Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Состояние проблемы ускоренных совмещенных испытаний . 23
1.1. Основные факторы, определяющие надежность и ресурсавиационного двигателя 23
1.1.1. Факторы, обусловленные видом нагружения двигателя. 23
1.1.2. Факторы, обусловленные компоновкой двигателя на самолете и условиями его эксплуатации 26
1.2. Основные подходы к разработке программ ускоренных эквивалентных испытаний двигателя 36
1.2.1. Статистический подход 36
1.2.2. Прочностной подход .,. 37
1.2.3. Прогнозирование параметров по времени 39
1.2.4. Обобщенный подход 40
1.3. Основные подходы к разработке программ ускоренных совмещенных испытаний 42
Выводы по главе 1 48
Цель работы и решаемые задачи 51
ГЛАВА 2. Теоретические основы ускоренных совмещенных испытаний 52
2.1. Основные критерии эффективности ускоренных совмещенных испытаний 52
2.1.1. Критерий гарантированной проверки надежности изделия
2.1.2. Критерий дифференцированного «зачета» эксплуатационных вариантов применения изделия 58
2.1.3. Показатели объема и длительности ускоренных совмещенных испытаний 60
2.1.4. Область реализации режимов ускоренных совмещенных испытаний 61
2.1.5. Взаимовлияние критериев эффективности ускоренных совмещенных испытаний 62
2.2. Выбор оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний 62
2.2.1.Преобразование и нормирование критериев эффективности 63
2.2.2. Последовательность выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний 67
2.2.3. Пример выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний двигателя 69
Выводы по главе 2 74
ГЛАВА 3. Исследование эффективности ускоренных совмещенных испытаний двигателя 77
3.1. Зависимость эффективности ускоренных совмещенных испытаний от вида применяемой целевой функции 78
3.2. Влияние параметров режима нагружения на повреждаемость элементов двигателя 87
3.3. Влияние числа элементов, определяющих надежность двигателя, на эффективность УСИ 91
3.4. Влияние числа оптимизируемых участков нагружения двигателя на эффективность УСИ 93
3.5. Влияние количества испытываемых двигателей на эффективность УСИ. , 97
Вывод по главе 3 102
ГЛАВА 4. Методика выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний двигателя 104
4.1. Общие положения методики 104
4.2. Подготовка исходных данных 109
4.3. Формирование математической модели повреждаемости двигателя 112
4.4. Формирование моделей напряженно-деформированного состояния элементов двигателя 115
4.5. Формирование эксплуатационных вариантов применения двигателя 116
4.6. Расчет эксплуатационной повреждаемости элементов двигателя 118
4.7. Выбор базовой эксплуатационной повреждаемости 122
4.8. Определение оптимальных значений параметров ускоренных совмещенных испытаний двигателя 123
4.9. Формирование программы ускоренных совмещенных испытаний двигателя 125
Выводы по главе 4 126
ГЛАВА 5. Выбор оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных со вмещенных испытаний авиационного двигателя многовариантного применения 129
5.1. Подготовка исходных данных 129
5.2. Формирование математической модели повреждаемости двигателя
5.2.1. Рабочая лопатка турбины 132
5.2.2. Сопловая лопатка турбины 132
5.2.3. Рабочая лопатка первой ступени компрессора 133
5.2.4. Направляющая лопатка первой ступени компрессора 133
5.2.5. Направляющая лопатка последней ступени компрессора 133
5.2.6. Корпус камеры сгорания 134
5.2.7. Радиально-упорный подшипник ротора 134
5.2.8. Ведущая шестерня привода агрегатов 135
5.3. Формирование моделей напряженно-деформированного состояния элементов двигателя 136
5.3.1. Модель напряженно-деформированного состояния рабочей лопатки турбины 137
5.3.2. Модель напряженно-деформированного состояния сопловой лопатки турбины 139
5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния рабочей лопатки первой ступени компрессора 140
5.3.4. Модель напряженно-деформированного состояния направляющей лопатки первой ступени компрессора 141
5.3.5. Модель напряженно-деформированного состояния направляющей лопатки последней ступени компрессора 141
5.3.6. Модель напряженно-деформированного состояния корпуса камеры сгорания 142
5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния радиально упорного подшипника ротора 142
5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния ведущей шестерни привода агрегатов 143
5.4. Формирование эксплуатационных вариантов применения двигателя 144
5.5. Расчет эксплуатационной повреждаемости элементов двигателя 144
5.6. Выбор базовой эксплуатационной повреждаемости 144
5.7. Определение оптимальных значений объема, режимов и длительности совмещенных испытаний двигателя 154
5.8. Сравнение эффективности серийных и опытных совмещенных испытаний двигателя 160
Выводы по главе 5 161
Основные результаты работы и выводы
- Основные подходы к разработке программ ускоренных эквивалентных испытаний двигателя
- Критерий дифференцированного «зачета» эксплуатационных вариантов применения изделия
- Влияние числа элементов, определяющих надежность двигателя, на эффективность УСИ
- Формирование математической модели повреждаемости двигателя
Основные подходы к разработке программ ускоренных эквивалентных испытаний двигателя
Как правило, факторы, определяющие надежность и ресурс авиационных двигателя, рассматриваются в связи с возможными видами нагружения и повреждения [5, 6, 17, 31,49, 66, 67].
