Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ влияния процессов проектирования, изготовления, эксплуатации гтд на эффективность и безопасность примене ния. постановка задачи исследования 8
1.1 Актуальность исследования 8
1.2. Особенности эксплуатации авиационных ГТД во Вьетнаме 10
1.3. Основные условия установления и увеличения , (продления) параметров долговечности ГТД 13
1.4. Обоснование необходимости разработки комплексного метода контроля (расходак ресурса авиационного ГТД 15
1.5. Постановка цели и задач исследования 17
1.6. Цель работы 22
1.7. Основные результаты исследования 23
Выводы по главе 1 33
ГЛАВА 2. Исследование взаимосвязи повреждае мости и долговечност основных деталей гтд в условиях реального применения 34
2.1. Анализ и обобщение основных эксплуатационных повреждений авиационных ГТД 34
2.2. Анализ особенностей нагруженности, повреждаемости и долговечности основных деталей двигателя 37
2.3. Оценка особенностей повреждения от действия вибрационных напряжений 46
2.4. Оценка особенностей повреждения при малоцикловой усталости 55
2.5. Оценка особенностей повреждения деталей в условиях длительного действия статических напряжений 58
2.6.Оценка особенностей повреждения от воздействия посторонних предметов и окружающей среды 61
Выводы по главе 66
ГЛАВА 3. Разработка метода индивидуального контроля расхода ресурса газотурбинного двигателя по ограниченному количеству параметров .[регистрируемых ( полете 74
3.1. Анализ методик и алгоритмов оценки расхода ре сурса основных деталей 74
3.2. Общая структура разрабатываемого метода контроля расхода ресурса основных деталей ГТД 73
3.3. Необходимое и достаточное количество параметров, регистрируемых системой БУР в эксплуатации, обеспечивающих построения метода 75
3.4. Выбор лимитирующих элементов 81
3.5. Модель лимитирующего элемента 83
3.6. Коррекция моделей в процессе эксплуатации по данным фактического состояния лимитирующих элементов 86
3.7. Разработка расчетной модели индивидуального контроля расхода ресурса лимитирующего элемента по параметрам, регистрируемым систе мой БУР 99
3.8. Оценка возможности применения метода индивидуального контроля расхода ресурса по расчетной модели лимитирующего элемента 114
3.9. Основные пути совершенствования разработанного метода 124
Выводы по главе 3 127
ГЛАВА 4. Разработка метода обеспечения рационального расхода ресурса гтд при работе на земле в процессе подготовки к полету 129
4.1. Анализ условий работы и расхода ресурса ГТД при наземных опробованиях 129
4.2. Анализ характера расхода ресурса ГТД на земле при проведении полетов 130
4.3. Исследование закономерностей работы двигателей на земле при проведении полетов 132
4.4. Моделирование потоков взлетающих и приземляющихся ЛА при выполнении полетов 135
4.5. Анализ потоков приземляющихся и взлетающих самолетов как входящих потоков требований 139
4.6. Оценка распределения времени обслуживания взлетающих самолетов 145
4.7. Оценка распределения времени обслуживания приземляющихся самолетов 146
4.8. Исследование по определению среднего времени ожидания ЛА перед выруливанием на ВПП для взлета 148
4.9. Исследование по выявлению возможности снижения расхода ресурса двигателей при работе на земле в процессе проведения полетов 155
4.10. Методика обеспечения рационального расхода ресурса ГТД при работе на земле в процессе подготовкик полету 158
4.11. Пример расчета среднего времени ожидания перед выруливанием на ВПП 162
Выводы по главе 4 165
ГЛАВА 5. Разработка комплексного метода оценки расхода ресурса ГТД 167
5.1. Особенность и структура комплексного метода контроля расхода ресурса 167
5.2. Оценка качества полета с использованием ком плексного метода 169
5.3. Сопоставление комплексного метода с другими методами 170
Выводы по главе 5 174
Заключение и выводы по работе 175
Литература
- Основные условия установления и увеличения , (продления) параметров долговечности ГТД
- Анализ и обобщение основных эксплуатационных повреждений авиационных ГТД
- Анализ методик и алгоритмов оценки расхода ре сурса основных деталей
- Анализ условий работы и расхода ресурса ГТД при наземных опробованиях
Введение к работе
Из анализа опыта эксплуатации авиационных ГТД следует, что достижение положительных результатов в обеспечении рационального и безопасного расхода ресурса в процессе эксплуатации возможно, если эту проблему рассматривать как комплексную, состоящую из двух задач.
Первая. Минимизация расхода ресурса ГТД в процессе выполнения полета.
Вторая. Минимизация расхода ресурса ГТД при работе на земле в процессе подготовки к выполнению полета.
Каждая их этих задач имеет свои особенности, как в плане постановки, так и в плане их решения.
Если решение первой задачи возможно на основе исследования повреждаемости ГТД с использованием методов сопротивления материалов, теории упругости, термопрочности деталей машин, механики линейного разрушения и т.п., то решение второй задачи возможно только с привлечением теории массового обслуживания, математической статистики, теории вероятностей.
Указанные выше особенности определили цель, структуру, объем и методы исследования, в которых одним из основных результатов является разработка метода, обеспечивающего рациональность и безопасность расхода ресурса ГТД в рассматриваемых условиях. В качестве объекта исследования приняты прототипы авиационных ГТД маневренной авиации, применяемой во Вьетнаме.
Автор приносит глубокую благодарность Заведующему кафедрой «Конструкция и проектирование двигателей летательных аппаратов» Московского авиационного института (государственный технический университет) доктору технических наук, профессору Юрию Александровичу Равиковичу, научному руководителю доктору технических наук Сиротину Н.Н. и научному консультанту доктору физико-математических наук Сиротину А.Н. за квалифицированную помощь в выполнении и оформлении диссертации.
8 . ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ПРОЦЕССОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ИЗГОТОВЛЕНИЯ, ЭКСПЛУАТАЦИИ ГТД НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ И БЕЗОПАСНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ
1.1. Актуальность исследования
Несмотря на большие успехи в создании высоконадежных ГТД, в эксплуатации продолжают возникать отказы двигателей, приводящие к авиационным происшествиям, снижению уровня безопасности полетов и эффективности применения авиационных ГТД. Это оказывает отрицательное действие, как на моральное состояние личного состава, так и на готовность авиационной техники к применению. Поэтому проблема обеспечения безопасной и эффективной эксплуатации ГТД имеет важное народнохозяйственное значение.
Рост стоимости жизненного цикла ГТД выдвигает на первый план проблему полного безопасного использования потенциальных возможностей по ресурсу каждого индивидуального двигателя. Недостаточное совершенство применяемых методов контроля и управления расходом ресурса ГТД в процессе эксплуатации затрудняет решение этой задачи, вследствие чего с эксплуатации могут сниматься исправные ГТД, имеющие запас ресурса. В то же самое время отдельные двигатели отказывают в полете в пределах назначенных ресурсов. Это способствует многомиллионным убыткам.
Одним из рациональных путей повышения эффективности, безопасности применения ГТД и максимального использования ресурсов двигателей является разработка и внедрение методов индивидуального контроля и управления расходом ресурса ГТД в зависимости от реальных условий его применения. Значительный эффект от внедрения методов индивидуального контроля и управления расходом ресурса ГТД достигается на двигателях, не в полной мере приспособленных к замене повреждаемых в эксплуатации наиболее ответственных узлов и деталей. В частности, такие двигатели в настоящее время находятся в экс-
9 плуатации во Вьетнаме. Поэтому решение данной проблемы представляет интерес, как для Вьетнама, так и для других государств, эксплуатирующих ЛА с ГТД, назначенные ресурсы которых находятся в области полного их использования.
Важнейшими в настоящее время становятся критерии, обеспечивающие безопасность и эффективность эксплуатации, низкие прямые эксплуатационные расходы, включающие цену двигателя, стоимость топлива, запасных частей, обслуживания и т.д. [1.3, 1.6, 1.8, 1.13, 1.17]. Достижение указанных целей возможно при наличии методов и средств, обеспечивающих контроль и управление техническим состоянием, расходом ресурса в процессе применения ГТД по назначению. Наличие информации для управления расходом ресурса, получаемой с помощью данных методов и средств, способствует также повышению эффективности эксплуатации ГТД по состоянию.
