Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Инженерный анализ повреждаемости хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 11
1.1 Основные сведения о повреждаемости авиационных конструкций 11
1.1.1 Повреждаемость конструкций при воздействии длительных статических нагрузок 11
1.1.2 Повреждаемость при циклическом нагружении 12
1.1.3 Повреждаемость при изнашивании 15
1.1.4 Повреждаемость конструкции от воздействия окружающей среды 22
1.2 Анализ опыта эксплуатации хвостовой трансмиссии вертолетов Ми-2 30
1.2.1 Результаты исследования промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2891057. 31
1.2.2 Результаты исследования промежуточных редукторов ПР-2 №№ Р-2881112, Р-2882175, Р-2792233. 44
1.2.3 Результаты исследования промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2901010. 59
1.2.4 Результаты исследования хвостового вала № 108037. 72
1.3 Выводы по главе 1 81
Глава 2. Оценка ресурсоспособности хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2 83
2.1 Подтверждение химического состава материала вала 84
2.2 Определение физико-механических свойств материала хвостовых валов трансмиссии 88
2.3 Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии 91
2.4 Металлографический анализ материала хвостовых валов трансмиссии 94
2.5 Выводы по главе 2 96
Глава 3. Проверочная оценка запаса прочности хвостового вала вертолета Ми-2 . 98
3.1 Методика прочностного расчета 98
3.2 Оценка запаса прочности вала с условной наработкой 0 103
3.3 Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок . 103
3.4 Выводы по главе 3 105
Глава 4. Рекомендации по продлению ресурсов трансмиссии вертолета Ми-2 .106
4.1 Предпосылки к продлению ресурса трансмиссии вертолета Ми-2 106
4.1.1 Анализ надежности трансмиссии вертолета Ми-2 106
4.1.2 Сравнительный анализ надежности отечественных вертолетов марки Ми 109
4.2 Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2 111
4.3 Предлагаемые работы, связанные с поэтапным продлением ресурса трансмиссии вертолета Ми-2 113
4.4 Выводы по главе 4 124
Заключение по диссертационной работе: 125
Сокращения 127
Список литературы 128
- Повреждаемость при циклическом нагружении
- Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии
- Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок
- Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2
Повреждаемость при циклическом нагружении
К усталости материала приводит повреждение конструкций повторно-переменными нагрузками. Усталость есть сложный процесс накопления повреждений при воздействии повторно-переменных напряжений, необратимых изменений, которые приводят к образованию трещин и разрушению конструкций [20]. Микротрещины в местах концентрации дислокаций, плотность которых превышает критическую, предшествуют возникновению магистральных усталостных трещин. Усталостное разрушение, которое прогрессирует во времени, можно описать последовательностью случайных процессов: - накопление первичных повреждений (скопление дислокаций); - образование микротрещин и слияния их в макротрещины; - распространение магистральной усталостной трещины; - статический долом.
Комплекс внешних нагрузок, характер их изменения во времени и повреждаемость самого материала определяет кинетику и механизм каждого из перечисленных процессов усталостного разрушения.
Принято различать знакопеременность и повторяемость (многократность) нагружения. Значительная часть авиационных конструкций работает при знакопеременном нагружении. Усталостное разрушение опаснее длительного статического заключающееся в более низком разрушающем напряжении (до половины статической прочности и ниже) и в более резком влиянии на прочность конструктивных, технологических и коррозионных факторов [6, 69].
Статистическая трактовка особенно необходима для усталостной прочности, по причине большого разброса значений долговечности при испытаниях в процессе эксплуатации.
Стремлением обеспечивать надежную работу авиационных конструкций в пределах назначенного ресурса определяет то, что рабочие амплитуды повторно-переменных напряжений в 2…4 раза ниже условного предела выносливости. Несмотря на это, в эксплуатации бывают усталостные разрушения. Разрушения рабочих лопаток турбин и компрессоров, некоторых участков обшивки планера, заклепочных соединений относятся к типовым усталостным разрушениям. Большая часть этих разрушений связана с действием повреждающих механизмов при работе, меньшая - с производственно-технологическими недостатками.
