CC BY
191
УДК 629.735.015.4:539.219.2
УСТАЛОСТНОЕ РАЗРУШЕНИЕ И КОНТРОЛЬ В ЭКСПЛУАТАЦИИ ТИТАНОВЫХ ДИСКОВ I СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ (КНД) ДВИГАТЕЛЯ Д-30КУ
А.А. ШАНЯВСКИЙ, Ю.А. ПОТАПЕНКО, М.З. КОРОНОВ
Обобщены результаты исследования закономерностей зарождения и роста усталостных трещин при эксплуатации в титановых дисках I ступени компрессора двигателя Д-30КУ. Показано, что разрушения имеют однотипный характер при наработке дисков от 5000 до 9170 полетов. Они связаны с высокой вибронапряженностью дисков по их ободной части. На основе выполненного количественного фрактографического анализа рекомендована и введена в эксплуатацию периодичность контроля дисков через 6 полетов. Показано, что при повышении чувствительности контроля периодичность осмотров дисков может быть увеличена до 24 полетов.
Ключевые слова: титановые диски, компрессор, усталостные бороздки, рост трещин, усталость, периодичность осмотров.
Проблема установления ресурса титановым дискам компрессоров ГТД существует уже более 30 лет и до настоящего времени не решена в полной мере [1]. Основной вопрос, не решенный по тем или иным причинам, связан с поведением материала, которое в рамках существующей технологии изготовления дисков не является регулируемым. Опыт эксплуатации показывает, что на начальной стадии эксплуатации того или иного типа двигателя титановые диски его компрессора разрушаются из-за наличия поверхностных дефектов. Это редкие события, они быстро устраняются в процессе эксплуатации. Следующее интенсивное нарастание разрушений дисков связано с проявлением титановыми сплавами чувствительности к условиям эксплуатации. Оно выражено в том, что введение в цикл нагружения кратковременной выдержки - 20 с, а тем более продолжительного постоянного действия нагрузки, например, на крейсерском режиме полета, приводит к резкому снижению долговечности детали и одновременному снижению периода роста трещины [2]. Многочисленные исследования образцов из титановых сплавов, которые были изготовлены из различных типов дисков разных двигателей, а их испытания выполнены в области малоцикловой усталости (МЦУ), позволили, в частности, предложить способ оценки состояния материала дисков после их изготовления [3]. Однако до настоящего времени в промышленности на стадии производства не внедрен какой-либо метод контроля состояния титановых дисков по критерию их чувствительности к выдержке под нагрузкой. Более того, в разработанных нормах по установлению и продлению ресурса основным элементам конструкции двигателей отсутствуют критерии учета возможной чувствительности материала дисков к реализуемым условиям эксплуатации [4].
Помимо этого при проведении расчетов напряженно-деформированного состояния дисков основным критерием достижения предельного состояния рассматривается малоцикловая усталость (МЦУ) для всех зон дисков [1]. На самом же деле, как показали многочисленные исследования различных зон титановых дисков, от которых в эксплуатации стартовали усталостные трещины, имеется принципиальное различие в разрушении ступичной и ободной части дисков разных ступеней для разных типов двигателей.
В случае разрушения ступичной части дисков критерий предельного состояния в области МЦУ реализуется и соотвествует реализуемым условиям эксплуатации. Однако важное значение имеет тот факт, что применительно к титановым дискам, изготавливаемым из сплавов ВТ3-
1 и ВТ8, необходимо рассматривать не один, а несколько циклов накопления повреждений за полет [2]. Эта особенность работы титановых дисков в эксплуатации многократно продемонстрирована многочисленными испытаниями дисков на различных стендах [1]. В результате была разработана методика установления периодичности осмотров дисков на основе воспроизведе-
ния количества циклов нагружения на основе фрактографического анализа [1]. Однако несмотря на очевидные экспериментальные данные обобщение длительного опыта исследований разрушенных дисков в эксплуатации, многочисленные оценки периодичности осмотров, которые в результате внедрения в эксплуатации позволили исключить разрушения дисков в полете, промышленность не учитывает реальной ситуации в эксплуатации. Более того, по-прежнему осуществляется систематизация циклов, соответствующих разным режимам работы двигателя за полет, для формирования эквивалентно-циклических (ЭЦИ) испытаний дисков на стендах без учета как чувствительности материала к длительной выдержке под нагрузкой, так и многократного продвижения трещины на переходных режимах нагружения.
