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

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации.
В качестве прототипа выбран известный способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию / RU №2 236 671, МПК G01M15/00, опубликовано: 29.09.2004 /, который предусматривает сравнение фактической наработки двигателя и параметра технического состояния деталей двигателя во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения. При этом для основных деталей, т.е. для деталей, разрушение которых может привести к отказу с опасными последствиями, в качестве параметра технического состояния выбирают их накопленную поврежденность. Определение накопленной поврежденности основных деталей осуществляют с учетом их наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, а предельно допустимые значения поврежденности основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.
Недостатком известного способа является низкая точность определения остаточного ресурса двигателя вследствие необъективности механизма подсчета накопленной поврежденности, не учитывающего влияния полетных условий на единичную повреждаемость циклов нагружения. В известном способе при определении накопленной поврежденности каждой основой детали используют единственное значение единичной повреждаемости для каждого цикла нагружения, определенное при максимальных условиях нагружения всего диапазона эксплуатации. Однако, как показывает практика, около 80% эксплуатации двигателей высокоманевренного летательного аппарата осуществляется на дозвуковых скоростях и высотах до 10 километров, при которых нагруженность основных деталей двигателя значительно ниже максимальной. [Гогаев Г.П., Немцев Д.В. Исследование влияния полетных условий на повреждаемость диска турбины высокого давления высокоманевренного летательного аппарата. Вестник Московского авиационного института. 2019 г.; №т.26 №1; стр. 134-142]. Таким образом, использование указанного механизма подсчета приводит к неполному использованию потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу и, как следствие, к увеличению стоимости жизненного цикла двигателя, за счет замены не исчерпавших ресурс основных деталей двигателя при ремонте.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу, за счет применения усовершенствованного механизма подсчета накопленной поврежденности. Достижение предельно допустимых значений накопленной поврежденности основных деталей при использовании заявленного способа происходит по истечению большего периода эксплуатации по сравнению с прототипом. Таким образом, использование заявленного способа снижает стоимость жизненного цикла двигателя.
*
*
вх
вх
Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном способе эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, заключающемся в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной поврежденности основных деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде, и последующим определением остаточного ресурса двигателя и его основных деталей по результатам этого сравнения, при этом накопленную поврежденность основных деталей двигателя определяют как сумму произведений количества выделенных за полет типовых циклов нагружения, определяемых по диапазонам изменения циклической нагруженности основных деталей двигателя, в свою очередь определяемой по характерным параметрам работы двигателя, на соответствующую им единичную повреждаемость, согласно заявленному способу весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах параметров полной температуры Т и полного давления Р на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее на основе анализа эксплуатационных данных летательного аппарата определяют вероятность реализации каждого типового цикла нагружения в каждой выделенной зоне от общего количества циклов данного типа, далее определяют средневзвешенную единичную повреждаемость для каждого типового цикла каждой основной детали по всему диапазону эксплуатации двигателя, далее при определении накопленной поврежденности используют средневзвешенную единичную повреждаемость.
*
*
вх
вх
Разделение диапазона эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя на зоны в координатах полной температуры Т и полного давления Р на входе в двигатель, и определение для каждой выделенной зоны максимальной единичной повреждаемости для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения позволяет учитывать в механизме подсчета накопленной поврежденности различные значения единичной повреждаемости. Определение вероятности реализации каждого типового цикла нагружения в каждой выделенной зоне от общего количества циклов данного типа на основе эксплуатационных данных летательного аппарата позволяет определить средневзвешенную единичную повреждаемость, в свою очередь использование средневзвешенной единичной повреждаемости в механизме подсчета накопленной поврежденности позволяет определять остаточный ресурс двигателя с учетом наиболее вероятных полетных условий для каждого типового цикла нагружения.
Заявленный способ осуществляется следующим образом, в процессе эксплуатации сравнивают фактическую наработку двигателя и накопленную поврежденность его основных деталей с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде. Программа этих испытаний формируется разработчиком двигателя с учетом технических требований к двигателю и предусматривает выполнение определенного количества циклов нагружения и время наработки на назначенных режимах, что определяет предельные значения фактической наработки и накопленной поврежденности.
