Способ предполетного мониторинга технического состояния авиационной техники

СПОСОБ ПРЕДПОЛЕТНОГО МОНИТОРИНГА ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Алиев Т.А. (AZ) Изобретение относится к информационно-измерительным системам, а именно к способам диагностики предполетного технического состояния авиационной техники. Сущность изобретения состоит в сборе измерительной информации, ее обработке методами спектрального и статистического анализа, выработке параметров идентификации и оценок их значений. В качестве параметров используют информативные признаки статистического анализа: оценки дисперсии помехи D, оценки взаимнокорреляционных функций между помехой и полезным сигналом Rx; оценки взаимнокорреляционных функций между полезными сигналами Rxx,полученных от различных датчиков, коэффициента корреляции rXs и спектральные оценки реального сигнала an, bn. При отклонении от эталонных значений хотя бы одной из оценок параметров статистического анализа устанавливают начало периода зарождения дефекта. Отклонение значений оценок an, bn спектрального анализа от эталонных означает переход объекта в аварийное состояние. Эффективность предлагаемого способа заключается в простоте расчета и надежности оценок информативных признаков. Способ мониторинга авиационной техники может быть использован для мониторинга технического состояния для любого объекта,подвергаемого различным динамическим нагрузкам.(56) ДОРОШКО С.М. Контроль и диагно(96) 2011/001 (AZ) 2011.01.14 стирование технического состояния газотур(71)(72)(73) Заявитель, изобретатель и патентовладелец: бинных двигателей по вибрационным ПАШАЕВ АРИФ МИР ДЖАЛАЛ ОГЛЫ; параметрам, М, "Транспорт", 1984, с 81-123 АЛИЕВ ТЕЛЬМАН АББАС ОГЛЫ;RU-C2-2379645 ДЖАФАРЗАДЕ РАУФ МАМЕД ОГЛЫ;RU-C1-2310180 ГАЗАРХАНОВ ЭНВЕР ТАПТЫГ ОГЛЫ (AZ) Изобретение относится к информационно-измерительным системам, а именно к способам диагностики предполетного технического состояния авиационной техники с целью предупреждения их аварийности при эксплуатации. В авиационной технике, как и в любой другой, в процессе эксплуатации вероятность разрушения элементов конструкций очень высока. В большинстве случаев нарушение целостности происходит под воздействием таких эксплуатационных факторов, как уровень нагрузки, воздействие окружающей среды и т.п. Эффективность процесса технической эксплуатации авиатехники во многом зависит от достоверности контроля технического состояния самолетов и их двигателей, надежность которой, в свою очередь,связывают с элементной базой и всей системой контроля. Однако, несмотря на возросшую надежность элементной базы, и всей системы в целом, количество аварий с катастрофическими последствиями по вине систем контроля и управления уменьшилось незначительно. Известен метод технической диагностики авиационного двигателя и планера, использующий так называемую бинарную систему диагностики (1). Эта система включает перечень диагностических приемов от визуального до вероятностно-статистического с использованием специально разработанных алгоритмов предотказного состояния контролируемого объекта. В качестве решения, этот способ выдает два диагностических признака, связанных с соответствующим состоянием: "да" или "нет". Причем решение о предотказном состоянии вовсе не означает конкретно "отказ". Это может быть состояние предупреждения или необходимости ремонта. Но, главное, этот метод позволяет определить только переход от одного состояния в другой, т.е. рассматривается как мгновенный. Этот диагностический "скачок" говорит о неэффективности данного метода. Потому что он, либо с большим запасом выдает решение на ремонт, либо с не меньшим запозданием - на неисправность. Но и то и другое является фактом нежелательным, т.к.,если в первом случае это только материальный ущерб, то во втором - катастрофические последствия. Наиболее близким по технической сущности является способ диагностики технического состояния газотурбинных двигателей самолета (2) методами спектрального анализа вибросигналов. Для данного способа характерно наличие большого количества вибродатчиков (от 40 до 100 шт), которые располагаются на всех уязвимых элементах объекта. Способ осуществляет сбор измерительной информации, полученной от вибродатчиков, расположенных на большом числе разнородных элементах объекта, идентификацию сигналов и определение значений их параметров для сравнения с заранее сформированными эталонными параметрами и их значениями и принятие решения. Обработку информации осуществляют методами спектрального анализа, параметрами которого являются частота или амплитуда вибрации, значение которых получают в виде оценок an,bn - коэффициентов ряда Фурье реального сигнала. Уровень вибрации зависит от многих факторов: принципа действия элемента, способа приложения вибродатчиков и уровня действующих в нем динамических сил и моментов, от удаленности их от источника вибрации,месторасположения и способа крепления вибродатчиков, характеристик самого вибродатчика и т.