НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ УКРАЇНИ

„КИЇВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ”

ЯЦКО ЛАСЛО ЛАСЛОВИЧ

УДК 621.45.01.001.572:51+ 629.735.017.1.004.64

КОМПЛЕКСНА ДІАГНОСТИКА ТЕХНІЧНОГО СТАНУ
РОТОРІВ АВІАЦІЙНИХ ДВИГУНІВ НА СТАЦІОНАРНИХ
ТА НЕСТАЦІОНАРНИХ РЕЖИМАХ

05.11.13 – Прилади і методи контролю

та визначення складу речовин

АВТОРЕФЕРАТ

дисертації на здобуття наукового
ступеня кандидата технічних наук

Київ – 2008

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана у Відкритому акціонерному товаристві „ Науково – технічний комплекс „Електронприлад” Міністерства промислової політики України.

Науковий керівник: доктор технічних наук, доцент

Бурау Надія Іванівна

Національний технічний університет України „Київський політехнічний інститут”, завідувач кафедри приладів і систем оріентації і навігації.

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Румбешта Валентин Олександрович

Національний технічний університет України „Київський політехнічний інститут”, професор кафедри виробництва приладів

кандидат технічних наук

Якушенко Олександр Сергійович

Національний авіаційний університет, старший науковий співробітник кафедри авіаційних двигунів

Захист відбудеться „ 15 ” квітня 2008р. о 1600 на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.002.18 при Національному технічному університеті України „Київський політехнічний інститут” за адресою: 03056, м. Київ-56, проспект Перемоги, 37, корп. №1, ауд. 293.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного технічного університету України „Київський політехнічний інститут” за адресою: 03056,
м. Київ, проспект Перемоги, 37.

Автореферат розісланий „ 6 ” березня 2008р.

В. о. вченого секретаря спеціалізованої

вченої ради Д26.002.18, д.т.н. проф. Карачун В.В.

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. Надійність і безпечне функціонування авіаційних газотурбінних двигунів (ГТД) практично повністю визначають надійність, ефективність і безпеку експлуатації літального апарату. На сьогоднішній день підвищення надійності та ефективності польотів забезпечується впровадженням принципу експлуатації за технічним станом з контролем параметрів. Необхідною умовою цього є високий рівень розвитку систем діагностування, а однією з головних вимог, що пред'являються до засобів діагностики і контролю ГТД, є раннє виявлення пошкоджень і дефектів.

Основними силовими елементами конструкції ГТД є ротори (вали і диски з лопатками), руйнування яких у польоті створюють передумови льотної події. Найбільш тяжкі наслідки виникають при руйнуванні валів роторів, що призводять до нелокалізованих руйнувань двигуна і, за звичай, катастрофічних наслідків. Біля третини руйнувань валів зумовлено вібраційними і тепловими навантаженнями силових елементів, а половина з них трапляється на перехідних (нестаціонарних) режимах експлуатації. Тому однією з важливих та актуальних задач є визначення технічного стану (ТС) валів роторів авіаційних двигунів у процесі експлуатації, своєчасне виявлення та локалізація пошкоджень валів для захисту технічного стану авіаційних двигунів.

В даний час існуючі методи і засоби неруйнівного контролю і технічної діагностики не забезпечують ефективну ранню діагностику дефектів і пошкоджень валів ГТД в процесі експлуатації, а засоби захисту двигуна у разі руйнування валу використовують малоефективні діагностичні ознаки і не задовольняють вимогам локалізації руйнування. В дисертаційній роботі задачу діагностики пошкоджень валів роторів ГТД і локалізації руйнування пропонується вирішити на основі комплексного підходу з використанням методів параметричної та вібраційної діагностики. Актуальність роботи полягає у розвитку та вдосконаленні методів параметричної і вібраційної діагностики для вирішення задачі визначення технічного стану валів ГТД в процесі експлуатації на стаціонарних і нестаціонарних режимах, виявлення і локалізації їх пошкоджень.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Дисертаційну роботу виконано у ВАТ «НТК «Електронприлад» відповідно до пріоритетних напрямків розвитку науки і техніки в Україні (постанова КМ України №1716 від 24.12.2001 р.), Державної комплексної програми розвитку авіаційного транспорту в Україні до 2010 року (постанова КМ України №919 від 27.07.01 р.), Програми створення та реальної організації системи науково-технічного забезпечення процесів експлуатації авіаційної техніки (наказ МТ України №752 від 02.11.01 р.), та згідно з планами науково-дослідних робіт ВАТ «НТК «Електронприлад» (НДР «Розробка, виготовлення та поставка бортового радіоелектронного обладнання для літака АН-148», НДР «Розробка, виготовлення та поставка блоків керування та контролю допоміжним газотурбінним двигуном АИ-450-МС – БУК-МС2»).

Мета і завдання дослідження. Метою дисертаційної роботи є наукове обґрунтування і розробка комплексної системи функціональної діагностики і локалізації пошкоджень валу ротора ГТД на стаціонарних та нестаціонарних режимах на основі використання та розвитку методів параметричної та вібраційної діагностики. Для досягнення поставленої мети в роботі необхідно було вирішити наступні задачі:

1. Розробити діагностичну модель обриву валу, визначити вплив пошкодження і обриву валу на параметри робочих процесів ГТД на стаціонарних і нестаціонарних режимах, визначити діагностичні ознаки обриву валу і сформувати порогові значення ознак для стаціонарних і нестаціонарних режимів.

