23), как было вышеуказано, ко входу коммутатора 36(44)
частоты блока 6(13) поступает сигнал логической "1", который отключает входы операционного блока 34(42) блока 6(13) от выхода блока 2(10) формирователей и формирователя
22(25) и подключает выход блока 37(45) эталонной частоты ко входу операционного блока 34(42) блока 6(13). При этом максимальные эталонные частоты из выхода блока 37(45)
поступают на вход операционного блока 34(42) блока 6(13). Количество частотных входов
операционного блока 34(42) отвечает количеству контролируемых частотных параметров
газотурбинного двигателя и турбостартера. Операционный блок 34(42) блока 6(13) последовательно или параллельно, при наличии в его процессоре многоканальных преобразователей частота (интервал) - код, обеспечивает преобразование максимальных эталонных
частот, поступающих из выхода блока 37(45) через коммутатор 36(44) блока 6(13) в контрольный двоичный код.
После каждого подключения контрольной частоты при последовательном преобразовании, а соответственно и после каждого ее преобразования операционный блок 34(42)
блока 6(13) записывает в свою память значения контрольного кода. После преобразования
операционным блоком 34(42) эталонных частот и записи контрольных кодов в свою память обеспечивает запись блоком 34(42) блока 6(13) в свою память сигналов имитации
нарушения входных цепей частотных датчиков, например, в виде логической "1" из выхода блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков.
9
BY 8526 C1 2006.10.30
Потом операционный блок 34(42) блока 6(13) начинает анализировать ранее записанную в память максимальную контрольную информацию, которая превышает предельные
значения параметров газотурбинного двигателя и турбостартера, например, по алгоритмам допускового контроля и по результату анализа формирует на своем информационном
выходе 34-3(42-3) последовательный двоичный код, который должен быть в виде логической "1" и который под действием тактовой частоты, поступающей к регистру 52(57) блока 47(49) блока 8(15) автоматического управления из выхода 34-4(42-4) операционного
блока 34(42) блока 6(13) через коммутатор 51(56) блока 47(49) блока 8(15), записывается в
последовательно-параллельный регистр 52(57) блока 47(49) автоматики, где последовательный двоичный код преобразовывается в параллельный. Затем из выхода 34-5(42-5)
блока 34(42) блока 6(13) выдается сигнал, который не проходит к регистру 54(59) через
элемент 53(58) "И" блока 47(49) автоматики блока 8(15) в связи с наличием на его втором
входе запрещающего сигнала из выхода 35-1(43-1), который запрещает перезапись параллельного двоичного кода из регистра 52(57) в регистр 54(59) блока 47(49), в связи с чем
исходное состояние регистра 54(59) и выходного каскада 55(60) блока 47(49) блока 8(15)
не изменяется, т.е. выходные команды не выдаются.
После завершения подачи тактовой частоты из выхода 34-4(42-4) блока 34(42) из его
выхода 34-6(42-6) ко входу блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает сигнал продолжительностью, достаточной для обеспечения появления на выходе 35-4(43-4) блока 35(43)
блока 6(13) сигнала в виде логического "0", который, в свою очередь, обеспечивает прохождение через коммутатор 51(56) блока 47(49) автоматики блока 8(15) тактовой частоты
из выхода 35-5(43-5) блока 35(43) блока 6(13) ко входу последовательно-параллельного
регистра 52(57) блока 47(49). Под действием входной тактовой частоты последовательный
двоичный код из регистра 52(57) блока 47(49) автоматики блока 8(15) переписывается в
блок 35(43) контроля блока 6(13). После завершения выдачи тактовой частоты из выхода
35-5(43-5) на выходе 35-4(43-4) блока 35(43) контроля блока 6(13) появится сигнал в виде
логической "1", который поступает на вход коммутатора 51(56) блока 47(49) автоматики и
который обеспечивает прохождение через него тактовой частоты из выхода 34-4(42-4)
блока 34(42) блока 6(13).
Переписанный двоичный код из регистра 52(57) блока 47(49) автоматики блока 8(15)
анализируется блоком 35(43) контроля, и если он отвечает максимальным значениям, т.е.
каждый разряд двоичного кода имеет значение в виде логической "1", то на выходе 35-6(43-6)
блока 35(43) контроля блока 6(13) сигнал неисправности в виде логического "0" не появляется.
Если он не отвечает максимальным значениям, т.е. он в виде логического "0" или один
или несколько разрядов в виде логического "0", то на выходе 35-6(43-6) блока 35(43) контроля блока 6(13) появится сигнал неисправности в виде логического "0", который поступает к выходному каскаду 55(60) блока 47(49) автоматики блока 8(15) автоматического
управления и запрещает выдачу команд на блок 48(50) блока 8(15) автоматического
управления и далее на выход 1(2) к исполнительным элементам газотурбинного двигателя
и к блоку 5 бортового контроля. Кроме того, сигнал неисправности из выхода 35-6(43-6)
блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает к операционному блоку 4(12) и далее регистрируется в блоке 7(14) регистрации параметров. Наличие сигнала неисправности требует
ремонта системы.
