Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ проблемы управления летной годностью авиационных ГТД. постановка задачи исследования 10
1.1 Летная годность авиационных ГТД и ее взаимосвязь с надежностью и безопасностью 10
1.2 Сохранение функциональных свойств авиационных ГТД при решении задачи поддержания летной годности 20
1.3 Структурно - параметрические методы исследования функциональных параметров авиационных ГТД 27
1.4 Цель работы. Постановка задач исследования 32
2 Разработка системы управления конфигурацией авиационных ГТД 33
2.1 Основные принципы поддержания летной годности авиационных ГТД 33
2.2 Теоретические основы методологии управления конфигурацией ГТД и классификации его деталей 38
2.3 Инженерное обеспечение методологии управления конфигурацией авиационных ГТД 55
2.3.1 Оценка коэффициента жесткости условий эксплуатации 55
2.3.2 Оценка коэффициента жесткости допусков на функциональные параметры ГТД 56
2.3.3 Оценка коэффициента жесткости допусков на детали и сборочные единицы 58
2.3.4 Оценка влияния надежности ГТД на его безопасность 62
Выводы к разделу 2 63
3 Анализ безопасности авиационых ГТД 65
3.1 Теоретические основы оценки безопасности ГТД методом анализа «дерева отказов» 65
3.2 Анализ безопасности на примере нелокализованного пожара и разрыва кинематической связи между свободной турбиной и нагрузкой турбовального ГТД 78
3.3 Оценка начальных вероятностей событий, используемых для анализа безопасности, методом «дерева отказов» 105
3.4 Влияние на летную годность разброса функциональных параметров ГТД 114
Выводы к разделу 3 119
4 Структурно-параметрические методы сохранения функциональных свойств авиационных ГТД 120
4.1 Структурно-параметрическая модель управления разбросом характеристик качества ГТД 120
4.2 Структурный анализ качества изготовления элементов проточной части серийных ГТД 134
4.3 Исследование методами структурного анализа влияния неравномерности решеток лопаточных венцов на рассеивание параметров ГТД 143
4.4 Поиск рациональной комплектовки двигателя на основе имитационной модели его сборки 151
4.5 Управление рассеиванием параметров ГТД путем рационального выбора допусков 163
Выводы к разделу 4 169
Акты внедрения 171
Заключение 174
Список использованных источников 176
- Сохранение функциональных свойств авиационных ГТД при решении задачи поддержания летной годности
- Теоретические основы методологии управления конфигурацией ГТД и классификации его деталей
- Анализ безопасности на примере нелокализованного пожара и разрыва кинематической связи между свободной турбиной и нагрузкой турбовального ГТД
- Структурный анализ качества изготовления элементов проточной части серийных ГТД
Введение к работе
Особенности технического развития авиационной техники выдвигают на первый план задачу обеспечения высокого уровня летной годности авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) гражданского назначения и достижения высоких показателей эффективности двигателей военного назначения. Под летной годностью понимается характеристика двигателя, определяемая предусмотренными и реализованными в его конструкции принципами, отвечающими нормативным требованиям безопасности в установленных условиях эксплуатации.
Технико-экономическая эффективность двигателя определяется достигнутым уровнем характеристик и параметров, отражающих его функциональное назначение. Высокие значения показателей технико-экономической эффективности могут быть достигнуты только при оптимальном сочетании первоначально высокой надежности, с одной стороны, и сохранением функциональных параметров в нормах, регламентируемых техническими условиями (ТУ) с другой. Естественно, что такие цели имеют смысл только при безусловном выполнении требований норм летной годности (НЛГ), изложенных в отечественных авиационных правилах АП-33 и зарубежных, CS-E, FAR-33, а также при соблюдении стандартов МЭК (международной энергетической комиссии). Выполнение указанных условий необходимо также для достижения высокой конкурентоспособности и поставок разрабатываемых двигателей за рубеж.
Важнейшим звеном обеспечения летной годности (ЛГ) авиационных ГТД гражданского назначения является система сертификации, а военных - процедура Государственных испытаний, подтверждающие соответствие конструкции двигателя установленным нормативно - правовым требованиям. Однако система сертификации носит более глобальный характер, особенно в части прослеживаемое™ за основными деталями на всех этапах жизненного цикла. Поэтому сертификация военной техники практикуется в ряде стран, в том числе и в Гер мании. В РФ также созданы центры по сертификации продукции военного назначения такие, например, как «Оборонсертифика», «Военный Регистр».
