УСТРОЙСТВО КОНТРОЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ СИСТЕМ САМОЛЁТА Российский патент 2023 года по МПК G07C5/08 G06F1/16 

Область техники

Изобретение относится к области авиаприборостроения, а именно к устройству контроля технического состояния систем самолета, осуществляющего сбор и диагностику состояния систем самолета для обеспечения эксплуатации систем самолета с заданными функциями и характеристиками при обеспечении необходимого уровня безопасности полетов самолета.

Уровень техники

Для контроля технического состояния систем современные самолеты оборудованы различными устройствами, задачей которых является сбор, обработка и анализ информации, которую формируют самолетные системы, используя для этого множество разнообразных датчиков и сигнализаторов. Такие устройства также фиксируют неисправности/отказы в системах самолета, осуществляют диагностику и передают информацию на средства регистрации и отображения. Такие устройства могут быть объединены в вычислительные комплексы, соединенных между собой шинами передачи данных.

Из публикации WO 96/41260 А1, МПК G06F 9/45, опубл. 19.12.1996 известна бортовая система технического обслуживания, содержащая канал информационного обмена, соответствующий спецификации ARJNC-429 и обеспечивающий обмен данными между встроенными системами контроля (ВСК) самолетных систем и вычислителем бортовой системы технического обслуживания. Известная система также содержит дисплей, принтер, адресно-отчетную систему авиационной связи, загрузчик данных и устройство записи полетной информации.

Из публикации заявки US 2012260180 А1, МПК G06F 15/16, опубл. 11.10.2012, известна комплексная система диагностики и представления информации о состоянии различных систем летательного аппарата, содержащая различные устройства обработки и анализа данных, подключенные к сети передачи данных, выполненные с возможностью приема информации и, ее последующей передачи сетевому анализатору.

Из публикации заявки 2015110098/20(015929 известно устройство контроля технического состояния силовой установки, содержащее модуль обработки и анализа данных, регистратор параметров и диагностических данных, модуль документирования и отображения данных, модуль интерфейсов, модуль контроля и изменения программного обеспечения, которое обеспечивает эксплуатацию двигателей с прогнозированием уровня надежности, повышение межремонтного ресурса двигателей при эксплуатации и повышении показателей наработки двигателя на выключение в полете.

Раскрытие сущности изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является создание устройства контроля технического состояния систем самолета, обеспечивающего возможность комплексного интегрального контроля технического состояния систем, повышение достоверности результатов контроля систем самолета и переход на более высокий уровень надежности и безопасности при эксплуатации самолета, снижение трудоемкости при обслуживании и, как следствие, снижение затрат при эксплуатации, в том числе и временных.

К недостаткам аналогов, которые выполняют сертификационные требования по безопасности, следует отнести использование ограниченного количества шин данных и комплексного мониторинга систем самолета, что приводит к ограниченной возможности контроля и диагностики и, как следствие, к снижению достоверности результатов контроля, надежности и безопасности полета.

Кроме того, применение известных аналогов ограничено сложностью их использования для контроля систем самолета непосредственно в полете и решением конкретной цели, например, контроля технического состояния силовой установки самолета, что приводит к недостаточной достоверности контроля технического состояния самолета и, следствие, к повышенной трудоемкости при обслуживании, включая эксплуатационные материальные и временные затраты.

Наиболее близким по технической сущности, совокупности технических операций и структуре к заявляемому изобретению является устройство контроля технического состояния силовой установки представленное в 2015110098/20 (015929).

Согласно описанию прототипа, работа устройства, содержащего модуль обработки и анализа данных, регистратор параметров и диагностических данных, модуль документирования и отображения данных, модуль интерфейсов, модуль контроля и изменения программного обеспечения осуществляется следующим образом:

В модуль интерфейсов из центра обслуживания передается служебная информация (например, паспортные данные агрегатов, атрибуты ремонтного и периодического обслуживания и прочее).

В модуль контроля и изменения программного обеспечения от загрузчика программного обеспечения поступает информация о настройках и изменениях программного обеспечения и математической модели маршевого двигателя и вспомогательного двигателя.

