LINDSTEDT Paweł, SUDAKOWSKI Tomasz: Prediction the Bearing Reliability on basis Diagnostic Information (Predykcja charakterystyk niezawodnościowych układu łożyskowa)

PREDICTION THE BEARING RELIABILITY ON BASIS

DIAGNOSTIC INFORMATION

PREDYKCJA CHARAKTERYSTYK

NIEZAWODNOŚCIOWYCH UKŁADU ŁOŻYSKOWA

LINDSTEDT Paweł

_{, SUDAKOWSKI Tomasz}

(1) Air Force Institute of Technology Instytut Techniczny Wojsk Lotniczyh,

PL 01– 494 Warszawa, Poland (2) Politechnika Białostocka E-mail: (1) sekretariat.naukowy@itwl.pl

Abstract. The new complex method of diagnostics of helicopter's turbine engine Allison

250 in work was. This method be bases on complex diagnostic signals of resulting with simultaneous use three autonomic methods of diagnosing (functional diagnosing, wibroacustic diagnosing and tribologic diagnosing) and of surroundings described with number of crossings of diagnostic sill timbers of these signals. This way of description permits to establish between diagnostic signals quantitative reports and the surroundings and the state of technical object. It the diagnostics was conducted of arrangement bearings two engines Allison 250 built-up on helicopter PZL - KANIA. It was showed , that captured in this way diagnostic signals can be used to prediction of reliability profiles of arrangement bearings.

Keywords: turbine engine, diagnostic, reliability

Streszczenie. W pracy przedstawiono nową kompleksową metodę diagnostyki

turbinowego silnika śmigłowcowego Allison 250. Metoda ta bazuje na kompleksowych sygnałach diagnostycznych wynikających z jednoczesnego zastosowania sygnałów trzech autonomicznych metod diagnozowania (funkcjonalnej, wibroakustycznej i tribologicznej) i sygnałów otoczenia opisanych liczbą przekroczeń progów diagnostycznych tych sygnałów. Ten sposób opisu pozwala ustalić ilościowe relacje między sygnałami diagnostycznymi i otoczenia i stanu technicznego obiektu. Przeprowadzono diagnostykę układu łożyskowania dwóch silników Allison 250 zabudowanych na śmigłowcu PZL – KANIA. Wykazano, że ujęte w ten sposób sygnały diagnostyczne mogą być wykorzystane do predykcji charakterystyk niezawodnościowych układu łożyskowania.

1. Introduction

Propeller engines (e.g. Allison 250, GTD -350) are complex and expensive and engineering objects. They should meet appropriate service and operational requirements as well as those of durability and reliability. They are example of objects which often work in variable and difficult surroundings, which results from difficult, nonstationary flight conditions and often excessively exorbitant tasks resulting from their operational schedules. This type of engineering objects (particularly engines whose service life averages 3500 and more hours) require not only particularly conscientious technical servicing but also strict observing of operational procedures. Engineering - air stations servicing this type of turbine engines face complicated problems which can be successfully solved by both permanent use of complex technical trouble-shooting in the process of their servicing and operating and routine verifications of their current reliability profiles [1, 2, 3, 7, 9, 12].

2. Allison 250 engine structure and operation

Fig. 1 shows the schematic diagram of Allison 250 engine. The main parts of the engine are: the compressor unit, the turbine unit, the bearing system, the drive box, the combustor and the system of automatic engine adjustment [6, 7, 8 ].

The compressor unit consists of two compressor supports, the six - stage axial and single - stage centrifugal rotor unit, the compressor case unit and the diffuser unit from which two ducts carry air from the compressor to the combustor.

The turbine unit consists of the high thrust turbine support , the power turbine support,

1. Wstęp

Silniki śmigłowcowe (np. Allison 250, GTD – 350) są złożonymi i kosztownymi obiektami technicznymi. Powinny spełniać odpowiednie wymagania obsługowe

i użytkowe oraz trwałościowe

i niezawodnościowe. Są przykładem obiektów, które często pracują w zmiennym i uciążliwym otoczeniu, co wynika z trudnych, niestacjonarnych warunków lotu i z często nadmiernie wygórowanych zadań wynikających z planowanych programów ich wykorzystywania. Tego typu obiekty techniczne (szczególnie silniki, których resurs wynosi 3500 i więcej godzin) wymagają szczególnie sumiennej obsługi technicznej a także dokładnego przestrzegania zasad ich użytkowania. Służby inżynieryjno – lotnicze tego typu silników turbinowych stają przed skomplikowanymi zadaniami, które będą mogły być skutecznie rozwiązywane przez permanentne stosowanie kompleksowej diagnostyki technicznej w procesie ich obsługi i użytkowania, a także przez bieżące weryfikacje ich aktualnych charakterystyk niezawodnościo-wych [1, 2, 3, 7, 9, 12].

2. Budowa i działanie silnika Allison 250

Schemat ideowy silnika Allison 250 przedstawiono na rys. 1. Główne zespoły silnika to: zespół sprężarki, zespół turbiny, układ łożyskowania, skrzynka napędów, komora spalania oraz układ automatycznej regulacji silnika [6, 7, 8].

Zespół sprężarki składa się z dwóch podpór sprężarki, sześciostopniowego osiowego i jednostopniowego odśrodkowego zespołu wirnika, zespołu kadłuba sprężarki i zespołu dyfuzora, z którego doprowadzane jest powietrze dwoma

the exhaust manifold, the two - stage rotor of high thrust turbine and the two - stage rotor of power turbine. The high thrust turbine drives the compressor as well as the accessory gear box.

The power turbine produces the output power of the engine passed on to the main rotor and the caudal/tail one. The gear box has a two - stage toothed transmission ( the reducer) to reduce the power turbine rotational speed (33290 rev / min) to the propeller shaft rotational speed of (6016 rev / min). Additionally, the reducer drivers the power turbine rev-counter current generator and the power turbine speed governor. The gear box also has a kinematic lay-out which drives the DC generator, the fuel pump, the high thrust turbine speed control current generator as well as the high thrust turbine revolutions. The bearing system consists of rolling bearings, supports of the turbo compressor rotor and the power turbine as well as a special support of the compressor shaft inside the wheel driving the reducer. The combustor is made up of external casing and flame tubes. The injector as well as the spark are fitted in the rear part of the combustor external casing.

The automatic engine control system (Fig. 2 - Bendix type) consists of the high thrust turbine revolution speed control RT - S and the power turbine speed control RTN as well as the mode lever of the high thrust turbine revolution reducer DRPT - S and the

stroke /power lever of the power turbine speed governor DRMTN. Pump P is in the

system, too [6, 10].

