Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов

Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов

ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

эксплуатационный авиационный полет безопасность

ГА - гражданская авиация;

ВС - воздушное судно;

БП - безопасность полетов;

ЛА - летательный аппарат;

ТЗП - теплозащитное покрытие;

ТРД - турбореактивный двигатель;

ТВД - турбовинтовой двигатель;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ГТДД - газотурбинный двухконтурный двигатель;

ТВаД - турбовальный двигатель;

ТРДФ - турбореактивный двигатель форсированный;

ТРДДФ - турбореактивный двухконтурный двигатель форсированный;

ТВРД - турбовентиляторный реактивный двигатель;

ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель;

КВД - компрессор высокого давления;

КНД - компрессор низкого давления;

Твд - турбина высокого давления;

Тнд - турбина низкого давления;

ПД - перспективный двигатель;

ТУ - технические условия;

ВСУ - вспомогательная силовая установка;

САУ - система автоматического управления;

дБ - децибел;

НТЗ - научно- технический задел;

НЛГ - нормы лётной годности;

ИКАО - Международная Организация ГА;- Национальное Аэрокосмическое Агентство ( США);

ЦИАМ - Центральный Институт Авиационных Материалов

ВВЕДЕНИЕ

Современная авиация принадлежит к числу главных факторов существования и развития человеческого общества. Стремительный рост мирового объёма перевозок с годовым приростом на уровне около 6% обеспечил достижение на рубеже нового тысячелетия величины общего объёма пассажирских перевозок в 5 раз превышающего соответствующего уровня для середины 1970-х годов.

Ключевым фактором существования и эффективности любого летательного аппарата тяжелее воздуха является двигатель с его тяговыми, экономическими, экологическими, весогабаритными и другими эксплуатационными характеристиками, среди которых наиболее важными являются надёжность и безопасность эксплуатации, основой которых является эксплуатационный ресурс авиадвигателя.

В самом конце 1930-х начале 40-х годов прошлого века были созданы первые авиационные ГТД (турбореактивные ТРД и турбовинтовые ТВД). В отличие от винтомоторной силовой установки особенностью ТРД является возрастание тяговой мощности с ростом скорости полёта, что позволило кардинально раздвинуть диапазон скорости полёта в сторону её увеличения. К настоящему времени авиационные ГТД различных схем и параметров практически полностью вытеснили поршневой двигатель из транспортной, пассажирской и военной авиации.

В данной работе рассматривается развитие авиационных ГТД, их разновидностей, проводится анализ изменения эксплуатационного ресурса и путей ведущих к его увеличению.

1. АВИАЦИОННЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Современный турбореактивный двигатель во всём своём видовом многообразии - это настоящий шедевр инженерной и научно-технической мысли.

История существования авиационных ГТД насчитывает более 70 лет. [2] В результате научно-технического прогресса за это время авиационные ГТД достигли наивысшего в сравнении с продукцией общего машиностроения уровня показателей:

• термодинамического совершенства;

• аэродинамической нагруженности лопаточных машин

(компрессоров, турбин);

• максимальной температуры газа в турбине;

• теплонапряженности и экологического совершенства камер

сгорания;

• эффективности охлаждения и теплозащиты горячей части;

• удельного веса;

• многорежимности работы;

• применения высокоэффективных конструктивно-технологических решений;

• применения новых металлических и неметаллических

конструкционных материалов;

• применения альтернативных (в том числе криогенных) топлив.

Высокая производительность современных лопаточных машин (компрессоров и турбин), исчисляемая в земных статических условиях десятками и сотнями килограмм в секунду рабочего тела в сочетании с высокими параметрами цикла обеспечивает преимущества авиационных ГТД по компактности и весогабаритным характеристикам.

