Двигатель ГТД-350 как объект диагностирования в условиях авиационного предприятия

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта

УДК 629.735

ДВИГАТЕЛЬ ГТД-350 КАК ОБЪЕКТ ДИАГНОСТИРОВАНИЯ В УСЛОВИЯХ АВИАЦИОННОГО ПРЕДПРИЯТИЯ

Я.Р. ВИШНЕВСКИЙ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Чичковым Б.А.

Рассматриваются вопросы диагностирования состояния двигателя ГТД-350, устанавливаемого на вертолетах Ми-2, по ряду функциональных параметров в эксплуатационных предприятиях.

Техническое диагностирование представляет собой процесс исследования двигателя, завершением которого является заключение о его состоянии как объекта диагностирования: двигатель исправен или двигатель неисправен.

Совокупность двигателя как объекта диагностирования, средств диагностирования и, при необходимости, исполнителей образует систему диагностирования. Процесс, протекающий в этой системе, представляет собой многократную подачу на объект диагностирования определенных сигналов и анализ его ответа на эти сигналы. Системы диагностирования, в которых на объект подаются специально организованные сигналы, называются системами тестового технического диагностирования, а те, в которых в качестве сигналов используются воздействия, предусмотренные рабочим алгоритмом функционирования, называются системами функционального технического диагностирования.

Применительно к авиационному ГТД систему тестового диагностирования можно использовать в условиях стенда. С помощью системы функционального диагностирования можно решать задачи проверки правильности функционирования и поиска неисправностей, нарушающих нормальное функционирование двигателя в процессе применения его по назначению.

Разработка методов построения оптимальных алгоритмов диагностирования технического состояния двигателя, требующих минимальных затрат на их реализацию, диктуется необходимостью увеличения производительности труда на отдельных операциях диагностирования, сокращения времени обнаружения неисправностей в процессе применения двигателя по назначению для повышения безопасности полетов, сокращения времени простоя.

Методы построения алгоритмов диагностирования, широко практикуемые в процессе эксплуатации авиатехники в настоящее время, не могут гарантировать получения объективного вывода о действительном состоянии двигателя, так как имеют субъективный характер. При интуитивном подходе алгоритмы диагностирования могут содержать избыточные элементарные проверки. Последовательность их реализации может значительно отличаться от оптимальной, что приводит к существенному увеличению производственных затрат на реализацию алгоритмов в целом.

Одной из проблем, остро стоящих при разработке систем диагностирования, является получение достоверной в достаточном объеме информации о техническом состоянии двигателя. Наличие достоверных статистических данных значительно расширяет возможности эффективной организации процессов диагностирования. Сбор таких данных возможен только путем применения надежно работающих встроенных аппаратурных средств диагностирования, обеспечивающих высокую точность измерений и, желательно, автоматическую запись их. Только при этом гарантируется достоверность результатов диагностирования, которая сводит к минимуму влияние субъективных факторов и упрощает статистическую обработку результатов.

Существующие методы и средства контроля технического состояния авиационного ГТД позволяют обнаруживать на ранней стадии развития такие неисправности, как износ деталей

проточной части, обгорание деталей горячей части, разрушение подшипников и уплотнений, загрязнение топливных форсунок и т.п.

Применяемые в настоящее время двигатели (в том числе двигатель ГТД-350) в большинстве случаев проектировались без должного учета их проверки и наладки в условиях ремонта, проверки работоспособности, правильности функционирования и поиска неисправностей в условиях эксплуатации, что приводит к непроизводительным материальным затратам в условиях эксплуатации.

Вследствие того, что авиационный двигатель представляет собой множество взаимодействующих между собой конструктивных узлов и систем, поиск неисправностей и оценка технического состояния в условиях эксплуатации без применения специальных методов и средств значительно затруднены.