С другой стороны, для военных двигателей ТРДЦФ нового поколения, по сравнению с ТРДЦФ разработки 90-х годов, характерным является то, что они должен иметь увеличенные показатели надежности, ресурса и низкие трудозатраты при техническом обслуживании (уменьшение трудоемкости ТО в 2 раза) [1.7]. Для этого конструкция двигателей нового поколения должна позволять решать в процессе эксплуатации задачи контроля и управления расходом ресурса, обеспечивающие повышение безопасности эксплуатации и безотказности двигателей.
Для перспективных двигателей, когда реализуется важнейшее направление в методологии разработки ГТД с большими ресурсами (до 100 тыс. ч) также необходимы системы контроля и управления ресурсом двигателя.
Таким образом, указанные выше задачи контроля ресурсных характеристик ГТД являются ключевыми и актуальными как в направлении развития механики разрушения основных деталей на современном этапе, так и в обеспечении эффективности и безопасности применения ГТД на различных этапах жизненного цикла.
10 Данная диссертационная работа тесно связана с решением задач указанных выше актуальных и перспективных исследований. Следовательно, диссертационная работа «Комплексный метод контроля и управление расходом ресурса авиационных газотурбинных двигателей» является весьма актуальной и имеет большое научно-техническое значение для авиационного двигателе-строения, теории и практики эксплуатации авиационных ГТД.
1.2. Особенности эксплуатации авиационных ГТД во Вьетнаме
В настоящее время из-за наработки некоторыми типами двигателей максимальных значений, близких к назначенным ресурсам, возможно снижение уровня исправности, готовности эксплуатирующих подразделений и безопасности полетов. Поэтому с целью предупреждения снижения указанных параметров ниже допустимых значений целесообразно иметь методы, которые бы позволяли обоснованно разрабатывать рекомендации по обеспечению эффективной технической эксплуатации двигателей с большими наработками близкими к назначенным ресурсам и срокам службы. В данном случае наиболее приемлемым путем решения указанной проблемы является путь максимального использования запасов работоспособности конструкции двигателя и комплектующих изделий каждого двигателя на основе проведения необходимого объема работ по оценке его технического состояния в процессе эксплуатации и систематической оценки и анализа надежности парка двигателей в целом.
Для Вьетнама необходимость поиска целесообразных путей решения данной проблемы определяется следующими обстоятельствами:
Необходимостью поддержания требуемого уровня безопасности полетов авиации, исправности, готовности парка двигателей, длительно находящихся в эксплуатации и имеющих в настоящее время минимальные запасы по ресурсу и срокам службы, в соответствии с установленными нормативами.
Ограниченностью производства авиаремонтного завода, приводящей к длительным простоям двигателей в режиме ожидания ремонта и, в связи с этим, к нерациональному расходованию срока службы, что способствует сокращению времени использования двигателя по назначению и увеличению эксплуатационных расходов.
Проблема увеличения параметров долговечности (назначенного ресурса и назначенного срока службы) газотурбинных двигателей, находящихся в эксплуатации, решалась и решается в настоящее время во многих странах мира. Положительное ее решение возможно только при наличии определенной информации о фактическом состоянии двигателей и технических средств, обеспечивающих получение такой информации в реальном масштабе времени.
Проблема увеличения параметров долговечности газотурбинных двигателей, эксплуатирующихся во Вьетнаме, может осложняться следующими особенностями.
Первая особенность.
Особое (специфическое) влияние климатических условий во Вьетнаме на изменение технического состояния двигателя как в процессе длительного применения по назначению, так и в режиме хранения: повышенная влажность, более 98%; повышенная температура окружающего воздуха, более 40 С. Вторая особенность.
Недостаточный опыт решения подобных задач специалистами Вьетнама, а также отсутствие достаточных специальных средств оценки технического состояния ГТД в процессе эксплуатации в реальном масштабе времени. В настоящее время имеются средства типа КПА и ПНК, которые предназначены для контроля состояния двигателя в момент проверки и не всегда позволяют провести прогноз изменения технического состояния двигателя.
Третья особенность.
Во Вьетнаме не имеется в достаточном объеме данных о возможности эксплуатации двигателей по техническому состоянию.
Четвертая особенность.
У двигателей, длительно находящихся в режиме ожидания ремонта из-за ограниченности производства ремонтного завода, повышается вероятность их повреждения от действия окружающей среды, содержащей химически активные вещества (появление коррозии в плохо защищенных местах). Это обстоятельство способствует снижению уровня безотказной работы двигателя к моменту его применения и нерациональному расходованию срока службы.
Пятая особенность,
В отдельных случаях поддержание исправности парка двигателей в заданных пределах проводится путем замены неисправного комплектующего изделия на исправное, снятое с другого двигателя, т.е. имеет место разукомплектование других исправных двигателей. Подобный подход восстановления исправности и работоспособности двигателя может способствовать снижению исправности парка двигателей в целом и готовности эксплуатирующих подразделений.
Шестая особенность.
В настоящее время во Вьетнаме применяется система эксплуатации по ресурсу. Подобный подход неэкономичен вследствие того, что исправный и работоспособный двигатель может направляться в ремонт. Прогрессивным методом является эксплуатация по техническому состоянию.
Внедрение в эксплуатацию среднего ремонта двигателя, объем которого меньше объема капитального ремонта, позволит также существенно повысить пропускную способность авиаремонтного завода и снизить затраты на ремонт.
Решение проблемы увеличения назначенного ресурса и назначенного срока службы целесообразно рассматривать одновременно с возможностью увеличения межремонтных ресурсов и сроков службы. Причем, увеличение межремонтных ресурсов и сроков службы может проводиться непосредственно в эксплуатирующих подразделениях. Это позволяет значительно сократить эксплуатационные расходы и повысить исправность и боеготовность без значительных материальных затрат.
Другим важным аспектом снижения затрат на эксплуатацию может быть решение проблемы увеличения периодичности опробования двигателей и сроков хранения двигателя в составе летательного аппарата в незаконсервирован-ном состоянии. Однако она может быть решена при наличии эффективных методов контроля расхода ресурса.
Таким образом, обеспечение эффективной и безопасной эксплуатации авиационных ГТД возможно на основе эксплуатации по техническому состоянию и применении ГТД с максимальной наработкой, контроль расхода ресурса которых должен проводиться с использованием специальных методов. Эти методы являются основой как для проведения работ по увеличению параметров долговечности двигателей, так и обоснования возможности организации эксплуатации по техническому состоянию.
1.3. Основные условия установления и увеличения (продления) параметров долговечности ГТД
Известно, что установление и увеличение параметров долговечности ГТД проводится на основании опыта эксплуатации двигателей-прототипов и аналогов, а также учета особенностей применения проектируемого двигателя на ЛА и осуществляется на основании прочностных расчетов, результатов ресурсных стендовых и летных испытаний. Поэтому достижение требуемого уровня безопасности полетов достигается тем, что ГТД проектируется на величину полного назначенного ресурса с учетом обеспечения достаточности запасов прочности и долговечности, подтверждаемых необходимыми испытаниями [1.1, 1.2, 1.4, 1.5, 1.12, 1.13, 1.17,1.18]. Это означает, что максимальные возможности установления и увеличения параметров долговечности имеются только на стадии проектирования (рис.1.1):Теоретически основанием увеличения ресурсов ГТД, находящихся в эксплуатации, должны являться положительные результаты эксплуатации парка двигателей, уточненные расчеты, внедренные мероприятия по совершенствованию конструкции, результаты опережающих испытаний и поло- жительных стендовых ресурсных испытаний, испытаний на летающей лаборатории основных деталей двигателей. Получить такую информацию в короткие сроки затруднительно. Поэтому в данной ситуации обеспечение безопасного максимального использования потенциальных возможностей ГТД по долговечности возможно на основе усовершенствованных методов контроля и управления расходом ресурса таких двигателей. В этом случае наиболее приемлемым путем решения проблемы является максимальное использование запасов работоспособности каждого двигателя и комплектующих изделий на основе данных по закономерностям повреждаемости ГТД.