Для иллюстрации уровня рабочих нагрузок и требований к прочности основных элементов конструкции авиационных ГТД можно привести следующее качественное сравнение. В маневренном самолете уровень перегрузки (отношение действующей на тело силы к его весу) конструкции и экипажа может достигать величины порядка 101, тогда как в среднем по параметрам и размерности в авиационном ГТД уровень перегрузки ответственных деталей ротора высокого давления (рабочие лопатки) на рабочем режиме составляет величину порядка 10 в 5-й степени, т.е. в десять тысяч раз больше, при этом температура тела охлаждаемой рабочей лопатки из жаропрочного сплава достигает многих сотен градусов. Эти достижения в авиационных ГТД базируются на фундаментальных и прикладных исследованиях в области газовой динамики, горения и теплообмена, конструкционной прочности, теории управления и технической диагностики. Широко применяется компьютерное многодисциплинарное моделирование высоких уровней, физический модельный эксперимент, натурные исследования экспериментальных узлов и систем двигателей на уникальных, имитирующих реальные условия эксплуатации, стендах, что обеспечивается наличием мощной научно-технической инфраструктуры. Помимо отечественного авиадвигателестроения, только США (Pratt-Whitney, General Electric), Англия (Rolls-Royсe) и Франция (SNECMA) владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГТД. Недаром атрибутом великой державы считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели. [2]

В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии: наземный и водный транспорт; теплоэнергетика; газоперекачка; технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.п. Всё возрастающие и расширяющиеся требования к авиационным двигателям стимулируют развитие конструкционных материалов, технологического оборудования, электронной и электрической техники и др. Развитие авиационных ГТД связано с растущими потребностями в развитии экономики, транспорта, обеспечением экономической безопасности и поддержанием обороноспособности государства. Закономерности развития авиационных ГТД, т.е. последовательное улучшение показателей технического совершенства и эффективности их применения на летательном аппарате, носит непрерывно шаговый характер, отражающий необходимость накопления требуемого объема знаний, осознания опыта предшествующих разработок и эксплуатации, освоения новых технологий создания высокоэффективных узлов и элементов. Эти обстоятельства, наряду с факторами конкуренции и поддержания паритетности, обуславливают существование поколений ("шагов" развития) авиационных ГТД. Поколение характеризуется типами и назначением ГТД, уровнем параметров цикла, принципиальной схемой основных узлов, конструкционными материалами, а также технологией изготовления конструкций основных узлов.

Временные рамки создания поколений авиационных ГТД зависят от множества факторов, в т.ч. и не технического характера; ориентировочно сроки создания поколений ГТД (1- 5) могут быть в основном отнесены соответственно к 40-м, 50-м, 60-м, 70-90-м гг. и к концу прошлого - началу нового тысячелетия.

Темпы развития авиационных ГТД определяются в первую очередь ограничениями допустимого на данном этапе уровня температуры газа перед турбиной с учётом обеспечения прочности, надежности, ресурса конструкции и, таким образом, напрямую зависят от технологий создания высокотемпературных конструкционных материалов и экономичных систем охлаждения теплонапряженных деталей конструкции. Примерная величина прироста максимальной температуры газа от поколения к поколению составляет около 150...200К. Повышение температуры газа сопровождается, как отмечалось, увеличением степени повышения давления в цикле и, следовательно, температуры воздуха в конце сжатия. Развитие авиационных ГТД характеризуется разработкой все более высоконапорных компрессоров. При этом решение проблем эффективности, прочности и надежности (газодинамической устойчивости) компрессоров достигается разработкой и внедрением новых (для своего времени) технологий (разделение на каскады, поворот лопаток направляющих аппаратов, двухконтурная схема тракта, пространственное профилирование элементов проточной части с повышенной нагрузкой на ступень, моноколёса, жаропрочные сплавы в последних ступенях и др.). [4]

