CC BY
73
УДК 539.4
СПОСОБЫ ОБРЫВА ЛОПАТКИ ПРИ ИСПЫТАНИЯХ КОРПУСОВ
НА НЕПРОБИВАЕМОСТЬ
© 2008 Б. А. Балуев
Центральный институт авиационного моторостроения им. П. И. Баранова, г. Москва
Приводится обзор и анализ существующих способов обрыва лопатки. Предложены конструктивные решения и методики определения условий дополнительного нагружения для обеспечения разрушения на заданных частотах вращения лопатки вентилятора. Проведены экспериментальные исследования по определению эффективности управления разрушением лопаток вентилятора для обеспечения проверки корпусов на непробиваемость.
Непробиваемость корпусов, лопатка, управляемый обрыв лопатки
Значительное количество работ по локализации фрагментов при разрушении рабочих лопаток турбомашин посвящено разработке подходов к расчётной оценке непробиваемости корпусов, основанных на использовании эмпирических соотношений или расчётов с помощью современных программных комплексов [1-4]. Но в связи с трудностями в прогнозировании траектории движения лопатки после обрыва и условий взаимодействия этой лопатки с другими лопатками и корпусом двигателя не удаётся решить данную проблему без испытаний на непробиваемость корпусов при обрыве лопатки.
Нормативными техническими документами требуется, чтобы такое испытание было проведено при обрыве лопатки в требуемом сечении на предельно допустимой в эксплуатации частоте вращения ротора. Вместе с тем, в нормативных технических документах отсутствуют рекомендации по технологии обрыва лопатки, обеспечивающей выполнение этих требований, а используемые на практике методы обрыва лопатки имеют определённые недостатки.
В этой работе рассматриваются способы обрыва лопаток ротора.
1. Наиболее простой из них, использовавшийся, в частности, в Щ1АМ, начиная с 70-ых гг. прошлого века, заключается в последовательной подрезке назначенного для разрушения сечения с последующим проведением испытания на разгонном стенде. Метод последовательных приближений весьма трудоёмок из-за необходимости перебора ротора при каждой подрезке и не обеспечи-
вает надёжного обрыва лопатки на определённых оборотах.
2. Весьма точный многофакторный расчёт необходим для реализации второго простого варианта управления обрывом рабочей лопатки на разгонном стенде с вакуумированием [5]. Дополнительное нагружение предварительно ослабленной лопатки предполагается осуществлять аэродинамической силой. Этот метод заключается в следующем. После установки ротора с подготовленной к обрыву лопаткой на стенде включают вакуумный насос и понижают давление в разгонной камере примерно до
0,05 ата. Облопаченный ротор разгоняют на заданную для разрушения частоту вращения, после чего плавно понижают вакуум, поддерживая достигнутые обороты. Аэродинамические силы нагрузят лопатку дополнительно к центробежным силам изгибающим Мизг и крутящим Мкр моментами.
Напряжения от Мизг и Мщ, должны снизить запас прочности лопатки в ослабленном сечении до п< 1, что может вызвать разрушение лопатки. Мощность привода разгонного стенда должна позволить поддерживать заданную частоту вращения облопачен-ного диска при давлении 1 ата. Большая потребная мощность электропривода разгонного стенда и сложность расчёта на несущую способность ослабленного сечения лопатки затрудняют использование этого метода.
3. Известен довольно оригинальный способ управления обрывом лопатки, при котором после выхода облопаченного ротора на заданную частоту вращения рекомендуется производить подрезку пера в указанном
сечении с помощью электродов, ^вмещённых вблизи пера [6].
Реализация этого метода связана с необходимостью решения многих технических проблем (подрезка одной лопатки на обло-паченном роторе, поджиг и т. д.), и вряд ли этот метод найдёт широкое применение.
4. Известен способ испытания на непробиваемость корпуса при обрыве лопатки в требуемом сечении с помощью взрыва [7]. Несмотря на кажущуюся простоту, этот способ управления обрывом лопаток при проверке корпусов на непробиваемость весьма дорог и трудоёмок.