Fig. 2 shows that the air from the surroundings



m



,

p

,

t



through the spiral diffuser and tubular ducts.

przewodami od sprężarki do komory spalania. Zespół turbin składa się z: podpory turbiny wysokiego ciśnienia, podpory turbiny napędowej, kolektora wydechowego, dwustopniowego wirnika

turbiny wysokiego ciśnienia

i dwustopniowego wirnika turbiny napędowej, kolektora wydechowego,

dwustopniowego wirnika turbiny

napędowej. Turbina wysokiego ciśnienia napędza sprężarkę oraz skrzynkę napędów agregatów. Turbina napędowa wytwarza moc wyjściową silnika przekazywaną do wirnika głównego i ogonowego.

Skrzynka napędowa ma dwustopniową przekładnię zębatą (reduktor) do zredukowania prędkości obrotowej turbiny napędowej (33290 obr./ min) do prędkości obrotowej wału napędowego (6016 obr./ min). Od reduktora dodatkowo napędzane są: prądniczka obrotomierza turbiny napędowej i regulator obrotów turbiny napędowej. Skrzynka napędów ma także układ kinematyczny, który napędza prądnicę prądu stałego, pompę paliwową, prądniczkę obrotomierza turbiny wysokiego ciśnienia oraz reduktor obrotów turbiny wysokiego ciśnienia. Układ łożyskowania składa się z łożysk tocznych oraz podpór wirnika turbosprężarki i turbiny napędowej, a także specjalnego podparcia wału sprężarki wewnątrz koła napędzającego reduktor. Komora spalania zbudowana jest z zewnętrznej osłony i rur żarowych. Wtryskiwacz oraz świeca zapłonowa zamocowane są w tylnej części zewnętrznej osłony komory spalania.

Układ automatycznej regulacji silnika (rys. 2 - typu Bendix) składa się z regulatora obrotów turbiny wysokiego ciśnienia RT – S i regulatora obrotów turbiny napędowej RTN oraz z dźwigni rodzaju pracy reduktora obrotów turbiny wysokiego ciśnienia DRPT – S i dźwigni skoku i mocy

regulatora obrotów turbiny napędowej DRMTN.

W – inlet, S – compressor, TN – power turbine of rotor, T–S – turbo compressor unit, KS – combustor, RTN – control TN, RT–S – control T–S, R – reducer, PG – main transmission, WG – main helicopter rotor , WO – tail propeller rotor, pH, tH, m H – thrust,

temperature, mass intensity of airflow air at entry into engine inlet, p1*, t1*, m 1 – ram effect thrust , ram

effect temperature, mass intensity of airflow at compressor entry, p2*, t2*, m 2 – ram effect thrust,

ram effect temperature, mass intensity of air flow at compressor exit , p3*, t3*, m 3 – ram effect thrust,

ram effect temperature, mass intensity of fume flow at entry into high thrust turbine, p4*, TOT, m 4 – ram

effect thrust, temperature, mass intensity of fume flow at entry of low thrust turbine, MTN, MR, MO –

power turbine torque, running torque of helicopter rotor, tail propeller torque, nR, nO – rotational speeds

of helicopter main rotor and tail rotor, DRPT-S, DRMTN

– signals sent to set to controls: mode of work of turbine - compressor unit and stroke and power, n(N1), n(N2) – rotational speeds at entry into controls, N1, N2 – rotational speeds T-S and TN, pg, pr –

controlling and controlled thrust, 1, 2, 2 ½, 3, 4, 5, 6, 7, 8 – bearings of rotor bearing system and RTN control reducer driving wheel.

W – wlot, S – sprężarka, TN – turbina napędowa wirnika, T–S – zespół turbo – sprężarki, KS – komora spalania, RTN – regulator TN, RT–S – regulator T–S, R – reduktor, PG – przekładnia główna, WG – wirnik główny (nośny), WO – wirnik śmigła ogonowego, pH,

tH, m H – ciśnienie, temperatura, masowe natężenie

przepływu powietrza na wejściu do wlotu silnika, p1*,

t1*, m 1 – ciśnienie spiętrzenia, temperatura

spiętrzenia, masowe natężenie przepływu powietrza na wejściu do sprężarki, p2*, t2*, m 2 - ciśnienie

spiętrzenia, temperatura spiętrzenia, masowe natężenie przepływu powietrza na wyjściu sprężarki, p3*, t3*,m 3 - ciśnienie spiętrzenia, temperatura spiętrzenia,

masowe natężenie przepływu gazów spalinowych na wejściu turbiny wysokiego ciśnienia, p4*, TOT, m 4

-ciśnienie spiętrzenia, temperatura spiętrzenia, masowe natężenie przepływu gazów spalinowych na wejściu turbiny niskiego ciśnienia, MTN, MR, MO – moment

turbiny napędowej, moment roboczy wirnika nośnego, moment śmigła ogonowego, nR, nO – prędkości

obrotowe wirnika nośnego i ogonowego, DRPT-S,

DRMTN – sygnały zadane do regulatorów: rodzaju

pracy zespołu turbina – sprężarka oraz skoku i mocy, n(N1), n(N2) – prędkości obrotowe na wejściu do regulatorów, N1, N2 – prędkości obrotowe T–S i TN, pg, pr – ciśnienie regulujące i regulowane, 1, 2, 2 ½, 3,

1 4 5 6

7

2 3 4 5 6

7

Fig. 1. Building of engine Allison 250 - C20B: 1 – compressor, 2 – gear box, 3 – exhaust manifold, 4 -power turbine, 5 – turbo compressor, 6 – combustor, 7 – bearing system.

Rys. 1. Budowa silnika Allison 250 – C20B: 1 – sprężarka, 2 – skrzynka przekładniowa, 3 – kolektor wydechowy, 4 – turbina napędowa, 5 – turbosprężarka, 6 – komora spalania, 7 – układ łożyskowania.

Fig. 2. Gas dynamic schematic diagram of helicopter's propeller engine with power turbine - Allison 250 type. Rys. 2. Schemat gazodynamiczny silnika śmigłowcowego z turbiną napędową – typu Allison 250.

4, 5, 6, 7, 8 – łożyska układu łożyskowania wirników i koła napędowego reduktora od regulatora RTN. Depending on the engine operation mode required (neutral gear or flight), as well as the load (change of blade stroke) of the main rotor and caudal/ tail one (MR, MO)

the injectors feed the combustor (KS) with fuel of appropriate mass intensity

 

whose value is controlled by: RTN and RT – S controls. Fumes are taken to the high thrust turbine T - S, and then to the low thrust / power turbine TN.

