CC BY
52
УДК 620.172.251.224
ПРОГНОЗИРОВАНИЕ РЕСУРСА ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН НА ОСНОВЕ МОДЕЛИРОВАНИЯ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ НАГРУЖЕНИЯ
© 2001 Д.С. Еленевский, В.А. Солянников
Самарский научно-инженерный центр автоматизированных прочностных испытаний и диагностики машин
Предложена методика проведения эквивалентных испытаний деталей газотурбинных двигателей на основе моделирования эксплуатационного характера нагружения в наиболее нагруженных элементах детали. Представлены сформированная программа и результаты эквивалентных испытаний рабочей лопатки турбины одного из высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей.
Повышение требований к надежности и параметрам современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), рост их ресурса и темпов создания обуславливает необходимость развития новых методов прочностной доводки двигателей, включающих уточненные методы расчетной оценки прочности и ресурса элементов конструкций двигателя и экспериментальные методы их доводки по параметрам прочности в лабораторных условиях.
Широкое распространение в настоящее время получили методы поузловой доводки [1] и стендовые испытания полноразмерных двигателей [2], основанные на моделировании условий эксплуатации. Однако первые требуют дальнейшего развития, а вторые являются весьма трудоемкими и дорогостоящими.
Достигнутый уровень развития испытательных средств, позволяющих адекватно моделировать в лабораторных условиях эксплуатационный характер и механизмы нагружения элементов конструкций двигателя, и подходов к описанию их предельного состояния при различных видах нагружения, включая сложное многофакторное неизотермическое нагружение, позволяет сделать важный шаг вперед: проводить эквивалентные испытания наиболее нагруженных и ответственных деталей двигателя в лабораторных условиях. Проведение таких испытаний открывает возможность уже на ранних стадиях создания и доводки двигателя отработать оптимальные конструкторско-технологические
решения и экспериментально проверить работоспособность деталей двигателя на заданный ресурс.
Формирование программ эквивалентных испытаний деталей двигателя в лабораторных условиях включает следующие основные этапы:
- расчетно-экспериментальный анализ эксплуатационной нагруженности деталей при эксплуатации двигателя по обобщенному полетному циклу и на его основе выбор наиболее нагруженных элементов детали;
- формирование лабораторных режимов нагружения для каждого выбранного элемента;
- определение длительности эквивалентных испытаний элементов детали по сформированным режимам лабораторного нагружения на заданный ресурс.
Формирование лабораторных режимов нагружения производится с соблюдением следующих принципов:
- обеспечение равенства максимальной температуры при испытаниях и в условиях эксплуатации;
- соответствие характера лабораторного нагружения эксплуатационному включая одинаковость механизмов деформирования;
- обеспечение уровней переменных и статических напряжений при испытаниях, близких к эксплуатационным.
Расчет длительности эквивалентных испытаний производится из условия обеспечения равенства накопленных повреждений при испытаниях и в условиях эксплуатации
за ресурс
алЯл = аэЯ,
(1)
где ал и аэ - средние доли повреждения соответственно за один лабораторный и эксплуатационный циклы нагружения;
Ял - длительность эквивалентных испытаний;
Я - заданный ресурс двигателя, выраженный в циклах.
Отсюда длительность эквивалентных испытаний элемента детали
Ял = аэЯ / ал .
(2)
Пусть Хю; Х2Э; . - ; ХМэ и Х1л; Х2л; . - ;
Хыл - параметры, характеризующие нагружен-ность элемента детали соответственно в эксплуатационных и лабораторных условиях, Ъ = Ф(Х1; Х2; ... ; Хк) - уравнение, описывающее предельное состояние элемента при нагружении, соответствующем эксплуатационному.
Тогда средние доли повреждения за один лабораторный ал и эксплуатационный аэ циклы нагружения можно определить следующим образом
ал 1 / Ълрасч; аЭ 1 / ЪЭрасч ,
(3)
где Ълрасч и ЪЭрасч - расчетные значения долговечности элемента в лабораторных и эксплуатационных условиях, определяемые с помощью уравнения предельного состояния.
Таким образом выражение для определения длительности эквивалентных испытаний элемента детали в лабораторных условиях по режиму с параметрами нагруженно-сти Х; Х2л; . ; Хмл окончательно записывается следующим образом
Ял =
ф(Х1л; Х2л; ; Хл)
Ф(Х,э;Х2э;-;ХМэ)
я .
(4)
Неразрушение всех элементов детали при их эквивалентных испытаниях подтверждает работоспособность детали на заданный ресурс.
Проводя эквивалентные испытания элементов детали до разрушения, можно оценить их эксплуатационную долговечность
Ф(Х1э; Х2э; . ; Хкэ)
Ъэ =--------------------Ъл , (5)
Ф(Х1л; Х2л; • • • ; Хкл)
где Ъл - число циклов до разрушения элемента детали при эквивалентных испытаниях.
