Меню Рубрики

Надежность авиационных двигателей и силовых установок

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ РЕСУРС АВИАДВИГАТЕЛЯ

Для авиационного двигателя эксплуатационный ресурс это основа его долговечной и надёжной работы в различных климатических, температурных и др. условиях. Надёжность и высокая работоспособность двигателя — это залог безопасности полётов.

Эксплуатационный ресурс — это период, в течение которого изделие может эксплуатироваться.

Эксплуатационная наработка — это количество применений изделия в течение его эксплуатационного ресурса. [7]

График 1 — График изменений эксплуатационного ресурса авиационных ГТД российского производства (в установленных производителем часах и циклах безотказной работы) с 1980-х по 2014 гг.

Величина закладываемого эксплуатационного ресурса складывается из многих факторов, таких как, способ изготовления деталей, технологии и материалы применяемые как при изготовлении каждого отдельного компонента авиационного двигателя, так и на каждой стадии его сборки, а также стендовые и лётные испытания.

Развитие понятия ресурса ГТД

В настоящее время эксплуатация ГТД производится как «по состоянию» (для изделий у которых можно средствами технической диагностики и контроля заблаговременно определить «безопасные разрушения»); при этом эксплуатация ГТД по состоянию сочетается обычно с профилактическим обслуживанием по регламенту отдельных модулей; так и по регламенту (для изделий у которых нет возможности обнаружить средствами контроля «безопасные разрушения» и конструктивно не обеспечивается «безопасность отказов». Основные проблемы возникающие при внедрении эксплуатации по «состоянию»:

1. Создание таких конструкций ГТД, которые имели бы контролепригодные и ремонтопригодные конструкции для такой эксплуатации.

2. Разработка надежных средств технической диагностики, которые позволяют своевременно выявить «безопасное разрушение» и сами не являются источниками дефектов. Контроль состояния двигателя не должен превращаться в случайный набор измерений, устройств контроля, методов диагностики. Этот контроль должен образовывать систему взаимозаменяющих методов, тесно связанных с конструкцией двигателя, его назначением и характером использования. Для того чтобы полученная тем или иным способом информация о состоянии двигателей соответствовала поддерживанию в эксплуатации требуемой его надежности, необходимо эффективно использовать эту информацию для принятия практических инженерных решений. [7]

Надежность и ресурс ГТД являются составляющими более общего показателя ГТД-качества.

Под надежностью авиационных ГТД чаще всего понимают только узкое понятие — его безотказность в работе, т.е. свойство изделия непрерывно сохранять работоспособность в течении всего заданного срока службы в заданных условиях эксплуатации. Безотказность в работе у авиационных ГТД весьма высокая. Так, например, по статистике ИКАО из 100 % авиационных катастроф за последние 15 лет, менее 10 % произошли за счет отказа двигателей.

Анализ досрочно снятых двигателей показывает следующие основные причины их выхода из строя:

1. Несовершенство конструкции.

2. Неудачная технология или нестабильность производства.

3. Низкое качество или нестабильность материала.

4. Дефекты комплектующих изделий (изделий смежников).

5. Нарушение правил эксплуатации и обслуживания двигателей.

Это в свою очередь у 80 % досрочно снятых двигателей приводит к:

б) усталостным разрушениям лопаток;

в) дефектам маслосистем по опорам;

г) исчерпанию длительной прочности лопаток;

д) разрушению элементов камеры сгорания.

В качестве критерия эксплуатационной надежности принимают коэффициент досрочно снятых двигателей на 1000 часов эксплуатации: К1000дсд. Назначенным ресурсом двигателя (или его детали — напр. лопатки, диска) называют ожидаемую (расчетную) величину суммарной наработки до некоторого его предельного состояния, при достижении которого эксплуатация должна быть прекращена независимо от состояния ГТД. Такое понятие ресурса может быть удовлетворительно описано физическими или статистическими моделями только для отдельных деталей ГТД. Такие модели отражают исчерпание долговечности элемента с учетом его нагружения. Когда же переходят от элемента двигателя к такой сложной системе как ГТД, включающей в себя многие элементы с разнообразными процессами их нагружений, то понятие назначенного ресурса становится менее определенным. Поэтому его принимают равным минимальному значению назначенного ресурса у тех основных деталей ГТД, которые не подлежат замене. «основными деталями» ГТД называют детали, разрушение, или последствия разрушения, которых могут привести к катастрофическим последствиям. К таким отказам относятся:

— разрушение элементов ротора, обломки которых не удерживаются внутри корпуса;

— невозможность выключения двигателя.