К видам нагружения относятся: статическое, повторно-статическое, длительное статическое, ударное, циклическое, термическое, термоциклическое нагружение, а также воздействие среды [5, 6, 17, 31, 66, 67].
К видам повреждения относятся: вязкое разрушение (со следами пластической деформации), хрупкое разрушение, повышенная деформация (потеря устойчивости), усталостное разрушение, термические трещины и коробления, контактное выкрашивание и износ, коррозия, эрозия, кавитация [5, 6, 31, 49].
Основной характеристикой материала нагруженных горячих деталей двигателя (рабочие лопатки и диски турбины, корпуса и оболочки, опоры, валы) является длительная прочность [17, 31, 66, 67].
Надежная работа ряда деталей горячей части двигателя (лопатки и диски турбины и последних ступеней компрессора, диафрагма сопловых и направляющих аппаратов, болтовые соединения и др.) обусловлена возможностью допустимых перемещений и деформаций. Характеристиками, определяющими пригодность деталей для данных условий работы, являются сопротивление ползучести и релаксационная стойкость.
Долговечность деталей, испытывающих большие переменные нагрузки (лопатки, валы, оболочки, трубопроводы, подвески агрегатов), определяется выносливостью материала этих деталей. При большом ресурсе, особенно при выходах на максимальные обороты и нагрузки, прочность материала зависит от повторности статического нагруже-ния. Наиболее чувствительными к повторной статике являются нагруженные детали, выполняемые из высокопрочных сталей и титановых сплавов (замки крепления рабочих лопаток, диски с отверстиями, валы), особенно при наличии концентраторов, а также сварные и литые узлы (корпус камеры сгорания, статор компрессора, опоры).
Характеристикой, определяющей способность горячих деталей выдерживать заданное число теплосмен в условиях работы на нестационарных режимах (запуски, приемистости, сбросы газа) является термостойкость. Наиболее подвержены повреждениям от циклических изменений температуры детали камеры сгорания, турбины и сопла.
Износ и контактная усталость материала в значительной мере определяют надежность таких деталей, как шестерни, подшипники, золотниковые пары, бандажные полки, шарнирные подвески, фланцы, лабиринты и другие контактирующие элементы.
Основные факторы, определяющие надежность и ресурс деталей авиационных двигателей, приведены в табл. 1.1 [5, 6, 17, 31, 49, 66, 67].
Таким образом, видно, что надежность и ресурс двигателя определяются одновременно совокупностью его элементов и характеристик расходования ресурса. Ввиду различного влияния режимов нагружения на повреждаемость элементов двигателя, наличия функциональных ограничений на параметры режима нагружения, взаимовлияния параметров нагружения, ограничений по автомодельное испытаний (неизменности вида повреждения в области режимов нагружения) и других, это существенно усложняет выбор объема, режимов и длительности ресурсных испытаний.