п., в том числе и от времени и места нахождения самолета и от окружающей среды. Способ позволяет определять для всех элементов объекта последовательно и/или параллельно видоизменяющуюся вибрацию в определенных частотных диапазонах и принимать соответствующее решение. Однако недостатком данного способа является то, что мониторинг осуществляется только в отношении двигателя и не затрагивает другие объекты летательного аппарата. Основным недостатком указанного способа является невозможность обеспечить достоверность мониторинга начала зарождения дефекта в связи с тем, что все сигналы, поступающие от вибродатчиков, как для создания эталонной базы, так и для идентификации текущего сигнала, подвергаются тщательной очистке от сопутствующих сигналов, являющихся суммарной помехой (it). Это приводит к искажению информации, так как данный способ позволяет диагностировать только явно выраженные неисправности и никоим образом не реагирует на микроповреждения, которые в режиме полета и неудачно сложившейся совокупности факторов могут привести к авиакатастрофе. Задача изобретения состоит в разработке эффективного и достоверного способа предполетной диагностики технического состояния авиационной техники с целью определения начала (скрытого периода) зарождения дефекта путем новой технологии анализа зашумленных сигналов g(it). Сущность изобретения состоит в том, что способ предполетного мониторинга технического состояния авиационной техники, включает сбор измерительной информации, ее обработку методами спектрального и статистического анализа, выработку параметров идентификации и оценок их значений. В качестве параметров используют информативные признаки статистического анализа: оценки дисперсии помехи D, оценки взаимнокорреляционных функций между помехой и полезным сигналом Rx; оценки взаимнокорреляционных функций между полезными сигналами Rxx; полученных от различных датчиков, коэффициента корреляции rX и спектральные оценки реального сигнала an,bn. При отклонении от эталонных значений хотя бы одной из оценок параметров статистического анализа устанавливают начало периода зарождения дефекта. Отклонение значений оценок an,bn, спектрального анализа от эталонных означает переход объекта в аварийное состояние. Сопоставительный анализ заявляемого решения с прототипом показал, что в заявляемом изобретении, в отличие от известного, применяют новый метод анализа сигнала, основанный на использовании помехи сигнала, как носителя дополнительной диагностической информации. При этом в качестве параметров идентификации сигнала используют комплекс информативных признаков, включающих оценки дисперсии помехи D, оценки взаимнокорреляционных функций между помехой и полезным сигналомRx; оценки взаимнокорреляционных функций между полезными сигналами Rxx, полученных от различных датчиков, коэффициента корреляции rX. Сравнительный анализ заявляемого изобретения с другими известными решениями показал, что известно решение (3), в котором используется тот же комплекс информативных признаков, что и в заявляемом изобретении. Однако объектом известного решения является компрессорный агрегат, находящийся в статическом состоянии относительно окружающей среды. Объекты авиации находятся не только в состоянии динамики, но и в постоянно меняющихся условиях окружающей среды, что влияет на достоверность оценок информативных признаков и, тем самым,гораздо усложняет процесс мониторинга. Поэтому в качестве оценок для сравнения используют не нулевое значение оценок информативных признаков, как в известном решении (3), а некий эталон диапазона оценок, выработанный в процессе обучения при нормальном состоянии самолета при различных условиях эксплуатации и в соответствии с техническими требованиями эксплуатации. Таким образом, введение новых признаков дает основание утверждать, что заявляемое решение соответствует требованиям критерия "новизна". Известно (4, 5), что нормальное состояние любого объекта, в том числе и авиационной техники, характеризуется зашумленными технологическими параметрами, полученными от соответствующих датчиков. При этом в течение времени T0 - периода нормального состояния, спектральные оценки an,bn соответствуют эталонным коэффициентам нормального состояния объекта, а для технологических параметров статистического анализа: т.е. все оценки параметров примерно равны нулю. Где- закон распределения сигнала g(it);RXX, Rgg - оценки корреляционных функций полезного сигнала Х(it) и суммарного сигналаRX(= 0), rX- взаимнокорреляционная функция и коэффициент корреляции между полезным сигналом X(it) и помехой (it). Известно также (5, 6), что оценки спектрального анализа an,bn, позволяют определить только переход одного состояния в другой, а именно переход периода времени T0 в период времени T2. Однако известно (5,6), что в указанный период от T0 до T2, т.е. в период T1, происходит непрерывное изменение оценок RXX, Rgg характеристик сигналов g(it) = X(it)+(it), получаемых на выходах соответствующих датчиков. Так как в этот отрезок времени Т 1 кроме информации полезного сигнала X(it), помеха (it) также становится носителем диагностической информации. В то же время в традиционных технологиях этой спецификой помехи (it) пренебрегают, ориентируясь только на оценки an,bn. Это является причиной принятия информационными системами неадекватных решений к возникшим ситуациям в начальной стадии перехода авиационной техники, в частности, самолета из нормального в аварийное состояние. Данный факт объясняется тем, что спектральные оценки являются достоверными только в случаях, когда величина помехи меняется в ограниченных пределах, что не характерно для авиационной техники. Было установлено, что когда начинается процесс возникновения (зарождения) дефекта и наступает период скрытого T1, перехода в аварийное состояние, то указанное равенство нарушается, статистические оценки сигнала g(it) определяются