К основным деталям, лимитирующим ресурс, чаще всего относятся рабочая лопатка турбины ВД и диск последней ступени турбины НД.

В связи с необходимостью ремонтировать часть (подлежащих замене) деталей двигателя в пределах назначенного ресурса, возникает необходимость в понятии так называемого межремонтного ресурса. Межремонтный ресурс — это ресурс определяемый временем наработки, в течение которого целесообразно (экономически) и допустимо (по надежности) использовать двигатель в данных условиях эксплуатации. Обычно межремонтные ресурсы ГТД подразделяют на «ресурс до 1 капитального ремонта (или 1-ый межремонтный) и другие «межремонтные ресурсы». [7]

Во многих случаях за жизненный цикл двигателя в эксплуатации делают 2 ремонта, т.е. существуют 3 межремонтных ресурса.

При назначении ресурса ГТД важнейшим моментом является правильный учет взаимосвязи между величиной ресурса и надежностью. Критерии, характеризующие выполнение двигателем основных функций и эксплуатационные затраты будут определять эффективность системы установления ресурса. То есть должна существовать оптимальная величина ресурса. На практике для того, чтобы достигнуть оптимального ресурса используют различные виды испытаний ГТД. На ранних этапах доводки ГТД при небольших его ресурсах, когда суммарная наработка газочасов невелика (что, как показывает опыт, соответствует и невысокой надежности двигателя), испытания ГТД ведут на первоначальный типовой ресурс

Читайте также:  Двигатель установки алмазного бурения messer dm10d

= 125. 500 часов. У нас в РФ обычно это 150 часов — для гражданских двигателей.

В процессе такой доводки ГТД решаются 2 основные задачи:

1. Идентификация опытных образцов ГТД с их проектными математическими моделями для внесения при необходимости изменений в конструкцию чтобы обеспечить получение запроектированных характеристик и свойств двигателя.

2. Выявление слабых мест, неудачных конструктивных и технологических решений и их устранение.

Доводка сопровождается значительными конструктивными изменениями (чертеж некоторых деталей иногда изменяют до 5 раз ).

Современными прогрессивными методами ускоряющими доводку являются:

а) поузловая доводка ГТД, параллельно с доводкой двигателя в целом;

б) опережающая отработка газогенератора.

Процесс экспериментальной доводки авиационного двигателя условно разбивается на несколько основных этапов:

А) Апробация и отработка работоспособности конструкции до ресурса от нескольких часов до 1/4 первоначального типового ресурса.

Б) Отработка необходимых характеристик и эксплуатационных свойств двигателя при стендовых испытаниях.

В) Обеспечение уровня надежности и долговечности достаточного для начала летной эксплуатации (стендовые и летные испытания).

Последний этап включает в себя помимо серии специальных испытаний (тензометрирование, вибрографирование и т.п.) также проведение летных испытаний и нескольких длительных стендовых испытаний по 150- часовой программе эквивалентно-циклического испытания.

Ниже приведена суммарная наработка по режимам.

2. Максимальный продолжительный — 45 ч при tн мax.

3. Крейсерские — 62 ч 30 мин. (не менее 15 установившихся режимов в интервале: между максимальным продолжительным режимом и режимом малого газа при включенных самолетных отборов воздуха.

4. Переходные режимы — 23 ч 45 мин. (запуски, приемистость, сброс газа и земной малый газ.

Количество проб приемистостей — 300;

За время испытаний должно быть выполнено 100 переключений средств механизации компрессора. На всех этих режимах должна быть обеспечена полная загрузка всех самолетных агрегатов. Не менее чем на 25 % времени включается противообледенительная система. Приведенные значения показывают значительную долю нагруженных режимов (взлетный и максимально продолжительный) — 42 %. Взлетный режим в этой программе составляет 12,5 %, тогда как в эксплуатации всего 4 %.[7]

По окончании испытания двигатель разбирают и контролируют состояние деталей. Если во время испытания и по результатам дефектации деталей отклонений от ТУ не наблюдалось, дается положительное заключение о годности двигателя к началу летной эксплуатации. Доводка ресурса ГТД завершается сертификацией двигателей, т.е. установлением соответствия двигателя требованием норм летной годности (НЛГ). (Фактически это означает положительную оценку результатов всех стендовых и летных испытаний).