During the engine start-up (Fig. 2.) the mode lever (the DRPT - S) is put in the NEUTRAL GEAR position. At the same time RT–S control on the basis of current air thrusts p2, pr, pg, activating this control sylphons, steer the needle of the RT–S control metering valve. After the engine has been started DRPT–S lever is shifted forward into the FLIGHT position. In this position of DRPT–S lever, RT–S control is steered by the power turbine control - RTN. While a helicopter is being used the stroke and power lever (DRM) is shifted, e.g. to set a larger rotor blade angling. Then the power turbine load will increase and that is why its rotational speed tends to drop to N2. This will cause corrective operation of RTN control which will move RT - S control to larger fuel consumption, which in consequence will cause such N1 increase that N2 is constant. In this way the system always returns to the required balance. The co-operation of RNT, RT-S controls shown here repeats itself in other operations in varied surroundings. The principal part of the object’s servicing is its technical inspecting / trouble-shooting.

Technical inspection of Alison 250 propeller engine is conducted after is has been divided into inspection modules subject to inspection/ trouble-shooting [4, 5, 9]. The division most frequently results from the engine structural design. Thus its

main parts: the compressor unit, the turbine unit and the bearing system, etc. (Fig.1), W skład układu wchodzi też pompa P [6, 10]. Z rys. 2. widać też, że powietrze z otoczenia



m



,

p

,

t



a następnie przez spiralny dyfuzor i dwa przewody rurowe doprowadzane jest do komory spalania. W zależności od potrzeb wynikających z rodzaju pracy silnika (bieg jałowy lub lot) oraz obciążenia (zmiana skoku łopat) wirnika głównego i ogonowego (MR, MO) do komory

o natężeniu

 

regulowana jest przez regulatory: RTN i RT – S. Gazy spalinowe odprowadzane są do turbiny wysokiego ciśnienia T – S, a następnie na turbinę niskiego ciśnienia – napędową TN.

Podczas uruchamiania silnika (rys. 2.) dźwignia rodzaju pracy (DRPT–S) ustawiana

jest w położenie BIEG JAŁOWY. W tym czasie regulator RT–S na podstawie aktualnych ciśnień powietrza p2, pr, pg,

działających na wykonawcze mieszki sprężyste tego regulatora, sterują igłą zaworu dozującego regulatora RT–S. Po uruchomieniu silnika dźwignia DRPT–S

zostaje przestawiona do przodu w położenie „LOT”. W tym położeniu dźwigni DRPT– S,

regulator RT–S sterowany jest przez regulator turbiny napędowej RTN. Wtedy

podczas użytkowania śmigłowca

przestawiana jest dźwignia skoku i mocy (DRM)np. na większy kąt nastawienia łopat wirnika. Wzrośnie wtedy obciążenie turbiny napędowej a stąd powstaje tendencja do spadku jej prędkości obrotowej do N2. Fakt ten wywoła zadziałanie korekcyjne regulatora RTN, który przestawi regulator RT–S na większe zużycie paliwa, co w konsekwencji spowoduje zwiększenie N1 tak, by N2 była stała. W ten sposób układ zawsze powraca do wymaganego stanu równowagi. Przedstawiony sposób współdziałania

regulatorów RNT, RT–S powtarza się dla innych spotykanych przypadków pracy can be the inspection modules. The bearing system is a very sensitive part of the engine. It is the bearing system seen in varied surroundings resulting from the engine work that can become a representative example of complex servicing of a complicated object which consists of the system’s technical inspection/trouble-shooting, allowing for operation conditions, and the system’s reliability profiles resulting from it [6, 8].

3. Structure, activity and rability the bearings system of Allison 250 engine

The bearing system (Fig. 3) consists of eight bearings placed in the engine supports and one bearing placed inside the driving reducer wheel [6].

Bearings no. 1 and 2 (ball bearings) are the compressor supports. The reducer driving wheel is connected to the power turbine shaft and is placed on bearings no. 3 and 4. Bearings no. 5 (ball bearing) and no. 6 (roller bearing ) are the power turbine supports. The high thrust turbine shaft is placed on t bearings no. 7 (roller bearing) and no. 8 (ball bearing).

w różnorodnym otoczeniu. Podstawowym elementem obsługi obiektu jest jego diagnostyka techniczna.

Diagnostykę silnika śmigłowcowego Allison 250 prowadzi się po jego podzieleniu na diagnostycznie podatne moduły [4, 5, 9]. Podział ten najczęściej wynika z rozwiązania konstrukcyjnego silnika. Modułami diagnostycznymi silnika mogą zatem być jego główne zespoły: zespół sprężarki, zespół turbin, układ łożyskowania, itp. (rys. 1). Newralgicznym zespołem silnika jest układ łożyskowania. Dlatego właśnie on ujęty w zmiennym otoczeniu wynikającym z pracy silnika może stać się reprezentatywnym przykładem kompleksowej obsługi złożonego obiektu, którego elementami są: jego diagnostyka z uwzględnieniem warunków użytkowania oraz na tej podstawie wyznaczone jego charakterystyki niezawodnościowe [6, 8].

3. Budowa, działanie i niezawodność układu łożyskowania silnika Allison 250

Układ łożyskowania (rys. 3) składa się

z ośmiu łożysk umieszczonych

w podporach silnika i jednego łożyska

umieszczonego wewnątrz koła

napędzającego reduktor [6].

Fig. 3 Diagram of the bearing system of Allison 250 engine. Rys. 3. Schemat układu łożyskowania silnika Allison 250.

Bearing 2½ is placed in bearing no 3 plane. Its outer race is the inner surface of the gear (toothed) wheel, and the inner race is the surface of the link coupling the compressor with the high thrust turbine shaft. The bearing system is a units. That is why it is simultaneously inspected by means of three independent trouble-shooting techniques: functional, vibroacoustical and tribological. Previous experience has proved that there are discrepancies in evaluations of the system technical condition which were conducted by means of the functional, vibroacoustical and tribological technique. This results from the fact that each of the above mentioned techniques is not equally sensitive to all kinds of changes in the technical condition (the functional technique - friction, other resistance; the tribological technique - abrasion, erosion, corrosion; the vibroacoustical technique -cracks, deformations). That is how need arose to develop a new complex trouble-shooting technique which would be complementary to the independent ones. What is characteristic of this technique is that all trouble-shooting data of the bearing system and all signals of its surroundings [5,6,7,8] are used to work out a trouble-shooting report.