После завершения анализа максимального контрольного кода из выхода 35-2(43-2)
блока 35(43) контроля выдается сигнал логического "0" к блоку 37(45) эталонной частоты
и блоку 38(46) эталонов, который обеспечивает на выходе блока 37(45) минимальные эталонные частоты, а на выходе блока 38(46) блока 6(13) - минимальные эталонные напряжения,
которые не превышают предельные значения параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем.
На выходе 35-3(43-3) блока 35(43) контроля блока 6(13) сигнал не изменяется и остается в виде логической "1" и соответственно не изменяет режим работы блоков 3(11) и
10
BY 8526 C1 2006.10.30
20(23) контроля датчиков, т.е. на его выходе получаем сигналы в виде логической "1", которые поступают на входы коммутатора 31(39), коммутатора 36(44) и операционного блока 34(42) блока 6(13).
Из выхода 35-4(43-4) блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает сигнал, например, в
виде логической "1" ко входу коммутатора 51(56) блока 47(49) автоматики блока 8(15) автоматического управления, который обеспечивает прохождение через него тактовой частоты из выхода 34-4(42-4) операционного блока 34(42) блока 6(13).
Далее работу системы в режиме самоконтроля при минимальных эталонных напряжениях на выходе блока 38(46) эталонов и минимальных эталонных частотах на выходе блока 37(45) блока 6(13) рассмотрим в следующей последовательности по каналу блока 6(13)
преобразования и обработки.
Присутствие сигналов в виде логической "1" из выхода блоков 3(11) и 20(23) контроля
датчиков на входе коммутатора 31(39) обеспечивает прохождение минимальных эталонных напряжений через коммутатор 31(39) к коммутатору 32(40) блока 6(13) и в результате
на его входе устанавливаются минимальные контрольные значения постоянного напряжения. Из выхода 34-2(42-2) блока 34(42) ко входу коммутатора 32(40) блока 6(13), поступают
сигналы, например, в виде двоичного кода параллельного или последовательного, которые обеспечивают поочередное подключение минимальных контрольных значений напряжения из выхода коммутатора 31(39) через коммутатор 32(40) к аналого-цифровому
преобразователю 33(41), в котором минимальное контрольное напряжение преобразовывается в минимальный двоичный контрольный код. После каждого подключения минимального
контрольного напряжения, а соответственно и после каждого его преобразования преобразователем 33(41) с интервалом времени, превышающим переходные процессы в коммутаторе 32(40) и аналого-цифровом преобразователе 33(41), операционный блок 34(42) блока 6(13)
записывает в свою память минимальные значения контрольного кода. После преобразования
минимальных контрольных напряжений из выхода коммутатора 31(39) и записи минимальных контрольных кодов в память операционного блока 34(42) блока 6(13) снимается
сигнал из выхода 34-2(42-2) блока 34(42) и обеспечивается запись блоком 34(42) блока
6(13) в свою память сигналов имитации нарушения входных цепей аналоговых датчиков,
в виде логической "1", из выхода блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков.
Из выхода блоков 3(11) и 20(23), как было вышеуказано, на вход коммутатора 36(41)
частоты блока 6(13) поступает сигнал логической "1", который отключает входы операционного блока 34(42) блока 6(13) от выходов блока 2(10) формирователей и формирователя
22(25) и подключает выход блока 37(45) эталонной частоты ко входу операционного блока 34(42). При этом минимальные эталонные частоты из выхода блока 37(45) поступают
на вход операционного блока 34(42) блока 6(13). Операционный блок 34(42) обеспечивает
преобразование минимальных эталонных частот, поступающих из выхода блока 37(45)
через коммутатор 36(41) блока 6(13) в контрольный двоичный код. После каждого подключения контрольной частоты при последовательном преобразовании, а соответственно
и после каждого ее преобразования операционный блок 34(42) блока 6(13) записывает в
свою память значения минимального контрольного кода. После преобразования операционным блоком 34(42) минимальных эталонных частот и записи контрольных кодов в свою
память обеспечивает запись блоком 34(42) блока 6(13) в свою память сигналов имитации
нарушения входных цепей частотных датчиков, в виде логической "1", из выхода
блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков.
Затем операционный блок 34(42) блока 6(13) начинает анализировать ранее записанную в память минимальную контрольную информацию по алгоритмам допускового контроля и по результату анализа формирует на своем информационном выходе 34-3(42-3)
последовательный двоичный код, который должен быть в виде логического "0" и который
под действием тактовой частоты, поступающей к регистру 52(57) блока 47(49) блока 8(15)
автоматического управления из выхода 34-4(42-4) операционного блока 34(42) блока 6(13)
11
BY 8526 C1 2006.10.30
через коммутатор 51(56) блока 47(49) блока 8(15) записывается в последовательнопараллельный регистр 52(57) блока 47(49) автоматики, где последовательный двоичный
код преобразовывается в параллельный.
Затем из выхода 34-5(42-5) блока 34(42) выдается сигнал, который не проходит к регистру 54(59) через элемент 53(58) "И" блока 47(49) автоматики блока 8(15) в связи с наличием на его втором входе запрещающего сигнала из выхода 35-1(43-1) блока 35(43)
контроля блока 6(13), который запрещает перезапись параллельного двоичного кода из
регистра 52(57) к регистру 54(59) блока 47(49), в связи с чем исходное состояние регистра
54(59) и выходного каскада 55(60) блока 47(49) не изменяется, т.е. выходные команды не
выдаются.
