×
29.04.2019
219.017.3fc5

СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПО ЕГО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
02236671
Дата охранного документа
20.09.2004
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей, помогающей эксплуатировать эти двигатели с учетом конкретных условий эксплуатации. Задача изобретения - учесть реальные условия работы основных деталей каждого конкретного двигателя в каждом конкретном полете или наземной эксплуатации. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию включает сравнение фактической наработки двигателя и накопленную повреждаемость основных деталей во время эксплуатации с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения. При этом предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах. 2 ил., 1 табл.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к технике диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей, помогающей эксплуатировать эти двигатели с учетом его конкретного технического состояния.

Известен способ эксплуатации двигателя по его техническому состоянию, включающий сравнение фактической наработки двигателя и параметра деталей двигателя в эксплуатации с их предельно допустимьм значением и определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения [1].

Известен способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, включающий сравнение фактической наработки двигателя во время эксплуатации с предельно допустимым значением и последующим определением остаточного ресурса двигателя по результатам этого сравнения [2].

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому нами является способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающий сравнение фактической наработки двигателя и параметра технического состояния деталей двигателя во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения [3].

К недостаткам этого способа следует отнести то, что здесь не учитываются реальные условия работы двигателя и его деталей в каждом конкретном полете самолета, что на практике ведет к преждевременной замене основных деталей двигателя, работающих в наиболее тяжелых условиях. В существующих способах устанавливается единый ресурс для всех двигателей данного наименования. При этом принимается, что их эксплуатация происходит одинаково и соответствует обобщенному типовому полетному циклу, определяемому при экспертных, периодически проводимых анализах эксплуатации двигателя в отдельных эксплуатирующих организациях.

Задача изобретения - учесть реальные условия работы основных деталей каждого конкретного двигателя в каждом конкретном полете или наземной эксплуатации.

Указанная задача достигается тем, что в способе эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающем сравнение фактической наработки двигателя и параметра технического состояния деталей двигателя во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения, в нем для основных деталей двигателя в качестве параметра выбирают их накопленную повреждаемость, при этом накопленную повреждаемость основных деталей двигателя определяют с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, а предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.

Новым в изобретении является то, что для основных деталей двигателя в качестве параметра выбирают их накопленную повреждаемость, при этом накопленную повреждаемость основных деталей двигателя определяют с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, а предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.

Выбрав в качестве параметра накопленную повреждаемость деталей мы наиболее достоверным образом можем судить об уже использованном ресурсе детали.

Определяя накопленную повреждаемость только основных деталей двигателя, мы резко сокращаем объем контролируемой информации и делаем этот способ практически осуществимым. При этом, учитывая, что основными для конкретного типа двигателя являются детали, которые в основном определяют и ограничивают ресурс двигателя в целом и нарушение которых может приводить к катастрофическим последствиям для летательного аппарата, на который этот двигатель установлен, мы можем считать, что влиянием остальных деталей двигателя мы можем пренебречь.

Определяя накопленную повреждаемость основных деталей с учетом их фактической наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, мы получаем возможность реально оценивать техническое состояние любой из основных деталей двигателя после каждого полета самолета с учетом реальных условий работы двигателя в каждом конкретном полете.

Определяя предельно допустимые значения накопленной повреждаемости основных деталей при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах, мы определяем эти значения для всех возможных режимах полета самолета, причем делаем это заранее на стенде. В процессе создания и доводки двигателя проводят специальные и длительные ресурсные стендовые испытания двигателя, программа которых формируется на базе предполагаемой эксплуатации двигателя на различных летательных аппаратах. При этом в программе стендовых испытаний предусматривают выполнение заданного количества типовых циклов работы двигателя и соответствующие наработки на тяжелых режимах α РУДmax1, α РУДmax2, α РУДкр и т.д.

На фиг.1 изображена зависимость α РУД от времени работы двигателя τ , начиная от запуска до его останова.