2. Оцінити вплив випадкової перешкоди в каналі вимірювання частоти на діагностичні ознаки обриву валу і розробити метод усунення випадкової складової частоти обертання на нестаціонарному режимі.

3. Розробити скінчено елементну модель валу з пошкодженням і визначити вплив поперечної тріщини на модальні характеристики валу.

4. Визначити вплив поперечної тріщини валу на вібраційні характеристики ротора на нестаціонарних режимах, визначити діагностичні ознаки тріщини і встановити їх функціональну залежність від величини пошкодження.

5. Розробити алгоритм захисту турбіни, методики його налагодження і тестування.

6. Розробити і випробувати пристрій автоматичного захисту силової турбіни для допоміжного ГТД, впровадити результати досліджень.

Об'єкт досліджень - технічний стан валу ротора силової турбіни допоміжного газотурбінного двигуна.

Предмет досліджень – вплив пошкодження валу на контрольовані параметри і характеристики, параметричний і вібраційний методи діагностики, методи і засоби захисту двигуна при обриві валу силової турбіни.

Методи досліджень - теоретичні дослідження в дисертаційній роботі виконані з використанням теоретичних основ розрахунку і конструювання авіаційних газотурбінних двигунів, методів теорії коливань, теорії лінійних і нелінійних систем. При визначенні діагностичних ознак використані методи технічної діагностики, теорії ймовірності, теорії надійності. Для обґрунтування працездатності і ефективності запропонованих методів діагностики використано чисельне моделювання, стендові і льотні випробування.

Наукова новизна отриманих результатів.

У дисертаційній роботі вперше отримані наступні нові результати:

1. Розроблено діагностичну модель обриву валу силової турбіни, на основі якої визначено, теоретично і експериментально обґрунтовано параметричні діагностичні ознаки пошкодження, встановлено їх функціональні залежності від режимів двигуна.

2. Запропоновано і обґрунтовано алгоритмічний метод усунення випадкової складової в результатах вимірювання сигналів частоти обертання ротора для підвищення достовірності контролю за параметричними ознаками на нестаціонарних режимах функціонування двигуна.

3. Розроблено скінченоелементну модель пошкодженого валу, на основі якої встановлено закономірності впливу тріщини докритичного розміру на власні частоти згінних коливань валу.

4. Вдосконалено динамічну модель валу з пошкодженням, в результаті досліджень якої запропоновано та обґрунтовано вібраційні діагностичні ознаки тріщини на основі нелінійних резонансних явищ, встановлено їх залежності від параметра пошкодження на нестаціонарному режимі функціонування двигуна.

Практичне значення отриманих результатів полягає в тому, що на підставі теоретичних досліджень було розроблено алгоритм автоматичного захисту турбіни при обриві валу, тобто забезпечена локалізація пошкодження, розроблено методики його тестування і випробувань. Розроблено функціональну схему системи захисту, програмне забезпечення для її функціонування. Розроблено, виготовлено та впроваджено в практику експлуатації саму систему захисту турбіни. Розроблено та запатентовано (підтверджено Свідоцтвом про реєстрацію авторського права) програмне забезпечення для інтелектуальної системи знімання і обробки інформації, яке забезпечує працездатність обчислювача і функціонування системи автоматичного захисту. Автоматичний захист силової турбіни, алгоритмічне і програмне забезпечення впроваджено в блоці керування і контролю допоміжного газотурбінного двигуна АИ-450-МС на ВАТ «Мотор Січ» (м. Запоріжжя), АНТК ім. О.К. Антонова (м. Київ), ВАТ «НТК «Електронприлад» (м. Київ).

Особистий внесок здобувача. Основні наукові результати дисертаційної роботи отримані автором самостійно. Автором розроблені і досліджені діагностичні моделі валу з пошкодженням, визначені залежності впливу пошкодження на діагностичні ознаки на стаціонарних і нестаціонарних режимах, запропонований метод усунення випадкової складової в виміряному сигналі частоти обертання. Конкретний внесок у роботи, що опубліковані у співавторстві, наведено безпосередньо у переліку праць за темою дисертації в кінці автореферату.

Апробація результатів дисертації. Основні положення і результати роботи доповідались і обговорювались на 5-12 Міжнародних Конгресах двигунобудівників (Харків – Рибаче, 2000-2007рр.); науково-технічній конференції «Приладобудування 2007: стан і перспективи» (м. Київ, 2007р.); 4-му Корейсько – Українському симпозіумі «Газотурбінні технології» (Дежеон, Корея, 2007р.).

Публікації. За темою дисертаційних досліджень опубліковано 11 робіт, з них 6 статей, які відповідають вимогам ВАК України до публікації результатів в рекомендованих спеціалізованих виданнях, 5 тез доповідей на науково-технічних конференціях.

Структура та обсяг роботи. Дисертація складається зі вступу, 4 розділів, висновків, списку використаних джерел та додатків. Загальний обсяг роботи становить 169 сторінок машинописного тексту, у тому числі 45 рисунків, 10 таблиць та додатки А, Б, В. Список використаних джерел містить 95 найменувань.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації, сформульовано мету і задачі дослідження, наведено дані про наукову новизну, практичну цінність та впровадження отриманих результатів, наведено дані про публікації та апробацію роботи.