Необходимо подобрать минимальную, но достаточную для обрыва лопатки на вращающемся роторе силу взрыва, что весьма непросто. Кумулятивное действие заряда сопровождается пластическим деформированием материала лопатки. Удлиняясь под действием центробежных сил, лопатка выбирает зазор и может упереться в корпус еще до завершения взрыва. В момент касания о корпус лопатка испытывает действие не только центробежных сил, но и сил давления невырвавшихся из замкнутой полости пороховых газов. Сила удара лопатки о корпус в этом случае неизвестна. Возможно также образование фрагментов лопатки, летящих в непредсказуемых направлениях.
5. Обстоятельно исследовалась возможность управления обрывом лопатки с помощью термочувствительных накладок [8]. Лопатка в назначенном для разрушения сечении ослаблялась до получения значения запаса прочности по предельной силе при заданной частоте вращения, равного
0,7...0,8. Затем это сечение усиливалось со стороны корыта и спинки накладками из термочувствительного материала, чтобы обеспечить величину запаса прочности 1,2. 1,3.
После раскрутки облопаченного ротора на разгонном стенде до заданной частоты вращения осуществлялся индукционный разогрев обода диска и лопатки с накладками.
Накладки разогревались вместе с лопаткой. Для изготовленм накладок выбирался материал, имеющий в 1,5.2 раза больший коэффициент температурного расширения, чем материал лопатки.
В результате удлинения при нагреве накладки перестают «помогать» ослабленному сечению лопатки, что должно привести к её обрыву под действием центробежных нагрузок.
Однако испытания показали, что возможен неравномерный прогрев накладок по длине и неодновременный обрыв накладок со стороны корыта и спинки, что нарушает траекторию полёта лопатки.
Ниже рассмотрены результаты разработки двух надёжных способов обрыва лопатки на заданной частоте вращения в требуемом сечении.
В первом способе техническое решение поставленной задачи достигается тем, что для дополнительного нагружения ослабленного сечения используется разогрев участка самой лопатки [9,10].
Заданное сечение пера лопатки ослабляют поперечным надрезом. Надрез осуществляют проволокой 0 0,15.0,25 мм для обеспечения минимального удлинения ослабленного сечения лопатки до разрушения. Удлинение лопатки в момент разрушения не должно превышать зазора между лопаткой и корпусом на заданной частоте вращения.
В профильной части лопатки выполняют парные прорези параллельно оси лопатки. Цен^обежные нагрузки на ослабленные сечения лопатки передаются через образовавшиеся после выполнения прорезей перемычки. В нижней части профиля эти прорези соединяются с поперечным подрезом . Между прорезями наматывается провод, который образует электрический нагреватель. Провода электропитания нагревателя выводятся на токосъемник.
После выхода ротора на заданную частоту вращения включается нагрев термонагружающего участка и происходит термическое расширение материала этого участка лопатки. Создается дополнительная нагрузка на других несущих участках в подрезанном сечении лопатки, которая суммируется с центробежной силой и обеспечивает обрыв лопатки.
Для управляемого обрыва необходимо, чтобы величина температурного удлинения термонагружающего участка была больше или равна сумме упруго-пластического удлинения на участке подрезанного сечения
аАТН > ИІ є
■ !п-
лопатки и упругого удлинения лопатки на длине термонагружающего участка:
_М + ^А. ^ .Н . (1)
1 -N1 Е Бпер.
Из уравнения (1) определяется длина термонагружающего участка Н:
1
Н =
ИІ Е+!п-
аМ-^--
Е Smp
(2)
где Ее упругая деформация,
И - высота порезанного сечения,
- площадь ослабленного сечения =
^о.е. лопатки,
Бтр - площадь перемычки,
Е - модуль упруг ости, ив - предел прочности,
N - поперечное сужение, а - коэффициент температур ного линейного расширения материала лопатки.
Проверка этого способа управления обрывом лопатки осуществлялась испытаниями моделей и рабочей лопатки вентилятора.
Для уменьшения затрат на проведение исследований и повышения их надёжности на моделях отрабатывалась методика управляемого обрыва, а на образцах, вырезанных из моделей, определялись предел прочности и поперечное сужение (для гладких образцов и образцов с надрезом). Эти данные необходимы для уточненного расчёта подрезанного сечения лопатки.
