Способ и система диагностики гибридной силовой установки легкого летательного аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64D31/00 G01M15/05 G05B17/02 G06F30/27 

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для безразборной диагностики с применением цифрового двойника [1] гибридной силовой установки легкого летательного аппарата в условиях эксплуатации, при доводочных работах, при настройке и оптимизации.

Из уровня техники известно техническое решение “Dynon Avionics EMS-D10”, посвященное системе контроля авиационного двигателя внутреннего сгорания и порядке его мониторинга [2]. Устройство предназначено для контроля параметров авиационного двигателя внутреннего сгорания. Представленный способ мониторинга предназначен для отслеживания таких параметров как: температура цилиндров, температура выхлопных газов, число оборотов, уровень топлива, давление топлива, давление масла, температура масла, температура топлива, сила тока, напряжение.

К недостаткам известного технического решения можно отнести низкую функциональность и достоверность. Данный способ диагностики основан на превышении одного из параметров и не учитывает режим работы двигателя внутреннего сгорания в процессе полетного цикла. Другим недостатком является то, что способ позволяет диагностировать только двигатель внутреннего сгорания, вследствие чего невозможно оценить совокупную работу двигателя внутреннего сгорания и электродвигателя в составе гибридной силовой установки легкого летательного аппарата.

Наиболее близкими по технической сущности являются способ и система диагностики, которые используемые в гибридном автомобиле Toyota prius 1(XW10) [3], принятые за прототип. Известное техническое решение позволяет в зависимости от режима работы контролировать двигатель внутреннего сгорания и электрическую силовую установку, как в совокупности, так и по отдельности. В процессе работы гибридной силовой установки реализуются способ мониторинга и система диагностики таких параметров как: ток аккумуляторной батареи, напряжение аккумуляторной батареи, температура аккумуляторной батареи, температура электродвигателя, обороты электродвигателя, обороты двигателя внутреннего сгорания.

Недостаткам известной системы и способа [3] является низкая функциональность и достоверность из-за жестко заданных рабочих параметров силовой установки. Другим недостатком является отсутствие цифрового двойника силовой установки, который позволяет проводить диагностику с учетом внешних влияний на различных режимах работы. Невозможно экспериментально подтвердить возможность использования системы диагностики в полетном цикле легкого летательного аппарата. Данный недостаток в особенности значим при создании однотипных легких летательных аппаратов.

Задача заявляемого изобретения состоит в разработке способа и системы диагностики гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, обеспечивающих контроль параметров или их сочетания на различных режимах работы в процессе эксплуатации в соответствии с предварительно созданным цифровым двойником.

Техническим результатом, при использовании данного способа и системы диагностики является повышение функциональности и достоверности определения неисправности гибридной силовой установки за счет проведения верификации и валидации рабочих параметров заложенных в цифровом двойнике, с учетом различных режимов полета легкого самолета. Указанный результат достигается тем, что диагностика технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, включающая контроль параметров двигателя внутреннего сгорания: температуры цилиндров, температуры выхлопных газов и параметров электродвигателя: силы тока, напряжения, число оборотов воздушного винта, температуры электродвигателя, температуры контроллера электродвигателя, температуры аккумуляторной батареи и сравнение их с заданными значениями проводят с применением цифрового двойника. Отличительными признаками предложенного способа диагностики гибридной силовой установки легкого летательного аппарата является следующее: – цифровой двойник создают в земных условиях до эксплуатации с возможностью его изменения на основании анализа процесса тестирования гибридной силовой установки; – контроль параметров с применением цифрового двойника осуществляют в ходе полетного цикла на взлете одновременно для электродвигателя и двигателя внутреннего сгорания, в полете и при посадке для двигателя внутреннего сгорания; – контроль параметров с применением цифрового двойника при эксплуатации осуществляют путем передачи данных в «черный ящик» и/или диспетчеру по каналам телеметрии; – в процессе эксплуатации гибридной силовой установки выполняют верификацию и валидацию цифрового двойника; – система диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, включающая наземную и бортовую аппаратуру, связанные посредством телеметрического канала связи и оснащённые средствами создания и эксплуатации цифрового двойника.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых отражена структурная схема и последовательность диагностики гибридной силовой установки.