Другим важным фактором, ограничивающим эффективность ресурсных испытаний, является многовариантность применения двигателей в эксплуатации, обусловленная как различием летательных аппаратов, на которые они устанавливаются, так и различиями в условиях эксплуатации. Таблица 1.1
Основные факторы, определяющие надежность и ресурс основных деталей авиационного двигателя Детали двигателя Факторы, определяющие надежность, ресурс Длительная прочность Износ иконтактная выносливость Усталостная прочность Мало-цикловая проч ность Термостойкость Эррози-онная и коррозионная стойкость 1. Рабочие лопатки компрессора — + + + — + 2. Направляющие лопатки компрессора + + + + — + 3. Замки крепления + + + лопаток компрессора 4. Диски компрессора + — + + — — 5. Валы + — + + — — 6. Корпус компрессора + — + + — — 7. Корпус турбины и камеры сгорания + — + + + + 8. Рабочие лопатки турбины + — + + + + 9. Сопловые лопатки турбины + — + + + + 10. Замки крепления лопаток турбины + + + + — — 11. Диски турбины + — + + + — 12. Подшипники, валы, шестерни — + + + — — 13. Опоры + — + + — — 14. Трубки и агрегаты — + + + — — 15. Болтовые соединения + — + + + — 16. Оболочки + — + + — — 17. Реверс — — + + + — Примечание: "+" - фактор является определяющим; "-" - фактор не является определяющим на самолете и условиями его эксплуатации Анализ отечественных и зарубежных данных показывает, что на надежность и ресурс двигателя влияют [3,4, 10, 28, 73, 75, 77]: - условия полета летательного аппарата; - наличие различных этапов полета; - компоновка двигателя на самолете; - различие объектов, на которые устанавливается двигатель; - профиль полета; - вооружение летательного аппарата; - особенности пилотирования и др. Условия полета летательного аппарата. Влияние данного фактора обусловлено географическими условиями, временем года эксплуатации, а также длительностью полета.
Влияние географических условий характеризуется широким диапазоном внешних воздействий (температур, давлений, влажности, запыленности и т.д.), оказывающих самые неблагоприятные воздействия на двигатель. Так, у ТВД [4] (рис. 1.1) отказы, связанные с поломкой деталей узла опоры турбины, чаще всего возникают на самолетах, эксплуатирующихся в южных районах и средней полосе, а количество отказов в этих районах проявляется в 10...30 раз чаще, чем в Сибири и на Дальнем Востоке.
Влияние времени года эксплуатации (рис. 1.2) показывает, что число отказов двигателей в I и IV кварталах года возрастает [4].
Продолжительность полета может колебаться в широких пределах: от одного до девяти часов и более. Увеличение длительности полета ведет к сокращению времени работы на режимах с высокой повреждаемостью (максимальный, взлетный и др.), числа перемещений РУД и к увеличению доли малоповреж-дающих режимов [4].
Критерий дифференцированного «зачета» эксплуатационных вариантов применения изделия
Данный подход основан на комплексном описании процесса расходования ресурса двигателя в виде а-бобщенной математической модели, полученной объединением моделей расходования ресурса основных элементов, систем, узлов и агрегатов двигателя [7,18]: #«=/№ »Я,г); / = 1,и; у = 1,/и; (1 1) Р0еОР; ReGR, К } где Д - повреждаемость /-го элемента двигателя по 7-ой характеристике расходования ресурса (длительной прочности, повторно-статической прочности, усталости, коррозии, эрозии, износу и т.д.): PQ - вектор параметров, характеризующих исходное состояние элемента; R - вектор режима нагружения; т - время; Gp - область исходного состояния двигателя перед испытаниями; G# - область определения режимов нагружения двигателя в эксплуатации (испытаниях).
Наличие обобщенной модели расходования ресурса позволяет проводить выбор режима и длительности ускоренных испытаний с учетом одновременно РОССИЙСКАЯ 41 i&crPft mH! 4SWM 1fX нескольких элементов и характеристик расходования ресурса. При этом выбор режима ускоренных испытаний проводится по целевой функции вида: Ф = Ё[ у- (Д,г)]2-+тш; \Ky-KyiJ\ 8Kyij}Xon, Q2y P0eGP; ReGR; Z = 1,/I; j = \,m, где Ку - коэффициент ускорения испытаний, принимаемый для двигателя в целом; Ку у — коэффициент ускорения испытаний z-ro элемента двигателя с учетом j -ой характеристики расходования ресурса; 8КУудоП- допустимая мера рассогласования между Куі. и Ку.
