НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
ім. М. Є. ЖУКОВСЬКОГО “ХАРКІВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ”
Для службового користування
прим. №
Шереметьєв Олександр Вікторович
УДК 629.7.036:539.4
МЕТОД ВСТАНОВЛЕННЯ ЦИКЛІЧНИХ РЕСУРСІВ
АВІАЦІЙНИХ ГТД, ЗАСНОВАНИЙ НА ВИКОРИСТАННІ
ДОСВІДУ ДОВОДКИ, ВИПРОБУВАНЬ ТА ЕКСПЛУАТАЦІЇ
ПРОТОТИПУ
Спеціальність 05.07.05 – Двигуни та енергоустановки літальних
апаратів
АВТОРЕФЕРАТ
дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Харків 2000
Дисертацією є рукопис.
Роботу виконано в Запорізькому машинобудівному конструкторському бюро “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка, державний комітет промислової політики України
Науковий керівник: кандидат технічних наук
Мартиненко Леонід Іванович,
Запорізьке машинобудівне конструкторське
бюро “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка,
головний конструктор
Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор
Ройтман Анатолій Беніамінович,
Запорізький державний університет,
завідуючий кафедрою “Прикладна математика”
кандидат технічних наук, доцент
Москаленко Андрій Степанович,
Національний аерокосмічний університет
ім. М. Є. Жуковського “ Харківський
авіаційний інститут”, Харків
Провідна установа: акціонерне товариство “Мотор - Січ”, державний комітет промислової
політики України, Запоріжжя
Захист відбудеться “ 26 ” січня 2001 року о 1530 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті
ім. М. Є. Жуковського “ХАІ” за адресою: 61070, м. Харків-70, вул. Чкалова,17.
З дисертацією можна ознайомитися у бібліотеці
Національного аерокосмічного університету ім. М. Є. Жуковського “ХАІ”
Автореферат розісланий 24 грудня 2000 року
Вчений секретар
спеціалізованої вченої ради
доктор технічних наук Крашаниця Ю. О.
ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність теми. Однією з актуальних проблем, повязаних з розвитком сучасного авіадвигунобудування, є проблема досягнення великих ресурсів авіаційних газотурбінних двигунів (АГТД) у недовгі терміни. Складність вирішення цієї проблеми безперервно зростає у звязку з підвищенням навантаженості деталей, необхідності зниження питомної ваги та вартості однієї години життєвого циклу.
Процес встановлення ресурсів авіаційних ГТД уявляє собою складний комплекс розрахунково-експериментальних робіт, важливішею складовою якого є еквівалентно-циклічні випробування головних деталей двигуна та двигуна в цілому, оскільки ресурс деталей АГТД в значній мірі визначається їх циклічною довговічністю.
В теперішній час визначені головні механізми руйнування деталей авіаційних ГТД, створені методики розрахунково-експериментального визначення статичних та змінних напружень, обгрунтовані потрібні для забезпечення безпечної праці деталей запаси міцності, розроблена нормативна методологія встановлення ресурсів.
Широке втілення в процес проектування двигуна засобів обчислювальної техніки, чисельних методів розрахунку теплового та пружно-деформаційного стану деталей, використання моделей високого рівня та накопиченого богатого досвіду проектування, доводки та експлуатації дозволили сформулювати та застосувати на практиці розрахунковий метод встановлення ресурсів авіаційних ГТД.
Однак, розрахунковий метод не зважує на зменшення кількісті циклів до руйнування внаслідок накладання на основні цикли зміни деформацій вібраційних діянь (двухчастотне навантаження). Крім того, у разі використання цього методу досить складно урахувати вплив конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів.
У цьому звязку дуже плідним у вирішенні завдання встановлення ресурсів авіаційних ГТД може виявитись підхід, заснований на використанні накопиченого досвіду доводки, еквівалентно-циклічних випробувань та експлуатації двигуна-прототипу за певного визначення теплового, пружно-деформаційного та вібраційного станів.
Звязок роботи з науковими програмами, планами, темами. Дисертаційна робота виконувалась на ЗМКБ “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка у 1990…2000 рр. у відповідності з державною програмою розвитку авіаційної промисловості України, затвердженою президентом 03.07.92 року та є також складовою частиною науково-дослідницьких робіт, які проводяться по галузевим та міждержавним програмам, повязаним з підвищенням надійності та ресурсу АГТД (договори по двигуну Д-18Т № 774 від 06.07.95р. та № 046 від 22.08.96р.).
Мета та задачі дослідження. Метою роботи є створення методу встановлення циклічних ресурсів авіаційних ГТД, заснованого на використанні досвіду доводки, випробувань та експлуатації прототипу. Метод повинен мати високу певність та дозволяти враховувати двохчастотне навантаження, вплив конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів (асиметрія циклу, витримка в циклі, чутливість до концентратору напружень та ін.) на малоциклову втому деталі та водночас забезпечувати істотне зниження витрат та скорочення календарних термінів встановлення ресурсів.
Для реалізації поставленої мети треба вирішити наступні задачі:
1. Виконати дослідження термомеханічної напруженості та вібраційного стану головних деталей двигуна Д-18Т та двигуна-прототипу Д-36.
2. Запропонувати методику урахування спільного впливу конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів на циклічну довговічність деталей АГТД
3. Запропонувати методику урахування впливу вібраційних напружень на зниження циклічної довговічності деталей АГТД.