После завершения подачи тактовой частоты из выхода 34-4(42-4) операционного блока 34(42) из его выхода 34-6(42-6) ко входу блока 35(43) контроля блока 6(13) поступает
сигнал продолжительностью, достаточной для обеспечения появления на выходе 35-4(434) блока 35(43) блока 6(13) сигнала в виде логического "0", который, в свою очередь, обеспечивает прохождение через коммутатор 51(56) блока 47(49) автоматики блока 8(15) тактовой частоты из выхода 35-5(43-5) блока 35(43) блока 6(13) ко входу последовательнопараллельного регистра 52(57) блока 47(49). Под действием входной тактовой частоты последовательный двоичный код из регистра 52(57) блока 47(49) автоматики блока 8(15) переписывается в блок 35(43) контроля блока 6(13). После завершения выдачи тактовой
частоты из выхода 35-5(43-5) на выходе 35-4(43-4) блока 35(43) контроля блока 6(13) появится сигнал в виде логической "1", который поступает на вход коммутатора 51(56) блока
47(49) автоматики, который обеспечивает прохождение через него тактовой частоты из
выхода 34-4(42-4) блока 34(42) блока 6(13).
Переписанный двоичный код из регистра 52(57) блока 47(49) автоматики блока 8(15)
анализируется блоком 35(43) контроля блока 6(13), и если он отвечает минимальным значениям, т.е. каждый разряд двоичного кода имеет значение в виде логического "0", то на
выходе 35-6(43-6) блока 35(43) контроля блока 6(13) сигнал неисправности в виде логического "0" не появляется.
Если он не отвечает минимальным значением, т.е. он в виде логической "1" или один
или несколько разрядов в виде логической "1", то на выходе 35-6(43-6) блока 35(43) контроля появится сигнал неисправности в виде логического "0", который поступает к выходному каскаду 55(60) блока 47(49) автоматики блока 8(15) автоматического управления
и запрещает выдачу команд к блоку 48(50) блока 47(49) автоматики и далее на выход 1(2)
к исполнительным элементам газотурбинного двигателя и к блоку 5 бортового контроля.
Кроме того, сигнал неисправности из выхода 35-6(43-6) блока 35(43) контроля блока 6(13)
поступает к операционному блоку 4(12) и далее регистрируется в блоке 7(14) регистрации
параметров. Наличие сигнала неисправности требует ремонта системы.
После завершения цикла самоконтроля на выходе 35-3(43-3) блока 35(43) контроля
блока 6(13) устанавливается сигнал в виде логического "0" и обеспечивает возвращение
блоков 3(11) и 20(23) к контролю входных цепей аналоговых и частотных датчиков газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем.
После снятия сигнала из выхода 35-3(43-3) блока 35(43) снимается сигнал из выхода
35-1(43-1) блока 35(43) и операционный блок 34(42) блока 6(13) переходит в режим измерения сигналов от датчиков, характеризующих физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем.
После проведения цикла самоконтроля из зарегистрированных в памяти операционного блока 34(42) блока 6(13) результатов преобразования контрольных аналоговых и частотных сигналов максимальных и минимальных, а также сигналов имитации нарушений
цепей датчиков операционный блок 34(42) блока 6(13) формирует кадр, имеющий признак
проведенного самоконтроля и информацию, характеризующую техническое состояние измерительных аналоговых и частотных каналов блока 6(13) преобразования и обработки, и вы12
BY 8526 C1 2006.10.30
дает, например, в виде последовательного двоичного адресного кода из выхода 34-7(427) блока 34(42) блока 6(13) ко входу операционного блока 4(12). Полученный из выхода 34-7(42-7) блока 34(42) блока 6(13) последовательный двоичный код операционный
блок 4(12) преобразовывает его в двоичное значение, удобное для записи в соответствующие адреса блока 7(14).
После завершения цикла самоконтроля блоки 6 и 13 преобразования и обработки переходят в режим измерения сигналов от датчиков, характеризующих физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем.
При отсутствии нарушений цепей аналоговых датчиков первого газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем из выхода блоков 3 и 20 контроля датчиков ко входу коммутатора 31 блока 6 поступают сигналы в виде логического уровня "0",
которые подключают выходы блоков 1, 21 нормализаторов и блока 26 гальванической
развязки и нормализаторов к коммутатору 32 блока 6, а при отсутствии нарушений цепей
аналоговых датчиков второго газотурбинного двигателя, а также турбостартера и вспомогательных систем из выхода блоков 11 и 23 контроля датчиков ко входу коммутатора 39
блока 13 поступают сигналы в виде логического уровня "0", которые подключают выходы
блоков 9, 24 нормализаторов и блока 27 гальванической развязки и нормализаторов к
коммутатору 40 блока 13.
При отсутствии нарушений цепей частотных датчиков первого газотурбинного двигателя и турбостартера из выхода блоков 3 и 20 контроля датчиков ко входу коммутатора 36
частоты блока 6 поступают сигналы в виде логического уровня "0", которые подключают
выходы блока 2 формирователей и формирователя 22 к операционному блоку 34 блока 6,
а при отсутствии нарушений цепей частотных датчиков второго газотурбинного двигателя
и турбостартера из выхода блоков 11 и 23 контроля датчиков ко входу коммутатора 44
частоты блока 13 поступают сигналы в виде логического уровня "0", которые подключают
выходы блока 10 формирователей и формирователя 25 к операционному блоку 42 блока 13.