Профили полетов эксплуатации
Формирование базы данных по отказавшим и аварийным ГТД
Формирование базы данных по МЦУ
Эксплуатация серийных ГТД
Эксплуатационные испытания
Исследования отказавших и аварийных ГТД
Исследования
ГТД при ремонте
Технические требования на разработку ГТД
Условия нагружения ГТД
Анализ теплового и напряженно-деформированного состояния
Расчетная оценка параметров долговечности по обобщенным и эмпирическим данным
Расчетная оценка повреждаемости полетному циклу
Подтверждение параметров долговечности ЭЦИ
Испытания
Оценка параметрами долговечности в соответствие с нормативами
Подтверждение параметров долговечности с использованием базы данных по преждевременным разрушениям и отказам
Установления и управления параметрами долговечности
Рис. 1.1. Схема установления и управления параметрами долговечности Поэтому основным фактором, определяющим эффективность эксплуатации таких ГТД, является наличие методов, обеспечивающих контроль и управление техническим состоянием, расходом ресурса в процессе эксплуатации. Возможность контроля и управления техническим состоянием, расходом ре-
15 сурса определяется связями между параметрами состояния ГТД и его работоспособностью.
Пусть G- множество допустимых в эксплуатации состояний ГТД; D-множество, определяющее уровень повреждения ГТД; R- множество, определяющее уровень работоспособности ГТД; Gip -элемент множества G, отражающий состояние ГТД в зависимости от уровня повреждения; D^ - элемент множества D, отражающий уровень повреждения, соответствующий состоянию Gip\ Rip- элемент множества R, отражающий уровень работоспособности с уровнем повреждения Dip. Между множествами G,D nR существует связь, основанная на закономерностях изменения технического состояния, работоспособности от уровня повреждения. Каждому элементу Gip множества G соответствует элемент Dip множества Д которому, в свою очередь, соответствует элемент Rjp множества R, т.е. Gip-*Dip^> Rtp. Элемент множества R определяет уровень работоспособности ГТД в данный момент времени. Множества G,D и Л строятся по данным стендовых, эксплуатационных испытаний и результатов эксплуатации, которые представляются в виде
В процессе эксплуатации в результате изменения технического состояния точки, перемещаясь в областях, определяемых границами множеств, приближаются к границам областей, за которыми ГТД неработоспособен. Существующая связь между множествами G,D nR позволяет организовать как контроль и управление техническим состоянием, так и расходом ресурса.
1.4. Обоснование необходимости разработки комплексного метода контроля расхода ресурса авиационного ГТД
Анализ эксплуатации ЛА показывает, что основными этапами эксплуатации, которые определяют темп расхода ресурса авиационного ГТД, являются:
1. Запуск, прогрев ГТД, ожидание разрешения на взлет, руление перед взлетом. 2. Взлет и набор высоты полета. 3. Полет. 4. Элементы полета в соответствие с профилем полета. 5. Снижение и заход на посадку. 6. Посадка, руление после посадки и остановка ГТД.
В зависимости от качества организации и качества выполнения этих этапов определяется темп расхода ресурса в процессе эксплуатации.
По характеру использования ГТД на указанных этапах эксплуатации можно выделить три группы режимов работы ГТД, которые в свою очередь определяют темп и величину расхода ресурса.
Первая группа. Полет.
Вторая группа. Запуск, подготовка, ожидание разрешения на взлет и руление после посадки.
Третья группа. Взлет и посадка.
В первой и третьей группах контроль и управление расходом ресурса возможны на основе параметров полета, регистрируемых системой БУР.
Во второй группе контроль и управление расходом ресурса возможны на основе данных организации полетов, полученных с помощью методов теории массового обслуживания и математической статистики.
В третьей группе контроль и управление расходом ресурса может определяться на основе решения оптимизации траектории полета, где ограничениями выступают: шум, ресурс и расход топлива.
До настоящего времени каждая из указанных задач исследователями решалась раздельно, независимо друг от друга. Если решалась задача оптимизации траектории взлета и посадки, то она решалась без учета темпа расхода ресурса [1.19]. Если решалась задача для второй группы, то она решалась в отрыве от всех других. Задача контроля и управления первой группы частично включает все группы, но не учитывает необходимости оптимизации режима работы ГТД на этих этапах.
Такой раздельный подход к решению задачи контроля и управления расходом ресурса в процессе эксплуатации не позволяет максимально использо-
17 вать потенциальные возможности ГТД по ресурсу. Поэтому необходим такой подход к решению задачи рационального расхода ресурса, который бы устранял этот недостаток. Это возможно при наличии комплексного метода контроля и управления расходом ресурса ГТД, обеспечивающего учет особенностей применения ГТД на всех этапах эксплуатации.
Каждый из указанных выше этапов эксплуатации характеризуется особенностями нагружения основных деталей и узлов двигателя, которые определяют темп расхода ресурса. Поэтому разработка комплексного метода контроля расходом ресурса должна проводиться на основе учета сложного нафужения этих деталей, включающего весь комплекс действующих нагрузок: статических, динамических, циклических, термических и т. д.
1.5. Постановка цели и задач исследования
Особенности ГТД как силовой установки летательного аппарата, его эксплуатационные свойства обуславливают исключительно высокую их значимость в решении проблемы безопасности и эффективности применения летательного аппарата в целом.
Наличие сложной зависимости эффективности и безопасности применения ГТД от долговечности требует глубокого изучения физических процессов, происходящих в ГТД и влияющих на изменение этих свойств. Эти изменения в первую очередь связаны с изменением свойств материалов элементов конструкции, их техническим состоянием, что отражается на ухудшении параметров долговечности ГТД [1.4, 1.9, 1.10, 1.11, 1.14, 1.15, 1.16, 1.20, 1.21, 1.22]. Это влечет за собой целый ряд негативных последствий, снижающих готовность авиационной техники, безопасность полетов и наносящих значительный экономический ущерб.
Все это в комплексе порождает общую проблему повышения безопасности полетов и эффективности применения ГТД с учетом изменения эксплуатационных свойств и, в частности, его долговечности. Поиск путей решения этой
18 проблемы требует тесной увязки ее с анализом и оценкой эффективности применения ГТД в различных условиях эксплуатации. Анализ развития современного мирового авиадвигателестроения и деятельности ряда зарубежных двига-телестроительных фирм (SNEKMA, Pratt & Whitney и т.д.) позволяет выделить определенно выраженную направленность на создание конкурентоспособных ГТД благодаря высокой степени приспособленности двигателей к эксплуатации на основе контроля и управления расходом ресурса в процессе эксплуатации. Это достигается внедрением методов, обеспечивающих максимальное использование потенциальных возможностей по ресурсу ГТД.
Полное эффективное и безопасное использование потенциальных возможностей по ресурсу авиационных ГТД может быть достигнуто как внедрением конструктивных, технологических, так и организационных мероприятий. Если конструктивные и технологические мероприятия направлены на увеличение долговечности основных деталей ГТД, то организационные мероприятия -на совершенствование системы эксплуатации, которая бы позволила более полно учитывать и рационально использовать ресурсы, заложенные при конструировании и в производстве ГТД [1.18].
Обеспечение эффективности системы эксплуатации авиационных двигателей по техническому состоянию невозможно без расширения информации об их техническом состоянии и, в частности, без оценки расхода долговечности основных узлов и элементов в зависимости от условий применения.
Среди методов оценки технического состояния при эксплуатации авиационных двигателей широко используются визуально-оптические для осмотра проточной части, целевые осмотры с применением средств дефектоскопии, анализ масла, выявление стружки в масле, виброграф ирование, оценка дрейфа основных параметров и другие. Перечисленные методы позволяют в той или иной мере оценивать фактическое состояние двигателя. Однако динамику выработки назначенного ресурса они не отражают.
Известно, что однотипные авиационные двигатели, особенно маневренной авиации, находясь в различных условиях эксплуатации, имеют неодинако-
19 вую нагруженностъ. Различие в нагруженности двигателей, как один из основных факторов, влияющих на долговечность, должно учитываться в процессе эксплуатации. Это требует создания метода, позволяющего оценивать влияние реальных условий эксплуатации на термонапряженность конкретного двигателя.
В этой связи определение расхода ресурса основных деталей авиационных ГТД в зависимости от условий эксплуатации приобретает особое значение.