Образование трещин у элементов авиационных конструкций, поврежденных повторно-переменными нагрузками, зависит (при фиксированном уровне напряжений) от остаточной напряженности поверхности, от макро- и микрогеометрии поверхности и от состояния макро-, микро- и субмикроструктуры материала.
Существенного влияния на макро- и микрогеометрию поверхности элементов авиаконструкций наработка оказать не может. Остаточная напряженность поверхности, состояние макро-, микро- и субмикроструктуры материала имеют прямое отношение к накоплению усталостных повреждений при работе. Условия работы конструкции (многокомпонентность нагрузок, наличие кратковременных резонансных нагрузок, температура среды), т.е. степень нестационарности нагружения оказывают серьезное влияние на интенсивность накопления усталостных повреждений. Весьма разнообразны закономерности накопления усталостных повреждений при нестационарных нагрузках [24, 44, 60]. В первую очередь, процесс суммирования повреждений имеет важное значение. Этот процесс идет обычно, когда конструкция испытывает кратковременные резонансные режимы работы. На расчетных уровнях нагружения непрерывно одновременно с этим идут процессы циклического упрочнения (разупрочнения) [55, 58]. Данный эффект зависит от условий работы и от типа материала. На усталостную долговечность влияют также резонансные расчетные циклические нагрузки [25, 57]. На структуре материала авиационной конструкции одинаково сказываются результаты этих воздействий, связанные с изменением соотношения разупрочняющих и упрочняющих фаз в монокристалле и с концентрацией дислокаций в месте расположения концентраторов напряжений. Когда элемент наработал более 108 циклов, то есть имеет место многоцикловая усталость, как правило, разрушение происходит, по полосам скольжения двойников, по телу зерен материала, т.е. имеют интеркристаллитный характер [40]. Усталостные кривые металлов отображены на рис. 1.1.
Повреждаемость от длительно приложенных нагрузок и усталостная повреждаемость, является структурно-чувствительным процессом.
Процесс усталостной повреждаемости в целом управляется. Управляющими факторами являются отстройки от резонансных частот колебаний, устранение конструктивных концентраторов напряжений, конструктивные меры по увеличению поперечных сечений элементов конструкций. Совершенствование технологических процессов изготовления конструкции (поверхностное упрочнение, чистота обработки, и пр.) также положительно сказывается на управлении вышеописанными процессами.
Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии
Усталостные линии сгруппированы в блоки, которые регулярно повторяются в направлении роста трещины (рис. 1.15). Ширина блока линии в направлении роста трещины значительных изменений не имеет и составляет 10 мкм на начальной стадии развития и 20 мкм на последнем участке разрушения. Отмеченная закономерность развития разрушения не противоречит известным представлениям о распространении полуэллиптических и эллиптических по форме фронта трещин в большом сечении детали и данным по характеру фактической нагруженности элементов конструкции концевой балки вертолетов Ми-2 (заключения № 4375-АК/106 от 30.01.86 г. и № 4729-АТ/106 от 27.08.86 г.).
По полученным характеристикам блоков усталостных линий была проведена оценка длительности роста трещин в процессе эксплуатации картера. На последнем участке разрушения картера размером 3,5…4 мм поверхность изломов менее окислена по сравнению с начальными участками. Степень окисления настолько различна, что между зонами наблюдается четкая граница (см. рис. 1.13). На последнем участке разрушения трещина была сформирована за 175…200 полетов вертолета. При средней продолжительности полета вертолета Ми-2, равной 30-ти минутам, период роста на последнем участке составляет около 80…100 часов. Согласно паспорту на промежуточный редуктор он был установлен на вертолет Ми-2 RA-14271 за 81 час эксплуатации до момента обнаружения трещины. Это удовлетворительно совпадает с оценкой длительности роста трещины на последнем участке 3,5…4 мм с учетом погрешностей расчета и оценки глубины трещины. Таким образом, при установке промежуточного редуктора на вертолет Ми-2 RA-14271 трещина в картере была и имела глубину или размеры по поверхностям около 15 мм. Рисунок 1.15 - Блоки усталостных линий на различных участках развития трещины Оценка длительности роста трещины на длине 15 мм осуществлена по ширине блока усталостных линий , равной 10…15 мкм. Установлено, что развитие трещины происходило за период эксплуатации картера не менее 1000…1500 полетов. С учетом последнего участка роста трещины общая длительность составляет 1200…1700 полетов или 600…850 часов налета вертолета.