Рассмотрим работу системы в режиме проведения контроля сигналов, характеризующих физическое состояние параметров первого газотурбинного двигателя, турбостартера
и вспомогательных систем (в скобках будут указаны соответствующие блоки, которые
обеспечивают контроль сигналов, характеризующих физическое состояние параметров
второго газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем) силовой установки летательного аппарата и регистрацию общесамолетных параметров (скорость
приборная, скорость относительная, высота относительная, высота барометрическая, крен,
тангаж, продольная перегрузка (Пх), вертикальная перегрузка (Пу) и т.д.) с регистрацией в
блоках 7 и 14 регистрации параметров.
Необходимость независимого контроля и регистрации параметров турбостартера и
вспомогательных систем, а также выдача на блок 5 бортового контроля сигналов предупреждения о выходе турбостартера на аварийный режим работы по независимым каналам
измерения первого и второго газотурбинного двигателя связана с тем, что при отладке
систем, проведении регламентных работ на двигателе, апробировании двигателя после
ремонта в составе летательного аппарата и т.п. работает только один двигатель.
Перед запуском газотурбинного двигателя начинают работать вспомогательные системы, запускается турбостартер, который раскручивает газотурбинный двигатель, который, в свою очередь, выходит на режим и дальше работает в зависимости от действий
оператора. При работающих вспомогательных системах, турбостартере и первом газотурбинном двигателе сигналы от аналоговых датчиков двигателя (вход 2(4)), турбостартера
(вход 6) и вспомогательных систем (вход 7) поступают к блокам 1(9), 21(24) нормализаторов и блока 26(27) гальванической развязки и нормализаторов, где преобразовываются в
соответствующий уровень постоянного напряжения, удобного как для аналого-цифрового
преобразования, так и для использования блоками 3(11) и 20(23) контроля датчиков соответственно. Каналы контроля датчиков блока 3(11) и 20(23) настраиваются на уровень на13
BY 8526 C1 2006.10.30
пряжения ниже, чем уровень напряжения, который отвечает, например, нолевому уровню
давления в магистралях воздушных, топливных и масляных турбостартера, вспомогательных систем, первого двигателя. Каналы блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков подключаются к цепям датчиков через блоки 1(9), 21(24) нормализаторов и блок 26(27)
гальванической развязки и нормализаторов. При нарушении входных цепей аналоговых
датчиков или отказе соответствующего нормализатора блоков 1(9), 21(24) или 26(27) из
выхода блока 3(11) или 20(23) выдаются сигналы к коммутатору 31(39) для подключения
соответствующего эталона блока 38(46) к коммутатору 32(40) и далее к аналогоцифровому преобразователю 33(41) и к операционному блоку 34(42) блока 6(13) для
обеспечения регистрации.
От частотных датчиков входы 1(3) и 5 переменный сигнал, пропорциональный частоте
вращения ротора двигателя и турбостартера, поступает к блоку 2(10) формирователей и
формирователю 22(25), которые формируют, например, однополярные прямоугольные импульсы, которые, в свою очередь, поступают на коммутатор 36(44) частоты. Цепи частотных
датчиков подключены к блокам 3(11) и 20(23) контроля датчиков соответственно. Каналы
контроля частотных датчиков блоков 3(11) и 20(23) при нарушении входных цепей выдают сигналы к операционному блоку 34(42) блока 6(13) для обеспечения их регистрации и
к коммутатору 36(44) частоты для подключения соответствующей эталонной частоты
блока 37(45) к операционному блоку 34(42) блока 6(13).
Процесс измерения, обработки, формирования выходных управляющих и предупреждающих команд, регистрация в блоках регистрации параметров выданных системой
управляющих и предупреждающих команд, а также информации о состоянии параметров
каждого газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем, а также выдача команд системой при неработающей газотурбинной установке осуществляется в следующем порядке.
Из выхода 34-2(42-2) блока 34(42) ко входу коммутатора 32(40) блока 6(13) поступают
сигналы, которые обеспечивают поочередное подключение нормализованных напряжений
из выхода коммутатора 31(39) через коммутатор 32(40) к аналого-цифровому преобразователю 33(41) блока 6(13), в котором постоянное напряжение преобразовывается в двоичный
код, величина которого пропорциональна значению контролируемого параметра. После
каждого подключения нормализованного напряжения, а соответственно и после каждого
его преобразования преобразователем 33(41) с интервалом времени, превышающим переходные процессы в коммутаторе 32(40) и аналого-цифровом преобразователе 33(41), операционный блок 34(42) блока 6(13) записывает в свою память значения двоичного кода,
характеризующего физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем. После завершения преобразования сигналов из блоков 1(9),
21(24) и 26(27) и записи результатов преобразования в память блока 34(42) прекращается
подача кодовых комбинаций по цепи 34-2(42-2) из блока 34(42) к коммутатору 32(40)
блока 6(13) и обеспечивается запись сигналов (при нарушениях цепей датчиков сигнал
будет в виде логической "1") из выхода блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков в память
блока 34(42) блока 6(13).