В настоящее время для двигателей некоторых типов информацией об условиях эксплуатации и применения являются данные об общей наработке и наработке на различных этапах полета, на повышенных режимах и т.п., количественные оценки выработки ресурса с учетом особенностей обобщенных полетных циклов.
С другой стороны, современные летательные аппараты укомплектовываются бортовыми устройствами регистрации полетных данных (БУР), которые накапливают в полете информацию, достаточную для более полной и точной оценки термонагруженности двигателей в зависимости от реальных условий эксплуатации.
Однако высокоэффективных методов оценки расхода долговечности ГТД по данным БУР пока разработано недостаточно. Одной из причин их недостаточной эффективности является отсутствие приемлемых для эксплуатации алгоритмов, обеспечивающих достоверную оценку влияния условий эксплуатации двигателей на скорость расходования долговечности основных деталей, узлов и элементов.
Определенный практический и научный интерес представляет задача построения метода в условиях ограниченной номенклатуры регистрируемых параметров, т.к. увеличение числа используемых параметров может приводит к усложнению моделей и процесса обработки информации. Кроме того, в ряде стран (Вьетнам, страны ближнего Востока и др.) применяются авиационные ГТД с ограниченным количеством регистрируемых параметров двигателя. Это затрудняет возможность оценки расхода ресурса основных деталей таких ГТД и
20 не позволяет максимально использовать потенциальные возможности двигателя по ресурсу.
Из анализа опыта эксплуатации авиационных ГТД следует, что обеспечение рационального и безопасного расхода ресурса в процессе эксплуатации возможно, если эту проблему рассматривать как комплексную, состоящую из двух задач. Из задачи минимизации индивидуального расхода ресурса ГТД в процессе выполнения конкретного полета и задачи минимизация расхода ресурса ГТД при работе на земле в процессе подготовки к выполнению полета.
В зарубежной и отечественной литературе уделяется значительное внимание этим вопросам, однако в части, касающейся комплексной оценки индивидуального расхода ресурса двигателя в процессе эксплуатации, эти вопросы проработаны недостаточно.
При научном обобщении материалов исследуемой проблемы автором проанализировано до 100 научных работ (монографий, диссертаций, статей) за последние 20 лет. Преобладающим является решение теоретических, конструкторских, организационных и технологических задач применительно к конкретным двигателям по обеспечению безопасности и эффективности их применения.
Исследованиям проблемы контроля и управления расходом ресурса авиационных ГТД посвящено большое количество работ. Этими проблемами занимались многие ученые и инженеры, в том числе: Биргер И.А, Белоусов А.И., Петухов А.Н., Пивоваров В.А., Кинасошвили Р.С., Кузнецов Н.Д., Марчуков ЕЛО., Ножницкий Ю.А., Лозицкий Л.П., Б.Ф.Шорр, Серенсен А.Ф., Скибин В.А.. и др.
Значительная часть работ в рассматриваемом направлении проведена в ЦИАМ [1.4, 1.13, 1.15, 1.17, 1.20 и др.], НТЦ им. A.M. Люльки [1.10, 1.12], МАИ (государственный технический университет) [1.18] и др.
Одной из первых работ в области оценок влияния различных факторов на повреждаемость и работоспособность элементов конструкции машин является работа [1.20] под ред. И.А. Биргера (1975 г.).
Из работ, выполненных за последние 10... 15 лет в области повреждаемости, долговечности элементов конструкции ГТД, совершенствования системы контроля и управления расходом ресурса авиационных ГТД, можно выделить работы Петухова А.Н., [1.15] 1993 г.), Марчукова Е.Ю. [1.12] (1998 г.), Скибина В,А. и Солонина В.И. [1.13]. (2000 г.), Сиротина Н.Н. [1.18] (2002 г.), Елисеева Ю.С., Крымова В.В., Малиновского К.А., Попова В.Г. [1.5] (2002 г.).
Обзор и анализ работ в рассматриваемой области позволили установить, что в настоящее время имеется большой объем информации о процессах формирования напряженного состояния основных элементов конструкции ГТД, данных по изменению долговечности ГТД в зависимости от условий эксплуатации. Однако в опубликованных трудах недостаточное внимание уделено формированию комплексной оценки и управления расходом ресурса. По мере приобретения опыта проектирования, изготовления, эксплуатации ГТД решались отдельные задачи по разработке методов оценки расхода ресурса для различных этапов эксплуатации. Эти методы позволили решить большой круг задач проблемы контроля и управления расходом ресурса газотурбинных двигателей, основанных на закономерностях повреждаемости и опыта эксплуатации. Однако до настоящего времени не решена полностью задача комплексного контроля расхода ресурса, учитывающая все этапы применения ГТД и особенности их применения.
Отсутствие такой информации способствует: снижению уровня эффективности и безопасности полетов, увеличению стоимости эксплуатации и ремонта; ограничению возможности управления долговечностью двигателя, прогнозирования технического состояния и развития повреждающих процессов в реальном масштабе времени.
Таким образом, возникла необходимость в разработке комплексного метода контроля и управления расходом ресурса, обеспечивающего максимальное и безопасное использование потенциальных возможностей ГТД по ресурсу при ограниченном количестве параметров, регистрируемых БУР.
22 Результаты актуальных исследований в указанных направлениях позволят увеличить допустимую наработку двигателей в эксплуатации при сохранении уровня надежности и безопасности, а также могут явиться дополнительным источником информации о техническом состоянии двигателей и его изменении в процессе эксплуатации.
1.6. Цель работы
Целью данной работы является разработка комплексного метода индивидуального контроля расхода ресурса авиационных газотурбинных двигателей, обеспечивающего безопасное использование потенциальных возможностей ГТД по ресурсу при ограниченном количестве параметров, регистрируемых бортовыми устройствами (БУР).
Основные задачи, которые решены в работе, для достижения поставленной цели: систематизация и обобщение закономерностей изменения долговечности основных деталей ГТД и определение рационального подхода к оценке расхода ими ресурса в процессе эксплуатации; построение метода индивидуального контроля расхода ресурса основных деталей ГТД в условиях ограниченной номенклатуры регистрируемых параметров бортовыми устройствами; построение метода комплексной оценки расхода ресурса индивидуального ГТД в полете по параметрам БУР и при работе на земле в процессе подготовки к выполнению полета, обеспечивающего безопасное использование потенциальных возможностей ГТД по ресурсу.
Главной частью исследований в данной работе является разработка методов и моделей для решения задачи обеспечения эффективности и безопасности эксплуатации авиационных ГТД в разрезе концепции контроля расхода ресурса авиационных газотурбинных двигателей в процессе эксплуатации (рис. 1.2). Исследования велись в двух направлениях: систематизация и обобщение данных по эксплуатационным свойствам ГТД, определяющим его работоспособность и техническое состояние; теоретические исследования по обобщению закономерностей повреждаемости, изменения долговечности и совершенствование методов контроля расхода ресурса основных деталей ГТД.
Решению вышеуказанной проблемы предшествовали работы автора во Вьетнаме в области совершенствования ремонта современных авиационных ГТД. В них решен ряд задач по эксплуатационной надежности ГТД, обеспечению авиатехники по запасам ресурса, исследованию причин отказов ГТД, снижению эффективности их применения.
АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ГТД
Анализ закономерностей повреждаемости и изменения долговечности ГТД
Анализ влияния процессов проектирования, изготовления, эксплуатации ГТД на эффективность и безопасность применения
Систематизация и обобщение эксперимен- тальн о-расчетны ех исследований по закономерностям повреждаемости, изменения техническо го состояния и расхода ресурса ГТД
Усовершенствование метода и математических моделей для оценки расхода ресурса основных элементов конструкции ГТД
Совершенствование и развитие методов контроля расхода ресурса ГТД
Проблема рассматривается как комплексная, состоящую из двух задач.
Первая. Минимизация расхода ресурса индивидуалього ГТД в процессе выполнения полета.
Вторая. Минимизация расхода ресурса ГТД при работе на земле в процессе подготовки к выполнению полета.
Рис. 1.2. Структурная схема исследования 1.7. Основные результаты исследования
1.7.1. Методы исследования
24 В работе используются методы теории ГТД, лопаточных машин, проектирования и эксплуатации ГТД, теории упругости, пластичности, накопления повреждений и долговечности, линейной механики разрушения, сопротивления материалов, теории вероятностей, математической статистики и массового обслуживания.
