Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию Российский патент 2021 года по МПК G01M15/14 

Изобретение относится к технике диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, описанный в патенте RU 2696523 (кл. G01M 15/14, 12.09.2018), включающий сравнение фактической наработки двигателя и накопленной повреждаемости основных деталей двигателя на статических режимах работы 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 повреждаемость 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.

Недостатком известного способа является подсчет времени повреждаемости двигателя и его узлов только на статических (установившихся) режимах, таких как «Малый газ» (МГ), «Крейсерский режим» (КР) и «Максимальный режим» (МАХ), что не позволяет достаточно точно определить повреждаемость двигателя и его деталей.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности подсчета времени повреждаемости деталей и узлов двигателя при проведения стендовых ресурсных испытаний за счет измерения параметров двигателя на динамических режимах работы, что, в свою очередь, позволяет улучшить качество выпускаемой продукции. Контроль динамических и переменных режимов позволяет отслеживать прочностные характеристики деталей и узлов двигателя за счет контроля времени прохождения наиболее опасных нагруженных зон действующих на детали и узлы двигателя.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности подсчета времени повреждаемости деталей и узлов двигателя при проведении стендовых ресурсных испытаний за счет измерения параметров двигателя на динамических режимах работы, что, в свою очередь, позволяет улучшить качество выпускаемой продукции. Изобретение позволяет также достичь более полного использования потенциальных возможностей основных деталей и узлов 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.

Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном способе эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию сравнивают фактическую наработку двигателя и накопленную повреждаемость основных деталей двигателя на статических режимах работы с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде. После чего определяют остаточный ресурс двигателя и его основных деталей по результатам этого сравнения, при этом накопленную повреждаемость 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 дополнительно на динамических и переходных режимах работы измеряют скорость перемещения рычага управления двигателем, физические частоты вращения роторов компрессоров низкого и высокого давления, температуру газа за турбиной низкого давления, время работы двигателя на каждом режиме и время перехода с одного режима на другой, после чего определяют накопленную повреждаемость основных деталей двигателя.

Заявленный способ осуществляется следующим образом.

В процессе испытаний двигателя измеряют и записывают в течение каждого запуска определенное количество параметров, однозначно определяющих режимы работы двигателя. В качестве таких параметров выбирают: угловое положение ручки управления двигателем - α_руд, фактические частоты вращения роторов двигателя N_1физ и N_2физ, температуру газа за турбиной низкого давления Т₄, время работы двигателя на заданном режиме и время перехода с одного режима на другой, температуру воздуха на входе в двигатель T₁, время от запуска двигателя до его останова τ_n. В компьютере строят графики изменения параметров от времени работы двигателя, начиная от запуска двигателя до его останова.

Определяют работу двигателя на статических, динамических и переходных режимах. Под статическим режимом работы двигателя подразумевается плавное изменение положения α _руд, N_1физ и N_2физ и других параметров за время более 3 секунд. Под динамическим режимом работы двигателя подразумевается резкое изменение положения α_руд, N_1физ и N_2физ, Т₄ за время менее 1,5 секунд. Переходные режимы включают в себя как медленно меняющиеся статические режимы, так и быстроменяющиеся динамические режимы работы двигателя.

Рассмотрим сначала статические режимы работы газотурбинного двигателя. После установки газотурбинного двигателя на стенд и его подготовки к испытаниям с помощью устройств и механизмов, обеспечивающих заданные характеристики и параметры, снимаемые с датчиков слежения, запускают двигатель и выполняют программы испытаний.

Каждый конкретный режим работы двигателя включает в себя определение приведенных оборотов ротора низкого давления N₁ и ротора высокого давления N₂, физические оборoты N_1физ и N_2физ, температуры за турбиной низкого давления Т₄, положения створок реактивного сопла α_руд (диаметр критического сечения сопла). Приведенные обороты - это обороты роторов двигателя, приведенные к температуре +15°С на входе в двигатель.