После окончания функционирования измерительного канала операционного блока 34(42)
блока 6(13) по контролю аналоговых параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем начинает функционировать измерительный канал частотных
датчиков, соединенный с операционным блоком 34(42) блока 6(13), в следующем порядке.
Сигналы от частотных датчиков (входы 1(3) и 5) в виде переменного напряжения, периоды следования которых пропорциональны числам оборотов газотурбинного двигателя
и турбостартера, поступают к блокам 3(11) и 20(23) контроля датчиков соответственно, а
также к блоку 2(10) формирователей и формирователю 22(25), где и преобразовываются в
импульсы прямоугольной формы. Из блока 2(10) формирователей и формирователя 22(25)
14
BY 8526 C1 2006.10.30
прямоугольные импульсы поступают через коммутатор 36(44) частоты ко входу операционного блока 34(42) блока 6(13).
При отсутствии отказов в цепях частотных датчиков на входе операционного блока
34(42) блока 6(13) присутствуют последовательности прямоугольных импульсов, периоды
которых пропорциональны числу оборотов газотурбинного двигателя и турбостартера.
Вследствие функционирования операционного блока 34(42) блока 6(13) по описанному выше алгоритму преобразовываются аналоговые сигналы, которые поступают из выхода блоков 1(9), 21(24) нормализаторов и блока 26(27) гальванической развязки и
нормализаторов через коммутаторы 31(39) и 32(40), а также через преобразователь 33(41)
на вход блока 34(42) блока 6(13), в двоичный код, импульсные последовательности, которые поступают из выхода коммутатора 36(44) блока 6(13), в двоичный код, а также сигналы, которые свидетельствуют о нарушении в цепях аналоговых и частотных датчиков из
выхода блоков 3(11) и 20(23) контроля датчиков, которые фиксируются в памяти операционного блока 34(42) блока 6(13). После проведения цикла регистрации в памяти операционного блока 34(42) блока 6(13) результатов преобразования входных аналоговых и
частотных сигналов, а также состояния входных цепей операционный блок 34(42) блока
6(13) начинает анализировать ранее записанную в память информацию, характеризующую
физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем по алгоритмам допускового контроля.
Если один или несколько параметров газотурбинного двигателя или турбостартера
первый раз достигли своего максимального значения, из выхода 34-1(42-1) операционного
блока 34(42) блока 6(13) поступает сигнал на вход блока 35(43) блока 6(13), под действием которого он начинает функционировать по описанному выше алгоритму самоконтроля.
После окончания самоконтроля на выходах 35-1(43-1), 35-4(43-4) блока 35(43) блока 6(13)
устанавливаются сигналы в виде логического уровня "1", которые поступают в блок 47(49)
блока 8(15) автоматического управления и через соответствующие его элементы 51(56),
53(58) обеспечивают прохождение сигналов из выходов 34-4(42-4), 34-5(42-5) операционного блока 34(42) блока 6(13). Кроме того, при отсутствии отказа в измерительных каналах операционного блока 34(42) блока 6(13) на выходе 35-6(43-6) устанавливается сигнал
логического уровня "1", который обеспечивает прохождение сигналов из выхода блока
47(49) на блок 48(50) блока 8(15) автоматического управления.
После окончания цикла самоконтроля по результату измерения сигналов, характеризующих физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и
вспомогательных систем, операционные блоки 34 и 42 блока 6(13) снова переходят в режим измерения сигналов от датчиков.
После окончания цикла регистрации в памяти операционного блока 34(42) блока 6(13)
результатов преобразования входных аналоговых и частотных сигналов, а также состояния входных цепей операционный блок 34(42) блока 6(13) начинает анализировать ранее
записанную в память информацию, характеризующую физическое состояние параметров
газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем по алгоритмам допускового контроля.
Если один или несколько тех же параметров газотурбинного двигателя, турбостартера
и вспомогательных систем второй раз достигли своего максимального значения, операционный блок 34(42) блока 6(13) формирует на своем информационном выходе 34-3(42-3)
последовательный двоичный код, в котором в соответствующих разрядах устанавливаются
логические уровни "1".
Последовательный двоичный код из выхода 34-3(42-3) операционного блока 34(42)
блока 6(13) под действием тактовой частоты, поступающей на регистр 52(57) блока 47(49)
блока 8(15) автоматического управления из выхода 34-4(42-4) блока 34(42) блока 6(13)
через коммутатор 51(56) блока 47(49) записывается в последовательно-параллельный регистр 52(57) блока 47(49) автоматики блока 8(15) автоматического управления, где после15
BY 8526 C1 2006.10.30
довательный двоичный код преобразовывается в параллельный. Затем из выхода 34-5(42-5)
блока 34(42) блока 6(13) выдается сигнал, который проходит на регистр 54(59) через элемент 53(58) "И" блока 47(49) блока 8(15) автоматического управления в связи с наличием
на его втором входе сигнала из выхода 35-1(43-1) блока 35(43) контроля блока 6(13), который
разрешает перезапись параллельного двоичного кода из регистра 52(57) в регистр 54(59)
блока 47(49) автоматики блока 8(15).
