Технический ресурс характеризует долговечность ГТД. Его следует понимать как наработку от начала эксплуатации (или ее возобновления после ремонта) до наступления предельного состояния.
По характеру предельного состояния и способу отсчета наработки различают полный ресурс и ресурсы, связанные с ремонтами, - доремонтный, межремонтный и послеремонтный.
Полный ресурс (назначенный до списания) включает несколько ремонтных (до трех) и для современных ГТД достигает 20-30 тысяч часов.
Ремонтные ресурсы часто называют гарантийными, так как в их пределах предприятие-изготовитель (ремонтное предприятие) гарантирует обусловленный уровень безотказности двигателей по конструктивно-технологическим причинам.
Ресурс можно понимать как наработку, в течение которой допустимо и целесообразно использовать двигатель в заданных условиях эксплуатации. Допустимость и целесообразность определяются, с одной стороны, требованиями к обеспечению функционирования двигателя с необходимым по условиям безопасности полетов уровнем безотказности, а с другой,- максимальным экономическим эффектом в эксплуатации. Таким образом, при назначении ресурса возникают существенные противоречия между категориями экономичности и надежности.
По способу установления различают две разновидности ресурса:
- фиксированный и
- дифференцированный.
Фиксированный ресурс принимают для парка двигателей равным ресурсу наиболее слабого в прочностном отношении элемента конструкции (например, рабочей лопатки или диска I ступени турбины). Ремонт двигателя выполняют при этом через фиксированные значения наработки независимо от его фактического состояния. Такой способ используют на ранних этапах эксплуатации при небольшой суммарной наработке парка ГТД, когда многие характерные для них неисправности еще не успевают проявиться, но при ремонте могут быть легко обнаружены. В экономическом отношении фиксированный ресурс не является оптимальным, однако этой ценой позволяет сохранить приемлемую безотказность новых двигателей в эксплуатации.
Дифференцированный ресурс назначают различным для отдельных наиболее ответственных элементов двигателя (диски, рабочие лопатки, жаровые трубы и т.п.) в зависимости от их фактических запасов работоспособности, определяемых для некоторых типичных условий эксплуатации. При модульной конструкции ГТД такой способ позволяет достаточно полно использовать ресурсные возможности деталей и узлов.
Дифференцирование ресурса целесообразно выполнять не только по элементам двигателя, но и по условиям эксплуатации. Поэтому наивыгоднейшей формой использования двигателя следует признать установление ресурса основным узлам по их фактическому состоянию. Эта форма может быть достигнута при эксплуатации ГТД по состоянию с индивидуальными сроками ремонтов каждого конкретного двигателя и его модулей, обоснованными с помощью достоверных методов технической диагностики.
Назначение ресурса по состоянию обеспечивает максимально возможное использование заложенных в конструкцию ГТД запасов работоспособности и наибольший экономический эффект при сохранении высокой безотказности двигателя в эксплуатации.
Для первых этапов эксплуатации двигателя назначают фиксированный ресурс, составляющий несколько сотен часов. Проверку их надежности в пределах этого ресурса выполняют путем длительных стендовых испытаний по программе, воспроизводящей в натуральном масштабе времени режимы работы и нагрузки на элементы конструкции, близкие к эксплуатационным. Окончательное решение о назначении первоначального ресурса принимают на основании летных испытаний двигателя, которые проводят с превышением наработки по отношению к ресурсу на 200-300 часов.
После отработки двигателем в серийной эксплуатации заданного первоначального ресурса производят последовательное ступенчатое его увеличение (по 200-300 часов),опираясь на опыт эксплуатации. При больших наработках в эксплуатации возможен переход к дифференцированному ресурсу, а для ГТД, обладающих достаточной контролепригодностью – к ресурсу по состоянию.
По современным требованиям величины ресурсов ГТД должны достигать многих тысяч и даже десятков тысяч часов, при которых ресурсные испытания в натуральном масштабе времени теряют практический смысл, так как требуют чрезвычайно больших затрат времени и будут задерживать ввод двигателя в эксплуатацию. Поэтому для проверки надежности высокоресурсных двигателей в настоящее время применяют ускоренные эквивалентные испытания, обеспечивающие расходование запасов работоспособности деталей и узлов такое же, как в эксплуатационных условиях за предполагаемый ресурс, но при существенном сокращении времени (в 5-10 раз) по сравнению с длительными ресурсными испытаниями. Время таких испытаний сокращают главным образом за счет эквивалентной по повреждаемости элементов ГТД замены длительных эксплуатационных режимов, мало влияющих на выработку ресурса, более тяжелыми, но значительно менее продолжительными эксплуатационными режимами.
Если при ускоренных испытаниях все эксплуатационные режимы нагружения заменить одним, эквивалентным по повреждаемости максимальным режимом, то наработка на этом режиме при испытаниях составит не более 6-12% от проверяемого ресурса.
Для проверки работоспособности дисков компрессора и турбины применяют ускоренные циклические испытания, при которых воспроизводят циклы малой продолжительности (10-20 минут), но наиболее жесткие. Число циклов при испытаниях увеличивают в 2-3 раза по сравнению с числом полетных циклов за предполагаемый ресурс, что обеспечивает проверку запасов работоспособности дисков, необходимых для сохранения их надежности в эксплуатации. Несмотря на увеличение числа циклов, их малая продолжительность позволяет существенно сократить время испытаний.
Циклические испытания ГТД широко распространены в английской и американской авиапромышленности. В отечественном двигателестроении получили применение ускоренные эквивалентно-циклические испытания.
cyberpedia.su
Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин. Техническим результатом является повышение ресурса работы двигателя по числу запусков, соответственно малоцикловой усталости, путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом. Перед холодной прокруткой и запуском двигателя в систему охлаждения турбины подают горячий воздух от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя или от наземной установки и прогревают его в течение 3…6 минут, после чего запускают двигатель. Параметры подаваемого горячего воздуха соответствуют параметрам воздуха, подаваемого на охлаждение турбины данного двигателя. Подачу горячего воздуха отключают после выхода двигателя на режим «малый газ». 3 ил.
Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.
Известен способ подачи охладителя в лопаточный аппарат газотурбинной установки путем регулирования его расхода при изменении режима работы установки. В момент включения камеры сгорания и в период последующего заброса температуры газа относительный расход охладителя увеличивают до величины, превышающей в 1,5-2 раза его номинальное значение, после заброса расход уменьшают до величины, составляющей 0,25-0,3, и поддерживают неизменным до режима предельной по условиям прочности лопаток температуры, после чего расход увеличивают до номинального значения пропорционально росту мощности установки. А также в период заброса температуры газа охладитель подают от внешнего источника, а после заброса - от компрессора установки (АС SU №585303, F02C 7/12; F01D 25/12, 23.12.1977 г; бюллетень №47).
Недостатком способа является отсутствие учета количественного влияния температурного градиента в лопатке на малоцикловую усталость.
Известен способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя, включающий подачу охлаждающего воздуха в систему охлаждения рабочего колеса и изменение его расхода по режимам работы двигателя, по которому на крейсерских режимах работы двигателя наряду с уменьшением расхода охлаждающего воздуха подводят газ из проточной части турбины на вход системы охлаждения рабочего колеса турбины, при этом соотношение массовых расходов газа и охлаждающего воздуха выбирают в пределах 0,8-1,6 (RU 2159335 C1, F01D 25/12, F02C 7/12, 28.04.1999).
Недостатком способа является отсутствие учета влияния фактора прогрева рабочего колеса на малоцикловую усталость.
Известен способ термоусталостных испытаний конвективно-охлаждаемых лопаток, включающий подачу охлаждающей среды внутрь перфорированного дефлектора испытываемой лопатки и нагрев ее внешней поверхности и выпуск среды через щель в выходной кромке лопатки, предварительно разделяют внутреннее пространство дефлектора на переднюю и заднюю полости, нагрев внешней поверхности лопатки осуществляют постоянно, а подачу охлаждающей среды производят поочередно в переднюю и заднюю полости соответственно с температурами ниже и выше температуры поверхности лопатки до момента установления стационарного температурного состояния, причем при подаче среды в заднюю полость в передней создают пониженное давление (AC SU 1118774 A, F01D 5/18, 15.10.1984 г.; бюллетень №38).
Этот способ характеризуется экспериментальной оценкой малоцикловой (термической) усталости.
Недостатками способа являются большие трудоемкость и стоимость.
Известен способ контроля охлаждаемых лопаток турбины путем продувки каналов контролируемой лопатки рабочей средой, измерение параметра, характеризующего состояние системы ее охлаждения, и сравнение его с одноименным параметром эталонной лопатки, лопатку предварительно помещают в герметичную емкость с внутренней поверхностью, эквидистантной наружной поверхности лопатки, и осуществляют нагрев емкости, а в качестве характерного параметра используют распределение температурных напоров между внутренней поверхностью емкости и лопаткой для сходственных точек эталонной и контролируемой лопаток (AC SU №1138524 A, F01D 5/18, 7.02.1985 г.; бюллетень №5).
Недостатками способа являются большие трудоемкость и стоимость.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ снижения температурных перепадов в дисках газовой турбины на переходных и стационарных режимах путем подогрева диска рабочим газом из проточной части, подаваемым в полость, заключенную между диском и полостью, газ отводят из полости в атмосферу через отверстие в корпусе с отбором газа по оси вращения диска (АС SU №213466, F01С, 12.03.1968 г.; бюллетень №10).
Недостатком способа является использование отработанных газов, содержащих частицы нагара, которые в процессе эксплуатации приводят к уменьшению проходных сечений системы охлаждения.
Задача изобретения - расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя на пусковых режимах за счет снижения перепада температур между газовым потоком, обтекающим лопатки турбины, и внутренними полостями охлаждаемых лопаток, а также за счет снижения перепада температур между ободом диска и ступицей.
Технический результат изобретения - повышение ресурса работы двигателя по числу запусков путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом.
Поставленная задача достигается тем, что в способе повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором снижают температурные перепады в газовой турбине, в отличие от прототипа перед холодной прокруткой и запуском двигателя в полости охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток, а также на диски турбины двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя и прогревают в течение 3…6 минут, после чего запускают двигатель, подачу горячего воздуха в систему охлаждения отключают после выхода двигателя на режим «малый газ».
Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 изображена схема подачи горячего воздуха в систему охлаждения турбины, в которую перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух (поз. 1) от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя или от наземной установки и прогревают лопатки и диски турбины. Параметры подаваемого горячего воздуха соответствуют температуре и расходу воздуха на охлаждение турбины данного двигателя. На фиг. 2 приведена типовая диаграмма термической усталости. На фиг. 3 приведена схема установки распределительного крана (клапана) подачи горячего воздуха от внешнего источника в систему охлаждения турбины: 1 - отбор воздуха от компрессора на охлаждение турбины; 2 - подвод воздуха на охлаждение турбины двигателя; 3 - распределительный кран подвода воздуха на охлаждение от внешнего источника.
Пример конкретной реализации способа
Перед запуском газотурбинного двигателя температура лопаток и дисков турбины имеет температуру окружающего воздуха: зимой до -30°С и ниже, летом до +30°С и выше.
Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» без предварительного подогрева лопаток и дисков.
Допустим, что на режиме «малый газ» температура газов перед турбиной составляет tг*=600°С. Температура окружающего воздуха 20°С. Температура холодного двигателя и, соответственно, температура лопатки принимается равной температуре окружающего воздуха. В этом случае во время запуска в момент розжига камеры сгорания температура охлаждающего воздуха tохл* принимается равной температуре окружающего воздуха 20°С. Тогда температура лопатки tл определяется по известной формуле
где Θ=0,5 - коэффициент интенсивности конвективно-пленочного охлаждения лопатки.
Перепад температур между наружной и внутренней стенками лопатки составит
Δt=tл-tохл*=290°.
А величина термической деформации εt составит
εt=α⋅Δt=3,828⋅10-3,
где α=13,2⋅10-6 К-1 - коэффициент теплового расширения жаропрочного сплава.
Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» с предварительным подогревом лопаток и дисков.
Допустим, что в систему охлаждения турбины подается воздух от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя с температурой 250°С, т.е. tохл*=250°С. Повторив расчет термической деформации для этого случая, получим
εt=α⋅Δt=2,31⋅10-3.
Таким образом, в данном случае величина термической деформации уменьшилась примерно на 66%.
Используя диаграмму термической усталости (фиг. 2), получим увеличение числа циклов до разрушения с N1 до N2. При одинаковом запасе по числу циклов нагружения можно соответственно повысить ресурс двигателя по числу запусков, то есть по малоцикловой усталости.
Для реализации способа необходимо в коммуникацию (обвязку) двигателя ввести следующие конструктивные доработки.
В трубопровод, подающий воздух от компрессора на охлаждение турбины 2 (фиг. 3), устанавливается распределительный кран (клапан) подачи горячего воздуха от внешнего источника в систему охлаждения турбины. Распределительный кран открывает подачу горячего воздуха от внешнего источника перед холодной прокруткой и запуском двигателя и закрывает ее после выхода двигателя на режим «малый газ».