У першому розділі проведено аналіз сучасного стану та перспективних концепцій проектування та експлуатації авіаційної техніки, існуючих проблем та тенденцій розвитку методів і засобів діагностики та контролю ТС ГТД.

ГТД є складним динамічним об‘єктом, системи, вузли та елементи якого під час експлуатації знаходяться під впливом значних навантажень. Структурно-функціональна складність ГТД та багатообразність його експлуатаційних режимів ускладнюють задачу повного формалізованого опису впливу несправностей та пошкоджень елементів двигуна на показники якості його функціонування. Але наведені в літературних джерелах дані та практичний досвід свідчать, що переважна більшість несправностей ГТД, які призводять до дострокового зняття двигуна з експлуатації або до руйнування його, зумовлена дефектами та пошкодженнями роторних елементів ГТД. Найбільш тяжкі наслідки мають пошкодження валів та дисків роторів, третина з яких появляється внаслідок значних вібраційних та теплових навантажень, а близько половини пошкоджень та руйнувань трапляється на нестаціонарних (перехідних) режимах експлуатації. Для своєчасного виявлення та локалізації пошкодження валу необхідно мати однозначні залежності діагностичних параметрів, що характеризують ТС двигуна, від параметру пошкодження чи факту наявності та розвитку пошкодження. Визначення діагностичних параметрів та встановлення вказаних залежностей є складною задачею, вирішення якої значною мірою залежить від використаних методів діагностики та контролю. Найбільш прийнятними для вирішення вказаної задачі в експлуатації вважаються методи параметричної та вібраційної діагностики.

Методам визначення технічного стану авіаційних ГТД та питанням діагностики пошкоджень роторних елементів в процесі експлуатації присвячено праці Ю.С. Воробьйова, С.О. Дмитрієва, С.М. Дорошка, С.В. Єпіфанова, Н.І. Бурау, В.М. Глумова, В.Ю. Рутковського, М.Г. Шульженка і ін. Аналіз публікацій показав наявність ряду невирішених або недостатньо вивчених питань, що свідчить про обмежений характер існуючих наукових досліджень та не дозволяє вирішити актуальну задачу своєчасного виявлення та локалізації пошкоджень валів роторів в експлуатації.

В літературних джерелах відсутній обґрунтований підхід до можливості та ефективності діагностування небезпечного пошкодження валу, в основному розглядаються окремі аспекти моделювання, аналізу чи випробувань валу. Розроблені скінченоелементні моделі валу без пошкодження дозволяють отримати характеристики коливань та розподіл напружень тільки для непошкодженого валу. Не проведено досліджень впливу пошкодження та обриву валу на вимірювані параметри двигуна на стаціонарних та нестаціонарних режимах. Дослідження можливості застосування вібраційної діагностики пошкодження валу проведені на моделях, які не враховують довільної орієнтації тріщини відносно вектору вібрації, не досліджуються пошкодження докритичних розмірів, у більшості випадків розглядаються стаціонарні режими експлуатації, в результаті чого не встановлено залежності вібраційних характеристик від величини пошкодження та не визначено діагностичних ознак пошкодження на стаціонарних та нестаціонарних режимах. Не знайшли свого вирішення задачі визначення порогових значень діагностичних ознак, що передують обриву валу, та розробки й практичної реалізації захисту двигуна при обриві валу (локалізації руйнування).

Проведений аналіз стану проблеми показав, що актуальну задачу діагностики та локалізації пошкодження валу в експлуатації можна вирішити лише на основі комплексного підходу, тобто на основі використання та розвитку декількох найбільш ефективних сучасних методів і засобів діагностування у складі бортових систем контролю, наземних систем автоматизованої обробки й аналізу польотної інформації, наземних засобів неруйнівного контролю. В дисертаційній роботі пропонується вирішити на основі використання та розвитку методів параметричної та вібраційної діагностики.

Таким чином, проведений аналіз дозволив сформулювати наведені вище мету та задачі дисертаційної роботи та обрати відповідні їм методи досліджень.

Другий розділ присвячено використанню та розвитку параметричного методу для діагностики пошкодження валу на стаціонарних та нестаціонарних режимах. Проаналізовано причини і характер коливань обертових валів ГТД, встановлено, що під дією комплексу навантажень вал здійснює складний рух, а для гнучкого ротору при запуску та вибігу ротора завжди існує перехід через критичні оберти, що зумовлює необхідність розгляду нестаціонарного обертового руху валу.

Розглянуто підходи до моделювання бездефектних роторів та проаналізовано динамічні параметри ротора, які при параметричній діагностиці використовуються в якості ознак технічного стану на стаціонарних та нестаціонарних режимах. Показано, що ці параметри залежать від частоти обертання ротора, а на нестаціонарних режимах важливою динамічною характеристикою є швидкість зміни частоти обертання ротора, яка характеризує його прискорення і є параметром, по якому проводиться регулювання ГТД на режимах прийомистості.

Дослідження впливу пошкодження та обриву валу на динамічні параметри ротора проведено на прикладі допоміжного двигуна АИ-450-МС, рівняння динаміки якого для бездефектного стану має вигляд:

,

де Iпр – приведений момент інерції ротора; М – сумарний момент, що діє на ротор; n – частота обертання ротора; t – поточний час.

