СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПО ЕГО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ
METHOD OF OPERATING AIRCRAFT ENGINE BASED ON TECHNICAL STATE THEREOF

Изобретение относится к технике диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей, помогающей эксплуатировать эти двигатели с учетом его конкретного технического состояния.
Известен способ эксплуатации двигателя по его техническому состоянию, включающий сравнение фактической наработки двигателя и параметра деталей двигателя в эксплуатации с их предельно допустимым значением и определение остаточного ресурса двигателя и его ресурса по результатам этого сравнения (патент РФ №2162213, МКИ G01M 15/00, опубл. 2001).
Наиболее близким техническим решением является способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, который включает сравнение фактической наработки двигателя и накопленную повреждаемость основных деталей во время эксплуатации с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения (патент РФ №2236671, МКИ G01M 15/00, опубл. 2004). При этом предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.
Отслеживание остаточного ресурса авиационного двигателя является одной из важнейших задач эксплуатации современных самолетов. Остаточный ресурс оценивают косвенно по повреждаемости основных деталей (ОД), накопленной за каждый полет. Наибольший вклад в повреждаемость ОД вносит повреждаемость от малоцикловой усталости (МЦУ), которая обусловлена высоким уровнем максимальных напряжений, превышающих предел текучести в местах концентрации напряжений.
После выполнения каждого полета или наземной работы или в конце полетного дня записи параметров работы двигателя переписывают в компьютер наземного устройства обработки полетной информации или в бортовой компьютер самолета.
В компьютере строят графики изменения параметров работы двигателя от времени работы двигателя, начиная с запуска двигателя до его останова. Всю область возможных диапазонов режимов работы двигателя разбивают на ряд уровней, определяющих характерные режимы работы двигателя - взлетный режим, крейсерский режим, малый газ и т.п.
С использованием специальных алгоритмов обработки случайных процессов выделяют экстремумы, виды полных циклов изменения параметров от времени полета. Из всех определенных циклов выделяют ряд типовых циклов, оказывающих определяющее значение на выработку циклической долговечности ОД.
На стадии проектирования и доводки двигателя для каждого типового цикла проводят расчеты теплового и напряженно-деформированного состояния для каждой из ОД, по результатам этих расчетов вычисляется по формулам и определяют по экспериментальным данным число типовых циклов до появления трещин в каждой ОД. Применяют правило линейного суммирования повреждаемостей.
После испытаний определяют предельно допускаемые значения накопленных повреждаемостей для каждой ОД и предельно допустимые значения наработок на тяжелых режимах.
Имея значения единичных повреждаемостей для каждой ОД и проводя обработку записей магнитного регистратора летательного аппарата после каждого полета или наземной работы вычисляют накопленную циклическую повреждаемость к моменту обработки.
Построив графики изменения повреждаемости и проведя экстраполяцию до достижения ими предельных значений, можно оценить остаточный ресурс двигателя и выработать рекомендации по характеру его эксплуатации с целью увеличения срока эксплуатации.
1
∑
Для отслеживания исчерпания ресурса по циклической нагруженности сложная циклограмма загрузки двигателя представляется набором простых циклов (рис.1б, 1в). Для каждого типа циклов вычисляются единичные повреждаемости П, суммирование которых, в соответствии с выполненным в полете количеством циклов данного типа, позволяет оценивать повреждаемость П, накопленную в процессе выполнения полета. Единичные повреждаемости определяют исходя из размаха напряжений для каждого типа цикла либо по формуле Мэнсона, либо по экспериментальным зависимостям МЦУ, полученным для образцов, испытываемых по «жесткому» циклу нагруженности. При этом предполагается отсутствие влияния на величину повреждаемости последовательности выполнения циклов, в то время как в действительности размах напряжений в цикле может в значительной степени определяться тем, какие циклы были выполнены ранее.
Известное техническое решение определяет повреждаемость от циклической нагруженности основных деталей (ОД) и от наработки с использованием гипотезы линейного суммирования повреждений. При этом суммарная повреждаемость определяется на основе единичных повреждаемостей без учета влияния на них порядка следования нагрузочных циклов, реально оказывающего существенное влияние на единичные повреждаемости.
Это приводит к снижению достоверности определения накопленной повреждаемости и остаточного ресурса двигателя и его ОД.
В основу изобретения положена задача создания способа эксплуатации авиационного двигателя по его техническому состоянию, который позволил бы повысить достоверность определения накопленной в процессе эксплуатации повреждаемости и остаточного ресурса двигателя и его ОД.
Технический результат - инвариантность накопленной повреждаемости к порядку следования нагрузочных циклов.