Модуль интерфейсов и модуль контроля и изменения программного обеспечения производят оценку достоверности полученной информации, анализируют необходимость передачи обновленных данных и после получении квитанции «да», передают данные в модуль обработки и анализа данных.

Модуль контроля и изменения программного обеспечения параллельно с ранее описанными функциями проводит самоконтроль и контроль состояния (отказ/исправен/ограниченно годен) модуля обработки и анализа данных, регистратора параметров и диагностических данных, модуля документирования и отображения данных, модуля интерфейсов, осуществляет автоматическую локализацию отказов и неисправностей силовой установки, а также ее систем, агрегатов и узлов, и передает эту информацию в модуль документирования и отображения данных.

В модуль обработки и анализа данных поступает различная информация от самолетных систем и оборудования, необходимой для диагностики силовой установки, например, о техническом состоянии, зафиксированных отказах, диагностических данных и выполняемым функциям, о параметрах полета.

Модуль обработки и анализа данных осуществляет прием полученной информации и проводит контроль достоверности этой информации и осуществляет обобщенный анализ технического состояния изделий, разработку рекомендаций по проведению внеплановых мероприятий, автоматическую локализацию отказов и неисправностей силовой установки, а также ее систем, агрегатов и узлов, разработку рекомендаций и инструкций о дальнейших действиях при обнаруженных неисправностях и/или отклонениях характеристик силовой установки.

Диагностическая информация из модуля обработки и анализа данных передается в регистратор параметров и диагностических данных, где в соответствии с информацией, получаемой из модуля интерфейсов, осуществляется формирование, структурирование, ранжирование и сохранение обобщенной диагностической информации в диагностической базе данных.

Информация из регистратора параметров и диагностических данных поступает в модуль документирования и отображения данных, в котором осуществляется электронное документирование обобщенной диагностической информации и подготавливается информация для визуализации на средствах отображения данных об аварийном состоянии силовой установки, а также данных самоконтроля устройства контроля технического состояния силовой установки.

Обобщенные диагностические данные и/или временные «срезы» с упакованной информацией о техническом состоянии силовой установки передаются из модуля интерфейсов в центр обслуживания силовой установки и в бортовое электронное оборудование самолета, например, бортовую систему технического обслуживания.

Структура и объем передаваемой информации зависит от режима, который определяет модуль интерфейсов.

Модуль интерфейсов по команде из центра технического обслуживания, периодичность выдачи команды определяется программой центра технического обслуживания, и/или бортового электронного оборудования самолета, помимо информации, упакованную в стандартный файл, предоставляет в центр технического обслуживания и/или бортовое электронное оборудование самолета специальный файл, который содержит «срез» важной для диагностики информацию, перечень и содержание которой заранее определена разработчиками изделий. Также модуль интерфейсов может предоставить доступ к информации, сохраняемой в регистраторе параметров и диагностических данных по команде из центра технического обслуживания, а периодичность выдачи команды определяется программой центра технического обслуживания.

Из модуля документирования и отображения данных информация о техническом состоянии силовой установки, например, об опасных отказах изделий силовой установки, и/или сообщения о возможности дальнейшей эксплуатации силовой установки, с рекомендациями и инструкциями о дальнейших действиях, например, о проведении дополнительного диагностирования технического состояния на земле методами и средствами неразрушающего контроля или о необходимости ремонтных работ, передается в бортовое электронное оборудование самолета и/или на печатающие устройства и средства визуализации для выполнения мероприятий указанных в эксплуатационной документации самолета. Информация из модуля документирования и отображения данных передается в модуль интерфейсов по формируемым им командам.

Модуль контроля и изменения программного обеспечения по информации, получаемой от загрузчика программного обеспечения, производит адаптацию программного обеспечения устройства контроля технического состояния силовой установки, на основе опыта эксплуатации силовой установки.

