СПОСОБ БЕЗОПАСНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПО ЕГО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ Российский патент 2009 года по МПК G01M15/00 

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей и может быть использовано для обеспечения безопасной эксплуатации двигателей при максимальном использовании их индивидуальных потенциальных возможностей по ресурсу в гражданской и военной авиации, авиакосмической и оборонной технике.

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 деталей по результатам этого сравнения [1].

Известен способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, включающий сравнение фактической наработки двигателя во время эксплуатации с предельно допустимым значением и последующим определением остаточного ресурса двигателя по результатам этого сравнения [2].

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому результату является способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающий 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 [3].

Недостатком этих способов является неучет фактического технического состояния деталей конкретного двигателя, так как принимается, что после изготовления основных деталей двигателя их техническое состояние одинаково для всех двигателей данного типа, т.е. пренебрегается технологическая наследственность каждой изготовленной детали. Кроме того, в указанных выше способах принимается, что после изготовления основных деталей двигателя их одинаковое техническое состояние остается неизменным в процессе эксплуатации, а их эксплуатация происходит одинаково и соответствует обобщенному типовому полетному циклу, определяемому при экспертных, периодически проводимых анализах эксплуатации двигателя в отдельных эксплуатирующих организациях, т.е. не полностью учитываются реальные условия работы конкретного двигателя в каждом конкретном полете самолета.

Отмеченные недостатки приводят к преждевременной замене основных деталей двигателя до полной выработки ими потенциальных возможностей по ресурсу.

Технический результат изобретения - устранение этих недостатков.

Он достигается тем, что в способе безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающем сравнение фактического значения параметра технического состояния основных деталей двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения, в качестве параметра выбирают поверхность экслуатационного состояния, определяемую в 3-мерной системе координат, - амплитуда переменных (динамических) напряжений многоцикловой усталости, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости, постоянное напряжение, а остаток ресурса определяют по изменению расстояния между этой поверхностью и поверхностью предельного состояния, определяемой на наземных стендах на назначенных режимах работы двигателя.

Новым в изобретении является то, что в качестве параметра выбирают поверхность экслуатационного состояния, определяемую в 3-мерной системе координат, - амплитуда переменных (динамических) напряжений многоцикловой усталости, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости, постоянное напряжение, а остаток ресурса определяют по изменению расстояния между этой поверхностью и поверхностью предельного состояния, определяемой на наземных стендах на назначенных режимах работы двигателя.

Выбрав в качестве параметра остаток ресурса основных деталей двигателя с учетом изменения поверхности эксплуатационного состояния, мы повышаем достоверность о величинах израсходованного ресурса и остатка ресурса детали.

Определяя остаток ресурса основным деталям с учетом изменения поверхности эксплуатационного состояния, мы резко увеличиваем наработку двигателя в процессе эксплуатации и уменьшаем количество двигателей, снимаемых с эксплуатации до выработки ими полного ресурса. При этом, учитывая, что основные детали конкретного типа двигателя определяют и ограничивают в основном ресурс двигателя в целом и разрушение которых может приводить к катастрофическим последствиям для летательного аппарата, на который этот двигатель установлен, мы можем считать, что влиянием остальных деталей двигателя на его ресурс можем пренебречь.

Определяя предельно допустимое значение остатка ресурса на наземных стендах на режимах работы двигателя, адекватных эксплуатационным, и в реальных условиях эксплуатации с учетом характера изменения параметров технического состояния основных деталей, мы определяем эти значения для всех возможных режимов полета самолета, причем делаем это заранее на стенде. В процессе создания и доводки двигателя проводят специальные и длительные ресурсные стендовые испытания двигателя, программа которых формируется на базе предполагаемой эксплуатации двигателя на различных летательных аппаратах. При этом в программе стендовых испытаний предусматривают выполнение заданного количества типовых циклов работы двигателя и соответствующие наработки на тяжелых режимах.

Способ реализуют следующим образом.

Определяющими параметрами напряженного состояния и ресурса основой детали являются: амплитуда переменных (динамических) напряжений многоцикловой усталости σ_ν, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости ε_a (σ_Ц) и постоянное напряжение σ_m (фиг.1). Тогда напряженное состояние этой детали в 3-мерной системе координат определяется координатами: σ_ν, ε_а (σ_Ц) и σ_m, а предельные их значения для заданных условий эксплуатации в течение назначенного ресурса Т для расчетного напряженного состояния отражают все точки поверхности предельного состояния F_П.

Поверхность расчетного состояния F_Р определяется известным способом путем введения коэффициента запаса

где - вектор точки Оп поверхности предельного состояния F_П, - вектор точки О_Р поверхности расчетного состояния F_Р, характеризующей с некоторой вероятностью безопасную работу основной детали.

Так как после изготовления деталей их техническое состояние отлично от технического состояния для принятого предельного состояния в результате действия производственных повреждающих факторов, а в процессе эксплуатации техническое состояние продолжает изменяться под действием эксплуатационных повреждающих факторов, то в реальных условиях основная деталь конкретного экземпляра двигателя характеризуется своей поверхностью эксплуатационного состояния F_Э, которая расположена ниже поверхности предельного состояния. Это связано с тем, что вследствие отрицательного воздействия производственных и эксплуатационных повреждающих факторов на техническое состояние основной детали. Здесь - значения предела выносливости, длительной прочности и предельной амплитуды переменных деформаций малоцикловой усталости основной детали конкретного экземпляра двигателя и - предельные значения предела выносливости, длительной прочности и предельной амплитуды переменных деформаций малоцикловой усталости основной детали, принятые при расчете.