В случае разрушений дисков по ободной части исследования разрушений в эксплуатации показали, что первоначально в дисках происходит зарождение трещин в области многоцикловой усталости (МНЦУ) и только потом в некоторых случаях возможна смена механизма разрушения и развитие трещин по механизму МЦУ [1; 5]. В рассматриваемом случае возникает сложная комплексная задача по оценке ресурса дисков на основе разных критериев - для стадии зарождения разрушения должен быть рассмотрен критерий МНЦУ, а на стадии роста трещины - МЦУ.
Наконец, как показали исследования дисков с тонкой ступичной частью и полотном толщиной до 10 мм и на стадии роста трещины могут доминировать блоки циклических нагрузок, создающие ситуацию многоциклового усталостного разрушения на стадии роста трещины. В этом случае период роста трещины составляет всего лишь несколько десятков полетов.
Указанная необходимость многофакторного многокритериального подхода к оценке ресурса титановых дисков компрессоров в эксплуатации, нерешенность многих проблем, рассмотренных выше, приводит к тому, что в эксплуатации продолжаются случаи разрушения титановых дисков [6]. Разрушение одного из таких дисков I ступени КВД двигателя Д-30КУ привело к катастрофе самолета Ту-154М в республике Иран. Это потребовало обобщения выполненных ранее исследований разрушений аналогичных дисков, в том числе и при проведении испытаний дисков по ЭЦИ.
Далее представлены результаты выполненного исследования диска, разрушенного в Иране, в сопоставлении с выполненным до этого исследованием разрушения аналогичного диска двигателя № 03059338912424 самолета Ту-154М ЯЛ-85667, у которого произошло разрушение диска при попытке взлета самолета в а/п Пулково. Кроме того в дальнейшем анализе результатов исследования использованы сведения и закономерности разрушения диска, имевшие место на самолете Ил-62 в полете на Кубе.
Далее для удобства изложения результатов исследования будет использована идентификация для дисков - № 1И (Иран), № 2П (Пулково), № 3К (Куба), также в анализе будет использована информация о диске, разрушенном на стенде.
Исследование выполнено на растровых электронных микроскопах фирмы Карл Цейсс в разные периоды времени в течение 2008 и 2009 годов.
1. Анализ состояния разрушенного диска №1И
Выполненный анализ найденного около места летного происшествия диска показал, что разрушения сопоставляемых дисков № 1И, 2П и 3К полностью аналогичны (рис. 1):
- разрушение рассматриваемого диска № 1 И заключается в отрыве сектора его ободной части с четырьмя лопатками;
- диск № 2П был найден с аналогичным отрывом сектора его ободной части с четырьмя лопатками;
- диск № 3К не был найден, но в фюзеляже самолета остался вылетевший фрагмент с четырьмя лопатками, одна из которых отсутствовала.
Рис. 1. Общий вид изломов диска а, б соответственно № 3И и № 2П, а также общий вид в, г фрагмента диска № 1К соответственно, расположенного в фюзеляже самолета и в тот момент, когда он поступил на исследование
Излом диска № 1И имеет усталостный характер с началом развития разрушения от угла, образованного пазом «ласточкин хвост» и задним торцом обода диска со стороны входа воздуха по поверхности радиусного перехода (рис. 2).
Разрушение происходило по границе перехода донышка паза в радиусный переход к его боковой грани практически перпендикулярно донышку паза. Оно полностью аналогично по месту расположения очага разрушения, шероховатости рельефа и закономерности формирования макролиний последовательного расположения фронта трещины, как это было выявлено в дисках № 3К и 2П.
Анализ состояния изломов дисков № 1И и 3К показал, что в зоне зарождения трещин они сильно повреждены. При этом наибольшее повреждение имеет диск № 1И. Его повреждение выражено в пластическом смятии поверхности и частичном удалении фрагмента диска при внешнем механическом воздействии. Указанный характер повреждения является следствием взаимодействия отделившегося диска первоначально с фрагментами корпуса двигателя, а далее, возможно, с предметами на земле при соударении с ними диска.
