Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию Российский патент 2024 года по МПК G01M15/14 

Изобретение относится к области эксплуатации и диагностики авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации.

Прототипом заявленного изобретения является известный способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию (RU 2439527, МПК G01M 15/14, опубл. 10.01.2012), согласно которому осуществляют регистрацию параметров, определяющих работу двигателя, осуществляют определение накопленной повреждаемости каждой основной детали двигателя с учетом режимов работы двигателя и последующее определение остаточного ресурса путем сравнения накопленной повреждаемости с предельно допустимым значением. В качестве параметра, характеризующего повреждаемость детали двигателя, в известном патенте используют длину трещины, развивающейся в зоне наибольшей концентрации напряжений при эксплуатации двигателя от дефекта, необнаруженного методами неразрушающего контроля. При определении величины повреждаемости рассчитывают прирост длины трещины за полет и интегральную длину трещины, накопленную в полетах, с учетом реальных циклов нагружения двигателя в процессе работы и предварительно определенной расчетной зависимости коэффициента интенсивности напряжений (КИН) от длины трещины. При определении остаточного ресурса в случае приближения рассчитанного значения длины трещины к предельно допустимому контролируют наличие и фактическую длину трещины устройствами неразрушающего контроля. Эксплуатация прекращается, если при контроле выявлено, что фактическая длина трещины приблизилась к своему предельно допустимому значению.

Недостатком известного способа является низкая точность определения остаточного ресурса двигателя вследствие необъективности механизма подсчета длины трещины, не учитывающего влияния полетных условий на прирост трещины от циклов нагружения двигателя. В известном способе для определения прироста трещины каждой основной детали каждого цикла нагружения используют расчетную зависимость коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины, предварительно определенную при максимальных условиях нагружения всего диапазона эксплуатации. Однако, как показывает практика, около 80% эксплуатации двигателей высокоманевренных летательных аппаратов (ЛА) осуществляется на дозвуковых скоростях и высотах до 10 километров, при которых нагруженность основных деталей двигателя значительно ниже максимальной (Гогаев Г.П., Марчуков Е.Ю., Богданов М.А., Шубин И.А. Совершенствование методов контроля выработки ресурса основных деталей ГТД // Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. 2019. Т. 23, №2 (84). С. 10-16). Также опыт эксплуатации двигателей и ЛА свидетельствуют о том, что вероятность реализации различных полетных условий существенно отличается.

Таким образом, использование указанного механизма подсчета длины трещины приводит к неполному использованию потенциальных возможностей деталей двигателя по ресурсу и, как следствие, к увеличению стоимости жизненного цикла двигателя за счет замены не исчерпавших ресурс деталей двигателя при ремонте.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей деталей двигателя по ресурсу за счет применения усовершенствованного механизма подсчета длины трещины. Достижение предельно допустимых значений длины трещины у 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, включающем регистрацию параметров, определяющих работу двигателя, определение накопленной повреждаемости каждой основной детали двигателя с учетом режимов работы двигателя и последующим определением остаточного ресурса двигателя путем сравнения интегральной длины трещины (L_Σk), развивающейся в одном или нескольких опасных местах наибольшей концентрации напряжений основной детали при эксплуатации двигателя, с предельно допустимым значением (L_{доп_k}), при этом интегральную длину трещины определяют с учетом прироста длины трещины за каждый полет, реальных циклов нагружения двигателя в процессе работы и предварительно определенной расчетной зависимости коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины, в котором по окончании полета в случае выполнения условия L_Σk≥L_{доп_k} для любого из опасных мест основной детали эксплуатацию основной детали прекращают предварительно определяют диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения двигателя, производят разделение диапазонов полетных условий реализации циклов нагружения на зоны, для каждой зоны и каждой основной детали определяют расчетную зависимость коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины, далее с учетом вероятностей реализации циклов нагружения, определенных предварительно на основе анализа эксплуатации, определяют средневзвешенные зависимости коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины для каждого опасного места каждой основной детали каждого типа цикла и при определении прироста трещины за полет и интегральной длины трещины учитывают зарегистрированные параметры, определяющие работу двигателя, включающие параметры, характеризующие полетные условия реализации каждого цикла нагружения.