Вследствие повышения обоих параметров цикла по мере развития ГТД возрастают температура воздуха на входе и температура газа на выходе из основной камеры сгорания, расположенной между компрессором и турбиной. При этом осложняются проблемы обеспечения её эффективности, прочности, надежности, ресурса, приемлемых экологических характеристик (эмиссия вредных веществ) и характеристик запуска. Развитие авиационных ГТД в части камер сгорания характеризуется созданием и внедрением новых технологий, позволяющих обеспечить уникально высокий уровень теплонапряженности и других характеристик камер. В их число входят конструктивно-схемные решения, организация сложного многорежимного рабочего процесса, обеспечения эффективного охлаждения стенки жаровой трубы, температурного поля перед турбиной с приемлемой неоднородностью, экологических характеристик в соответствии с жесткими нормами на эмиссию и др. Сложность разработки этих технологий связана с их зачастую неоднозначным влиянием на различные характеристики камеры, при улучшении одних и ухудшении других. Так, международные нормы на эмиссию вредных веществ постоянно ужесточаются, что затрудняет оптимизацию параметров цикла ТРДД в целях повышения топливной экономичности. Принципиально сходные соображения можно высказать относительно остальных узлов и элементов авиационных ГТД.

1.1 Виды ГТД

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит во вращение компрессор <#"867797.files/image001.gif">

График 1 - График изменений эксплуатационного ресурса авиационных ГТД российского производства (в установленных производителем часах и циклах безотказной работы) с 1980-х по 2014 гг.

Величина закладываемого эксплуатационного ресурса складывается из многих факторов, таких как, способ изготовления деталей, технологии и материалы применяемые как при изготовлении каждого отдельного компонента авиационного двигателя, так и на каждой стадии его сборки, а также стендовые и лётные испытания.

Развитие понятия ресурса ГТД

В настоящее время эксплуатация ГТД производится как «по состоянию» (для изделий у которых можно средствами технической диагностики и контроля заблаговременно определить «безопасные разрушения»); при этом эксплуатация ГТД по состоянию сочетается обычно с профилактическим обслуживанием по регламенту отдельных модулей; так и по регламенту (для изделий у которых нет возможности обнаружить средствами контроля «безопасные разрушения» и конструктивно не обеспечивается «безопасность отказов». Основные проблемы возникающие при внедрении эксплуатации по «состоянию»:

. Создание таких конструкций ГТД, которые имели бы контролепригодные и ремонтопригодные конструкции для такой эксплуатации.

. Разработка надежных средств технической диагностики, которые позволяют своевременно выявить «безопасное разрушение» и сами не являются источниками дефектов. Контроль состояния двигателя не должен превращаться в случайный набор измерений, устройств контроля, методов диагностики. Этот контроль должен образовывать систему взаимозаменяющих методов, тесно связанных с конструкцией двигателя, его назначением и характером использования. Для того чтобы полученная тем или иным способом информация о состоянии двигателей соответствовала поддерживанию в эксплуатации требуемой его надежности, необходимо эффективно использовать эту информацию для принятия практических инженерных решений. [7]

Надежность и ресурс ГТД являются составляющими более общего показателя ГТД-качества.

Под надежностью авиационных ГТД чаще всего понимают только узкое понятие - его безотказность в работе, т.е. свойство изделия непрерывно сохранять работоспособность в течении всего заданного срока службы в заданных условиях эксплуатации. Безотказность в работе у авиационных ГТД весьма высокая. Так, например, по статистике ИКАО из 100 % авиационных катастроф за последние 15 лет, менее 10 % произошли за счет отказа двигателей.

Анализ досрочно снятых двигателей показывает следующие основные причины их выхода из строя:

. Несовершенство конструкции.

. Неудачная технология или нестабильность производства.

. Низкое качество или нестабильность материала.

. Нарушение правил эксплуатации и обслуживания двигателей.

Это в свою очередь у 80 % досрочно снятых двигателей приводит к:

а) повышенной вибрации;

б) усталостным разрушениям лопаток;

в) дефектам маслосистем по опорам;

г) исчерпанию длительной прочности лопаток;

д) разрушению элементов камеры сгорания.