Поставленные задачи решаются предлагаемым устройством за счет того, что в состав устройства введены блок документирования и хранения диагностических данных содержащий первый модуль электропитания, вход которого подсоединен к первому выходу системы электроснабжения самолета, а выход подключен к первому входу первого вычислительного модуля, первого вычислительного модуля, второй и третий входы которого подключены к первому и второму выходам второго вычислительного модуля блока приема и обработки данных, а третий вход подключен к устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, четвертый и пятый входы подключены к авионике самолета, первый и второй выходы подключены к печатающему устройству, устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, блок приема и обработки данных содержащий второй модуль электропитания, вход которого подключен к второму выходу системы электроснабжения самолета, а первый выход которого подключен к первому входу модуля интерфейсов «вход/выход», а второй выход подключен к первому входу второго вычислительного модуля, модуля интерфейса «вход/выход», первый вход которого подключен к первому выходу второго модуля электропитания, второй и третий входы подключены к авионике самолета, средствам контроля технического состояния систем, системе общесамолетного оборудования, а выход подключен к второму входу второго вычислительного модуля, второго вычислительного модуля первый вход которого подключен к второму выходу второго модуля электропитания, второй вход которого подключен к первому выходу модуля интерфейсов «вход/выход», первый и второй выходы подключены к второму и третьему входам первого вычислительного модуля блока документирования и хранения диагностических данных, основная и резервная линии связи между блоком документирования и хранения диагностических данных с печатающим устройством, устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации, основная и резервная линии связи между блоком приема и обработки данных с авионикой самолета, системой общесамолетного оборудования и средствами контроля технического состояния систем, и между блоком документирования и хранения диагностических данных с авионикой самолета, основная и резервная линии связи между блоком приема и обработки данных и блоком документирования и хранения диагностических данных.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в повышении достоверности результатов контроля технического состояния систем самолета путем применения комплексного, интегрального контроля технического состояния систем самолета, который обеспечивает переход на более высокий уровень надежности и безопасности при эксплуатации самолета, снижение трудоемкости при обслуживании и, как следствие, снижение затрат при эксплуатации, в том числе и временных.

Технический результат

Технический результат - переход на более высокий уровень надежности и безопасности эксплуатации самолета.

Указанный технический результат заключается в повышении достоверности результатов контроля технического состояния систем самолета путем применения комплексного, интегрального контроля технического состояния систем самолета, который обеспечивает переход на более высокий уровень надежности и безопасности при эксплуатации самолета, снижение трудоемкости при обслуживании и, как следствие, снижение затрат при эксплуатации, в том числе и временных, достигается устройством, состоящим из печатающего устройства, устройства индикации и регистрации полетной и наземной информации, блока документирования и хранения диагностических данных снабженного первым модулем электропитания, вход которого подсоединен к первому выходу системы электроснабжения самолета, а выход подключен к первому входу первого вычислительного модуля, первого вычислительного модуля, второй и третий входы которого подключены к первому и второму выходам второго вычислительного модуля блока приема и обработки данных, а третий вход подключен к устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, четвертый и пятый входы подключены к авионике самолета, а первый и второй выходы подключены к печатающему устройству, устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, блока приема и обработки данных снабженного вторым модулем электропитания, вход которого подключен к второму выходу системы электроснабжения самолета, а первый выход которого подключен к первому входу модуля интерфейсов «вход/выход», а второй выход подключен к первому входу второго вычислительного модуля, модуля интерфейса «вход/выход», первый вход которого подключен к первому выходу второго модуля электропитания, второй и третий входы подключены к авионике самолета, средствам контроля технического состояния систем, системе общесамолетного оборудования, а выход подключен к второму входу второго вычислительного модуля, второго вычислительного модуля, первый вход которого подключен к второму выходу второго модуля электропитания, второй вход которого подключен к первому выходу модуля интерфейсов «вход/выход», первый и второй выходы подключены к второму и третьему входам первого вычислительного модуля, линий связи между блоком документирования и хранения диагностических данных с печатающим устройством, устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации, линий связи между блоком приема и обработки данных и авионикой самолета, системой общесамолетного оборудования и средствами контроля технического состояния систем и между блоком документирования и хранения диагностических данных с авионикой самолета, линий связи между блоком приема и обработки данных и блоком документирования и хранения диагностических данных.