На фиг. 1 – структурная схема взаимного расположения основных частей гибридной силовой установки и системы диагностики.

На фиг. 2 – типовой полетный цикл работы гибридной силовой установки легкого летательного аппарата.

На фиг. 3 – способ диагностики гибридной силовой установки в зависимости от режима работы.

На фиг. 4 – последовательность реализации способа диагностики гибридной силовой установки легкого летательного аппарата.

На фиг.1, позициями обозначены:

1 – блок бортовой аппаратуры и телеметрии;

2 – месторасположение датчика тока;

3 – месторасположение датчика напряжения;

4 – месторасположение датчика температуры аккумуляторной батареи;

5 – аккумуляторная батарея;

6 – панель управления;

7 – двигатель внутреннего сгорания;

8 – месторасположение датчиков температуры цилиндров;

9 – месторасположение датчиков температуры выхлопных газов;

10 – нагрузочное устройство;

11 – электродвигатель;

12 – месторасположение датчика температуры электродвигателя;

13 – месторасположение датчика оборотов;

14 – контроллер электродвигателя;

15 – месторасположение датчика температуры контроллера электродвигателя.

На фиг.2, позициями обозначены:

16 – взлетный режим полетного цикла, при котором двигатель внутреннего сгорания и электродвигатель работают на предельно допустимой мощности;

17 – взлетный режим полетного цикла, при котором двигатель внутреннего сгорания работает на предельно допустимой мощности;

18 – крейсерский режим полетного цикла, при котором двигатель внутреннего сгорания работает на средней мощности;

19 – режим посадки полетного цикла, при котором двигатель внутреннего сгорания работает на малой мощности.

На фиг. 4 позициями обозначены:

20 – определение диапазонов рабочих параметров агрегатов гибридной силовой установки на основе спецификации;

21 – создание цифрового двойника полетного цикла с допустимыми параметрами работы силовой установки на наземном оборудовании;

22 – загрузка цифрового двойника в бортовую диагностическую аппаратуру гибридной силовой установки самолета;

23 – диагностика параметров работы силовой установки на холостом ходу;

24 – диагностика параметров работы силовой установки на взлетном режиме;

25 – диагностика параметров работы силовой установки в процессе крейсерского полета;

26 – диагностика параметров работы силовой установки в процессе посадки;

27 – перенос измеренных рабочих параметров гибридной силовой установки с бортового оборудования на наземное;

28 – верификация и валидация цифрового двойника;

29 – корректировка диапазонов рабочих параметров агрегатов гибридной силовой установки;

30 – загрузка цифрового двойника в бортовую диагностическую аппаратуру гибридной силовой установки;

Способ реализуется следующим образом.

На фиг. 1 показана гибридная силовая установка. Силовая установка имеет параллельную гибридную схему. Гибридная силовая установка содержит двигатель внутреннего сгорания 7 который соединен с помощью ременной передачи с электродвигателем 11. Во время работы двигателя внутреннего сгорания 7 выполняется проверка температур на наличие отклонений с помощью датчиков температуры цилиндров 8 и датчиков температуры выхлопных газов 9. С помощью датчика оборотов 12 определяется соответствие числа оборотов с текущим режимом работы гибридной силовой установки. Во взлетном режиме к работе двигателя внутреннего сгорания 7 подключается электродвигатель 11. Ток с аккумулятора 4 со встроенным датчиком температуры 5 поступает в бортовой блок обработки и телеметрии 3, который оборудован датчиком напряжения 2 и датчиком тока 1. Далее ток поступает в контроллер электродвигателя 15, который оборудован датчиком температуры 14. В зависимости от положения ручки управления двигателями, которая располагается на приборной панели 6, задается режим работы гибридной силовой установкой.