4. Обгрунтувати певність пропонуємого методу встановлення циклічних ресурсів авіаційних ГТД.
5. Використати в практиці встановлення (або продовження) циклічних ресурсів АГТД досвід еквівалентно-циклічних випробувань та льотної серійної експлуатації прототипу.
Об?єкт дослідження. Об?єктом дослідження є авіаційний газотурбінний двигун.
Предмет дослідження. Предметом дослідження є ресурс авіаційних ГТД.
Методи дослідження. Методами дослідження є:
1. Метод математичного моделювання, за допомогою якого досліджувались термонапружений та вібраційний стан головних деталей авіаційних ГТД.
2. Метод фізичного моделювання, за допомогою якого встановлювалась фізична подібність головних деталей авіаційних ГТД.
Наукова новизна отриманих результатів. Наукову новизну отриманих результатів складають:
1. Запропонована методика урахування спільного впливу конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів на малоциклову втому деталей авіаційних ГТД.
2. Запропонована методика урахування впливу вібраційних напружень на малоциклову втому деталей авіаційних ГТД.
3. В цілому, з використанням перелічених в пп. 1 та 2 результатів, розроблено метод встановлення циклічних ресурсів АГТД, заснований на використанні досвіду доводки, випробувань та експлуатації прототипу.
Практичне значення отриманих результатів. Практичне значення роботи полягає в тому, що:
1. Розроблений метод встановлення циклічних ресурсів авіаційних ГТД дозволяє за значної економії матеріальних коштів, у стислий відрізок часу (1,0…1,5 роки) та з високою певністю визначати циклічні ресурси головних деталей авіаційних ГТД.
Крім того, самостійне значення для встановлення циклічних ресурсів мають також:
2. Запропонована методика урахування спільного впливу конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів на малоциклову втому деталей авіаційних ГТД, яка дозволяє значно скоротити кількість та види складних випробувань зразків.
3. Запропонована методика урахування впливу вібраційних напружень на малоциклову втому деталей, яка дозволяє з більш високою точністю прогнозувати циклічні ресурси авіаційних ГТД.
Представлений до захисту метод встановлення циклічних ресурсів авіаційних ГТД запроваджений у Запорізькому машинобудівному конструкторському бюро “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка.
При встановленні експлуатаційного та прогнозуємого безпечного циклічного ресурсу турбореактивного двохконтурного двигуна Д-18Т, експлуатуємого на літаку Ан-124, використовувався досвід доводки, еквівалентно-циклічних випробувань та експлуатації двигуна-прототипу Д-36 (літак Як-42). Економічний ефект від встановлення циклічного ресурсу двигуну Д-18Т на підставі пропонуємого методу склав 8 800 000 гривень у цінах 2000 року.
Особистий внесок здобувача. Особисто автором запропоновані методики урахування вібраційних напружень, спільного впливу конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів на малоциклову втому деталей АГТД. Автором розроблено метод встановлення циклічних ресурсів, ідея якого була висунута доктором технічних наук, Генеральним конструктором Ф. М. Муравченко.
Розрахунки по визначенню пружно-деформаційного стану та встановленню безпечного прогнозуємого ресурсу деталей авіаційних ГТД були зроблені у відділі міцності ЗМКБ “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка під керівництвом автора, який очолює цей відділ впродовж більше одинадцяти років.
Апробація роботи. Зміст та головні результати роботи доповідалися на Міжнародній конференції по динаміці роторних систем (Україна, Камянець-Подільский, 1996 р.); на Міжнародній науково-технічній конференції “Совершенствование турбоустановок методами математического и физического моделирования”, м. Харків, 1997 р.; Другому, Третьому та Четвертому Конгресах двигунобудівників України з іноземною участю “Прогресс, качество, технология” (Київ – Харків – Рибачє), 1997, 1998 та 1999 рр.; Міжнародній конференції по оцінці та обгрунтованню продовження ресурсу елементів конструкцій “Ресурс-2000”, м. Київ, 2000 р.
Публікації. За темою дисертації опубліковано 7 статей у збірках праць Національного аерокосмічного університету ім. М. Є. Жуковського “ХАІ” (перелік № 1 ВАК України, бюл. № 4, 1999 р.), з них 3 – які відповідають вимогам п.6 постанови президії ВАК України від 10.02.99 р., 2 статті у сбірці праць “Прогресс, качество, технология” Інституту машин і систем НАН України (перелік № 3 ВАК України, бюл. № 4, 1997 р.), з них 1 – відповідає вимогам п.6 згаданої вище постанови ВАК України, 3 статті у сбірках праць Міжнародних науково-технічних конференцій та 2 – тези у сбірках праць Міжнародних науково-технічних конференцій.
Структура та обсяг роботи. Дисертація складається з вступу, чотирьох розділів, висновків та списка використаних джерел. Загальний обсяг роботи складає 160 сторінок, включаючи 27 рисунків, 36 таблиць та списка використаних джерел зі 111 найменувань.
ОСНОВНИЙ ЗМІСТ
У вступі наведено обгрунтування актуальності вибраної теми дисертаційної роботи, відзеркалено її наукове й практичне значення, сформульовано мета та задачі дослідження.
В першому розділі на підставі огляду літературних джерел наведено номенклатура ресурсів та види існуючих стратегій керування ресурсами авіаційних ГТД.