1.7.2. Структура и объем диссертации
Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения. Изложена на 182 страницах, включая библиографию-103 названий, рисунков-57 и таблиц-13.
Во введении указана необходимость разработки комплексного метода индивидуального контроля и управления расходом ресурса авиационных ГТД.
В первой главе обоснована актуальность проблемы, проведен анализ влияния процессов проектирования, изготовления, эксплуатации ГТД на эффективность и безопасность, а также методов оценки долговечности основных элементов ГТД. Показаны пути повышения эффективности использования ресурсных возможностей двигателей, находящихся в эксплуатации, на основании чего сформулированы цель и задачи исследования.
Во второй главе выявлены основные закономерности влияния различных факторов на изменение технического состояния ГТД, установлен характер повреждаемости ГТД в зависимости от условий эксплуатации, систематизированы причины, вызывающие досрочный съем ГТД с эксплуатации.
Систематизированные и обобщенные данные по повреждениям и разрушениям элементов конструкции ГТД являются исходной базой для совершенствования методов контроля технического состояния и расхода ресурса ГТД, производства и эксплуатации, а также для учета комплексного влияния различных по происхождению повреждающих факторов на изменение технического состояния элементов конструкции ГТД в процессе эксплуатации.
Приводятся результаты теоретических исследований влияния изменения технического состояния элементов конструкции ГТД на их долговечность. Установлены закономерности изменения долговечности в зависимости от законов
25 распределения нагруженности и параметров, характеризующих свойства материала. Проведен анализ особенностей повреждений от действия вибрационных напряжений, при малоцикловой усталости, в условиях длительного действия статических напряжений и особенностей повреждения от воздействия посторонних предметов и окружающей среды. На основании анализа особенностей нагруженности, повреждаемости и долговечности основных деталей двигателя предлагаются рациональные подходы учета особенностей при оценке расхода ресурса основных деталей ГТД.
Третья глава посвящена разработке общего алгоритма и метода индивидуального контроля расходом ресурса авиационных газотурбинных двигателей по данным параметров полета, регистрируемых бортовыми устройствами регистрации, и учитывающего особенности состояния лимитирующего элемента конструкции. Показано, что алгоритм должен включать три задачи; выбор лимитирующих элементов; разработку расчетных моделей накопления повреждений в материале лимитирующих элементов; расчета повреждаемости и расхода ресурса двигателя. Решение этих задач позволяет сформировать метод индивидуального контроля и управления расходом ресурса авиационных газотурбинных двигателей по данным параметров полета, учитывающий особенности состояния лимитирующего элемента конструкции. Приводятся теоретические разработки по формированию математических моделей для выявления закономерностей повреждаемости некоторых элементов конструкции ГТД. Особенностью математических моделей является то, что они учитывают широкий спектр действия повреждающих факторов, связанных с условиями применения ГТД. Приведены результаты моделирования влияния различных режимов и условий работы двигателя на расход ресурса лопаток охлаждаемой турбины.
В четвертой главе на основании анализа условий работы авиационных ГТД при проведении полетов определяется необходимость минимизации расхода ресурса ГТД при работе на земле. Задача решается с использованием теории массового обслуживания.
Показано, что условия, обеспечивающие минимальное время ожидания ЛА перед выруливанием на ВПГТ для взлета, зависят от качества организации полетов. Поэтому организация эксплуатации ЛА в процессе проведения этих полетов представляет собой обратную задачу теории массового обслуживания. В качестве показателей могут использоваться: время ожидания начала обслуживания, время обслуживания, время пребывания в системе обслуживания и т.д.
Разработана математическая модель оценки расхода ресурса ГТД на земле при проведении полетов. Методическую основу модели составляет новое решение задачи определения среднего времени ожидания обслуживания неприоритетных требований в одноканальной приоритетной системе массового обслуживания в условиях зависимости интенсивности обслуживания приоритетных требований от интенсивности их поступления. Модель позволяет проводить оценки расхода ресурса ГТД в зависимости от интенсивностей взлетов и посадок в течение летной смены в зависимости от типа ЛА.
Разработана методика минимизации расхода ресурса авиационных ГТД на земле при проведении полетов, в которой минимизация достигается на основании выбора рациональных параметров потоков, определяемых в строгой последовательности. Методика позволяет уменьшить среднее время ожидания ЛА перед выруливанием на ВПП для взлета, что способствует рациональному расходу ресурса авиадвигателей, а также и авиационного топлива; обеспечить равномерную загрузка ВПП приземляющимися и взлетающими Л А, что способствует повышению безопасности полетов.
Предложено ввести в инструкцию по эксплуатации ГТД раздел, где должны быть указаны рациональные режимы работы ГТД, обеспечивающие минимальный расход ресурса при подготовке к полетам.
В пятой главе излагаются результаты исследований по разработке комплексного метода индивидуального контроля и управления расходом ресурса авиационных газотурбинных двигателей, учитывающего особенности эксплуатации и обеспечивающего максимальное и безопасное использование потенци-
27 альных возможностей ГТД по ресурсу при ограниченном количестве параметров, регистрируемых БУР.
Полученные в диссертации результаты в 3 и 4 главах позволяют сформировать методологическую основу контроля и управления расходом ресурса авиационных газотурбинных двигателей методом, основанным на закономерностях повреждаемости и опыте эксплуатации в виде комплексного метода.
Этот метод представляет собой совокупность и определенную последовательность применения на различных этапах эксплуатации разработанных в диссертационной работе двух методик: контроля и управления расходом ресурса по параметрам, регистрируемым системой БУР; обеспечение рационального расхода ресурса ГТД при работе на земле в процессе проведения полетов.
Объединение двух разработанных методов позволяет: полностью контролировать и управлять расходом ресурса двигателя на всех этапах его применения по назначению в зависимости от режимов работы и от качества организации полетов; выявлять особенности действия повреждающих факторов и учитывать их влияние на расход ресурса в процессе эксплуатации.
Оценка расхода ресурса с использованием комплексного метода позволяет корректировать полеты путем выбора режима полета с минимальным уровнем повреждающих воздействий и, соответственно, обеспечивать рациональный расход ресурса ГТД. Обоснована необходимость индивидуального контроля и управления долговечностью газотурбинных двигателей на основе закономерностей их повреждаемости и опыта эксплуатации путем комплексной оценки,
В заключение диссертации сформулированы основные выводы.
1.7.3. Основные результаты показано определяющее влияние на эффективность и безопасность эксплуатации авиационных ГТД, степень приспособленности ГТД к эксплуатации, характеризуемой возможностью проведения контроля расхода ресурса ГТД в процессе эксплуатации; усовершенствован подход к оценке расхода ресурса авиационных ГТД, учитывающий реальные условия их применения ; раскрыт механизм повреждений ГТД в зависимости от этапов полета; сформулирована и математически поставлена задача индивидуального контроля расхода ресурса двигателя методами, основанными на закономерностях повреждаемости, опыте эксплуатации; разработана методика построения метода контроля расхода ресурса основных деталей по ограниченному количеству параметров, регистрируемых БУР; усовершенствованы математические модели поведения элементов конструкции двигателя в зависимости от их состояния и условий полета. Модели позволяют по ограниченному количеству параметров полета, регистрируемых системой БУР, проводить оценку теплонапряженного состояния на различных этапах полета, проводить моделирование накопления повреждений в зависимости от условий полета; усовершенствован метод индивидуального контроля расхода ресурса основных деталей авиационных ГТД по ограниченному количеству параметров полета, регистрируемых бортовыми устройствами; разработана методика оценки рациональности расхода ресурса при работе ГТД на земле в процессе подготовки к полету и после выполнения полета; разработан комплексный метод контроля расхода ресурса индивидуаль ного ГТД в полете по параметрам БУР и при работе на земле в процессе подго товки к выполнению полета, обеспечивающего безопасное использование по тенциальных возможностей ГТД по ресурсу.
29 построена статистическая модель оценки наступления критического состояния детали, позволяющая проводить исследование влияния нагруженности и качества изготовления на ее долговечность на различных этапах жизненного цикла ГТД.
1.7.4. Достоверность и обоснованность результатов
Достоверность комплексного метода индивидуального контроля и управления расходом ресурса ГТД обеспечивается благодаря следующим позициям.