Размеры отсутствующих на дисках фрагментов (рис. 1 г) показали, что они составляют 1/6 дуги окружности по ободной части. Начало излома расположено в сечении, которое на выходе излома при окончательном отделении фрагмента диска образует дугу указанной одинаковой длины (в пределах точности оценок) для всех трех дисков. Вместе с тем, выполненным неразрушающим контролем методом цветной дефектоскопии диска №1 И было установлено, что в
нем имеются еще две трещины, которые расположены в других пазах диска под лопатки. Место расположения трещин совпадает с местом расположения очагов усталостного разрушения всех исследованных и сопоставляемых между собой дисков. Протяженность одной из трещин в непосредственной близости к заднему торцу диска составила около 2 мм, а другой - около 4 мм.
в
Рис. 2. Общий вид изломов а - в дисков № 1И, 2П и 3К соответственно
2. Анализ рельефа излома диска №1И на электронном микроскопе
Начальная часть излома диска была повреждена на глубину около 5 мм (рис. 2 а). Однако по остальной части рельефа излома можно сделать однозначный вывод, что разрушение нача-
лось в той же зоне по радиусному переходу диска около заднего торца, как и в предыдущих случаях разрушения всех трех дисков № 1И, 2П и № 3К.
Установлено, что в изломе диска № 1И непосредственно у зоны механического повреждения и далее по направлению развития разрушения в изломе доминирует ориентированный фасеточный рельеф, отражающий геометрию структуры материала в виде глобулов двухфазовой глобулярной структуры титанового сплава ВТ3-1. Только в отдельных локальных зонах между протяженными участками с фасеточным рельефом выявлены блоки усталостных бороздок. Их шаг составляет от 0,5 мкм и выше. Фасеточный рельеф занимает основное пространство излома, и его зоны полностью совпадают с вытянутыми элементами волокнистой структуры материала. Протяженные, ориентированные почти параллельно поверхности дна паза под лопатку диска области с фасеточным рельефом свидетельствуют о том, что в диске после термообработки осталось волокно материала, сформированное в процессе штамповки. Наличие в диске выраженных волокон свидетельствует о наличии в материале диска высокого уровня, неоднородно распределенных в объеме остаточных напряжений. Аналогичное состояние с выраженным волокном было ранее выявлено в дисках других ступеней этого двигателя [6].
Таким образом, общие закономерности формирования рельефа излома во всех трех дисках одинаковы. Они указывают на то, что на расстоянии от очага разрушения более 2 мм происходило формирование преимущественно фасеточного рельефа излома с отдельными редкими участками в виде блока из нескольких усталостных бороздок. Фасеточный рельеф имел выраженную ориентировку, которая соответствовала ориентировке волокна в штампованном диске, что указывает на наличие остаточных напряжений, не контролируемых по уровню.
С целью сопоставления характера зарождения усталостного разрушения в дисках № 1И и № 2П была вскрыта одна из выявленных трещин в диске № 1 И, и образованный излом был исследован на электронном микроскопе.
Выявлено, что по поверхности диска сформирован каскад трещины на небольшую глубину в пределах 0,1 мм. Они не были соединены между собой. Каждая зона автономного разрушения ориентирована вдоль рисок механической обработки поверхности диска. Выявлено, что формирование трещин, как и в предыдущем случае для диска № 2П, произошло в области многоцикловой усталости ободной части диска. Доминирующим является строчечный рельеф излома, на фоне которого в зонах, свободных от загрязнения, отчетливо наблюдаются сформированные в процессе роста трещины мезолинии усталостного разрушения (рис. 3).
Рис. 3. Рельеф излома в виде строчечности и ступенек в результате роста трещины в области многоцикловой усталости а, б
Анализ закономерности их формирования показал, что наибольшее их число на глубине около 50 мкм составило 7 штук. Указанные мезолинии характеризуют последовательное поло-
жение фронта усталостной трещины в процессе развития разрушения и характеризуют собой смену режима нагружения диска при переходе от одного полета самолета к другому.
В исследованном ранее диске № 2П (заключение 9297-И/103 ГосЦентра 2008 г.) в аналогичной зоне начального этапа разрушения диска было выявлено 5 мезолиний. Анализ рельефа излома по вскрывшимся трещинам показал, что начальный рост трещины происходил с формированием строчечности, ступенек, ориентированных фасеток излома с мезолиниями усталостного разрушения, что типично для развития разрушения в металле в области многоцикловой усталости (рис. 4).