Итак, заявляемое изобретение позволяет расширить функциональные возможности за счет подогрева лопаток и дисков турбины через систему ее охлаждения.
Способ повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором снижают температурные перепады в газовой турбине, отличающийся тем, что перед холодной прокруткой и запуском двигателя в полости охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток, а также на диски турбины двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя и прогревают в течение 3…6 минут, после чего запускают двигатель, подачу горячего воздуха в систему охлаждения отключают после выхода двигателя на режим «малый газ».
www.findpatent.ru
1 УДК ПРИМЕНЕНИЕ ВОССТАНОВИТЕЛЬНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ РЕСУРСА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ И РАЗВИТИЯ) А. М. ЖАДКЕВИЧ, инж. (Ин-т электросварки им. Е. О. Патона НАН Украины) Отмечены успехи в области создания технологий сварки, пайки, нанесения покрытий для восстановления изделий горячего тракта газотурбинных двигателей. Приведены причины, сдерживающие широкомасштабное внедрение новых технологий. Обоснованы перспективы организации ремонтных работ по восстановлению лопаток газоперекачивающих агрегатов в газовой отрасли СНГ. Ключевые слова: пайка, сварка, нанесение покрытий, лопатки турбин, литейные сплавы, дефекты литья и эксплуатации, восстановительный ремонт, новые технологии, экономическая эффективность, перспективы применения А. М. Жадкевич, 2006 В последней трети прошлого столетия научно-технический прогресс был неразрывно связан с разработкой и созданием новой техники в различных областях промышленности: авиакосмической, судостроительной, энергетической, машиностроительной, электронной, приборостроительной и пр. То время характеризуется разработкой и внедрением в производство технологических процессов и оборудования для пайки различных металлических материалов, керамики, стекла, графита, алмазов, полупроводников и других материалов. Технологические возможности пайки огромны. Этим способом можно получать неразъемные соединения в самых различных сочетаниях без существенного изменения их исходных структур и физических свойств, с возможностью одновременного соединения нескольких узлов и деталей сложной геометрической формы со значительной протяженностью паяных швов, в том числе и в труднодоступных местах. Высокая производительность и низкая себестоимость по сравнению с другими способами соединения ставят технологический процесс пайки в разряд перспективных, экономически выгодных и конкурентоспособных процессов [1 6]. Несмотря на эти преимущества, пайка не заняла надлежащего места в технологиях создания изделий новой техники из-за недостаточно полной оценки возможностей. К недостаткам пайки обычно относят пониженную прочность паяного шва, по сравнению со сварным, необходимость тщательной подгонки соединяемых поверхностей, использование в припоях дорогостоящих металлов и низкую коррозионную стойкость шва по отношению к основному металлу. К объективным недостаткам, тормозящим широкомасштабное внедрение пайки, следует отнести отсутствие специализированных предприятий, производящих материалы и оборудование для пайки. Разработанные в последние два десятилетия новые марки припоев на основе никеля обеспечивают коррозионную стойкость паяных соединений на уровне основного металла. Применение пайки под давлением и специальных видов термообработки позволяют обеспечить прочность соединения, удовлетворяющую условиям эксплуатации [7 9]. Существенный вклад в развитие и внедрение пайки в производство и ремонтные технологии изделий горячего тракта газотурбинных двигателей (ГТД) внесли ученые и специалисты научно-исследовательских институтов, турбо-, двигателестроительных объединений и предприятий, авиационных и судостроительных КБ, высших технических заведений, а в последние годы и предприятий газовой отрасли [9]. Ряд предприятий и организаций на протяжении 30 лет были и являются лидерами в разработке и внедрении новых технологических процессов, материалов и оборудования для пайки изделий в турбостроении и в ремонтном производстве. Особо следует отметить большой вклад ученых и специалистов ФГУП «ВИАМ», РТТУ «МАТИ» им. К. Э. Циолковского, МГТУ им. Н. Э. Баумана, НПО «Техномаш», ИЭС им. Е. О. Патона, НУК им. Адмирала Макарова, ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, ФГУПП МПП «Салют», ГП НПКГ «Заря-Машпроект», НИАТ, ФГУП ЦНИИ КМ «Прометей», «Силовые машины», «А. Люлька-Сатурн», «СНТК им. Н. Д. Кузнецова» и др. Результаты научно-исследовательских, проектно-конструкторских и прикладных работ, выполненных в этих организациях в направлениях разработки новейших технологий пайки для авиационной, ракетной и машиностроительной техники, нанесения защитных покрытий и восстановления деталей турбин пайкой, широко 44 5/2006
2 известны и используются на производстве не только в Украине и в России, но и в странах дальнего зарубежья [10]. В 1984 г. в ИЭС им. Е. О. Патона был пущен в эксплуатацию Опытный завод специальной электрометаллургии (завод новых технологий), в состав которого, кроме цехов электрошлаковой и ионно-плазменной технологии, вошли в строй цеха электронно-лучевой технологии сварки и напыления. Инициатором, идейным и научным руководителем создания этого предприятия [11] в системе Академии наук УССР был академик Б. Е. Патон, научными руководителями отдельных технологических направлений академики Б. А. Мовчан, Б. И. Медовар, Д. А. Дудко и д-р техн. наук О. К. Назаренко, избранный в 1992 г. членом-корреспондентом Национальной академии наук Украины. За период гг. заводом был выполнен большой объем работ по электронно-лучевой сварке блоков лопаток ГТД и агрегатов, восстановлены десятки тысяч лопаток ГТД после их плановой наработки в процессе эксплуатации. Применение специальной термической обработки и нанесение защитных жаростойких покрытий, осаждаемых из паровой фазы в вакууме из сплавов на основе никеля и кобальта с добавками алюминия, хрома и иттрия, позволили в несколько раз повысить ресурс эксплуатации лопаток многих сотен ГТД, агрегатов, компрессоров и энергетических турбин. В процессе эксплуатации ГТД наиболее подвержены выходу из строя лопатки турбин. Основной причиной этого является усталостное разрушение и нарушение геометрических размеров и формы лопаток, работающих в условиях высоких температур, при агрессивном воздействии продуктов сгорания топлива и высокотемпературной газовой (сульфидно-оксидной) коррозии [12]. Несмотря на использование при изготовлении лопаток дисперсно-твердеющих литейных сплавов на никелевой основе, ресурс эксплуатации турбины ограничен предельным расчетным сроком эксплуатации, обусловленным процессами старения оборудования в результате накопления усталостных повреждений в конструкционных материалах. Процесс старения состоит обычно из двух стадий. Первая связана с накоплением обратимых явлений и характеризуется постепенным изменением свойств материала, а вторая с протеканием необратимых повреждений, приводящих к ускоренному разрушению материала [5, 9, 12, 13]. Усталостное разрушение наиболее ответственных деталей ГТД лопаток возникает из-за: погрешностей механической обработки, монтажа и сборки; воздействия не учтенных расчетом изгибных и крутящих переменных нагрузок; износа и коррозии металла. В процессе ремонта рабочих лопаток ГТД решаются две основные задачи: восстановление геометрической формы (размеров) лопатки и структуры (прочностных свойств) материала лопатки. В табл. 1 с учетом данных [14] представлена упрощенная классификация основных технологий (с учетом уровня сложности), применяемых при ремонте лопаток. Восстановление деталей горячего тракта ГТД пайкой является перспективным и ресурсосберегающим процессом [9, 15 17]. Экономическая эффективность применения пайки в технологиях изготовления и ремонта деталей горячего тракта ГТД была доказана опытом работы передовых отечественных и зарубежных турбо-, двигателестроительных компаний и предприятий во второй половине 1970-х годов. В то время на многих предприятиях было организовано ремонтное производство для устранения дефектов на литых лопатках ГТД и восстановления изношенных в процессе эксплуатации форм и размеров изделий горячего тракта авиационных турбин: лопаток, контактных поверхностей бандажных полок, сопловых агрегатов, колец сотовых уплотнений, герметизации знаковых отверстий и т. п. [15 20]. Устранение дефектов литья и эксплуатации на изделиях ГТД из деформируемых никелевых жаропрочных сплавов не вызывает трудностей. Для этого применяют АДС с использованием присадочных проволок, близких по химическому составу основному металлу [21, 22]. Таблица 1. Классификация основных технологий, применяемых при ремонте лопаток Уровень сложности Восстановление геометрических размеров Вид ремонта Восстановление структуры металла и прочностных свойств лопатки I II Наварка в местах утонений и полочек, устранение мелких дефектов аргонодуговой сваркой (АДС) Пайка в вакууме Микроплазменная сварка Аргонодуговая сварка Электронно-лучевая сварка (ЭЛС) Нанесение жаростойких покрытий Термообработка в атмосфере (отжиг) Термопластическое упрочнение Ультразвуковое упрочнение Гидродробеструйное упрочнение Термообработка в вакууме или защитных средах Горячее изостатическое прессование (ГИП) Металлографический контроль 5/
3 При восстановлении изделий ГТД из дисперсно-твердеющих сплавов на никелевой основе с суммарным содержанием алюминия и титана свыше 5 % наиболее распространенным технологическим процессом ремонта является высокотемпературная пайка с нагревом в вакууме при контролируемой атмосфере [15, 19, 20]. Эта технология позволяет обеспечить дальнейшую эксплуатацию большого количества дорогостоящих изделий ГТД различного назначения. Структурные превращения в жаропрочных литейных сплавах на никелевой основе происходят при температуре С с изменением не только исходной структуры, но и эксплутационных характеристик изделий. В связи с этим использование пайки с локальным нагревом ( С) дает возможность минимизировать влияние термического воздействия на основной металл [8, 9, 16, 20, 22 24]. Восстановительный ремонт лопаток ГТД позволяет продлить срок службы и сохранить в допустимых пределах базовые технические характеристики турбины мощность и коэффициент полезного действия. По данным работы [14], с некоторыми допущениями можно провести оценку экономической эффективности восстановительного ремонта лопаток турбин с использованием показателей: C рем стоимость ремонта; T рем увеличение срока службы (ресурса) в результате проведения ремонта; C пр суммарная стоимость программы поставки лопаток при проведении ремонта; C п суммарная стоимость программы поставки лопаток без ремонта; T рес назначенный ресурс лопатки; C нл стоимость новой лопатки; T рем /T рес относительное увеличение службы лопаток после ремонта. Условие C пр /C п < 1 ограничивает область, в которой ремонт лопаток будет давать экономический эффект. Отношение C рем /C нл не должно превышать относительного увеличения срока службы T рем /T рес, обусловленного проведением ремонта. Если срок службы лопаток увеличивается на 20 % по отношению к назначенному ресурсу новой лопатки, то стоимость ресурса не должна превышать 20 % стоимости новой лопатки. В противном случае ремонт будет стоить дороже приобретения новой лопатки [14]. Таблица 2. Технологические возможности предприятий авиационной промышленности Перечень технологий Очистка СП «Альстон Пауэр Унитурбо», г. С.-Петербург «А. Люлька- Сатурн», г. Москва ФГУП ММПП «Салют», г. Москва «УМ- ПО», г. Уфа «МПЗ», г. Пермь СП «Пратт и Уитни- Патон», г. Киев «СНТК», г. Самара ГП НПКГ «Заря- Машпроект», г. Николаев «Мотор Сич», г. Запорожье «Силовые машины», г. С.-Петербург ультразвуковая пескоструйная Термообработка ГИП + в вакууме в среде инертного газа Сварка, пайка АДС микроплазменная ЭЛС пайка в вакууме Нанесение покрытия диффузионное электронно-лучевое испарение и осаждение в вакууме плазменное электроискровое Упрочнение термопластическое ультразвуковое гидродробеструйное /2006