На этапе проектирования, доводки и эксплуатации двигателя, с целью упрощения учета многообразия режимов его работы, проводят схематизацию нагружения. За основной характерный параметр работы двигателя, определяющий режим нагружения, принимают частоту вращения ротора. Для схематизации нагружения двигателя весь диапазон изменения его работы по частоте вращения разделяют на ряд назначенных режимов и определяют диапазоны значений частот вращения соответствующих им. Количество назначенных режимов работы двигателя и соответственно типовых циклов нагружения могут варьировать и определяют с учетом технических требований к двигателю, его системы управления, влияния изменения частоты вращения ротора на выработку циклической долговечности основных деталей двигателя, а также назначения летательного аппарата, в составе которого данные двигатели применяются.
На примере выделения в диапазоне изменения работы двигателя по частоте вращения назначенных режимов: МГ - малый газ, КР - крейсерский режим, МАХ - максимальный режим, - выделяют следующие типовые циклы нагружения:
0
МАХ
0
N1 - соответствует изменению частоты вращения n - n - n;
МГ
МАХ
МГ
N2 - соответствует изменению частоты вращения n - n - n;
КР
МАХ
КР
N3 - соответствует изменению частоты вращения n- n - n,
0
где n - частота вращения, равная нулю (двигатель выключен);
МГ
n - диапазон частот вращения на режиме малого газа;
КР
n - диапазон частот вращения на крейсерском режиме;
МАХ
n - диапазон частот вращения на максимальном режиме.
Контроль фактической наработки в эксплуатации осуществляют путем определения в каждом полете или наземной работе длительности наработки на каждом из назначенных режимов работы двигателя. Полученные значения суммируют со значениями, накопленными на соответствующих режимах за предыдущий период эксплуатации, далее суммарные значения сравнивают с предельно допустимыми для каждого из режимов, определенными по итогам ресурсных испытаний на наземном стенде.
*
*
*
*
*
*
вх
вх
вх
вх
вх
вх
Для подсчета накопленной поврежденности на этапе проектирования, доводки и эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя весь диапазон его эксплуатации делят на зоны. Диапазон эксплуатации определяют в координатах параметров, характеризующих полетные условия. Обычно полетные условия характеризуются значениями скорости (число Маха [М]) и высоты полета [Н] (фиг. 1). В заявленном способе в качестве параметров, характеризующих полетные условия используют полную температуру [Т] и полное давление [Р] на входе в двигатель. При различных сочетаниях параметров [М] и [Н] параметры на входе в двигатель [Т] и [Р] могут быть сходными, кроме того [Т] и [Р] - классические возмущающие воздействия теории систем управления авиационных силовых установок, которые совместно с заданным режимом работы двигателя однозначно определяют условия термомеханического нагружения узлов и деталей.
*
*
*
*
вх
вх
вх
вх
Таким образом, становится возможным группировать различные условия по значениям параметров [М] и [Н], обладающие сходными значениями параметров [Т] и [Р] на входе в двигатель. Параметры [Т] и [Р] измеряют непосредственно на двигателе или рассчитывают по замеряемым непосредственно на двигателе параметрам.
*
*
вх
вх
Пример возможного разделения диапазона эксплуатации двигателя на зоны для цикла нагружения N1 в координатах параметров [Т] и [Р] представлен на фиг. 2.
*
*
вх
вх
p
После определения типовых циклов нагружения и разделения диапазона эксплуатации двигателя в координатах параметров [Т] и [Р] на зоны проводят расчеты параметров теплового и напряженно-деформированного состояния всех основных деталей двигателя. На основе проведенных расчетов определяют для каждой основной детали и каждого типа цикла нагружения во всех выделенных зонах полетных условий значение количества циклов до разрушения N, обратная величина которой является единичной повреждаемостью П:
kij
где П - единичная повреждаемость;
pkij
N - расчетное число циклов до разрушения;
i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);
j - рассматриваемая зона (I, II, III, и т.д.);
k - рассматриваемая основная деталь (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).
kij
Единичная повреждаемость основной детали [П] - это повреждаемость за один цикл нагружения. Количество циклов до разрушения вычисляют по известным формулам, например эмпирической формуле Мэнсона, или определяют экспериментальными методами.