Определение и описание режима запуска изделия включает в себя анализ времени работы стартера (время его отключения при достижении заданных физических оборотов ротора N_2физ), фиксацию времени самостоятельного выхода двигателя на режим МГ и общего времени запуска. Режим МГ - это стабильный режим работы двигателя на минимальных оборотах N_1физ и N_2физ с минимальной тягой R_x.

Определение и описание КРв заданном диапазоне оборотов N_2физ включает в себя определение положения α_руд, времени выхода на заданные режимы оборотов роторов N_1физ и N_2физ, времени работы на данном режиме и времени ухода с крейсерского режима, температуры Т₄. Положение створок реактивного сопла фиксируется для каждого интервала времени на этом режиме.

При определении режима МАХ задаются граничные значения расчетной частоты вращения ротора компрессора низкого давления КНД (N_1прогр %) и ротора компрессора высокого давления КВД (N_2прогр %), Т_4прог (температура газа за турбиной низкого давления в °С), измеряются физические значения N_1физ, N_2физ, Т₄ и время работы на данном режиме. Сравниваем заданные и измеренные значения.

При определении режима «Минимальный форсаж» (МФ) измеряем N_1физ, N_2физ, положение створок реактивного сопла α_руд, фиксируем время работы на данном режиме. Началом измерения данного режима является включение пускового коллектора минимального форсажа.

Режим «Полный форсаж» (ПФ) определяется по положению α_руд, установленному на данный режим. Сигналом включения данного режима является измеренная частота N_1физ, N_2физ, Т₄ и включение коллектора полного форсажа с последующим измерением времени работы на данном режиме.

«Особый режим» (ОР) определяется по параметру α_руд, установленному на данный режим. Сигналом включения данного режима является измеренная частота перестройки N_1физ, N_2физ, Т₄ на более высокие значения с последующим измерением времени работы на данном режиме.

На всех вышеперечисленных режимах измеряется также тяга двигателя R_x. Программа запоминает время работы на вышеперечисленных режимах, увеличивается счетчик включений этих режимов и время стоянки на них.

Динамические режимы работы включают в себя резкие переходы (приемистость, сброс) с любого установившегося режима (МГ, КР, МАХ, ПФ, ОР) в новый заданный режим при помощи α_руд. При этом измеряется N_1физ, N_2физ, Т₄ и время перехода на новый режим.

Например, режим приемистости α_руд с МГ до Max определяется резким перемещением α_руд с МГ до MАХ. Далее программа ждет установки всех контролируемых параметров на режим MАХ (N_1физ, N_2физ, Т₄ и т.д.), считая время установки данного режима и время работы на данном режиме, и увеличивает счетчик включения данного режима. Режим сброса определяется резким перемещением α_руд до режима МГ и ожиданием установки режима МГ. Увеличивается счетчик сброса с заданного режима и время сброса до установки заданных параметров режима МГ. Аналогичным образом определяется и подсчитывается приемистость до ПФ и сброс до МГ.

На статических (при неизменных параметрах α_руд, N_1физ, N_2физ, Т₄ в течение 3 секунд) и динамических режимах работы двигателя, программа наблюдает за поворотным устройством реактивного сопла (ПУРС). Если угол сопла начинает изменяться согласно принятому определению (перекладкой считается угловое перемещение ПУРС из первоначального положения на угол более 2° в новое заданное положение и в противоположное направление на угол более 2°), то программа увеличивает счетчик перекладок ПУРС на единицу и фиксирует, на каком режиме была совершена перекладка и в течении какого времени сопло находилось при заданном угле в отклоненном положении.

По завершению работы программы предоставляется подробный отчет, в который входят следующие параметры: время начала и окончания запуска, включение различных режимов работы (КР, МАХ, МФ, ПФ, ОР), количество выполненных приемистостей и сбросов с различных режимов работы двигателя, время работы на них и количество перекладок поворотного устройства реактивного сопла. Программа накапливает анализируемые параметры всех запусков и по окончании испытаний выводит по запросу оператора полную наработку двигателя на всех режимах, общее количество перекладок, количество выполненных холодных прокруток и ложных запусков.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 - блок схема взаимодействия программы при получении обрабатываемых параметров при испытании двигателя на наземном стенде.