В качестве критерия эксплуатационной надежности принимают коэффициент досрочно снятых двигателей на 1000 часов эксплуатации: К1000дсд. Назначенным ресурсом двигателя (или его детали - напр. лопатки, диска) называют ожидаемую (расчетную) величину суммарной наработки до некоторого его предельного состояния, при достижении которого эксплуатация должна быть прекращена независимо от состояния ГТД. Такое понятие ресурса может быть удовлетворительно описано физическими или статистическими моделями только для отдельных деталей ГТД. Такие модели отражают исчерпание долговечности элемента с учетом его нагружения. Когда же переходят от элемента двигателя к такой сложной системе как ГТД, включающей в себя многие элементы с разнообразными процессами их нагружений, то понятие назначенного ресурса становится менее определенным. Поэтому его принимают равным минимальному значению назначенного ресурса у тех основных деталей ГТД, которые не подлежат замене. «основными деталями» ГТД называют детали, разрушение, или последствия разрушения, которых могут привести к катастрофическим последствиям. К таким отказам относятся:

разрушение элементов ротора, обломки которых не удерживаются внутри корпуса;

нелокализованные пожары;

невозможность выключения двигателя.

К основным деталям, лимитирующим ресурс, чаще всего относятся рабочая лопатка турбины ВД и диск последней ступени турбины НД.

В связи с необходимостью ремонтировать часть (подлежащих замене) деталей двигателя в пределах назначенного ресурса, возникает необходимость в понятии так называемого межремонтного ресурса. Межремонтный ресурс - это ресурс определяемый временем наработки, в течение которого целесообразно (экономически) и допустимо (по надежности) использовать двигатель в данных условиях эксплуатации. Обычно межремонтные ресурсы ГТД подразделяют на «ресурс до 1 капитального ремонта (или 1-ый межремонтный) и другие «межремонтные ресурсы». [7]

Во многих случаях за жизненный цикл двигателя в эксплуатации делают 2 ремонта, т.е. существуют 3 межремонтных ресурса.

При назначении ресурса ГТД важнейшим моментом является правильный учет взаимосвязи между величиной ресурса и надежностью. Критерии, характеризующие выполнение двигателем основных функций и эксплуатационные затраты будут определять эффективность системы установления ресурса. То есть должна существовать оптимальная величина ресурса. На практике для того, чтобы достигнуть оптимального ресурса используют различные виды испытаний ГТД. На ранних этапах доводки ГТД при небольших его ресурсах, когда суммарная наработка газочасов невелика (что, как показывает опыт, соответствует и невысокой надежности двигателя), испытания ГТД ведут на первоначальный типовой ресурс

= 125...500 часов. У нас в РФ обычно это 150 часов - для гражданских двигателей.

В процессе такой доводки ГТД решаются 2 основные задачи:

. Идентификация опытных образцов ГТД с их проектными математическими моделями для внесения при необходимости изменений в конструкцию чтобы обеспечить получение запроектированных характеристик и свойств двигателя.

. Выявление слабых мест, неудачных конструктивных и технологических решений и их устранение.

Доводка сопровождается значительными конструктивными изменениями (чертеж некоторых деталей иногда изменяют до 5 раз ).

Современными прогрессивными методами ускоряющими доводку являются:

а) поузловая доводка ГТД, параллельно с доводкой двигателя в целом;

б) опережающая отработка газогенератора.

Процесс экспериментальной доводки авиационного двигателя условно разбивается на несколько основных этапов:

А) Апробация и отработка работоспособности конструкции до ресурса от нескольких часов до 1/4 первоначального типового ресурса.

Б) Отработка необходимых характеристик и эксплуатационных свойств двигателя при стендовых испытаниях.

В) Обеспечение уровня надежности и долговечности достаточного для начала летной эксплуатации (стендовые и летные испытания).