Сравнение отечественных и зарубежных норм, авиационных правил и директивных материалов показало на существенное их различие в части поддержания летной годности. Для преодоления разрыва в системах управления поддержанием летной годности требуется совершенствование методологии управления конфигурацией ГТД, инженерных методик по ее обеспечению, таких как анализ безопасности с учетом не только внезапных, но и постепенных отказов, анализ надежности, выбор рациональных допусков, сохранения функциональных параметров двигателя в нормах ТУ с учетом специфики объекта исследования. Под конфигурацией понимается очертание, форма, взаимное расположение, компоновка, сочетание положений элементов двигателя, определяющих качество его функционирования.
Особенностью объекта исследования является малая номенклатура функциональных параметров, сложный характер взаимодействия узлов двигателя, недостаточный для оценки надежности объем информации на начальном этапе эксплуатации, слабая изученность вопросов безопасности и надежности.
Учитывая вышесказанное, а также аналогичную направленность исследований в области безопасности и надежности за рубежом, можно сделать вывод о целесообразности исследований по разработке системы управления конфигурацией авиационных ГТД для обеспечения поддержания летной годности.
Таким образом, целью настоящей диссертационной работы является разработка системы управления конфигурацией ГТД для обеспечения поддержания летной годности.
Автор выражает глубокую и искрению признательность разработчику метода структурно - параметрического анализа, к.т.н., доценту Шишкину В.Н за постоянную поддержку и помощь в реализации идей изложенных в настоящей диссертационной работе.
Актуальность. Разнообразие условий применения авиационных ГТД, предельный уровень нагрузок усложняют решение задачи обеспечения высоких показателей безопасности и надежности. Безопасность - это состояние объекта, при котором отсутствует недопустимый риск, связанный с причинением вреда жизни или здоровью граждан и окружающей среде.
Обеспечение безопасности является составной и важнейшей задачей управления летной годностью авиационных ГТД. Летная годность - это характеристика двигателя, определяемая предусмотренными и реализованными в его конструкции принципами, отвечающими нормативным требованиям безопасности в установленных условиях эксплуатации. Одним из важнейших элементов системы поддержания летной годности двигателя является управление его конфигурацией. Под конфигурацией понимается очертание, форма, взаимное расположение, компоновка, сочетание положений элементов двигателя, определяющих качество его функционирования.
Для авиационного двигателя поддержание летной годности определяется комплексом требований, которые необходимо выполнить при конструировании двигателя, его агрегатов и систем и продемонстрировать их соответствие установленным нормативным требованиям государственными или сертификационными испытаниями.
Проблема поддержания на заданном уровне летной годности носит комплексный характер на всех стадиях жизненного цикла двигателя. Для ее решения необходима модель системы управления ЛГ, охватывающая все элементы жизненного цикла, опирающаяся на систему управления конфигурацией двигателя и средства объективной оценки уровня безопасности, включая подсистему обеспечения соответствия функциональных параметров заданным.
Объектом исследования является типовая конструкция двигателя, система управления его конфигурацией, характер протекания функциональных параметров. В данной работе ГТД рассматривается как сложное изделие со слож ным характером взаимодействия элементов и узлов, динамика изменения функциональных параметров и характеристик которого носит стохастический характер, из-за влияния большого количества малых отклонений, свойственных процессу изготовления и сборки, а также значительного влияния условий эксплуатации. Характерной особенностью объекта исследования являются ограниченные номенклатура контролируемых функциональных параметров и объем информации по надежности на начальном этапе эксплуатации, а также недостаточная изученность вопросов обеспечения безопасности и надежности.
Учитывая вышеизложенное, а также аналогичную направленность исследований в области управления ЛГ за рубежом, можно сделать вывод о целесообразности исследований по управлению конфигурацией авиационных ГТД.
Цель работы - разработка системы управления конфигурацией ГТД для обеспечения поддержания летной годности.
Для достижения данной цели в диссертации поставлены и решены следующие задачи.
1 Исследовать существующие системы управления летной годностью.
2 Разработать схему системы управления конфигурацией двигателя и его элементов на основе использования кривых Фармера.
3 Разработать методику численной оценки риска отказов с опасными последствиями на основе метода анализа «дерева отказов» с учетом обеспечения параметрической надежности.