На фиг. 2 показан типовой полетный цикл легкого летательного аппарата с гибридной силовой установкой. В начальный момент времени гибридная силовая установка работает во взлетном режиме (поз. 16), для которого характерна совместная работа двигателя внутреннего сгорания и электродвигателя. Данный этап работы характеризуется непродолжительной работой электродвигателя, который, как правило, длиться не более 2 минут. После выключения электродвигателя наступает следующий взлетный режим (поз. 17) длительностью 2 минуты, который происходит только за счет двигателя внутреннего сгорания.

По истечению взлетного режима полетного цикла гибридная силовая установка переходит в режим крейсерского полета (поз. 18). При переходе на данный режим работы силовая установка не задействует электродвигатель и работает только за счет двигателя внутреннего сгорания, который работает на малой и средней мощности. Данный этап продолжается длительное время, которое характеризуется крейсерским полетом цикла. В режиме посадки (поз. 19) полетного цикла двигатель внутреннего сгорания с помощью ручки управления двигателем переходит в режим малой мощности.

На фиг. 3 изображена последовательность алгоритма системы диагностики. При каждой итерации диагностики система определяет режим работы гибридной силовой установки. В зависимости от режима работы определяются диагностические параметры и их рабочие диапазоны, заложенные в цифровом двойнике. Затем система проводит измерение текущих рабочих параметров гибридной силовой установки. В случае несоответствия система производит предупреждение пилота о неисправности и передает данные об отклонении по каналу телеметрии. После измерения параметров происходит проверка соответствия полётному циклу и выполняется верификация и валидацию цифрового двойника.

На фиг. 4 изображены этапы диагностики гибридной силовой установки в соответствии с местом их осуществления. На земле при первой итерации определяются диапазоны рабочих параметров силовой установки (поз. 20). Далее происходит создание цифрового двойника на основе ранее определенных параметров (поз. 21). Созданный цифровой двойник загружается в блок бортовой диагностической аппаратуры гибридной силовой установки (поз. 22). После запуска силовой установки происходит диагностика силовой установки в соответствии с этапом полетного цикла (поз. 23, 24, 25, 26). По окончанию работы силовой установки осуществляется перенос измеренных параметров полетного цикла в наземное оборудование (поз. 27). По завершению полетного цикла происходит валидация и верификация цифрового двойника, а так же корректировка диапазонов рабочих параметров (поз. 29, 29). Оканчивается диагностика этапом загрузки скорректированного цифрового двойника в бортовую диагностическую аппаратуру силовой установки самолета (поз. 30).

Практическое осуществление предложенного способа поясняется на приведенном ниже примере.

Пример 1. Реализована следующая последовательность диагностики гибридной силовой установки во взлетном режиме состоящей из двигателя внутреннего сгорания РМЗ 500 мощностью 35 кВт и электродвигателя мощностью 15 кВт.

1) На земле определяют рабочие параметры силовой установки на основе спецификации или полученные в предыдущем цикле валидации и верификации полетного цикла:

– измеряемая температура головок цилиндров двигателя внутреннего сгорания должна находится в диапазоне 220 – 240 °C;

– измеряемая температура выхлопных газов двигателя внутреннего сгорания должна находится в диапазоне 620 – 640 °C;

– измеряемая температура контроллера электродвигателя должна находится в диапазоне 80 – 100 °C;

– измеряемая температура электродвигателя должна находится в диапазоне 100 – 120 °C;

– измеряемая температура аккумуляторной батареи должна находится в диапазоне 40 – 50 °C;

– измеряемое напряжение аккумулятора должно находится в диапазоне 60 – 84 Вольт;

– измеряемый ток аккумулятора должен находится в диапазоне 200 – 220 А;

– измеряемое число оборотов воздушного винта электродвигателя должно находится в диапазоне 3000 – 3200 об/мин.

2) На основе определенных параметров в программе SimInTech строится модель цифрового двойника и записывается в бортовой блок гибридной силовой установки.

3) С помощью ручки управления двигателем оснащенной датчиком положения на основе эффекта Холла AS5600 определяется взлетный режим работы гибридной силовой установки.

4) Датчик тока на эффекте Холла HTFS 400-P/SP2 определяет потребляемый ток электрической силовой установкой.

5) Датчик напряжения на основе резистивного делителя определяет напряжение в цепи «аккумулятор-контроллер».