Разделение диапазона полетных условий реализации циклов нагружения авиационного газотурбинного двигателя на зоны, определение для каждой зоны расчетной зависимости интенсивности напряжений от длины трещины для каждой основной детали, определение средневзвешенных зависимостей коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины для каждого опасного места каждой основной детали каждого типа цикла с учетом вероятностей реализации циклов нагружения, а также определение прироста трещины за полет и интегральной длины трещины с учетом зарегистрированных параметров, характеризующих средневзвешенные полетные условия реализации каждого цикла нагружения, позволяет использовать при определении интегральной длины трещины средневзвешенные значения прироста длины трещины с учетом особенностей эксплуатации данного двигателя.

Таким образом, в заявленном способе на основе анализа эксплуатации учитываются вероятности реализации полетных условий, которые наиболее часто реализуются в эксплуатации.

Использование средневзвешенных зависимостей коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины позволяет повысить точность подсчета длины трещины, не приводя к увеличению количества вычислений, и не требует увеличения располагаемой памяти штатных инструментариев контроля ресурса.

Диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения двигателя определяют на основе данных математических моделей двигателя и летательного аппарата или по результатам анализа серийной эксплуатации.

При разделении всего диапазона полетных условий реализации циклов нагружения на зоны количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально для достижения необходимой точности подсчета интегральной длины трещины. В качестве критерия для определения количества и размеров зон может быть использовано относительное изменение величины повреждаемости между зонами таким образом, что для соседних зон данное изменение не должно превышать выбранного допуска. Минимальная величина допуска соответствует такому значению относительного изменения величины повреждаемости между зонами, при котором дальнейшее уменьшение размера и соответствующее увеличение количества зон не приводит к значимому уточнению накопленной повреждаемости и при этом требует существенного увеличения потребных вычислений.

Используют в качестве параметров, характеризующих полетные условия реализации циклов нагружения, параметры на входе в двигатель - полную температуру и полное давление, что обусловлено тем, что именно эти параметры определяют условия термомеханического нагружения основных деталей.

Заявленное изобретение поясняется далее более подробным описанием его осуществления со ссылкой на фигуры, где представлены:

на фиг. 1 - график зависимостей коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины для различных полетных условий;

на фиг. 2 - график функции изменения частоты оборотов двигателя во времени;

на фиг. 3 - график зависимости интегральной длины трещины от продолжительности эксплуатации при различных способах эксплуатации авиационного двигателя.

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя основан на том, что в процессе эксплуатации сравнивают фактическую наработку двигателя и интегральную длину трещины в каждой из опасных мест его основных деталей с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам испытаний усталостных свойств материала деталей и расчетам напряженно-деформированного состояния опасных областей детали.

Заявленный способ осуществляется следующим образом.

1) 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 типов 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 (таких как диски компрессора и турбины, камера сгорания, валы, а так же другие детали, разрушение которых может привести к опасным последствиям [Авиационные правила. Часть 33. Нормы летной годности двигателей воздушных судов]), а также назначения летательного аппарата, в составе которого данный двигатель применяется.

На примере выделения в диапазоне изменения работы двигателя по частоте вращения назначенных режимов: МГ - малый газ, КР - крейсерский режим, МАХ У - максимальный учебный режим, МАХ Б - максимальный боевой режим - выделяют следующие типы циклов нагружения:

N1Y - соответствует изменению частоты вращения n₀ - n_{MAX У} - n₀;

N2Y - соответствует изменению частоты вращения n_МГ - n_{MAX У} - n_МГ;

N3У - соответствует изменению частоты вращения n_КР - n_{MAX У} - n_КР,

N1Б - соответствует изменению частоты вращения n₀ - n_{MAX Б} - n₀;

N2Б - соответствует изменению частоты вращения n_МГ - n_{MAX Б} - n_МГ;

N3Б - соответствует изменению частоты вращения n_КР - n_{MAX Б} - n_КР,

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

n_МГ - диапазон частот вращения на режиме малого газа;

n_КР - диапазон частот вращения на крейсерском режиме;

n_{MAX У} - диапазон частот вращения на максимальном учебном режиме,

n_{MAX Б} - диапазон частот вращения на максимальном боевом режиме.