4 Разработать модель информационной технологии выбора рациональной сборочной комплектовки.
Методы исследования базируются на теории авиационных двигателей, теории надежности авиационных двигателей, теории вероятностей и математической статистики, теории качества.
Научная новизна.
1 Разработана схема системы управления конфигурацией ГТД для поддержания его летной годности, с учетом нормативных требований АП-33, FAR-33, CS-E, позволяющая квалифицировать детали по принципу ключевого и неключевого качества на основе численной оценки риска, характеризующего степень серьезности воздействий на двигатель и его элементы конструкторских, технологических и эксплуатационных факторов.
2 Адаптирован метод анализа «дерева отказов» к задаче управления конфигурацией авиационных ГТД с учетом их специфики, что позволяет дать численную оценку вероятностей отказов с опасными последствиями.
3 На основе структурно-параметрических методов разработана модель информационной технологии процесса комплектования, позволяющая определить рациональный вариант сборки и тем самым обеспечить с высокой вероятностью получение у собираемого двигателя требуемых функциональных параметров в заданных допусках.
На защиту выносятся следующие материалы:
1 Схема системы управления конфигурацией ГТД по принципу ключевого или неключевого качества и элементы обеспечения ее реализации с учетом требований АП-33, FAR-33, CS-E.
2 Методика анализа безопасности ГТД на основе анализа «дерева отказов».
3 Модель информационной технологии выбора рациональной сборочной комплектовки и управляемых допусков для серийного и мелкосерийного производств ГТД.
Достоверность полученных результатов подтверждена успешным опытом применения в процессе доводки, производства и эксплуатационного сопровождения ряда авиационных ГТД разработки ОАО «НПО «Сатурн», высокой точностью прогноза характеристик серийных двигателей, успешным опытом отработки их по показателям надежности на основе предложенных соискателем подходов и созданных на их основе методик.
Практическая значимость работы заключается в том, что ее результаты позволяют повысить летную годность двигателя, снизить стоимость жизненного цикла, стабилизировать параметрическую надежность, а при сертифи
кации авиационных двигателей является основой для подготовки доказательной документации по п.п. 33.27, 33.75 (АП-33, FAR-33), п.п. 33.91 (а) 17) (АП-33), п.п. E510(CS-E).
Результаты исследования реализованы.
1 В практике создания и эксплуатационного сопровождения ряда ГТД ОАО «НПО «Сатурн», что нашло отражение в 12 опытно-конструкторских разработках и 7 авторских свидетельствах, подчеркивающих новизну технических решений.
2 В разделе отраслевого «Руководства по контролю запасов газодинамической устойчивости серийных компрессоров».
3 В практике работы лаборатории компрессоростроения (СПбГТУ).
4 При сертификации двигателей ТВД-1500Б, РД-600В, ГТЭ-6РМ, ГТЭ-2.5РМ, ГТД-4РМ.
5 В учебном процессе РГАТА им. П.А. Соловьева при подготовке инженеров по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки».
Апробация результатов работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на кафедре «Авиационные двигатели» РГАТА им. П.А. Соловьева, в ЦИАМ им. П.А. Баранова, на третьем Международном совещании по проблемам энергоаккумулирования и экологии в машиностроении, энергетике и на транспорте.
Публикации. По материалам диссертации опубликовано 6 печатных работ, получено 7 авторских свидетельств на разработанные под руководством соискателя конструктивные схемы двигателей, конструкции их отдельных узлов, систем, направленные на совершенствование и доводку ГТД.
Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, списка использованной литературы. Она содержит 190 страниц машинописного текста, 60 рисунков, 30 таблиц и список литературы из 151 наименования.
Сохранение функциональных свойств авиационных ГТД при решении задачи поддержания летной годности
Хорошо известна «ваннообразная» кривая зависимости интенсивности отказов от времени, для которой характерны три периода: приработочный, период постоянной интенсивности отказов и износовый. Анализ показал, что для периода постоянной интенсивности методы оценки надежности хорошо разработаны, чего нельзя сказать о первом и третьем периодах. В этом плане использование статистических методов является не только оправданным, но и, пожалуй, единственно возможным при оценке надежности на стадии разработки, осуществления мониторинга надежности в эксплуатации.
Использование в теории надежности статистических подходов дало множество положительных и эффективных результатов [63 - 75]. Важнейшую роль в прочностных вопросах обеспечения надежности сыграли работы Биргера И.А. и его учеников [76 - 79].