Анализ эксплуатации авиационных ГТД показывает, что возникновение неисправностей является следствием многих трудно определяемых причин, что усложняет их поиск. Так, одна из распространенных в эксплуатации неисправностей силовой установки вертолета Ми-2 - несинхронное положение стрелок (вилка) комбинированного указателя частоты вращения турбокомпрессора двигателей на установившихся рабочих режимах (более 2%). Неисправность может быть вызвана: неправильной регулировкой вертолетной системы управления двигателями; негерметичностью соединительных шлангов пневматических синхронизаторов мощности двигателей; неудовлетворительной регулировкой синхронизаторов мощности, ограничителя частоты вращения свободной турбины, насоса- регулятора подачи топлива в двигатель, а также рядом повреждений деталей проточной части двигателя.

Техническое состояние ГТД в процессе его эксплуатации может определяться методами функционального диагностирования, основанными на анализе результатов измерения отклонения основных функциональных параметров (признаков). Для двигателя можно указать множество параметров и признаков, характеризующих его техническое состояние.

Если значения диагностических параметров не поддаются непосредственному изменению, то их значения определяются обработкой значений других параметров, связанных с искомыми известными функциональными зависимостями.

При построении системы диагностирования ГТД оптимальный выбор может быть проведен на основании анализа дефектов и неисправностей, имевших место в процессе испытания и эксплуатации двигателя или его прототипов. Такой анализ может быть выполнен по схеме: определение признаков проявления неисправностей; установление места и времени проявления неисправностей; установление достоверной причины возникновения неисправностей; выработка способов и методов своевременного определения признаков неисправностей.

Ценность диагностирования двигателя заключается в его оперативности, которое позволяет определить техническое состояние двигателя. В общем случае на вертолетах, не оборудованных диагностическими системами, существует несколько способов определения неисправностей двигателей в полете: по показаниям приборов, по звуку, по вибрации, по приемистости и цвету выходящих газов. Так, возникновение помпажа компрессора определяется по росту температуры газов, резкому изменению шума и падению частоты вращения турбокомпрессора. При длительном неярко выраженном помпаже происходит обгорание турбинных лопаток, приводящее к разбалансировке ротора и появлению вибрации и тряски. Кроме того, разрушение деталей газовоздушного тракта двигателя приводит к выбрасыванию из выходного устройства черного дыма с длинными языками пламени, хорошо видимыми, особенно в ночное время.

Основной вид контроля работоспособности двигателя - инструментальный контроль по приборам. Объективность этого вида контроля в значительной степени зависит от правильного выбора контролируемых параметров. При их анализе необходимо учитывать особенности работы двигателя на вертолете. Они заключаются в том, что при работе вертолета на земле и в режиме висения на параметры воздуха, поступающего в двигатель, оказывает влияние распространение газового потока из выходного устройства, размываемого потоком воздуха от несуще-

го винта. Кроме того, в двухдвигательной установке двигатели работают на общую нагрузку, которой является несущий винт. Для обеспечения равномерной нагрузки на двигатели надо обеспечивать синхронизацию их режимов работы. При выполнении полетов на малых высотах двигатели работают в условиях запыленного воздуха, следует отметить, что используются форсированные режимы [2].

На вертолетной силовой установке функциональными параметрами, подлежащими непрерывному контролю, являются: частота вращения турбокомпрессора птк; частота вращения свободной турбины (несущего винта пр.и.); температура газов перед турбиной 4; давление масла в нагнетающей магистрали Рм; инерционность вращения роторов (выбег). Эти параметры при работе силовой установки контролируют по приборам, указатели которых находятся на приборной доске кабины пилота.

По указанию птк можно судить о развиваемой двигателем мощности, нормальном протекании теплового процесса в двигателе и исправности подшипников и деталей проточной части двигателя. Разнорежимность работы двигателя на установившихся режимах не должна превышать 2% разницы птк. При правильной регулировке системы «шаг-газ» и системы синхронизации мощности двигателей разность частот вращения турбокомпрессоров двигателей птк в основном определяется ошибкой системы измерения. На рабочих режимах птк в основном определяется ошибкой системы измерения. Если на рабочих режимах птк превысит 2%, это означает, что всю нагрузку по вращению несущего винта несет двигатель, частота вращения турбокомпрессора которого больше. Двигатель, имеющий меньшее значение птк, практически не загружен. Это оказывает неблагоприятное влияние на работу нагруженного двигателя и вертолетного редуктора.