На фиг. 2 - график зависимости α_руд от времени работы двигателя τ, начиная от запуска до его останова.

На фиг. 3 - график подсчета накопленной повреждаемости основных деталей и узлов двигателя (строится по результатам испытаний, схематично приведенных в таблице 1).

Таблица 1 - матрица единичных повреждаемостей основной детали (рабочей лопатки 1 ступени компрессора низкого давления).

На фиг. 1 наглядно показан испытуемый двигатель с установленной системой автоматического управления (САУ) 1, с которой взаимодействует стендовая система диагностики, управления и выдачи команд в цифровом формате при отладке и проверке двигателя 2 (задают граничные значения N_1физ, N_2физ, Т₄ и другие переменные, влияющие на работу двигателя). Система запуска и управления двигателем 3 выполняет непосредственную функцию запуска двигателя и управления им при помощи α_руд. Стендовая система измерения и регистрации параметров 4 по специальной линии связи получает набор параметров от установленных датчиков (все температуры, давления, расположенные по тракту двигателя), обрабатывает, выводит на мониторы сотрудников, проводящих испытания, запоминает регистрируемые данные на жесткий диск компьютера. После окончания запуска в работу вступает программа автоматического подсчета наработки двигателя 5. Она обрабатывает сохраненные данные запуска и формирует отчет по наработке двигателя за запуск.

Одними из самых сложных режимов работы двигателя являются динамические режимы, такие как приемистость с режима МГ до МАХ и последующий сброс, а также с режима МГ до ПФ и последующий сброс, характеризующиеся резкой перестройкой всего комплекса управляющих воздействий в агрегатах двигателя во времени. От того, как точно будет зафиксировано время выхода двигателя на режимы Мах и ПФ зависят его заявленные газодинамические характеристики. Эти режимы наглядно характеризует график зависимости α_руд от времени работы двигателя τ (фиг. 2).

На фиг. 2 сплошная линия - зависимость переходных процессов при выходе двигателя с режима МГ до режима МАХ и обратно с режима МАХ до МГ. При постановке α_руд на отметку сектора МАХ начинается отсчет времени τ₁ до достижения заданных параметров режима МАХ. Чем меньше подсчитанное время τ₁, тем качественнее отлажены агрегаты и узлы двигателя, тем быстрее произойдет выход на режим с минимальными забросами по оборотам N_1физ и N_2физ, Т₄. Время τ₅ характеризует установившийся режим работы, где основные параметры (обороты N_1физ, N_2физ, Т₄, Р₄, Р₃₀₀) приводятся к своим новым значениям согласно расчетам математической модели. Далее согласно графику происходит резкое перемещение α_руд с режима МАХ на отметку сектора МГ за время τ₃. В начале этого перемещения фиксируется начало времени сброса до достижения новых расчетных параметров математической модели. Чем меньше по времени длится переход, тем выше отклик двигателя на управляемое воздействие.

Пунктирная линия - зависимость переходных процессов при выходе двигателя с режима МГ до режима ПФ и обратно. При выполнении приемистости с режима МГ до ПФ начинается отсчет времени τ₂ до достижения заданных параметров ПФ. Время подсчета τ₂ характеризует быстродействие процессов перестройки параметров математической модели двигателя. Время τ₆ характеризует установившийся режим работы, где основные параметры приводятся к своим новым значениям согласно расчетам математической модели. Режим сброса, характеризующийся временем τ₄, говорит о способности двигателя резко менять режим работы согласно заранее произведенным расчетам. Точный подсчет времени на всех переменных режимах очень важен. На него влияют заявленные характеристики двигателя: расход топлива, тяга, время перехода на новый расчетный режим, прочностные характеристики деталей и узлов двигателя. И в связи с этим в процессе эксплуатации сравнивают фактическую наработку двигателя и параметр технического состояния деталей двигателя во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями. В качестве параметра технического состояния выбирают их накопленную повреждаемость, определяемую с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя. Используя в качестве параметра накопленную повреждаемость деталей, мы наиболее достоверным образом можем судить об уже использованном ресурсе детали.