Биргер И.А. успешно использовал в задаче технической диагностики методы статистических решений [76]. Решающее правило, в данном случае, выбирается, исходя из условий оптимальности, например, из условия минимума риска. Результаты данной работы относятся к «классическим» задачам распознавания. При таком подходе предполагается следующее: объекты распознавания заданы набором признаков, известно некоторое число эталонных объектов, и их описания составляют исходную (обучающую) информацию. На основе этой информации и синтезируется алгоритм, определяющий для вновь поступающих объектов, к какому (или каким) из конечного числа классов они принадлежат. Достоинством данной работы является то, что в ней приведены многочисленные практические примеры применения методов распознавания.
Эксплуатация двигателя сопровождается постепенным утрачиванием им функциональных свойств из-за износа рабочих элементов, необратимых изменений физико-химических свойств материалов и наступления процессов старения, что приводит к изменению таких параметров, например, как мощность (тяга), коэффициенты полезного действия и т. д. В процессе эксплуатации двигателя изменяется его техническое состояние, под которым понимается совокупность подверженных изменению свойств, определяющих его пригодность (непригодность) к применению по назначению. При этом множество состояний включает подмножества работоспособных и неработоспособных состояний.
Особое место в общей теории надежности занимает раздел, связанный с параметрической надежностью, отражающей свойство двигателя сохранять работоспособность в течение заданного периода времени. Параметрическая надежность связана с механизмом формирования первоначального рассеивания параметров двигателя на стадии производства и динамикой их изменения в процессе эксплуатации.
При длительной эксплуатации у двигателя начинают все сильнее проявлять себя медленно протекающие процессы, которые приводят со временем к дополнительному ухудшению его технического состояния. К ним относятся: 1 Увеличение зазоров и люфтов в элементах конструкции, а также изменение жесткости и других характеристик в результате действия быстропроте-кающих процессов. 2 Износ и старение узлов и деталей. 3 Изменение теплового режима, увеличение коэффициентов трения и т.д. Выход за интервал хотя бы одного из них означает параметрический отказ. Основная концепция определения показателей параметрической надежности представлена в [92 - 95] в виде схемы физико-вероятностной модели (рисунок 4). В соответствии с данной моделью формирование плотности вероятности наработки двигателя до отказа f(t)=-dP(t)/dt рассматривается как результат случайного процесса изменения параметра х во времени t. При этом данный процесс можно рассматривать не как статическую закономерность, а как результат исследования динамического состояния объекта с учетом процессов старения, изменяющего начальные характеристики.
Изменения в материалах (износ, деформация, структурные изменения, развитие трещин, коррозия, эрозия и т.д.) влияют на динамические характеристики изделия и, как следствие, на трансформацию его параметров во времени и приводят к некоторой повреждаемости U. При эксплуатации, в результате всех видов воздействий, в изделии происходят процессы накопления повреждений, изменяющих его состояние. Процесс потери двигателем работоспособности можно рассматривать как систему автоматического регулирования с обратной связью. Например, процесс изнашивания не только изменяет, функциональные параметры изделия во времени, но и влияет на рост динамических нагрузок, которые, в свою очередь, интенсифицируют этот процесс.
Рассмотрим далее схему формирования показателей параметрической надежности с учетом стохастического характера изменения в динамике его выходных параметров (рисунок 5) [93 - 95].
Изучение физики процессов старения и, в первую очередь, закономерностей процесса изнашивания [96, 97] является отправной точкой при построении моделей надежности изделий. Первопричиной процессов потери работоспособности двигателя является старение материалов, оцениваемое изменением степени повреждения U его начальных характеристик. Для оценки скорости изменения параметров износа устанавливается ее аналитическая зависимость от скоростей изнашивания отдельных элементов двигателя. Эта зависимость часто бывает линейной и может быть получена на основании анализа схемы износа рассматриваемого узла. Для получения законов распределения параметров применяется метод статистических испытаний (метод Монте-Карло).