поверхность паза под лопатку
б
Рис. 4. Участки начального роста трещины от поверхности паза под лопатку.
Двойные стрелки указывают на развитие трещины за один полетный цикл нагружения (ПЦН)
3. Анализ и обобщение результатов исследования
Выполненные ВИАМ испытания образцов, вырезанных из диска № 2П, в области малоцикловой усталости (МЦУ) при треугольной и трапецеидальной формах цикла с выдержкой в цикле в течение 60 с показали, что материал диска обладает высокой чувствительностью к выдержке под нагрузкой. Более того, в разных направлениях по отношению к волокну материала распространение трещины реализовано с разной скоростью. К сожалению, испытания были выполнены при высоком уровне напряжений, так что минимальная скорость роста трещины со-
ставила около 10-6 м/цикл (1 мкм/цикл), что соответствует росту трещины в диске № 2П на глубине около 2 мм. На большей длине излома зоны с блоками усталостных бороздок составляют менее 1% от площади фасеточного рельефа в указанном диске.
Тем не менее, полученные данные свидетельствуют о том, что при указанной скорости роста трещины средняя величина шага усталостных бороздок соответствует ее средней величине. При рассматриваемой скорости роста трещины области с усталостными бороздками составляют малую долю по сравнению с областями, занятыми фасеточным рельефом излома. Однако процесс формирования зон с фасеточным рельефом сопоставим со скоростью роста трещины, которая характеризуется формированием усталостных бороздок - бороздка за цикл.
Выполненные в ВИАМ испытания образцов из диска № 2П показали, что он имеет не только чувствительность к форме цикла нагружения, но она различна при ориентировке роста трещины вдоль и поперек выраженной волокнистой структуры материала. При этом максимальное увеличение скорости роста трещины в 25 раз происходит при переходе к трапецеидальной форме цикла нагружения. Эти испытания показывают, что диск № 2П имел низкую долговечность и высокую скорость роста трещин именно потому, что в его материале была выраженная волокнистая структура, а сам материал обладал высокой чувствительностью к длительным эксплуатационным выдержкам под нагрузкой. Именно высокая чувствительность материала диска к длительной выдержке его под нагрузкой в первую очередь определила раннее разрушение диска при наработке в эксплуатации 6020 полетов.
Были проанализированы результаты ранее выполненных испытаний дисков из титанового сплава ВТ3-1 на МЦУ, проведенных на специальном стенде, имитировавшем условия нагружения диска с лопатками, когда сам диск находился в неподвижном положении [1]. Испытания показали, что при переходе от треугольной к трапецеидальной форме цикла нагружения происходит снижение долговечности дисков и периода роста трещины в три-четыре раза. При этом с возрастанием выдержки в цикле нагружения от 3 с до 60 с доля фасеточного рельефа излома возрастала, но шаг усталостных бороздок соответствовал средней скорости роста трещины вплоть до 10-6 м/цикл или 1 мкм/цикл. Это согласуется с результатами испытаний, проведенных в ВИАМ для диска № 2П, когда шаг бороздок совпадал со средней скоростью роста трещины 1 мкм/цикл, как было указано выше. Оценка периода роста трещины в испытанных на стенде дисках (живучесть) по шагу усталостных бороздок и скорости роста трещины в процессе испытаний в диапазоне скоростей 2х10"7-2х10"6 м/цикл (0,2...2 мкм/цикл) показала, что они соответствуют друг другу. Проведенными испытаниями было показано, что при выдержке 3 с соотношение между периодом роста трещины и долговечностью (полным периодом нагружения диска до момента остановки испытаний из-за разрушения фрагмента диска) составило около 40%, а уже при выдержке 20 с - 70%. Из представленных выше материалов следует:
- выдержка под нагрузкой оказывает существенное влияние на поведение титанового сплава ВТ3-1 и снижает его долговечность и живучесть одновременно (по отношению к треугольной форме цикла нагружения) в несколько раз;
- при треугольной форме цикла нагружения (независимо от концентрации напряжений и состояния поверхности титанового сплава) доля периода роста трещины возрастает с уменьшением долговечности, превышая 40% при долговечности менее 104 циклов;
- в случае трапецеидальной формы цикла нагружения уже при 20 с выдержки под нагрузкой доля периода роста трещины может составлять 70% от долговечности.