Последний этап включает в себя помимо серии специальных испытаний (тензометрирование, вибрографирование и т.п.) также проведение летных испытаний и нескольких длительных стендовых испытаний по 150- часовой программе эквивалентно-циклического испытания.

Ниже приведена суммарная наработка по режимам.

. Взлетный - 18 ч 45 мин.

. Максимальный продолжительный - 45 ч при tн мax.

. Крейсерские - 62 ч 30 мин. (не менее 15 установившихся режимов в интервале: между максимальным продолжительным режимом и режимом малого газа при включенных самолетных отборов воздуха.

. Переходные режимы - 23 ч 45 мин. (запуски, приемистость, сброс газа и земной малый газ.

Количество проб приемистостей - 300;

запусков - 100;

реверсов - 200.

За время испытаний должно быть выполнено 100 переключений средств механизации компрессора. На всех этих режимах должна быть обеспечена полная загрузка всех самолетных агрегатов. Не менее чем на 25 % времени включается противообледенительная система. Приведенные значения показывают значительную долю нагруженных режимов (взлетный и максимально продолжительный) - 42 %. Взлетный режим в этой программе составляет 12,5 %, тогда как в эксплуатации всего 4 %.[7]

По окончании испытания двигатель разбирают и контролируют состояние деталей. Если во время испытания и по результатам дефектации деталей отклонений от ТУ не наблюдалось, дается положительное заключение о годности двигателя к началу летной эксплуатации. Доводка ресурса ГТД завершается сертификацией двигателей, т.е. установлением соответствия двигателя требованием норм летной годности (НЛГ). (Фактически это означает положительную оценку результатов всех стендовых и летных испытаний).

В целом доводка авиационных ГТД - сложный и длительный процесс: от ее начала до эксплуатации на ЛА обычно проходит от 40 до 80 месяцев (3,5 - 6,5 лет).

Средняя стендовая наработка опытных образцов до начала летных испытаний за последние 20 лет находится на уровне 5000 часов, но иногда достигает 10 000 часов. Существует определенная статистическая зависимость между доводочной наработкой газочасов и надежностью ГТД:

При этом двигатель сертифицируется дважды:

) сертификация двигателя до «установки на самолет» сертификация;

) самолета вместе с двигателем «при его установке на серийный самолет».

Суммарная наработка до начала эксплуатации ГТД вместе с летными испытаниями достигает 13 000...20 000 часов. На доводку при стендовых и летных испытаниях сегодня расходуют в среднем 20 - 30 опытных образцов ГТД (для сверхзвуковых ЛА иногда до 60 - 70). [1]

Однако методы доводки необходимо совершенствовать (резервы ее совершенствования имеются): пример - если к концу доводки наработка на отказ в полете составляет 3000 - 6000 ч, то после нескольких лет серийного производства удается увеличить её почти на порядок.

Применяются длительные эксплуатационные испытания ГТД на повышенный ресурс. Цель таких испытаний - наращивание ресурса ГТД и его эксплуатационное обоснование. Как указывалось в первоначальной основой для оценки предельно возможных значений ресурса ГТД является расчетная долговечность дисков и лопаток турбины и др. ответственных «основных» деталей двигателя. Эти материалы по расчетной долговечности являются первоначальной основой оценки назначенного ресурса ГТД, т.е. расчетной величины ресурса до предельного состояния двигателя. Всякая доводка ГТД по межремонтному ресурсу может производиться только в пределах назначенного ресурса, т.е. до предельно допустимых расчетных величин наработки. В настоящее время ставится задача обеспечения при проектировании ГТД назначенного ресурса двигателя равного среднему ресурсу планера ЛА, т.е. до 30 000 часов. Расчетная долговечность дисков у некоторых современных ГТД давно уже соответствует 20 000...30 000 часам. Однако это нельзя сказать о многих других деталях ГТД. На ранних этапах эксплуатации ГТД применяют систему установления ресурса двигателя на основе величины ресурса наиболее слабого его элемента, работающего в самых напряженных условиях эксплуатации. В этом случае целью является увеличение межремонтных наработок двигателем. При такой системе доводки ресурса двигателю устанавливают каждый раз новое фиксированное значение межремонтного ресурса по достижению которого он направляется на разборку и ремонт вне зависимости от технического состояния. [1]