Частота вращения свободной турбины, имеет аналогичную пс.т. и зависимость от состояния деталей проточной части двигателя и трансмиссии вертолета. Для измерения частоты вращения свободной турбины используется система измерения частоты вращения несущего винта вертолета п. Так как ротор свободной турбины и несущий винт имеют жесткую связь, то указатель прибора частоты вращения несущего винта в процентном отношении одновременно показывает

и пс.т..

Так как вертолетная установка оборудована системой автоматического регулирования с программой п = сопб1, то начинающийся процесс разрушения (накопления дефектов) деталей проточной части двигателя и трансмиссия вертолета не приводит к уменьшению пс.т. Кроме того, несущий винт вращается с помощью двух двигателей, поэтому незначительное уменьшение мощности одного из них компенсируется увеличением мощности другого двигателя и падения п не происходит. Уменьшение суммарной мощности, передаваемой от двигателей на несущий винт, может быть замечено при работе на взлетном режиме или в процессе предкритического состояния двигателя, когда происходит значительное уменьшение мощности, выдаваемой свободной турбиной одного из двигателей.

Зависимость п от технического состояния двигателя следует анализировать с учетом характеристики п и приемистости двигателя. Известно, что вследствие большой массы роторов двигателя и большого диапазона частоты вращения на рабочих режимах приемистость вертолетного ГТД составляет примерно 10... 15 с. Если несущий винт затяжеляется с темпом, превышающим время приемистости, то рост потребной мощности винта превышает рост Ые двигателей и кратковременно уменьшается. При быстром уменьшении общего шага винта, наоборот, уменьшение потребной мощности опережает уменьшение двигателей и избыток Ые обеспечивает кратковременную раскрутку винта. Это явление не имеет существенной связи с техническим состоянием двигателя и исправностью его проточной части. Ухудшение характеристик, связанных с приемистостью двигателей, определяется в основном состоянием и регулировкой топливоподающей аппаратуры, а также регулировкой несущего винта. Неисправности проточной части двигателя, уменьшающие его мощность, приводят к незначительному ухудшению приемистости двигателя.

Таким образом, так же, как и параметр птк, абстрактное использование параметра пн.в в качестве диагностического для определения степени накопления постепенных неисправностей вертолетного ГТД в процессе выработки им установленного ресурса затруднительно.

Температура газа перед турбиной 4- Тепловой режим вертолетного ГТД оценивается в основном температурой газов перед турбиной. Температура газов характеризует процесс сгорания топливовоздушной смеси и тепловое состояние деталей газовоздушного тракта двигателя. Температура газов перед турбиной - один из основных параметров, определяющих значение мощности, развиваемой турбиной. Поэтому каждому режиму работы двигателя строго соответствует установленная руководством по летной эксплуатации температура газов. Нормальное значение 4 на данном режиме свидетельствует о том, что тепловой режим двигателя соответствует расчетному. Самопроизвольное повышение (уменьшение) температуры газов перед турбиной с одновременным повышением (уменьшением) птк и пн.в, как правило, сигнализирует о нарушении работы топливорегулирующей аппаратуры. Повышение 1г при сохранении постоянной эффективной мощности (сохранении постоянного значения п ) в стандартных полетных условиях и исправности системы измерения может быть вызвано неисправностью проточной части двигателя. Так, разрушение (или вытяжка) рабочих лопаток компрессора или турбины, обгорание деталей проточной части двигателя, разрушение подшипников роторов приводят к уменьшению эффективной мощности двигателя и к увеличению подачи топлива в камеру сгорания регулятором пнв = ^nst для поддержания постоянной (заданной) мощности и, как следствие, к увеличению 4. Самопроизвольное увеличение 4 может происходить по причинам, непосредственно не связанным с неисправностями проточной части двигателя или топливорегулирующей аппаратуры, а является следствием помпажных явлений в компрессоре, обледенения входной части двигателя, нарушения нормального процесса функционирования клапанов перепуска воздуха. У величение 4 выше допустимого значения в процессе запуска двигателя свидетельствует о ненормальной работе товливорегулирующей аппаратуры, нарушении расчетного закона поступления воздуха. Забросы температуры газа перед турбиной выше допустимого значения при запуске и на рабочих режимах не допускаются, так как это приводит к изменению структуры материала деталей камеры сгорания и турбин, что впоследствии может привести к их разрушению.