Зроблено аналіз головних факторів, які впливають на ресурс. Виявлено, що для головних деталей АГТД величини діючих повторно-статичних напружень в небезпечних зонах деталей значно нижче межі міцності, але перевершують межу витривалості для многоциклової втоми. Кількість циклів навантаження деталей (103 Nц 105 ) знаходиться в зоні малоциклової втоми, яка є головним фактором, визначаючим ресурс авіаційних ГТД.
Робиться висновок, що головною мірою ресурсу є цикли навантаження, а не години напрацювання.
Над вирішенням проблем методології встановлення ресурсів АГТД працював цілий ряд вчених. Серед них такі, як Серенсен С. В., Біргер І. А., Трощенко В. Т., Шорр Б. Ф., Кузнецов Н. Д., Муравченко Ф. М., Цейтлін В. А., Болотін В. В., Лозицький Л. П., Третьяченко Г. Н., Дульнев Р. А. та ін. Їх зусиллями визначено головні механізми руйнування деталей авіаційних ГТД, створено методики розрахунково-експерементального визначення статичних та змінних напружень, обгрунтовано потрібні для забезпечення безпечної праці запаси міцності.
Експерементальні та теоретичні дослідження, проведені різними авторами, виявляють, що головними факторами, впливаючими на малоциклову втому деталей є параметри та вигляд цикла навантаження, властивості матеріалів деталей, конструктивні, технологічні та експлуатаційні фактори, накладення на основні цикли зміни деформації вібраційного навантаження. При цьому ключовим пунктом для прогнозування ресурсу є певне знання теплового та пружно-деформаційного стану деталей на режимах праці двигуна.
Запроваджений аналіз літературних джерел та великий накопичений досвід проектування авіаційних ГТД у ЗМКБ “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка свідчать, що широке застосування чисельних методів розрахунків, моделей високого рівня в сполученні з розрахунково-експериментальними методами визначення коефіціентів тепловіддачі та наявністю досвіду конструювання та доводки авіаційних ГТД дозволяють з доброю для практиці точністю визначати тепловий та пружно-деформаційний стан деталей та вузлів авіаційних ГТД за умов термомеханічного навантаження.
Внаслідок зробленого аналізу існуючих методів встановлення ресурсів (метод еквівалентно-циклічних випробувань та розрахунковий метод) виявлено, що цим методам властиві певні недоліки.
Метод еквівалентно-циклічних випробувань відтворює основні механізми ушкодження в узагальненому польотному циклі двигуна та дозволяє надійно виявити слабкі місця двигуна та його деталей, але при цьому існують великі матеріальні збитки та довгі календарні терміни встановлення ресурсу.
Розрахунковий метод дозволяє в стислі терміни та за помірних витрат на випробування встановлювати циклічні ресурси головним деталям АГТД. Разом з тим, цей метод не враховує вплив конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів, вібраційних напружень на циклічну довговічність.
Перспективним є метод, який базується на використанні досвіду вже запроваджених еквівалентно-циклічних випробувань двигуна-прототипу. Він дозволяє обєднати досвід випробування реальних деталей у реальних умовах та можливості математичного та фізичного моделювання, повязані з використанням моделей високого рівня та потужного методу скінчених елементів. На підставі наведеного аналізу стану питання були сформульовані наведені вище мета та завдання дисертації.
Другий розділ містить порівняльний аналіз температурного, пружно-деформаційного та вібраційного стану головних деталей двигунів Д-18Т та Д-36, які належать до родини двохконтурних АГТД високого ступеня двохконтурності.
Встановлено параметри термонапруженого та вібраційного стану, які визначають циклічний ресурс головних деталей двох розглянутих двигунів.
Величини параметрів одержано шляхом використання адаптованих у нашому конструкторському бюро пакетів прикладних програм, заснованих на методі скінчених елементів, тензометруванням на працюючому двигуні, випробуванням зразків, вирізаних із заготовок деталей.
В обох розглянутих двигунах відзначається очевидна конструктивна подібність.
Зроблений аналіз результатів визначення температурного стану деталей розглянутих двигунів виявив однаковий характер проходження процесу розігріву дисків роторів, обумовлений різними швидкостями розігріву ободних та маточиних зон дисків (рисунок 1).
Рис. 1. Зміна температури у характерних точках диску двигуна Д-36 у період розігріву
1 – точка на ободі диску
2 – точка на маточині диску
З наведеного у цьому розділі аналізу пружно - деформаційного стану роторів двигунів Д-36 та Д-18Т виходить, що розподіл напружень, як в окремих дисках, так і в роторах двигунів в цілому, має подібний характер. Найбільші пружні напруження в місцях концентрації напружень на поверхні цих дисків складають = 760…990 МПа для диска турбіни високого тиску двигуна Д-36 та = 730…1023 МПа для диска турбіни високого тиску двигуна Д-18Т (рисунок 2).
Рис. 2. Найбільші напруження в роторі турбіни високого тиску двигуна
Д-18Т на другій хвилині зльотного режиму
Подібність ізоліній найбільших напружень виходить з подібності ізоліній радіальних, осьових та окружних напружень на дисках двох двигунів. Найбільші пружно-пластичні напруження в дисках обох двигунів складають = 740…790 МПа.