Математичну модель, яка описує обрив вала силової турбіни, отримано в припущенні, що при обриві вала ротор розділиться на дві частини, обертальні рухи кожної з яких будуть мати різний математичний опис. Частина ротора, яка приєднана до службового компресора (СК) буде обертатись з уповільненням відповідно до рівняння

,

де Мск – момент опору СК; Мген – момент опору генератора; Iпр обр ск – приведений момент інерції частини ротора, що приєднана до СК.

Частина ротора, яка приєднана до силової турбіни (СТ), буде обертатись з прискорення відповідно до рівняння

,

де Мст та Iст – відповідно обертовий момент на валу та момент інерції СТ.

Таким чином, обрив вала призводить до зменшення моментів інерції окремих частин ротора, причому для параметрів розглянутого двигуна значення моменту інерції цілого ротора СТ (Iпр) приблизно вдвічі перевищує значення моментів інерції частин ротора (Iпр обр ск та Iст) після обриву вала. Це зумовлює відповідне збільшення, порівняно зі швидкістю змінювання частоти обертання бездефектного ротора, швидкості змінювання частоти обертання кожної з частин ротора після обриву вала з урахуванням їх протилежного знаку:

та .

З урахуванням цього як діагностичну ознаку обриву вала вибрано швидкість зміни частоти обертання частини ротора із СК .

Проведено визначення діагностичної ознаки в процесі стендових і льотних (запуск на землі) випробувань двигуна АИ-450-МС для бездефектного ротора. На рис. 1 і рис. 2 приведені графіки змінювання робочих параметрів та визначеної діагностичної ознаки, отримані в процесі стендових випробувань двигуна. В результаті були визначені межі розсіювання значень швидкості змінювання частоти обертання : ±1% для nст=10,30 %; ±2,5% для nст=50 %; ±5% для nст=94 %. Встановлено, що розсіювання значень ознаки обумовлено наявністю випадкової складової в каналі вимірювання частоти обертання nст і алгоритмом розрахунку ознаки.

Рис. 1. Графіки змінювання розходу палива, частоти обертання і швидкості її
змінювання двигуна АИ-450-МС в процесі стендових випробувань (запуск)

Визначені залежності швидкості уповільнення частини ротора із СК при обриві валу від частоти обертання на різних висотах, в результаті були сформовані порогові значення діагностичної ознаки обриву валу. Встановлено, що швидкість уповільнення частини ротора із СК при обриві вала істотно зменшується із збільшенням висоти польоту і зменшенням частоти обертання ротора СТ (рис.3).

Рис.2. Графіки змінювання параметрів на стаціонарному режимі і останові

Рис.3. Залежність швидкості уповільнення частини ротора зі СК при обриві валу
та порогових значень діагностичної ознаки від частоти обертання на різних висотах

Проведено аналіз значень діагностичної ознаки для бездефектного ротора на стаціонарному режимі в найбільш несприятливих для діагностики умовах роботи двигуна при діях, що призводять до різкого зниження частоти обертання ротора (режим завантаження генератора, помпаж СК). Встановлено, що значення ознаки у момент завантаження генератора не опускаються нижче -7.5 %/с; при помпажі, викликаному закриттям аварійної заслінки, значення ознаки досягає -24 %/с, а при закритті повітряного стартера – не перевищує відхилення -5.6%/с. В результаті визначено порогове значення ознаки обриву валу до висоти 6000 м на рівні -30 %/с, за яким стани ротора у разі обриву валу і при помпажі розпізнаються.

Проведено аналіз каналу вимірювання частоти обертання ротора, визначено значення частоти обертання ротора nГР% =30,8%, при якому зчитування інформації відбувається зі встановленим періодом і не вносяться похибки при розрахунку значень діагностичної ознаки.

Для підвищення достовірності діагностики на нестаціонарних режимах запропоновано алгоритмічний метод усунення випадкової складової виміряної частоти обертання ротора до визначення діагностичної ознаки на основі вейвлетной фільтрації. Метод ґрунтується на основі властивості вейвлетів Добеші dbM мати М рівних нулю моментів хвильової функції. Використання такої функції для вейвлет - перетворення сигналу, що має вид поліному n – го порядку від змінної часу t та адитивної завади, усуває поліноміальну складову при М= n та дає розкладання за заданим числом рівнів адитивної завади. Таким чином, якщо вимірюваний сигнал частоти обертання ротору на нестаціонарному режимі (наприклад, запуску) описується виразом , де - поліном четвертого порядку, який апроксимує залежність середніх значень сигналу при запуску (стендові випробування двигуна); - випадкова складова виміряного сигналу частоти обертання, то в результаті застосування вейвлет – перетворення у відповідності до схеми на рис. 4 було встановлено, що одноразове використання фільтрації дозволяє як мінімум на порядок зменшити випадкову складову по всіх елементах розкладання (5 рівнів розкладання).

Рис. 4. Схема реалізації алгоритмічного методу усунення випадкової складової

У третьому розділі досліджується можливість застосування та ефективність вібраційної діагностики для виявлення тріщини до критичного розміру в обертовому валі.

В задачах вібраційної діагностики різноманітних елементів конструкцій широко використовуються аналіз модальних характеристик (власні частоти та форми коливань, демпфірування) контрольованих об‘єктів, змінювання яких зумовлено зміною жорсткості об‘єкту при появі та розвитку тріщиноподібного пошкодження. Для аналізу впливу тріщини валу на його власні частоти та форми коливань було розроблено скінченоелементну (СЕ) модель пошкодженого полого валу і валу з диском. СЕ модель складається з 11245 лінійних просторових елементів, пошкодження моделювалося шляхом вилучення з СЕ моделі валу в серединному його перерізі (або безпосередньо біля диску) деякої кількості елементів. Збільшення кількості вилучених елементів імітує збільшення пошкодження, як параметр пошкодження прийнята відносне змінювання (зменшення) жорсткості в перерізі валу ДК, що приймає значення від 0,01 до 0,3.