2) Далее на этапе проектирования и доводки двигателя определяют диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения и количество циклов нагружения, например, на основе данных математических моделей двигателя и ЛА или по результатам серийной эксплуатации. Наиболее достоверным способом определения диапазонов полетных условий реализации циклов нагружения и количества циклов нагружения является анализ серийной эксплуатации. Рекомендуется использовать программу ЭксКон v.3.0 (Программа ЭВМ РФ №2021661658 от 14.07.2021) или ее последующие версии, позволяющие в автоматизированном режиме проводить анализ эксплуатации. В качестве параметров, характеризующих полетные условия, могут быть использованы значения скорости (число Маха М или приборная скорость V_пр), высоты полета Н, полной температуры на входе в двигатель Т*_вх, полного давления на входе в двигатель Р*_вх, и других параметров, позволяющих определить условия термомеханического нагружения основных деталей. В рассматриваемом примере реализации заявленного способа в качестве параметров, характеризующих полетные условия, используют полную температуру Т*_вх и полное давление Р*_вх на входе в двигатель. При различных сочетаниях параметров М и Н параметры на входе в двигатель Т*_вх и Р*_вх могут быть сходными, кроме того Т*_вх и Р*_вх - 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 Т*_вх и Р*_вх на входе в двигатель. Параметры Т*_вх и Р*_вх измеряют непосредственно на двигателе или рассчитывают по замеряемым непосредственно на двигателе параметрам.

3) Производится разделение полученных диапазонов полетных условий реализаций циклов нагружения на зоны. Количество и размеры зон выбираются индивидуально для каждого типа цикла нагружения каждой основной детали. Увеличение количества зон позволяет повысить точность контроля роста трещины, но увеличивает потребный объем вычислений.

4) На основе проведенного анализа эксплуатации для выделенных зон диапазонов полетных условий реализаций циклов нагружения определяются вероятности реализации циклов нагружения для каждой из зон одного типа цикла.

Вероятность реализации каждого типового цикла нагружения в каждой выделенной зоне определяют как долю циклов в рассматриваемой зоне от общего количества циклов данного типа: где P_ij - вероятность реализации циклов данного типа в зоне; М_ij - количество циклов данного типа в зоне; - суммарное количество циклов данного типа (во всех зонах); n - количество зон; i - тип цикла нагружения (N1У, N2У, N3У, N1Б и т.д.); j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.).

5) Для выбранных опасных мест наибольшей концентрации напряжений каждой основной детали определяют размер начального дефекта L_0k, необнаруженного методами неразрушающего контроля. Для каждой основной детали может быть выбрано одно или несколько опасных мест, обозначаемых k. Опасные места определяются исходя из напряженно-деформированного состояния основной детали, возможности исследования данных мест методами неразрушающего контроля, возможного наличия в данных местах дефектов металлургического и технологического характера. В зависимости от вышеперечисленных условий в каждой основной детали может быть одно или несколько опасных мест.

6) Для применяемых материалов основных деталей проводят стандартные испытания свойств трещиностойкости при рабочей температуре (по ОСТ 1 92127-90) для определения характеристик С, m, ΔK_с, характеризующих скорость распространения трещины в материале при циклическом нагружении, где С и m - коэффициенты уравнения Пэриса, ΔK_с - критическое значение коэффициента интенсивности напряжений, при котором скорость роста трещины становится недопустимо большой.

7) Проводят необходимые расчеты по определению значений коэффициентов интенсивности напряжений ΔK, соответствующих диапазону возможных в эксплуатации дискретных значений длин L трещины в каждом опасном месте каждой основной детали для каждого типа цикла при разных полетных условиях в заданных зонах по пункту 3. Определение значений коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины ведется любым из известных в механике разрушения способом (например, В.З. Партон, Е.М. Морозов Механика упругопластического разрушения, М.: Наука, 1974).

По полученным дискретным значениям строятся зависимости коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины ΔK_ijk=f(L) для каждого опасного места каждой основной детали k каждого типа цикла i каждой зоны j реализации цикла.