Сигналы из выхода параллельного регистра 54(59) через выходной каскад 55(60) блока 47(49) автоматики поступают на вход блока 48(50) выдачи команд блока 8(15), в котором включаются соответствующие электронные ключи или электромеханические реле тех
параметров, которые достигли своего предельного значения и которые, в свою очередь,
включают соответствующие агрегаты газотурбинного двигателя, например, системы запуска
как на земле, так и в воздухе, системы энергоснабжения и т.п. и сигнализацию блока 5 бортового контроля для предупреждения оператора о выходе турбостартера за пределы допустимой работы, при запуске двигателей и цикл измерения параметров и выдача управляющих
команд, при превышении параметрами своего предельного значения, повторяется.
Кроме того, сигнал, который свидетельствует о том, что газотурбинный двигатель работает, из выхода каскада 55(60) поступает к блоку 16(18) управления выдачей команд и
блокирует его работу.
Таким образом, на блок 5 бортового контроля и исполнительные элементы и системы
газотурбинного двигателя команды (сигналы) о достижении предельных (граничных)
уровней ограничения параметров поступают только после автоматического прохождения
самоконтроля, отсутствии отказов в измерительных каналах и цепях датчиков и только
при последующем подтверждении достижения параметром своего предельного значения.
После завершения формирования управляющих команд для включения блока 5 агрегатов газотурбинного двигателя из зарегистрированных в памяти операционного блока
34(42) блока 6(13) результатов преобразования входных аналоговых и частотных сигналов, а также состояние входных цепей операционный блок 34(42) блока 6(13) формирует
кадр, имеющий информацию характеризующую физическое состояние параметров газотурбинного двигателя, турбостартера и вспомогательных систем, цепей их датчиков и
техническое состояние самой системы и выдает, например, в виде последовательного двоичного адресного кода из выхода 34-7(42-7) блока 34(42) блока 6(13) на вход операционного блока 4(12).
Полученный из выхода 34-7(42-7) блока 34(42) блока 6(13) последовательный двоичный код операционный блок 4(12) преобразовывает его в двоичное значение удобное для
записи в соответствующие адреса блока 7(14) регистрации параметров.
Регистрация выходных команд системы выполняется в следующем порядке.
При работающем турбостартере и двигателе выходные команды, например, в виде
бортового напряжения, величина которого может быть, например, плюс 27 вольт, из блока
8(15) автоматического управления поступают на исполнительные элементы и вместе с тем
поступают на вход блока 17(19) контроля команд управления. Блок 17(19) обеспечивает
гальваническую развязку бортовой сети самолета и напряжения питания блоков и элементов
данной системы для обеспечения ее помехоустойчивости, а также по сигналу из операционного блока 4(12) формирует на своем выходе, например, однополярный последовательный двоичный код (характеризует состояние выходных управляющих команд системы),
который поступает на вход операционного блока 4(12) и регистрируется в его памяти, а
потом переписывается в память блоков 7(14).
Этим и завершается цикл записи параметров газотурбинного двигателя, турбостартера
и вспомогательных систем, состояние цепей датчиков и техническое состояние самой системы в блок 7(14), после чего цикл контроля параметров силовой установки повторяется.
Вместе с записью информации о физическом состоянии параметров силовой установки в памяти операционных блоков 4 и 12 вычислитель 30 блока 5 бортового контроля
16
BY 8526 C1 2006.10.30
принимает информацию о пространственном положении летательного аппарата, его скорости, высоте и т.п. от бортовой системы регистрации параметров летательного аппарата
(вход 8) и выдает непрерывно к блокам 4 и 12, например, в виде последовательного адресного кода. Операционные блоки 4 и 12 выбирают по адресам необходимую информацию о
пространственном положении летательного аппарата и записывают ее в свою память, после чего прекращается цикл записи значений регистрируемых параметров в память операционного блока 4 и 12. Необходимость записи информации о пространственном
положении летательного аппарата, его скорости, высоте и т.п. состоит в том, что без этой
информации невозможно полноценно оценить техническое состояние силовой установки
в полете.
Операционные блоки 4 и 12 из записанной в их памяти информации формируют кадр,
который переписывается по соответствующим адресам в память блоков 7 и 14 соответственно.
Вместе с регистрацией параметров о техническом состоянии газотурбинного двигателя, турбостартера, если он работает, и вспомогательных систем в блоках 7 и 14 операционные блоки 4 и 12 непрерывно выдают на вычислитель 30 блока 5, например, в виде
последовательного адресного кода информацию о техническом состоянии параметров силовой установки.
Вычислитель 30 блока 5 принимает информацию о пространственном положении летательного аппарата, его скорости, высоте и т.п., физическое состояние газотурбинной установки из операционных блоков 4 и 12, анализирует ее и через блок 28 формирования и
преобразования кода выдает на блок 29 для отображения сообщений, о выходе за предельные
значения параметров по силовой установке и летательному аппарату (предупреждающие
сообщения), в кабину летательного аппарата.
Блоки 7 и 14 регистрации параметров являются эксплуатационными накопителями
информации, которая характеризует техническое состояние параметров газотурбинных
двигателей, турбостартера, вспомогательных систем и пространственное положение летательного аппарата, продолжительность накопления может быть, например, 75 часов.
