Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. 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 истечении большего периода эксплуатации по сравнению с прототипом. Таким образом, использование заявленного способа снижает стоимость жизненного цикла двигателя. 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, предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах полной температуры и полного давления на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров и по завершении полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам и пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, кроме того, количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

 

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 №2236671, МПК G01M 15/00, 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. «Совершенствование методики контроля выработки ресурса по малоцикловой усталости основных деталей ГТД высокоманевренных ЛА», Сборник «XLII Международной молодежной научной конференции «Гагаринские чтения» МАИ, г. Москва, 2018 г., стр. 124-125]. 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.

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 предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах полной температуры и полного давления на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров и по завершению полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам и пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, кроме того количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально.

Разделение диапазона эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя на зоны в координатах полной температуры и полного давления на входе в двигатель, и определение для каждой выделенной зоны максимальной единичной повреждаемости позволяет использовать в механизме подсчета накопленной поврежденности различные значения единичной повреждаемости. Таким образом, в отличие от прототипа, где используется максимальная единичная повреждаемость всего диапазона эксплуатации, осуществляется ситуативный выбор зоны, по замеренным параметрам и соответствующим во времени пику выделенного цикла нагружения. Если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, в результате подсчет накопленной поврежденности будет максимально приближен к полетным условиям. Таким образом, в заявленном способе учитываются полетные условия, при которых был реализован выделенный цикл нагружения. Индивидуальный выбор количества и размера зон разбиения диапазона эксплуатации позволяет достичь необходимой точности подсчета накопленной поврежденности для каждой основной детали двигателя. Использование параметров и для представления диапазона эксплуатации обусловлено тем, что именно эти параметры среди прочих полетных параметров определяют условия термомеханического нагружения основных деталей.

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 и доводки 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:

N1 - соответствует изменению частоты вращения n0-nМАХ-n0;

N2 - соответствует изменению частоты вращения nМГ-nМАХ-nМГ;

N3 - соответствует изменению частоты вращения nКР-nМАХ-nКР,

где n0 - частота вращения, равная нулю (двигатель выключен);

nМГ - диапазон частот вращения на режиме малого газа;

nКР - диапазон частот вращения на крейсерском режиме;

nМАХ - 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.

Для подсчета накопленной поврежденности на этапе проектирования и доводки 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 и полное давление на входе в двигатель. При различных сочетаниях параметров [М] и [Н] параметры на входе в двигатель и могут быть сходными, кроме того и - классические возмущающие воздействия теории систем управления авиационных силовых установок, которые совместно с заданным режимом работы двигателя однозначно определяют условия термомеханического нагружения узлов и деталей.

Таким образом, становится возможным группировать различные условия по значениям параметров [М] и [Н], обладающие сходными значениями параметров и на входе в двигатель. Параметры и измеряют непосредственно на двигателе или рассчитывают по замеряемым непосредственно на двигателе параметрам.

Пример возможного разделения диапазона эксплуатации двигателя на зоны в координатах параметров и представлен на фиг. 2. Размеры и количество зон выбирают общими для всех основных деталей, либо устанавливают для каждой основной детали индивидуально.

После определения типовых циклов нагружения и разделения диапазона эксплуатации двигателя в координатах параметров и 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 Np, обратная величина которой является единичной повреждаемостью П:

где Пkij - - единичная повреждаемость;

Npij - расчетное число циклов до разрушения;

i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);

j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.);

k - рассматриваемая основная деталь (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).

Единичная повреждаемость основной детали [Пkij] - 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;

Np - число циклов до разрушения;

σm - среднее напряжение цикла;

Е - модуль упругости при заданной температуре;

ψ - относительное сужение образца при одноосном разрыве;

σв - предел прочности.

При определении количества циклов нагружения до разрушения и соответственно единичных повреждаемостей для каждой выделенной зоны диапазона эксплуатации двигателя проводят расчеты при максимальных значениях параметров и 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.

В эксплуатации для контроля достижения накопленной поврежденности предельных значений, разрабатывают алгоритмы обработки регистрируемой полетной информации, позволяющие выделять типовые циклы нагружения. В основе указанных алгоритмов лежит функция изменения частоты оборотов двигателя во времени.