В целом доводка авиационных ГТД — сложный и длительный процесс: от ее начала до эксплуатации на ЛА обычно проходит от 40 до 80 месяцев (3,5 — 6,5 лет).

Средняя стендовая наработка опытных образцов до начала летных испытаний за последние 20 лет находится на уровне 5000 часов, но иногда достигает 10 000 часов. Существует определенная статистическая зависимость между доводочной наработкой газочасов и надежностью ГТД:

При этом двигатель сертифицируется дважды:

1) сертификация двигателя до «установки на самолет» сертификация;

2) самолета вместе с двигателем «при его установке на серийный самолет».

Суммарная наработка до начала эксплуатации ГТД вместе с летными испытаниями достигает 13 000. 20 000 часов. На доводку при стендовых и летных испытаниях сегодня расходуют в среднем 20 — 30 опытных образцов ГТД (для сверхзвуковых ЛА иногда до 60 — 70). [1]

Однако методы доводки необходимо совершенствовать (резервы ее совершенствования имеются): пример — если к концу доводки наработка на отказ в полете составляет 3000 — 6000 ч, то после нескольких лет серийного производства удается увеличить её почти на порядок.

Применяются длительные эксплуатационные испытания ГТД на повышенный ресурс. Цель таких испытаний — наращивание ресурса ГТД и его эксплуатационное обоснование. Как указывалось в первоначальной основой для оценки предельно возможных значений ресурса ГТД является расчетная долговечность дисков и лопаток турбины и др. ответственных «основных» деталей двигателя. Эти материалы по расчетной долговечности являются первоначальной основой оценки назначенного ресурса ГТД, т.е. расчетной величины ресурса до предельного состояния двигателя. Всякая доводка ГТД по межремонтному ресурсу может производиться только в пределах назначенного ресурса, т.е. до предельно допустимых расчетных величин наработки. В настоящее время ставится задача обеспечения при проектировании ГТД назначенного ресурса двигателя равного среднему ресурсу планера ЛА, т.е. до 30 000 часов. Расчетная долговечность дисков у некоторых современных ГТД давно уже соответствует 20 000. 30 000 часам. Однако это нельзя сказать о многих других деталях ГТД. На ранних этапах эксплуатации ГТД применяют систему установления ресурса двигателя на основе величины ресурса наиболее слабого его элемента, работающего в самых напряженных условиях эксплуатации. В этом случае целью является увеличение межремонтных наработок двигателем. При такой системе доводки ресурса двигателю устанавливают каждый раз новое фиксированное значение межремонтного ресурса по достижению которого он направляется на разборку и ремонт вне зависимости от технического состояния. [1]

Читайте также:  Установка меток двигателя 4d56

источник

Формирование требований к двигателям силовых установок летательных аппаратов

Рубрика: Технические науки

Дата публикации: 02.10.2014 2014-10-02

Статья просмотрена: 1613 раз

Библиографическое описание:

Сенюшкин Н. С., Зырянов А. В., Султанов Р. Ф., Салимова И. И. Формирование требований к двигателям силовых установок летательных аппаратов // Молодой ученый. — 2014. — №16. — С. 99-101. — URL https://moluch.ru/archive/75/12862/ (дата обращения: 27.03.2020).

При разработке любого летательного аппарата (кроме планеров и ряда аппаратов легче воздуха) в независимости от его функционального назначения возникает потребность в таком двигателе для силовой установки, который может обеспечить соответствие изделия всем условиям технического задания заказчика. Это ставит перед ними задачу формирования и анализа списка требований к силовой установке. Грамотный, взвешенный подход при составлении списка позволит подобрать оптимальный двигатель для данного летательного средства и в итоге создать наиболее конкурентоспособный авиационный комплекс. При этом немаловажную роль играют задачи экономии, конкурентоспособности, национальной безопасности и импортозамещения. Для летательных аппаратов военного назначения использование иностранных двигателей и их компонентов недопустимо.

Требования, предъявляемые ко всем авиационным двигателям условно можно разделить на два крупных блока: общие технические требования и технические требования к конкретному типу двигателю, устанавливаемому на конкретный тип летательного аппарата.

Общие требования можно разделить на: технические, специальные, производственные (технологические) и эксплуатационные.