Порівняльний аналіз вібраційного стану головних деталей двох двигунів виявив, що рівень діючих вібраційних напружень у дисках та валах розглянутих двигунів невеликий. Для дисків компресорів та вентилятору, турбін високого та низького (середнього) тиску, роторних валів, робочих лопаток вентилятору обох порівнювальних двигунів, рівні діючих вібраційних напружень майже не відрізняються.
Деяка відзнака в діючих вібраційних напруженнях є в дисках турбіни вентилятору.
У третьому розділі наведено ретроспективний метод встановлення циклічних ресурсів АГТД, заснований на використанні досвіду доводки, випробувань та експлуатації прототипу.
Метод заснован на таких припущеннях:
1. Справедливість лінійного підсумування пошкодженостей в узагальненому польотному циклі від дій комплексів впливу: властивостей матеріалу, конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів, вібраційних напружень;
2. Порівняння числа циклів до руйнування відповідних деталей нового двигуна та двигуна-прототипу визначається за формулою Менсона.
Метод полягає у визначенні назначеного ресурсу нового двигуна Nн за формулою (1):
Nн = Nпр N*пр.н N*пр ф пр н , (1)
де Nн = Nн (, дл , m , , ) - назначений ресурс деталей нового
двигуна;
Nпр = Nпр (пр, дл пр , m пр , пр , пр ) - експериментально визна-
чений ресурс деталей двигуна-прототипу;
N*пр н = N*пр н (пр н , дл пр н , m пр н , пр н , пр н ) – розрахункова
кількість циклів до руйнування деталей двигуна-прототипу,
виготовлених з нового матеріалу;
N*пр = N*пр (пр , дл пр , m пр , пр , пр ) – розрахункова кількість
циклів до руйнування деталей двигуна-прототипу;
- розмах деформацій у циклі навантаження деталі;
дл - межа довготривалої міцності матеріалу деталі;
, - модуль пружності та коефіціент поперечного звуження матеріалу
Умовами застосування формули (1) є наступні:
1. Аналогічність застосованих матеріалів (малі відзнаки у властивостях та однаковий вид функції розподілу властивостей матеріалу):
0,8 = в н в пр = 1,25 , (2)
0,8 = н пр = 1,25 , (3)
2. Однакові або незначні рівні вібраційних напружень в деталях порівнювальних двигунів.
v н ? v пр , (4)
v н ? -1 (5)
3. Адекватність критеріїв фізичної подібності у термомеханічному навантаженні деталей.
Для девяти (, , , l, P, E, , , t ) визначальних параметрів розглянутого процесу, розмірності утворені за допомогою комбінацій трьох незалежних одиниць вимірювання:
[] = L-2 P; [l] = L; [] = 1;
[] = 1; [P] = P; [] = K-1;
[f] = L; [E] = L-2 P; [t] = K.
На підставі - теореми одержані шість критеріїв подібності:
K1 = = idem ; K2 = = idem;
K3 = E = idem ; K4 = f l = idem ; K5 = t 1 = idem;
K6 = P (E l2) = idem.
Адекватність критеріїв подібності деталей двигунів виявляється співвідношенням (6):
0,8 ? Кi н / Кi пр = 1,25 , (6)
де Кi н , Кi пр - критерії подібності відповідних деталей нового двигуна
та двигуна-прототипу.
Результати запровадженого аналізу фізичної подібності виявляють, що головні деталі двигуна Д-36 не являють собою тотожні фізичні моделі головних деталей двигуна Д-18Т. В той же час ця відзнака невеликая. Так, середня відзнака значень критеріїв подібності, наприклад, для дисків компресору високого тиску складає для обода 8,9 %, а для маточини – 10,25 %.
Те саме дійсно й для інших відповідних деталей порівнювальних двигунів.
До формули (1) входять наступні комплекси впливу:
N*пр.н N*пр - урахування впливу властивостей матеріалу;
ф = Ппр (Фк1 , Фт1 , Фе1) / Пн (Фк2 , Фт2 , Фе2 ) – урахування впливу
конструкційних (Фк ), технологічних (Фт), та експлуата-
ційних (Фе ) факторів;
пр н - урахування впливу вібраційних напружень,
де Ппр (Фк1 , Фт1 , Фе1) и Пн (Фк2 , Фт2 , Фе2 ) - циклічна ушкодженість деталей двигуна-прототипу та нового двигуна в узагальненому польотному циклі (УПЦ),
пр , н - коефіціенти впливу вібрацій на циклічну довговічність деталей двигуна-прототипу та нового двигуна, які визначаються за формулою (7):
B = (fB f)V (e y) , (7)
де V - коефіціент, залежний від матеріалу (V 2);
fB и f - частоти прикладання вібраційного та основного навантаження;
y и e - амплітуди основного циклу зміни деформацій та вібраційного діяння.
Ретроспективний метод застосовується у наступній послідовності:
1. Розрахунок термомеханічного пружно-деформаційного стану деталей нового двигуна та двигуна-прототипу з використанням пакету прикладних програм та моделей високого рівня.
2. Аналіз умов застосування методу:
- аналогічності застосованих матеріалів (співвідношення (2) та (3));
- рівня вібраційних напружень (співвідношення (4) та (5));
- адекватності критеріїв фізичної подібності (6).
3. Обчислення комплексів впливу:
- властивостей застосованих матеріалів;
- конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів;
- вібраційних напружень.
У звязку з тим, що обчислення комплексів впливу базується на застосуванні формули Менсона для визначення відносної циклічної пошкодженості відповідних деталей нового двигуна та двигуна-прототипу, у роботі було запроваджено дослідження одержаної при цьому погрішності.