Теоретические основы методологии управления конфигурацией ГТД и классификации его деталей
Западная система управления летной годностью авиационного ГТД на стадии производства базируется на системе управления конфигурацией и по существу является важнейшим элементом поддержания безопасной эксплуатации двигателей. В широком смысле под управлением конфигурацией двигателя понимается методология перенесения сертификационных требований на стадию производства и эксплуатации. Основу системы управления конфигурацией двигателя составляет подсистема классификации деталей, сборочных единиц по степени их влияния на безопасность полетов, что и определяет требования к параметрам технологических процессов и системе контроля, а также - к подсистеме прослеживаемости характеристик качества, конструкторско-технологических изменений, вносимых в сертифицированный облик двигателя.
Прежде чем рассматривать систему управления конфигурацией западного типа, рассмотрим особенности отечественного подхода к данной проблеме. Как таковая система управления конфигурацией в отечественном двигателе-строении отсутствует, а некоторые из задач управления конфигурацией решаются директивными методами, в основу которых положено определение особо ответственных и основных деталей, сформулированное ОСТ 1 00450, требованиями, регламентируемыми Авиационными правилами АП-33. Согласно ОСТ 1 00450 особо ответственными деталями и сборочными единицами (ООД и СЕ) называются такие, отказы или разрушения которых могут привести к отказам с опасными последствиями для летательного аппарата. Детали и сборочные единицы, не удерживаемые при разрушении корпусами двигателя, классифицируются категорией А, остальные категорией Б.
Приведенная классификация в соответствии с ОСТ 1 00450 накладывает особые требования к используемым материалам, комплектующим изделиям, технологическим процессам, заготовкам, контролю и т.д. С другой стороны АП-33 накладывают свои ограничения, которые сформулированы рядом пунктов Авиационных правил, касающихся в частности: - регламентации ресурса компонентов, основных деталей и, при необходимости, срока службы двигателя в целом; - установления эксплуатационных ограничений, которые определяют максимально допустимую наработку двигателя (при необходимости), каждой из основных деталей, структурных частей ротора (таких как диски, проставки, втулки и валы компрессора и турбины), корпусов под высоким давлением, узлов крепления, разрушение которых может создать опасность для летательного аппарата; - обязательного требования сертификации материалов, используемых для изготовления основных деталей двигателя; - обязательных требований к основным деталям с целью получения необходимых сведений об этих деталях; - требований к повышенному объему контроля при изготовлении основных деталей и при выполнении особо ответственных технологических процессов. ОСТ 1 00450 накладывает специальные директивные требования на технологические процессы серийного производства, на детали и сборочные единицы групп А и Б, на особо ответственные операции изготовления, сборки, испытаний и контроля изделий и их основных частей, на изготовление деталей из новых, ранее не применявшихся, материалов, на новые методы изготовления, на применение принципиально новых видов технологического оборудования и оснащения. Директивные технологические процессы утверждаются генеральным (главным) конструктором двигателя. На деталях групп А и Б не допускается замена материала без согласования с генеральным (главным) конструктором предприятия разработчика, НИИ промышленности и представителем заказчика на предприятии-изготовителе. Специальные технические условия, определяющие специфические и дополнительные ределяющие специфические и дополнительные требования к заготовкам, предназначенным для изготовления деталей групп А и Б, а также их изменения подлежат согласованию с генеральным (главным) конструктором двигателя, НИИ промышленности и представителем заказчика на предприятии-изготовителе двигателя. При указании на чертеже места испытания на твердость, на деталях и сборочных единицах групп А и Б контроль твердости должен проводиться независимо от контроля твердости на заготовках. Детали и сборочные единицы групп А и Б, а также детали и сборочные единицы, на чертежах которых указано: «Деталь паспортная» или «Сборочная единица паспортная», должны сопровождаться технологическим паспортом, а при необходимости картой измерений и картой регистрации результатов испытаний. В технологических паспортах на детали и сборочные единицы групп А и Б дополнительно к сведениям, предусмотренным чертежом, указывают номер плавки и номер последнего извещения об изменении, с учетом которого выполнена деталь или сборочная единица. Документация на технический контроль изделий, деталей и сборочных единиц групп А и Б и других паспортных деталей и сборочных единиц должна оформляться и храниться так, чтобы в случае отказа в эксплуатации двигателя можно было установить необходимые сведения об их изготовлении (прослеживаемость).
Назначение ответственных требований проводит разработчик конструкторской документации на этапах разработки технического проекта до завершения государственных испытаний и передачи конструкторской документации предприятию-изготовителю, исходя из условий работы деталей и сборочных единиц в составе двигателя, с учетом анализа по дефектам и отказам прототипов и аналогов.