В другом варианте реализации предлагаемого изобретения, линии связи, по которым взаимодействует блок приема и обработки данных с авионикой самолета, средствами контроля технического состояния систем и системой общесамолетного оборудования и между блоком документирования и хранения диагностических данных с авионикой самолета выполнены в виде основной и резервной шин данных стандарта АРИНК-825 и/или АРИНК-429, кроме того, линии связи, по которым взаимодействует блок документирования и хранения диагностических данных с печатающем устройством и устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации выполнены в виде основной и резервной шин данных стандарта АРИНК-825 и/или АРИНК-429.

Также в еще одном варианте реализации предлагаемого изобретения, линии связи, по которым взаимодействуют блок документирования и хранения диагностических данных с блоком приема и обработки данных выполнены в виде основной и резервной шин данных стандарта АРИНК-825.

В дальнейшем изобретение поясняется конкретным примером выполнения, который иллюстрирует сущность изобретения.

На фигуре 1 представлена блок схема устройства

Раскрытие изобретения

Предлагаемое устройство контроля технического состояния систем самолета реализуется устройством, которое содержит печатающее устройство (1), устройство индикации и регистрации полетной и наземной информации (2), блок документирования и хранения диагностических данных (3), блок приема и обработки данных (4), авионику самолета (7), средства контроля технического состояния систем (8), систему управления общесамолетным оборудованием (9), основную (5) и резервную (12) линии связи между блоком приема и обработки данных (4) с авионикой самолета (7), средствами контроля технического состояния систем (8) и системой общесамолетного оборудования (9) и между блоком документирования и хранения диагностических данных (3) с авионикой самолета (7), основную (6) и резервную (13) линии связи между блоком документирования и хранения диагностических данных (3), печатающем устройством (1) и устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации (2), основную (10) и резервную (11) линии связи между блоком приема и обработки данных (4) и блоком документирования и хранения диагностических данных (3).

Блок документирования и хранения диагностических данных (3) содержит первый модуль электропитания (3.1) и первый вычислительный модуль (3.2) и может быть реализован на базе одноплатных компьютеров с характеристиками, обеспечивающими функции документирования и хранения диагностических данных.

В одном из вариантов предлагаемого изобретения первый модуль электропитания (3.1) может быть реализован на базе стандартного устройства генерирующего эталонный уровень напряжения и тока для работы (3.2) и обеспечивающий защиту (3.2) от забросов напряжения, получаемого от системы электроснабжения самолета (14 в состав устройства не входит).

В другом варианте предлагаемого изобретения первый вычислительный модуль (3.2) содержит контур вычисления (на фиг. 1 не показан), имеющий не менее трех процессоров соединенных между собой цифровой шиной данных (на фиг. 1 не показаны) и контур интерфейса «вход/выход» (на фиг. 1 не показан) и обеспечивает необходимые вычисления, хранение диагностических данных и взаимодействие с блоком приема и обработки данных (4), печатающим устройством (1), устройством отображения данных и регистрации полетной и наземной информации (2), а также с авионикой самолета (7) и имеет порты типа RS для подключения съемного накопителя.

В еще одном варианте предлагаемого изобретения контур вычисления (на фиг. 1 не показан) может быть реализован на базе стандартных процессоров, которые могут использовать внешнюю и внутреннюю память, в том числе энергонезависимую, обеспечивают функции вычисления, проведения проверки изделий, входящих в (3), создание и хранение электронной библиотеки диагностических данных, а также взаимодействие с контуром интерфейса «вход/выход» (на фиг. 1 не показан).

В одном из вариантов предлагаемого изобретения контур интерфейса «вход/выход» (на фиг. 1 не показан) может быть реализован на базе стандартных приемников/передатчиков АРИНК и/или CAN, обеспечивающих прием и проверку достоверности полученной информации, передачу диагностических данных, в том числе в виде специальных кадров сформированных по алгоритмам, взаимодействие с блоком приема и обработки данных (4), печатающим устройством (1) и устройством отображения и регистрации полетной и наземной информации (2), а также с авионикой самолета (7).

Еще в одном варианте реализации предлагаемого изобретения основная (6) и резервная (13) линии связи (3) с печатающим устройством (1) и устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации (2) выполнены в соответствии со стандартом АРИНК-825 и/или АРИНК-429.

