CC BY
53
УДК 629.03:621.43.031.3(043.2)
А.Г. Кучер1, А.В. Тышкевич1, П.А. Власенко1
1 Национальный авиационный университет, Украина
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ МОНИТОРИНГ ВЫРАБОТКИ РЕСУРСА КРИТИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ ГТД
Аннотация: Описана методика и результаты исследований разработки системы мониторинга выработки ресурса авиационных газотурбинных двигателей по параметрам, замеряемым в полете.
Существующие методы и средства оценки выработки ресурса авиационных двигателей, такие как объективный учет наработок или счетчики моторесурса [1], не в полной мере учитывают влияние всех эксплуатационных факторов на выработку ресурса современных авиадвигателей. Наиболее достоверные методы оценки выработки ресурса основаны на учете реальных режимов эксплуатационной комплексной многофакторной нагружен-ности, которая зависит от режимов работы двигателя, внешних условий эксплуатации и характеристик прочности материалов наиболее ответственных деталей двигателя. Расчетная оценка выработки ресурса показывает, что ее значение в каждом отдельном полете может отличаться на порядок и больше в зависимости от условий эксплуатации, режимов работы двигателя на протяжении полета, его конструкционных особенностей и других факторов, которые можно учесть, используя форму установления ресурса по фактическому состоянию. Ресурс по состоянию позволяет наиболее полно использовать заложенные в конструкцию двигателя запасы прочности элементов и будет обеспечивать благодаря этому наибольший экономический эффект при сохранении высокой работоспособности.
В основе методики лежат методы расчета теп-лонапряженного состояния и выработки ресурса деталей ГТД по параметрам, замеряемым в полете и записываемым на магнитные бортовые регистраторы параметров типа МСРП-А. На основе полетных параметров решается целый комплекс других важных задач оценки технического состояния авиационных двигателей и управление процессом технической эксплуатации, поэтому их использование для оценки выработки ресурса не вносит каких-то больших дополнительных затрат для получения этой информации. Максимально исключается ручная обработка данных, которая вносит неминуемые ошибки по причине человеческого фактора. В качестве основных критических элементов выбраны 11 деталей проточной части ГТД: рабочая
лопатка 1 ступени турбины высокого давления (ТВД), рабочая лопатка 2 ступени ТВД, рабочая лопатка вентилятора, диск вентилятора, диск 1 ступени компрессора высокого давления (КВД), диск 11 ступени КВД, диск 13 ступени КВД, диск 2 ступени ТВД, вал вентилятора, вал турбины высокого давления, дефлектор камеры сгорания.
Структурная схема алгоритма эксплуатационной оценки выработки и мониторинга ресурса деталей двигателя приведена на рис 1.
Рис. 1 - Алгоритм контроля выработки ресурса деталей ГТД
[
1—г—Г
]
Полет n МСРП-А
=СЕ=
Формирование полетного файла
И
Контроль ресурса
Оценка наработок
Исключение сбоев
Экспресс анализ
Расчет ТНС
Множественная регрессия
Замечания экипажа
Поиск отказов
Диагностика Оценка ТС
Формирование моделей ТНС
Визуализация Просмотр
Расчет Термомеханические
поврежденности 4- характеристики
за полет материала деталей
Расчет Повреждаемость,
накопленной накопленная за
повреждаемости предыдущие полеты
Оценка коэффициентов запаса прочности
Оценка коэффициентов выработки ресурса
Оценка эквивалентной наработки
Прогноз числа полетных циклов до предельного состояния
Анализ выработки ресурса
Анализ ТС ГТД
Исходными данными для расчета является стандартный файл с полетной информацией (объемом около 10 МЬ за 12 часов полета), которая формируется при считывании информации с магнитной ленты с помощью устройства УВЗ-5М. Предварительно формируются модели расчета теплонапря-женного состояния (ТНС) для каждого индивиду-
© А.Г. Кучер, А.В. Тышкевич, П.А. Власенко 2006 г.
Полет 1
Полет 2
Полет 3
ального двигателя на основе расчета температур и напряжений этих деталей с помощью специальной процедуры регрессионного анализа. Применение специальных моделей обусловлено тем, что прямой расчет ТНС деталей довольно трудоемкий и требует много времени даже для ПЭВМ высокой производительности.