После окончания времени накопления информации к системе подключается считывающая аппаратура, которая поочередно на вход операционных блоков 4 и 12 по линиям
связи (на чертеже не показаны) выдает информацию, например, в виде двоичного кода,
под действием которого блоки 4 и 12 переходят в режим считывания накопленной информации блоками 7 и 14. В этом режиме операционные блоки 4 и 12 выдают к блокам 7 и 14
соответственно адресные кодовые значения для обеспечения последовательного считывания двоичного кода (накопленной информации), через операционные блоки 4 и 12 к наземной аппаратуре.
Считанная информация направляется в центр дешифровки полетных данных, где анализируется состояние газотурбинных двигателей, турбостартера и вспомогательных систем, в том числе цепей датчиков, и правильность выдачи команд управления на агрегаты
двигателей, предупреждающих сигналов о работе турбостартера на блок 5 бортового контроля и определяется или необходимость проведения разнообразных профилактических
(ремонтных) мероприятий, или дальнейшая эксплуатация.
При неработающем двигателе команды управления на выходе блока 48(50) блока 8(15)
автоматического управления должны отсутствовать. Выдача команд блоком 8(15) свидетельствует о его неисправности.
Для определения отсутствия команд управления из выхода блока 8(15) на блоке 29 набора команд и отображения сообщений блока 5 бортового контроля, установленного в кабине летательного аппарата, оператором набираются команды, которые поступают в блок 28
формирования и преобразования кода блока 5. В блоке 28 команды блока 29 преобразовываются, например, в последовательный однополярный двоичный код и поступают на вход
вычислителя 30 блока 5. Под влиянием последовательного однополярного двоичного кода
17
BY 8526 C1 2006.10.30
вычислитель 30 блока 5, в свою очередь, формирует последовательный однополярный
двоичный код и выдает на операционный блок 4(12), который переходит в режим контроля наличия выходных команд блока 8(15). Далее система работает по описанному выше
алгоритму контроля команд управления при работающем двигателе. После завершения
цикла контроля выходных команд операционный блок 4(12) фиксирует в своей памяти
результаты контроля и через вычислитель 30 и блок 28 выдает информацию по результату
контроля на блок 29 блока 5 для отображения сообщений. В случае выдачи блоком 8(15)
команд управления на исполнительные элементы на блоке 29 блока 5 будет отображение,
например отказ системы, при этом система бракуется и вместо нее устанавливается исправная система.
При неработающих двигателях, например, на этапе производства летательного аппарата или после его капитального ремонта, а также при проведении регламентных работ,
поиска отказов в цепях исполнительных элементов или проверке работоспособности исполнительных элементов (агрегатов двигателя) в автономном режиме, без подключения
наземной проверочной аппаратуры, на блоке 29 оператором набираются команды, которые поступают в блок 28 формирования и преобразования кода, где команды блока 29
преобразовываются, например, в последовательный однополярный двоичный код и выдаются на вход вычислителя 30 блока 5. Под влиянием последовательного однополярного
двоичного кода вычислитель 30 блока 5 переходит в режим контроля состояния исполнительных элементов первого или второго газотурбинных двигателей, например первого.
При этом вычислитель 30 блока 5 выдает команды на операционный блок 4, который также переходит в режим контроля состояния исполнительных элементов первого газотурбинного двигателя и работы с блоком 16 управления выдачей команд. При этом режиме из
выхода блока 4 на вход блока 16 поступает последовательный однополярный двоичный
код, который в нем преобразовывается в параллельный двоичный код. Вследствие преобразования на выходе блока 16 управления выдачей команд появляются сигналы, например, в виде логической "1", которые поступают на входы блока 48 выдачи команд блока 8,
при наличии на входе блока 16 сигнала из выхода блока 47 автоматики блока 8, например,
в виде логической "1", при неработающем двигателе. При поступлении сигнала, например,
в виде логической "1" на соответствующий выходной элемент блока 48, например реле,
вследствие чего реле срабатывает, замыкает свои контакты и на выходе блока 48 блока 8
появляется команда, например, в виде напряжения плюс 27 вольт. Наличие команды на
выходе блока 8 свидетельствует об исправности системы, а отсутствие команды свидетельствует об отказе блока 8 автоматического управления. Выходная команда блока 8 при
исправности цепей и исполнительных элементов включает соответствующий агрегат первого газотурбинного двигателя или включает сигнализацию на блоке 5. Срабатывание агрегата двигателя или сигнализации блока 5 свидетельствует об их исправности и линий
связи с ними. В случае несрабатывания исполнительного элемента выясняется причина
отказа, которая состоит в проверке наличия выходной команды блока 8 (проверяется по
описанному выше алгоритму контроля выдачи команд при работающем двигателе), линии
связи и функционирования самого исполнительного агрегата. Выявленные неисправности
устраняются. Этим и заканчивается проверка блока 8 автоматического управления, блока 5,
исполнительных элементов и линий связи с ними.
Для предотвращения выдачи ложных команд управления блоком 16, при работающем
двигателе, на его вход из блока 47 автоматики блока 8 поступает сигнал, например, в виде
логического "0", который блокирует работу блока 16. Этим и предотвращается несанкционированное влияние блока 16 на работу блока 8 автоматического управления при работающем двигателе.