Проведено моделювання згінних коливань бездефектного валу і валу з пошкодженням, визначено значення власних частот коливань. Встановлено, що при серединному розташуванні тріщини найбільш чутливими до пошкодження є частоти за першою і третьою формах коливань (рис.5).

Рис.5. Перша (а) та третя (б) моди згінних коливань валу для випадку повністю відкритої тріщини

В результаті моделювання пошкодженого валу встановлено залежності власних частот за першою та третьою модами згінних коливань від параметру пошкодження для випадків повністю відкритої та повністю закритої тріщини. Як видно з результатів на рис. 6, при відносному зменшенні жорсткості в розрізі тріщини від 0,05 до 0,3 максимальна зміна власних частот коливань валу для випадку повного розкриття тріщини по першій моді не перевищує 7%, по третій моді – 8% Відносне зменшення жорсткості до 0,1 приводить до малої зміни власних частот – до 1,5% і 1,7% відповідно, що свідчить про невисоку ефективність модальних характеристик для діагностики малих пошкоджень валів роторів ГТД.

Проведено аналіз вібрації пошкодженого валу при його нестаціонарному (з прискоренням) русі. Для цього було розглянуто спрощену модель гнучкого ротору, що складається з невагомого валу, симетрично встановленого в опорах, та посередині посадженого незбалансованого диску. Бездефектний вал має симетричну жорсткість в перерізі, демпфірування прийнято пропорційним швидкості переміщення. У якості пошкодження розглядається поперечна тріщина безпосередньо біля диску. Використано модель тріщини, що «дихає» - періодичне закриття та відкриття тріщини внаслідок періодичного змінювання жорсткості валу.

Рис.6. Залежності відносних значень власних частот згінних коливань по першій (а) і третій (б) модах від параметра пошкодження (криві 1 – тріщина повністю відкрита; криві 2 – тріщина закрита).

З лінією, що з‘єднує центри опор, зв‘яжемо нерухому систему координат (XYZ), а з валом – рухому (озт), що обертається разом з ним (рис. 7). Остання пов‘язана з валом так, щоб у кожний момент часу вісь о була перпендикулярною до площини тріщини. Нестаціонарний режим (запуск зі сталим прискоренням) моделювався змінюванням миттєвого значення кута повороту системи озт відносно системи XYZ по закону , де щ0 – початкова швидкість обертання валу; а – стале прискорення.

На рис. 7 позначено: в – кут орієнтації незбалансованої маси (ексцентриситет е) по відношенню до серединної лінії тріщини; и – кут орієнтації незбалансованої маси відносно осі Z; ш – кут, що визначає положення тріщини

Рис. 7. Положення вала і тріщини в нерухомій та обертовій

системах координат

відносно вектора вібрацій (лінії ОО1), який змінюється зі швидкістю обертання ротора і використовується для врахування «дихання» тріщини; - кут повороту лінії ОО1 навколо кривої статичного прогину. Жорсткість валу з тріщиною в площині обертання змінюється як та , де К – жорсткість бездефектного валу; ДКо і ДКз – змінювання жорсткості відповідно в напрямках о і з.

Функцію f(ш) введено для врахування впливу тріщини на жорсткість валу у відповідності до її кутового положення відносно вектору вібрації. Припускається, що при обертанні валу тріщина змінює жорсткість при переході від закритого стану (f(ш)=0 при о<0) до повного розкриття (f(ш)=1 при о >0) . Функція f(ш) є ступінчатою і має має подання у вигляді розкладання в ряд Фур‘є:

Рівняння руху ротора, що обертається з прискоренням, з урахуванням гравітаційних сил, незбалансованої маси та пошкодження в нерухомій системі координат мають вигляд:

,

де M та F – відповідно матриці мас та демпфірування; K – матриця жорсткостей, значення яких залежить від положення вала на орбіті; g – прискорення земного тяжіння.

У рухомій системі координат ці рівняння для неглибоких тріщин (ДКз=0):

,

де ; - миттєве значення частоти обертання за умови щ0=0.

За наведеними рівняннями проведено чисельне моделювання та розраховані відносні амплітуди вібрації в напрямках Z та о в залежності від миттєвого значення відносної частоти обертання валу для наступних значень параметрів моделі: ДК=0,01;0,05;0,1, де ; в=0;90;135;180 (град); ш=0;30;45;90;135;180 (град). Встановлено, що поява і розвиток тріщини викликає появу нелінійних резонансних явищ на субгармоніках критичної частоти обертання ротора (резонанси кратністю 1/2 і 1/3), як показано на рис. 8 та рис. 9. Інтенсивність нелінійних резонансів залежить від параметра пошкодження ДК, кута орієнтації тріщини ш, величини дисбалансу, кута орієнтації незбалансованої маси в. У якості діагностичних ознак пропонується використовувати пікові значення амплітуди вібрації при нестаціонарному режимі поблизу резонансів кратністю 1/2 і 1/3.