При Kyij = Ку обеспечивается полная эквивалентность длительных и ускоренных испытаний.
Особенности реализации обобщенного подхода (его преимущества, практическая реализация) подробно рассмотрены в работах [7, 18].
Отличительной особенностью данного подхода к выбору режимов ускоренных испытаний является то, что он ориентирован на один априорно заданный вариант эксплуатационных испытаний (N3 1), т.е. в данном случае не учитываются различия в условиях эксплуатации двигателя по Ыэ 1 вариантам. Очевидно, что при Ыэ .\ режим и длительность ускоренных испытаний будут отличны от случая когда N3 1. При этом может также измениться и число двигателей, устанавливаемых на испытания (если при обобщенном подходе на испытания ставится один двигателе (Ny = 1), то с учетом многовариантности его применения Ny 1). При этом, очевидно также, что при наличии многовариантности выбор объема, режимов и длительности ускоренных испытаний должен проводиться с сохранением основного преимущества обобщенного подхода, т.е. с учетом основных элементов двигателя и процессов, определяющих его надежность и ресурс. Поскольку в случае многовариантности проводится совмещение нескольких программ эксплуатационных испытаний в меньшем числе программ стендовых ресурсных испытаний (при этом, естественно, длительность их должна быть, по возможности, меньшей), то такие испытания в даль 42 нейшем в работе квалифицируются как ускоренные совмещенные испытания (УСИ).
По данным отечественной и зарубежной литературы существующие методы разработки программ совмещенных испытаний условно можно разделить на шесть групп -А, Б, В, Г, Д иЕ (рис. 1.12) [8, 9, 12, 14, 15, 16,19, 26, 30, 31, 51]. А. Каждый из N3 эксплуатационных вариантов проверяется отдельными стендовыми испытаниями по своей программе (рис. 1.12, а) [31]: №)/ ( ,)#; „=var; К=ЫЭ; i=W3, (1.3) где R3, Ry - соответственно эксплуатационный и испытательный режимы на-гружения; гу1- длительность испытаний.
Очевидно, что данный метод оправдан в случае, когда число эксплуатационных вариантов применения изделия и длительность испытаний незначительны (Ыэ= 1 ...3), а при N3 3 и большой длительности испытаний такой подход является экономически нецелесообразным, а зачастую просто нереализуем и поэтому целесообразным становится переход на методы ускоренных испытаний: (ДД (ДЭХ; V=var T,; Ry GR; N=N3; i=lN9,- (1.4) где GR - область реализации режимов УИ. Б. Повреждаемость элементов изделия в различных вариантах применения отличается незначительно. В этом случае по определенному правилу выбирается один из вариантов в качестве базового (например, для авиационного двигателя - как правило выбор проводится по рабочей лопатке 1 ступени турбины), и на его основе разрабатывается программа УИ (рис. 1.12, б): Ry =(R3X,R32,...,R3N); V=var; Л =1. (1.5) Примером является программа УСИ вспомогательного двигателя ТА-6А, разработанная по типовой методике. Данный двигатель устанавливается на самолетах Ту-154Б, Ил-62М, Ил-76 и др. За основу при разработке программы УСИ выбраны наиболее тяжелые для рабочей лопатки первой ступени турбины условия эксплуатации двигателя на самолете (полетный цикл в виде зависимо сти температуры газа за турбиной tT от времени т приведен на рис. 1.13). Основные недостатки данной программы сводятся к следующему: расчет режима испытаний проведен с учетом только одного элемента двигателя - рабочей лопатки первой ступени турбины; отсутствует анализ нагруженности других важных элементов двигателя, определяющих его надежность и ресурс в эксплуатационных условиях, что не позволяет обоснованно оценивать их надежность в УИ. В. Осреднением полетной информации формируется среднестатистический полетный цикл изделия (рис. 1.12, в) [22]: (Рдв.х - Рдв.п)- Рду (Tl,...,rN)- ry, R9i Ry; i=XN3i (1.6) где Рдел -вектор параметров изделия, соответствующий і-м условиям эксплуатации; Рдв.у - осредненный вектор параметров изделия, на основании которого формируется программа испытаний; ty - осредненная длительность испытаний.