С другой стороны, график полета самолета содержит продолжительные стационарные участки, на которых параметры, которые характеризуют работу двигателя, практически не изменяются. Для переходных и продолжительных стационарных режимов снятие точек осуществляется с изменяемым, регулированным, ограниченным сверху шагом, который позволяет более точно описать все особенности работы двигателя в полете. Приближенные модели ТНС можно получить с необходимой заведомо заданной точностью, которая, однако, не превышает точность прямого расчета ТНС, которая зависит от точности измерения исходных параметров и погрешности, внесенной принятым методом расчета. Погрешность аппроксимации для оптимальных моделей расчета ТНС сравнима с погрешностью прямого расчета. Модели расчета ТНС, кроме регрессионного уравнения, которое связывает параметры нагруженности (напряжение и температуру) в выбранной точке детали с замеренными параметрами, содержат также условия работоспособности модели, которые определяют диапазоны изменения исходных параметров на расчетных режимах, что обеспечивает защиту модели от разного рода сбоев. Модель защиты от сбоев имеет вид уравнений, которые связывают измеренные параметры и основана на физической зависимости между этими параметрами. Снятие каждой точки осуществляется с использованием алгоритма медианной фильтрации для исключения грубых выбросов.
По параметрам, замеряемым в полете (40 параметров и 320 сигналов на каждом двигателе) и записанным в файле с определенным интервалом (2 сек. для Ил-96-300 и 1 с. для Ту-204) проводятся стандартные процедуры фильтрации исключения сбоев.
Далее с помощью моделей ТНС проводится расчет температур и напряжений деталей в наиболее нагруженных точках. В особых случаях, если режим не распознается, выполняется прямой расчет ТНС в этой точке полета.
По этим данным, с использованием характеристик длительной прочности, определяется статическое повреждение на участках полета. Одновременно, путем анализа уровней действующих нагрузок методом полных циклов или «потока дождя» формируются параметры циклов напряжений и температур, которые после окончания обработки полетного файла используются для оценки повреждения от малоцикловой усталости. В результате расчета определяются числовые характеристики максимальных действующих напряжений и температур и суммарные статические и циклические повреждения за по-
лет, что позволяет установить на следующем этапе их вероятностные характеристики.
В основу методики определения выработанной части ресурса деталей двигателя в эксплуатации (в отдельности в часах и циклах) положен принцип вероятностного линейного суммирования однородных повреждений.
Алгоритм учета выработки ресурса деталей сводится к определению эквивалентной наработки детали за полетный цикл в часах и циклах и ее накопление от полета к полету. Наработка каждой контролируемой детали сохраняется в памяти наземного вычислительного комплекса с учетом возможных замен и перестановок деталей во время регламентных или ремонтных работ.
Для прямого расчета ТНС деталей используется термогазодинамическая модель двигателя, данные заводских испытаний по измерению температур конструктивных элементов двигателя и методы расчета напряжений в деталях. На рис. 2 показаны изменения исходных параметров двигателя, использующихся в расчетах, на участке взлета и посадки, полученные при расшифровке КБН МСРП-А-02 самолета
Ил-96-300. В табл. 1 приводятся условные обозначения выше обозначенных параметров.
а)
б)
Рис. 2 - Графики изменения параметров в полете: а) взлет, б) посадка
При расчете ТНС лопатки 1-й ступени турбины (рис. 3, 4) сначала, по замеренным параметрам определяется расход газа через 1 сопловой аппа-
рат и температура газа в 1 сопловом аппарате Тс
СН1 3291029 СУ2 3292018 СНЗ 3292012 СИ4 3292002
Т—УвШага 1-УмШага ТаЬ~ВпдНад Ра1
температура лопатки в 11 сечениях по высоте Л:
* ёТАГ + СРВТК
Т =
1 са
СРГ пд §Т
1 л\ = ТСА Кп - КТО1 (ТсаКп - ТВО1)- 273 ; где CpB и CpГ- среднемассовые теплоемкости воздуха и газа, gт - коэффициент излишка воздуха, KTOj, Кт,, Kп - коэффициенты распределения температуры газа и эффективности охлаждения, полученные при заводских испытаниях (табл. 2), Тв01 - температура охлаждающего воздуха.