Встановлено залежності діагностичних ознак тріщини від параметру ДК. Як видно з наведених на рис.10 графіків, збільшення пошкодження (ДК змінюється від 0,01 до 0,3) при максимальному розкритті тріщини (ш=00) викликає збільшення на 65% пікового значення амплітуди поблизу резонансу кратністю 1/2. У разі протилежного розташування тріщини (ш =1800) пікові значення амплітуди поблизу резонансів кратністю 1/2 і 1/3 збільшуються на 30% з одночасним зменшенням амплітуди основного резонансу до 6%.

Проведено аналіз можливості діагностування пошкодження валу штатними засобами бортового контролю. Показано, що штатна бортова система контролю може бути використана як базова для вібраційного контролю стану валу ротора, практична реалізація запропонованого підходу вимагає розробки методики контролю і проведення відповідних випробувань. Приведено правило прийняття рішення для двокласової діагностики, яке отримано на основі методу максимальної правдоподібності.

Рис.8. Відносна амплітуда вібрації при обертанні ротора з прискоренням при ш=0 та в=0: а)бездефектний вал (ДК=0); б) ДК=0,01; в) ДК=0,05; г) ДК=0,1.

Рис.9. Відносна амплітуда вібрації при обертанні ротора з прискоренням при ш=1800 та в=1350: а)бездефектний вал (ДК=0); б) ДК=0,1.

Рис.10. Графіки залежностей пікових значень амплітуди вібрації поблизу резонансів для: а) ш=0 та в=0, крива 1 – основний резонанс, крива 2 – кратністю 1/2; б) ш=1800 та в=1350 , крива 1 – основний резонанс, крива 2 – кратністю 1/2,
крива 3 – кратністю 1/3.

У четвертому розділі розроблено функціональну схему системи автоматичного захисту силової турбіни від руйнування (АЗСТ), яка виконує функцію захисту двигуна у випадку обриву вала (локалізує пошкодження) із заданими параметрами часу реакції на подію, необхідною точністю і не погіршує виконання системою автоматичного керування основного завдання – керування і регулювання параметрів двигуна АИ-450-МС. Розроблено, виготовлено та впроваджено в практику експлуатації саму систему захисту турбіни. На рис.11 наведено функціональну схему системи АЗСТ, яку було реалізовано при розробці блоку керування і контролю для двигуна АИ-450-МС.

Розроблено алгоритм функціонування апаратної частини АЗСТ і визначені граничні значення частоти обертання ротора; часу реакції системи; швидкості змінювання частоти обертання при механічному руйнуванні валу ротора силової турбіни. Розроблено методики його відпрацювання і тестування за допомогою математичних моделей (лінійній математичній моделі допоміжного двигуна і моделі обриву валу). Розроблено методики лабораторних, стендових та льотних (запуск на землі) випробувань системи АЗСТ та алгоритму її функціонування.

В результаті лабораторних випробувань були підтверджені розрахункові значення вірогідності невиконання системою захисту двигуна своїх функцій. Встановлено, що вірогідність відмови системи захисту не перевищую значень на одну годину польоту при заданому технічними умовами значенні – не більше 10-5 на одну годину польоту. Забезпечення таких показників надійності досягнуто за рахунок повного незалежного резервування каналів АЗСТ та оптимізації кількості елементів, необхідних для вирішення завдання захисту.

Для забезпечення функціонування інтелектуальної системи збору і обробки інформації, яка входить до складу пристрою центрального обчислювача в системі захисту силової турбіни, розроблено та запатентовано (підтверджено Свідоцтвом про реєстрацію авторського права) алгоритмічне та програмне забезпечення.

Розроблена система пройшла стендові випробування на базі стендів
ВАТ «Мотор Січ» (м. Запоріжжя). В процесі випробувань було встановлено, що система захисту силової турбіни виконує функції захисту двигуна не тільки при руйнуванні валу ротора силової турбіни, але також захищає двигун від критичного розкручування і подальшого руйнування при будь-яких відмовах гідромеханічних виконавчих механізмів двигуна АИ-450-МС.

Система автоматичного захисту силової турбіни пройшла повний цикл лабораторних, еквівалентно-циклічних, міжвідомчих, стендових, льотно-конструкторських, кваліфікаційних випробувань і задекларована як складова частина системи автоматичного керування (блок БУК-МС2 ) двигуна АИ-450-МС. Авіаційний регістр Міжнародного авіаційного комітету (АР МАК) видав Схвальний лист про схвалення використання блоку БУК-МС2 для керування двигуном АИ-450-МС на літаку АН-148 і його модифікаціях.

Рис.11. Функціональна схема системи АЗСТ двигуна АИ-450-МС.

У додатках наведено копію Свідоцтва про реєстрацію авторського права, акти про впровадження та використання результатів дослідження, копія Декларації про технічні характеристики блока керування та контролю допоміжним двигуном АИ-450-МС.

ВИСНОВКИ

Головний науковий результат роботи полягає в розвитку та вдосконаленні методів параметричної і вібраційної діагностики, на підставі чого виконано наукове обґрунтування і розробку комплексної системи функціональної діагностики і локалізації пошкоджень валу ротора ГТД на стаціонарних і нестаціонарних режимах експлуатації.