В силу отсутствия экспериментальных кривых малоцикловой усталости для большинства авиационных материалов, широкое применение при определении количества циклов до разрушения получила модифицированная формула Мэнсона [Демьянушко И.В., Биргер И.А., «Расчет на прочность вращающихся дисков», - М.: Машиностроение, 1978 г., 135 с., формула 4.38]:
где Δε - размах упругопластических деформаций;
p
N - число циклов до разрушения;
m
σ - среднее напряжение цикла;
Е - модуль упругости при заданной температуре;
ψ - относительное сужение образца при одноосном разрыве;
в
σ - предел прочности.
*
*
вх
вх
При определении количества циклов нагружения до разрушения и соответственно единичных повреждаемостей для каждой выделенной зоны диапазона эксплуатации двигателя проводят расчеты при максимальных значениях параметров [Т] и [Р] выделенной зоны.
В результате проведения всех необходимых расчетов для каждой основной детали формируют матрицу единичных повреждаемостей всех типовых циклов нагружения в каждой зоне диапазона эксплуатации двигателя. Пример матрицы представлен в таблице 1.
Далее проводят анализ серийной эксплуатации летательного аппарата и определяют вероятность реализации каждого типового цикла нагружения в каждой выделенной зоне, как долю циклов в рассматриваемой зоне от общего количества циклов данного типа:
kij
где P - вероятность реализации циклов данного типа в зоне;
kij
M - количество циклов данного типа в зоне;
kij
Σ M - суммарное количество циклов данного типа (во всех зонах);
i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);
j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.);
k - рассматриваемая ОД (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).
В качестве исходной информации используются данные бортовых накопителей. При отсутствии данных серийной эксплуатации для рассматриваемого летательного аппарата используются данные двигателя и/или ЛА схожего назначения. Для определения вероятностей реализации циклов нагружения рекомендуется использовать программу ЭксКон v. 1.0 [Программа ЭВМ РФ №2018665849, от 11.12.2018 г.] или ее последующие версии, позволяющие в автоматизированном режиме выполнять анализ реализации полетных условий в эксплуатации.
В результате формируют матрицу вероятностей реализации типовых циклов нагружения основных деталей в выделенных зонах диапазона эксплуатации. Пример матрицы представлен в таблице 2.
Далее определяют средневзвешенную единичную повреждаемость для каждого типа цикла каждой основной детали:
где  - средневзвешенная единичная повреждаемость;
kij
П - единичная повреждаемость;
kij
P - вероятность реализации;
i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);
j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.);
k - рассматриваемая ОД (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).
В эксплуатации для контроля достижения предельных значений накопленной поврежденности, разрабатывают алгоритмы обработки регистрируемой полетной информации, позволяющие выделять типовые циклы нагружения. В основе указанных алгоритмов лежит функция изменения частоты оборотов двигателя во времени. (Используют любой из известных методов схематизации случайных процессов (ГОСТ 25.101-83).
Накопленную поврежденность каждой основной детали определяют как сумму произведений количества выделенных за полет циклов нагружения каждого типа на средневзвешенную единичную повреждаемость соответствующего цикла:
Σ k
где П - накопленная поврежденность;
ki
M - количество циклов за полет;
- средневзвешенная единичная повреждаемость;
i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);
k - рассматриваемая основная деталь (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).
Затем значение накопленной за полет поврежденности каждой основной детали суммируют с поврежденностью соответствующей основной детали, накопленной за предыдущий период эксплуатации, и сравнивают с предельными значениями накопленной поврежденности, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде.
На основе оценки результатов сравнения фактической наработки и накопленной поврежденности с их предельно допустимыми значениями принимают решение о возможности дальнейшей эксплуатации. При достижении предельных значений фактической наработки двигателя или накопленной поврежденности какой-либо основной детали двигателя, формируется предупреждающее информационное сообщение о необходимости прекращения эксплуатации.
Определение накопленной поврежденности за полет и за весь период эксплуатации осуществляется к моменту останова двигателя.
Как показывает опыт, часто отстранение двигателя от эксплуатации происходит по параметру накопленной поврежденности его основных деталей, таким образом новый подход к подсчету накопленной поврежденности основных деталей позволит увеличить время эксплуатации двигателя «на крыле», тем самым снижая стоимость жизненного цикла изделия.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами:
На фиг. 1 показан диапазон эксплуатации двигателя в координатах [М] и [Н].
*
*
вх
вх
На фиг. 2 показан пример возможного разделения диапазона эксплуатации двигателя на зоны для цикла нагружения N1 в координатах параметров [Т] и [Р].