Генеральный (главный) конструктор составляет ведомость деталей и сборочных единиц, изготовляемых по директивным технологиям. Возможна (по решению генерального конструктора) разработка ведомости основных деталей талей и перечня особо ответственных деталей и сборочных единиц с указанием особо ответственных требований или параметров, выделенных на чертежах.
Требования по химико-термической обработке назначаются в соответствии с ОСТ 1 00021, который устанавливает группы контроля на детали из черных и цветных металлов и сплавов, изготовляемые из штамповок, поковок, отливок, сортового проката, листа, ленты, проволоки, трубы, профиля, подвергаемые окончательной термической и химико-термической обработке.
В основу западной системы управления конфигурацией, наиболее ярким примером, которой является система, используемая фирмой SM, положен анализ критичности конструкции двигателя в целом, отдельных его элементов и деталей, базирующийся на анализе риска, который оценивается произведением вероятности того, что анализируемое событие произойдет, на последствия, которые являются его результатом (кривая Фармера). Кривая Фармера делит плоскость на две отдельные зоны, одна из которых является зоной допустимого риска, а другая - зоной недопустимых его значений. Из этого следует, что допустимыми при таком подходе являются отказы с высокой частотой появления, последствия от которых незначительны, а так же - опасные события со значительными последствиями, но с малой вероятностью проявления. С использованием методологии построения кривой Фармера выстраивается система, связывающая априорные данные по результатам эксплуатации прототипов и аналогов, возможных изменений условий эксплуатации с оценкой безопасности конструкции на этапе разработки с точки зрения современных представлений о физических процессах, происходящих в двигателе.
Анализ безопасности на примере нелокализованного пожара и разрыва кинематической связи между свободной турбиной и нагрузкой турбовального ГТД
Определяющим фактором при оценке уровня повреждаемости элементов системы является расчетный запас прочности (несущей способности) о чем свидетельствуют данные таблиц 12 и 13. В таблицах представлена оценка параметра вероятности разрушения для двух значений расчетного запаса прочности по валу свободной турбины А: = 1,56 и торсиону внутреннему измерителя крутящего момента к = 1,6 в зависимости от изменения коэффициентов вариации по предельной нагрузке и свойствам материала. Дерево отказов, верхним событием которого является опасное событие «Отсутствие выходной мощности на главный вертолетный редуктор при выходе двигателя на чрезвычайный режим (внезапный отказ)» представлено на рисунке 25. Анализ дерева отказов показывает, что определяющим начальным событием отсутствия выходной мощности является событие «разрушение вала свободной турбины», вероятность которого при максимально неблагоприятном сочетании внешних факторов составит величину 1,9 х 1 Г2. В случае разрушения торсиона внутреннего или штифтового соединения измерителя крутящего момента торсионы последнего сядут на предохранительные шлицы, и нарушение кинематической связи между ротором свободной турбиной и главным вертолетным редуктором произойдет в случае разрушения предохранительных шлиц. Оценка вероятности разрыва цепи по измерителю крутящего момента составит 2,46x10"7 при совпадении событий А13 (разрушение предохранительных шлицев) и одного из событий, связанных с разрушением либо торсиона внутреннего (А8), либо торсиона наружного (А5), либо разрушения штифтовых соединений (А7). Дерево отказа представлено на рисунке 20.
Далее представлен анализ возможных функциональных отказов цепи вал свободной турбины - редуктор при возникновении постепенного отказа.
Учитывая малую наработку анализируемого двигателя для количественной оценки вероятности возникновения событий, связанных с возникновением постепенных функциональных отказов редуктора двигателя, а так же учитывая конструктивную близость элементов редуктора анализируемого двигателя и системы приводов двигателей серии Д-ЗОКУ/КП/КУ-154, выпускающихся с использованием единых технологических подходов, на одном предприятии, следует в качестве исходной информации взять статистические данные по вероятностям событий двигателей серии Д-ЗОКУ/КП/КУ-154, снизив их в целом на порядок (события Б1, БЗ, представленные в таблице 14). Оценка вероятности события «Расцепление (разрушение) муфты свободного хода» (событие Б4) выполнена при помощи дерева отказов, представленного на рисунке 29. Эскиз муфты свободного хода представлен на рисунке 22. Для возникновения условий расцепления муфты в нагруженном состоянии необходим значительный съём твердых материалов с деталей механизма сцепления - роликов (Р18) и цементированных обойм (ЭИ - 415). Магнитная стружка, учитывая, что смазка муфты свободного хода включена в маслосистему двигателя, диагностируется магнитной пробкой и сигнализатором стружки в системе откачки масла из редуктора.