При одновременной работе двигателей вертолетной силовой установки и равномерной загрузке обоих двигателей разность показаний приборов измерения температуры газов определяется ошибкой измерительной системы и работой системы синхронизации мощности. Обычно эта разность показаний приборов постоянна. Увеличение температуры газов одного из двигателей при сохранении пнв = const может свидетельствовать о неисправности проточной части двигателя и увеличении подачи в него топлива системой синхронизации для сохранения одинаковой с другим двигателем мощности.

По мере износа деталей проточной части двигателя (накопления постепенных отказов) происходит разрегулировка его систем и появляется тенденция к увеличению 4 на всех режимах работы вследствие увеличения подачи топлива в двигатель системой автоматического регулирования. Предкритическое состояние двигателя в процессе начавшегося разрушения деталей проточной части, опор роторов характеризуется «забросом» 4 выше допустимого значения для данного типа двигателя.

При анализе диагностической ценности функционального параметра 4 необходимо учитывать его зависимость от отбора воздуха для системы обогрева двигателя и вертолета, от внешних полетных условий и программы регулирования подачи топлива. Данные значений температуры газов, полученные в процессе опытной эксплуатации, надо приводить к стандартным условиям.

Из анализа возможных неисправностей вертолетного ГТД следует, что функциональный параметр «температура газа перед турбиной» может реагировать на большое число дефектов, вызывающих изменение параметров рабочего процесса и технического состояния двигателя.

Следовательно, параметр tг обладает высокой диагностической ценностью определения работоспособности двигателя в целом, но не выявляет конкретной неисправности. Поэтому для процесса диагностирования технического состояния двигателя с глубиной до узла или отдельного элемента функциональный параметр tг следует использовать в совокупности с другими параметрами, характеризующими техническое состояние этих узлов и систем. Функциональными параметрами маслосистемы двигателя, подлежащими непрерывному контролю, является давление масла Рм в нагнетающей части маслосистемы и температура масла на выходе из двигателя. Так как двигатель имеет значительную частоту вращения роторов, его подшипники и другие трущиеся поверхности должны смазываться непрерывно и эффективно. Расход масла на смазывание отдельных опор или сопряженных поверхностей определяется сечением выходных форсунок и давлением и зависит от тепловых и механических нагрузок смазываемого узла.

Каждому режиму работы двигателя инструкцией по его эксплуатации установлено определенное значение давления масла Рм. Падение давления масла ниже установленных пределов способствует значительному увеличению износа сопряженных деталей, а также повышению теплового состояния, что уменьшает их механическую прочность. Следовательно, параметр Рм косвенно определяет техническое состояние двигателя в данный момент его работы, но не указывает на наличие какого-то определенного дефекта.

Наиболее распространенными дефектами, вызывающими падение давления масла, могут быть: износ деталей маслонасоса; попадание топлива в маслосистему через уплотнения агрегатов топливной системы; засорение фильтров; нарушение работы системы суфлирования; изменение физико-химических свойств масла; разрушение масляных уплотнений; разрушение маслопроводов; образование воздушных пробок в системе; «заедание» редукционного клапана маслонасоса в открытом положении вследствие попадания под его фаску твердых частиц, находящихся в масле.

Опыт эксплуатации показывает, что наиболее частой причиной падения давления масла является «заедание» редукционного клапана маслонасоса. Вероятность попадания твердой частицы под редукционный клапан на серийных двигателях без введения дополнительного контроля определить практически трудно.

Изменение технического состояния двигателя в процессе выработки им технического ресурса оказывает незначительное влияние на Рм , так как массовая подача нагнетающего насоса значительно превышает потребную прокачку масла через систему и редукционный клапан поддерживает постоянное значение Рм.

Поэтому параметр «давление масла» не имеет большой диагностической ценности для определения накопления двигателем постепенных отказов. Он может определить только критическое состояние двигателя, когда вследствие недостаточного смазывания происходит разрушение его трущихся узлов. Каждому режиму работы ГТД должно соответствовать определенное значение температуры масла.