Результаты испытаний моделей подтвердили возможность расчёта условий управляемого разрушения предложенным способом.
Затем были проведены испытания лопатки на испытательной машине. Лопатка дорабатывалась в соответствии с результатами расчёта. Площадь ослабленного сечения, по которому происходит обрыв лопатки, определялась из условий получения запаса прочности по силе, равного 1,4 при Т = =20вС.
Для проверки расчетных данных в зоне перемычек ослабленного сечения лопатки со стороны спинки и корыта наклеивались тен-зорезисторы. Максимальная растягивающая нагрузка при тензометрировании составила
6000 кг. Отклонения показаний тензорези-сторов от расчётных значений не превышали 15%.
Первая лопатка испытывалась без нагрева, и максимальная нагрузка при разрушении достигла 15250 кг. Различие с результатом расчетной оценки несущей способности составило 1650 кг, те. примерно 9,8%. Учитывая сложность объекта и назначенный запас прочности 1,4, совпадение с расчетом было признано удовлетворительным.
Вторая лопатка испытывалась в следующей последовательности. Сначала предусматривалось нагружение лопатки до Р = = 13000 кг при Т = 20°С. Нагрузка 13000 кг соответствовала центробежной силе, действующей на лопатку в зоне ослабленного сечения при заданной частоте вращения обрыва. На втором этше включался нагрев термонагружающего участка лопатки. Во время разогрева растягивающая нагрузка, имитирующая действие центробежной силы, составляла 13000 кг и поддерживалась постоянной. Максимальная температура на поверхности термонагружающего участка в момент обрыва лопатки составила 190°С. Остаточное удлинение лопатки составило
0,42 мм. Фотография разрушенной лопатки представлена на рис. 1
Рис. 1. Лопатка после обрыва
Проведенные экспериментальные исследования показали возможность управления обрывом лопатки предложенным способом. Однако выполнение парных прорезей в лопатке снижает её жёсткость, что может повлиять на контактное взаимодействие лопатки и корпуса.
Во втором способе техническое решение поставленной задачи достигается путем снижения прочностных свойств материала лопатки за счет разогрева среднего участка ослабленного сечения [11]. Вес отделяющейся части лопатки не уменьшается.
Для обрыва роторной лопатки на требуемой частоте вращения в заданном сечении это сечение ослабляется до получения запаса прочности по силе п » 1,5. 1,6.
Неподрезанными остаются участки у входной и выходной кромок и участок в середине ослабленного сечения. Встраиваемый в призамковую часть лопатки нагреватель имел размеры 5x15x23мм.
Для обеспечения разрушения лопатки осуществляется последовательное управляемое перераспределение напряжений от действия центробежных сил на участках ослабленного сечения путем разогрева среднего участка этого сечения.
Проверки предлагаемого способа управления обрывом рабочей лопатки проводились на испытательной машине и на разгонном стенде при испытаниях корпуса вентилятора на непробиваемость.
Для проведения испытаний на испытательной машине были подготовлены три лопатки. Каждая лопатка устанавливалась в захватах и нагружалась растягивающей нагрузкой 13000 кг, имитирующей центробежную силу при заданной частоте вращения ротора. Далее включалось питание электронагревателя. Во время разогрева среднего участка, температура которого контролировалась с помощью термопары, растягивающая нагрузка поддерживалась постоянной. Обрыв этих трех лопаток происходил при достижении температуры на наружной поверхности среднего участка, равной 300°С, 350°С и 380°С соответственно. Фотография одной из разрушенных лопаток представлена на рис. 2.
Разброс температур на среднем участке ослабленного сечения этих лопаток в момент их разрушения составил ±400С. Максимальная температура, достигнутая на лопатке при отладке нагревателя, превышала 500°С. При этом прочностные характеристики материала лопатки в подрезанном сечении снижались в два раза.
Описанный выше метод управления обрывом лопатки был использован при испытаниях на непробиваемость корпуса вентилятора на разгонном стенде.