На фиг.2 изображены зависимости τ k=f(τ сум) и ni=f(τ сум).

Способ реализуют следующим образом.

В процессе эксплуатации двигателя на летательном аппарате измеряют и записывают на бортовой магнитный регистратор в течение каждого полета или наземной работы определенное количество параметров, однозначно определяющих режимы работы двигателя. Количество этих параметров как правило определяется построением системы регулирования двигателя, но чаще всего в качестве таких параметров выбирают следующие: угловое положение ручки управления двигателем - α РУД; частоты вращения роторов двигателя n1 и n2; температура газа за турбиной Т4; температура воздуха на входе в двигатель T1; время от запуска двигателя до его останова τ n. Эти параметры обычно всегда измеряют, поскольку они необходимы для работы систем регулирования двигателя.

После выполнения каждого полета, или наземной работы, или в конце полетного дня записи указанных параметров переписывают в компьютер наземного устройства обработки полетной информации или в бортовой компьютер, если он есть на летательном аппарате. В компьютере строят графики изменения параметров от времени работы двигателя, начиная от запуска двигателя до его останова (см. фиг.1). Всю область возможных диапазонов режимов работы двигателя разбивают на ряд уровней, определяющих характерные режимы работы двигателя, такие как взлетный режим (mах1), облегченный взлетный режим (mах2), крейсерский режим (Кр), малый газ (МГ) и т.д. Количество уровней разбиения диапазона режимов работы двигателя может быть разным и определяется техническими условиями на двигатель, системой регулирования двигателя и назначением летательного аппарата, на который этот двигатель установлен. Определяют наработки двигателя за полет или наземную работу на режимах, превышающих заданные уровни. Применительно к графику, приведенному на фиг.1, это означает, что определяют следующие времена:

τ max1 - время, при котором α РУДmax1

τ mаx2 - время, при котором α РУДmax2

τ кр - время, при котором α РУДкр

τ мг - время, при котором α РУДмг

τ n - время от запуска до останова двигателя.

Далее с использованием специальных алгоритмов обработки случайных процессов выделяют все экстремумы функции α РУД=f(τ ) и, используя те или иные методы схематизации случайных процессов, например известный “метод Дождя” (ГОСТ 25.101-83), выделяют все виды полных циклов изменения указанного параметра от времени полета. Из всех определенных циклов выделяют ряд типовых циклов, оказывающих определяющее значение на выработку циклической долговечности основных деталей двигателя. Чаще всего в качестве таких циклов принимают циклы следующего вида:

α РУД=0 - α РУД > max1 - α РУД=0 (№1Б)

α РУД=0 - α РУД > max2 - α РУД=0 (№1У)

α РУД < мг - α РУД > max1 - α РУД < мг (№2Б)

α РУД < мг - α РУД > max2 - α РУД < мг (№2У)

α РУД < кр - α РУД > max1 - α РУД < кр (№3Б)

α РУД < кр - α РУД > max2 - α РУД < кр (№3У)

Влиянием других типов циклов на выработку ресурса двигателя, как правило, пренебрегают, учитывая очень малый вклад этих циклов в процесс выработки циклической долговечности основных деталей. На самом деле количество типовых циклов может быть выбрано любым, при этом реализация указанного способа остается без изменения.

Таким образом в результате обработки данных с магнитного регистратора летательного аппарата определяют длительности работы двигателя на тяжелых (вредных) режимах τ max1, τ max2 и число типовых циклов двигателя за полет летательного аппарата или наземную работу.

На стадии проектирования и доводки двигателя для каждого типового цикла работы двигателя №1Б, №1У, №2Б, №2У, №3Б, №3У и т.д. проводят расчеты параметров теплового и напряженно-деформированного состояния для каждой из основных деталей двигателя, и по результатам этих расчетов вычисляется по известным формулам и определяют по экспериментальным данным число типовых циклов до появления трещины в каждой основной детали.