Определение циклов нагружения осуществляют в следующей последовательности:

1) Для циклограммы изменения частоты оборотов двигателя за один полет определяют все экстремумы временной функции n=ƒ(τ) (Фиг. 3);

2) В соответствии с методами схематизации случайных процессов (ГОСТ 25.101-83) выделяют все циклы нагружения функции n=ƒ(τ) (Фиг. 4);

Во время полета с необходимой периодичностью регистрируют параметры и После выделения типовых циклов нагружения определяют значения регистрируемых параметров и соответствующих во времени пикам выделенных циклов. (Фиг. 4) По принадлежности выбранных параметров и к выделенной зоне диапазона эксплуатации двигателя выбирают соответствующую зоне единичную повреждаемость, которую в дальнейшем используют для подсчета накопленной поврежденности. В случае если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим.

Накопленная поврежденность каждой основной детали определяется как сумма произведений выделенных за полет типовых циклов нагружения на единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне диапазона эксплуатации двигателя, в которой реализовался пик выделенного цикла нагружения.

где - накопленная основной деталью поврежденность;

Пkij - единичная повреждаемость;

Npij - расчетное число циклов до разрушения;

i - номер типового цикла (N1, N2, N3 и т.д.);

j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, 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.

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].

На фиг. 2 показан диапазон эксплуатации двигателя, разделенный на зоны в координатах и

На фиг. 3 показана циклограмма изменения частоты оборотов двигателя за один полет.

На фиг. 4 показано выделение типовых циклов нагружения.

1. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, заключающийся 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, отличающийся тем, что предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах параметров полной температуры и полного давления на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров и , по завершении полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам и пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим.

2. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию по п. 1, отличающийся тем, что количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение может быть использовано в системах управления для двигателей внутреннего сгорания. Предлагаются способы для обнаружения дисбаланса топливно-воздушной смеси, характерного для некоторого цилиндра двигателя.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к приборостроению, в частности к определению технического состояния двигателей внутреннего сгорания (ДВС) с дополнительным оборудованием путем измерения ускорений разгона и выбега, часового расхода топлива, заданных гармоник ускорения разгона в эксплуатационных условиях.

Описан способ диагностики неисправностей во время испытания турбинной установки в системе испытания турбин, причем турбинная установка содержит множество компонентов турбины и турбинных датчиков, а система испытания турбин содержит множество испытательных датчиков.

Измерительная гребенка (10, 30) для измерения температуры, и/или давления, и/или химического состава газов, проходящих в проточном тракте (1) газотурбинного двигателя, при этом указанный проточный тракт (1) проходит вокруг оси (2) газотурбинного двигателя.

Представлен способ измерения количества твердых частиц в отработавших газах. Датчик твердых частиц расположен ниже по потоку относительно дизельного фильтра твердых частиц в выпускной системе.

Изобретение относится к способу обнаружения утечки высокотемпературной текучей среды в турбомашине (10). Турбомашина (10) содержит источник высокотемпературной сжатой текучей среды, по меньшей мере одну линию (14, 15) распределения текучей среды, подходящую для распределения указанной высокотемпературной текучей среды, и отсек турбомашины, в котором по меньшей мере частично расположена линия (14, 15) распределения.

Изобретение может быть использовано в датчиках резистивного типа для обнаружения твердых частиц в потоке отработавших газов. Способ обнаружения твердых частиц в потоке отработавших газов заключается в том, что регулируют работу двигателя в соответствии с распределением твердых частиц на множестве пар электродов, расположенных внутри общего корпуса датчика твердых частиц.

Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство состоит из упругой балки с двумя силоизмерительными датчиками (весоизмерительным и задающим), на которой крепится испытуемое изделие и измерительный датчик, узла подвеса, силозадающего устройства сильфонного типа, смонтированных в едином корпусе.

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. 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 истечении большего периода эксплуатации по сравнению с прототипом. Таким образом, использование заявленного способа снижает стоимость жизненного цикла двигателя. 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, предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах полной температуры и полного давления на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров и по завершении полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам и пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, кроме того, количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Наверх