Блок приема и обработки данных (4) содержит второй модуль электропитания (4.1), модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) и второй вычислительный модуль (4.3) и может быть реализован на базе одноплатных компьютеров с характеристиками не ниже Intel Pentium 4, 2 ГГц, ММХ/512/2x2.

Еще в одном варианте предлагаемого изобретения второй модуль электропитания (4.1) может быть реализован на базе стандартного устройства генерирующего эталонный уровень напряжения и тока для работы (4.2) и (4.3) и обеспечивающий защиту (4.2) и (4.3) от забросов напряжения, получаемого от системы электроснабжения самолета (14 в состав устройства не входит).

В другом варианте предлагаемого изобретения модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) содержит контур дискретных интерфейсов (на фиг. 1 не показан) и контур входной и выходной информации АРИНК или CAN (на фиг. 1 не показан) и может быть реализован на базе стандартных многофункциональных одноплатных компьютеров.

Еще в одном варианте предлагаемого изобретения контур дискретных интерфейсов (на фиг. 1 не показан) может быть реализован на базе стандартных устройств, в том числе электронных, которые посредством аппаратных средств обеспечивают коммутацию различных типов входных сигналов, например, наличие напряжения/разрыв и т.д., все эти сигналы считываются и контролируются вторым вычислительным модулем (4.3).

В одном из вариантов предлагаемого изобретения контур входной и выходной информации АРИНК и/или CAN (на фиг. 1 не показан) может быть реализован на базе стандартных приемников/передатчиков АРИНК или CAN, которые обеспечивают прием, проверку достоверности полученной информации и передачу информации, в второй вычислительный модуль, а также взаимодействие с авионикой самолета (7), средствами контроля технического состояния систем (8) и системой управления общесамолетным оборудованием (9).

В другом варианте предлагаемого изобретения второй вычислительный модуль (4.3) может быть реализован на базе стандартных многофункциональных процессоров, которые могут использовать внешнюю и внутреннюю память, обеспечивают вычислительные функции и функцию проведения проверки изделий, которые содержит блок приема и обработки данных (4), взаимодействие с модулем интерфейсов «вход/выход» (4.2) и блоком документирования и хранения диагностических данных (3), а также взаимодействие между процессорами (на фиг. 1 не показаны), которые содержит (4.3), по цифровым шинам данных (на фиг.1 не показаны).

Еще в одном варианте реализации предлагаемого изобретения основная (5) и резервная (12) линии связи для взаимодействия (4) с авионикой (7), средствами контроля технического состояния систем (8) и системой управления общесамолетным обрудованием (9), и (3) с авионикой самолета (7) выполнены в соответствии со стандартом АРИНК-825 и/или АРИНК-429.

Также в еще одном варианте реализации предлагаемого изобретения, линии связи, по которым взаимодействуют блок документирования и хранения диагностических данных (3) и блок приема и обработки данных (4) выполнены в виде основной (10) и резервной (11) линий связи стандарта АРИНК-825.

Программные средства, используемые в блоке приема и обработки данных (4) и блоке документирования и отображения, включают:

Прикладные программы, реализующие выполнение всех функций на всех режимах работы которые разрабатываются под конкретный объект и предназначены для решения различных функциональных задач с учетом условий применения и характеристик объекта и содержат различное системное программное обеспечение, например, обеспечивающее сетевой интерфейс CAN 2.0 В и/или ARINC 604 и/или АРИНК-825; обеспечивающие самоконтроль работоспособности и диагностику модулей устройства и устройства в целом; программы для формирования базы данных; нейросетевые программы распознавания дефектов и неисправностей и пр.

Сервисные программы или системные утилиты, служащие для выполнения вспомогательных операций обработки данных или обслуживания модулей устройства, например, диагностики, тестирования аппаратных и программных средств, оптимизации использования дискового пространства, восстановления разрушенной на магнитном диске информации и т.п.которые разработаны, например, Norton Utilities - фирма Symantec; Checkit PRO Deliuxe 2.0 - фирма Touch Stone; Reg Organizer; SpeedFan, утилиты фирмы Motorola и т.п.