Обрывы рессор и валов носят, как правило, быстротечный характер. Диагностика таких разрушений затруднена, поэтому запасы прочности этих элементов в редукторе повышены по отношению к запасам вала свободной турбины более чем на 20 %. Причинами разрушений рессор и валов при достаточном их запасе прочности являются, как правило, изменения кинематики сопряжений при износе подвижных шлиц.
Износ подвижных шлиц и зубьев шестерён, износ поверхностей качения подшипников являются процессами достаточно продолжительными, выявляются по наличию стружки в масле - от сигнализатора стружки поступает сигнал в кабину пилота. Рост уровня вибраций редуктора и возможное разрушение полотна шестерён или подшипников также постоянно контролируется штатным вибродатчиком (сигнал «Опасный уровень вибраций). То есть, протяженные процессы разрушения в редукторе контролируются средствами диагностики и не могут привести к раскрутке свободной турбины. Анализом «дерева отказов» для развития протяженных, постепенных отказов показано, что функциональный отказ «обрыв цепи вал свободной турбины - главный вертолетный редуктор» является событием крайне маловероятным.
Для оценки суммарного события, связанного с одновременным проявлением внезапного отказа и накопления постепенных повреждений следует построить простейшее дерево отказов по схеме «И», принимая во внимание вероятность выхода двигателя на чрезвычайный режим за период эксплуатации (рисунок 30).
Таким образом, анализом дерева отказов показано, что наиболее вероятным событием, связанным с функциональным отказом цепи вал свободной турбины - редуктор «неконтролируемая раскрутка ротора свободной турбины» является разрушение вала свободной турбины.
Приведенный выше пример показывает достаточную эффективность при приемлемой точности оценки и позволяет связать оценку прочностной надежности ГТД, выполненную на наиболее тяжелом режиме эксплуатации, с анализом вероятностей событий по двигателям - аналогам (прототипам) и получить комбинированное решение в части оценки вероятности возникновения функциональных отказов изделия.
Представленная в данной главе методология вероятностной оценки функциональных отказов конструкции ГТД на стадии опытно - конструкторских работ, основанная на применении «дерева отказов», позволяет выполнить, с одной стороны, количественную оценку показателей безопасности конструкции необходимую для подтверждения требований сертификационного базиса двигателя, с другой стороны, - выявить наименее надежные ее элементы с получением вероятностной оценки.
Структурный анализ качества изготовления элементов проточной части серийных ГТД
Проблема управления рассеиванием начальных значений параметров в процессе производства, а, следовательно, и проблема управления конфигурацией требует для каждого двигателя рационального метода подбора сборочной комплектовки двигателя. Одним из возможных путей ее решения является поиск предельно допустимых соотношений (ПДС) между функциональными параметрами изделия и параметрами деталей и характеристиками узлов. Источником информации для построения ПДС могут быть реальные отклонения деталей, реальные характеристики узлов. Взаимосвязь последних с функциональными параметрами может быть найдена на основе метода имитационного моделирования. Предельно допустимыми соотношениями между размерами элементов конструкции нулевого уровня являются допуски (симметричные или несимметричные), приведенные на чертеже детали. Примером ПДС первого уровня, например, являются радиальные зазоры, рассчитанные по цепочке допусков. Эти параметры более информативны и позволяют более надежно определять взаимосвязь отклонений конструктивных элементов с функциональными параметрами изделия. Важнейшую характеристику качества изделия, например, экономичность CR можно оценить, используя ПДС второго уровня взаимосвязь зазоров, утечек, характеристик узлов с функциональными параметрами. Простейшей моделью таких взаимосвязей являются таблицы малых отклонений параметров, построенные на основе расчетов линеаризации математической модели двигателя.