с некоторой погрешностью и все оценки параметров в течение периода времени T1 непрерывно меняются. В этот период времени T1, из-за взаимовлияния совокупности многофакторных условий, происходит изменение оценок информативных признаков: D, Rgg, Rgjgv и rX, не просто от нуля, а в пределах определенного диапазона. Поэтому превышение значений оценок дисперсий, авто- и взаимнокорреляционных функций Rgg и Rgjgv при определенном временном сдвиге ' (= 't) и коэффициента корреляции между полезным сигналом и помехой tX пределов значений соответствующего эталонного диапазона, можно считать индикаторами начала перехода от периода времени T0 к скрытому периоду времени Т 1. Таким образом, перечисленные признаки являются существенными, а их совокупность создает новый технический эффект, что позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого изобретения критерию "технический уровень" и, следовательно, заявляемое решение может быть признано изобретением. Способ осуществляется следующим образом. Для проведения предполетного мониторинга самолета вибродатчики располагают в его уязвимых местах. Анализ сигналов с установленных датчиков осуществляют как в статическом режиме, так и в условиях, определяемых требованиями безопасной эксплуатации. Учитывая, что скрытый период времени T1 перехода в аварийное состояние T2 отражается в технологических параметрах сигналов: Определение оценок осуществляют по формулам: Из полученных оценок формируют соответствующие множества информативных признаков: Аналогично, по оценкам дисперсий помех сигналов, которые вычисляют по формуле формируют множества W соответствующих информативных признаков Затем по формулам формируют множества WX из оценок взаимнокорреляционных функций и коэффициента корреляции между полезным сигналом и помехой в виде В дополнение к оценкам статистического анализа определяют коэффициенты ряда Фурье реального сигнала an,bn по формулам где an,bn - коэффициенты ряда Фурье реального сигнала. Эталонные множества оценок информативных признаков в виде группы указанных множеств:Wg,W,WX и Wab нарабатывают по всем необходимым и предполагаемым ситуациям эксплуатации самолета. В период времени T0, когда объект находится в нормальном состоянии, все элементы множеств информативных признаков Wg,W,WX и Wab будут находиться в эталонном диапазоне. В момент зарождения дефекта, отклонение любого элемента множеств Wg,W,WX от эталонного диапазона, системой будет восприниматься как начало перехода объекта мониторинга из нормального периода времени T0 в скрытый период аварийного периода времени T1. При этом по номеру множества, по номеру столбца и строки расположения элемента информативного признака, отличающегося от эталонного диапазона,можно определить, т.е. идентифицировать место и характер неисправности. Отклонение любого из эле-3 021468 ментов множества Wab от эталонного - будет означать аварийное состояние узла объекта техники, т.е. период T2. Сочетание трех информативных множеств со спектральным анализом является надежным и позволяет многократно повысить достоверность результатов мониторинга. Эффективность предлагаемого способа заключается в том, что расчет оценок каждого из перечисленных индикаторов достаточно прост, а результаты надежны. Кроме того, совместное использование указанных индикаторов и оценок an,bn, получаемых при спектральном анализе измерительной информации, повышает достоверность предполетного мониторинга авиационной техники, а сам способ мониторинга авиационной техники может быть использован для мониторинга технического состояния для любого объекта, подвергаемого различным динамическим нагрузкам. Литература 1. В.А. Пивоваров "Диагностика летательных аппаратов и авиационных двигателей (основные теории прикладные вопросы)", МИИнж. Гр. Ав., М., 1990 г., с. 75-100. 2. С.М. Дорошко "Контроль и диагностирование технического состояния газотурбинных двигателей по вибрационным параметрам", М., "Транспорт", 1984 г., с. 81 (прототип). 3. Bendat Julius S. and Allan G. Piersol, Random Data, AnalysisMeasurement Procedures, WileyInterscience, 2000. 4. Collacott R.A. Structural integrity monitoring, Kluwer, 1985, 474 p. 5. Telman Aliev. Digital Noise Monitoring of Defect Origin., London: Springer- Verlag, 2007. - 235 p. 6. Telman Aliev. Robust Technology with Analysis of Interference in Signal Processing., New York: Kluwer Academic/Plenum Publishers, 2003. 199 p. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ Способ предполетного мониторинга технического состояния авиационной техники, включающий сбор измерительной информации от вибродатчиков, расположенных на уязвимых элементах авиационной техники, ее обработку и выработку параметров идентификации, в качестве которых используют спектральные оценки реального сигнала axn,bxn для сравнения с аналогичными, заранее сформированными эталонными оценками, и при отклонении текущих оценок от эталонных устанавливают наличие дефекта, отличающийся тем, что способ дополнительно включает статистический анализ измерительной информации, в качестве параметров идентификации используют оценки дисперсии помехи D, оценки коэффициента корреляции rx и взаимнокорреляционных функций между помехой и полезным сигналомRx; оценки взаимнокорреляционных функций между сигналами Rgg, полученных от различных датчиков, и при отклонении хотя бы одной из оценок параметров от эталонного диапазона устанавливают начало периода зарождения дефекта.