Поставленная задача решается тем, что в способе эксплуатации авиационного двигателя по его техническому состоянию, включающем сравнение фактической наработки двигателя и/или накопленной повреждаемости во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя по результатам этого сравнения, причем накопленную повреждаемость определяют для типовых циклов с различным уровнем локальных максимумов, дополнительно рассчитывают циклическое упругопластическое деформирование изготовленной ОД двигателя, создающее стабилизацию циклических напряжений мест максимальной нагруженности детали при эксплуатации, изготовленную основную деталь автофретируют так, что достигают в ней определенного рассчитанного уровня упругопластического деформирования, а при определении остаточного ресурса фактическую наработку двигателя, накопленную повреждаемость и предельно допустимые значения определяют по напряжениям автофретиванных ОД.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, на которых:
фиг.1 (а, б, в) иллюстрирует расчетные напряжения в ОД - диске турбины авиационного двигателя согласно изобретению и возможные в эксплуатации варианты последовательности циклического изменения частоты вращения ОД (последовательности циклического нагружения);
фиг.2 (а, б) иллюстрирует влияние порядка следования нагрузочных циклов на напряжения в зоне наибольшей концентрации напряжений неавтофретиванного диска турбины авиационного двигателя.
фиг.3 (а, б) иллюстрирует влияние порядка следования нагрузочных циклов на напряжения в зоне наибольшей концентрации напряжений автофретиванного диска турбины авиационного двигателя согласно изобретению.
Способ осуществляют следующим образом.
Рассчитывают параметры (частоту вращения, температуру, время) циклического упругопластического деформирования изготовленной ОД двигателя, создающие стабилизацию циклических напряжений мест максимальной нагруженности детали при эксплуатации. Определяют напряжения в автофретиванных ОД.
Изготовленную ОД автофретируют так, что достигают в ней определенного рассчитанного уровня упругопластического деформирования.
Накопленную повреждаемость при эксплуатации определяют по напряжениям в автофретиванных ОД и сравнивают их с предельно допустимыми, накопленными в процессе стендовых испытаний значениями, определенными по напряжениям в автофретиванных ОД.
Для автофретирования могут быть использованы известные в технологических процессах производства приемы, повышающие несущую способность деталей путем пластического деформирования (Прикладная теория пластичности и ползучести, под ред. С.Д.Пономарева, М.: Машиностроение, 1968 г., стр.4), для чего выдерживают ОД, например, в деформированном за пределами упругости состоянии определенное время. В результате этого создается благоприятное поле остаточных напряжений, снижающее рабочие напряжения в эксплуатационных условиях. Такая технологическая операция называется автоскреплением или автофретированием. В результате автофретирования высоким уровнем максимальных напряжений, превышающих предел текучести в местах концентрации напряжений, возникает повышение несущей способности основной детали, приводящее к инвариантности напряжений и величин повреждаемости к порядку следования нагрузочных циклов с различным уровнем локальных максимальных напряжений.
Известно автоскрепление (автофретирование) дисков перед эксплуатацией например, путем вращения дисков на стендах с такими угловыми скоростями, при которых в них возникают пластические деформации. Поскольку при вращении равномерно нагретого диска наиболее напряженными являются точки внутреннего контура и места концентрации напряжений, пластические деформации начинают развиваться с внутренней расточки и этих мест. С повышением частоты вращения пластическая область, примыкающая к внутреннему контуру и к местам концентрации напряжений, увеличивается. В результате постепенного снижения частоты вращения и остановки диска, деформированного так, что в нем возникла некоторая пластическая область, диск полностью разгружается и в нем возникают остаточные напряжения. Радиальные остаточные напряжения будут сжимающими во всех точках, а окружные - сжимающими в области, примыкающей к внутренней расточке, и растягивающими в остальной части диска
Для обеспечения инвариантности единичных значений повреждаемости к порядку следования циклов необходима стабилизация значений единичных повреждаемостей при циклическом изменении нагрузки в процессе эксплуатации за счет упругопластического деформирования материала ОД в процессе наземных испытаний на специальном режиме вновь изготовленных ОД до величин, превышающих возможные величины упругопластических деформаций в эксплуатации (с некоторым запасом на ползучесть и циклическую нестабильность материала ОД).
Определение параметров этого режима - времени t, частоты вращения n, температуры Т - осуществляется на основе расчетов напряженно-деформированного состояния (НДС) ОД с учетом их упругопластического состояния.
После работы двигателя на указанном режиме обеспечивается такая степень упругопластических деформаций ОД, которая не может быть превышена в процессе эксплуатации, а следовательно, обеспечивает стабилизацию величин напряжений и величин единичных повреждаемостей. Другими словами, изготовленную деталь автофретируют так, что создают в ней определенный уровень упругопластических деформаций, а при определении накопленной повреждаемости и остаточного ресурса используют показатели НДС автофретированных ОД.