4. Complex Technique of the Bearing System Trouble-Shooting

At present the engine operation is checked in terms of the bearing system by means of three simultaneous techniques [6]:

 the functional one (the trouble-shooting signal S is the rotor coasting time S = tw),

 the tribological one (the trouble-shooting signal S is the concentration of waste products in the oil lubricating the system - S = Z),

Łożyska nr 1 i 2 (kulkowe) stanowią podpory sprężarki. Koło napędzające reduktor, połączone jest z wałem turbiny napędowej i jest osadzone na łożyskach nr 3 i 4. Podporami wału turbiny napędowej są łożyska nr 5 (kulkowe) i nr 6 (rolkowe). Wał turbiny wysokiego ciśnienia osadzony jest na łożyskach nr 7 (rolkowe) i nr 8(kulkowe). W płaszczyźnie łożyska nr 3 osadzone jest łożysko 2 ½, którego bieżnią zewnętrzną jest wewnętrzna powierzchnia napędzającego koła zębatego, a bieżnią wewnętrzną powierzchnia łącznika łączącego sprężarkę z wałem turbiny wysokiego ciśnienia.

Układ łożyskowania jest zespołem pracującym w trudnym otoczeniu innych zespołów silnika. Z tego względu diagnozowany jest jednocześnie trzema autonomicznymi metodami diagnozowania:

funkcjonalną, wibroakustyczną

i tribologiczną. Praktyka wykazała, że pojawiają się niezgodności w ocenach stanu technicznego układu, wypracowanymi metodą funkcjonalną, wibroakustyczną i tribologiczną. Wynika to z faktu, że każda z wymienionych wyżej metod jest niejednakowo czuła na różnego rodzaju zmiany stanu technicznego (funkcjonalna – tarcie, inne opory; tribologiczna – ścieranie, erozja, korozja; wibroakustyczna – pęknięcia, deformacje). Stąd pojawiła się

potrzeba opracowania nowej

(uzupełniającej do metod autonomicznych) kompleksowej metody diagnozowania. Znamienną cechą tej nowej metody jest to, że do opracowania diagnozy wykorzystuje się jednocześnie wszystkie sygnały diagnostyczne układu łożyskowania i wszystkie sygnały jego otoczenia [5, 6, 7, 8].

 the vibroacoustical (the trouble-shooting signal S is ‘the acceleration of the vibration amplitude’ on the front bearing casing (No. 1) on the rotor casing of the high thrust turbine and the power turbine (bearings 6 and 7 - signal S = W), with regard to the surroundings which in this case is a set of signals resulting from operations of other than the bearings system engine units.

These signals are:

 the rotational speed of the high thrust turbine N1,

 the rotational speed of the power turbine N2,

 the temperature of the tail gases TOT,  the oil pressure in the lubrication system

pol,

 the flow mass intensity mol,

 the oil temperature the tol.

The overall evaluation the bearing system technical condition requires simultaneous correlating of the above mentioned trouble-shooting signals measured and the signals of the surroundings. It is difficult to meet this requirement is because the signals of the surroundings and the trouble-shooting ones are of different physical nature. It has been discovered that all signal runs can be processed into an identically formed shape and quantitatively described by means of numbers of over-running of trouble-shooting thresholds of trouble-trouble-shooting signals and surroundings ones.

Apparently this new abstract form of trouble-shooting signals and surroundings signals makes it possible to describe relations between these signals relationship and then to process them into the object’s technical condition technical. It becomes therefore the basis for a complex trouble-shooting of the bearing system. The synthetic signal of the surroundings (in the

form of the number of overrunnings of trouble-shooting thresholds) can be

4. Kompleksowa metoda diagnozo-wania układu łożyskodiagnozo-wania

Aktualnie w procesie eksploatacji silnika, układ łożyskowania jest jednocześnie diagnozowany trzema metodami [6]:  funkcjonalną (sygnałem diagnostycznym

S jest czas wybiegu wirnika S= tw),

 tribologiczną (sygnałem diagnostycznym S jest koncentracja produktów zużycia w oleju smarującym układ - S = Z),

 wibroakustyczną (sygnałem

diagnostycznym S jest „przyspieszenie amplitudy drgań” na kadłubie przedniego łożyska (nr 1) na kadłubie wirnika turbiny wysokiego ciśnienia i turbiny napędowej (łożysk 6 i 7) – sygnał S = W),

z uwzględnieniem otoczenia, którym w danym przypadku jest zbiór sygnałów wynikających z pracy innych niż układ łożyskowania zespołów silnika.

Sygnałami tymi są:

 prędkość obrotowa turbiny wysokiego ciśnienia N1,

 prędkość obrotowa turbiny napędowej N2,

 temperatura gazów wylotowych TOT,  ciśnienie oleju w układzie smarowania

pol,

 masowe natężenie przepływu mol,

 temperatura oleju tol.

Całościowa ocena stanu technicznego

układu łożyskowania wymaga

jednoczesnego skorelowania zmierzonych w/w sygnałów diagnostycznych i sygnałów otoczenia. Zrealizowanie tego wymagania jest trudne, ponieważ sygnały otoczenia i diagnostyczne są różnej natury fizycznej. Dostrzeżono, że wszystkie przebiegi sygnałów mogą być sprowadzone do

jednakowo uformowanej postaci

przekroczeń progów diagnostycznych, sygnałów diagnostycznych i otoczenia. determined by means of the following dependence:

(1) where:

N with a particular index is the number of overrunnings of trouble-shooting thresholds of the surroundings signals.

The synthetic trouble-shooting signal (in the form of the number of overrunnings of the trouble-shooting thresholds) can be determined by means of the following dependence:

(2) where:

NF - the number of overrunnings of the trouble-shooting thresholds of the functional troubleshooting signals, NW -the number of overrunnings of -the trouble-shooting thresholds of the vibroacoustical trouble-shooting signals, NZ - the number of overrunnings of the trouble shooting thresholds of the tribological trouble-shooting signals.

Fig. 4 shows the method of reducing the runs of any signals to the number of overrunnings of the trouble-shooting signal thresholds.

Two Allison 250 engines (No 836791 and No 836788) have undergone trouble-shooting Trouble-trouble-shooting functional, vibroacoustical and tribological signal runs. The signals (trouble-shooting ones and those of the surroundings) have been processed into the number of their thresholds overrunnings. Tables 1 and 2 show the test results.

The following equation of state describes the relation between complex synthetic

trouble-shooting signals and surroundings signals expressed by means of numbers of Ta nowa abstrakcyjna postać sygnałów diagnostycznych i otoczenia pozwala jak się okazuje opisać relacje między tymi sygnałami a następnie dokonać ich przetworzenia na stan techniczny obiektu. Staje się zatem podstawą do kompleksowej diagnostyki układu łożyskowania. Syntetyczny sygnał otoczenia (w postaci

liczby przekroczeń progów

diagnostycznych) można wyznaczyć z zależności:

(1) gdzie:

N z odpowiednim indeksem odpowiada liczbie przekroczeń progów diagno-stycznych sygnałów otoczenia.