Основу метода оценки расхода ресурса лимитирующего элемента по параметрам, регистрируемым системой БУР, составляют модели термонапряженного состояния лимитирующего элемента, термопрочности материала лимитирующего элемента и модель суммирования повреждений.
Реализация этих моделей обеспечивается использованием современных апробированных методов и методик определения термонапряженного состояния и термопрочности материалов.
Принципиальное отличие усовершенствованного метода от существующих заключается в следующем.
Оценка работоспособности проводится не по неизменным типовым для всех двигателей данного типа условиям эксплуатации и нагружения, а используется информация БУР индивидуального двигателя. Эта информация используется для определения режимов работы и нагруженности конкретного контролируемого двигателя. Наличие данных о режиме работы двигателя в каждый момент времени позволяет учитывать влияние различных повреждающих факторов, которые существующими методами не всегда можно учесть. Это позволяет более точно определять параметры ГТД, необходимые для расчета, и изменение параметров прочности с увеличением наработки и, следовательно, точнее устанавливать момент исчерпания ресурса ГТД.
Поэтому данный метод не противоречит существующим и позволяет их уточнять с учетом реальных условий эксплуатации и является достоверным.
Кроме того, все полученные результаты строго обоснованы с использованием современного математического аппарата, а достоверность полученных автором результатов подтверждена соблюдением правил составления и тестирования вычислительных программ и алгоритмов.
1.7.5. Научную новизну представляют: усовершенствованный подход к оценке расхода ресурса авиационных ГТД, учитывающий реальные условия их применения; метод индивидуального контроля расхода ресурса основных деталей ГТД в условиях ограниченной номенклатуры регистрируемых параметров системой БУР и данных эксплуатационного состояния лимитирующих элементов конструкции; методика оценки рациональности расхода ресурса при работе ГТД на земле в процессе подготовки к полету; комплексный метод оценки расхода ресурса индивидуального ГТД в полете по параметрам БУР и при работе на земле в процессе подготовки к полету, обеспечивающего безопасное использование потенциальных возможностей ГТД по ресурсу. Методы в большей степени используют объективные закономерности изменения параметров состояния двигателя в процессе эксплуатации по сравнению с другими, применяющимися в настоящее время; систематизированные, обобщенные закономерности повреждаемости, изменения долговечности основных деталей ГТД на различных этапах жизненного цикла. Эти данные позволяют глубже понять механизм повреждения ГТД, объективно оценивать расход ресурса, обоснованно разрабатывать технические условия на создание перспективных двигателей; усовершенствованные математические модели поведения элементов конструкции двигателя в зависимости от условий полета. Модели позволяют по данным параметров полета, регистрируемым системой БУР, проводить оценку теплонапряженного состояния на различных этапах полета, проводить моделирование накопления повреждений в зависимости от условий полета.
1.7.6. Практическая ценность
Применение усовершенствованного подхода к оценке расхода ресурса, учитывающего реальные условия эксплуатации авиационных ГТД, позволяет создавать более совершенные методы контроля расхода ресурса двигателей, обеспечивающие максимальное и безопасное использование потенциальных возможностей ГТД по ресурсу.
Совокупность разработанных методик и предложений по совершенствованию контроля и управления расходом ресурса ГТД является методическим инструментом при разработке мероприятий по дальнейшему совершенствованию таких методов, особенно в условиях полной выработки назначенных и межремонтных ресурсов и сроков службы, и обосновании требований к созданию перспективных ГТД.
Эффект от внедрения полученных результатов достигается благодаря: минимизации недоработки потенциальных возможностей ГТД по ресурсу за счет совершенствования алгоритма оценки расхода ресурса в процессе эксплуатации; уменьшению расхода ресурса за счет оптимизации режима подготовки ЛА к взлету и посадке (сокращение простоев в режиме ожидания взлета) по сравнению с обычным временем).
1.7.7. Практическая реализация
Результаты работы использованы в Московском авиационном институте (государственный технический университет).
1.7.8. Апробация работы
Основные результаты диссертационной работы доложены и обсуждены на ряде международных конференций, а также на научных семинарах, в том числе: - IX Международном симпозиуме «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред», 2003 г.; г. Ярополец; - X Международном симпозиуме «Динамические и технологические про блемы механики конструкций и сплошных сред», 2004 г.; г. Ярополец; - Международной научно-технической конференции, посвященной 80-летию гражданской авиации России, г. Москва 2003 г.
1.7.9. Публикации
По материалам диссертации опубликовано 5 печатных работ, в том числе одна статья в Вестнике МАИ.
1.7.10. На защиту выносятся
Усовершенствованный подход к оценке расхода ресурса авиационных ГТД, учитывающий реальные условия их применения.
Метод индивидуального контроля расхода ресурса основных деталей авиационных ГТД по ограниченному количеству параметров, регистрируемых бортовыми устройствами.
Методика обеспечения рационального расхода ресурса двигателей на земле в процессе проведения полетов.
Метод комплексной оценки расхода ресурса индивидуального ГТД в полете по параметрам БУР и при работе на земле в процессе подготовки к выполнению полета.
1.7.11. Пути реализации результатов диссертационной работы
Полученные результаты могут быть использованы: в проектных и исследовательских организациях при разработке перспективных ГТД; в проектных и исследовательских организациях при исследовании влияния условий эксплуатации на выработку ресурса и разработке мероприятий, повышающих эффективность использования силовых установок авиационной техники; в ГА при эксплуатации авиационных двигателей по техническому состоянию.
Выводы по главе 1
Определена актуальность исследования на основании анализа особенностей эксплуатации, повреждаемости и эффективности использования ресурсов авиационных двигателей.
Сформулированы цель и задачи исследования на основании анализа результатов исследований по повышению эффективности, безопасности применения ГТД и максимального использования ресурсов двигателей.
Основные условия установления и увеличения , (продления) параметров долговечности ГТД
Известно, что установление и увеличение параметров долговечности ГТД проводится на основании опыта эксплуатации двигателей-прототипов и аналогов, а также учета особенностей применения проектируемого двигателя на ЛА и осуществляется на основании прочностных расчетов, результатов ресурсных стендовых и летных испытаний. Поэтому достижение требуемого уровня безопасности полетов достигается тем, что ГТД проектируется на величину полного назначенного ресурса с учетом обеспечения достаточности запасов прочности и долговечности, подтверждаемых необходимыми испытаниями [1.1, 1.2, 1.4, 1.5, 1.12, 1.13, 1.17,1.18]. Это означает, что максимальные возможности установления и увеличения параметров долговечности имеются только на стадии проектирования (рис.1.1):Теоретически основанием увеличения ресурсов ГТД, находящихся в эксплуатации, должны являться положительные результаты эксплуатации парка двигателей, уточненные расчеты, внедренные мероприятия по совершенствованию конструкции, результаты опережающих испытаний и поло жительных стендовых ресурсных испытаний, испытаний на летающей лаборатории основных деталей двигателей. Получить такую информацию в короткие сроки затруднительно. Поэтому в данной ситуации обеспечение безопасного максимального использования потенциальных возможностей ГТД по долговечности возможно на основе усовершенствованных методов контроля и управления расходом ресурса таких двигателей. В этом случае наиболее приемлемым путем решения проблемы является максимальное использование запасов работоспособности каждого двигателя и комплектующих изделий на основе данных по закономерностям повреждаемости ГТД.
сурса определяется связями между параметрами состояния ГТД и его работоспособностью.
Пусть G- множество допустимых в эксплуатации состояний ГТД; D-множество, определяющее уровень повреждения ГТД; R- множество, определяющее уровень работоспособности ГТД; Gip -элемент множества G, отражающий состояние ГТД в зависимости от уровня повреждения; D - элемент множества D, отражающий уровень повреждения, соответствующий состоянию Gip\ Rip- элемент множества R, отражающий уровень работоспособности с
уровнем повреждения Dip. Между множествами G,D nR существует связь, основанная на закономерностях изменения технического состояния, работоспособности от уровня повреждения. Каждому элементу Gip множества G соответствует элемент Dip множества Д которому, в свою очередь, соответствует элемент Rjp множества R, т.е. Gip- Dip Rtp. Элемент множества R определяет уровень работоспособности ГТД в данный момент времени. Множества G,D и Л строятся по данным стендовых, эксплуатационных испытаний и результатов эксплуатации, которые представляются в виде
В процессе эксплуатации в результате изменения технического состояния точки, перемещаясь в областях, определяемых границами множеств, приближаются к границам областей, за которыми ГТД неработоспособен. Существующая связь между множествами G,D nR позволяет организовать как контроль и управление техническим состоянием, так и расходом ресурса.