Виявлено, що погрішність у визначенні відносної циклічної пошкодженості при застосуванні формули Менсона не перевершує 15%, що припустимо, оскільки нормуємий запас циклічної довговічності головних деталей КN 3. Достовірність одержаних результатів забезпечується застосуванням методів математичного та фізичного моделювання і підтверджується досвідом експлуатації. Основні висновки погоджуються з результатами досліджень у конструкторських бюро та інститутах авіаційної галузі.
У четвертому розділі наведена реалізація ретроспективного методу встановлення ресурсів, яка стала можливою за недоліки, притамані регламентованим методам.
З рисунку 3 виходить, що темпи нарощування ресурсу шляхом еквівалентно-циклічних випробувань можуть бути нижчими за темпи його використання двигуном Д-18Т.
Застосування регламентованого нормативними документами розрахункового методу збільшення ресурсу для двигуна Д-18Т повязано з ризиком непевно визначити циклічний ресурс дисків компресору, оскільки на прототипі був цілий ряд випадків зявлення дефектів, повязаних із розтріскуванням міжпазових виступів дисків та отворів на полотні дисків. Ці дефекти зявлялись раніше розрахункового прогнозуємого ресурсу.
Рис. 3. Темпи нарощування та використання ресурсу
1 – темпи використання ресурсу
2 – темпи нарощування ресурсу шляхом еквівлентно-циклічних випробувань
Ось чому без урахування реальних умов навантаження цих деталей, технології їх виготовлення на усіх стадіях виробничого процесу, які ідентичні умовам навантаження та технології вироблення дисків компресорів двигуна Д-36, певність визначення циклічних ресурсів дисків компресорів середнього та високого тиску двигуна Д-18Т буде недостатньою для забезпечення надійної роботи двигуна на літаку.
З іншого боку, за час проведення еквівалентно-циклічних випробувань на прототипі, ці дефекти у достатній мірі були виявлені та циклічні ресурси дисків компресорів двигуна Д-36 були встановлені з урахуванням наявності розтріскувань міжпазових виступів дисків.
Це підказує доцільність урахування досвіду еквівалентно-циклічних випробувань та експлуатації двигуна-прототипу, що розрахунковим методом встановлення ресурсів не передбачено.
У відповідності з ретроспективним методом встановлення ресурсів, для кожної з головних деталей обох порівнювальних двигунів (Д-36 та Д-18Т) знайдені критичні зони, які визначають циклічну довговічність деталей (таблиця 1).
Таблиця 1
Визначаючі деталі двигуна Д-36 для відповідних деталей (ряду деталей) двигуна Д-18Т
Ротор | Головна деталь Д-18Т | Визначаюча деталь Д-36
Вентилятору | Диск
Робоча лопатка
Вал вентилятору | Диск
Робоча лопатка
Вал вентилятору
КСТ | Диски КСТ
Вал ротору КСТ | Диск другого ступеню КНТ
Вал ротору КНТ
КВТ | Диски перших чотирьох ступенів
Диски пятого та шостого ступеню
Диск сьомого ступеню
Задній вал | Диск першого ступеню
Диск шостого ступеню
Диск сьомого ступеню
Задній вал
ТВТ | Диск
Лабірінтний диск | Диск
ТСТ | Диск
Вал ТСТ | Диск
Вал ТНТ
ТВ | Диски турбіни
Вал ТВ | Диск другого ступеню
Вал ТВ
Для деталей, наведених у таблиці 1 визначена пошкодженість за малоцикловою втомою у циклі “0…Зльот”.
Потім, з урахуванням коефіціентів відповідності, визначена пошкодженість в узагальненому польотному циклі за експлуатацію на літаках Як-42 ( для деталей двигуна Д-36) та Ан-124 (для деталей двигуна Д-18Т).
Циклічний ресурс головних деталей двигуна Д-18Т визначен на підставі циклічної пошкодженості відповідних деталей порівнювальних двигунів та дозволеного циклічного ресурсу головних деталей двигуна Д-36, встановленого раніше на підставі еквівалентно-циклічних випробувань деталей у складі повнорозмірних двигунів (таблиця 2).
У квітні 1997 року експертами – представниками Авіарегістру Міждержавного Авіаційного Комітету (АРМАК) були сприйняті обгрунтовання можливості встановлення головним деталям двигуна Д-18Т на підставі досвіду доводки, еквівалентно-циклічних випробувань та експлуатації двигуна-прототипу Д-36 безпечного циклічного ресурсу понад 6000 циклів, що за чотирьохгодинну тривалість польотного циклу відповідає понад 24 000 годинам.