Минимальное значение Ъэ по результатам эквивалентных испытаний всех элементов детали будет определять долговечность детали в условиях эксплуатации
Ъэдет = т1п {Ъ1э;Ъ2э; • ;Zмэ}, (6)
где М - количество испытанных элементов детали.
Описанная выше методика формирования программ и проведения эквивалентных испытаний была использована при доводке рабочей лопатки 1 ступени турбины одного из авиационных высокотемпературных ГТД на заданный ресурс.
Анализ напряженно-деформированного состояния (НДС) лопатки в эксплуатационных и лабораторных условиях выполнялся путем расчета кинетики НДС с помощью разработанного пакета прикладных программ (ППП), включающего программы расчета нестационарного теплового состояния и кинетики неупругого деформирования сечения лопатки при циклическом неизотермическом нагружении, программу расчета долговечности лопаток при многофакторном неизотермическом нагружении, а также программы автоматизированной обработки и графического представления результатов расчета [3].
В качестве модели материала (жаропрочный никелевый сплав типа ЖС) была использована структурная модель упруговязкопластической среды [4].
Рассчитывалось среднее сечение пера лопатки. При его дискретизации было выбрано 120 представительных точек. Расчет выполнялся мелкими шагами по времени, для чего обобщенный полетный цикл (ОПЦ) двигателя длительностью 2 часа разбивался на 200 шагов. Результаты расчета теплового и напряженно-деформированного состояния среднего сечения пера лопатки на различных режимах работы двигателя, а также параметры вибронагруженности, полученные путем тензометрирования пера лопатки на работа-
Таблица 1. Параметры эксплуатационной нагруженности элементов лопатки
Режим работы двигателя Относительная продолжительность ф % Параметры нагружения Входная кромка Выходная кромка Корыто Спинка
Тмдх. °С 950 935 945 940
Взлетный 2.2 уст.МПа 245 223 181 154
18 15 - 15
Уа,МПа
800 785 790 785
Номи-
20 - " - 172 152 157 159
нальный
15 16 - 8
750 740 752 750
Крейсер- 77.8 _ " - 166 146 151 153
ский 18 16 - 10
ющем двигателе, представлены в табл.1.
Механизм деформирования кромок -наиболее нагруженных элементов лопатки -знакопеременный асимметричный цикл с размахом упругих деформаций А еВХ = 0,29 % во входной кромке и АеВЫХ = 0,27 % в выходной кромке, сопровождающийся незначительным приростом деформации ползучести в сторону растяжения. Значения накопленной деформации ползучести в кромках за 100 циклов нагружения оказались малы и не учитывались при формировании программы эквивалентных испытаний. Пластические деформации отсутствуют.
Моделирование эксплуатационного характера нагружения лопатки производилось с помощью автоматизированного комплекса термовиброциклических испытаний лопаток турбин [5], позволяющего осуществлять многофакторное неизотермическое нагружение лопатки.
лопатка нагревалась с помощью профилированного индуктора, форма и положение которого относительно профильной части пера лопатки определялись из условия обеспечения необходимых температурных полей с максимальным нагревом кромок. В полуцик-ле охлаждения лопатка обдувалась потоком воздуха, истекающим из сопла. Вибрационное нагружение осуществлялось путем возбуждения резонансных колебаний лопатки по первой изгибной форме посредством электродинамического вибратора.
лабораторные режимы нагружения отличались скоростями нагрева и охлаждения,
за счет чего варьировалась величина размаха упругой (или упруго-пластической) деформации за цикл нагружения. Характеристики режимов и параметры НДС кромок лопатки, полученные расчетным путем, приведены в табл.2.
Исходя из эксплуатационного механизма деформирования кромок лопатки и максимальной нагруженности в рамках этого механизма, были выбраны следующие режимы нагружения: режим 3 для испытания выходной кромки и режим 2 - для входной кромки.
Для описания предельного состояния кромок лопатки в условиях многофакторного неизотермического нагружения использовано критериальное уравнение [6]
1-
Ґ Л0’7
Тп
1-
Ґ \0’3
£ М,
(7)
где Ър - термоциклическая долговечность при пилообразном изменении температуры в заданном диапазоне;
- суммарное время выдержки при максимальной температуре и статическом напряжении в цикле нагружения;
Тр - время до разрушения по кривой длительной прочности;
ХЫ. - суммарное число циклов вибронагружения;
N - предельное число циклов вибронагружения.