Таблица 1
Таблица 2
Потом рассчитываются газовые нагрузки, через окружные и осевую составляющие скорости газа за сопловым аппаратом 1 ступени турбины, распределение температур по высоте лопатки с
Параметр (сигнал) Условное обозначение Единицы измерения
1. Частота вращения ротора КВД N КВД %
2. Частота вращения ротора вентилятора ^ВЕНТ %
3. Полное давление воздуха на входе Pв вх кгс/см2
4. Полное давление воздуха за вентилятором Р_ВЕН кгс/см2
5. Полное давление воздуха за КВД Р_КВД кгс/см2
6. Полная температура воздуха на входе в двигатель Тв вх °С
7. Полная температура воздуха за КВД Т_КВД °С
8. Расход топлива Gт т/ч
9. Сигнализация работающего двигателя Вкл -
10. Сигнализация включения отбора воздуха на охлаждение турбины ВД Охл -
11. Сигнализация открытого положения КПВ КПВ_К -
п, мм Кга Кп Кп
295 0,332 0,095 0,820
300,2 0,395 0,143 0,850
305,3 0,435 0,175 0,890
310,5 0,463 0,205 0,915
315,6 0,478 0,228 0,925
320,8 0,483 0,240 0,930
325,9 0,465 0,243 0,927
331,1 0,432 0,235 0,915
336,2 0,380 0,215 0,893
341,4 0,353 0,208 0,884
345,6 0,270 0,210 0,883
лопатки компрессоров и турбин подвергаются действию напряжения растяжения стр , изгиба сти , а также температурные напряжения стт :
ст
,(Г) =
М£
Л
с + с
^пр ^ ^пол
Р (г) мп
-П-
п
ст = Е
и т ^т
/Е т а т ТТ П)Р Е/ЕЕ т а т
Рс
Рс
/Е т АР
Рс
2 Е т АР
Рс
П/пЕ т а т
Рс
/П2Е т АР
Рс
-а т тТ п)
учетом коэффициентов. Действующие на лопатку напряжения рассчитаны по методу Кинасошвили. На эксплуатационных режимах полета рабочие
где Спр = КштРю /гР(г- центробежная
г
сила профильной части лопатки; Спол = г^^погТгюл - центробежная сила полки; Г - площадь сечения лопатки в зависимости от радиуса; М^, Мп - суммарные моменты в главных
осях; Е, п - координаты точек сечения относительно главных центральных осей инерции; Гс - площадь сечения; Ет, ат- модуль упругости и коэффициент линейного расширения материала лопатки, которые, как известно, зависят от температуры. Рис. 3 - График изменения температуры в контрольной точке рабочей лопатки 1 ступени турбины в течение полета
Суммарные напряжения в характерной точке профиля находятся по формуле:
ст^ =стр +сти +стт .
Аналогично рассчитываются и параметры нагру-женности для других подконтрольных деталей. Рис. 4 - График изменения напряжений в контрольной точке рабочей лопатки 1 ступени турбины в течение
Е
сти =
+
+
+
Для выбора оптимального метода прямого расчета напряжений в диске был проведен анализ метода конечных элементов, интегральные методы Биргера, Кинасошвили, метод конечных разностей, метод переменных параметров упругости [2]. Наибольшей достоверностью обладает метод ко-
нечных элементов. Однако он же является наиболее ресурсоемким, его применение в предложенной методике малоэффективно. Наилучший показатель по критерию точность/скорость расчета напряжений в диске показал метод Кинасошвили (рис. 5), который используется и в настоящее время в заводских условиях.
На рис. 6 приводятся результаты расчета изменения параметров нагруженности (температура и напряжение) в течение полета в подконтрольных деталях двигателя.
Рассчитанные параметры нагруженности позволяют получить характеристики мониторинга ресурса: эквивалентную наработку (наработка, приведенная к определенному режиму, как правило к взлетному), коэффициент выработки ресурса и другие показатели прочностной надежности. Все эти показатели связаны с накопленной поврежденнос-тью. Наиболее наглядно выработка ресурса в течение полета может характеризоваться логарифмом скорости поврежденности, т. е. интенсивностью выработки ресурса на каждом участке полета (рис. 7). Величина выработки ресурса на различных этапах полета варьируется в больших диапазонах, потому, если логарифмы меньше заданной предельной величины, то повреждения приравниваются к нулю, так как они не вносят значимого изменения в повреждение за полет.