Определяя накопленную повреждаемость только основных деталей двигателя, мы резко сокращаем объем контролируемой информации, что позволяет осуществить заявленный способ на практике.

Предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей и узлов, таких как рабочих лопаток компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания, рабочих лопаток турбины низкого и высокого давления, реактивного сопла, опорных подшипников валов и других важных деталей и узлов определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.

Накопленную повреждаемость основных деталей двигателя определяют как сумму произведений максимального действия термодинамических сил Р*_вх, Т*_вх, Т₄, N_1физ, N_2физ, во всех максимальных выделенных зонах до начала процесса разрушения детали или узла двигателя.

где П_кΣ - накопленная основной деталью или узлом повреждаемость;

П_kij - единичная повреждаемость;

A_pkij - расчетное число циклов до разрушения;

i - номер типового цикла до разрушения (А1, А2, А3, и т.д.);

j - рассматриваемая зона;

k - рассматриваемая основная деталь или узел двигателя.

Зная программу испытаний и матрицу единичных повреждаемостей (таблица 1), определяют значения накопленной циклической повреждаемости для каждой основной детали в процессе проведения испытаний.

В таблице 1 представлены типовые циклы A1, А2, A3 и т.д. программы испытаний. Каждый типовой цикл разбивается на зоны:

- зона крейсерского режима П_А11,

- зона максимального режима П_А21,

- зона форсажного режима П_А31 и т.д.

Соответственно матрица единичных повреждаемостей детали или узла для каждой зоны будет своя. Это видно на фиг. 3.

Затем значение одного испытания каждой основной детали или узла на наземном стенде суммируют с повреждаемостью соответствующей основной детали или узла, накопленной за предыдущие запуски, и сравнивают с предельными значениями.

По результатам вычислений формируется целостная картина времени повреждаемости узлов и агрегатов двигателя.

Принятые сокращения:

МГ - Малый газ,

КР - Крейсерский режим,

МАХ - Максимал,

МФ - Минимальный форсаж,

ПФ - Полный форсаж,

ОР - Особый режим,

α_руд - угловое положение ручки на секторе управления двигателем,

КНД - компрессор низкого давления,

КВД - компрессор высокого давления,

ТНД - турбина низкого давления,

N_1физ - физические обороты ротора КНД,

N_2физ - физические обороты ротора КВД,

ПУРС - поворотное устройство реактивного сопла,

АLПУ - угол отклонения ПУРС, в градусах,

Т*_вх - полная температура воздуха на входе в двигатель,

Р*_вх - полное давление на входе в двигатель,

Р₃₀₀ - давление воздуха на выходе из КВД,

Т₄ - температура газов на выходе из ТНД,

τ - время, в часах.

Изобретение относится к технике диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию заключается в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной повреждаемости основных деталей двигателя на статических режимах работы 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. Накопленную повреждаемость 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. Дополнительно на динамических и переходных режимах работы измеряют скорость перемещения рычага управления двигателем, физические частоты вращения роторов компрессоров низкого и высокого давления, температуру газа за турбиной низкого давления, время работы двигателя на каждом режиме и время перехода с одного режима на другой, после чего определяют накопленную повреждаемость основных деталей двигателя. Изобретение позволяет повысить точность подсчета времени повреждаемости деталей и узлов двигателя при проведении стендовых ресурсных испытаний. 1 табл., 3 ил.

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, заключающийся в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной повреждаемости основных деталей двигателя на статических режимах работы 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 повреждаемость 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 дополнительно на динамических и переходных режимах работы измеряют скорость перемещения рычага управления двигателем, физические частоты вращения роторов компрессоров низкого и высокого давления, температуру газа за турбиной низкого давления, время работы двигателя на каждом режиме и время перехода с одного режима на другой, после чего определяют накопленную повреждаемость основных деталей двигателя.