Основными техническими требованиями, характеризуют выполнение технического задания в части реализации потребностей летательного аппарата в обеспечение его летно-технических и эксплуатационных характеристик:

— обеспечение взлетной тяги согласно тактико-техническим характеристикам летательного аппарата на протяжении всего ресурса;

— обеспечение надежной работы силовой установки и стабильности полетных режимов;

— обеспечение минимального расхода топлива;

— обеспечение заданных рабочих режимов на всем типовом профили полета;

— обеспечение безопасности эксплуатации;

— обеспечение минимально допустимых выбросов загрязняющих веществ в атмосферу (для военных самолетов не актуально);

— минимальные стоимость, масса и габариты при заданной тяге.

К специальным требованиям относятся:

— низкая ИК заметность с задней полусферы;

— низкая радиолакационная заметность с передней полусферы;

— устойчивость к боевым повреждениям;

— возможность работать на разных сортах топлива, в том числе низкого качества;

— работа двигателя с отказавшими масло- или электросистемой.

К производственным (технологическим) требованиям относятся:

— простота и технологичность изготовления и сборки двигателя;

— минимальные требования к производственному и испытательному оборудованию, а также к персоналу.

— высокая степень стандартизации и унификации элементов;

— использование недефицитных и дешевых материалов;

— низкая стоимость изготовления двигателя в целом.

К эксплуатационным требованиям относятся:

— удобство замены сменных эксплуатационных элементов (фильтры, стопоры и т. д.)

— удобство монтажа и демонтажа на летательный аппарат (с учетом изделия);

— простота, удобство выполнения регламентных операций;

— низкая стоимость ремонта и доступность запасных частей.

Часть из перечисленных требований являются взаимно противоречащими друг другу. Поэтому при создании двигателя приходится в той или иной степени идти на компромиссные решения, выполняя в первую очередь требования, которые для данного двигателя являются главными. Необходим поиск оптимума для каждого конкретного случая. Например, для истребителя важнее максимальная тяга и минимальная масса, а для транспортного самолета удельный расход топлива, который за длительный перелет за счет экономии горючего покроет рост массы силовой установки.

Технические требования к конкретному типу двигателя с учетом его компоновки в составе конкретного типа летательного аппарата и определяют важность соответствия изделия требованиям технического задания. При составлении ТЗ учитывается назначение и условия эксплуатации двигателя на летательном аппарате. Количественные показатели основных данных в совокупности должны обеспечивать приоритетность комплексу «летательный аппарат — двигатель» по отношению к лучшим известным и создаваемым образцам.

В техническом задании прописываются конкретные значения некоторых параметров. Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.

Первая группа — удельные параметры, не зависящие от размерности двигателя, используемые для сравнительной оценки технического совершенства ГТД: удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса, лобовой тяги. При проектировании, даже если это не оговорено в техническом задании, необходимо обеспечить конкурентоспособный продукт, с удельными параметрами не хуже чем у существующих или проектируемых аналогов.

Вторая — это параметры, выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от размерности двигателя. Важнейшие из них: тяга, габариты, сухая масса двигателя.

Рассмотрим некоторые параметры по подробнее. При установке двигателя на определенный существующий летательный аппарат, расход воздуха через двигатель ограничивается пропускной способностью воздухозаборника данного летательного аппарата (с явлениями зуда и помпажа). Способ повышения удельной тяги в данном случае — увеличение тяги путем интенсификации параметров рабочего цикла, к сожалению, иногда ценой ресурса и стоимости двигателя. Высокая удельная тяга для современных двигателей для боевой авиации позволяет обеспечивать сверхзвуковой полет без включения форсажной камеры – одно из важнейших требований к истребительным комплексам пятого поколения

Удельная тяга гражданских ТРДД имеет тенденцию к некоторому снижению. Это является следствием постоянного повышения степени двухконтурности для улучшения экономичности.

Читайте также:  Установка 16кл двигателя на 2114

Удельный расход топлива характеризует топливную эффективность авиационного двигателя. Для двигателей гражданской авиации значения удельного расхода воздуха при определенной тяге на крейсерском и на взлетном режимах обязательно прописываются в техническом задании на проектирование. Снижение удельного расхода топлива значительно уменьшает прямые эксплуатационные расходы и позволяет увеличить дальность полета воздушных судов. Поэтому улучшение экономичности гражданских ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД — важнейшее направление их совершенствования. Увеличение двухконтурности и степени повышения давления наиболее частые пути уменьшения удельного расхода топлива для гражданской авиации.

Удельная масса является комплексным показателем, который характеризует параметрическое, конструктивное и технологическое совершенство любого двигателя.