За результатами роботи зроблено наступні висновки:

1. Існуючі на сьогодні методи та засоби неруйнівного контролю і технічної діагностики не забезпечують ефективну ранню діагностику дефектів і пошкоджень валів газотурбінних двигунів у процесі експлуатації. Засоби захисту двигуна у разі руйнування валу використовують малоефективні діагностичні ознаки і не задовольняють вимогам локалізації руйнування. Існуючі наукові дослідження носять обмежений характер, не використовують комплексний підхід до діагностики небезпечного пошкодження і не дозволяють вирішити актуальну задачу діагностики пошкоджень валів роторів в експлуатації для запобігання обриву валу і руйнування двигуна.

2. Отримано математичну модель обриву вала силової турбіни, яка описує рух з уповільненням частини ротора із службовим компресором і рух з прискоренням частини ротора з силовою турбіною. Як діагностична ознака обриву вала запропоновано використовувати швидкість зміни частоти обертання частини ротора із службовим компресором . Визначено значення ознаки і встановлені межі їх розкиду в процесі стендових і льотних (запуск на землі) випробувань двигуна АИ-450-МС для бездефектного ротора.

Визначено залежності ознаки від частоти обертання на різних висотах і сформовано його порогові значення для нестаціонарних і стаціонарних режимів експлуатації. Встановлено, що значення ознаки при обриві валу істотно зменшується із збільшенням висоти польоту і зменшенням частоти обертання ротора.

3. Встановлено, що розсіювання значень ознаки обумовлено наявністю випадкової складової в каналі вимірювання частоти обертання nСТ і алгоритмом розрахунку ознаки. На основі вейвлетной фільтрації запропоновано алгоритмічний метод усунення випадкової складової виміряного сигналу частоти обертання ротора до визначення діагностичної ознаки. Показано, що одноразове використання фільтрації дозволяє як мінімум на порядок зменшити випадкову складову за усіма елементами вейвлет – розкладання.

4. Розроблено скінченоелементну модель пошкодженого полого валу і валу з диском. Пошкодження моделювалося шляхом вилучення з моделі валу в його серединному перерізі (або безпосередньо біля диску) кількості елементів, яка імітує пошкодження, при якому відносне змінювання (зменшення) жорсткості в перерізі валу заходиться в межах від 0,01 до 0,3.

Моделювання згінних коливань бездефектного валу і валу з пошкодженням показало, що при серединному розташуванні тріщини найбільш чутливими до пошкодження є частоти за першою та третьою формами коливань. Встановлено, що при відносному зменшенні жорсткості в перерізі тріщини в розглянутих межах максимальне зменшення власних частот згінних коливань валу для випадку повного розкриття тріщини по першій моді не перевищує 7%, а по третій моді – 8%, що свідчить про невисоку ефективність модальних характеристик для діагностики малих пошкоджень валів роторів газотурбінних двигунів.

5. Вдосконалено динамічну модель валу з тріщиною шляхом введення кута, що визначає положення тріщини по відношенню до вектора вібрації. В результаті моделювання прискореного обертання пошкодженого валу, встановлено, що поява та розвиток тріщини зумовлює у вібраційному сигналі нелінійні резонансні явища на субгармоніках критичної частоти обертання ротора (резонанси кратністю 1/2 і 1/3). Інтенсивність нелінійних резонансів залежить від параметра пошкодження, кута орієнтації тріщини, величини дисбалансу, кута орієнтації незбалансованої маси.

Як діагностичні ознаки появи і розвитку тріщини докритичного розміру запропоновано використовувати пікові значення амплітуди вібрації поблизу субгармонічних резонансів кратністю 1/2 і 1/3. Збільшення пошкодження при максимальному розкритті тріщини викликає збільшення на 65% пікового значення амплітуди резонансу кратністю 1/2, а при протилежному розташуванні тріщини – на 30% пікових значень амплітуди резонансів кратністю 1/2 і 1/3 з одночасним зменшенням амплітуди основного резонансу.

6. Розроблено функціональну схему системи автоматичного захисту силової турбіни, розроблено алгоритм функціонування системи захисту, методику його відпрацювання і тестування за допомогою математичних моделей (лінійній математичній моделі допоміжного двигуна і моделі обриву валу), методику перевірки працездатності в процесі стендових випробувань. Розроблено програмне забезпечення для інтелектуальної системи знімання і обробки інформації, яке забезпечує працездатність обчислювача і функціонування системи автоматичного захисту (підтверджено Свідоцтвом про реєстрацію авторського права).

7. Розроблено і виготовлено пристрій автоматичної системи захисту силової турбіни, який пройшов стендові випробування на стендах ВАТ «Мотор Січ» (м. Запоріжжя). Окремі блоки та система в цілому, алгоритмічне та програмне забезпечення впроваджено в блоках автоматичного керування та контролю допоміжного газотурбінного двигуна АИ-450-МС у ВАТ «Мотор Січ» (м. Запоріжжя), АНТК ім. О.К. Антонова (м. Київ), ВАТ «НТК «Електронприлад» (м. Київ).

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. Яцко Л.Л., Бондарь И.И., Епифанов С.В., Мотора Ю.А., Резуненко А.А. Модернизированная бортовая автоматизированная система БСКД-27М-02 контроля и диагностики двигателя Д-27 для нового поколения самолетов АН-7Х // Авиационно-космическая техника и технология. – 2000. – Вып. 19. – С.326-329.

Здобувачем запропонована функціональна схема для побудови модернізованих систем контролю та діагностики двигунів Д-27 для літаків нового покоління АН-7х.