Анализ эксплуатации ЛА показывает, что основными этапами эксплуатации, которые определяют темп расхода ресурса авиационного ГТД, являются:
1. Запуск, прогрев ГТД, ожидание разрешения на взлет, руление перед взлетом. 2. Взлет и набор высоты полета. 3. Полет. 4. Элементы полета в соответствие с профилем полета. 5. Снижение и заход на посадку. 6. Посадка, руление после посадки и остановка ГТД.
В зависимости от качества организации и качества выполнения этих этапов определяется темп расхода ресурса в процессе эксплуатации.
По характеру использования ГТД на указанных этапах эксплуатации можно выделить три группы режимов работы ГТД, которые в свою очередь определяют темп и величину расхода ресурса. Первая группа. Полет. Вторая группа. Запуск, подготовка, ожидание разрешения на взлет и руление после посадки.
Третья группа. Взлет и посадка.
В первой и третьей группах контроль и управление расходом ресурса возможны на основе параметров полета, регистрируемых системой БУР.
Во второй группе контроль и управление расходом ресурса возможны на основе данных организации полетов, полученных с помощью методов теории массового обслуживания и математической статистики.
В третьей группе контроль и управление расходом ресурса может определяться на основе решения оптимизации траектории полета, где ограничениями выступают: шум, ресурс и расход топлива.
До настоящего времени каждая из указанных задач исследователями решалась раздельно, независимо друг от друга. Если решалась задача оптимизации траектории взлета и посадки, то она решалась без учета темпа расхода ресурса [1.19]. Если решалась задача для второй группы, то она решалась в отрыве от всех других. Задача контроля и управления первой группы частично включает все группы, но не учитывает необходимости оптимизации режима работы ГТД на этих этапах.
Анализ и обобщение основных эксплуатационных повреждений авиационных ГТД
Оценку особенности эксплуатационных повреждений авиационных ГТД проведем на основе данных мировой статистики повреждаемости ГТД (табл.2 1,2.2,2.3,2.4).
Анализ статистических данных по повреждаемости авиационных ГТД показывает, что основными видами повреждений, снижающими эффективность и безопасность их применения, являются [1.18, 2. 4, 2.6, 2.15]: повреждения от действия вибрационных напряжений (высокоцикловая усталость); повреждения при малоцикловой усталости; повреждения от воздействия посторонних предметов и окружающей среды.
Повреждения при высокоцикловой усталости наблюдаются у элементов конструкции роторов компрессора, турбины, соплового аппарата, реактивного сопла, зубчатых колес и рессор приводов.
Повреждения при малоцикловой усталости наблюдаются в большей степени у элементов конструкции ротора турбины и соплового аппарата. Эти повреждения во многих случаях определяют расход ресурса ГТД.
Повреждения от воздействия посторонних предметов и окружающей среды являются типичными повреждениями для авиационных ГТД независимо от типа и страны-изготовителя [2.19, 2.20].
Повреждения элементов конструкции ГТД, возникающие в процессе длительной эксплуатации, способствуют: снижению тяги в среднем на 4%; увеличению удельного расхода топлива Сд в среднем на 3%; уменьшению частоты вращения ротора низкого давления в среднем на 1%; увеличению температуры газа за турбиной в среднем на 4%; уменьшению суммарной степени повышения давления в среднем на 5%.
Изменение этих параметров ГТД может явиться дополнительным источником ускорения темпа расхода ресурса основных деталей ГТД и снижения эффективности и безопасности применения ГТД. При наличии методов контроля расхода ресурса, обеспечивающих учет этих изменений, возможно исключе ниє отрицательного влияния этих явлений. Оценка расхода с использованием обобщенных полетных циклов не всегда позволяет учесть указанную особенность эксплуатации.
Существенное влияние на повреждаемость основных деталей ГТД оказывают условия их применения (табл. 2.4). Статистические данные, приведенные в табл. 2.4, показывают, что использование одного и того же типа двигателя, но в разных режимах, существенно влияет на перераспределение причин повреждений. Изменение приблизительно в 3 раза длительности полетного цикла и примерно в таком же соотношении изменение ресурсной наработки на максимальном и форсажном режимах приводит к существенному перераспределению причин повреждений ТРДФ. Увеличение длительности полета (сокращение числа циклов) и уменьшение времени работы на максимальных режимах способствовало снижению интенсивности повреждений таких узлов как турбина, форсажная камера. Резко сокращаются повреждения элементов трансмиссии и подшипниковых узлов, а надежность двигателя в целом стала определяться повреждением агрегатов, которые оказались мало зависящими от режимов работы двигателя.
Таким образом, длительная эксплуатация ГТД и изменение условий применения приводят к определенным отклонениям параметров ГТД от исходных значений и способствуют изменению темпа расхода ресурса.
Оценка прочности деталей в условиях многорежимной работы проводится по эквивалентным запасам прочности, нахождение которых основано на представлении о повреждаемости материала и возможности суммирования степени повреждения.
Условно принимают, что для неповрежденной детали уровень повреждения оценивается величиной D = О, а в момент разрушения D = 1.
При работе на нескольких режимах значение D увеличивается, возрастая на каждом j -м режиме на величину Д)у так, что где п - количество режимов. Режимы і и j считаются эквивалентными, если материал получает одинаковое повреждение
Накопление повреждений на нескольких режимах может быть заменено накоплением повреждений на одном эквивалентном режиме м Запас прочности на эквивалентном режиме, соответствующий суммарному повреждению, называется эквивалентным запасом прочности. Простейшее допущение, получившее широкое распространение, заключатся в том, что повреждение Д . в течение времени Tj работы на режиме с данным видом нагру жения и нагрева считают равным относительной продолжительности работы на этом режиме
Анализ методик и алгоритмов оценки расхода ре сурса основных деталей
Рассмотренные выше методы контроля расхода ресурса основных деталей ГТД обеспечивают в основном проведение такого контроля. Однако они не полностью учитывают фактическую термонагруженность и возможное снижение прочности материала деталей из-за их повреждений, связанных с работой в условиях высоких эксплуатационных температур и напряжений, а также в результате возможных забросов температуры газов перед турбиной в процессе эксплуатации и других эксплуатационных повреждений. Учет этих особенностей возможен расчетным путем по данным фактической термонагруженности и фактической длительности действия различных режимов работы ГТД по полетной информации, регистрируемой бортовыми устройствами регистрации параметров полета (БУР).
Рассмотрим один из возможных вариантов построения метода контроля и управления расходом ресурса основных элементов ГТД по ограниченной информации, регистрируемой бортовыми средствами полетных данных (рис.3.3), который позволяет положительно решать ряд вышеуказанных проблем [3.25].
Первой задачей, которая решается при разработке метода индивидуального контроля и управления расходом ресурса по информации БУР, является выбор лимитирующих элементов (ЛЭ) двигателя. Лимитирующие элементы -это элементы конструкции ГТД, определяющие его работоспособность, по состоянию которых можно судить о состоянии всего двигателя или его основных узлов.
Второй задачей является: необходимость определения в каждый момент времени величины параметра действующей нагрузки, параметра прочности, величина которого зависит от интегрального влияния действовавших до данного момента нагрузок и оценки расхода располагаемой долговечности; создание расчетных моделей накопления повреждений в материале выбранных лимитирующих элементов в зависимости от регистрируемых параметров.
Так как повреждаемость лимитирующего элемента определяется действующими нагрузками и температурным состоянием, то возможность построения метода при ограниченном количестве параметров будет определяться рациональностью (оптимизацией) сочетания количества применяемых термогазодинамических и прочностных уравнений и, соответственно, параметров. Анализ взаимосвязи основных термогазодинамических и прочностных уравнений показывает, что основным условием для выбора рационального количества па раметров, определяющих возможность построения метода, является условие согласования параметров компрессора и турбины.