Таблиця 2
Ресурси головних деталей двигуна Д-18Т, визначені ретроспективним методом, цикли
Найменування деталі | Ресурс | Ресурс деталі Д-36
Лопатка вентилятору | 10300 | 21180
Диск вентилятору | 10162 | 15526
Вал вентилятору | 13260 | 14509
Диск першого ступеня КСТ | 19405 | 10065
Диск другого ступеня КСТ | 12943 | 9825
Диск третього ступеня КСТ | 23620 | 9825
Диски четвертого, пятого ступеня КСТ | 30000 | 9825
Диск шостого ступеня КСТ | 11869 | 9825
Диск сьомого ступеня КСТ | 18134 | 9825
Вал ротора КСТ | 14151 | 13574
Диск першого ступеня КВТ | 9257 | 11069
Диск другого ступеня КВТ | 28226 | 11069
Диски третього, чотвертого ступеня КВТ | 30000 | 11069
Диск пятого ступеня КВТ | 8392 | 7380
Диск шостого ступеня КВТ | 7569 | 7380
Диск сьомого ступеня КВТ | 7745 | 7380
Задній вал КВТ | 6531 | 10137
Диск ТВТ | 16370 | 12686
Лабірінтний диск ТВТ | 9506 | 12686
Диск ТСТ | 13649 | 12741
Вал ТСТ | 30000 | 15000
Диск першого ступеня ТВ | 11411 | 17314
Диски другого - чотвертого ступенів ТВ | 30000 | 17314
Вал ТВ | 30000 | 15846
У підсумках Висновків ЦІАМ до міцності головних деталей двигуна Д-18Т серії 3 для назначеного ресурсу 6000 циклів при експлуатації за технічним станом на літаку Ан-124, підписаним провідними спеціалістами ЦІАМ по міцності, наводиться, що аналіз розрахунково-експериментальної оцінки ресурсу, запроваджений з використанням даних по еквівалентно-циклічним випробуванням та досвіду експлуатації двигуна Д-36 серії 1, виявляє, що припустимий ресурс головних деталей двигуна Д-18Т серії 3 можна встановити рівним 6000 польотних циклів та 24 000 годин. Циклічний ресурс головних деталей двигуна Д-18Т, визначений ретроспективного методом складає більш ніж 7000…20 000 циклів. У звязку з цим, після відпрацювання в експлуатації 5000 циклів, проведення дослідження властивостей матеріалів найбільш напружених головних деталей, аналізу стану деталей, досвіду експлуатації двигуна Д-18Т та досвіду значно випереджаючого льотного відпрацювання деталей двигуна-прототипу Д-36, буде прийнято рішення про можливість експлуатації двигуна Д-18Т більш ніж 6000 циклів ( 24 000 годин ).
ВИСНОВКИ
1. Діючі нормативні методи встановлення ресурсів мають ряд недоліків, що робить актуальною розробку та упровадження нових методів встановлення ресурсів.
2. В роботі запропонована методика обліку спільного впливу конструктивних, технологічних та експлуатаційних факторів на циклічну довговічність деталей авіаційних ГТД. Це дозволяє значно скоротити кількість та види складних випробувань зразків.
3. Запропонована методика обліку впливу вібраційних напружень на циклічну довговічність деталей АГТД. Облік впливу двохчастотного навантаження деталей дозволяє з більш високою точністю прогнозувати циклічну довговічність.
4. Розроблен метод встановлення циклічних ресурсів АГТД на підставі досвіду доводки, випробувань та експлуатації двигуна-прототипу (ретроспективний метод) .
Метод дозволяє за значну економію матеріальних коштів, у стислий відрізок часу ( 1,0….1,5 роки) та з високою певністю визначати прогнозуємі безпечні циклічні ресурси головних деталей авіаційних ГТД.
5. Перспективи використання ретроспективного метода встановлення циклічних ресурсів слід визначити як добрі, тому що в теперішній час більшість створених двигунів мають надійно працюючий в експлуатації прототип, постійно йде процес накопичення досвіду в застосуванні нових конструкцій та нових матеріалів, а також можлива комбінація ретроспективного та розрахункового методів встановлення ресурсів.
6. Втілення в практику ретроспективного метода встановлення ресурсів, здійснене в Запорізькому машинобудівному конструкторському бюро “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка дозволило у стислий відрізок часу та за значну економію матеріальних коштів досягнути високих значень циклічних ресурсів двигуну Д-18Т, експлуатуємого у складі літака Ан-124 (“Руслан”). При цьому забезпечується безперервна експлуатація з добрими показниками надійності.
СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ
1. Муравченко Ф. М., Колесников В. И., Шереметьев А. В. Учет влияния вибрационных напряжений на циклическую долговечность деталей авиационных ГТД Авиационн-космическая техника и технология: Сб. науч. тр. – Харьков.: “Харьк. авиац.ин-та, 1998. – Вып. 5 (тематический) – С.251 – 255.
2. Муравченко Ф. М., Шереметьев А. В. Об особенностях прочностной доводки современных АГТД на заданный ресурс Авиационно-космическая техника и технология: Сб. научн. Тр. – Харьков.: Гос аэрокосмич. Ун-т, 1999. – Вып. 9. – С.5 – 9.
3. Муравченко Ф. М., Колесников В. И., Шереметьев А. В. К выбору испытательного цикла при эквивалентно- циклических испытаниях АГТД. Авиационно-космическая техника и технология: Сб. научн. Тр. – Харьков.: Гос. аэрокосмич. ун-т, 1999. – Вып. 11. – С.48 – 53.
4. Концепция установления циклических ресурсов основных деталей АГТД с использованием методов численного и физического моделирования. В. И. Колесников, А. В. Шереметьев Сб. трудов “Прогресс, качество, технология” Института машин и систем НАН Украины. – Киев – Харьков – Рыбачье, 1997 – С.287-291.
5. Колесников В. И., Степаненко С. М., Шереметьев А. В. К вопросу о методе расчета деталей ГТД на малоцикловую усталость. Авиационно-космическая техника и технология: Сб. научн. тр.- Харьков.:“Харьк. авиац. ин-та, 1998.-Вып.5 (тематический) – С. 255-260.