б
Рис. 2. Лопатка до (а) и после (б) испытания
Разгонный стенд предназначен для разгонных и циклических испытаний роторов ГТД в поле центробежных сил с имитацией натурных условий нагружения по частоте вращения и температурному состоянию. Существующая конструкция стенда позволяет проводить испытания объектов при следующих технических характеристиках:
1. Максимальная частота вращения -30000 об/мин.
2. Максимальная мощность электропривода - 730 кВт
3. Максимальная температур а диска -8000С.
4. Деление остаточного воздуха в вакуумной бронекамере - 0,08 атм.
5. Максимальный диаметр объекта испытаний - 2,2 м.
6. Масса объекта испытаний до 1500 кг.
На рабочем колесе I ступени вентилятора были установлены 23 штатных лопатки и одна лопатка с ослабленным сечением и устройством обрыва. Обрываемая лопатка после установки нагревателя в выполненный в ней паз окрашивалась по специальной схеме. По специальной схеме окрашивалась и последующая лопатка.
Отбалансированный ротор и корпус вентилятора, препарированные тензодатчиками и термопарами, были установлены в разгонной камере. Вокруг корпуса был смонтирован алюминиевый цилиндрический экран для определения уровня кинетической энергии фрагментов оборвавшейся лопатки в случае разрушения корпуса.
Фотография установленного вентилятора в сборе в вакуумной камере разгонного стенда представлена нарис. 3.
Рис. 3. Корпус вентилятора с рабочим колесом и необходимой для киносъёмки системой освещения перед испытаниями
Испытания изделия проводились в полном соответствии с программой. После выхода на заданную частоту вращения был включен нагреватель лопатки. Частота вращения поддерживалась постоянной с точностью ±5 об/мин.
По достижении температуры на поверхности среднего участка ослабленного сечения 1880С произошел обрыв лопатки (примерно через 20 с после включения нагрева). Фотография фрагмента I ступени вентилятора после испытаний показана на рис. 4.
В результате осмотра объекта испытаний были обнаружены повреждения корпуса вентилятора с трещинами (основной и сопутствующей). Максимальное выпучивание корпуса в радиальном направлении -35 мм. В контрольном экране следов вылета лопатки не обнаружено.
Рис. 4. Фрагмент I ступени вентилятора после испытаний
Из полученных результатов следует, что оборвавшаяся лопатка удержана защитным корпусом. На рис. 5 показана разрушенная оборвавшаяся лопатка, состоящая из призамковой части и верхней части, разбитой на небольшие фрагменты. Разрушенные фрагменты были идентифицированы по окраске среди обломков других лопаток.
Рис. 5. Фрагменты разрушенной лопатки после обрыва Проведенные испытания на непробиваемость корпуса вентилятора на разгонном стенде показали эффективность управления обрывом лопатки в заданном сечении на требуемой частоте вращения.
Библиографический список
1. ЮМ. Ануров, Д.Г. Федорченко. Основы обеспечения прочностной надёжности авиационных двигателей и силовых устано-
вок. - СПб: Издательство СПбГПУ, 2004.- С. 292-297.
2. О.АМосквитин, Б.Ф.Шорр. Пространственное моделирование процесса пробивания корпусных элементов двигателя оборвавшимися деталями / Тезисы докладов XXVIII Международного НТС по проблемам прочности двигателей. - М., 2002. - С. 60-61.
3. Жуков В.Г., Хоменко С.М., Шеремет А.В. Расчет корпусов на непробиваемость// Вестник двигателестроения. - 2004. № 1. - С. 56-59.
4. Новые технологические процессы и надёжность ГТД. Предотвращение опасных отказов при разрушении рабочих лопаток турбокомпрессора // Научно-технический сборник / Под ред. Новицкого Ю.А., Вып. 8.- М.: ЩАМ, 2008. - С. 206.
5. Патент Р Ф. № 2207534. Способ испытания корпуса на непробиваемость и устройство для его реализации. ЦИАМ / Лепешкин А.Р., Бычков НГ. - 2003, Бюл.№ 18.
6. В.Г. Баженов, ЮЛ. Тростенюк, В.К. Захаров. Универсальный разгонный стенд для повторно-статичес^га испытаний крупногабаритных элементов ротора // Проблемы прочности. - 1988. № 9. - С. 114-116.