Согласно паспортным данным на ПР-2 № Р-2891057 при ремонте на ЗАО «МАРЗ РОСТО» 17.06.96 г. установлен картер первой категории, а фактически был установлен картер с промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2907095. Наработка картера после этой установки составила 1263 часа или примерно 2526 полетов. Следовательно, на момент установки картера в нем трещина еще отсутствовала.
Расчет фактической долговечности картера ПР-2 с усталостной трещиной аналогичных характера и размеров от литейных дефектов в предыдущем случае показывает, что соотношение между периодом роста трещины до выявляемых размеров (период эксплуатации после ремонта 921 час) и периодом ее подготовки (инкубации) к старту от концентраторов напряжений глубиной до 2,4 мм (1000 часов) приблизительно составляет 48% к 52%. Для оценочных расчетов можно принять, что период собственно роста трещины равен периоду подготовки к ее старту от имеющегося концентратора. Используя данное соотношение для исследуемого случая с учетом однозначно установленного факта, что при последнем ремонте на ПР-2 № Р-2891057 был установлен картер с имеющейся предыдущей наработкой, можно предположить о наличии в нем концентраторов напряжений в виде коррозионных язв на момент проведения ремонта.
Металлографический анализ материала картера, проведенный с использованием светового оптического микроскопа MeF-2 по поперечному шлифу, изготовленному в зоне очагов зарождения усталостной трещины, показал наличие на поверхности детали коррозионных язв глубиной до 0,2 мм (рис. 1.16). Структура материала картера на удалении от поверхности удовлетворительная и представляет собой -твердый раствор на основе магния. Предел прочности материала картера (сплав МЛ-5), определенный путем испытания на разрыв стандартного образца (таблица 1.1), составляет 27,1 кг/мм2, что удовлетворяет требованиям технических условий чертежа (по ТУ - в22 кг/мм2).
Результаты выполненных исследований свидетельствуют, что усталостное разрушение картера промежуточного редуктора не связано с качеством его изготовления и материала отливки. Инициатором усталостного разрушения явились коррозионные поражения поверхности картера по литейному радиусу R 8 мм. Оценка длительности роста усталостной трещины и фактическое состояние исследуемой детали указывают, что при последнем ремонте на ЗАО «МАРЗ РОСТО» ПР-2 № Р-2891057 на него вместо картера первой категории, как отмечено в паспорте, был установлен картер с другого промежуточного редуктора, уже имеющий значительную предыдущую наработку в авиации МО и коррозионные язвы на поверхности по литейному радиусу R 8 мм. В исследовательской практике подобный случай отношения к силовым элементам конструкции вертолетов Ми-2, имеющим ограниченный сроки службы по наработке и календарю, отмечается впервые.
Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок
Средний размер блока усталостных мезо-линий в изломе трещины на перемычке отверстия в переднем фланце под стыковочный болт с условным номером 3 составляет около 45 мкм. При длине трещины 10,5 мм ее продолжительность роста в полетных циклах составит около 235. При средней продолжительности полета вертолета Ми-2, равной 30 минутам, это составляет около 118 часов эксплуатации. Средний размер блока усталостных мезо-линий в изломе трещины на перемычке отверстия в заднем фланце под стыковочный болт с условным номером 10 составляет около 15 мкм. При длине трещины 7,15 мм ее продолжительность роста в полетных циклах и часах соответственно будет составлять около 475 полетов или 238 часов.