Таким образом, для нахождения рациональной сборочной компоновки необходимо скомпенсировать неблагоприятные производственные отклонения рациональной комбинацией сборочной компоновки. В данном случае целесообразно использовать многоуровневый подход: отклонения деталей - отклонения зазоров - отклонение характеристик узлов - отклонения CR и т. д. По данным для серийных изделий ДЗОКУ вероятность полной или частичной переборки ротора из-за невозможности подобрать компенсирующее кольцо составляет величину от 10 до 40%. Это означает, что на практике каждый четвертый двигатель собирается дважды, трижды. Ниже будет показано, что различие между худшим (по критерию минимума CR) имитационным вариантом сборки и специально подобранным худшим при сборке двигателя составляет величину от 6 до 7%. Это означает, что селективный выбор деталей и узлов позволит на ту же величину уменьшить рассеивание функциональных параметров двигателя.
Предполагается, что для подбора сборочной компоновки используется К типов деталей, каждая из которых имеет К, размеров. Количество деталей каждого из типов Nt различно. Все детали изготовлены в соответствие с чертежом и прошли допусковый контроль. Номинальные значения размеров R, (L = \,...tm)Ri, где т - общее число размеров (т = 1К1). Границы допусков на размеры деталей заданы в виде строк Dal,Dhl. Имитация реальных размеров Xji деталей осуществлялась с помощью выражений
Первое выражение используется для левостороннего, второе - для правостороннего, а третье - для симметричного допуска. Здесь - случайные числа, равномерно распределенные в интервале (0...1) [135]. Таким образом, имитационная модель подбора сборочной компоновки представляет собой матрицу X, содержащую К подматриц размером (N K,). Из рисунка следует, что имитационная модель подбора сборочной компоновки содержит К = 6 типов деталей. Первая деталь имеет два контролируемых размера, вторая - 4, третья - 3, четвертая - 1, пятая - 3 и шестая - 2. Количество этих деталей N, = 5,8,4,6,9,7. Общее число размеров т -15. В результате генерации размеров с помощью (4.17) строилась таблица 24, содержащей имитационные размеры, сосредоточенные около номинальных размеров, не выходящих за пределы назначенных допусков. В этой же таблице представлена схема взаимосвязей размеров деталей R с величинами зазоров Y и расчетные формулы для вычисления. На схеме (см. таблицу 24) приведены взаимосвязи размеров с величинами зазоров и расчетные формулы для вычисления зазоров. Здесь же указаны целевые функции - величина отклонений зазоров Yi от расчетных значений. Рассмотрим далее задачу поиска рациональной сборочной компоновки на основе имитационной модели. Известны два принципиально различных подхода к оптимизации многопараметрических систем. Это регулярный перебор вариантов и случайный поиск (метод Монте-Карло) [135]. Учитывая, что для реальных сборочных компоновок К 30, a min N,=5, общее количество вариантов перебора N 530. Очевидно, что такая постановка задачи поиска (полный перебор вариантов) не имеет смысла. Применение метода Монте-Карло в чистом виде хотя и не лишено смысла, но связано с высоким уровнем неопределенности случайных блужданий. Для получения приемлемого результата за приемлемое время необходимо совместное использование этих двух альтернативных подходов. Эта идея реализуется в используемом методе случайного поиска с адаптацией [135]. Согласно этому алгоритму вероятность выбора признаков (в данном случае деталей) попавших в «лучшую» (по используемому критерию) сборку увеличивается, а в «худшую» - уменьшается. Такое управление вероятностно (адаптация к критерию) обеспечивает, с одной стороны, быстрое исключение нежелательных сочетаний параметров, а, с другой, получение результата, близкого к рациональному (оптимальному), без проведения полного перебора. Результатом поиска являются номера строк подматриц, соответствующих каждой из деталей. По этим номерам находятся размеры каждой из подобранных деталей, зазоров, отклонения размеров деталей от номинала, величина критерия. В таблице 24 приведены взаимосвязи разсеров с величинами зазоров и расчетные соотношения для вычисления зазоров. Здесь же указаны целевые функции-отклонения Yx от расчетных значений. По данным чертежа изделия составлены размерные цепочки, включающие т = 29 размеров К -14 деталей. Базовые их значения, а так же границы допусков приведены в таблице 24. На рисунке 57 приведены отклонения от номинальных размеров деталей, подобранных при селекции по минимуму величин зазоров, а на рисунке 58 - по их максимуму.
Сопоставление рисунков 57 и 58 показывает, что предлагаемый подход существенно выравнивает отклонения. На рисунке 59 приведены изменения величин зазоров от лучшего (круглые маркеры) к худшему (треугольные маркеры) варианту. Соответствующее изменение CR составляет величину от 0,4 до 5,6 %.