4 В настоящее время предприятия авиационного, энергетического и судового турбо-, двигателестроения располагают технологиями восстановления структуры металла и геометрических размеров лопаток. Эти технологии были разработаны с участием предприятий и отраслевых институтов, базирующихся на результатах обширных исследований и испытаний. Ремонтная технология, успешно применяемая около трети столетия, предусматривает устранение дефектов структуры металла, приобретенных в процессе эксплуатации и существенных повреждений (более 25 % площади пера лопатки). Данные о технологических возможностях предприятий авиационной, энергетической и судостроительной промышленности по ремонту лопаток ГТД приведены в табл. 2. Высокоэффективные и прогрессивные технологии продления ресурса работы за счет восстановительного ремонта высоконагруженных деталей и узлов горячего тракта авиационных и судовых ГТД с использованием пайки подробно изложены в работах [7 13, 15 20, 22 24]. Используя богатый научный, исследовательский, экспериментальный и промышленный потенциал на рынке авиационного и судового турбо-, двигателестроения, передовые компании и предприятия Rolls Royce, Boeing, General Electric, Pratt&Whitney, ФГУП ММПП «Салют», ГП НПКГ «Заря-Машпроект», «Рыбинские моторы», «Уфимское машиностроительное производственное объединение», «СНТК имени Н. Д. Кузнецова», «Авиадвигатель», «Мотор Сич», «ПМЗ», «А. Люлька-Сатурн», ЗМКБ «Прогресс» имени А. Г. Ивченко («Ивченко-Прогресс») и другие начали успешно работать по конверсионной программе создания комплексов ГТД для энергетической и нефтегазовой отраслей [25 28]. В настоящее время газоперекачивающий комплекс стран СНГ имеет в эксплуатации несколько сотен турбин стационарных газоперекачивающих агрегатов (ГПА). Общее количество рабочих лопаток турбин стационарных ГПА только в «Газпром» превышает 205 тыс. шт. Средняя годовая потребность в лопатках, заменяемых в ходе ремонтно-технического обслуживания, достигает около 30 тыс. шт. Стоимость лопаток в общем объеме ежегодных поставок запасных частей для ГПА составляет примерно третью часть. В эксплуатации только в «Газпром» находится более 105 установок ГКТ-25И производства итальянской компании «Nuovo Pignone». Наработка 75 % этих газотурбинных компрессоров к началу текущего столетия составила тыс. ч, что существенно превышает предельный расчетный срок эксплуатации 50 тыс. ч [29]. При эксплуатации лопаток газотурбинных компрессоров (ГТК) в результате эрозионного воздействия среды происходит частичное или полное удаление с рабочей поверхности лопатки защитных покрытий, что влечет за собой ускорение процессов коррозии рабочих и направляющих лопаток с нулевой по третью степень, поворотных лопаток входного направляющего агрегата и направляющих лопаток последних ступеней (16-й и 17-й). Основным видом износа компрессорных лопаток является питтинговая коррозия, приводящая в процессе эксплуатации к «язвинам» и «оспинам» на поверхности лопаток и разупрочнению поверхностного слоя, что является опасным с точки зрения усталостной прочности в околошовной части пера лопатки. Приведенные выше примеры состояния дел с эксплуатируемыми в «Газпром» лопатками ГПА и ГТК говорят о том, что своевременное и правильное проведение системы ремонтно-восстановительных работ первого и второго уровня сложности (см. табл. 1) может вернуть к повторной эксплуатации значительное количество дорогостоящих лопаток турбин и получить внушительный экономический эффект за счет снижения объемов поставки новых лопаток. Очистка лопаток после эксплуатации, проведение термообработки, сварки и пайки, нанесение защитных покрытий и упрочнение лопаток позволяют при затратах на ремонт от 20 до 30 % стоимости новых лопаток увеличить ресурс эксплуатации восстановленных лопаток до 70 %. Выполненный анализ [14] производственных возможностей ремонтных предприятий дочерних газотранспортных предприятий показал, что в настоящее время они располагают технологиями, производственными мощностями и оборудованием для проведения работ первого уровня сложности. Кроме того, на этих предприятиях производится шлифование, полирование и фрезерование поверхности лопаток, имеется входной люминисцентный контроль и замер твердости, а также развеска лопаток. Несмотря на то, что вот уже более 20 лет технология сварки и пайки для ремонта лопаток ГПА и ГТК стала использоваться в газовой отрасли, проведение ремонта второго уровня сложности вызывает и сейчас большие трудности. Серьезным недостатком в организации ремонта является «обезличивание» лопаток ремонтных комплектов с потерей информации о суммарной наработке и количестве ранее выполненных ремонтов, а также ограниченные возможности ремонтных предприятий обеспечить надлежащий уровень восстановления прочностных свойств металла [30]. Вследствие этого нередки случаи аварий, связанных с разрушением отремонтированных лопаток. Про- 5/
5 Таблица 3. Технологические возможности специализированных предприятий «Газпрома» в части проведения ремонта Вид ремонтных работ Восстановление структуры металла Восстановление геометрических размеров Перечень технологических операций «Турборемонт», г. Брянск «Ротор», г. Камышин, Волгоградской «Турбодеталь», г. Наро-Фоминск, Московской Щекинский завод РТО, г. Щекино, Московской ПТУ «Самарагазэнергоремонт», г. Самара ПРТЛ «Газэнергосервис», пгт. Боярка, Киевской Термообработка ГИП + ТО в вакууме ТО в защитной среде (аргон) ТО в атмосфере Поверхностное упрочнение ультразвуковое + гидродробеструйное АДС АДС в камере + микроплазменная пайка в вакууме ведение сравнительно простого ремонта рабочих лопаток должно быть сосредоточено на дочерних предприятиях газовой промышленности, а для ремонта второго уровня сложности требуется внедрение более сложных технологий и дорогостоящего оборудования, которое целесообразно сконцентрировать на базовых специализированных предприятиях Газпрома и Трансгаза России, Украины, Туркмении и Узбекистана. Технологические возможности с учетом данных [14] специализированных предприятий Газпрома в части проведения необходимых ремонтно-восстановительных работ указаны в табл. 3. Внедрение прогрессивных технологий восстановительного ремонта лопаток газоперекачивающих турбин требует разработки и осуществления ряда технических и организационных мероприятий в газовой отрасли стран СНГ [14], в том числе: разработки условий и критериев для принятия решений о месте проведения ремонта лопаток в части допустимых дефектов формы (размеров) с учетом суммарной наработки лопаток и количества предшествующих ремонтов; введения специальных паспортов (формуляров) на лопатки для ремонтных и сборных комплектов с указанием суммарной наработки, количества ремонтов и видов проведенных ремонтов; установление ремонтного фонда лопаток на специализированных предприятиях с обеспечением качества при приемлемой стоимости восстановительного ремонта; обоснования технико-экономической целесообразности восстановительного ремонта лопаток турбин и создание специализированных предприятий по восстановительному ремонту лопаток, обладающих технологией и оборудованием для сложного ремонта, включая и восстановление структуры металла. Газовая отрасль является экономически стабильной и успешно развивающейся отраслью. Создание инновационных проектов по ремонту деталей, узлов и конструкций газотурбинных двигателей считается весьма эффективным делом. Практика инновационной деятельности показывает, что наиболее распространенным видом национальных и региональных инновационно-технологических центров в газовой отрасли могут стать региональные заводы по ремонту ГТД, центры нововведений, технологические инкубаторы, инновационно-консалтинговые центры и технопарки. Центры передачи инноваций должны оказывать содействие в приобретении технологии, выполнять технологический аудит, помощь в заключении технологического партнерства, предоставлять консультации по управлению и финансированию предприятия [31]. Передача инноваций это подача систематизированных знаний для выпуска и применения современных наукоемких технологий в ремонтном производстве. Выводы 1. Авиационные, судовые и энергетические турбо-, двигателестроительные предприятия оснащены необходимым оборудованием и технологиями восстановления изделий горячего тракта ГТД. 2. Отсутствие предприятий, выпускающих оборудование и припои, сдерживает широкомасштабное внедрение высокоэффективной технологии пайки для восстановительного ремонта лопаток после их эксплуатации. 48 5/2006
6 3. Газовая отрасль стран СНГ должна иметь широкую сеть ремонтных дочерних предприятий, обладающих возможностями проводить ремонты лопаток первого уровня сложности. Более сложные ремонты лопаток, связанные с использованием сварки, пайки, термообработки и упрочнения должны осуществляться на региональных специализированных предприятиях газовой отрасли, оснащенных необходимым оборудованием, технологиями и высококвалифицированными кадрами. 4. Конверсионная программа использования авиационных ГТД в энергетике и газовой отрасли должна резко поднять качество, технологическую дисциплину и ответственность исполнителей за выполненные ремонтно-восстановительные работы. 5. Инновационная деятельность в ремонтном производстве газовой отрасли позволит оснастить региональные и дочерние предприятия необходимыми высокими технологиями и оборудованием и получить большой экономический эффект от внедрения в промышленность. 1. Машиностроение. Энциклопедия / Под ред. Б. Е. Патона. М.: Машиностроение, Т. IV.6, Оборудование для сварки. С То же Т. III-4, Технология сварки, пайки и резки. С Пайка. Опыт, исскуство, наука: Сб. докл. науч.-техн. конф. за гг. / Составители: В. П. Фролов, В. П. Плавунов, И. Ю. Маркина, И. И. Ильина. М.: Альфа Доминанта, Т с. 4. Космос: Технологии, материаловедение, конструкции: Сб. науч. тр. / Под ред. Б. Е. Патона. Киев: ИЭС им. Е. О. Патона НАН Украины, С Квасницкий В. Ф. Сварка и пайка жаропрочных сплавов в судостроении. Л.: Судостроение, с. 6. Хорунов В. Ф. Пайка: достижения и перспективы // Автомат. сварка С Хорунов В. Ф., Максимова С. В., Иванченко В. Г. Разработка припоев для пайки жаропрочных сплавов на основе никеля и титана // Там же С Хорунов В. Ф., Кудашев А. В. Пайка под давлением высокотемпературных сталей и жаропрочных сплавов // Материалы и технологии пайки: Сб. науч. тр. Киев: ИЭС им. Е. О. Патона, С Жадкевич А. М. Пайка дефектов лопаток авиационных и судовых турбин прогрессивная технология продления их ресурса (Ретроспективный анализ состояния и перспективы развития) // Современ. электрометаллургия С Жадкевич А. М. К 45-летию комитета пайки секции сварки ЦП НТО «Машпром» // Автомат. сварка С Жадкевич М. Л. ОЗ СЭМ база МНТК «ИЭС им. Е. О. Патона» по ускорению внедрения в промышленность новейших технологий специальной металлургии // Спец. электрометаллургия Вып. 67. С Жаропрочность литейных никелевых сплавов и их защита от окисления / Б. Е. Патон, Г. Б. Строганов, С. Т. Кишкин и др. Киев: Наук. думка, с. 13. Высокотемпературная коррозия и применение покрытий для защиты лопаточного агрегата ГТУ / В. И. Никитин, И. П. Комисарова, Б. А. Мовчан, И. С. Малашенко // Энергомашиностроение С Организация и экономическая эффективность ремонта рабочих лопаток турбин стационарных ГПА / С. Жданов, А. Хороших, Б. Грабовский и др. // Газотурбин. технологии Июль-август. С Ключников И. П., Гейкин В. А. Ремонт высоконагруженных деталей и узлов горячего тракта ГТД методом высокотемпературной пайки // Пайка. Современные технологии, материалы, конструкции. М.: ЦРДЗ, Сб. 2. С Неровный В. М., Ямпольский В. М., Рогов Р. М. Ремонт лопаток газовых турбин дуговой пайкой в вакууме // Энергомашиностроение С Корниенко А. Н., Жадкевич А. М. Состояние и проблемы пайки для ремонта лопаток газотурбинных двигателей // Заготовительное производство в машиностроении С Ключников И. П. Ремонт деталей и узлов газотурбинных двигателей методом высокотемпературной пайки с локальным нагревом // Пайка и создание изделий современной техники. М.: ЦРДЗ, С Ямпольский В. М., Неровный В. М. Упрочнение и восстановление лопаток газотурбинных двигателей пайкой // Тр. МВТУ им. Н. Э. Баумана С Хорунов В. Ф., Максимова С. В., Самохин С. М. Пайка современных и перспективных жаропрочных материалов для газотурбостроения // Тр. IV сессии Научного совета по новым материалам МААН «Проблемы современного материаловедения». Киев Гомель: ИММС АН Белоруси, С Характер образования горячих трещин при сварке литых жаропрочных сплавов / К. А. Ющенко, В. С. Савченко, Н. О. Червяков, Н. В. Звягинцева // Автомат. сварка С Квасницкий В. Ф. Сварка и пайка жаропрочных сплавов в судостроении // Там же С Жадкевич А. М. Прогрессивные технологии пайки для ремонта газотурбинных двигателей // Пр металлургии, сварки и материаловедения С Орлов А. В., Березников Ю. П., Самсонова Т. С. Ремонт газовых турбин методом дуговой пайки // Энергомашиностроение С Зинченко Г., Моргунов Е. Талант, умноженный на дерзость, труд и упорство // Газотурбин. технологии С Глина О., Тюрякова-Матвеева Д. Pratt&Whitney всегда там, где мы нужны // Там же. С Муравченко А. Модернизация газотурбинных двигателей «Ивченко-Прогресс» для энергетических установок // Там же С Богуслаев В. Газотурбинные установки «Мотор- Сич» для энергетики и нефтегазового комплекса // Там же С Настоящее и будущее российского турбостроения: Обзор «А. Люлька-Сатурн» // Там же С Иванов Ю., Кузменко М., Михайлов А. Термическая обработка жаропрочных никелевых сплавов // Там же С Бернадский В. Н. Особенности инновационного процесса в создании и трансфере высоких технологий // Обзор. информ. ИЭС с. Advances in the development of welding, brazing and coating technologies for repair of components of the hot section of gas turbine engines are noted. Causes of restriction of wide-scale application of a new technology are considered. Wide prospects for arrangement of repair operations to recondition of blades of gas-pumping plants in the gas industry of the CIS countries are substantiated. Поступила в редакцию /
docplayer.ru
Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации.