Если исходить из относительной доли периода роста трещины, то, например в диске с наработкой 6020 полетов, период роста трещины должен составлять не менее 3000 полетов. Однако это противоречит тому, что диск контролировался 888 полетами до разрушения в ремонте методом цветной дефектоскопии, но трещина не была зарегистрирована. Вместе с тем, у диска № 1И выявлены трещины глубиной в пределах 0,1 мм и протяженностью по пазу 2 мм и 4 мм. При таких параметрах трещин выявить их при ремонте не представляло труда. Однако для диска № 2П размеры трещины при ремонте должны быть больше, поскольку даже при скорости
0,1 мкм-полет ее глубина должна быть не менее (3000-888)х0,1=0,2 мм, а по поверхности ее размеры должны превышать 5 мм. Такие трещины надежно выявляют при контроле методом цветной дефектоскопии.
Разрушение диска № 1И произошло в полете после его визуально-оптического осмотра, который был проведен за 34 полета до катастрофы. Даже если исходить из того, что качество осмотра было низким, условия контроля были плохими, то размер трещины на момент осмотра должен быть не менее 3,5 мм по поверхности контроля, как это следует из оценок, которые сделаны в исследованиях ЦИАМ. Введение визуального контроля основано на том, что уже при 2 мм длине трещины ее выявление является достаточно надежным. Более того, раскрытие трещины должно быть значительным при 3,5 мм, т.е. при в 1,5 раза большей протяженности трещины по поверхности заднего торца диска, что теневой эффект от бокового (под углом) наблюдения трещины должен создавать высокий контраст, т. е. трещина должна быть хорошо видна. Однако она не была выявлена. Значит, либо ее размеры были менее 2,5 мм, а далее развитие происходило всего за 34 полета, либо трещина вообще не могла быть выявлена.
На основе фрактографического исследования можно оценить уровень напряжений, используя кинетические кривые, которые были получены в ВИАМ при испытании образцов, вырезанных из диска № 2П. Испытания показали, что при коэффициенте интенсивности напряжения 36 МПа-м1/2 скорость роста трещины составляет около 10"6 м/цикл или 1 мкм/цикл. Эта величина близка к той, что была получена ранее в натурных испытаниях дисков из титанового сплава ВТ3-1 [2]. Рассматриваемая скорость или шаг бороздок в диске № 2П были достигнуты на глубине а=1,8 мм, тогда уровень напряжений может быть определен из соотношения механики разрушения через максимальный уровень коэффициента интенсивности напряжений
о = К тах/л/лл[ Е (а / с; а / И)] = 35/(3,14х1,8х10-3)1/2 х[1,1]=427 Мпа. (1)
Значение поправочной функции Е(а / с; а / И) близко к единице, поскольку большая ось уголковой трещины «с» в диске существенно больше глубины трещины «а», а глубина трещины по отношению к длине поверхности «И», по которой она оценивается, составила » 0,5 мм.
Проведенный анализ и представленный расчет уровня напряжений диска показывают, что в рассматриваемых дисках трещины зарождаются и распространяются в области многоцикловой усталости при высокой вибрационной напряженности.
Это позволило провести оценку длительности роста трещины из условия блочного нагружения диска, как состоящего из серии циклов разного уровня. Правомерность такой оценки согласуется с результатами ранее проведенного исследования, например, излома диска 1-й ступени компрессора высокого давления (КВД) двигателя Д-30КУ-154 № 59128812436 по оставшейся неповрежденной зоне основного излома [6]. Выполненная оценка показала, что трещина на участке протяженностью » 12 мм распространялась в течение приблизительно 100 ПЦН (полетных циклов нагружения) (рис. 5). На начальном участке длины глубиной 7 мм была получена оценка в 350 ПЦН, что суммарно составило 450 ПЦН.
Аналогичные оценки длительности роста трещины были получены по результатам непосредственных измерений блоков, характеризовавших продвижение трещины за полет от обод-ной части в полотно для диска VIII ступени КВД двигателя НК-86 [1].