.1 Метод повышения ресурса ГТД на основе статистических данных

Также применяется метод повышения ресурса ГТД на основе статистических данных об отказах двигателей в условиях эксплуатации на ЛА.

В этом случае анализируют статистический материал об отказах и дефектах всего парка двигателей рассматриваемой конструкции находящихся в летной эксплуатации. При этом с точки зрения повышения ресурса важнейшими статистическими характеристиками являются наработки на отказ ( в часах).

Для больших совокупностей ГТД разных типов в ЦИАМ путем анализа установлены важнейшие факторы определяющие связь отказов с режимами и наработкой. На их основе вычисляют безразмерные коэффициенты отказов на 1000 часов наработки: К 1000 дсд. Уменьшение этого коэффициента характеризует повышение надежности двигателя.

На рисунке ниже показан характер изменения К 1000 дсд в процессе доводки ГТД по годам эксплуатации для двигателей, установленных на ЛА разных авиакомпаний.

Рисунок 1 - Характер изменения коэффициента К 1000дсд для однотипных двигателей, эксплуатируемых на ЛА разных авиакомпаний.

То есть через 3 - 4 года эксплуатации К 1000дсд стабилизируется на определенном уровне. Когда значения К 1000дсд стабилизировались на «удовлетворительном» уровне, то как показывает опыт, целесообразно принять решение - повысить межремонтный ресурс ГТД на 200...360 часов. Для этого требуется убедиться на выборочных двигателях, что при этом действительно техническое состояние ГТД не меняется. В этих целях используют, например, метод опережающего налета на самолетах-лидерах. Продолжая затем обработку статистики устанавливают влияние продления ресурса на изменение характеристик надежности данного ГТД. Если продление не привело к существенному возрастанию коэффициента К 1000 дсд, то решение считается оправданным и после осмотра результатов разборки нескольких экземпляров ГТД продление ресурса официально утверждается разработчиком двигателя, ЦИАМ и эксплуатирующей организацией. Далее предпринимают аналогичные исследования и продлевают ресурс несколько раз пока коэффициент К 1000 дсд не начнет заметно возрастать. Тогда устанавливают его максимально-допустимое и рентабельное значение. [7]

2.2 Эксплуатационные испытания с опережающей наработкой ресурса на самолетах-лидерах

Цель таких испытаний - доводка ГТД на увеличенный ресурс.

. После отработки «первыми» двигателями установленного ресурса до 1 капитального ремонта они снимаются с самолетов, и отправляются в ремонт, а некоторые из них разбирают для дефектации.

. В дополнение к этому на 1 - 2 выработавших ресурс двигателях без разборки проводят стендовые испытания продолжительностью 100...300 часов, а чаще 10 % до первого межремонтного ресурса, что является разницей между действующим и увеличенным ресурсом. По окончании этих испытаний двигатели также разбирают и проводят дефектацию деталей.

. При положительных результатах дефектации дается разрешение на летную эксплуатацию на самолетах-лидерах остальных двигателей до выработки увеличенного на величину разницы между действующим и увеличенным ресурсом (самолеты-лидеры - это как правило не пассажирские, а грузовые самолеты той же марки).

. После выработки увеличенного ресурса все двигатели лидерного самолета дефектируют, а один из них без разборки нарабатывает на стенде еще 10...20 % от разницы.