2Б0 240 220 200 1 ВО 1?0 140 120 100
Экеиеапентъые напряжения
Кинаспшвили
Конечных разностей
Переменных параметров упругости
Результатом всех вышеизложенных расчетов является матрица накопленных поврежденностей за полет (рис. 8) для всех 11 подконтрольных деталей
при статическом и циклическом нагружении, а также суммарная накопленная повреждаемость в расчете на 1 полет для конкретного двигателя. В верхней части таблицы указывается полетная информа-
ция за последние 5 полетов: номер борта, номер рейса, дата выполнения рейса, время вылета, номер силовой установки, общий налет за рейс, а также наработка на номинальном и максимальном режимах.
Рис. 5 - Суммарное эквивалентное напряжение при разных методах расчета напряжений в диске
Рис. 6 - Графики изменения температур и напряжений в контрольных точках лопаток и дисков вентилятора, компрессора и турбины
Рис. 7 - График изменения логарифма скорости повреждаемости в контрольной точке рабочей лопатки 1-й ступени турбины на протяжении полета
Рис. 8 - Параметры наработки и поврежденности ГТД Выводы
Было установлено, что проведение эксплуатационного мониторинга выработки ресурса критических элементов ГТД позволит значительно повысить эффективность эксплуатации, используя предложенные алгоритмы контроля выработки ресурса по состоянию.
Детали
РЛ 1 ТВД РЛ 2 ТВД РЛ В Д 2 ТВД Д В
Д 1 квд Д 11квд Д 13 квд В В В ТНД
.00001421984 .00000338160 .00000000000 .00000000068 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000005906 .00000000024
Цикл.повр.
0.00001589826 0 .00007089133 0.00000000000 0.00000600824 0.00000082699 0.00000000107 0.00000008769 0.00000381938 0.00000008392 0.00000047324 0.00000178895
.00000818091 .00000288007 .00000000000 .00000000083 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000000000 .00000003846 .00000000040
НАРАБОТКИ ЗА РЕЙС +
Бортово и номер ВС
Борт Рейс Дата Оромо СУ Общая,ч Ото,мо нооооНооомо ,омоионооо !!
96007 | 322 | 28/12/1995 | 6.15 | 2 ! 10.872778 ! 1 :34 ! 51 36 ! +
96007 | 322 | 05/01/1996 ! 4.29 ! 2 ! 10.736667 ! 0 :48 ! 123 58 !!
96007 | 3553 | 06/01/1996 | 12.03 ! 2 ! 10.872222 ! 0:00 ! 46 42 !!
96007 | 322 | 19/01/1996 ! 5.05 ! 2 ! 11.310000 ! 0:00 ! 139 02 !!
96007 | 324 | 21/01/1996 ! 4.12 ! 2 ! 11.230556 ! 0:00 ! 88 50 !!
0.00001411551 0.00002435118 0.00000000000 0.00000460845 0.00000071871 0.00000000100 0.00000008301 0.00000388601 0.00000009464 0.00000053676 0.00000216680
кових методiв для визначення напруженно-дефор-мованного стану диска турбЫи авiацiйного двигу-на// Вюник НАУ: Науковий журнал -К.: НАУ, 2005.
Поступила в редакцию 07.06.2006 г.
Рецензент: д-р техн. наук, проф. Панин В.В. Национальный авиационный университет, Киев
Литература
1. Расчет на прочность авиационных газотурбинных двигателей // И.А. Биргер, В.М. Даревский, И .В. Демьянушко и др. Под ред. И.А. Биргера, Н.И.Котерова - М.: Машиностроение, 1984.- 208 с.
2. Кучер О.Г., Харитон В.В. Порiвняння розрахун-
Анота^я: Описана методика i результати досл1джень розробки системи монторингу вироб1тки ресурсу ав1ац1йних газотурб1нних деигун1е по параметрам, зам1ряним nid час польоту.
Abstract: Method investigations results description of monitoring system developing of gas turbine engines service life exhaustion under parameters measured during flight