6) С помощью трех терморезистивных датчиков kty83/130 определяются температуры аккумулятора, контроллера электродвигателя, электродвигателя.

7) Цифровой датчик Холла ss41 расположенный в электродвигателе определяет число оборотов воздушного винта.

8) Термопары типа хромель-алюмель, установленные в выпускных патрубках коллектора двигателя внутреннего сгорания определяют температуры выхлопных газов.

9) Термопары типа хромель-алюмель, установленные на головках цилиндров двигателя внутреннего сгорания определяют температуры головок цилиндров.

10) Полученные данные с датчиков сравниваются с заданными значениями в цифровом двойнике для режима взлета полетного цикла.

11) Определяется отклонения в работе гибридной силовой установки. В случае обнаружения неисправности происходит уведомление пилота и запись в «черный ящик».

Таким образом, предложен способ и система диагностики гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, обеспечивающий достоверность диагностики с применением цифрового двойника на разных этапах полетного цикла. Проведение диагностики гибридной силовой установки в соответствии заданным режимом работы повышает функциональность определения отклонений в работе за счёт использования разных алгоритмов сравнения параметров или их сочетания на режимах взлета, крейсерского полета и посадки.

Источники информации

[1] ГОСТ Р 57700.37–2021. Компьютерные модели и моделирование. Цифровые двойники изделий. Общие положения : национальный стандарт Российской федерации : дата введения 2021-16-09 / Федеральное агентство по техническому регулированию и метрологии. – Изд. официальное. – Москва : Российский институт стандартизации, 2021. – 10с.

[2] EMS-D10 Engine Monitoring System Pilot’s User Guide // Dynon Avionics URL: https://dynonavionics.com/includes/guides/EMS-D10_Pilot's_User_Guide_Rev_H.pdf (дата обращения: 12.02.2023).

[3] P112 HYBRID VEHICLE CONTROL – HYBRID CONTROL SYSTEM // HYBRIDs URL: https://hybrids.ru/wp-content/uploads/2021/04/HV-P112-Hybrid-Vehicle-Control.pdf (дата обращения 19.05.2023).

Группа изобретений относится к способу и системе диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата. Для диагностики технического состояния осуществляют контроль определенных параметров двигателя внутреннего сгорания и параметров электродвигателя, температуры аккумуляторной батареи и производят сравнение их с заданными значениями с применением цифрового двойника. Система содержит наземные и бортовые блоки аппаратуры, связанные посредством телеметрического канала связи и оснащённые средствами создания и эксплуатации цифрового двойника. Обеспечивается повышение функциональности и достоверности определения неисправности гибридной силовой установки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ диагностики (контроля, мониторинга) технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, включающий контроль параметров двигателя внутреннего сгорания: температуры цилиндров, температуры выхлопных газов, и параметров электродвигателя: силы тока, напряжения, число оборотов воздушного винта, температуры электродвигателя, температуры контроллера электродвигателя, температуры аккумуляторной батареи и сравнение их с заданными значениями, отличающийся тем, что контроль параметров или их сочетание и сравнение их с заданными значениями осуществляют с применением цифрового двойника.

2. Способ диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что цифровой двойник создают в земных условиях до эксплуатации с возможностью его изменения на основании анализа процесса тестирования гибридной силовой установки.

3. Способ диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что контроль параметров с применением цифрового двойника осуществляют в ходе полетного цикла на взлете одновременно для электродвигателя и двигателя внутреннего сгорания, в полете и при посадке для двигателя внутреннего сгорания.

4. Способ диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что контроль параметров с применением цифрового двойника при эксплуатации осуществляют путем передачи данных в «черный ящик» и/или диспетчеру по каналам телеметрии.

5. Способ диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что в процессе эксплуатации выполняют верификацию и валидацию цифрового двойника.

6. Система диагностики технического состояния гибридной силовой установки легкого летательного аппарата, включающая наземные и бортовые блоки аппаратуры, связанные посредством телеметрического канала связи и оснащённые средствами создания и эксплуатации цифрового двойника, соответственно, по пп. 1-5 выше указанного способа.