С целью упрощения рассмотрим ГТД с однокаскадным осевым компрессором, а в качестве лимитирующего элемента примем лопатку турбины. Такое допущение не ограничивает возможности рассмотренного в диссертации подхода к определению необходимых и достаточных условий построения метода, так как изложенный ниже подход применим к любым типам ГТД (многороторным, двухконтурным).
Для ГТД с однокаскадным осевым компрессором связь между турбиной и компрессором определяется следующими уравнениями: 1. Уравнением расхода рабочего тела Gr = vG3. 2. Уравнением равенства мощностей турбины и компрессора NK = t]uNT. 3. Уравнением равенства частоты вращения роторов пт = ни, где Gr - расход газа через турбину; G„- расход воздуха через компрессор; v - коэффициент, учитывающий расход топлива, а также расход воздуха на охлаждение и утечки; JVT- мощность (внутренняя) турбины; NK - мощность, затрачиваемая на компрессор; /?м- механический к.п.д., учитывающий затрату мощности на трение в подшипниках двигателя и на привод всех агрегатов (насосы, генераторы и др.); пк- частота вращения ротора компрессора (об/мин); ит - частота вращения ротора турбины (об/мии).
Коэффициент v, учитывающий расход воздуха на охлаждение и утечки Goxn, расход топлива через камеру сгорания Gron, можно определить, используя уравнение баланса расхода рабочего тела по газовоздушному тракту ГТД.
Действительно, для реального ГТД имеет место где ,- коэффициент, учитывающий количество воздуха, поступающего в проточную часть турбины из общего количества G , отведенного для охлаждения. Расход воздуха через камеру сгорания связан с G0!0l соотношением GBKC=GS или GBKC=GB(l-0, G S G.. Расход топлива определяется соотношением 0= «А) где а- коэффициент избытка воздуха; L0- теоретически необходимое количество воздуха для сгорания 1 кг топлива. Следовательно, расход газа через турбину определяется из уравнения G=а 1 + S ah (1-0+#+: Пренебрегая произведением 5ахл, в силу его малости по сравнению с другими членами, будем иметь + G=G. аЦ, (1-0 Тогда значение коэффициент v можно оценить по соотношению 1+ " = 0-О I аЦ,
Значение коэффициента v в зависимости от температуры газа перед турбиной и температуры воздуха на входе в камеру сгорания может находиться в пределах 0,98...1,02. В среднем v=l,0 [3.32].
Первое необходимое условие. Анализ условия равенства мощностей турбины и компрессора NK=7jMNT показывает, что использование этого соотношения позволяет определить первое необходимое условие, обеспечивающее возможность построения метода. Это условие определяет фактическое теплонапряженное состояние элемента в зависимости от температуры газа.
Анализ условий работы и расхода ресурса ГТД при наземных опробованиях
Связь между средней долговечностью и уровнем действующих статических напряжений и температурой для материала лимитирующего элемента при длительном статическом нагружении определяется зависимостью[3.16, 3.28] lgr,, = Л-mlga , где адд- действующее напряжение; - = 10 - время до разрушения (вероятность разрушения 50%); Лит- коэффициенты, в общем случае зависящие от температуры Ти времени до разрушения т;,.
Для лопатки, изготовленной из литейного жаропрочного сплава типа ЖС6 (табл.3.6), коэффициенты Ант могут быть определены из соотношений, полученных в результате статистической обработки экспериментальных данных, приведенных в [1.10, 1.15, 3.9, 3.16, 3.28] для этого сплава А(Т) = 2803 -8,4740,8-10 -0,2-10 3, m(T) = 1962-6-740,6-10-2 +0,2-10-57, для Т 1000 С и для Т 1000 С как Л(Г) = -800 + 1,9ГтО,13-10-гГ2+0,27-10"67,3 т(Т) = -494 + Т - 0,55 10 ЪТ2 + 0,37 Ш Т .
Эти зависимости используются для определения долговечности лимитирующего элемента из сплава типа ЖС6 при длительном статическом нагруже-нии в пределах температурных интервалов г =юМ(Г)" "(Г)ІЙ Гдл1 Средняя долговечность при усталостных испытаниях литейного жаропрочного сплава типа ЖС6, по аналогии с длительной прочностью, может быть также описана зависимостью lgNp = B-llgov, где Np- число циклов до разрушения (вероятность разрушения 50%); В и I- коэффициенты, зависящие от температуры Т и долговечности Nv (количество циклов); av- амплитуда переменных напряжений.
Для лопатки, изготовленной из литейного жаропрочного сплава типа ЖС6, коэффициенты В и / могут быть также определены из соотношений, полученных в результате статистической обработки экспериментальных данных для этого сплава 5(7) = -92,6 + 0,3137-0,241-10-37 +0,383-10 7% /(7) = -34,67+9,77-7-0,34-10 +0,2-10 73. для700С :Г 1050оС. Предельная амплитуда переменных напряжений при ассиметричном цикле нагружения определяется с использованием соотношения 1- Ґ 1 " , V; где а_х- предел выносливости при симметричном цикле напряжений; ат- значение статических напряжений; гид- коэффициенты, зависящие от применяемого материала и условий нагружения.
Циклическая нагруженность любого элемента может характеризоваться размахом напряжений Дсг (или деформаций As), длительностью действия напряжений Дт и профилем изменения температуры за это время, т.е. нагружен ность определяется не только механическими циклически меняющимися напряжениями, но и циклически меняющимися температурными напряжениями. Расчетная формула для определения циклической долговечности Nu, учитывающая асимметрию цикла, принимается в виде К" + , До- = В ь [1-ФІ где Дет- размах напряжений за цикл; аа- предельная амплитуда переменных напряжений при заданной асимметрии цикла.
Расчетная модель термопрочности материала лимитирующего элемента позволяет рассчитывать статическую и циклическую долговечность при различных видах нагружения по параметрам термонапряженного состояния, а с учетом зависимости дисперсий от условий нагружения - долговечность при любом уровне вероятности разрушения.
Модель суммирования повреждений.
Учет влияния на долговечность совместного действия циклических и статических повреждений возможен путем использования степенного закона суммирования повреждений. Для литейных жаропрочных сплавов на основе никеля ЖС6К согласно [3.9, 3.24, 3.28] коэффициенты а и 0 в уравнении суммирования повреждений составляют 1,0 и 033, соответственно, при условиях нагрева и нагружения, близких к условиям работы лопаток турбин.
Разработанная расчетная модель лимитирующего элемента является основой метода индивидуальной оценки расхода ресурса по параметрам, регистрируемым системой БУР и включает в себя операции: регистрацию полетной информации; определение статических и циклических повреждений, рассчитываемых по параметрам режимов работы двигателя и полета самолета, регистрируемых системой БУР (рис.3.12); суммирование статических и циклических повреждений и расчет расхода ресурса (рис.3.12).
Вычисление статической повреждаемости удобно проводить в интервале, равном одной секунде, так как на этом интервале регистрируемые параметры можно считать неизменными и, следовательно, каждый элементарный участок может рассматриваться как стационарный режим длительностью 1 с. Тогда, ее ли ai=-L повреждаемость от действия длительного статического нагружения на і-м режиме, а за полет at = - , где т{— время работы на /-м режиме; п число режимов за полет; rvi- долговечность на і-м режиме, то с учетом секундной повреждаемости значение аг можно определить как " -і V где п - число секундных интервалов (продолжительность полета, с), гуГ долговечность элемента при параметрах г-й секунды полета , с. Циклическое повреждение за полет 1=1 i4aj где к - количество переходных процессов за полет; Nni - число циклических на-гружений элемента при параметрах /-го переходного процесса, вызывающее разрушение.
Таким образом, для расчета длительного статического повреждения необходимо иметь ежесекундные значения параметров, характеризующих термонапряженность, а для расчета циклического повреждения - параметры, характеризующие каждый переходной процесс.
Применительно к рабочей лопатке турбины двигателя в результате обработки информации необходимо иметь ежесекундные значения Н&, Vup, п и гатм по данным полета. Переходные процессы целесообразно анализировать с точки зрения определения длительности переходного процесса тв и параметров примыкающих стационарных режимов п15 Я61, Vnp], Т ]7пи, Я6П, КлрП,Г4 Г1.