Положительные результаты таких испытаний и удовлетворительное состояние деталей позволяют разрешить увеличенное (фиксированное) значение ресурса для всех двигателей данной модификации. Такая система повышения ресурса с достаточной надежностью обеспечивает требуемую безопасность полетов.

Однако ей присущи и существенные недостатки: например, при больших ресурсах (2000...3000 ч) требуется слишком большой календарный срок для проведения всех требуемых проверок (ведь средний годовой налет в ГА всего 2600 часов). Кроме того, получаемая при этом величина разницы не зависит от дальности полета данного самолета, что не отражает истинной выработки ресурса. Дело в том, что при рейсах взлетный режим при взлете не должен вообще использоваться, т.к. взлетная масса самолета - М0 при коротких рейсах за счет заправки меньшего количества горючего становится несколько меньше, а рекомендуется (в НЛГС) взлет на максимальном продолжительном режиме. Однако пилоты часто по привычке используют взлетный режим. Это сокращает ресурс например по дискам турбины в 1,5 раза. На самолетах, чтобы этого избежать установлены счетчики выработки ресурса, которые фиксируют выработку ресурса за каждый полетный цикл и сравнивают с той, которая должна быть по нормам в типовом случае. Это дисциплинирует пилота и приводит к более экономному расходованию ресурса. Тем более, что на коротких рейсах ресурс и так сокращается за счет увеличения числа циклов и доли использования повышенных режимов.

В настоящее время на самолетах внедряется цифровая система автоматического управления, которая благодаря применению бортового компьютера автоматически устанавливает режимы на взлете и наборе высоты, оптимальные по расходу топлива при данной загрузке самолета. Это позволяет экономить до 3...4 % залитого в баки топлива.

.3 Эксплуатация ГТД по «состоянию» как длительное испытание на выработку назначенного ресурса двигателя

При эксплуатации «по состоянию» техобслуживание, замена узлов и агрегатов, а также и ремонт (включая капитальный) проводятся в зависимости от фактического состояния каждого экземпляра двигателя, а не через заданное число часов. Дело в том, что при больших ресурсах ГТД (6000...10 000 ч) установление индивидуальных сроков ремонта двигателей становится объективной необходимостью так как увеличивается роль случайных отказов. Зависимость надежности от ресурса для периода нормальной эксплуатации имеет следующий вид: при наработках на отказ ГТД = 10 000 ч и ресурсе ГТД = 10 000...12 000 часов около 70 % ГТД не вырабатывают ресурса и попадают в ремонт из-за отказов досрочно. При наработке на отказ = 5000 ч досрочно будут сняты уже 90 % двигателей. А ведь величины наработок 5000...10000 ч считаются типичными и удовлетворительными для современных ГТД. Следовательно при больших ресурсах понятия фиксированного межремонтного ресурса теряет смысл, т.к. подавляющее большинство ГТД будет ремонтироваться раньше. Фактически это означает, что при межремонтном ресурсе > 10 000 ч ресурс перестает быть гарантом надежности. Следует заметить, что применение принципа, так называемого, планово-предупредительного ремонта, требующего назначения фиксированного значения межремонтного ресурса для всех двигателей данной модификации, было продиктовано только стремлением обеспечить важнейшую для авиации проблему безопасности полетов. Однако этот принцип никогда не имел теоретического обоснования. Недостаточная обоснованность назначения фиксированного ресурса двигателям постепенно была осознана в первую очередь эксплуатационниками, так как затраты на ремонт и обслуживание ГТД при увеличении наработки парка ЛА непомерно росли. Первым шагом в правильном направлении было введение дифференцированного ресурса, учитывающего разную долговечность отдельных элементов двигателей, влияние различных условий эксплуатации и т.п. Так, например, фирма Роллс-Ройс уже давно применяет понятие раздельного ресурса на разные элементы двигателя. Например, на ТВД Дарт, в течение установленного ресурса разрешалось через каждые 2000...3000 часов менять жаровые трубы камер сгорания. В СССР было и в РФ сохранилось наиболее жесткое понятие ресурса. При этом требуется, чтобы в течение межремонтного ресурса не должна выходить из строя или заменяться ни одна деталь. А каждая деталь должна иметь расчетный запас долговечности на 3 межремонтных ресурса. В связи с такими различиями в понимании ресурса естественно отличаются и цифры максимально достигнутых ресурсов: у самолетных ТВД в Великобритании межремонтный ресурс достиг 6000...8000 (но с заменой жаровых труб через 2000...3000 часов; у самолетных ТРДД - 4000...10 000 часов с осмотром горячей части через 4000) и у вертолетных ТВД - 1500 - 3000 часов (наиболее напряженная эксплуатация ГТД). В США у самолетных ТРДД - 2000...6000 часов (с осмотром горячей части через 4000 ч). Без промежуточного осмотра через 4000...5000 часов за границей пока нет ни одного ГТД. В связи с жесткими требованиями первый межремонтный ресурс у отечественных ГТД несколько ниже. Т.о. переход от эксплуатации по регламенту, основанному на понятии фиксированного ресурса к эксплуатации «по состоянию» представляет собой постепенное развитие понятия ресурса ГТД. [7]