Недостатком данного метода является суммирование по полетам, отличающимся друг от друга по нагруженности в несколько раз. При этом формируемая программа УСИ может существенно отличаться от эксплуатационной [22].
Влияние числа элементов, определяющих надежность двигателя, на эффективность УСИ
Реализация принципа гарантированной проверки надежности изделия обеспечивается оптимизацией параметров УСИ с применением функционалом Ф] минимизирующего разницу между повреждаемостью в ускоренных совмещенных испытаниях и максимальной эксплуатационной повреждаемостью основных элементов двигателя. Очевидно, что рассмотренный в п. 2.1.1 вид функционала не является единственным, поэтому необходим выбор наиболее эффективного вида.
Возможные варианты представления функционала Фі сводятся к следующим видам: 1 Ny п т фі = лг Е Z S I nyyk - (тахЯэ //) I - -min; (3.5) My k = l 7=1 j=\ 1 Ny n m фі= M ZZE - f - min; (3.6) i\ y =i ,-=i y=i N. Л 1У у п т М у k=\ 7=1 j=\ Nv і "у n m ф.=4Х2Е J- У у jfc=l ,=1 j=\ Пуук (Щ Пэт)к (тахПэу1)к Пуук-( ПэЦ1)к (тахЯэ.7), - min: - -min: (3.7) (3.8) N„ і "у n m A fc=l i=l 7=1 (3.9) #., + n Л lvy n m 1Vy k=l » =1 jf=I я ч/ -(тахяэ,д (тахЯ3(Д-4тіп; (310) (maxI73iJl)k ЛГ л "у n m Ф =ТЇЇЇ My k=l i=l j=\ + Пуук-(такПэи1)к (maxtf,,,), N„ (3.11) - min; і Уу_ _n _m У =1 м y=l N Функция желательности Харингтона Яу -(тахЯэ(;7 (тахЯэ ), дП№ =5-0,5 100%; и т ЛҐ Ф, = - ехР(- —- Z Z ЄХР(- )) - min; , fe=l j=l 7-=1 (3.12) #.. І "у И Щ - % k=l ;=1 V = 1 при Пт nyiJk Пт; SiJk=0 при Пуук ПтлПут Пт, (3.13). Пи/к = (max ПзіЛ)к n2ijk= {0.2, 0.9,0.01, 0.01,0.2,0.1, 0.5,0.1}, где Пэ, Пу - повреждаемость элементов двигателя в эксплуатации и ускоренных испытаниях соответственно; Ыэ - число эксплуатационных вариантов примене 80 ния; п,т - число элементов и характеристик расходования ресурса двигателя, с учетом которых проводится выбор объема, режимов и длительности УСИ.
Целевые функции (3.5) и (3.7) минимизируют абсолютную и относительную разницу в повреждаемостях.
Целевые функции (3.6) и (3.8), в отличие от функций (3.5) и (3.7), минимизируют квадратичную разность абсолютных и относительных значений повреждаемости.
Целевые функции (3.9) и (3.10), в отличие от (3.6) и (3.8), включают сомножитель в виде максимальной эксплуатационной повреждаемости и по сути являют коэффициентом штрафа: чем больше «невязка» между повреждаемостями Пу и тахЯэ в первом сомножителе, тем больше значение целевой функции.
Целевая функция (3.11) представлена в виде двух слагаемых: первое слагаемое представляет собой функцию (3.8), а второе слагаемое является коэффициентом штрафа (чем больше «невязка» между Пу и тахЯэ и по большему числу элементов двигателя, тем больше величина штрафа на значение Фі).
Целевая функция (3.12) представляет собой обобщенный параметр оптимизации - функция Харингтона, предложенная в работе [1]. В данном случае использована идея преобразования значений нескольких параметров оптимизации ур в безразмерную шкалу желательности, позволяющую построить соответствующие им частные функции желательности d.
Шкала желательности, устанавливающая соотношение между параметрами оптимизации и функцией желательности, обычно строится на основе субъективной оценки, отражающей отношение исследователя к отдельным функциям отклика, полученным по результатам реализованного эксперимента. Для построения шкалы желательности использую метод количественных оценок с интервалом значений функции желательности чаще всего от нуля до единицы. Значение функции желательности, равное нулю, соответствует неприемлемому значению параметра оптимизации, а равное единице - наилучшему. Промежуточные базовые отметки шкалы желательности приведены в табл.