Пример построения зависимостей для разных зон приведен на фиг. 1.

8) Определяют средневзвешенные зависимости коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины для каждого i-го типа цикла по формуле

- вектор-столбец средневзвешенных КИН, соответствующих дискретным значениям длины трещины - вектор-столбец КИН, принадлежащий i-му типу цикла и j-ой зоне, соответствующий дискретным значениям длины трещины P_ij - вероятность реализации выделенной зоны в каждом типе цикла в долях от единицы.

9) Определение средневзвешенных значений коэффициента m для каждого типа цикла определяется по следующей формуле

где m_{ki_срвзв} - средневзвешенное значение коэффициента m, m_kij - значение m, принадлежащего i-му типу цикла и j-ой зоне, P_ij - вероятность реализации выделенной зоны в каждом типе цикла в долях от единицы.

Согласно [Потапов С.Д., Перепелица Д.Д. «Исследование циклической скорости роста трещин в материалах основных деталей авиационных ГТД», Технология легких сплавов, №2, 2013 г., стр. 5-19] для ряда никелевых и титановых сплавов, используемых в основных деталях, наблюдается следующая линейная зависимость характеристик скорости роста трещины усталости (СРТУ) при разных температурах:

где a, b - коэффициенты уравнения, получаемые аппроксимацией на основе полученных значений С и m для образцов, испытанных при разных температурах.

Определение средневзвешенных значений C_{ki_cpвзв} коэффициента С для типов циклов осуществляется по следующей формуле

10) По полученным графикам (см. фиг. 1) зависимости средневзвешенного коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины ΔK_{ki_cpвзв}=f(L) для каждого опасного места каждой основной детали находят критическую длину трещины L_{c_kij}, соответствующую критической величине коэффициента интенсивности напряжений ΔK_c, определенной при испытании образцов на трещиностойкость. Поскольку каждому опасному месту соответствуют несколько определенных зависимостей коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины в случаях для разных зон и типов цикла, то итоговой величиной L_{c_k} принимается наименьшая из полученных величин (в запас).

11) Для каждой опасной зоны основной детали определяют предельно допустимую длину трещины L_{доп_k} по формуле L_{доп_k}=L_{c_k}/Z, где Z - коэффициент безопасности.

12) При эксплуатации двигателя для контроля достижения предельных значений L_допk используют алгоритмы обработки регистрируемой полетной информации, позволяющие выделять типовые циклы нагружения. В основе указанных алгоритмов лежит функция изменения частоты n оборотов двигателя во времени r.

Определение циклов нагружения осуществляют в следующей последовательности:

а) Для циклограммы изменения частоты оборотов двигателя за один полет определяют все экстремумы временной функции N=ƒ(τ) (Фиг. 2);

б) В соответствии с методами схематизации случайных процессов (ГОСТ 25.101-83) выделяют все циклы нагружения функции N=ƒ(τ).

В зависимости от выделенного типа цикла выбирают соответствующую зависимость коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины ΔK_{ki_cpвзв}=f(L), которую в дальнейшем используют для подсчета прироста длины трещины ΔL_nk на цикле нагружения n по формуле Пэриса:

где: ΔK_{ki_срвзв}(L_Σ(n-1)k) - средневзвешенный коэффициент интенсивности напряжений, определенный для каждого опасного места каждой основной детали по соответствующему графику (фиг. 2) от интегральной длины трещины L_Σ(n-1)k.

Интегральная длина трещины до выполнения первого полета принимается равной длине начального дефекта L_{0_k}, необнаруженного методами неразрушающего контроля. После выполнения первого цикла нагружения прирост трещины составит ΔL_{1_k}=CΔK_ki(L_{0_k})^m, а длина трещины L_{Σ1_k}=L_{0_k}+ΔL_{1_k}. Далее прирост трещины от последующих циклов нагружения будет определяться с учетом интегральной длины трещины после предыдущих циклов нагружения.

13) По окончании полета полученную интегральную длину трещины L_Σk для каждого опасного места сравнивают с предельно допустимым значением длины трещины L_{доп_k}. В случае выполнения условия L_Σk≥L_{доп_k} для любого из опасных мест основной детали эксплуатацию основной детали прекращают и проводят инспекцию опасных мест основной детали на предмет возможного развития в ней трещины от предполагаемого дефекта.