Для каждой основной детали и типового цикла работы двигателя вычисляют величину ξ ij=1/npij, где npij - число циклов до появления трещины в i-й основной детали при действии j-го типового цикла работы двигателя. Согласно правилу линейного суммирования повреждаемостей величина ξ ij определяет меру циклической повреждаемости, вносимую в i-ю основную деталь при реализации одного типового цикла работы двигателя j-го типа. В результате формируется матрица единичных повреждаемостей ξ ij, которая представляет собой следующую таблицу:

В процессе создания и доводки двигателя проводят специальные и длительные ресурсные стендовые испытания двигателя, программу которых формируют на базе предполагаемой эксплуатации двигателя на различных летательных аппаратах. При этом в программе стендовых испытаний предусматривают выполнение заданного количества типовых циклов работы двигателя и соответствующие наработки на тяжелых режимах α РУДmах1, α РУДmах2, α РУДкр и т.д.

Зная программу испытаний и матрицу единичных повреждаемостей, определяют значения накопленной циклической повреждаемости для каждой основной детали в процессе проведения испытаний. При этом наработка на тяжелых режимах работы двигателя в процессе испытаний двигателя должна с определенным запасом соответствовать требованиям технических условий на двигатель.

При удовлетворительных результатах дефектации двигателя после испытаний формируют матрицу предельно допускаемых значений накопленной повреждаемости для каждой основной детали двигателя и предельно допустимые значения наработок на тяжелых режимах. Предельно допускаемые значения повреждаемостей для каждой основной детали по результатам длительных стендовых испытаний вычисляют, исходя из линейного закона суммирования повреждаемостей по формуле

[ni]=1/к ∑ ξ ij·nj,

где nj - число циклов j-го типа, выполненных двигателем в процессе проведения испытаний;

е - число установленных типовых циклов в программе испытаний двигателя и в эксплуатации;

к - коэффициент запаса, назначаемый, исходя из объема проведенных испытаний.

В результате успешно завершенных длительных испытаний формируется матрица предельных значений наработок на тяжелых режимах работы двигателя и накопленных повреждаемостей в основных деталях от циклических нагрузок.

Зная матрицу единичных повреждаемостей для каждой основной детали и проводя обработку записей магнитного регистратора летательного аппарата после каждого полета или наземной работы для каждого двигателя, вычисляют накопленную циклическую повреждаемость к моменту обработки.

Вычисления проводят по формуле:

ni=∑ ξ ij·nj

Условием разрешения продолжения эксплуатации конкретного двигателя является требование по удовлетворению следующей системы неравенств

τ к<[τ к] к=1...m,

ni<[ni] i=1...n,

где τ к - суммарная наработка на к-ом тяжелом режиме работы двигателя на момент обработки данных с магнитного регистратора;

к] - допускаемое значение наработки на к-ом тяжелом режиме работы двигателя в соответствии с техническими условиями на двигатель;

ni - суммарное накопленное значение циклической повреждаемости в i-ой основной детали двигателя к моменту обработки данных магнитного регистратора;

[ni] - предельно допустимое значение накопленной циклической повреждаемости в i-ой основной детали, определенное по результатам длительных стендовых ресурсных испытаний двигателя;

отношение

определяет интегральную степень исчерпания ресурса конкретного двигателя на момент обработки данных магнитного регистратора летательного аппарата.

Построив графики изменения τ k=f1сум) и ni=f2сум) (cм. фиг.2), где τ сум - суммарное время работы двигателя от начала его эксплуатации, и проведя тем или иным способом их экстрополяцию до достижения ими предельных значений, можно оценить остаточный ресурс конкретного двигателя и выработать рекомендации по характеру его эксплуатации с целью увеличения срока эксплуатации.

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию может быть использован для управления ресурсами конкретных аивационных газотурбинных двигателей, находящихся в эксплуатации на различных летательных аппаратах.

Таким образом, в предлагаемом способе обеспечивается эксплуатация двигателя по техническому состоянию благодаря контролю за фактическим состоянием каждого конкретного двигателя.

