Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПО ЕГО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ

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 n_i=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 _РУД>α _max1

τ mаx₂ - время, при котором α _РУД>α _max2

τ _кр - время, при котором α _РУД>α _кр

τ _мг - время, при котором α _РУД>α _мг

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/np_ij, где np_ij - 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

[n_i]=1/к ∑ ξ _ij·_nj,

где n_j - 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:

n_i=∑ ξ _ij·_nj

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

τ _к<[τ _к] к=1...m,

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

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

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

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

[n_i] - 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=f₁ (τ _сум) и n_i=f₂(τ _сум) (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.