2. Яцко Л.Л., Дробинов В.П. Формирование структуры аппаратной части унифицированной системы контроля и управления авиационными двигателями // Авіаційно – космічна техніка та технологія – 2003. – Вип.41/6. – С. 119-124.

Здобувачем запропонована функціональна схема для побудови систем керування та контролю авіаційних двигунів класу FADEC (Full automatic digitally control engine) підвищеної надійності та універсальності.

3. Яцко Л.Л., Епифанов С.В. Анализ структуры системы управления вспомогательной силовой установки самолета // Авиационно-космическая техника и технология. – 2004. – №8(16). – С.104-109.

Запропонована методика настройки контурів керування елементами компресора, виконано аналіз якості керування при різних функціональних схемах побудови системи керування.

4. Яцко Л.Л., Бурау Н.И., Т.О.Бакалор, Ю.В.Сопилка Влияние поперечной трещины ротора на его модальные и вибрационные характеристики // Авиационно-космическая техника и технология. – 2007. – №8(44). – С.127-131.

Запропоновано моделі пошкодженого валу, проаналізовано вплив пошкодження на модальні та вібраційні характеристики.

5. Яцко Л.Л., Трофименко Р.А., Королюк В.Д. Организация автоматической защиты силовой турбины в блоке БУК-МС2 САУ ВГТД АИ-450-МС самолета АН-148 // Авиационно-космическая техника и технология. – 2007. – №9(45).
– С.83-86.

Побудовано систему контролю та захисту сучасних авіаційних двигунів від нештатних ситуацій на прикладі системи захисту від руйнування валу ротора силової турбіни двигуна АИ-450-МС.

6. Яцко Л.Л., Трофименко Р.А., Емельянов С.Н. Система организации встроенного контроля в блоке БУК-МС2 САУ ВГТД АИ-450-МС самолета АН-148 // Авиационно-космическая техника и технология. – 2007. – №10(46). – С.205-210.

Побудовано систему вбудованого контролю у системі автоматичного керування БУК-МС2. Запропоновано побудову ієрархії відмов, методи визначення відмов датчиків, агрегатів, внутрішніх відмов у системі керування та засоби повідомлення екіпажу про нештатну ситуацію.

7. Яцко Л.Л., Бурау Н.І., Поповцев О.С. Аналіз вібраційних та модальних характеристик пошкодженого ротора // Тез. допов. наук.-техн. конф. “Приладобудування 2007: стан і перспективи”. – Київ: НТУУ ”КПІ”, 2007. – С. 25.

8. Яцко Л.Л. Использование параметрических методов диагностирования для локализации разрушения вала силовой турбины авиационного двигателя // Тез. допов. наук.-техн. конф. “Приладобудування 2007: стан і перспективи”. – Київ: НТУУ ”КПІ”, 2007. – С. 29-30.

9. Яцко Л.Л., Трофименко Р.А., Королюк В.Д. Организация автоматической защиты силовой турбины в блоке БУК-МС2 САУ ВГТД АИ-450-МС самолета АН-148 // Тез. доп. 12 Міжнародного Конгресу двигунобудівників – Харків: «ХАІ», 2007. – С.84.

10. Яцко Л.Л., Трофименко Р.А., Емельянов С.Н. Система организации встроенного контроля в блоке БУК-МС2 САУ ВГТД АИ-450-МС самолета АН-148 // Тез. доп. 12 Міжнародного Конгресу двигунобудівників – Харків: «ХАІ», 2007. – С.84.

11. Яцко Л.Л., Бурау Н.И., Т.О.Бакалор, Ю.В.Сопилка Влияние поперечной трещины ротора на его модальные и вибрационные характеристики // Тез. доп. 12 Міжнародного Конгресу двигунобудівників – Харків: «ХАІ», 2007. – С.35.

АННОТАЦИЯ

Яцко Л.Л. Комплексная диагностика технического состояния роторов авиационных двигателей на стационарных и нестационарных режимах.
– Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.11.13 - Приборы и методы контроля и определения состава веществ. – Национальный технический университет Украины „Киевский политехнический институт”, Киев, 2008г.

Диссертация посвящена усовершенствованию методов параметрической и вибрационной диагностики для решения задачи определения технического состояния валов ГТД в процессе эксплуатации на стационарных и нестационарных режимах, своевременного обнаружения и локализации их повреждений.

Получена математическая модель обрыва вала силовой турбины, которая описывает движение с замедлением части ротора со служебным компрессором и движение с ускорением части ротора с силовой турбиной. В качестве диагностического признака обрыва вала предложено использовать скорость изменения частоты вращения части ротора со служебным компрессором. Определены значения диагностических признаков и установлены пределы их разброса в процессе стендовых и летных испытаний двигателя АИ-450-МС для бездефектного ротора. Определены зависимости признака от частоты вращения на различных высотах и сформированы его пороговые значения для нестационарных и стационарных режимов эксплуатации. Установлено, что значение признака при обрыве вала существенно уменьшается с увеличением высоты полета и уменьшением частоты вращения ротора. Установлено, что разброс значений признака обусловлен наличием случайной составляющей в канале измерения частоты вращения nст и алгоритмом расчета признака. Предложен алгоритмический метод устранения случайной составляющей измеренной частоты вращения ротора до определения диагностического признака на основе вейвлетной фильтрации. Показано, что однократное использование фильтрации позволяет как минимум на порядок уменьшить случайную составляющую по всем элементам вейвлет – разложения. Разработана конечно-элементная модель поврежденного полого вала и вала