7. Патент СССР № 906246. Стенд для испытания защитного устройства турбомашины / Забоин ИИ., Кондратов Н.С., Ле-витский В.Н. и др.- 2005. Бюл. № 31.
8. Патент Р Ф. № 2176389. Способ испытаний корпуса на непробиваемость и устройство для его осуществления. ЦИАМ / Бычков НГ., Лепешкин А.Р. - 2001. Бюл. № 33.
9. Патент РФ № 2284492. Способ испытания корпуса ротора лопаточных машин и устройство его осуществления. ЦИАМ / Балуев Б.А., Бычков НГ., Першин А.В. - 2006. Бюл. № 27.
10. Патент РФ № 2311626. Способ испытаний корпуса ротора лопаточных машин на непробиваемость и устройство для его осуществления. ЦИАМ / Бычков НГ., Лепешкин А.Р., Балуев Б.А. и др. - 2007. Бюл. № 33.
11. Способ испытаний корпуса ротора лопаточных машин на непробиваемость и устройство для его осуществления. ЦИАМ /
Балуев Б.А., Бычков Н.Г., Першин АЗ. / Заявка № 2007115198 от 24.04.05. Положительное решение от 14.04.08.
References
1. Anurov Y.M., Fedorchenko D.G. Basis of strength reliability control for aircraft engines and power plants. Saint-Petersburg: SPbSPU, 2004. 292-297.
2. Moskvitin O.A., Shorr B.F. Dimensional modeling of basic engine elements rupture by detached elements. Theses from XXVIII International Science and Technology Seminar. Moscow, 2002. 60-61.
3. Zhukov V.G., Homenko S.M. and She-remet A.V. “Frame proof design” from Engine Designing Bulletin, 2004 #1, 56-59.
4. “Malign failure prevention for case of compressor rotor blade destruction” from New Technological Processes and Reliability of Gas Turbine Engines #8. Moscow: CIAE, 2008.
5. Lepeshkin A.R., Bychkov N.G. “Frame proof test technique and equipment for its arrangement” RF patent #2207534. CIAE. 2003
6. Bazhenov V.G., Trosteniuk Y.I. amd Zakharov V.K. “Universal acceleration bench for repeated static test of large capacity rotor elements” from Strength Issues, 1988 #9. 114116.
7. Zabavin I.I., Kondrashov N.S., Levitsky V.N. et al “Test bench for turbomachine protective device”. RF patent # 906246. 2005.
8. BychkovN.G., Lepeshkin A.R. “Frame proof test technique and equipment for its arrangement”. RF patent #2176389. 2001
9. Baluev B.A., Bychkov N.G., Pershin A.V. “Test technique for impeller machines rotary bed and equipment for its arrangement”. RF patent #2284492. 2006
10. Bychkov N.G., Baluev B.A., Lepeshkin A.R. et al. “Rotary bed proof test technique and equipment for its arrangement” RF patent # 2311626. CIAE, 2007.
11. Baluev B.A., Bychkov N.G., Pershin A.V. “Rotary bed proof test technique and equipment for its arrangement”. Patent application # 2007115198 from 04.24.05. Accepted 04.14.08.
METHODS OF THE BLADE RELEASE AT CASINGS CONTAINMENT CAPABILITY
© 2008 B. A. Baluev “Baranov’s Central Institute of Aircraft Engine Designing”, Moscow
The review and the analysis of existinq methods blades is presented. The constructive decisions and technique of definition of additional loading conditions for maintenance of destruction of fan blade on the set frequencies of rotation are proposed. The experimental investigations of determination of a efficiency control by destruction of fan blades for maintenance of check of casings containment capability are carried out.
Frame proof, blade, controlled blade strip
Информация об авторах
Балуев Борис Александрович, начальник отдела Центрального института авиационного моторостроения им. ПИ. Баранова. E-mail: dep200@rtc.ciam.ru. Область научных интересов: динамика и прочность машин.
Baluev Boris Alexandrovich, department Chief, The Central Institute of Aviation Motors (Russian Federation State Research). E-mail: dep200@rtc. ciam.ru. Area of research: dynamics and constructional strength.