Выбор интервалов для базовых числовых отметок определяется удобством вычислений. Так, например, значения 0,37 и 0,63 выбраны из следующих соотношений: 0,37 = е-1, а 0,63 = 1-е4 где е - основание натуральных логарифмов.
Таким образом, шкала функции желательности представляет собой такую безразмерную шкалу, при помощи которой любая функция отклика может быть переведена в термины функции желательности. Шкала желательности может быть построена как для одностороннего, так и двустороннего ограничений.
Для одностороннего ограничения обычно используют преобразование функции отклика у в функцию желательности d с помощью следующей экспоненциальной зависимости: й?=ехр[-ехр (-/)], где f=b0 + biy. (3.14) Коэффициенты линейного уравнения (3.14) bo и Ь\ определяют обычно интуитивно на основании опыта исследователя для двух значений функции от 82 клика у, соответствующих функции желательности d в пределах предпочтительного интервала: 0,20 d 0,80. Возможно также применение нелинейного преобразования у в у\ например, в виде квадратичного уравнения или степенной функции. Для двухстороннего ограничения математическое превращение функции отклика у в функцию желательности d проводят с помощью следующего уравнения: / = ехр[-(ЛЛ (3.15) где п - положительное, необязательно целое число (0 п оо); _у - абсолютная величина линейного преобразования, определяемая по формуле: „ 2У-(У max .У min / max /шіп Показатель степени п можно определить, прологарифмировав дважды выражение (3.15): _lnln(l/uQ ln.l/1 Для получения численного значения п задают некоторому значению у соответствующее значение d, предпочтительно в интервале 0 d 0,9. На рис. 3.1 приведены шкалы функции желательности: а) для случая ограничения с одной стороны; б) при ограничении с двух сторон. Наиболее широкое применение получила функция желательности с односторонним, обычно нижним ограничением.
Удобства применения функции желательности вытекают из того факта, что операции превращения у в d включают только арифметические действия и использование табл. 3.1 и таблиц экспоненциальных функций. d
Применение электронно-вычислительных машин позволяет при наличии простых программ быстро производить вычисления по математическому преобразованию функции отклика в функцию желательности. После превращения некоторых параметров оптимизации у в соответствующие им частные функции желательности d можно с помощью математических операций объединить их в обобщенную функцию желательности Д представляющую собой среднюю геометрическую величину частных функций d\, я?2,...,di,...,dp:
Формирование математической модели повреждаемости двигателя
Исходными данными являются: - число участков нагружения двигателя в каждом ускоренном совмещенном испытании; - число и тип варьируемых (оптимизируемых) параметров; - параметры эксплуатационных участков нагружения, сохраняемые в ускоренных совмещенных испытаниях без изменения. Варьируемыми параметрами являются: - число двигателей Ny, устанавливаемых на ускоренные совмещенные испытания; - параметры режима нагружения RK(т) = (RKi, RJQ,..., RKS) (k = \Ny)\ - длительность испытаний iy. к ( = \ Ny ); - число Nk и сочетания эксплуатационных вариантов применения ц,ь Ма, , Цж, проверяемые в А ом ускоренном совмещенном испытании; - ИНТерВаЛЫ Времени ЪачЛ, Ъач.2,---, Ъач.Ык В &-OM уСКОрЄННОМ СОВМЄЩЄННОМ испытаниях, определяющие время «зачета» каждого из Nk эксплуатационных вариантов применения двигателя.
Обязательными для включения в программу совмещенных испытаний являются: - участки с переходными режимами нагружения, которые оказывают значимое влияние на повреждаемость элементов двигателя и не могут быть изменены в условиях стендовых испытаний (например, участок «запуска» двигателя и др.); - участки нагружения, по которым сложно или невозможно определить расчетным методом повреждаемость (например, ввиду недостаточной адекватности моделей повреждаемости или их отсутствия); - участки нагружения, соответствующие минимальным запасам прочности; - специальные участки, сохраняемые в стендовых испытаниях по требованию Заказчика (например, для вспомогательного двигателя участок с режимом ограничения максимального отбора воздуха за компрессором и т.д.).