Источники информации

1. Патент РФ №2162213, МКИ G 01 М 15/00, опубл. 20.01.2001 г.

2. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). М.: РИА”ИМИНФОРМ”, 2002 г., стр.349, раздел “Второй подход”.

3. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). М.: РИА”ИМИНФОРМ”, 2002 г., стр.350, пункты 2, 3 и 5.

Способэксплуатацииавиационногогазотурбинногодвигателяпоеготехническомусостоянию,включающийсравнениефактическойнаработкидвигателяипараметратехническогосостояниядеталейдвигателявовремяэксплуатациисихпредельнодопустимымизначениямиипоследующееопределениеостаточногоресурсадвигателяиегодеталейпорезультатамэтогосравнения,отличающийсятем,чтодляосновныхдеталейдвигателявкачествепараметравыбираютихнакопленнуюповреждаемость,приэтомнакопленнуюповреждаемостьосновныхдеталейдвигателяопределяютсучетомихфактическойнаработкинакаждомконкретномрежимеработыдвигателя,апредельнодопустимыезначениянакопленнойповреждаемостиосновныхдеталейопределяютприработедвигателянаназемныхстендахнаназначенныхрежимах.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 97 items.
10.01.2013
№216.012.17d7

Электролит для электрохимической обработки

Изобретение относится к электрохимическим и электрофизическим способам обработки материалов, а именно - к электролитам для электрохимической обработки острых кромок после слесарной зачистки в изделиях, преимущественно из нержавеющих и жаропрочных сплавов. Электролит для электрохимической...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002471595
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.02.2013
№216.012.2456

Способ доводки двигателя

Изобретение относится к области разработки двигателей, в частности к способам доводки двигателя (ДВС). Способ доводки ДВС заключается в разработке варианта конструкции ДВС, проведении поузловых, полноразмерных и экспериментальных испытаний, определении по их положительным результатам...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474804
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.284a

Способ обеспечения вибрационной прочности деталей

Изобретение относится к способам обеспечения вибрационной прочности деталей сложной геометрической формы. Техническим результатом является корректировка вибрационных характеристик детали путем изменения геометрии конкретного места на детали для обеспечения ее вибрационной прочности. Определяют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475834
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.05.2013
№216.012.3fe6

Способ изготовления электрода-инструмента при объемной электрохимической обработке (эхо)

Изобретение относится к электрофизическим и электрохимическим методам обработки. При изготовлении электрода-инструмента для объемной электрохимической обработки к его двум деталям подключают положительный полюс источника постоянного импульсно-циклического тока и источник импульсного тока с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481928
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.06.2013
№216.012.4748

Приспособление для поддержки заклепок

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к устройству для клепки крупногабаритных деталей цилиндрическими заклепками. Приспособление содержит упор и рукоятку. Также содержит зафиксированный на основании посредством ребер жесткости стержень с вмонтированной в него при помощи...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002483828
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.07.2013
№216.012.57db

Способ рентгеноструктурного контроля детали

Использование: для рентгеноструктурного контроля детали. Сущность: заключается в том, что осуществляют снятие рентгенограммы с контролируемой детали, выполняют определение параметра, зависящего от наработки детали, при этом снятие рентгенограммы с контролируемой детали на предполагаемой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488099
Дата охранного документа: 20.07.2013
10.10.2013
№216.012.7208

Способ изготовления направляющего аппарата

Изобретение относится к способу изготовления направляющего аппарата газотурбинного двигателя, представляющего собой кольцевые наборы неподвижных или поворотных профилированных лопаток, образующих расширяющиеся каналы, и может быть использовано в авиастроении, машиностроении и других областях...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494849
Дата охранного документа: 10.10.2013
20.11.2013
№216.012.81b7