Syntetyczny sygnał diagnostyczny (w postaci liczby przekroczeń progów diagnostycznych) można wyznaczyć z zależności:

(2) gdzie:

NF – liczba przekroczeń diagnostycznych

progów sygnałów diagnostyki

funkcjonalnej,

NW - liczba przekroczeń diagnostycznych

progów sygnałów diagnostyki

wibroakustycznej,

NZ - liczba przekroczeń diagnostycznych

progów sygnałów diagnostyki

tribologicznej.

Sposób sprowadzania przebiegów dowolnych sygnałów do liczby przekroczeń progów sygnałów diagnostycznych przedstawiono na rys. 4.

Przeprowadzono badania diagnostyczne dwóch silników Allison 250 (nr 836791 i nr 836788). Wyznaczono przebiegi sygnałów diagnostycznych funkcjonalnych,

wibroakustycznych i tribologicznych oraz sygnałów otoczenia. Sygnały te

trouble-shooting threshold overrunnings and the technical condition:

(3) where:

a parameter of technical condition, b -parameter of operation intensity and the effect of the surroundings on the system. What can be obtained according to the principles of statical identification [3, 11] is (4):

(4)

Formula (4) shows that the static parameter of condition a is determined from the available DK and U signals in the successive and given moments. Further it can be noted:

(5)

(diagnostyczne i otoczenia) zostały sprowadzone do liczb przekroczeń ich progów diagnostycznych. Wyniki tych badań przedstawiono w tabeli 1 i 2.

Relacje między kompleksowymi

syntetycznymi sygnałami diagnostycznymi i otoczenia wyrażonymi w postaci liczb przekroczeń progów diagnostycznych i stanem technicznym można opisać równaniem stanu:

(3) gdzie:

Fig. 4. The method of signal processing (in dynamic time t or in operational time ) to the number of overrunnings of trouble-shooting thresholds, where: Sśr – the signal mean value; Spr – threshold

value of the trouble-shooting signal or the surroundings one, w1 - w5 – overrunning weight (from 1 to 5

respectively), A - unit field of overrunnings.

Rys. 4. Sposób przetworzenia sygnału (w czasie dynamicznym t lub w czasie eksploatacyjnym ) na liczby przekroczeń progu diagnostycznego, gdzie: Sśr – wartość średnia sygnału; Spr – wartość

progowa sygnału diagnostycznego lub otoczenia, w1 – w5 – wagi przekroczeń (odpowiednio np. od 1

a – parametr stanu technicznego, b – parametr intensywności użytkowania i oddziaływania otoczenia na układ.

Postępując zgodnie z zasadami identyfikacji statycznej [3, 11] otrzymuje się (4):

(4) Jak widać z wzoru (4) statyczny parametr stanu aˆ wyznacza się z dostępnych

Table 1. Complex trouble-shooting of Alison 250-C20 engine No 836791 bearing system on the basis of standardized numbers of threshold values overrunnings of trouble-shooting signals, threshold value: DKpr = μ + σ

Tabela 1. Diagnozowanie kompleksowe układu łożyskowania silnika Allison 250 - C20B nr 836791 na podstawie unormowanych liczb przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych, wartość progowa: DKpr = μ + σ.

Table 2. Complex trouble-shooting of Alison 250-C20 engine No 836788 bearing system on the basis of standardized numbers of threshold values overrunnings of trouble-shooting signals, threshold value: DKpr = μ + σ

Tabela 2. Diagnozowanie kompleksowe układu łożyskowania silnika Allison 250 - C20B nr 836788 na podstawie unormowanych liczb przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych, wartość progowa: DKpr = μ + σ.

Finally, the required parameter of a bearing system technical condition ‘a’ can be determined from the following dependence:

(6) Parameter ‘a’ makes it possible to observe complex changes of the technical condition of the same bearing system in the process of operation as well as differences of the technical condition of bearing systems of various engines fitted on the same aircraft [6, 7, 8]. In optimal servicing, trouble-shooting knowledge should be complementary to the knowledge of the object’s reliability condition [5, 9].

5. Prediction of Reliability Profiles of Alison 250 Engine Bearing Systems

Estimators (points) of reliability profiles are experimentally determined according to PN - 77/ N - 04005:

(7)

where:

P*(t) - estimator of a reliability profile,

m(t) - number objects which in < 0; t > time got damaged,

n - number of tested objects,

(8)

where:

R*(t) - estimator of a reliability profile,

n(t) - number objects which in time < 0; t > time did not get damaged,

n - the number of tested objects,

(9)

where:

) ( * _t

 - estimator of the damage intensity

profile,

sygnałów DK oraz U w kolejnych i – tych

chwilach. Dalej można zapisać:

(5) Ostatecznie poszukiwany parametr stanu technicznego „a” układu łożyskowania można wyznaczyć z zależności:

(6) Parametr „a” pozwala obserwować kompleksowe zmiany stanu technicznego w procesie eksploatacji tego samego układu łożyskowania oraz różnice stanu technicznego jaki mają układy łożyskowania różnych silników także zabudo-wanych na tym samym statku powietrznym [6, 7, 8]. W optymalnej obsłudze wiedza diagnostyczna powinna być uzupełniona wiedzą o stanie niezawodnościowym obiektu [5, 9].

5. Predykcja charakterystyk niezawodno-ściowych układów łożyskowania silników Allison 250

Podczas eksploatacji zgodnie z PN–77/N – 04005 wyznacza się eksperymentalnie estymatory (punkty) charakterystyk niezawodności:

gdzie:

P*(t) – estymator charakterystyki zawodności, m(t) – liczba obiektów, które w przedziale czasu

<0; t> uszkodziły się, n – liczba badanych obiektów,

(8)

gdzie:

R*(t) – estymator charakterystyki niezawodności,

n(t) - liczba obiektów, które w przedziale czasu <0; t> nie uszkodziły się,

n – liczba badanych obiektów,

n(t+t) – number objects which in (t+t) time did not get damaged,

t – time in which the object is tested.

The points determined in this way are the basis to set the analytic form of reliability profiles (e.g. Weibull exponential, etc.). The analytic form of reliability profiles makes it possible to predict the future reliability conditions of a technical object on the basis of its current and future reliability conditions of a technical object on the basis of its current and future conditions.