Ранее проводившимися исследованиями установлено, что трещины в перемычках отверстий во фланцах под стыковочные болты с условным номером 3 распространяются на всю толщину фланца не менее чем за 300 полетов или 150 часов эксплуатации. Это установлено в тех случаях, когда параллельно трещин по галтели R6 не образовывалось. Очевидно, что в исследуемом случае на скорость роста трещины в перемычке отверстия в переднем фланце под стыковочный болт с условным номером 3 оказало влияние распространение трещины по галтели R6 с выходом на задний фланец.
Размеры блоков усталостных мезо-линий в изломах трещины по галтели R6 на начальном этапе роста до длины по цилиндрической поверхности заднего фланца 4 мм изменяются от 8 до 20 мкм и далее до длины 9 мм составляют 20 мкм. Продолжительность роста этой трещины в полетных циклах составляет около 540 или 270 часов эксплуатации.
Предел прочности материала картера определялся путем испытания на разрыв стандартного образца. Установлено, что предел прочности составляет 22,6 кг/мм2, что соответствует требованиям технических условий чертежа на сплав МЛ-5, термообработанный по режиму Т4 (по ТУ – в = 22 кг/мм2).
Спектральным анализом установлено (таблица 1.6), что по составу и количеству легирующих элементов материал картера относится к сплаву МЛ-5. Таблица 1.6 - Сравнение результатов спектрального анализа с основными легирующими элементами марочного состава сплава, %
Металлографический анализ материала картера проводился с использованием оптического светового микроскопа MeF-2 по поперечному шлифу, изготовленному в зоне расположения очагов зарождения усталостной трещины в колодце. Установлено, что структура материала удовлетворительная и представляет собой зерна твердого раствора на основе магния и интерметаллидов. Углубление на поверхности галтельного перехода R6, явившееся инициатором зарождения трещины, имеет гладкую поверхность, может классифицироваться как точечная раковина, вскрытая обдувкой, по геометрии не являющаяся литейным дефектом.
Таким образом, результаты геометрических измерений и металлофизических исследований показывают, что зарождение усталостных трещин на фланцах в перемычках у отверстий под стыковочные болты и на поверхности галтельного перехода R6 в колодце под стыковочные болты с условным номером 3 с качеством изготовления и материала картера не связано.
По сведениям отраслевого банка данных по надежности авиационной техники и архивным материалам по результатам исследований аварийных и отказавших объектов случаи выявления трещин на фланцах картеров ПР-2 по перемычкам у отверстий под болты крепления и по галтели в колодце под болты крепления носят повторяющийся характер. Результаты многочисленных исследований причин образования трещин в перемычках фланцев свидетельствуют о недостаточном сопротивлении усталости конструкции картера. В связи с этим регламентом технического обслуживания вертолета Ми-2 предусмотрен периодический контроль фланцев картеров промежуточных редукторов на предмет выявления трещин в перемычках у отверстий под стыковочные болты, производящийся через каждые 150 часов налета. Оценка длительности роста усталостных трещин в перемычках фланцев свидетельствует о возможности их выявления при контроле с предусмотренной периодичностью. Результаты исследований причин образования трещин по галтели в колодце под стыковочные болты с условным номером 3 показывают, что инициаторами зарождения усталости являлись производственные дефекты и коррозия. При этом, трещины всегда стартовали от очагов, расположенных на расстоянии около 3 мм от цилиндрической поверхности фланцев. Результаты настоящего исследования позволяют заключить, что основной причиной образования усталостных трещин на поверхности галтельного перехода R6 в колодце под стыковочные болты с условным номером 3 с выходом на цилиндрическую поверхность заднего фланца также является конструктивный дефект – недостаточное сопротивление усталости конструкции картера. Оценка длительности роста усталостных трещин в этой зоне показывает, что они могут зародиться и вырасти до выхода на поверхность внутренней полости картера в период между ремонтами. В связи с этим, в целях надежного выявления таких трещин ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» дважды рекомендовалось решить вопрос о внедрении периодического контроля указанной зоны в процессе эксплуатации (заключения № 8312-АТ/103 от 07.05.00 и № 8408.8410-11-АТ/103 от 19.10.01). На период проведения настоящего исследования рекомендованные профилактические меры в регламент технического обслуживания вертолета Ми-2 не внесены.