Операционные системы реального времени, под управлением которых обеспечивается работа прикладных и сервисных программ и которые позволяют вести разработку и отладку программного обеспечения на языках высокого уровня, например, ADA95, С++ и т.д., которые разработаны, например, On Time RTOS-32 (пакеты RTTarget-32 и RTFiles-32) фирмы On Time Informatik (Германия).

Модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) содержит контур дискретных интерфейсов (на фиг. 1 не показан) и контур входной и выходной информации АРИНК или CAN (на фиг. 1 не показан) и может быть реализован на базе стандартных многофункциональных одноплатных компьютеров.

Еще в одном варианте предлагаемого изобретения контур дискретных интерфейсов (на фиг. 1 не показан) может быть реализован на базе стандартных устройств, в том числе электронных, которые посредством аппаратных средств обеспечивают коммутацию различных типов входных сигналов, например, наличие напряжения/разрыв и т.д., все эти сигналы считываются и контролируются вторым вычислительным модулем (4.3).

В модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) поступает различная дискретная информация (в контур дискретных интерфейсов, на фиг. 1 не показан), аналоговая и цифровая информация (в контур входной и выходной информации АРИНК или CAN, на фиг. 1 не показан) из авионики о действиях экипажа, например, о последовательности операций по управлению системами и самолетом, реакции на отказы и неисправности и т.д., о параметрах полета, из средств контроля технического состояния систем поступает информация об анализе текущего технического состояния систем и оборудовании самолета, включая силовую установку, и о возможности их дальнейшей эксплуатации, а также различная служебная информация, например, паспортные данные агрегатов, атрибуты ремонтного и периодического обслуживания, математические модели маршевого двигателя и вспомогательного двигателя, из системы управления общесамолетным оборудованием поступает текущая информация о работоспособности изделий входящих в состав СУОСО, зафиксированных отказах, различная диагностическая информация, которую формирует СУОСО, информация из самолетных систем, например, системы воздушных сигналов, автопилота, шасси, информация о результатах встроенных средств контроля самолетных систем и оборудования.

Модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) осуществляет прием полученной информации производит оценку достоверности полученной информации, анализируют необходимость передачи обновленных данных и после получении квитанции «да», передает данные в второй вычислительный модуль (4.3) для выполнения алгоритмов.

Модуль интерфейсов «вход/выход» (4.2) параллельно с описанными выше функциями проводит самоконтроль и контроль состояния (отказ/исправен/ограниченно годен) контура дискретных сигналов и контура входной и выходной информации и модуля электропитания (4.1) и передает эти данные во второй вычислительный модуль (4.3) для использования в алгоритмах.

Второй вычислительный модуль (4.3), получив данные от модуля интерфейсов «вход/выход» (4.2), осуществляет:

По заданным алгоритмам - обобщенный анализ технического состояния каждой системы и изделий, входящих в их состав, а также оборудования самолета, присвоение каждой неисправности идентификатора степени опасности для эксплуатации, структурирование и ранжирование (распределение) неисправностей по категориям устранения каждой неисправности («немедленно», «краткосрочное техническое обслуживание», например, в базовом аэропорту», «длительное техническое обслуживание», например, при «тяжелых формах»), оценку влияния комбинаций зафиксированных неисправностей на функционирование систем и оборудования самолета и безопасную эксплуатацию самолета, формирование необходимых данных, для перевода технического состояния самолета на более высокий уровень безопасности полетов (рекомендаций по устранению неисправностей и/или групп неисправностей при техническом обслуживании), автоматическую локализацию отказов и неисправностей систем, агрегатов и узлов, и оборудования самолета, используя анализ тенденции к изменению обобщенных диагностических признаков;

по алгоритмам заданным разработчиками самолета и изделий - обобщенный анализ технического состояния комплексов и/или групп систем, имеющих взаимное влияние друг на друга, оценку влияния неисправностей смежной системы на работоспособность взаимодействующей с ней системой/системами, например, отказы в СЭС приводящие к реконфигурации СЭС и влияющие на функционирование топливной системы, оценку влияния комбинаций зафиксированных неисправностей в двух и более системах на безопасную эксплуатацию самолета, структурирование и ранжирование (распределение) неисправностей по категориям устранения комбинаций неисправностей в нескольких системах («немедленно», «краткосрочное техническое обслуживание», например, в базовом аэропорту», «длительное техническое обслуживание», например, при «тяжелых формах»), формирование данных необходимых для перевода технического состояния самолета на более высокий уровень безопасности полетов (рекомендаций по устранению неисправностей и/или групп неисправностей при техническом обслуживании).