It has been discovered that an overrunning of trouble-shooting threshold can be treated as damage premise, hence reliability profiles can be determined on the basis of registered numbers of trouble -shooting signal threshold overrunnings. The total of standardized numbers of trouble-shooting signal threshold overrunnings (Table 3 and Table 4) is determined on the basis of data from the complex trouble-shooting (Table 1 and Table 2) column. Additionally, in Tables 3 and 4 time of flying values (operation time t) and the sum of numbers of threshold overrunnings to a definite operation time are presented. Assuming that threshold overrunning is a symptom of damage, it turns out that Tables 3, 4, 5, 6 contain all the necessary data to predict the reliability profiles.

Service life of the bearing system of Allison 250 - C20B engine averages 3580 h, thus the number of ovrrunnings studied (n) is: Table 5 – eqestion 10; Table 6 – equestion 11: (9) gdzie: ) ( * _t  - estymator charakterystyki intensywności uszkodzeń,

n(t+t) – liczba obiektów, które w przedziale czasu (t+t) nie uszkodziły się,

t – przedział czasu, w którym obiekt jest badany

Tak wyznaczone punkty są podstawą do

ustalenia analitycznej postaci

charakterystyk niezawodnościowych (np. wykładnicza Weibulla itd.). Analityczna postać charakterystyk niezawodnościowych pozwala prognozować przyszłe stany niezawodności obiektu technicznego na podstawie jego stanów aktualnych i przeszłych.

Dostrzeżono, że przekroczenie progu diagnostycznego może być traktowane jako przesłanka uszkodzenia, a stąd, że charakterystyki niezawodnościowe mogą być wyznaczone na podstawie obserwowanej liczby przekroczeń progu sygnału diagnostycznego.

Sumę unormowanych liczb przekroczeń

wartości progowych sygnałów

diagnostycznych (tabela 3 i tabela 4) wyznacza się na podstawie danych z kolumny diagnozowanie kompleksowe (tabela 1 i tabela 2). Dodatkowo w tabelach 3 i 4 podano wartości czasu nalotu (czasu eksploatacji t) oraz sumę liczb przekroczeń

) 10 ( 40084 , 123 42620 , 57 3580 1666_{  } n n ) 11 ( 97054 , 156 04830 , 73 3580 1666_{  } n n

do określonego czasu eksploatacyjnego. Przy założeniu, że przekroczenie progu jest symptomem uszkodzenia, okazuje się, że tabele 3 i 4 oraz 5 i 6 zawierają wszystkie potrzebne dane do predykcji charakterystyk niezawodnościowych.

Resurs silnika Allison 250 – C20B wynosi 3580 h, wobec tego liczb przekroczeń (n) wynosi: Tabela 5 – równanie 10; Tabela 6 – równanie 11:

Table 3. Total of standardized numbers of trouble-shooting signal threshold overrunnings of the bearing system Allison 250 - C20B engine no 836791. Tabela 3. Suma unormowanych liczb

przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Table 4. Total of standardized numbers of trouble-shooting signal threshold overrunnings of the bearing system Allison 250 - C20B engine no 836788. Tabela 4. Suma unormowanych liczb

przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788 ) 10 ( 40084 , 123 42620 , 57 3580 1666    n n 0 20 40 60 80 0 500 1000 1500 2000 Nalot [h] S u m a li cz b p rz ek ro cz eñ 0 20 40 60 80 0 500 1000 1500 2000 Nalot [h] S u m a li cz b p rz ek ro cz eñ

Fig 5. Run of the total of standardized numbers of threshold value overrunnings the value of trouble-shooting signals of the bearing system Allison 250 - C20B engine no 836791.

Rys. 5. Przebieg sumy unormowanych liczb przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

The probability of non-occurrence of threshold vale overrunnings of trouble-shooting signals R*(t) is determined by means of formula (8). Number of overrunnings which did not occur (n(t)) is

determined by means of the following formula:

n(t) = n - m(t) (12) Estimation of threshold value overrunning intensity of trouble-shooting signals *(t) for a settled moment t is determined by means of formula (9), where in a give case:

 n(t) >> 1 – number of overrunnings which in < 0, t > time did not occur,

Prawdopodobieństwo nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R*(t) wyznacza się ze Fig 6. Run of the total of standardized numbers of

threshold value overrunnings the value of trouble-shooting signals of the bearing system Allison 250 - C20B engine no 836788.

Rys. 6. Przebieg sumy unormowanych liczb przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

Table 5. Estimation of probability of

occurrence of threshold value

overrunnings of trouble shooting signals P*(t) of the bearing system Allison 250 -C20B engine no 836791.

Tabela 5. Estymacja prawdopodobieństwa pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych P*(t) układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Table 6. Estimation of probability of

occurrence of threshold value

overrunnings of trouble shooting signals P*(t) of the bearing system Allison 250 -C20B engine no 836788.

Tabela 6. Estymacja prawdopodobieństwa pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych P*(t) układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788. ) 11 ( 97054 , 156 04830 , 73 3580 1666_{  } n n

wzoru (8). Liczbę przekroczeń, które nie zaistniały (n(t)) wyznacza się z następującego wzoru:

n(t) = n - m(t) (12) Estymację intensywności przekroczeń

wartości progowych sygnałów

diagnostycznych *(t) dla ustalonej chwili t wyznacza się ze wzoru (9), gdzie w danym przypadku przyjmuje się za:

 n(t+t) – number of overrunnings which in <0, t+t> time did not occur,

 t – length of time in which the object is tested.

Function of threshold value overrunninmg intensity of trouble shooting signals of the bearing system of Alison 250-C20B engine is determined on the basis of flying time, the sum of standardized numbers of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals (Tables 3 and 4) and formula (9). The results of experimental tests P*(t) (Fig. 7 and 8), R*(t) (Fig. 9 and 10) as well as the *(t) (Fig. 11 and 12) make it possible to determine analytical forms P(t), R(t) and (t).

 n(t) >> 1 – liczbę przekroczeń, które w przedziale czasu <0, t> nie pojawiły się,

 n(t+t) – liczbę przekroczeń, które w przedziale czasu <0, t+t> nie pojawiły się,

Table 7. Estimation of probability of non-occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals R*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791. Tabela 7. Estymacja prawdopodobieństwa nie

pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R*(t) układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Table 8. Estimation of probability of non-occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals R*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836788.

Tabela 8. Estymacja prawdopodobieństwa nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R*(t) układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

 t – długość przedziału czasu, w którym obiekt jest badany.

Na podstawie nalotu, sumy unormowanych liczba przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych (tabela 3 i 4) i wzoru (9) wyznacza się funkcję intensywności przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B. Wyniki badań eksperymentalnych P*(t) (rys. 7 i 8), R*(t) (rys. 9 i 10) oraz

*(t) (rys. 11 i 12) pozwalają wyznaczyć analityczne postacie P(t), R(t) oraz (t).