6. Колесников В. И., Сульдина О. В., Шереметьев А. В. Определение характеристик длительной прочности дисковых сплавов ГТД. Авиационно-космическая техника и технология: Сб. научн. тр. – Харьков.: “Харьк. Авиац. ин-та, 1998.- Вып. 5 (тематический) – С.261-265.
7. Колесников В. И., Степаненко С. М., Шереметьев А. В. Один инженерный метод прогнозирования циклической долговечности деталей ГТД. Авиационно-космическая техника и технология: Сб. научн. тр. – Харьков.: Гос.аэрокосмический ун-т “ХАИ”, 1999.- Вып. 9. Тепловые двигатели и энергоустановки. – С.431-434 .
8. Система учета выработки ресурса турбовального привода газоперекачивающего агрегата. Д. Ф. Симбирский, А. В. Олейник, В. А. Филяев, С. В. Епифанов, Ф. М. Муравченко, А. В. Шереметьев, В. И. Колесников. Авиационно-космическая техника и технология.: Сб. научн. тр.- Харьков.: “Харьк. Авиац. ин-та, 1998. – Вып. 5 (тематический) – С.343-347.
9. Прогнозирование надежности на основе расчетно-экспериментального анализа термонапряженного состояния узлов авиационных ГТД В. И. Колесников, А. В. Шереметьев Сб. трудов “Прогресс, качество, технология” Института машин и систем НАН Украины. – Киев – Харьков – Рыбачье, 1997. – С.282 – 286.
10. Расчетно-экспериментальная доводка роторных систем газотурбинных двигателей В. И. Колесников, В. В. Тихомиров, А. В. Шереметьев, Е. А. Данцигер. Сб. трудов Международн. Конф. Динамика роторных систем. – Каменец-Подольский, 1996. – С.16 – 18.
11. Колесников В. И., Шереметьев А. В. Расчетно-экспериментальные методы исследования термонапряженного состояния узлов авиационных ГТД Совершенствование турбоустановок методами математического и физического моделирования: Тр. Междунар. науч.-техн. конф.(Харьков, 29 сент.- 2 окт. 1997 г.).- Харьков.: ИПМАШ НАН Украины, 1997. – С.507 – 511.
12. Колесников В. И., Шереметьев А. В. Использование методов численного и физического моделирования для установления циклических ресурсов основных деталей авиационных ГТД Совершенствование турбоустановок методами математического и физического моделирования: Тр. Междунар. науч.-техн. конф.(Харьков, 29 сент.- 2 окт. 1997 г.).- Харьков.: ИПМАШ НАН Украины, 1997. – С.512 – 516.
13. Возможный метод учета неизотермичности нагружения при расчете деталей газотурбинных двигателей на малоцикловую усталость. В. И. Колесников, С. М. Степаненко, А. В. Шереметьев XXVЙЙ Международн. научно-техническое совещание по проблемам прочности двигателей: Тез. докл.- М., март 1999. С.32.
14. О методе определения циклических ресурсов авиадвигателей Ф. М. Муравченко, А. В. Шереметьев Международн. конф. Оценка и обоснование продления ресурса элементов конструкций: Тез. докл. Киев, 2000. С.405.
АНОТАЦІЇ
Шереметьєв О. В. Метод встановлення циклічних ресурсів авіаційних ГТД, заснований на використанні досвіду доводки, випробувань та експлуатації прототипу. – Рукопис.
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук з спеціальності 05.07.05. – Двигуни та енергоустановки літальних апаратів. – Національний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського “ХАІ”, Харків, 2000.
Дисертацію присвячено розробці методу встановлення циклічних ресурсів авіаційних газотурбінних двигунів, який базується на еквівалентно-циклічних випробуваннях та досвіду експлуатації двигуна-прототипу. Метод заснован на аналізу конструктивної та фізичної подібності двигунів та їх головниї деталей, лінійному підсумуванню пошкодженостей в узагальненому польотному циклі та порівнянні пошкодженостей відповідних деталей нового двигуна та двигуна-прототипу за формулою Менсона. Умовами застосування методу є аналогічність застосованих матеріалів, однакові або незначні рівні вібраційних напружень, адекватність критеріїв фізичної подібності відповідних головних деталей порівнювальних двигунів. За допомогою цього методу зявляється можливість за значну економію матеріальних коштів та з високою певністю визначати безпечні циклічні ресурси головних деталей авіаційних ГТД. Крім того, самостійне значення для встановлення циклічних ресурсів мають також запропоновані в роботі методики обліку спільного впливу конструкційних, технологічних та експлуатаційних факторів, вібраційних напружень на малоциклову втому деталей авіаційних ГТД.
Ключові слова: малоциклова втома, ресурс, газотурбінний двигун, подібність, прототип.
Sheremetyev A. V. The method of establishing of aviation GTE cyclic life, based on the using of the operational development, testing and service expierience of the prototype. – Manuscript.
Dissertation for a scientific degree of the Candidate of Science (Engineering) on the speciality 05.07.05. – Engines and power plants of flying vehicles. – The Zhukovsky National Aircosmic University “HAI”,Kharkov,2000.
The dissertation was devoted for working out the method of establishing the gasturbine aeroengines cyclic service life. The method based on the accelerated endurance missing testings and service expierience of the engine-prototype. The method based on the analyse of the engines and their main parts construction and physical similarity, damage linear summation in the Generalized Flight Mission and comparing of the new engine and the engine-prototype corresponding parts damage by the Menson`s formula.