Повысить сопротивление усталости конструкции картера в зоне галтели R6 можно путем улучшения качества поверхности, о чем было рекомендовано промышленности в заключении № 8408.8410-11-АТ/103 от 19.10.01 г. Согласно требованиям чертежа данная зона детали после литья механически не обрабатывается, а допуски на поверхностные неровности отливки весьма велики. Результаты настоящего исследования подтверждают необходимость решения вопроса о внедрении механической обработки поверхности литейного радиуса R6 в колодце под стыковочные болты с условным номером 3 (колодец между масломерным стеклом и суфлером картера).
Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2
Целью проверочного расчета является определение запасов прочности с учетом трансформации свойств материала в процессе работы хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2, и сравнение полученного значения коэффициента запаса прочности с коэффициентом запаса прочности, установленного разработчиком для материала хвостового вала по данным из ГОСТа и данным чертежа хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2.
Опыт и эксперименты показывают, что ведущими видом нагружения вала является циклическое нагружение, при котором ожидаются дефекты усталостного характера.
Расчет на прочность таких деталей, как валы трансмиссии, которые работают при действии переменных напряжений на фоне статических напряжений от центробежных сил, производится на основе гипотез усталостной прочности для сложного напряженного состояния ассиметричного цикла.
Для хвостового вала трансмиссии характерным, в общем виде, является сочетание переменных напряжений кручения, растяжения, изгиба со статическим крутящим и изгибающим моментами.
Определение запасов усталостной прочности в условиях сложного напряженного состояния производится с помощью операции приведения ассиметричного цикла переменных напряжений к симметричному через известные зависимости (диаграммы усталости) [4, 66]:
Запас усталостной прочности вычисляется как отношение предела выносливости материала при симметричном изгибе с учетом влияния качества поверхности, концентрации напряжения и масштабного фактора к приведенному переменному напряжению симметричного цикла [2]: заменена на степенную, однако, это приводит к усложнению вывода окончательной формулы.
Учитывая, что амплитуда ассиметричного цикла, определенная по линейной зависимости, рассчитана с запасом, можно использовать эту зависимость при разных сочетаниях v и v.
Значения коэффициентов а в предельных зависимостях (3.4, 3.5, 3.6, отражающих условие разрушения (crv,rv- разрушающие напряжения на базе N-циклов), могут быть заданы приближенно в виде:
Приведение действующих напряжений ассиметричного нагружения к симметричному циклу в расчете на прочность при переменных напряжениях в условиях сложного напряженного состояния может производиться следующими методами. Первый метод, приводимый в литературе и справочниках, основан на принципе постоянства значения коэффициента а как в предельной, так и в непредельной зависимостях (для действующих напряжений в детали). Это значит, что амплитуда приведенного симметричного цикла сг Дг ) вычисляется для неопредельной зависимости по формулам 4, 5, 6 в которых разрушающее значение амплитуды симметричного цикла о_х (г J заменяется на приведенное а -i(r -і), согласно гипотезе максимальных касательных напряжений, а именно [66]:
Эквивалентными напряжениями при таком подходе будут в соответствии со схемой на рис. 3.1 амплитуд сг _1,сгv1и ov2 . Очевидно, запасы прочности по переменной составляющей ассиметричного цикла Kv =аa/а_1 в этих трех случаях существенно разные. Поэтому в расчете на прочность деталей трансмиссии при переменных напряжениях следует перейти к другому методу приведения режима ассиметричного нагружения к симметричному циклу. Это предложение согласуется с принципом раздельного нормирования запасов по переменным и статическим напряжениям и основано на понятии эквивалентности режимов нагружения образца или детали переменными напряжениями при условии равенства запасов по амплитудам переменных напряжений в этих режимах.