По специальным алгоритмам, используя базу данных, содержащую информацию из эксплуатационной документации самолета, в том числе информацию из документации, предназначенной для летной эксплуатации самолета, и результаты анализа технического состояния систем, оборудования самолета, комплексов и групп систем, имеющих взаимное влияние друг на друга - оценку действий, предусмотренных в летной документации и реакции систем на действия экипажа, оценку реакции экипажа на отображаемые неисправности, формирование данных необходимых для оценки действий экипажа и нарушения правил эксплуатации систем и оборудование самолета,

передачу информации в первый вычислительный модуль (3.2).

Контур интерфейса «вход/выход» (на фиг. 1 не показан) первого вычислительного модуля (3.2) осуществляет прием информации от второго вычислительного модуля (4.3), проверку достоверности полученной информации, в соответствии с алгоритмами имеющие расширенные функции интеллектуального архивирования и поиска выходных данных на основе информации, полученной от (4.3), осуществляет формирование, структурирование, ранжирование и сохранение информации в диагностической базе данных, обобщенные диагностические данные и/или временные «срезы» с упакованной информацией о техническом состоянии систем самолета, комплексов и групп систем, включая силовую установку и вспомогательный двигатель, и передает данные в контур вычисления (на фиг. 1 не показан) первого вычислительного модуля (3.2).

Контур вычисления (на фиг. 1 не показан) первого вычислительного модуля (3.2) упаковывает полученную от контура интерфейсов «вход/выход» (на фиг. 1 не показан) информацию в стандартные файлы, формирует файлы, которые содержат «срез» важной для диагностики информацию, перечень и содержание которой заранее определена разработчиками изделий, например, об опасных отказах изделий систем самолета и/или сообщения о возможности дальнейшей их эксплуатации с рекомендациями и инструкциями о дальнейших действиях, например, о проведении дополнительного диагностирования технического состояния на земле методами и средствами неразрушающего контроля или о необходимости ремонтных работ, формирует «специальный» файл с данными о действиях экипажа и влиянии этих действий на функционирование систем и оборудование самолета и передает данные на печатающее устройство (1) и/или устройство индикации и регистрации полетной и наземной информации (2).

Структура и объем передаваемой информации зависит от режима, который определяет контур вычисления (на фиг. 1 не показан) по командам оператора при помощи клавиатуры (на фиг. 1 не показана) из устройства индикации и регистрации полетной и наземной информации (2) или по командам из авионики самолета (7).

Таким образом, обеспечивается комплексный интегральный контроль технического состояния систем самолета, включая силовую установку, при этом учитывается взаимное влияние технического состояния систем самолета на функционирование этих систем, обеспечивается повышение достоверности результатов технического состояния систем самолета, выявляется отклонения в работе систем, нарушения правил эксплуатации систем, а также фиксируются действия экипажа, и возможное влияние этих действий на функционирование и техническое состояние систем самолета.

Промышленная применимость

Изобретение предназначено для использования в авиационной технике при проектировании и изготовлении современных и перспективных самолетов, с обеспечением более высокого уровня надежности и безопасности эксплуатации самолета при осуществлении полетов в различных условиях.

Все технические средства и обеспечивающее их работу программное обеспечение, применение которых предусмотрено изобретением, разрабатываются как отечественными промышленными предприятиями, так и ведущими компаниями в зарубежных странах.

Предусмотренное настоящим изобретением взаимодействие средств реализуется в известных процессах различного назначения в области авиастроения. В процессе изготовления устройства контроля технического состояния систем самолета может быть использовано типовое, стандартное оборудование, известные материалы и комплектующие изделия.