Подставив значения параметров эксплу-
1/0.8
1/0.1
Таблица 2. Характеристики режимов лабораторного нагружения и параметры нагруженности кромок лопатки на этих режимах
Номер режима 1 2 3
Элемент лопатки Входная Выходная кромка кромка Входная Выходная кромка кромка Входная Выходная кромка кромка
Максимальная температура, °С 950 935 950 935 950 935
Скорость охлаждения, град/сек 100 150 200
Скорость нагрева, град/сек 50 100 150
Время выдержки при Тмах, сек 30 30 30
Размах упругой деформации, % 0,53 0,56 0,60 0,57 0,67 0,62
Размах пластической деформации, % 0 0 0 0 0,05 0
Напряжение на участке выдержки, МПа 200 215 220 205 225 215
Амплитуда вибронапряжений, МПа 16 20 20 26 20 26
атационной и лабораторной нагруженности кромок лопатки (таблицы 1 и 2) в формулу (7) и учитывая (3), определим с помощью выражения (4) длительность эквивалентных испытаний кромок лопатки на ресурс двигателя Я = 15000 час (или 7500 цикл): для входной кромки Ялвх = 1796 цикл при испытаниях лопатки по 2 режиму нагружения ; для выходной кромки Клвых = 704 цикл - по 3 режиму нагружения.
Испытания лопаток по сформированной выше программе проводились до разрушения с целью последующей оценки эксплуатационной долговечности и интегрального запаса, с которым подтвержден заданный ресурс.
Значения средней долговечности кромок лопатки при испытаниях составили: Zлвх = 2762 цикл для входной кромки и 2лвых = 1842 цикл для выходной кромки.
Оценку долговечности кромок лопатки в эксплуатационных условиях проведем с помощью выражения (5), подставляя в него
полученные при испытаниях средние долговечности до разрушения: ZgBX = 11530 цикл для входной кромки и Z3BbIX = 19605 цикл для выходной кромки.
Следовательно, эксплуатационная долговечность лопатки по результатам эквивалентных испытаний составит (6) Zg = min {11530; 19605} = 11530 цикл.
Коэффициенты запаса определим как отношение полученной при испытаниях средней долговечности до разрушения к расчетной длительности эквивалентных испытаний
Кувх = 2762 / 1796 = 1,54
и
Кувых = 1842 / 704 = 2,62
соответственно для входной и выходной кромок.
Таким образом, работоспособность лопатки на заданный ресурс двигателя R = 15000 час подтверждена с запасом Ку = 1,54.
Прогнозируемая по результатам проведенных эквивалентных испытаний эксплуатационная долговечность лопаток оказалась близкой к полученному при стендовых испытаниях полноразмерных двигателей значению.
Металлографический анализ изломов подтвердил идентичность разрушений лопаток при стендовых испытаниях полноразмерных двигателей и в лабораторных условиях.
Выводы
1. Разработаны метод формирования программ и методика проведения эквивалентных испытаний деталей турбомашин в лабораторных условиях, в основе которых лежат принципы имитационного моделирования характера эксплуатационного нагружения и механизмов деформирования в наиболее нагруженных элементах детали.
2. Сформирована программа и проведены эквивалентные испытания рабочих лопаток 1 ступени турбины одного из авиационных высокотемпературных ГТД, результаты которых в сопоставлении с результатами стендовых испытаний полноразмерных двигателей показали, что прогнозируемый ресурс указанных лопаток близок к фактическому, что подтверждает возможность использования предложенного подхода в процессе создания и доводки турбомашин.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Еленевский Д. С. Проблемы развития методов поузловой доводки ГТД на конструкционную прочность / Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов. Куйбышев, 1986.
2. Кузнецов Н.Д., Цейтлин В.И. Эквивалентные испытания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1976.
3. Солянников В.А. Моделирование неупругого деформирования и предельного состояния лопаток турбин при совместном действии термоциклических и вибрационных нагрузок / Конструкционная прочность двигателей. Куйбышев, 1990.
4. Гохфелъд Д.А., Садаков О.С. Пластичность и ползучесть элементов конструкций при повторных нагружениях. М.: Машиностроение, 1984.
5. Научные основы и методы повышения надежности и долговечности газотурбинных двигателей / Под ред. В.Т. Трощенко, Г.С. Писаренко. Киев: Наукова думка, 1979.
6. Еленевский Д.С., Солянников В.А. Предельные состояния и ресурс лопаток турбин при многофакторном неизотермическом нагружении // Известия Самарского научного центра РАН. 1999. № 2.
PREDICTION OF TURBOMACHINERY PARTS SERVICE LIFE BASING UPON SIMULATION OF LOADING OPERATING CONDITIONS
© 2001 D.S.Yelenevsky, V.A.Solyannikov
Samara Scientific-Engineering Centre of Automated Strenght Tests and Diagnostics of Machines
Equivalent test procedure for GT engine parts based upon simulation of operation loading in most loaded part elements is suggested. Developed program and results of equivalent tests for turbine blade of one of high temperature GT aircraft engines are presented.