The application conditions of the method are analogue of applied materials, equal or insignificant level of the vibration stress, adequote physical similarity criterion of the comparing engines corresponding main parts. With the aid of this method at the considerable economy of material means and with the high thrustworthiness it is possible to determine predicted save cyclic life of the main parts of aeroengines. Beside this, the ways of taking into account the joint influence of mechanical, productional and operational factors, vibration stresses on the low cycle fatigue of the parts of aeroengines, that were proposed in the present work, have independent meaning.
Key words: low cycle fatigue, service life, gasturbine engine, similarity, prototype.
Шереметьев А. В. Метод установления циклических ресурсов авиационных ГТД, основанный на использовании опыта доводки, испытаний и эксплуатации прототипа.- Рукопись.
Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.05. – Двигатели и энергоустановки летательных аппаратов. – Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков, 2000.
Диссертация посвящена разработке метода установления циклических ресурсов авиационных газотурбинных двигателей. Показано, что малоцикловая усталость является главным повреждающим фактором основных деталей авиационных газотурбинных двигателей.
В результате анализа существующих методов определения циклических ресурсов основных деталей авиационных газотурбинных двигателей установлено, что этим методам присущи определенные недостатки. Так, методу установления циклических ресурсов посредством эквивалентно-циклических испытаний присущи недостатки, связанные с календарными сроками установления ресурса и большими материальными затратами, а расчетный метод не учитывает влияние на циклическую долговечность вибрационных напряжений и при этом методе приходится также преодолевать серьезные трудности, связанные с учетом влияния ряда конструктивных, технологических и эксплуатационных факторов.
Выполнен сравнительный анализ температурного, напряженно-деформированного и вибрационного состояний основных деталей двигателей Д-18Т и Д-36, принадлежащих к семейству двухконтурных авиационных двигателей с высокой степенью двухконтурности.
Установлены параметры термонапряженного и вибрационного состояния, определяющие циклический ресурс основных деталей двух рассмотренных двигателей. Выполненный анализ температурного состояния деталей двигателей Д-18Т и Д-36 показал одинаковый характер протекания процессов прогрева дисков роторов, обусловленный разными скоростями прогрева ободных и ступичных зон дисков. Показано, что распределение напряжений, как в отдельных дисках так и в роторах двигателей в целом носит подобный характер, а уровень вибрационных напряжений в дисках и валах рассматриваемых двигателей невелик. Разработан метод установления циклических ресурсов, основанный на опыте доводки, эквивалентно-циклических испытаний и эксплуатации двигателя-прототипа.
Метод основан на анализе конструктивного и физического подобия двигателя и еге основных деталей, линейном суммировании повреждаемостей в обобщенном полетном цикле и сравнении повреждаемостей соответствующих деталей нового двигателя и двигателя-прототипа по формуле Мэнсона.
Условиями применения метода являются аналогичность применяемых материалов, одинаковые или незначительные уровни вибрационных напряжений, адекватность критериев физического подобия соответствующих основных деталей сравниваемых двигателей.
Достоверность полученных результатов обеспечивается применением методов математического и физического моделирования и подтверждается опытом эксплуатации. Основные выводы согласуются с результатами исследований в конструкторских бюро и институтах авиационной отрасли.
Разработанный метод установления циклических ресурсов авиационных газотурбинных двигателей позволяет при значительной экономии материальных средств, в сжатые сроки ( 1,0…1,5 года) и с высокой достоверностью определять прогнозируемые безопасные циклические ресурсы основных деталей. Кроме того, самостоятельное значение для установления циклических ресурсов имеют также предложенные методики учета вибрационных напряжений и совместного влияния конструктивных, технологических и эксплуатационных факторов на малоцикловую усталость деталей авиационных ГТД.
Предложенный ретроспективный метод установления циклических ресурсов авиационных ГТД внедрен в Запорожском машиностроительном конструкторском бюро “Прогресс ” им. академика А. Г. Ивченко при продлении ресурса двигателю Д-18Т, эксплуатируемому в составе самолета Ан-124. Практическая реализация ретроспективного метода установления ресурсов стала возможной из-за недостатков, присущих регламентируемым методам.
Циклический ресурс основных деталей двигателя Д-18Т определен на основании циклической повреждаемости соответствующих деталей сравниваемых двигателей и допустимого циклического ресурса основных деталей двигателя Д-36, установленного ранее на основании эквивалентно-циклических испытаний деталей в составе полноразмерных двигателей.
Экспертами – представителями Авиарегистра Межгосударственного Авиационного Комитета были приняты обоснования возможности установления основным деталям двигателя Д-18Т на основании опыта доводки, эквивалентно-циклических испытаний и эксплуатации двигателя-прототипа Д-36 безопасного циклического ресурса более 6000 циклов, что при четырехчасовой длительности полетного цикла соответствует более 24 000 часов.
Ключевые слова: малоцикловая усталость, ресурс, газотурбинный двигатель, подобие, прототип.
Підписано до друку 11.12.2000 р. Формат 60x84/16.
Папір офсетний. Друк “Ризо”. Умовн. Друк. Арк. 1,2. Тираж 100. Зак. 160.
Надруковано ДП ЗМКБ “Прогрес” ім. академіка О. Г. Івченка.