В процессе исследования диска 1-й ступени КВД двигателя Д-30КУ-154 №59128812436 в его полотне было выявлено несколько блоков макрорельефа с макролиниями. Анализ работы двигателя Д-30КУ-154 №59128812436 показал, что на нем за последние несколько десятков ПЦН наблюдалось увеличение вибрации по задней опоре. Всего было выполнено 28 полетов с повышенной вибрацией, в последнем из которых произошло разрушение диска. Из этого следуют два вывода:
1. Именно вибронапряженность дисков вызывает продвижение трещины и определяет формирование блока рассматриваемых элементов рельефа в виде выраженных усталостных макролиний и шероховатого рельефа квазихрупкого разрушения между ними.
2. Вибрация может быть хорошим диагностическим признаком начальной стадии разрушения диска 1-й ступени КВД двигателя Д-30КУ-154.
Рис. 5. Закономерность изменения блоков мезолиний И, отражающих приращение трещины за один полет, и зависимость длительности роста трещины Кр, выраженная в полетах для основной трещины, от длины трещины а диска 1-й ступени КВД двигателя Д-30КУ-154 № 59128812436
Обобщая рассмотренные выше закономерности разрушения титановых дисков компрессоров в эксплуатации и на стенде, было принято оценивать длительность роста трещин в дисках I ступени КНД двигателя Д-30КУ по количеству блоков макроскопического рельефа, связывая их с каждым циклом ПЦН. Представленная ниже оценка основана на информации о том, что в условиях эксплуатации неразрушающий контроль может достоверно выявлять усталостные трещины в дисках по боковой части обода, начиная с размера 2 мм.
В изломе диска № 1И наблюдаются макролинии усталостного разрушения в количестве 12 штук. В диске № 2П было выявлено 18 линий в зоне, которая расположена на расстоянии 2 мм от очага зарождения трещины и распространяется до границы перехода к окончательному разрушению диска. В диске № 3К выявлено 12 макролиний усталостного разрушения.
На основании полученных данных следует использовать в качестве общей характеристики длительности роста усталостной трещины от момента ее вероятного обнаружения по задней боковой поверхности ободной части 2 мм и до окончательного разрушения 12 ПЦН. Тогда в соответствии с методикой установления периодичности осмотров, утвержденной 14.12.1994 ДВТ Минтранса России, следует рекомендовать периодический контроль дисков в эксплуатации через 6 ПЦН с возможностью однократного пропуска трещины, если ее размеры будут близки к
2 мм или будут несколько превышать эту длину.
3. Контроль и перспективы снижения частоты осмотров
Рекомендация по осмотрам дисков с периодичностью 6 полетов была введена в эксплуатацию с 2011 года и осуществляется по настоящее время на основании бюллетеня № 1888-БД-Г на проведение ВТК.
Опыт проведения осмотров дисков Ьй ступени КНД двигателей Д-30КУ-154 за период введения указанного бюллетеня по январь 2012 года показал следующее:
1. Двигатель № 494-442 отстранен от эксплуатации по номеру плавки, соответствующей плавке разрушившегося в эксплуатации диска с двигателя № 285-221 (Куба). Эксплуатационная наработка диска составила 11907 ч/5794 полетов (после последнего ремонта (ППР) 2353 ч/1218 полетов).
При выполнении ЛЮМ1-ОВ контроля диска выявлены прерывистые свечения в галтельных переходах двух лопаточных пазов (№ 1 и № 5) суммарной протяженностью по ~ 6 мм без выхода на поверхность заднего торца обода. Расположение свечений соответствует месту зарождения дефектов в эксплуатации.
2. При наработке 14082 ч (5439 полетов) двигателя № 395-433 проведена проверка диска Ьй ступени КНД дефектоскопом Д-5. Зафиксировано срабатывание АСД дефектоскопа в районе паза № 17, когда его вращение реализовано по направлению движения часовой стрелки со скоростью 1...2 об/мин. Дополнительно выполнена проверка паза цветной дефектоскопией с демонтажем рабочей лопатки (п. 3.4 бюллетеня на проведение ВТК). По результатам цветной дефектоскопии (ЦД) зафиксирован индикаторный след проникающего вещества (пенетранта) протяженностью около 5.6 мм от заднего торца обода. Еще раз был проведен ультразвуковой контроль (УЗК) диска по бюллетеню 1884-БД-Г. Отмечено наличие эхосигнала более порога отбраковки при контроле лопаточного паза № 17 пьезоэлектрическим преобразователем (ПЭП) с углом призмы 30°, при контроле ПЭП с углом призмы 190 не зафиксировано второго недетек-тированного сигнала рядом с сигналом от поверхности перехода донышка паза под лопатку к межпазовому выступу.