Table 10. Estimation of overrunning intensity of threshold value of trouble-shooting signals *(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836788. Tabela 10. Estymacja intensywności

przekroczeń wartości progowych sygnałów *_{(t) układu łożyskowania silnika Allison}

250 – C20B nr 836788. Table 9. Estimation of overrunning

intensity of threshold value of trouble-shooting signals *(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791.

Tabela 9. Estymacja intensywności

przekroczeń wartości progowych

sygnałów diagnostycznych *(t)

układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Fig. 7. Run of probability of occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals P*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791. Rys. 7. Przebieg P*(t) układu łożyskowania

6. Calculating of current reliability characteristics of the bearing system in the process of Allison 250 engine exploitation

It on basis of data introduced on Fig. 7 and Fig. 8 it the example analytic courses of the reliability characteristic were marked,

Fig. 8. Run of probability of occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals P*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836788.

Rys. 8. Przebieg P*(t) układu łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

Fig. 9. Run of probability of non-occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals R*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791.

Rys. 9. Przebieg prawdopodobieństwa nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R*(t) układu łożyskowania.

Fig. 10. Run of probability of non-occurrence of threshold value overrunnings of trouble-shooting signals R*(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836788.

Rys. 10. Przebieg prawdopodobieństwa nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R*(t) układu łożyskowania.

Fig. 11. Function run of threshold value overrunning intensity of trouble-shooting signals *(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791. Rys. 11. Przebieg funkcji intensywności

przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych *_{(t) układu}

łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Fig. 12. Function run of threshold value overrunning intensity of trouble-shooting signals *(t) of the bearing system of Allison 250 - C20B engine no 836791. Rys. 12. Przebieg funkcji intensywności

przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych *_{(t) układu}

łożyskowania silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

6. Wyznaczanie bieżących chara-kterystyk niezawodnościowych układu łożyskowania w procesie eksploatacji silnika Allison 250

Na podstawie danych przedstawionych na rys. 7 oraz rys. 8 wyznaczono przykładowe analityczne przebiegi charakterystyk which was introduced on Fig. 13 and Fig. 14.

Example analytic figures of these functions are following (for data from Fig. 13): P(t)=-3e-8_t2 _{+ 0,0003t - 0,0954 for}

t = 07160 (13) burdened with mistakeP(t)00,,1487400258, for

data from Fig. 14 (burdened with mistake

07599 , 0 09494 , 0 ) (t  P ): P(t)=-3e-8_t2 _{+ 0,0004t -0,1505 for} t=07160 (14) Example it for 4000 h, the P(t) = 0,89 for the engine no 836791 as well as the P(t) = 0,9 for engine of no 836788. Affirm was, that state of reliability of these engines is different despite, that they work on the same object (the helicopter). It on basis of data introduced on Fig. 9 and Fig.10 it the example analytic courses of the reliability profiles were marked, which was

niezawodnościowych, które przedstawiono na rys. 13 i rys. 14.

Przykładowe analityczne postacie tych funkcji są następujące (dla danych z rys. 13):

P(t)=-3e-8_t2 _{+ 0,0003t - 0,0954 dla}

t = 07160 (13) obarczoną błędem P(t)00,,1487400258, dla

danych z rys. 14 (obarczoną błędem

07599 , 0 09494 , 0 ) (t _ P ):

Fig. 13. Function to calculating of probability of occurence of threshold value overrunnings of trouble – shooting P(t) of the bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836791.

Rys. 13. Funkcja do przewidywania wartości prawdopodobieństwa pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych P(t) silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Fig. 14. Function to calculating of probability of occurence of threshold value overrunnings of trouble – shooting P(t) of the bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836788.

Rys. 14. Funkcja do przewidywania wartości prawdopodobieństwa pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych P(t) silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

P(t)=-3e-8_t2 _{+ 0,0004t - 0,1505 dla}

t=07160 (14) Wyznaczone przykładowe analityczne postacie pozwalają prognozować przyszłe stany niezawodności silnika. Przykładowo dla 4000 godz., P(t)=0,89 dla silnika nr 836791 oraz P(t) = 0,9 dla silnika nr 836788. Stwierdza się, że stan niezawodności tych silników jest różny mimo, że pracują one na tym samym obiekcie (śmigłowcu).

introduced on Fig. 15 and Fig.16. The appointed example analytic figures permit to prognoses the future states of reliability of engine.

Example analytic figures of these functions are following (for data from Fig. 15): R(t)=3e-8_t2 _{- 0,0003t - 1,0954 for}

t=07160 (15)

burdened with mistakeR(t)00,,0257714874, for

data from Fig. 16 burdened with mistake

11554 , 0 07599 , 0 ) (t _ R : R(t)=3e-8_t2 _{- 0,0004t - 1,1505 for} t=07160 (16) The appointed example analytic figures permit to prognoses the future states of reliability of engine. Example it for 4000 h, the R(t) = 0,19 for the engine no 836791 as well as the R(t) = 0,17 for engine of no 836788.

Na podstawie danych przedstawionych na rys. 9 i rys. 10 wyznaczono przykładowe analityczne przebiegi charakterystyk niezawodnościowych, które przedstawiono na rys. 15 i rys. 16.

Przykładowe analityczne postacie tych funkcji są następujące (dla danych z rys. 15):

R(t)=3e-8_t2 _{- 0,0003t - 1,0954 dla}

t=07160 (15)

Fig. 15. Function to expectation of probability of non – occurrence of threshold value overrunnings of trouble – shooting signals R(t) of the bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836791. Rys. 15. Funkcja do przewidywania wartości

prawdopodobieństwa nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R(t) silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Fig. 16. Function to expectation of probability of non – occurrence of threshold value overrunnings of trouble – shooting signals R(t) of the bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836788. Rys. 16. Funkcja do przewidywania wartości

prawdopodobieństwa nie pojawienia się przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych R(t) silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

obarczoną błędem R(t)00,,1487402577, dla

danych z rys. 16 obarczoną błędem

11554 , 0 07599 , 0 ) (t _ R : R(t)=3e-8_t2 _{- 0,0004t - 1,1505 for} t=07160 (16) Wyznaczone przykładowe analityczne postacie pozwalają prognozować przyszłe stany niezawodności silnika. Np. dla 4000 godz., R(t) = 0,19 dla silnika nr 836791 oraz R(t) = 0,17 dla silnika nr 836788. Stwierdza się, że stan niezawodności tych silników jest różny mimo, że pracują one Affirm was, that state of reliability of these engines is different despite, that they work on the same object (the helicopter). It on basis of data introduced on Fig. 11 and Fig. 12 it the example analytic courses of the reliability profiles were marked, which was introduced on Fig. 17 and Fig. 18