Настоящее техническое решение относится к области вычислительной техники для авиации. Технический результат заключается в повышении достоверности результатов контроля технического состояния систем самолета. Технический результат достигается за счёт того, что устройство содержит печатающее устройство (1), устройство индикации и регистрации полетной и наземной информации (2), блок документирования и хранения диагностических данных (3), блок приема и обработки данных (4), авионику самолета (7), средства контроля технического состояния систем (8), систему управления общесамолетным оборудованием (9), основную (5) и резервную (12) линии связи между блоком приема и обработки данных (4) с авионикой самолета (7), средствами контроля технического состояния систем (8) и системой общесамолетного оборудования (9) и между блоком документирования и хранения диагностических данных (3) с авионикой самолета (7), основную (6) и резервную (13) линии связи между блоком документирования и хранения диагностических данных (3), печатающим устройством (1) и устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации (2), основную (10) и резервную (11) линии связи между блоком приема и обработки данных (4) и блоком документирования и хранения диагностических данных (3). 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Устройство контроля технического состояния систем самолета, содержащее печатающее устройство, устройство индикации и регистрации полетной и наземной информации, блок документирования и хранения диагностических данных с первым модулем электропитания и первым вычислительным модулем, подключенным к печатающему устройству, устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, системе электроснабжения, авионике самолета, блок приема и обработки данных со вторым модулем электропитания, модулем интерфейсов «вход/выход» и вторым вычислительным модулем, подключенным к авионике самолета, средствам контроля технического состояния систем, системе общесамолетного оборудования, системе электроснабжения и блоку документирования и хранения диагностических данных, основную и резервную линии связи между блоком приема и обработки данных с авионикой самолета, средствами контроля технического состояния систем, системой общесамолетного оборудования и между блоком документирования и хранения диагностических данных с авионикой самолета, основную и резервную линии связи между блоком приема и обработки данных и блоком документирования и хранения диагностических данных, авионику самолета, средства контроля технического состояния систем, систему управления общесамолетным оборудованием, отличающееся тем, что с целью перехода на более высокий уровень надежности и безопасности при эксплуатации самолета, снижения трудоемкости при обслуживании и, как следствие, снижения затрат при эксплуатации, в том числе и временных, блок документирования и хранения диагностических данных снабжен первым модулем электропитания, вход которого подсоединен к первому выходу системы электроснабжения самолета, а выход подключен к первому входу первого вычислительного модуля, а также первым вычислительным модулем, второй и третий входы которого подключены к первому и второму выходам второго вычислительного модуля блока приема и обработки данных, а третий вход подключен к устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации, четвертый и пятый входы подключены к авионике самолета, а первый и второй выходы подключены к печатающему устройству, устройству индикации и регистрации полетной и наземной информации.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что блок приема и обработки данных снабжен вторым модулем электропитания, вход которого подключен к второму выходу системы электроснабжения самолета, первый выход которого подключен к первому входу модуля интерфейсов «вход/выход», а второй выход подключен к первому входу второго вычислительного модуля, модулем интерфейса «вход/выход», первый вход которого подключен к первому выходу модуля электропитания, второй и третий входы подключены к авионике самолета, средствам контроля технического состояния систем, системе общесамолетного оборудования, а выход подключен к второму входу второго вычислительного модуля, второго вычислительного модуля, первый вход которого подключен к второму выходу модуля электропитания, а второй вход подключен к первому выходу модуля интерфейсов «вход/выход», первый и второй выходы подключены к второму и третьему входам первого вычислительного модуля.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что блок документирования и хранения диагностических данных соединен с печатающим устройством, устройством индикации и регистрации полетной и наземной информации по основной и резервной линиям связи стандарта АРИНК-825 и/или АРИНК-429, блок приема и обработки данных соединен с авионикой, средствами контроля технического состояния систем, системой управления общесамолетным оборудованием и блок документирования и хранения диагностических данных соединен с авионикой самолета по основным и резервным линиям связи стандарта АРИНК-825 и/или АРИНК-429, а блок приема и обработки данных соединен с блоком документирования и хранения диагностических данных по основным и резервным линиям связи стандарта АРИНК-825.