После разборки двигателя на диске Ьй ступени КНД визуально была выявлена утяжка материала на поверхности заднего торца обода. Для уточнения размеров дефекта выполнен контроль диска методом ЛЮМ1-ОВ, по результатам которого установлено:
- протяженность свечения люминофора вдоль выкружки лопаточного паза № 17 составила ~6 мм с выходом на заднюю торцевую поверхность обода;
- протяженность свечения на поверхности заднего торца обода из лопаточного паза № 17 составила ~1,5 мм.
Последующий анализ показал, что размер трещины по контролируемой в эксплуатации задней боковой поверхности диска составил 1,2 мм.
Следует подчеркнуть, что на предприятии, эксплуатировавшем двигатель № 395-433, предыдущий осмотр был осуществлен за 23 полета (в нарушение требований бюллетеня 1884-БД-Г) до контроля, при котором трещина была выявлена.
Рассмотренная выше длина трещины по поверхности диска (2 мм), на основании которой введена периодичность эксплуатационного контроля через 6 полетов по бюллетеню 1884-БД-Г, представляет собой критическую длину, начиная с которой проявляется чувствительность материала диска к его выдержке под нагрузкой, что выражено в резком нарастании скорости роста трещины. Поэтому при существующей чувствительности используемых методов контроля, когда гарантируемый минимальный размер выявляемой трещины в эксплуатации составляет около 2 мм, введенная частота осмотров дисков через 6 циклов (полетов) не может быть изменена с позиций обеспечения безопасности полетов.
Вместе с тем, как показывают приведенные выше данные по контролю дисков, существует возможность уменьшения интенсивности осмотров дисков с развивающимися трещинами в эксплуатации без изменения гарантированной безопасности полетов. Это путь повышения чувствительности методов контроля с переходом к гарантированному выявлению трещин по поверхности дисков длиной не более 1,5 мм, а не случайному, как это было реализовано применительно к диску двигателя № 395-433. Однако такой переход может быть осуществлен только после комплексного анализа закономерностей роста трещины, который включает в себя:
- проведение стендовых испытаний дисков в составе двигателя с воспроизведением последовательности и длительности полетного цикла работы диска в составе двигателя;
- проведение регулярного контроля усовершенствованными средствами контроля для доказательства возможности повышения их чувствительности при контроле дисков в эксплуатации;
- фрактографическое исследование испытанных дисков с целью анализа закономерностей роста трещин, их сопоставления с теми, что реализованы в эксплуатации, а также для подтверждения достоверности проводимого контроля по размеру выявляемых трещин.
Оценочные расчеты по скорости роста трещин у дисков в пределах зоны (1,5.2,0) мм, а также реализованный в эксплуатации контроль с периодичностью 23 полета показывают, что на основании перечисленного выше комплекса работ можно будет ввести расширенный интервал осмотров дисков до 20.24 полетов. Такая периодичность гарантирует обеспечение безопасности полетов самолетов типа Ту-154Б при условии возможного однократного пропуска трещины в контролируемом диске I-й ступени КНД двигателя Д-30КУ-154.
Выводы
1. Разрушения трех дисков I-й ступени КНД двигателя Д-30КУ-154 с наработкой около 1000 полетов, 6020 полетов и 9100 полетов полностью аналогичны и являются результатом высокой циклической напряженности дисков, реализуемой в области многоцикловой усталости в рекомендуемых условиях эксплуатации.
2. Закономерности роста трещин в трех дисках идентичны, а минимальная длительность роста трещины после того, как она выходит на боковую поверхность и может быть выявлена в эксплуатации неразрушающими средствами контроля, включая и ультразвуковой метод контроля, начиная с длины 2 мм, составила не более 12 полетов самолета.