При возможности участки нагружения, включаемые в. программу испытаний без изменения, совмещаются с участками нагружения, режимы и длительность которых определены расчетом по модели.
Система ограничении при выборе параметров испытаний включает: - параметрические ограничения на варьируемые параметры (REGR), напри мер, максимальная и минимальная температура воздуха на входе в двигатель; - функциональные ограничения, учитывающие взаимосвязь параметров друг с другом; - модельные ограничения (R є GR. мод), связанные с областью адекватности «расчетной модели» двигателя; - динамические ограничения (dRIdx є G(dRldx)), связанные со скоростью изменения параметров режима нагружения в переходных процессах; - ограничения по ресурсам (число двигателей, выделяемых на испытания, общие затраты на проведение испытаний, предельно возможная длительность стендовых испытаний и др.); - ограничения, связанные с возможностями применяемого стендового обо рудования.
Определяется целевая функция выбора параметров ускоренных со вмещенных испытаний. В общем случае, целевая функция может включать, как все критерии эффективности Ф\, Ф2, Фъ и 04, так и их отдельные сочетания. Выбор проводится методом Парето по целевой функции вида (2.33): (maxn3iJl)k I7yUk аук, i = \,n; j = \,m; k = \,Ny; T3l=maxT3iJl; l = \,N3; Nyel...N,; (423 } n = F(P0,R(T%T); P0eGp- R(r)eGR, 4.8.7. Разрабатывается алгоритм и выбора оптимальных значений парамет ров ускоренных совмещенных испытаний двигателя на ЭВМ. Программа вклю чает в себя блоки: - ввода исходных данных; - оптимизации; - вычисления функции цели; - выдачи результатов. Проводится выбор способов реализации внешних и внутренних пара метров режима нагружения в условиях стенда (обеспечение требуемого уровня вх, Рвх, влажности и запыленности воздуха на входе в двигатель, разрежения за соплом двигателя и т.д.). Применение методики для выбора оптимальных значений параметров ускоренных совмещенных испытаний авиационного двигателя многовариантного применения рассмотрено в 5-ой главе диссертации.
1. На основе результатов, полученных в главах 1, 2 и 3 диссертации, а также опыта предприятий авиадвигателестроения по формированию программ испытаний разработана методика расчетного определения оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний технических изделий типа авиационных двигателей.
2. Отличительные особенности методики от существующих сводятся к следующему:
Расчет параметров ускоренных совмещенных испытаний проводится с учетом одновременно п основных элементов, т характеристик расходования ресурса и Ыэ эксплуатационных вариантов применения двигателя в эксплуатации, что, в конечном итоге, повышает достоверность проверки надежности и ресурса двигателя в ускоренных совмещенных испытаниях;
Значения параметров Ny, Ry, iy, Nk определяются расчетным методом из условия обеспечения гарантированной проверки надежности двигателя при минимальных временных и материальных затратах, чем обеспечивается макси 127 мальная экономичность испытаний;
При необходимости, метод позволяет проводить выбор параметров испытаний, обеспечивающих дифференцированный «зачет» эксплуатационных вариантов применения, начиная от менее нагруженного и кончая наиболее нагруженным вариантами применения. Это позволяет не браковать (в случае отказа двигателя в испытаниях) всю партию двигателей, в зачет которой проводятся испытания, а признавать двигатель годным к эксплуатации по тем вариантам, повреждаемость которых выработана в испытаниях. Такой подход к проверке надежности выпускаемой партии двигателей является экономически более целесообразным по сравнению с существующей практикой проведения испытаний. Очевидно, что проверка двигателя в ускоренных совмещенных испытаниях (длительность которых соответствует гарантийному ресурсу хрес) является более объективным методом контроля качества выпускаемых двигателей по сравнению с периодическими испытаниями (длительность которых %п соответствует первоначальному гарантийному ресурсу двигателя тга/,.о, где хгар.о Ъар)- Это позволяет за счет уменьшения дефектов, отказов и неисправностей конструктивно-технологического характера, выявляемых в испытаниях, повысить безопасность двигателя в эксплуатации;