Пример конкретного осуществления способа согласно изобретению.
Для изготовленной ОД - диска турбины авиационного двигателя в зоне А под буртом (фиг.1а), являющейся зоной наибольшей концентрации напряжений при эксплуатации и поэтому местом, по которому отслеживается накопленная в процессе эксплуатации повреждаемость, рассчитывают параметры циклического упругопластического деформирования, создающего стабилизацию циклических напряжений. Изготовленную ОД автофретируют так, что достигают в ней определенного рассчитанного уровня упругопластического деформирования, а при определении остаточного ресурса фактическую наработку двигателя, накопленную повреждаемость и предельно допустимые значения определяют по напряжениям автофретиванной ОД.
Изготовленный диск турбины до эксплуатации устанавливают в авиационный двигатель или на специальный стенд и выполняют автофретирование путем раскручивания двигателя или диска на стенде. Остаточные напряжения, созданные при автофретировании, накладываются на напряжения, возникающие в эксплуатации, в результате чего в наиболее напряженных точках напряжения могут быть значительно уменьшены.
Регистрацию циклической нагруженности и наработки на тяжелых режимах ведут с использованием бортовых универсальных регистраторов.
Σ
J
Σ
J
Накопленная за все время эксплуатации ОД повреждаемость П по завершении каждого полета сравнивается с допустимой (П) - защищенной в процессе наземных ресурсных испытаний. При П>(П) эксплуатация данной ОД прекращается.
Фиг.2а и 2б иллюстрируют влияние порядка следования нагрузочных циклов (представленного, соответственно, на фиг.1б и 1в) на размах напряжений в зоне их концентрации (зона А на фиг.1а) для не автофретированного диска ТВД авиационного двигателя.
2
2
Как следует из фиг.2а, уровень максимальных напряжений в цикле №1 при порядке следования циклов 1-2 (фиг.1б) равен 65 кгс/мм. При порядке следования циклов 2-1 (фиг.1в) уровень максимальных напряжений в цикле №1 будет равен 45 кгс/мм, что является следствием влияния на уровень напряжений в цикле №1 предшествующего упругопластического деформирования зоны А в цикле №2. Указанный факт свидетельствует о том, что величины напряжений и связанные с ними величины повреждаемости, определенные исходя из принципа независимости величины повреждаемости от порядка следования циклов нагружения и с учетом истории нагружения, будут существенно отличаться. Данное положение следует учитывать при проведении всех видов работ по установлению и отслеживанию остаточного ресурса двигателей.
Многообразие вариантов последовательности и сочетания циклов изменения частот вращения в эксплуатации требует на этапе расчетного определения значений единичных повреждаемостей выполнения большого объема вычислений. Поэтому весьма целесообразным будет подход к организации эксплуатации, при котором после изготовления, но до начала эксплуатации, ОД подвергнуть нагружению специальным циклом, превышающим по напряжениям наибольший возможный в эксплуатации размах напряжений с наибольшей степенью пластической деформации - своего рода автофретацию.
При таком подходе остальные типы циклов в эксплуатации - меньшие по размаху напряжений будут вызывать уже независимо от порядка их следования строго определенные уровни напряжений и строго определенную повреждаемость ОД.
В этом случае в процессе контроля выработки ресурса в эксплуатации будет выполняться принцип инвариантности накопленной повреждаемости к порядку следования нагрузочных циклов. При этом единичные повреждаемости каждого типа циклов должны быть посчитаны с учетом предварительного нагружения специальным циклом с максимальным размахом напряжений.
2
Фиг.3 иллюстрирует инвариантность размаха напряжений в зоне их концентрации для автофретированного диска турбины авиационного двигателя к порядку следования нагрузочных циклов. Автофретация осуществляется введением предварительного цикла нагружения (превышающего частоту вращения в цикле №2 на фиг.1), создающего в зоне А диска максимальные напряжения 105 кг/мм (фиг.3а и 3б), то есть напряжения, превышающие по своей величине напряжения, получаемые в цикле №2. После выполнения предварительного цикла нагружения размахи напряжений (фиг.3а и 3б) инвариантны к порядку следования циклов 1-2 или 2-1, что обеспечивает инвариантность повреждаемости к порядку следования нагрузочных циклов.
В качестве специального цикла для двигателя после его сборки и предварительных испытаний может выступать так называемый «холодный выход» - выход двигателя на максимальный режим без предварительного прогрева, обеспечивающий наибольший размах напряжений в цикле.
Для двигателей самолетов, условия эксплуатации которых не предусматривают «холодных выходов», такой цикл может быть специально введен, например, при проведении сдаточных испытаний двигателя с целью стабилизации параметров циклического упругопластического деформирования мест максимальной нагруженности ОД.