Применяемое на двигателе синтетическое масло имеет довольно широкий диапазон рабочих температур. Температура синтетического масла ограничивается температурным режимом двигателя, так как оно используется в качестве охлаждающей жидкости. Требуемое значение температуры масла поддерживается путем его охлаждения в радиаторе с автоматическим термоклапаном и практически не зависит от технического состояния двигателя. Установление причинно-следственной связи между изменением температуры масла на входе в двигатель и техническим состоянием двигателя весьма затруднительно. Поэтому параметр «температура масла на входе в двигатель» не может являться ценным диагностическим параметром, так как он в основном определяет эффективность работы воздушно-масляного радиатора и соответственно его технологическое состояние. Несколько большую информативность имеет измеряемый функциональный параметр «температура масла на выходе из двигателя», так как он позволяет оценивать температурный режим смазываемых деталей и узлов двигателя. Однако температура масла на выходе из двигателя в значительной степени определяется температурой масла,

поступающего в двигатель. Поэтому этот параметр также самостоятельно не может оценивать техническое состояние двигателя.

Инерционность вращения роторов (выбег). Один из важных способов определения исправности проточной части двигателя - определение его выбега (времени инерционного вращения роторов после выключения двигателя). По времени выбега можно определить вытяжку компрессорных и турбинных лопаток, попадание в двигатель посторонних предметов. Его можно определить, начиная от частоты вращения малого газа до полной остановки.

Время выбега турбокомпрессора наиболее достоверно характеризует вытяжку рабочих лопаток турбины. При этом «заедание» рабочих лопаток в металлокерамических вставках корпуса происходит вследствие того, что тонкостенный корпус в процессе останова двигателя охлаждается значительно быстрее, чем массивный ротор. По времени выбега можно определить вытяжку рабочих лопаток турбины и в случае, если их удлинение меньше, чем зазор между торцами лопаток и корпусом двигателя при работе на стационарных режимах или на неработающем двигателе.

Время выбега уменьшается с ростом накопления постепенных отказов, связанных с увеличением трения. Большую диагностическую ценность, как правило, представляет не время выбега, а его тенденция к уменьшению (например, по мере увеличения вытяжки рабочих лопаток или разрушения подшипников).

Анализ функциональных параметров и способов контроля состояния ГТД показывает, что из большого числа параметров, с помощью которых контролируется работоспособность двигателя, существенной диагностической ценностью обладают лишь некоторые. Так, из всех фиксируемых в настоящее время (непрерывно и периодически) параметров вертолетного ГТД для оценки его технического состояния эффективно могут быть использованы: частота вращения турбокомпрессора птк, разность частот вращения турбокомпрессора двух двигателей вертолетной силовой установки, частота вращения свободной турбины (несущего винта) пнв, температура газов перед турбиной 4, давление топлива перед рабочими форсунками Рт, давление масла в маслосистеме Рм, приемистость двигателя, выбег ротора турбины. Анализ причин и характера проявления дефектов и неисправностей, выявляемых в процессе эксплуатации, показывает, что наряду с этими параметрами имеется еще целый ряд параметров и признаков нарушения физических процессов, протекающих в двигателе, которые в настоящее время или не фиксируются, или же фиксируются редко, но их можно использовать для оценки технического состояния двигателя.

ЛИТЕРАТУРА

1. Крученок И.Л., Степанов Ю.А. Авиационный газотурбинный двигатель ГТД-350. -М.: МГА, 1973.

2. Кеба А.С. Летная эксплуатация двигателя ГТД-350. -М.: МГА,1975.

ENGINE GTD-350 AS OBJECT OF DIAGNOSING IN CONDITIONS OF THE AVIATION ENTERPRISE

Vishnevsky I.R.

Considering of diagnosing of a condition of the engine established by helicopters Mi-2 on a number of functional parameters in the operational enterprises.

Сведения об авторе

Вишневский Ян Ричардович, 1973 г.р., окончил МГТУ ГА (2001), аспирант кафедры двигателей летательных аппаратов МГТУ ГА, область научных интересов - диагностика авиационных двигателей по функциональным параметрам.