К основным из этих способов снижения массы можно отнести:

— повышение параметров цикла, снижение потерь, применение сложных циклов позволяет увеличить удельную работу цикла и, при заданной тяге, снизить потребный расход воздуха через ГТД, а значит и его размерность;

— увеличение аэродинамической нагрузки на компрессор, а также конструктивные и схемные мероприятия позволяют снизить число ступеней и, следовательно, снизить массу;

— применение композиционных и перспективных материалов с низкой плотностью позволяет снизить массу;

— применение перспективных технологий изготовления: моноколеса типа «blisk» и «bling», передовые методы сварки роторов и корпусов;

При фиксированном диаметре на входе в компрессор лобовую тягу можно повысить за счет увеличения удельной тяги или производительности компрессора.

Требование к габаритным размерам двигателя связано с обеспечением его установки на самолете и возможностью его обслуживания и ремонта. Габаритный диаметр двигателя является весьма важной характеристикой, так как влияет на размеры гондолы двигателя, а следовательно, на ее лобовое сопротивление и массу. Малая длина двигателя также является важным показателем его качества, так как способствует уменьшению объема двигателя и повышению полезного объема на самолете при размещении двигателя.

Реализация требования к габаритным размерам осуществляется путем разработки конструкции с учетом этого требования и выпуском согласованного с разработчиком самолета, габаритного чертежа, в котором, наряду с максимальным диаметром и длиной, указаны, например, контуры расположения агрегатов, узлы крепления двигателя.

Тяга (мощность) авиационного двигателя должна обеспечивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных этапах полета в любой точке типового профиля. Величина тяги двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимых условий полета при заданных климатических условиях на протяжении всего ресурса. При проектировании нового изделия увеличение тяги до необходимого уровня достигается интенсификацией параметров рабочего цикла — увеличение температуры газа, увеличение расхода воздуха, уменьшение степени двухконтурности, дожиганием топлива в форсажной камере сгорания.

Общая масса двигателя складывается из суммы масс отдельных узлов и деталей. Значения массы двигателя, его узлов и деталей входят в конструкторскую документацию и контролируются в процессе изготовления, сборки и отгрузки потребителю.

Снижение массы двигателя, а следовательно, и удельной массы при заданной тяге достигается несколькими путями. Один из них — выбор рациональной конструктивной схемы двигателя и его основных узлов. Другим путем снижения массы двигателя является повышение качества применяемых конструкционных материалов с большой величиной удельной прочности, характеризующей отношение предела прочности материала к его плотности. Широкое применение в двигателестроении нашли легкие алюминиевые и магниевые, а также титановые сплавы. И следующий путь — это рациональное с точки зрения уменьшения массы конструирование всех входящих в двигатель деталей и их элементов.

Надежность является комплексным свойством двигателя, включающим в себя долговечность, сохраняемость, безотказность и ремонтопригодность двигателя. Уровень надежности двигателя характеризуется количественными показателями, определяемыми на основании статистических данных и расчетов, он закладывается при проектировании двигателя и контролируется в процессе всего его существование.

Обеспечение надежной работы двигателя достигается: закладкой в конструкцию отработанных и доведенных решений; учет при компоновки двигателя удобства сборки-разборки и обслуживания в целом; дублирование наиболее важных систем и узлов; контролем за качеством материалов, изготовления, сборки и испытаний двигателя, а так же его узлов; соблюдение всех правил эксплуатации и своевременный контроль за состояния двигателя.

При выборе двигателя для проектируемого ЛА необходимо рассмотреть технические требования, учитывающие опыт применения всех типов ГТД, и специфические требования, учитывающие его установку на определенный тип летательного аппарата. Перечень специфических требований к ГТД, к которым можно отнести нормальную работу на малом газе в условиях ливневых осадков или при отрицательных и положительных перегрузках, возможность быстрого выхода на максимальный режим формируются на основе анализа условий эксплуатации и назначения летательного аппарата.

Выбор определенных качеств или характеристик силовой установки для проектируемого летательного аппарата предопределяет уровень основных параметров его рабочего цикла и конструктивный облик.

1. Газотурбинные двигатели. / А. А. Иноземцев, В. JI. Сандрацкий. Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006.

2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / С. А. Вьюнов, Ю. И. Гусев, А. В. Карпов. — М.: Машиностроение, 1989 г.

3. Конструктивно-компоновочные схемы авиационных ГТД. / М. Л. Кузьменко, В. С. Чигрин, С. Е. Белова. — г.Рыбинск: РГАТА, 2005 г.

[1] Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ МК-4746.2014.8.

источник

Добавить комментарий

Adblock
detector