Простейшим случаем расположения поверхности эксплуатационного состояния F_Э относительно поверхности предельного и расчетного состояний является случай, когда расстояние между ними оценивается коллинеарными векторами и проходящими через начало координат. Тогда полное описание поведения основной детали конструкции в условиях эксплуатации можно получить с помощью построения следующего векторного уравнения

где

- вектор точки O_э поверхности эксплуатационного состояния элемента.

Вектор характеризует, насколько близко расположена поверхность эксплуатационного состояния к поверхности расчетного предельного состояния.

В процессе применения ГТД по назначению из-за изменения характеристик физико-механических свойств материала основной детали, параметров ГТД от действия повреждающих факторов и условий эксплуатации происходит изменение σ_-1,

σ_ДЛ, ε_a, σ_ν и σ_m. Это означает, что поверхность F_Э и вектор в процессе эксплуатации могут деформироваться и перемещаться. В случае пересечения поверхности F_Э или совпадения ее с поверхностью F_Р возможно разрушение детали, а время, в течение которого происходило это перемещение, определяет ресурс элемента. Тогда вектор будет характеризовать уровень работоспособности детали в процессе эксплуатации и величину остатка ресурса за время dt, а скорость его изменения будет определять скорость расхода ресурса, т.е.

где - вектор, характеризующий скорость перемещения поверхности эксплуатационного состояния детали относительно расчетного в процессе эксплуатации в момент времени t, т.е. скорость изменения параметров технического состояния основных деталей двигателя, определенную с учетом фактического технического состояния.

Наличие разброса по напряжениям, действующим в элементах конструкции, по выходным параметрам от двигателя к двигателю свидетельствует, что поверхность эксплуатационного состояния основной детали индивидуальна для каждого конкретного экземпляра ГТД и имеет свою скорость перемещения c(t). Поэтому двигателю k-го самолета будет соответствовать свой вектор , своя скорость перемещения поверхности эксплуатационного состояния c_к(t) и, следовательно, ресурс T_k.

Тогда за время i-го полета k-го самолета ресурс двигателя уменьшится на величину

где - время i-го полета k-го самолета; - значение вектора эксплуатационной поверхности после и до полета соответственно; - скорость изменения параметров технического состояния основных деталей двигателя k-го самолета во время i-го полета, определенная с учетом фактического технического состояния. За время n полетов ресурс двигателя уменьшится на величину

где i-номер полета k-го самолета.

Остаток ресурса определяется из уравнения

где T_Пk - ресурс двигателя k-го самолета определяется в соответствии с уравнением

Если ΔT_{ост k}<T_доп, то эксплуатация продолжается без ограничений, если

ΔT_{ост k}=T_доп, то эксплуатация прекращается.

Для частного случая, когда , время перемещения эксплуатационной поверхности до поверхности предельного состояния F_П и = определяет ресурс детали

Скорость изменения положения поверхности F_Э определяется на множестве, элементы которого представляют собой скорости изменения характеристик физико-механических свойств и технического состояния основных деталей двигателя (фиг.2).

Для трехмерного случая скорость перемещения поверхности эксплуатационного состояния определяется по соотношению

где - составляющие вектора скорости перемещения поверхности F_Э по соответствующим осям.

Модули данных составляющих определяются из следующих соотношений

где - значения

σ_-1, σ_ДЛ, ε_а при наработке t и t+Δt соответственно.

Экспериментально установлено, что скорость перемещения эксплуатационной поверхности не является линейной зависимостью от наработки и, соответственно, изменение положения F_Э относительно F_П также не является линейной зависимостью от наработки. Это подтверждает необходимость учета при оценке остатка ресурса изменения положения эксплуатационной поверхности F_Э относительно поверхности F_П в процессе эксплуатации, а определение остаток ресурса по изменению расстояния между предельной и эксплуатационной поверхностями для обеспечения безопасной эксплуатации двигателя по техническому состоянию.

Литература

1. Патент РФ №2162213, МКИ G01M 15/00, опубл. 20.01.2001 г.

2. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). М.: РИА "ИМИНФОРМ", 2002 с., стр.349, раздел "Второй подход".

3. Патент РФ №2236671, опубл. 20.09.2004 г. Бюл. №26. Кирюхин В.В., Колотников М.Е., Марчуков Е.Ю., Мельник В.И., Чепкин В.М.).

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей. В способе безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающем сравнение фактического значения параметра технического состояния основных деталей двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения, в качестве параметра выбирают поверхность эксплуатационного состояния, определяемую в 3-мерной системе координат, - амплитуда переменных (динамических) напряжений многоцикловой усталости, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости, постоянное напряжение, а остаток ресурса определяют по изменению расстояния между этой поверхностью и поверхностью предельного состояния, определяемой на наземных стендах на назначенных режимах работы двигателя. Изобретение позволяет повысить безопасность эксплуатации двигателей при максимальном использовании их индивидуальных потенциальных возможностей по ресурсу. 2 ил.

Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающий сравнение фактического значения параметра технического состояния основных деталей двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения, отличающийся тем, что в качестве параметра выбирают поверхность эксплуатационного состояния, определяемой в 3-мерной системе координат - амплитуда переменных (динамических) напряжений многоцикловой усталости, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости, постоянное напряжение, а остаток ресурса определяют по изменению расстояния между этой поверхностью и поверхностью предельного состояния, определяемой на наземных стендах на назначенных режимах работы двигателя.