Известен газотурбинный двигатель, выполненный двухконтурным, содержит корпус с размещенным в нем турбокомпрессорным блоком, включающим компрессоры и турбины высокого и низкого давления, по меньшей мере, одну основную камеру сгорания, реактивное сопло, системы подачи воздуха и воздушного охлаждения, гидравлические топливную и масляную системы, а также системы мониторинга и управления работой двигателя (Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, стр.296-396).
Известен способ испытаний газотурбинного двигателя с учетом сезонных факторов проведения испытаний, включающий установленную в техническом задании наработку на режиме максимальной тяги на стационарном режиме и переменные режимы с выходом на указанный режим максимальной тяги при существующей в период испытаний температуре атмосферного воздуха. В конечной стадии испытаний двигатель выводят на режим максимальной тяги, повышают температуру воздуха на входе в двигатель до величины, превышающей наружную температуру на 50-180°С, и дают дополнительную наработку и дополнительные выходы на режим максимальной тяги (RU 2210066 C1, опубл. 10.08.2003).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.Л.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, с.136-137).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°С (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).
Известен способ промышленного производства авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий изготовление и заводскую сборку силовых, контролирующих, командных и исполнительных агрегатов, блоков и систем двигателя, включая компрессоры, турбины, камеры сгорания воздушную, топливную и масляную системы и систему управления двигателем (Богуслаев В.А., Качан А.Я., Долматов А.И., Мозговой В.Ф., Кореневский Е.Я. Технология производства авиационных двигателей Запорожье. Изд. Мотор Сич, 2009 [учеб.]; 4.1 Сборка авиационных двигателей, Раздел 3, с.26-61.
Известен способ эксплуатации авиационных двигателей, включающий операции обслуживания, предполетной подготовки, запуска, прогрева, вывода на предусмотренные регламентом полетные режимы и останов двигателя, а также профилактику, текущие и капитальный ремонты (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, с.136-137).
Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая оценка ресурса и надежности работы двигателя в широком диапазоне полетных режимов и условий эксплуатации, вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний к результатам, отнесенным к стандартным условиям эксплуатации двигателя известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя. Это осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, максимально приближенным к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации, на каждой из стадий разработки, доводки, опытно-промышленного, серийного производства и эксплуатации авиационных двигателей.
Задача изобретения состоит в разработке авиационных двигателей типа газотурбинных, способов их испытаний, доводки, опытного и промышленного производства и эксплуатации с повышенной достоверностью результатов испытаний на любом из этапов от опытно-промышленного образца до промышленного производства и летной эксплуатации авиационных двигателей, в том числе с включением разработки типовых полетных циклов, определения ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.
Поставленная задача в части способа испытания газотурбинного двигателя (ГТД) решается тем, что, испытание, согласно изобретению, включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы газотурбинного двигателя, превышающей программное время полета, для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем формируют полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5÷6 раз, при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы газотурбинного двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса.
При этом часть испытательных циклов могут осуществлять без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.
Испытательный цикл могут формировать на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.
Поставленная задача в части способа производства партии газотурбинных двигателей, в котором выполняют опытную партию ГТД, при этом производят, по меньшей мере, сборку каждого опытного двигателя, в том числе монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессорный блок, турбины, реактивное сопло, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также гидравлические топливную и масляную системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы и подвергают испытанию смонтированные опытные ГТД на определение ресурса и надежности в условиях многорежимных полетов, решается тем, что, согласно изобретению, испытания производят указанным выше способом испытания ГТД, по завершению программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки, при необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы ГТД и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.
Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, двигатель выполнен многовальным, содержит корпус с размещенными в нем компрессорным блоком, по меньшей мере, основной камерой сгорания, турбинами высокого и низкого давления, реактивным соплом, кроме того, двигатель включает воздушную систему, а также гидравлические - топливную и масленую системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненные им исполнительные блоки и агрегаты перечисленных систем, при этом двигатель испытан способом по любому из п.п.1-3 на определение ресурса и надежности по программе воспроизведения условий летной эксплуатации, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению заданных режимов работы газотурбинного двигателя.
Поставленная задача в части способа производства партии газотурбинных двигателей, в котором осуществляют, по меньшей мере, серийную промышленную заводскую сборку двигателей, при этом в каждом двигателе монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также гидравлические топливную и масляную системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы и производят стендовые испытания серийных газотурбинных двигателей из партии идентично произведенных ГТД, решается тем, что, согласно изобретению, испытанию подвергают группу двигателей из промышленной партии ГТД и производят испытания приведенным выше способом испытания ГТД на определение ресурса и надежности работы серийно промышленно произведенного двигателя и проверку их соответствия заданным значениям, при необходимости с последующим переводом результатов испытаний, полученных в конкретных атмосферно-климатических условиях, к значениям, соответствующим стандартным атмосферным условиям, с возможностью последующего пересчета конечных результатов, при необходимости, к любым другим требуемым атмосферно-климатическим условиям, для работы в которых предназначен тот или иной серийный двигатель или партия одновременно произведенных идентичных газотурбинных двигателей с возможным внесением указанных сведений в техническую документацию двигателя.
Поставленная задача в части способа эксплуатации газотурбинного двигателя, в котором перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на предусмотренные регламентом рабочие режимы, периодически производят профилактические осмотры, текущие ремонты, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонт, решается тем, что, согласно изобретению, после капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям приведенным выше способом испытания ГТД на определение ресурса и надежности работы двигателя, по результатам которых, при необходимости, производят послеремонтную доводку и, если необходимо, вариантно выполняют дополнительные испытания, скоррелированные с тематическим содержанием послеремонтной доводки и регламентом последующего этапа эксплуатации газотурбинного двигателя.
При этом после капитального ремонта и/или послеремонтной доводки газотурбинный двигатель могут подвергать испытанию на помпаж и определение границ газодинамической устойчивости работы.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа испытаний, повышающем достоверность результатов испытаний, что достигается за счет разработанных в изобретении чередованием режимов при выполнении этапов испытания, которые по длительности превышают программное время полета, при этом предварительно формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей и исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя, и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Это позволяет упростить последующие испытания, повысить корректность и расширить репрезентативность оценки ресурса и надежности работы двигателя на всех этапах создания, доводки, серийного промышленного производства и летной эксплуатации газотурбинных двигателей с корректным распространением репрезентативных оценок на широкий диапазон региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей, выполняемой в соответствии с изобретением.
Способ испытания газотурбинного двигателя включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы двигателя, превышающей программное время полета. Сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем формируют полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим. Быстрый сброс на режим «малого газа». Останов. Далее выполняют цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, который в совокупности превышает время полета в 5÷6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы при испытаниях газотурбинного двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы газотурбинного двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима. Последнюю принимают в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». Другие режимы выполняют с начальной точкой отсчета в промежуточных или конечном положениях, что соответствует различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса.
Часть испытательных циклов при испытаниях газотурбинного двигателя осуществляют без прогрева на режиме малый газ после запуска.
Испытательный цикл при испытаниях газотурбинного двигателя формируют на основе полетных циклов для боевого и учебного применения двигателя.
В способе производства партии газотурбинных двигателей выполняют опытную партию ГТД. Производят, по меньшей мере, сборку каждого опытного двигателя, в том числе монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессорный блок, турбины, реактивное сопло, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также гидравлические топливную и масляную системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы. Подвергают испытанию смонтированные опытные ГТД на определение ресурса и надежности в условиях многорежимных полетов. Испытания производят приведенным выше способом испытания ГТД. По завершении программы испытаний анализируют полученные результаты. Устраняют выявленные недостатки. При необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы ГТД и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.
Газотурбинный двигатель выполнен многовальным. Двигатель содержит корпус с размещенными в нем компрессорным блоком, по меньшей мере, основной камерой сгорания, турбинами высокого и низкого давления, реактивным соплом. Двигатель включает воздушную систему, а также гидравлические - топливную и масленую системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненные им исполнительные блоки и агрегаты перечисленных систем. Двигатель испытан приведенным выше способом испытания ГТД на определение ресурса и надежности по программе воспроизведения условий летной эксплуатации, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению заданных режимов работы газотурбинного двигателя.
В способе производства партии газотурбинных двигателей осуществляют, по меньшей мере, серийную промышленную заводскую сборку двигателей. В каждом двигателе монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также гидравлические топливную и масляную системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы. Производят стендовые испытания серийных газотурбинных двигателей из партии идентично произведенных ГТД. Испытанию подвергают группу двигателей из промышленной партии ГТД и производят испытания приведенным выше способом испытания ГТД на определение ресурса и надежности работы серийно промышленно произведенного двигателя и проверку их соответствия заданным значениям. При необходимости переводят результаты испытаний, полученные в конкретных атмосферно-климатических условиях, к значениям, соответствующим стандартным атмосферным условиям, с возможностью последующего пересчета конечных результатов, при необходимости, к любым другим требуемым атмосферно-климатическим условиям, для работы в которых предназначен тот или иной серийный двигатель или партия одновременно произведенных идентичных газотурбинных двигателей с возможным внесением указанных сведений в техническую документацию двигателя.
В способе эксплуатации газотурбинного двигателя перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе. Производят запуск, прогрев и вывод двигателя на предусмотренные регламентом рабочие режимы. Периодически производят профилактические осмотры, текущие ремонты, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонт. После капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям приведенным выше способом испытания ГТД на определение ресурса и надежности работы двигателя. По результатам испытаний, при необходимости, производят послеремонтную доводку и, если необходимо, вариантно выполняют дополнительные испытания, скоррелированные с тематическим содержанием послеремонтной доводки и регламентом последующего этапа эксплуатации газотурбинного двигателя.
После капитального ремонта и/или послеремонтной доводки газотурбинный двигатель подвергают испытанию на помпаж и определение границ газодинамической устойчивости работы.
Пример реализации способа испытания газотурбинного двигателя (ГТД).
Испытанию подвергают ГТД с проектным ресурсом 500 часов общей наработки до первого капитального ремонта. В указанном ресурсе задана наработка 20 час на максимальном режиме, из них 5 час на полном форсированном режиме. Формируют типовые полетные циклы (ТПЦ) и устанавливают заданное время работы двигателя 1 ч, эквивалентное полетному времени летательного аппарата (ЛА) по принятому ТПЦ. На основании ТПЦ расчетным путем определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое эквивалентное по повреждаемости количество циклов при испытаниях. В данном варианте принимают следующий состав нагрузочных испытательных циклов - выполнение 700 (400+300) запусков с выходом соответственно на максимальный и форсированные режимы, а также 400 приемистостей от режима «малый газ» (МГ) до максимального (Макс.) и 300 с режима 0,8 Макс. до форсированного (Фор) режима.
Устанавливают коэффициент запаса на требуемое количество испытательных нагрузочных циклов и времени наработки К=1,2.
Формируют полный объем ресурсных испытаний и разрабатывают программу проведения испытаний:
1. Общую наработку при проведении ресурсных испытаний принимают 500*1,2=600 ч, из них наработку на максимальном режиме принимают (20-5)*1,2=18 ч, а на форсированном режиме 5*1,2=6 ч.
2. Принимают продолжительность этапа испытаний 5 ч, и определяют количество пятичасовых этапов 600:5=120.
3. Устанавливают количество запусков с учетом коэффициента запаса 700*1,2=840, а также от МГ до Макс 400*1,2=480 и от 0,8 Макс до Фор 300*1,2=360.
4. Каждый пятичасовой этап включает 840:120=7, приемистостей от режима МГ до Макс 480:120=4 и приемистостей с режима 0,8 Макс до Фор 360:120=3, а также наработку на максимальном и форсированном режимах 18*60:120=9 мин. 360:120=3 мин.
5. Устанавливают последовательность испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим МГ и останов. Затем предусматривают цикл длительной работы с многократным чередованием нагрузочных циклов с размахом диапазонов изменения режимов от МГ до Макс и 0,8 Макс до Фор в пределах установленного выше объема испытательных этапов.
Выполняют испытания ГТД по указанной программе. Затем проводят дефектацию двигателя и анализ результатов испытаний, по которым принимают решение о признании двигателя выдержавшим испытания.
Изложенную выше последовательность испытания газотурбинных двигателей применяют на всех этапах от доводки опытных образцов до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта двигателей.
edrid.ru
Способ предназначен для оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя. Технический результат - повышение экономической эффективности эксплуатации ГТД за счет снижения затрат на определение предельно допустимых величин критериев выработки ресурса, а также повышение точности оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя путем осуществления контроля за фактическим состоянием всех основных деталей двигателя в конкретных условиях эксплуатации. В способе дополнительно замеряют и/или вычисляют термо- и газодинамические параметры Х данного двигателя, задающие режим термомеханического нагружения всех основных деталей газотурбинного двигателя, рассчитывают параметры уi термомеханического нагружения каждой из основных деталей двигателя. При этом предельно допустимые значения критерия выработки ресурса каждой из основных деталей задают по результатам предварительно проведенных с ними циклических испытаний вне указанного двигателя, причем предварительно задают 1-ю функциональную зависимость между параметрами Хо, Х и параметрами уi, а также 2-ю функциональную зависимость между параметрами уi и параметрами напряжений σi и деформаций ∈i всех основных деталей, на основе которой вычисляют значения σi и ∈i каждой основной детали в условиях конкретного полета. Расчет фактической выработки ресурса каждой основной детали проводят по критериям длительной прочности Рi∑ч, и циклической повреждаемости Pi∑ец. B случае превышения указанных величин критериев над их предельными значениями [Рi∑ч], и [Рi∑ц], соответственно, эксплуатацию двигателя прекращают. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей по техническому состоянию, в частности к способам управления ресурсом авиационных газотурбинных двигателей.
Известен способ оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью. Далее осуществляют наработку двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. В случае удовлетворительного технического состояния двигатель эксплуатируют сверх установленного межремонтного ресурса, но в пределах назначенного ресурса [Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИ ГА, Москва, 1994, с.18].
Недостатком данного способа является то, что оценку выработки назначенного ресурса газотурбинного двигателя (ГТД) производят без учета нагруженности ГТД в реальных условиях. Поэтому, если нагруженность ГТД была ниже установленной, то, несмотря на удовлетворительное состояние деталей ГТД при выработке назначенного ресурса, он подлежал списанию, что было экономически невыгодно.
Известен способ оценки технического состояния двигателя, при котором устанавливают его ресурс в соответствии с установленной нагруженностью, которая задается обобщенным полетным циклом (ОПЦ) в виде зависимости режимов работы двигателя от времени полета. При оценке технического состояния ГТД его нагруженность в рабочих условиях сопоставляют с установленной. Далее определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности установленного ресурса и приведенной наработки [патент РФ №2211442, G01M 15/00, 2003 г.].
Основным недостатком известного способа является то, что оценку нагруженности ГТД производят без учета условий полета - температуры воздуха tвх и давления Р*вх на входе в двигатель, параметров режимов его работы, что затрудняет количественную оценку повреждаемости ГТД в конкретных условиях эксплуатации.
В качестве прототипа выбран известный способ эксплуатации авиационного ГТД [патент РФ №2236671, G01M 15/00, 2004 г.], который предусматривает сравнение фактической наработки двигателя и параметра технического состояния деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения. При этом для основных деталей, т.е. для деталей, разрушение которых может привести к отказу с опасными последствиями, в качестве параметра технического состояния выбирают их накопленную повреждаемость. Определение повреждаемости основных деталей осуществляют по критерию малоцикловой усталости, с учетом их наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, а предельно допустимые значения повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.
Для количественной оценки режимов нагружения (действующих температурных и силовых нагрузок) в каждом полете предусматривается измерение и запись на бортовой магнитный регистратор следующих параметров работы ГТД - температура воздуха на входе в двигатель tвх, положение рычага управления двигателем αруд, частоты вращения роторов низкого и высокого давлений nнд и nвд, температура газов за турбиной Тт, время полета.
Недостатком прототипа является необходимость проведения дорогостоящего комплекса длительных ресурсных испытаний полноразмерного ГТД для определения и подтверждения предельно допустимых значений ресурса и повреждаемости ГТД. Этот недостаток становится особенно значимым для современных авиационных двигателей гражданского назначения, имеющих ресурс 20000…30000 часов и более, существенно снижая экономическую эффективность эксплуатации ГТД.
Другим недостатком прототипа является низкая точность определения повреждаемости основных деталей. Так, отсутствие измерений давлений и температур, наблюдаемых в компрессорах низкого и высокого давления, камере сгорания, турбине высокого давления, не позволяет обеспечить корректный расчет термомеханического нагружения основных деталей, входящих в состав этих узлов. Кроме того, низкая точность оценки по прототипу приводит к ограничению его применения на современных ГТД с высокой степенью двухконтурности m, для которых характерно значительное число управляющих воздействий (7…10 и более), повышающих неопределенность в расчетной оценке давлений и температур.
Техническая задача заключается в повышении экономической эффективности эксплуатации ГТД за счет снижения затрат на определение предельно допустимых величин критериев выработки ресурса, а также - в повышении точности оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя путем осуществления контроля за фактическим состоянием всех основных деталей двигателя в конкретных условиях эксплуатации.
Сущность изобретения заключается в том, что при осуществлении способа оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя по результатам измерения во время каждого полета его основных параметров Х0, включающих температуру воздуха на входе в двигатель tвх, положение рычага управления двигателем αруд, частоты вращения роторов низкого и высокого давлений nнд и nвд, температуру газов за турбиной Тт, и заключающийся в сравнении величин параметров выработки ресурса основных деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, согласно изобретению дополнительно замеряют и/или вычисляют термо- и газодинамические параметры X данного двигателя, задающие режим термомеханического нагружения всех основных деталей газотурбинного двигателя, рассчитывают параметры yi термомеханического нагружения каждой из основных деталей двигателя. При этом предельно допустимые значения критерия выработки ресурса каждой из основных деталей задают по результатам предварительно проведенных с ними циклических испытаний вне указанного двигателя, причем предварительно задают 1-ю функциональную зависимость между параметрами Хo, Х и параметрами уi, а также 2-ю функциональную зависимость между параметрами yi и параметрами напряжений σi и деформации ∈i всех основных деталей, на основе которой вычисляют значения σi и ∈i каждой основной детали в условиях конкретного полета. Расчет фактической выработки ресурса каждой основной детали проводят по критериям длительной прочности РiΣч и циклической долговечности РiΣц. В случае превышения указанных величин критериев над их предельными значениями [РiΣч] и [РiΣц], соответственно, эксплуатацию двигателя прекращают.
В качестве параметров X, задающих режим термомеханического нагружения, используют параметры полного давления воздуха на входе в двигатель Р*вх. полного давления воздуха за вентилятором Р*в, полного давления воздуха за компрессором высокого давления Р*квд, полной температуры воздуха за компрессором высокого давления Т*квд, мгновенного значения расхода топлива в камеру сгорания Gt, дискретные параметры «Двигатель работает», «Включен / выключен обдув корпусов турбины», «Включено частичное/ полное охлаждение лопаток», «Клапана перепуска воздуха из компрессора высокого давления открыты».
Предварительное проведение циклических испытаний каждой из основных деталей вне двигателя позволяет существенно снизить затраты на определение предельно допустимых величин критериев выработки ресурса основных деталей в первую очередь за счет исключения расходов на горючесмазочные материалы (авиационное топливо, моторные масла и т.д.).
Циклические испытания проводят с помощью разгонного стенда, порядок работы которого изложен, например, в описании к патенту РФ №2120612, G01M 7/02, 1998 г.
Высокую точность оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя обеспечивают за счет контроля за фактическим состоянием всех основных деталей двигателя в конкретных условиях эксплуатации, поскольку полное и достоверное определение параметров выработки ресурса основных деталей двигателя осуществляют расчетным путем по итогам каждого полета на основе зарегистрированной информации о граничных условиях работы и с учетом заранее заданных функциональных зависимостей. При этом элементом, лимитирующим ресурс двигателя, будет являться i-я основная деталь, имеющая минимальные значения предельных величин критерия длительной прочности [РiΣч] и критерия циклической долговечности [РiΣц] по сравнению с другими деталями.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами. На фиг.1 представлен алгоритм реализации заявляемого способа оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя. На фиг.2а, б показаны графики изменения частоты вращения n и температуры t основных деталей соответственно в процессе циклических испытаний.
1 - бортовая система контроля и диагностики ГТД, представляющая собой электронную систему, обеспечивающую измерение и(или) прием информации о величинах основных параметров Хo, включающих температуру воздуха на входе в двигатель tвх, положение рычага управления двигателем αруд, частоты вращения роторов низкого и высокого давлений nнд и nвд, температуру газов за турбиной Тт, а также информации о дополнительных термо- и газодинамических параметрах X, а именно, полного давления воздуха на входе в двигатель Р*вх, полного давления воздуха за вентилятором Р*в, полного давления воздуха за компрессором высокого давления Р*квд, полной температуры воздуха за компрессором высокого давления Т*квд, мгновенного значения расхода топлива в камеру сгорания Gt, дискретные параметры «Двигатель работает», «Включен/выключен, обдув корпусов турбины», «Включено частичное/ полное охлаждение лопаток», «Клапана перепуска воздуха из компрессора высокого давления открыты», т.е. параметров, задающих режим термомеханического нагружения основных деталей двигателя ГТД.
2 - бортовая многоканальная система регистрации параметров типа МСРП-А-02. Представляет собой типовое бортовое устройство записи параметров полета самолета, работы силовой установки, самолетного аэронавигационного и радиотехнического оборудования, определяющих параметры других наиболее важных технических устройств. Частота регистрации параметров ГТД из бортовой системы контроля 1 (в цифровом кодовом виде по ГОСТ 18977-79) не менее 1 Гц, что удовлетворительно обеспечивает решение задач идентификации действующих температурных и силовых нагрузок.
3 - наземная система диагностической обработки параметров ГТД. Эта система включает дешифрирующее устройство и вычислительное устройство - сервер для хранения полетной информации, а также компьютер, обеспечивающий непосредственную автоматизированную обработку полетной информации.
Для автоматизированной обработки информации достаточно применения персонального компьютера типа Pentium 4, тактовая частота не менее 2300 МГц, винчестер -120 Гб, ОЗУ - 1024 Мб, видеокарта SVGA 128 Мб (операционная среда Windows).
4 - модуль термомеханического нагружения основных деталей ГТД. Представляет собой математическую модель, которая устанавливает функциональное соответствие между параметрами Хo, Х и параметрами у термомеханического нагружения всех основных деталей (1-я функциональная зависимость). Модель нагружения основных деталей представлена в виде системы уравнений:
{уi}=f {хi, ai, bi},
где уi - параметры термомеханического нагружения основных деталей, а именно температуры и силовых нагрузок, действующих на i-ю основную деталь;
xi - регистрируемые параметры бортовой системой контроля и диагностики;
аi - расчетные параметры термодинамического цикла ГТД и его узлов (расход воздуха через вентилятор, расход воздуха через компрессор высокого давления, расход газа через турбину, к.п.д. узлов, скорости потоков и газодинамические функции, значения температур рабочего тела и др.), определяемые на основе зарегистрированной информации о параметрах xi;
bi - заранее известные константы, учитывающие вес и геометрию (объемы узлов, площади проходных сечений и т.д.).
Модуль термомеханического нагружения 4 имеет три уровня. Первый уровень - термодинамическая модель двигателя. Второй уровень - модели работы узлов двигателя (вентилятора с каналом наружного контура, компрессора низкого давления, компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины). Третий уровень - собственно модель термомеханического нагружения основной детали, конструктивно входящей в состав того или иного узла ГТД (число моделей соответствует числу основных деталей ГТД).
Задавая на входе модуля 4 информацию о зарегистрированных параметрах (граничные и начальные условия), на выходе получают численные значения параметров нагружения уi для каждой основной детали.
5 - модуль теплового и напряженно-деформированного состояния основных деталей. Представляет собой математическую модель тепловых полей и напряженно-деформированного состояния основных деталей (2-я функциональная зависимость). Модуль 5 позволяет устанавливать функциональное соответствие между параметрами нагружения основных деталей уi, определенных по 1-й функциональной зависимости, и величинами напряжений σ, деформаций ∈, всех основных деталей в виде:
{σi, ∈i}=f { уi, ci},
где σi- напряжения i-й основной детали;
∈i - деформации i-й основной детали;
уi - параметры нагружения i-й основной детали;
сi - весовые коэффициенты и типовые константы расчетов прочности (модули упругости и пределы прочности применяемых материалов, коэффициенты Пуассона). Подавая на вход модуля 5 информацию о параметрах нагружения уi каждой основной детали, на выходе получают численные значения напряжений σi и деформаций ∈i каждой основной детали.
6 - блок определения выработки ресурса основных деталей.
Определение выработки ресурса каждой i-й основной детали осуществляется по критерию длительной прочности РiΣч, в часах, и по критерию циклической долговечности РiΣц, в циклах.
Расчет выработки ресурса РiΣч по критерию длительной прочности за N полетов самолета выполняется в следующей последовательности:
σi→τi(σi, ti)→Пi→Рiч→ РiΣч;
где σi - параметр напряжения i-й основной детали;
τi(σi, ti) - долговечность i-й основной детали при рассчитанном параметре напряжений σi, и температуре ti;
Пi - повреждаемость i-й основной детали от длительной прочности в каждом конкретном полете;
Рiч - выработанный ресурс основной детали в конкретном полете;
Расчет выработки ресурса основной детали по критерию циклической долговечности РiΣц выполняют по широко известной эмпирической формуле Мэнсона, связывающей число циклов до разрушения Np с прочностными характеристиками материала основной детали.
7 - блок сравнения.
В блоке 7 сравнивают фактические РiΣч, РiΣц и предельно допустимые [РiΣч], [РiΣц] значения ресурса основных деталей в часах и циклах соответственно.
В случае, если фактическое значение РiΣч или РiΣц любой детали сравняется с соответствующим предельным значением [РiΣч] или [РiΣц], то эксплуатацию ГТД необходимо прекратить. Обычно такого события не дожидаются и заранее проводят опережающие автономные циклические испытания вне двигателя по увеличению значений [РiΣч],[ РiΣц].
Блок сравнения 7, модуль 4, модуль теплового и напряженно-деформированного состояния 5, блок определения выработки ресурса 6 реализуют в компьютере из состава наземной системы 3 для обеспечения оперативной оценки технического состояния ГТД перед каждым вылетом.
8 - блок формирования требований к испытательному циклу.
Решение задачи предусматривает идентификацию численных значений параметров напряжений σi, деформаций ∈i и температур ti, действующих на основные детали ГТД при выполнении обобщенного полетного цикла (ОПЦ), с последующим их воспроизведением при циклических испытаниях на разгонной установке испытаний роторов 9.
Для этого на входе модуля 4 задают граничные условия ОПЦ (параметры: температура наружного воздуха tH, высота и скорость полета, режим работы двигателя), а с выхода модуля 5 получают расчетные значения σi, ∈i, и ti=f (τ), где τ - время.
Далее формируют требования к испытательному циклу каждой основной детали в виде двух параметрической зависимости вида (nmax, nmin, t)=f (τ), позволяющей при циклических испытаниях на разгонной установке 9 воспроизвести σi, ∈i и t каждой i-й основной детали для условий ОПЦ (nmax - максимальная частота вращения основной детали на разгонной установке, nmin - минимальная частота вращения основной детали на разгонной установке, t - температура основной детали). Таким образом, воспроизведение реального (полетного) цикла деформирования материала основной детали на установке 9 обеспечивается динамикой изменения частоты вращения n и температуры t.
9 - разгонная установка испытаний роторов, на которой осуществляют эквивалентно-циклические испытания, программа которых формируется на базе ОПЦ предполагаемой эксплуатации ГТД.
Применительно к основным деталям двигателя ПС-90А вращение ротора осуществляют с помощью установки 9 от реверсивного электродвигателя мощностью до 1000 кВт. Вращение ротора в аэровихревой камере вызывает интенсивное турбулентное вихреобразование, сопровождающееся трением частиц воздуха между собой, о колесо, стенки камеры и выделением тепла. Это позволяет нагревать детали до необходимых температур и, таким образом, максимально воспроизвести условия работы этих деталей в составе ГТД. Условия работы основных деталей (параметры) на разгонной установке контролируются датчиками частоты вращения и термопарами, установленными специальным образом так, чтобы испытуемая деталь не имела дополнительных повреждений.
10 - блок формирования предельно допустимых величин [РiΣч], [РiΣц].
Способ реализуется следующим образом.
В процессе эксплуатации ГТД в составе самолета с помощью бортовой системы контроля и диагностики 1 осуществляют измерение и/или вычисление параметров и сигналов двигателя Х0, X и их регистрацию на бортовом многоканальном накопителе 2.
По окончании каждого полета или в конце летного дня зарегистрированную информацию с бортового накопителя 2 передают в наземную систему 3 в виде съемных магнитных кассет, оптических дисков или иных типов носителей информации цифрового электронного кода.
В наземной системе 3 выполняется автоматизированная обработка полетной информации с целью оценки выработки ресурса основных деталей ГТД РiΣч (в часах) и РiΣц (в циклах).
Для этого на основе зарегистрированной информации {Xi} о внешних условиях, параметров работы ГТД и его узлов, а также с учетом первой функциональной зависимости в виде {yi}=f{хi, ai, bi} в блоке 6 определяют параметры {уi} термомеханического нагружения всех основных деталей ГТД.
Далее, на основе 2-й функциональной зависимости {σi, ∈i}=f{yi сi} в блоке 5 определяют численные значения напряжений σi и деформаций ∈i каждой основной детали в конкретном полете данного двигателя.
Затем в блоке 6 выполняют расчет выработки ресурса каждой основной детали ГТД Рiчпо критерию длительной прочности за один полет (в часах), и далее, на основании гипотезы о линейном суммировании повреждаемости определяют фактическую суммарную выработку ресурса по критерию длительной прочности данного двигателя за N полетов:
Аналогично выполняют расчет выработки ресурса каждой детали по критерию циклической долговечности РiΣц (в циклах) по известной формуле Мэнсона. В основу расчетной модели определения РiΣч и РiΣц, учитывающей двух - и трехмерность напряженно-деформированного состояния основных деталей, нестационарность тепловых полей в течение полетного цикла, а также особенности геометрии, положены программно-алгоритмические разработки, обычно являющиеся «ноу-хау», а также известные конечно-элементные пакеты общего назначения.
Далее, в блоке 7 осуществляют сравнение фактического значения критериев РiΣч или РiΣц каждой основной детали с их предельно допустимыми значениями [РiΣч], [РiΣц].
В случае, если фактическое значение критериев РiΣч или РiΣц любой основной детали сравняется с их предельно допустимым значением [РiΣч], [РiΣц], то эксплуатацию ГТД прекращают. Но на практике, как правило, заранее проводят опережающие циклические испытания по увеличению предельно допустимых значений критериев [РiΣч], [РiΣц] для основных деталей с последующим оформлением нормативной документации, обеспечивающей бесперебойную эксплуатацию ГТД.
Установление предельно допустимых значений [РiΣч], [РiΣц] основных деталей осуществляют заранее, т.е. до начала эксплуатации ГТД в составе самолета.
Для этого на специализированной автономной разгонной установке 9 вне двигателя проводят эквивалентно-циклические испытания, программа которых формируется на базе ОПЦ предполагаемой эксплуатации ГТД. При этом в программе эквивалентно-циклических испытаний предусмотрено выполнение заданного количества типовых циклов работы основных деталей так, чтобы численные значения напряжений σi, деформаций ∈i и температур ti действующих на основные детали в условиях разгонной установки 9, максимально воспроизводили нагружение основных деталей ГТД при выполнении ОПЦ.
Испытания основных деталей на установке 9 проводят до отработки деталями необходимого количества испытательных циклов. Обычно требуется не менее 10000 полетных циклов для основных деталей горячей части ГТД дальне магистральных самолетов и не менее 15 000 полетных циклов для основных деталей горячей части ГТД ближнее магистральных самолетов.
По завершении требуемого количества циклов испытания прекращают, а испытанную основную деталь подвергают тщательному и всестороннему исследованию, в первую очередь - металлургическому, на предмет отсутствия трещин, механических повреждений и иных отклонений, с оформлением заключения об установлении или увеличении предельно допустимых значений критериев [РiΣч], [РiΣц],основных деталей ГТД.
Таким образом, в предлагаемом способе эксплуатация двигателя по техническому состоянию обеспечивается благодаря контролю за фактическим состоянием всех основных деталей каждого двигателя в конкретных условиях эксплуатации, а лимитирующим ресурс двигателя элементом является i-я основная деталь, имеющая минимальное значение [РiΣч], или [РiΣц], по сравнению с другими деталями. Это обстоятельство следует учитывать при возможных перестановках или съемах двигателя с крыла, его переборках, что составляет один из предметов управления ресурсом ГТД в конкретных условиях эксплуатации самолета в авиакомпаниях.
1. Способ оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя по результатам измерения во время каждого полета его основных параметров Х0, включающих температуру воздуха на входе в двигатель tвx, положение рычага управления двигателем αруд, частоты вращения роторов низкого и высокого давлений nнд и nвд, температуру газов за турбиной Тт, и заключающийся в сравнении величин параметров выработки ресурса основных деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, отличающийся тем, что дополнительно замеряют и/или вычисляют термо- и газодинамические параметры Х данного двигателя, задающие режим термомеханического нагружения всех основных деталей газотурбинного двигателя, рассчитывают параметры уi термомеханического нагружения каждой из основных деталей двигателя, при этом предельно допустимые значения критерия выработки ресурса каждой из основных деталей задают по результатам предварительно проведенных с ними циклических испытаний вне указанного двигателя, причем предварительно задают 1-ю функциональную зависимость между параметрами Х0, Х и параметрами уi, а также 2-ю функциональную зависимость между параметрами уi и параметрами напряжений σi и деформаций ∈i всех основных деталей, на основе которой вычисляют значения σi и ∈i каждой основной детали в условиях конкретного полета, а расчет фактической выработки ресурса каждой основной детали проводят по критериям длительной прочности Рi∑ч и циклической долговечности Рi∑ц, при этом в случае превышения указанных величин критериев над их предельными значениями [Рi∑ч] и [Рi∑ц] соответственно эксплуатацию двигателя прекращают.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметров X, задающих режим термомеханического нагружения, используют параметры полного давления воздуха на входе в двигатель Р*вх, полного давления воздуха за вентилятором Р*в, полного давления воздуха за компрессором высокого давления Р*квд, полной температуры воздуха за компрессором высокого давления Т*квд, мгновенного значения расхода топлива в камеру сгорания Gt, дискретные параметры «Двигатель работает», «Включен/выключен обдув корпусов турбины», «Включено частичное/ полное охлаждение лопаток», «Клапана перепуска воздуха из компрессора высокого давления открыты».
www.findpatent.ru
1. Патент RU 2215280. Способ оценки остаточного ресурса Текст. / А.В.Котелкин, А.Д.Звонков, А.В.Лютцау и др. -Бюл.№30, 2003 г.
2. Михайленко, А.Н. Увеличение ресурса титановых дисков компрессоров Текст. // Конструкция и прочность /А.Н. Михайленко, Т.И. Прибора/ Вестник двигателестроения. -2006.-№ 3. С.75-79.
3. Шанявский, A.A. Методы анализа эксплуатационной циклической долговечности дисков газотурбинных двигателей Текст. //Воздушный транспорт. Обзорная информация / A.A. Шанявский / М.: Центр научно-технической информации гражданской авиации. 1991 г. -72с.
4. Фирстов, С. А. Теоретическая прочность и теоретическая твердость Текст. / С. А. Фирстов/ Деформация и разрушение материалов. -№ 5, -С. 1 -7.
5. Рыбакова, Л. М. Структура и износостойкость металла/ Л. М. Рыбакова, Л.И. Куксенова/-М., «Машиностроение», 1982 . С.79.
6. Штремель, M. А. О единстве в многообразных процессах усталости Текст. /М. А. Штремель/ Деформация и разрушение материалов. -№ 6. -2011.-С.1 - 12.
7. Кутырев, В.В. Закономерности рассеяния и статистическая оценка границ распределения долговечности дисков КНД авиационных двигателей / В.В. Кутырев, C.B. Теплова/ -Вестник государственного аэрокосмического университетеа. -№3 (19). -2009. -С.376-380.
8. Шанявский, A.A. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций. Синергетика в инженерных приложениях /A.A. Шанявский. Уфа: Монография. 2003- 803 с.
9. Кутырев, В.В. Исследование напряжённого состояния и критерии прочности дисков компрессоров из титановых сплавов / В. В.Кутырев / -Конверсия в машиностроении. 2006. -№6. -С. 9-13.
10. Кутырев, В.В. Закономерности рассеяния малоцикловой долговечности никелевых и титановых сплавов /В.В. Кутырев, С.В.Теплова // -Конверсия в машиностроении-2008. -№1. -С. 42-45.
11. Кутырев, В.В. Закономерности малоцикловой долговечности, критерии прочности и прогнозирование ресурса дисков авиационных двигателей /В.В. Кутырев //-Конверсия в машиностроении. -2008, -№2, ('.29 -34.
12. Гольдштейн, М.И. Металлофизика высокопрочных сплавов / М.И. Гольдштейн, В.С.Литвинов, Б.М. Бронфин/ М.: Металлургия. -1986. 309 с.
13. Акуличев А.Г. Исследование закаленного нитроцементованного слоя стали 20ХЗМВФ методом полнопрофильного анализа рентгенограмм// А. Г.Акуличев, В.Д.Андреева, В.В. Трофимов. -Научно-технические ведомости СПбГПУ, -2011. № 1. -С. 168-170.
14. Серенсен, С. В. Сопротивление материалов усталостному и хрупкому разрушению /C.B. Серенсен/. М.: Машиностроение. -1975. -С.304.
15. Горелик, С.С. Рентгенографический и электроннооптический анализ Текст. / С.С. Горелик, JI.H. Расторгуев, Ю.А.Скаков/ -М.: Металлургия. 1970. -351с.
16. Качанов, Н.Н. Рентгеноструктурный анализ (поликристаллов) Текст. / Н.Н.Качанов, Л.И.Миркин /-М.-.Государственное научно-техническое издательство машиностроительной литературы. 1960. -213 с.
17. Уманский Я.С. Кристаллография, рентгенография и электронная микроскопия Текст. / Я.С. Уманский, Ю.А.Скаков, А.Н. Иванов и др. / -М. : Металлургия. 1982. 339 с.
18. Комяк, Н.И. Рентгеновские методы и аппаратура для определения напряжений Текст. \ Н.И. Комяк , Ю.Г. Мясников\ -Л.: Машиностроение. 1972. -88с.
19. Русаков, А.А. Рентгенография металлов Текст. /А.А. Русаков/ -М.: Атомиздат. 1977. -480 с.