Для проверки работоспособности исполнительных элементов и линий связи с ними
второго газотурбинного двигателя на блоке 29 набора команд блока 5 оператором набираются команды, которые поступают на блок 28 формирования и преобразования кода,
18
BY 8526 C1 2006.10.30
где команды блока 29 блока 5 преобразовываются, например, в последовательный однополярный двоичный код и поступают на вход вычислителя 30 блока 5. Под влиянием последовательного однополярного двоичного кода вычислитель 30 блока 5 переходит в
режим контроля состояния исполнительных элементов второго газотурбинного двигателя.
При этом вычислитель 30 блока 5 выдает команды на операционный блок 12, который
также переходит в режим контроля состояния исполнительных элементов второго газотурбинного двигателя работы с блоком 18 управления выдачей команд. При этом режиме
из выхода блока 12 на вход блока 18 поступает последовательный однополярный двоичный код, который преобразовывается в нем в параллельный двоичный код. Вследствие
преобразования на выходе блока 18 управления выдачей команд появляются сигналы, например в виде логической "1", которые поступают на входы блока 50 выдачи команд блока 15, при наличии на входе блока 18 сигнала из выхода блока 49 автоматики блока 15,
например, в виде логической "1", при неработающем двигателе. При поступлении сигнала,
например, в виде логической "1" на соответствующий выходной элемент блока 50, например
реле, вследствие чего реле срабатывает, замыкает свои контакты и на выходе блока 50
блока 15 появляется команда, например, в виде напряжения плюс 27 вольт. Наличие команды на выходе блока 15 свидетельствует об исправности системы, а отсутствие команды свидетельствует об отказе блока 15 автоматического управления. Выходная команда
блока 15 при исправности цепей и исполнительных элементов включает соответствующий
агрегат второго газотурбинного двигателя или сигнализацию на блоке 5. Срабатывание
агрегата двигателя или сигнализации блока 5 свидетельствует об их исправности и линий
связи с ними. В случае несрабатывания исполнительного элемента выясняется причина
отказа, которая состоит в проверке наличия выходной команды блока 15 (проверяется по
описанному выше алгоритму контроля выдачи команд при работающем двигателе), линии
связи и функционирование самого исполнительного агрегата или блока 5. Выявленные
неисправности устраняются. Этим и заканчивается проверка блока 15 автоматического
управления, исполнительных элементов и линий связи с ними.
Для предотвращения выдачи ложных команд управления блоком 18, при работающем
двигателе, на его вход из блока 49 автоматики блока 15 поступает сигнал, например, в виде логического "0", который блокирует работу блока 18. Этим и предотвращается несанкционированное влияние блока 18 на работу блока 15 автоматического управления при
работающем двигателе.
Предложенное изобретение за счет усовершенствования системы обеспечивает:
контроль параметров турбостартера и выдачу сигналов предупреждения о выходе на
аварийный режим работы турбостартера, который обеспечивает запуск (последовательный или параллельный) газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата, запись параметров турбостартера в блоках регистрации параметров;
предупредительную сигнализацию о выходе параметров турбостартера за предельный
уровень, которая позволит своевременно прекратить работу турбостартера, что, в свою
очередь, позволит избежать отрицательных последствий для газотурбинных двигателей
силовой установки летательного аппарата;
запись параметров вспомогательных агрегатов и систем, которые обеспечивают надежный запуск и надежную эксплуатацию силовой установки, таких как генераторы (переменного и постоянного напряжения), топливные и масляные насосы, фильтры очистки
топлива, давления воздуха на входе двигателя, температуры воздуха на входе двигателя,
положение воздухозаборников двигателя, параметры переменного и постоянного напряжения и т.п.;
контроль функционирования каналов контроля параметров турбостартера и вспомогательных систем;
высокую достоверность контроля и регистрации параметров турбостартера и вспомогательных систем, которые обеспечивают надежный запуск и работу силовой установки;
19
BY 8526 C1 2006.10.30
выдачу команд из блоков автоматического управления, при неработающих двигателях, для проверки работоспособности исполнительных элементов газотурбинных двигателей и блока 5 бортового контроля и линий связи с ними, например, при выполнении
регламентных работ или проверке бортовых цепей и работоспособности агрегатов при
изготовлении летательного аппарата или после капитального ремонта, а в особенности в
период эксплуатации, например при подготовке к повторному вылету летательного аппарата, что позволит сократить время поиска отказов в цепях исполнительных элементов и
проверку функционирования исполнительных элементов газотурбинных двигателей силовой установки летательного аппарата.
Представленное техническое решение за счет регистрации в блоках 7 и 14 достоверной
информации, которая характеризует техническое состояние параметров газотурбинного
двигателя, турбостартера, вспомогательных систем, состояние цепей датчиков, состояние
выходных команд системы, а также техническое состояние самой системы, позволит обеспечить надежную эксплуатацию силовой установки и самой системы по техническому состоянию, сократить время на устранение отказов в оборудовании двигателей, самолета и
цепей датчиков и, как следствие, повысить надежность и снизить стоимость эксплуатации
силовой установки летательного аппарата, а также сократить время бездействия летательного аппарата.
Фиг. 2
Национальный центр интеллектуальной собственности.
220034, г. Минск, ул. Козлова, 20.
20
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
826 Кб
Теги
by8526, патент
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа