Данные двигателя для системы ЕСАМ
Для описания процесса передачи данных для индикации двигателя в системе ЕСАМ в качестве примера приведена система А340-600. На рис. 6.6. показана упрощенная схема данной системы.
Для работы системы ЕСАМ установлены следующие компьютеры с различными функциями:
- Компьютер управления отображением данных (Display Management Computer - DMC) для создания графики на дисплеях;
- Компьютер пилотажной сигнализации (Flight Warning Computer – FWC) для мониторинга параметров и генерирования сигнализации;
- Компьютер считывания системных данных (SDAC) для мониторинга параметров систем самолета и генерирования предупреждений (SDAC не получает сигналов от систем двигателя).
Для индикации данных двигателя и создания сигнализации и предупреждений компьютеры FWC и DMC получают необходимые данные от компьютеров, соединенных с датчиками двигателя: электронного блока управления (ЕЕС) и блока интерфейса двигателя и мониторинга вибрации (EIVMU). Единственным сенсором, соединенным с другим компьютером, является датчик низкого давления масла. Он соединен с FWC и предназначен для запуска сигнализации низкого давления масла. Эту сигнализацию создает FWC, и выводят на дисплей компьютеры DMC.
Параметры воспринимает ЕЕС и передает через шины данных в компьютеры DMC и FWC. Данные основных параметров двигателя: EPR, N1, N2, N3, EGT и расход топлива (FF) - передаются напрямую в DMC и FWC. Другие параметры передаются от блока ЕЕС по шинам данных через EIVMU.
Датчики вибрации двигателя соединены напрямую с EIVMU, т.к. их компьютер выполняет необходимую обработку для индикации вибрации. Для такой обработки данных подаются также входные сигналы частот вала. Данные частот вала передаются от ЕЕС в EIVMU.
Компьютер мониторинга вибрации, встроенный в блок EIVMU, выполняет больше функций, чем просто обработка индикаторных данных. Такой компьютер способен дополнительно к величине вибрации рассчитывать положение дисбаланса на роторе вентилятора. Это служит входными данными для наземных расчетов при определении размера и расположения балансировочных грузов при регулировке баланса, если уровень вибрации превышает лимит, установленный на ТО.
Для выполнения данной функции на двигателе установлен специальный сенсор N1, он напрямую соединен с EIVMU. Он также показан на схеме ЕСАМ. Его фазовый сигнал имеет определенное положение на валу относительно лопасти винта №1, которая является опорной для угла сдвига фаз дисбаланса.
Рис. 6.6. Схема системы ЕСАМ для индикации двигателя А340-600 (упрощенная)
Индикация двигателя на классической приборной системе
Приборы в кабине
Для описания классической системы индикации двигателя в качестве примера приведена система В737-300. У данного самолета индикация двигателя и гидросистемы расположена на центральной панели с индивидуальными приборами, где это доступно, или с двумя ЖК модулями. Далее представлен вариант с индивидуальными приборами.
Для индикации основных параметров двигателя CFM56-3 система состоит из следующих приборов, по одному на каждый параметр:
- N1;
- EGT;
- N2;
- Расход топлива.
Приборы для перечисленных параметров устанавливаются в две колонки, по одной для каждого двигателя. Справа в колонках располагаются приборы для индикации маслосистемы (давления, температуры и количества) и индикации вибрации двигателей. На рис. 6.7 показан такой способ компоновки.
Основным параметром для задания режима работы служит частота N1. На приборе для индикации N1 предусмотрено окошко для отображения цифрового значения. Цифровая величина N1 в окошке рассчитывается компьютером управления полетом (FMC). Подвижный индекс на аналоговой шкале служит индикатором данной величины в аналоговой форме. Для ручной установки командного значения N1 command на передней поверхности прибора имеется ручной регулятор. На рис. 6.8 показаны данные детали.
Величина использованного топлива отображается в цифровом виде в окошке на шкале внутри индикатора расхода топлива. Эта величина обнуляется вручную с помощью кнопки на приборной панели перед запуском двигателя. Прибор-индикатор самостоятельно рассчитывает значение использованного топлива.
Рис. 6.7. Индикация двигателя на центральной приборной панели В737-300
Над приборными колонками основных параметров располагаются лампочки незаблокированного положения реверса для индикации положения реверса, а выше приборов маслосистемы установлены сигнальные лампочки для низкого давления масла и засорения масляного фильтра. Над последними двумя описанными лампочками находятся соответствующие лампочки открытого положения клапана запуска двигателя. Лампочка засорения топливного фильтра установлена в секции топливной системы на верхней приборной панели.
Рис. 6.8. Индикатор N1 В737-300
Когда загорается сигнальная лампа, на ярком щитке панели перед пилотами также загорается лампочка master caution для привлечения внимания к сработавшей сигнализации. если происходит превышение лимита N1, EGT или N2, на соответствующей приборной шкале загорается красная лампочка.
В подобной системе для каждого вида сигнализации необходима своя сигнальная лампочка. Загоревшаяся лампочка обеспечивает сигнализацию для экипажа, но она не дает никакой информации о мерах, которые следует принять для безопасной работы системы. Такая информация находится в листах проверки, которые должны прочитать пилоты до внесения любых изменений в рабочую конфигурацию системы. По сравнению с электронной системой контроля, пилотам требуется больше времени на правильную реакцию на сигнализацию. С связи с усложнением систем на современных самолетах и двигателях, конструкторы стремятся снизить рабочую нагрузку на пилотов в случае неисправности в системе. Поэтому сегодня на всех современных транспортных самолетах применяется электронная приборная система.
Система индикации
Архитектура системы индикации параметров двигателя очень простая. Индикаторы, установленные на приборной панели, содержат миниатюрный компьютер для определения значения, которое нужно зафиксировать. Этот компьютер управляет приборным указателем и цифровым дисплеем. Питание на индикатор поступает от бортовой сети. Если для сенсора требуется подача энергии (например, для датчика давления масла), он запитывается совместно с индикатором от самолета. На рис. 6.9 показана схема такой системы без подачи электропитания для простоты.
Чтобы сделать возможным измерение, каждый индикатор напрямую соединен с соответствующим датчиком на двигателе. Сигнальные лампочки для низкого давления масла, засорения топливного и масляного фильтров активируются от соответствующих переключателей на двигателе. Каждый переключатель замыкает на землю свою сигнальную лампу, когда закрывается в точке включения.
Для индикации вибрации предусмотрена несколько другая конструкция. Датчики вибрации двигателя соединены с бортовым формирователем сигнала мониторинга вибрации (Airborne Vibration Monitoring Signal Conditioner – AVM Signal Conditioner). Этот компьютер также подключен к сенсорам частоты двигателя для восприятия частот ротора. Он обрабатывает полученные данные и рассчитывает индикаторные данные. Компьютер приводит индикатор вибрации для отображения рассчитанной величины вибрации. Индикаторы вибрации имеют только один указатель. Формирователь сигнала AVM рассчитывает четыре величины вибрации (одно значение для каждого вала по входным сигналам от двух вибродатчиков). Наибольшее из этих значений отображается на индикаторе. Экипажу не видно, какому ротору (N1 или N2) принадлежит значение вибрации. Это можно выяснить после посадки, когда технический персонал выполняет считывание данных с формирователя сигнала AVM.
Рис. 6.9. Система индикации двигателя для одного двигателя В737-300 (упрощенная)
Формирователь сигнала AVM хранит в своей памяти все четыре наивысших величины вибрации за полет. Он может хранить данные по вибрации и отказам за 32 полета. На самолете устанавливается один формирователь сигнала для обоих двигателей.