20. Васильев, Д.М. Современное состояние рентгеновского способа измерения макронапряжений (обзор) Текст. / Д.М. Васильев, В.В. Трофимов . -Заводская лаборатория, -1984, т.50, №7, -С. 20-29.
21. Noyan, I.C. Residual stress .Measurement by diffraction and interpretation, Materials research and engineeringText./ I.C. Noyan, J. B. Cohen/ Springer-Verlag. 2003, - P. 122-126.
22. Самуль, В.И. Основы теории упругости и пластичности Текст. / В. И. Самуль/-М.: Высшая школа. -1982. -264 с.
23. Fitzpatrick, М.Е. Determination of residual stresses by X-Ray diffraction Text. / M.E. Fitzpatrick, A.T. Fry , P. Holdway , F.A. Kandil, J. Shackleton, L. Suominen/ Measurement Good Practice Guide -2005. №52. -P. 1-68.
24. Фукс, М.Я. Рентгеновский метод определения макронапряжений /М.Я.Фукс, Л. И. Гладких/-Заводская лаборатория. -1965. -т.31, -№8, -С.978-981.27. http://intra.stresstechgroup.com/stresswiki/index.php/Dolle-Hauk metod.
25. Lu, J.Handbook of measurement of residual stresses Text./J. Lu, Society for Experimental Mechanics Inc.// The Fairmont Press Inc. -1996, -P. 89-90.
26. Lonsdale, D. The development of transportable X-ray diffractometer for measurement of stress Text. / D. Lonsdale, P. Doig / Proc. of the Second International Conf. on Residual Stresses . Nancy. France . -23-25 Nov. 1988.
27. Gibmeier, J. Round robin test on the determination by X-ray diffraction Text. / J. Gibmeier, J.Lu , B.Scholtes/ Materials science forum. -Trans tech publications »Switzerland. -2002. Vols.404-407. P.659-664.
28. РД 34.17.425-86 . Методические указания по рентгенографическому определению макронапряжений в металле циркуляционных трубопроводов и корпусного оборудования электростанций Текст. -М.: ВТИ им. Дзержинского. -1989. -32с.
29. Лютцау, А.В.Новые средства диагностики и неразрушающего контроля напряженного состояния заготовок и изделий Текст. // сб. пластическая деформация сталей и сплавов / А.В.Лютцау, А.В.Котелкин, А.Д.Звонков, Д.Б.Матвеев //-М.: МИСиС, -1996. -С.436 441.
30. Лютцау, А. В. Портативный рентгеновский дифрактометр Текст. /А.В. Лютцау, А.В.Котелкин, А.Д.Звонков и др./- Контроль . Диагностика, -№5, 2002. - с.38-40.
31. ХРА 09-285. Методы испытании для анализа остаточных напряжений дифракцией рентгеновских лучей Текст. / AFNOR (французская ассоциация по стандартизации). 1999. -27 с.
32. Миркин, Л.И. //Справочник по рентгеноструктурному анализу поликристалловТекст. / Л.И. Миркин/ -М.:Госиздат физико-математической литературы. 1961,-863 с.
33. Зевин, Л.С. Количественный рентгенографический фазовый анализ Текст. / Л.С. Зевин, Л.Л.Завьялова/-М.:Недра. 1974,-180с.
34. Бецофен, С.Я. Количественный фазовый анализ текстурированных титановых сплавов Текст. // Труды 3 Международной конференции «Титан-2006 в СНГ/ С.Я. Бецофен, A.A. Таранишин, П.В Панин. -2006. -с.287-291.
35. Бецофен, С.Я. Текстура и конструкционная прочность сферических сосудов давления из сплавов титана Текст. / С.Я. Бецофен, А.А.Ильин, А.Д. Плотников, A.A. Таранишин. -Авиационная промышленность. -2006, -№4, -с. 26-32.
36. Munsi, A.S.M.Y. A method for determining X-ray elastic constants for the measurement of residual stress Text. // A.S.M.Y. Munsi, A.J.Waddel, C.A.Walker/ Blackwel publishing Ltd// Strain. -2003. 39. -P.3-10.
37. Тейлор, А.Рентгеновская металлография Текст. / А.Тейлор /М: Металлургия, 1965, 664 с.
38. Residual Stress Measurement by X-Ray Diffraction Text. SAE International HS-784, second edition. -2003. -Chapter 7.3. -P. 1-85.
39. Методы испытания, контроля и исследования машиностроительных материалов Текст. // Физические методы исследования металлов / Под ред. А.Т. Туманова. -М.: Машиностроение. 1983. -Т. 1. -554 с.
40. Васильев, Д.М. Рентгенографическое изучение распределения напряжений по сечению изделия Текст. /Д.М. Васильев// Заводская лаборатория. -1966. -Т.32. -№6. С.708-711.
41. Полетаев, В.А. Универсальные технологические схемы глубинного шлифования лопаток ГТД Текст. / В.А. Полетаев, Д. И.// -Справочник. Инженерный журнал. 2009. №4. -С. 7-10.
42. Цветков, Е. В. Актуальность многокоординатного глубинного шлифования Текст. / Е. В. Цветков // XXXIV Гагаринские чтения. Научные труды Международной молодежной научной конференции. В 8-и т.- Москва: МАТИ-РГТУ, 2008.- Т.6.-С. 78-80.
43. Полетаев , В.А. Глубинное шлифование лопаток Текст. / В.А. Полетаев, Д. И. Волков.-М.: Машиностроение. 2009. -272 с.
44. Братухин, А.Г. Основы технологии создания газотурбинных двигателей для магистральных самолетов Текст. / А.Г Братухин, Ю.Е. Решетников, A.A. Иноземцев. -М.: Авиатехинформ. 1999. -С.З02-324.
45. Голуб, В.П. Циклическая ползучесть жаропрочных никелевых сплавов Текст. /В.П. Голуб/-Киев: Наукова думка. 1983. -221 с.
46. Гецов, Л.Б. Материалы и прочность газовых турбин Текст. /Л.Б. Гецов /-Л.: Машиностроение. 1973. -296 с.
47. Захаров, М.В. Жаропрочные сплавыТекст. /М.Б. Захаров, А.М.Захаров / -М.: Металлургия. 1972. -384 с.
48. Ищенко, И.И. Влияние высоких температур на сопротивление усталости жаропрочных сталей и сплавов Текст. /И.И. Ищенко, А.Д. Погребняк, Б.Н. Синайский/ -Киев: Наукова думка. 1979. -176 с.
49. Химушин, Ф.Ф. Жаропрочные стали и сплавы Текст. / Ф.Ф.Химушин/-М.: Металлургия. 1969. -752 с.
50. Биргер, И.А. Остаточные напряжения Текст. /И.А. Биргер/ -М.: Машгиз.1963. -232 с.
51. ASTM El426. Стандартный метод тестирования для определения эффективного параметра упругости измерением рентгеновской дифракции Текст.-1991.
52. Ahmaniemi, S. Residual stresses in plasma sprayed alumina and cromia coatings and their effect on wear Text. / S.Ahmaniemi, J.Knuuttila, T. Mäntulä /UTSC'99-United thermal spray conference. 17-19.3.1999. Dusseldorf. -1999. -P. 145-150.
53. Патент RU 2072514. Рентгеноструктурный способ определения долговечности дисков турбины Текст./С.Я. Бецофен / 1999.
54. Трофимов, В.В. Исследование остаточных напряжений в деталях ГТД сложной формы методом рентгеновской тензометрии Текст.// Научно-технические ведомости СПбГПУ/ В.В.Трофимов , H.A. Яблокова /- СПб. -2011.-№1.-С. 112-117.
55. Яблокова H.A. Напряженное состояние в поверхностном слое покрытий лопаток турбины // Авиадвигатели XXI века Электронный ресурс.: материалы конф. Электрон, дан., 30.11.2010-03.12.2010 /H.A. Яблокова/ - М.: ЦИАМ. -2010. -С.114-117.
56. Яблокова , H.A. Анализ напряженно-деформированного состояния лопаток ГТД методом рентгеноструктурного анализа и механическим методом Текст. / H.A. Яблокова/ Научно-технические ведомости СПбГПУ. -СПб.: СПБГПУ. - 2011. - № 1.-С. 117-122.
57. Яблокова, H.A. Анализ остаточных напряжений на лопатках ГТД после глубинного шлифования Текст. // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии /H.A. Яблокова/ — Рыбинск: РГАТА. — 2010. —№ 3 (18), —С.149-158.
58. Яблокова, Н.А.Анализ напряженного состояния в поверхностных слоях лопаток ГТД Текст. // Фазовые превращения и прочность кристаллов: Сб. тезисов VI Международной конференции , 16.11.2010-19.11.2010 / Н.А.Яблокова / -Черноголовка, 2010, -С. 159-160.
59. Рыбакова, Л.М. К методике исследования шероховатых поверхностей скользящим пучком рентгеновских лучей / Л.М.Рыбакова, А.Н. Назаров. -Заводская лаборатория. -1978, №1, -С.40.
60. Peiter, A. Simultaneous X-ray measurement in situ of triaxial stresses, Poisson's ratio and the stress free lattice spacing Text. / A. Peiter, H. Wern / Strain. -1987. Aug. -P. 103-107.
61. Wern, H. Drei- zwei und einaxiale Auswertungen von Röntgenverformungsmessungen Text. / H.Wern // Swiss Materials, -1989. 5. -P 16-23.
62. Wern ,H. Influence of measurement and evaluation parameters on stress distributions investigated by Xrays Text. / H.Wern // Strain. -1991. -P 127-136.
63. Wern, H. 3-, 2- und 1-axiale Röntgen-Spannungensmessungen die Röntgen-Integral-Method (RIM) / H.Wern Text. / Handbuch Spannungsmesspraxis// Vieweg Verlag. -1992. -P.228-301.72. http://intra.stresstechgroup.com/stresswiki/index.php/DepthCorrection.
64. Абраимов, H.B. Химико-термическая обработка жаропрочных сталей и сплавов/ Н.В. Абраимов, Ю.С. Елисеев/-М.: «Интермет Инжиниринг». 2001.-620 с.
65. Патон, Б.Е. Жаропрочность литейных никелевых сплавов и защита их от окисленияТекст. / Б.Е Патон, Г.Б. Строганов, С.Т.Кишкин,
66. С.З.Бокштейн, A.B. Логунов, И.С. Малашенко, Б.А. Мовчан, В.А.Чумаков/Киев: «Наукова думка». 1987. -258 с.
67. Кузнецов, В.П. Морфология и кристаллография r¡ и у'- фаз в покрытии Ni-Cr-Al-Y на сплаве ЖС6УВиТекст. / В.П. Кузнецов,
68. A.А.Копылов, В.А.Стяжкин и др. /Изв.АН.СССР. -Металлы, -1990. №4. -С75-78.
69. Урывский, Ф.П. Наклеп и остаточные напряжения при обработке жаропрочных сплавовТекст. / Ф.П. Урывский, Б.С. Коротин/ Сборник трудов Куйбышевской межзаводской конференции по обмену опытом. -1964.
70. Коротин, Б.С. Влияние температуры резания на образование остаточных напряжений при механической обработкеТекст. /Б.С. Коротин/ Труды КуАИ , сб.// Повышение производительности и качества при обработке жаропрочных и титановых сплавов. -1965. -С.28-30.
71. Kraus, I. Rentgenova tenzometie, Academia Praha Текст. / I. Kraus, V.V. Trofimov/-Academia Praha, -1988. -248 st (чешек.).
72. Трофимов, B.B. Методы рентгеновской тензометрии Текст./
73. B.В.Трофимов, Е.Н Радеева -Проблема прочности, Т.7, -1977, -С.30-32.
74. Клюев, В.В. Подходы к построению систем оценки остаточного ресурса технических объектов Текст. /В.В. Клюев/ -Диагностика и контроль. -2007. -№3.-С. 18-23.
75. Лоскутов, C.B. Влияние электроимпульсной обработки на структуру и долговечность титановых сплавовТекст. / С.В.Лоскутов, В.В.Левитин/ -Журнал технической физики. -2002, том 72, - вып.4, - С.133-135.
76. Диваков, А.К. Откольная прочность титановых сплавов Текст. /А.К. Диваков, Ю.И.Мещеряков, Н.И.Жигачева, Б.К.Барахтин, W.A.Cooch / -Физическая мезомеханика. -2009, -12(6), -С.42-52.
77. Вишняков, Я.Д. Современные методы исследования структуры деформированных кристалловТекст. / Я.Д. Вишняков / -М.: Металлургия, -1975, -479 с.
78. SU №344327. Способ определения ресурса пластичности материала тонкостенных элементов конструкций/ kh.G 01 N 23/20. -1970.
79. SU №421920. Способ рентгенографического контроля ресурса пластичности мартенситно-стареющих сталей kji.G 01 N 23/20, 1972.
80. Заявка SU №2985909/18-25. Способ определения качества материалаов/-кл.О 01 N 23/20. -18.09.80.