Example analytic figures of these functions are following for data from Fig. 17:

(t)=8e-10_t2 _{- 7e}-7_{t + 0,000 (17)}

burdened with mistake(t)00,,0000700010, for

data from Fig. 18 burdened with mistake

00008 , 0 00016 , 0 ) (t _  : (t)=1e-12_t3 _{- 4e}-9_t2 _{+ 4e}-6_{t - 0,0009 (18)}

The appointed example analytic figures permit to prognosis the future states of reliability of engine. Example it for 2000 h, the (t) = 0,0005 for the engine no 836791 as well as the (t) = 0,0008 for engine of no 836788.

na tym samym obiekcie (śmigłowcu). Na podstawie danych przedstawionych na rys.11 i rys. 12 wyznaczono przykładowe analityczne przebiegi charakterystyk niezawodnościowych, które przedstawiono na rys. 17 i rys. 18.

Przykładowe analityczne postacie tych funkcji są następujące dla danych z rys. 17: (t)=8e-10_t2 _{- 7e}-7_{t + 0,000 (17)} Fig. 17. Function to expectation of threshold

value overunning intensity of trouble – shooting signals (t) of bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836791.

Rys. 17. Funkcja do przewidywania wartości funkcji intensywności przekroczeń

wartości progowych sygnałów

diagnostycznych silnika Allison 250 – C20B nr 836791.

Fig. 18. Function to expectation of threshold value overunning intensity of trouble – shooting signals (t) of bearing system of Allison 250 – C20B engine no 836788. Rys. 18. Funkcja do przewidywania funkcji

intensywności przekroczeń wartości progowych sygnałów diagnostycznych silnika Allison 250 – C20B nr 836788.

obarczoną błędem *(t)00,,0000700010, dla

danych z rys. 18 obarczoną błędem

00008 , 0 00016 , 0 ) ( * t _  : (t)=1e-12_t3 _{- 4e}-9_t2 _{+ 4e}-6_{t - 0,0009 (18)}

Wyznaczone przykładowe analityczne postacie pozwalają prognozować przyszłe stany niezawodności silnika. Np. dla 2000 godz., (t)= 0,0005 dla silnika nr 836791 oraz (t)= 0,0008 dla silnika nr 836788. Affirm was, that state of reliability of these engines is different despite, that they work on the same object (the helicopter).

7. Summary

The diagnostic activity in process of technical service be realized in aim of current qualification still, past the and future state of technical object. Several diagnosing methods in process the diagnosing of folded technical objects comply simultaneously, which be base on the different figure's diagnostic information (the temperature, speed of, trembling, the intensity). It turns out however, that if all diagnostic signals and the signals of surroundings will become captured in figure the numbers of crossings of diagnostic sill timbers amountly and imported to number then the crossings of complex signal the diagnostic DK, then file

of these numbers can be additionally the used to prediction of reliability profiles of diagnosed object.

In this way obvious relationships between diagnostics and they can be used to improvement of process of service of technical object with reliability.

References/ Literatura

1. Ashby R. W.: Wstęp do cybernetyki. PWN, Warszawa, 1963.

2. Boliński B., Stelmaszczyk Z.: Eksploatacja silników turbinowych. WKŁ, Warszawa, 1981.

3. Bargoń J., Jaźwiński J., Klimaszewski S., Zmudziński Z., Żurek J.: Symulacyjne metody badania bezpieczeństwa lotów. Wyd. ASKON, Warszawa 1998.

4. Lewitowicz J., Kustroń K.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. Wyd. ITWL, t.2., Warszawa, 2003. Stwierdza się, że stan niezawodności tych silników jest różny mimo, że pracują one na tym samym obiekcie (śmigłowcu).

7. Podsumowanie

W procesie obsługi technicznej ciągle realizowana jest działalność diagnostyczna w celu określenia aktualnego, przeszłego i przyszłego stanu technicznego obiektu. W procesie diagnozowania złożonych obiektów technicznych jednocześnie stosuje się kilka metod diagnozowania, które bazują na informacji diagnostycznej różnej postaci (temperatura, prędkość, drgania, intensywność zużycia, itp.). Okazuje się jednak, że jeśli wszystkie sygnały diagnostyczne i sygnały otoczenia zostaną ilościowo ujęte w postaci liczb przekroczeń progów diagnostycznych, a następnie sprowadzone do liczby przekroczeń kompleksowego sygnału diagnostycznego DK, to zbiór tych liczb może być dodatkowo

wykorzystany do predykcji charakterystyk niezawodnościowych diagnozowanego obiektu.

W ten sposób oczywiste związki między diagnostyką i niezawodnością mogą być wykorzystane do polepszenia procesu obsługi obiektu technicznego.

5. Lindstedt P.: Praktyczna diagnostyka maszyn i jej teoretyczne podstawy. Wyd. Nauk. ASKON, Warszawa, 2002.

6. Lindstedt P., Borowczyk H., Magier J.: Badanie możliwości kompleksowego diagnozowania układu łożyskowania na podstawie informacji uzyskanej z metod funkcjonalnej, tribologicznej i wibroakustycznej. Projekt badawczy KBN Nr 5T12D01122, sprawozdanie ITWL nr 1371/50, Wyd. ITWL, Warszawa, 2003.

7. Lindstedt P., Borowczyk H., Magier J.: Sterowanie procesem użytkowania turbinowego silnika śmigłowcowego na podstawie kompleksowych sygnałów diagnostycznych i sygnałów otoczenia. 8. Międzynarodowa Konferencja AIRDIAG 2005, Wyd. ITWL, Warszawa, 2005.

8. Lindstedt P., Magier J.: Przesłanki normowania i ważenia wartości progowych sygnałów diagnostycznych i otoczenia układu łożyskowania turbinowego silnika śmigłowcowego. Prace Naukowe ITWL z. 18, Wyd. ITWL, Warszawa, 2004.

9. Smalko Z.: Podstawy eksploatacji technicznej pojazdów. Ofic. Wyd. PW, Warszawa, 1998.

10. Staniszewski R.: Sterowanie zespołów napędowych. WKŁ, Warszawa, 1980. 11. Söderström T., Stoica P.: Identyfikacja

systemów. PWN, Warszawa, 1997. 12. Żurek J.: Podstawy bezpieczeństwa

w lotnictwie. Przegląd WLOP 12/2001, Wyd. EMPA, Poznań, 2001.

The system total unfit for use technical state is characterized with extensive destructions, damages and losses, the critical level of the technical state of the.