3. Согласно Методике назначения периодичности эксплуатационного контроля силовых элементов и узлов воздушных судов, утвержденной 14.12.1994 ДВТ Минтранса России, контроль дисков в эксплуатации должен проводиться через каждые 6 полетов, что было реализовано, начиная с 2011 года по бюллетеню 1884-БД-Г.
4. Минимальная наработка дисков в эксплуатации составила 14082 ч или 5439 циклов, после чего в диске была выявлена трещина по задней боковой поверхности 1,2 мм при проведении контроля по бюллетеню 1884-БД-Г, но с периодичностью 23 полета.
5. Частота периодического контроля может быть снижена, а периодичность осмотров может быть увеличена до 20.24 полетов, если минимально выявляемый размер трещины будет составлять величину не более 1,5 мм по задней боковой поверхности диска. Возможность расширения периодичности контроля должна быть продемонстрирована на основании натурных стендовых испытаний дисков в составе двигателя Д30КУ-154М с последующим проведением фрактографиче-ского анализа реализованного излома, в том числе для установления истинных размеров трещин.
ЛИТЕРАТУРА
1. Шанявский А. А. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций. - Уфа, 2003.
2. Shanyavskiy A.A., Stepanov N.P. Fractographic analysis of fatigue crack growth in engine compressor disks of Ti-6Al-3Mo-2Cr titanium alloy // Fatigue Fracture Engng Mater. Struct., 18, 1995, pp.539-550.
3. А.с. СССР № 1753353. Способ диагностики усталостной прочности деталей преимущественно из титановых сплавов / А.А. Шанявский, М.З. Коронов, А.И. Лосев. - Бюл. № 29 от 07.08.92.
4. Временное положение об установлении и увеличении ресурсов и сроков службы газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, введенного в действие 15 ноября 2005 г. - М.: Изд-во ЦИАМ, 2006.
5. Shanyavskiy A.A., Potapenko Yu.A. Crack path of in-service failed titanium compressor disks in high- and low-cycle-fatigue regime // In: Proceedings of Intern. Conference on CP-2009, Vicenza (Italy), 23-25 September, 2009, University of Padua, Italy, CD, pp. 487-494.
6. Потапенко Ю.А., Шанявский А. А., Артамонов М.А. Разрушение диска 40-01-511 первой ступени КВД двигателя Д-30КУ-154 № 59128812436 с самолета Ту-154М № 85719 // Труды ОРАП. - М., 2008. - Вып. 20.
IN-SERVICE FATIGUE CRACKING AND INSPECTION OF TITANIUM DISKS OF I STAGE LPC OF AIRCRAFT ENGINE D-30KU
Shanyavskiy A.A., Potapenko Yu.A., Koronov M.Z.
Results of investigation of fatigue cracking regularities have been reviewed for in-service fatigued titanium disks of I stage LPC of aircraft engine D-30KU. The similarity of in-service failures has been shown for all disks in the range of 5000-9170 numbers of flights. Disks failure took place because of high level of their vibrations. The non-destructive inservice test for investigated type of disks was recommended and introduced through 6 flights based on results of realized quantitative fractographic analyses of in-service fatigued disks. The recommended inspection interval can be increased to 20-24 flights if sensitivity of non-destructive tests will be increased for detected cracks.
Key words: titanium discs, compressor, fatigue striations, crack growths, fatigue, inspection time.
Сведения об авторах
Шанявский Андрей Андреевич, 1946 г.р., окончил МАИ (1970), заслуженный деятель науки РФ, доктор технических наук, профессор, начальник отдела металлофизических исследований авиационных материалов ГосЦентра безопасности полетов, автор более 360 научных работ, область научных интересов - исследование механизмов и моделирование процессов разрушения элементов авиационных конструкций на основе подходов синергетики.
Потапенко Юрий Александрович, 1971 г.р., окончил МАТИ (1994), ведущий научный сотрудник ГосНИИ ГА, автор 30 научных работ, область научных интересов - исследование причин разрушений силовых установок авиационной техники.
Коронов Михаил Зиновьевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, консультант в отделе исследований технического состояния ВС Межгосударственного авиационного комитета, автор 30 научных работ, область научных интересов - исследование причин разрушений элементов конструкций и агрегатов ВС.