Способ изготовления лопатки компрессора

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при производстве лопаток газотурбинных двигателей. Способ включает фрезерование пера лопатки на пятикоординатном станке с числовым программным управлением. Вращающейся фрезе сообщают перемещение и периодическую подачу на строчку...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002498883
Дата охранного документа: 20.11.2013
27.01.2014
№216.012.9c9d

Способ оценки технического состояния деталей

Изобретение относится к неразрушающим способам контроля и может быть использовано для оценки технического состояния деталей авиационной техники. Способ включает снятие с детали рентгенограммы, по которой определяют остаточные напряжения сжатия, определение управляющего критерия и сравнение его...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002505799
Дата охранного документа: 27.01.2014
27.03.2014
№216.012.aeea

Способ диагностики технического состояния элементов двигателя

Изобретение относится к способам технической диагностики дефектов элементов газотурбинного двигателя при его испытаниях и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя. Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002510493
Дата охранного документа: 27.03.2014
Showing 1-10 of 20 items.
20.02.2019
№219.016.bda7

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с шарнирно закрепленными на нем створками и расположенными между ними уплотнительными проставками. Проставки подвешены на створках посредством коромысел с лапками, торцы которых установлены с возможностью контактирования со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002258829
Дата охранного документа: 20.08.2005
20.02.2019
№219.016.c4e0

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к турбореактивным двигателям с форсажной камерой и поворотным реактивным соплом с системой управления и регулирования поворотным соплом, устанавливаемым на высокоманевренных многофункциональных истребителях. Двигатель содержит форсажную камеру и поворотное реактивное сопло...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002153593
Дата охранного документа: 27.07.2000
01.03.2019
№219.016.ca62

Газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур 1 и внутренний контур с последовательно размещенными в нем компрессором высокого давления 2, камерой сгорания 3 и охлаждаемой турбиной 4. Воздушная полость 14 камеры сгорания 3 связана посредством многоканального воздуховода 15 с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02236609
Дата охранного документа: 20.09.2004
01.03.2019
№219.016.ca7c

Способ испытаний газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к стендовым испытаниям авиационных двигателей, оборудованных соплами с управляемым вектором тяги. Способ испытаний ГТД осуществляют на стенде с силоизмерительным устройством, которое предварительно нагружает осевой, вертикальной и боковой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02238533
Дата охранного документа: 20.10.2004
11.03.2019
№219.016.de71

Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области охлаждения турбореактивных двигателей. Для осуществления способа при переходе двигателя на крейсерский режим наряду с уменьшением расхода охлаждающего воздуха, поступающего в коллектор, подводят газ из проточной части турбины на вход системы охлаждения рабочего...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002159335
Дата охранного документа: 20.11.2000
10.04.2019
№219.017.0158

Рабочее колесо турбины

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в рабочих колесах турбин газотурбинных двигателей. Рабочее колесо турбины содержит диск с пазами, охлаждаемые рабочие лопатки с полками и зубчатыми хвостовиками, установленными в пазах диска, и пластинчатые замки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002238412
Дата охранного документа: 20.10.2004
10.04.2019
№219.017.0ade

Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя

Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные коллектор с управляемыми клапанами на выходе, сообщенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, сопловой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002196239
Дата охранного документа: 10.01.2003
10.04.2019
№219.017.0afe

Двухроторный газотурбинный двигатель

Двухроторный газотурбинный двигатель содержит систему наддува опор, включающую питающий воздуховод с воздухозаборником, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбин, сообщенные через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002153590
Дата охранного документа: 27.07.2000
29.04.2019
№219.017.3eac

Межроторная опора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам с расположением подшипника между двумя вращающимися роторами. Опора двухвального газотурбинного двигателя содержит подшипник, который установлен между валами роторов низкого и высокого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002265742
Дата охранного документа: 10.12.2005
29.04.2019
№219.017.3f2d

Способ запуска газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Способ запуска газотурбинного двигателя, включающий раскрутку его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, для двигателя с охлаждаемой турбиной, при его...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02241844
Дата охранного документа: 10.12.2004
+ добавить свой РИД