81. Патент RU 2393451 С1. Способ эксплуатации авиационного двигателя по его техническому состоянию Текст./С.Д. Потапов / 2010.
www.dissercat.com
1. Болотин В. В. Прогнозирование ресурса машин и конструкций. М.: Машиностроение, 1985. 315с.
2. Болотин В. В. Ресурс машин и конструкций. М.: Машиностроение, 1990. 558 с.
3. Двигатели 1944-2000. М.: Авиадвигатель, 2000.
4. Елисеев Ю.С., Крымов В.В., Малиовский К.А., Попов В.Г. Технология эксплуатации, диагностика и ремонт газотурбинных двигателей. М.: Высшая школа, 2002., 355 с.
5. Зрелов В.А., Карташев Г.Г. Двигатели НК. Самара.:Самарский государственный университе, 1999.
6. Иностранные двигатели. М.: ЦИАМ, 2000.
7. Карпин А. Б. Продление ресурса авиационных систем из условия максимизации прибыли отрасли и.повышения их надежностии. 2 Междунар. науч.-техн. конф. "Инж.-физ. пробл. авиац. и косм, техн." Егорьевск, 3-5 июня, 1997: Тез. докл. Ч. 1.- Егорьевск, 1997
8. Когаев В. П., Махутов Н. А., Гусенков А. П. Расчеты деталей машин и конструкций на прочность и долговечность: Справочник. М.: Машиностроение, 1985. 223 с.
9. Колотников М. Е. Предельные состояния деталей и прогнозирование ресурса газотурбинных двигателей в условиях многокомпонентного нагружения. Под ред. д.т.н., проф. В. М. Чепкина. Рыбинск.: Изд-во РГАТА, 2003. 136 с.
10. Кузнецов Н. Д., Цейтлин В. Н. Эквивалентные испытания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1976. 216 с.
11. Марчуков Е.Ю. Конверсия высокотемпературного авиационного двигателя. М.: Российская инженерная Академия, 1998. 153 с.
12. Научный вклад в создание авиационных двигателей. В двух книгах. Под общей редакцией В.А. Скибина и В.И. Солонина. М.: Машиностроение, 2000.
13. Партон В.З., Морозов Е.М. Механика упругопластического разрушения. М.: Наука, 1985.
14. Петухов А.Н. Сопротивление усталости деталей ГТД. М.: Машиностроение, 1993.240 с.
15. Пивоваров. В.А. Повреждаемость и диагностирование авиационных конструкций. М.: Транспорт, 1994. 207 с.
16. Сб. трудов. 70 лет ЦИАМ им. П. И. Баранова. Москва, РФ. 2000.
17. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей. М.: РИА «ИМ НИФОРМ», 2002. 440 с.
18. Субботин А.А., Сиротин Н.Н. Оптимизация режимов и сокращение эксплуатационных расходов. ВИНИТИ Проблемы безопасности полетов № 8, 1978 г. С 52-64.
19. Термопрочность деталей машин. Под ред. И.А. Биргера и Б.Ф. Шорра. М.: Машиностроение, 1975.456 с.
20. Третьченко Г. Н., Карпинос Б. С., Барило В. Г. Разрушение материалов при циклических нагревах. Киев.: Наукова думка, 1993. 288 с.
21. Трощенко В.Т. и др. Несущая способность рабочих лопаток ГТД при вибрационных нагружениях. Киев.: Наукова думка, 1981. 316 с.1. Литература к главе 2.
22. Балина B.C., Ланин А.А. Прочность и долговечность конструкций при ползучести. Санкт-Петербург.: Политехника, 2003. 180 с.
23. Биргер И. А., Шорр В. Ф., Иосилевич Г. Б. Расчет на прочность деталей машин: Справочник. М.: Машиностроение, 1979. 702 с.
24. Богданофф Дж., Козин Ф. Вероятностные модели накопления повреждений, М.: Мир, 1989.342с.
25. Братухин А.Г., Язов Г.К., Карасев Ю.Е., Елисеев Ю.С., Крымов В.В., Нежурин И.П. Современные технологии в производстве газотурбинных двигателей. М.Машиностроение, 1997. 416 с.
26. Когаев В. П. Расчеты на прочность при напряжениях, переменных во времени. М.: Машиностроение, 1977. 232 с.
27. Коллинз Дж. Повреждение материалов в конструкциях. Анализ, предсказание, предотвращение. М.: Мир, 1984. 624 с.
28. Кузнецов Н. Д. Обеспечение надежности авиационных двигателей // Вестник Академии наук СССР. 1985. № 8, с. 85-92. .
29. Лозицкий Л.П. Расчет долговечности в условиях трехкомонентного нагруженяя. В кн.: Надежность и долговечность авиационных газотурбинных двигателей. Сб. научн. тр., вып.1. Киевский ин-т инж. гр. ав. Киев: КНИГА, 1971, с.21-25.
30. Лозицкий Л.П., Ветров А.Н., Дорошко С.М., Иванов В.П., Коняев Е.А. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.: Воздушный транспорт. 1992 г. 536 с.
31. Лозовский В.Н., Бондал Г.В., Каксис А.О., Колтунов А.Е. Диагностика авиационных деталей. М.: Машиностроение, 1988. 280 с.
32. Серенсен С.В., Когаев В.П., Шнейдерович P.M. Несущая способность и расчеты деталей машин на прочность. М.: Машиностроение, 1975. 488 с.
33. Сиротин Н.Н., Jle Нгок Минь. Оперативная оценка возможности эксплуатации поврежденных лопаток компрессора. Тезисы докладов МНТК, посвященной 80-летию ГА России 17-18 апреля 2003 г. М.:МГТУ ГА, 2003 г. С. 69-70.
34. Сиротин Н.Н., Ле Нгок Минь. Оценка времени накопления повреждений до критического уровня. Сб. докладов IX Международного симпозиума «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред». Г. Ярополец. М.: МАИ, 2005.
35. Сулима А.М., Шулов В.А., Якодкин Ю.Д. Поверхностный слой и эксплуатационные свойства деталей машин. М.: Машиностроение, 1988. 238 с.
36. Тихонов В.И. Статистическая радиотехника. М.: Советское радио, 1966. 678 с.
37. Третьяков О.Н. Методы и средства эксплуатационного сопровождения ресурса авиационных ГТД. М.: МАТИ, 1999.
38. Циклические деформации и усталость металлов под ред. В. Т. Трощенко. Киев: Наукова думка, 1985. Т 1 216 е.; т. 2 223 с
39. Екимов В.В. Вероятностные методы в строительной механике корабля. Л.: Судостроение 1966. 328 с.1. Литературак главе 3
40. Биргер И. А. Прогнозирование ресурса при малоцикловой усталости // Проблемы прочности. № ю. 1985. С. 39-44.
41. Биргер И. А. Детерминированные и статистические модели долговечности // Проблемы надежности летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985. С. 105-150
42. Биргер И. А., Шорр В. Ф., Иосилевич Г. Б. Расчет на прочность деталей машин: Справочник. М.: Машиностроение, 1979. 702 с.
43. Гецов Л.Б. Материалы и прочность деталей газовых турбин. Л.: Машиностроение, 1973. 296 с.
44. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд стандартов, 1981., 179 с.
45. ГОСТ 25 101-83. Расчет и испытания на прочность. Методы схематизации случайных процессов нагружения элементов машин и конструкций и статистического представления результатов.
46. Гудков А.И., Лешаков И.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. 2-е изд.перераб. и доп.- М.Машиностроение, 1968. 470 с.
47. Гусев А. С. Сопротивление усталости и живучесть конструкций при случайных нагрузках. М.: Машиностроение, 1989. 248 с.
48. Дульнев Р.А., Котов П.И. Термическая усталость металлов.- М. Машиностроение, 1980. 200с.
49. Дулънев Р. А. Долговечность материалов и деталей ГТД при термоциклическом нагружении // Проблемы прочности. 1976. № 12. С. 3-9.
50. Жирицкий Г.С., Локай. В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины авиационных двигателей. М.: Гос. НТИ оборонгиз, 1963.
51. Кузнецов Н. Д., Цейтлин В. Н. Эквивалентные испытания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1976. 216 с.
52. Кузнецов Н. Д. Обеспечение надежности современных авиадвигателей// Проблемы надежности и ресурса в машиностроении. М.: Наука, 1986. С. 51-68.
53. Кузнецов Н. Д. Проблемы термоциклической прочности деталей ГТД // Проблемы прочности. 1978. № 6. С. 3-7.
54. Коффин Л. А. О термической усталости сталей // В кн. Жаропрочные сплавы при изменяющихся температурах. M.-JL: Гостехиздат, 1960. С. 183-258.
55. Конструкционная прочность материалов и деталей газотурбинных двигателей. /J1. А. Биргер, Б.Ф.Балашов, Р.А.Дульнев и др.- М.: Машиностроение, 1981. 222с.
56. Лаврухин С.Н. Некоторые вопросы объективного метода оценки ресурса авиационного ГТД. В кн.: Перспективы развития методов технической эксплуатации авиационной техники: Межвуз. сб. научн.тр./МГА, Киевск. ин-т инж. гр.ав.- Киев: КИИГА, 1980, с.99-106.
57. Летные испытания самолетов. /М.Г.Котик, А.В.Павлов, И.М.Пашковский и др. М: Машиностроение, 1968. 423с.
58. Махутов Н. А. Деформационные критерии разрушения и расчет элементов конструкций на прочность. М.: Машиностроение, 1981.- 272с.
59. Марчуков Е.Ю. Конверсия высокотемпературного авиационного двигателя. М.: Российская инженерная Академия, 1998. 153 с.
60. Мэнсон С. Температурные напряжения и малоцикловая усталость. М.: Машиностроение, 1974, 344 с.
61. Прочность конструкций при малоцикловом нагружении / Под ред. Махутова Н. А., Романова А. Н. М.: Наука, 1983. 270 с.
62. Н.Н. Сиротин., Ле Нгок Минь. Метод контроля и управления расхода ресурса газотурбинного двигателя по параметрам, регистрируемым в полете. Вестник МАИ. №1, Том 10. 2005 г.
63. Современные технологии в производстве газотурбинных двигателей. Под ред. Братухина.А.Г., ЯзоваГ.К., Карасева Б.Е. М.: Машиностроение, 1997. 412 с.
64. Термопрочность деталей машин. Под ред. И.А. Биргера и Б.Ф. Шорра. М.: Машиностроение, 1975. 456 с.
65. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей /Под ред. дтн, проф. С.М. Шляхтенко и дтн, проф. В.А. Сосунова/. М.: Машиностроение 1979, 432 с.
66. Третьяков О.Н. Методы и средства эксплуатационного сопровождения ресурса авиационных ГТД. М.: Изд. МАТИ, 1999 г.
67. Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1970. 610 с.1. Литература к главе 4.
68. Автоматизация процессов управления воздушным движением: Учебн. пособие для вузов гражд. Авиации. Под ред. Г.А. Крыжановского. М.:Транспорт, 1981, 400 с.
69. Аристов А.И., Борисенко B.C. Применение теории массового обслуживания для решения практических задач надежности. Выпуск Политех, музея. М.: Знание, 1983. С. 1-64.
70. Вагнер Г. Основы исследования операций. Т. 3. Пер. с англ. М: Мир, 1973, 501 с.
71. Вентцель Е.С. Исследование операций. М.: Советское радио, 1972, 551 с.
72. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. М.: Наука, 1964, 575 с.
73. Гнеденко Б.В. Курс теории вероятностей. М.: Наука, 1969.-400 с.
74. Джейсуол Н. Очереди с приоритетами: Пер. с англ. М.:Мир, 1973. 279 с.
75. Кибзун А.И., Горянинова Е.Р., Наумов А.В., Сиротин А.Н. Теория вероятностей и математическая статистика. М.:Физматлит, 2002 г., 223 с.
76. Клейнорк JI. Теория массового обслуживания: Пер. с англ. М.: Машиностроение, 1979, 432 с.
77. Коваленко И.Н., Филиппова А.А, Теория вероятностей и математическая статистика. М.: Высшая школа, 1982,256 с.
78. Кофман А., Крюон Р. Массовое обслуживание. Теория и приложения. М.:Мир, 1965 г., 302 с.
79. Мова В.В., Дударь А.Н. Организация ситуационного приоритетного обслуживания воздушных судов в зоне аэродрома. // Эффективность использования производственных, ресурсов. Киев, 1985, С. 35-38.
80. Падая В.А. Применение теории массового обслуживания на транспорте. М.: Транспорт, 1968, 208 с
81. Саати Т. JI. Элементы теории массового обслуживания и ее приложения: Пер. с англ. М.: Советское радио, 1971, 520 с.
82. Акуленко B.C., Иноземцев А.А., Соловьев Б.А. Авиационный газотурбинный двигатель ПС-90А. Л.: Академия ГА, 1990. 96 с.
83. Шестериков А.А., Михайлов В.В., Ступников В.Л., Полянин А.Л. Программная система СДД-96 диагностирования авиадвигателей ПС-90А. М. Полет №12, 2001. с 29-33.
www.dissercat.com