В случае обнаружения развившегося дефекта деталь отстраняется от дальнейшей эксплуатации и заменяется новой. В случае отсутствия развитого дефекта предполагают, что дефект не развился, его длина вновь принимается равной размеру начального дефекта L_0k, не выявляемого применяемыми методами неразрушающего контроля, и эксплуатация основной детали продолжается описанным выше порядком.

Таким образом, новый подход к осуществлению способа эксплуатации авиационного двигателя согласно изобретению, позволяет учесть влияние полетных условий в определении прироста и интегральной длины трещины, что позволит увеличить срок эксплуатации без отстранения деталей и снизить стоимость жизненного цикла двигателя. На фиг. 3 изображены интегральные приросты длины трещины для одного опасного места основной детали с учетом влияния вероятностей реализации полетных условий и с учетом работы в зоне максимальных условий нагружения.

Изобретение относится к области эксплуатации и диагностики авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию включает регистрацию параметров, определяющих работу двигателя, определение накопленной повреждаемости каждой основной детали (ОД) двигателя с учетом режимов работы двигателя и последующим определением остаточного ресурса двигателя путем сравнения интегральной длины трещины, развивающейся в одном или нескольких опасных местах наибольшей концентрации напряжений ОД, с предельно допустимым значением. При этом интегральную длину трещины определяют с учетом прироста длины трещины за каждый полет, реальных циклов нагружения двигателя в процессе работы и предварительно определенной расчетной зависимости коэффициента интенсивности напряжений (КИН) от длины трещины. Предварительно определяют диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения двигателя, производят разделение диапазонов полетных условий реализации циклов нагружения на зоны, для каждой зоны и каждой ОД определяют расчетную зависимость КИН от длины трещины, далее с учетом вероятностей реализации циклов нагружения определяются средневзвешенные зависимости КИН от длины трещины для каждого опасного места каждой ОД каждого типа цикла, и при определении прироста трещины за полет и интегральной длины трещины учитывают зарегистрированные параметры, определяющие работу двигателя. Технический результат - снижение стоимости жизненного цикла двигателя и повышение точности подсчета длины трещины. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающий регистрацию параметров, определяющих работу двигателя, определение накопленной повреждаемости каждой основной детали двигателя с учетом режимов работы двигателя и последующим определением остаточного ресурса двигателя путем сравнения интегральной длины трещины (L_Σk), развивающейся в одном или нескольких опасных местах наибольшей концентрации напряжений основной детали при эксплуатации двигателя, с предельно допустимым значением (L_{доп_k}), при этом интегральную длину трещины определяют с учетом прироста длины трещины за каждый полет, реальных циклов нагружения двигателя в процессе работы и предварительно определенной расчетной зависимости коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины, в котором по окончании полета в случае выполнения условия L_Σk≥L_{доп_k} для любого из опасных мест основной детали эксплуатацию основной детали прекращают, отличающийся тем, что предварительно определяют диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения двигателя, производят разделение диапазонов полетных условий реализации циклов нагружения на зоны, для каждой зоны и каждой основной детали определяют расчетную зависимость коэффициента интенсивности напряжений от длины трещины, далее с учетом вероятностей реализации циклов нагружения, определенных предварительно на основе анализа эксплуатации, определяют средневзвешенные зависимости коэффициентов интенсивности напряжений от длины трещины для каждого опасного места каждой основной детали каждого типа цикла, и при определении прироста трещины за полет и интегральной длины трещины учитывают зарегистрированные параметры, определяющие работу двигателя, включающие параметры, характеризующие полетные условия реализации каждого цикла нагружения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что определяют диапазоны полетных условий реализации циклов нагружения двигателя на основе данных математических моделей двигателя и летательного аппарата или по результатам анализа серийной эксплуатации.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при разделении всего диапазона полетных условий реализации циклов нагружения на зоны количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что используют в качестве параметров, характеризующих полетные условия реализации циклов нагружения, параметры на входе в двигатель - полную температуру и полное давление.