Циклические испытания

Для проверки прочности элементов горячей части и роторов ГТД при малоцикловой усталости широко используются циклические испытания. Малая продолжительность цикла нагружения позволяет воспроизвести их за короткое время много тысяч раз. В практике английской и американской авиапромышленности такие испытания применяются как основная форма ускоренной экспериментальной проверки работоспособности авиационных ГТД позволяющих быстро оценить долговечности роторов и основных деталей горячей части двигателя. [6]

3. НОВЫЕ ТЕХНОЛОГИИ И МАТЕРИАЛЫ В АВИАДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИИ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ РЕСУРС И БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЁТОВ

.1 Модульность конструкций авиационных двигателей

В современных условиях, когда большинство авиационной техники переводится на эксплуатацию по техническому состоянию, и при этом значительно увеличились межремонтные ресурсы, обеспечение модульности конструкции авиационных двигателей становится насущным, т.к. именно модульная конструкция позволяет наиболее полно использовать возможности эксплуатации по техническому состоянию. При этом уменьшается стоимость обслуживания двигателя, а при выполнении ремонтных работ - затраты на восстановление или замену одного модуля снижаются в 3…4 раза по сравнению с ремонтом всего двигателя. В модулях значительно проще организовать ремонт или замену критичных по техническому состоянию деталей, а при необходимости выполнения заводского ремонта - осуществить полную замену модулей аналогичными. Использование модульного принципа упрощает снабжение запасными частями, а также представляет возможность осуществить переход к эксплуатации двигателей по фактическому состоянию, в отличие от широко используемой в настоящее время директивной регламентации межремонтного ресурса. [4], [10]

Функциональная взаимозаменяемость модулей основана, в первую очередь, на максимальной идентичности всех их выходных характеристик, обеспечивающей полную взаимозаменяемость модулей. Достижение этого качества обычно осуществляется путем значительного ужесточения требований к точности выходных параметров - уменьшения допусков на эти параметры, что позволяет снизить рассеивание выходных характеристик двигателя и обеспечить бездоводочное согласование модулей. [4]

Двигатель такой конструкции состоит из отдельных модулей (блоков), которые при необходимости можно заменить в эксплуатации. Разъемы, которыми пользуются при замене модулей, обеспечивают соосность статора, а сами модули обеспечивают посадки и уровень балансировки в пределах норм технических условий. Основными модулями современного газотурбинного двигателя практически любой конструкции являются: компрессор низкого давления (КНД) или вентилятор и соответствующий им корпус; компрессор высокого давления (КВД); камера сгорания (КС); турбины высокого давления (ТВД) и низкого давления (ТНД), а также вспомогательные агрегаты. Модульная конструкция должна удовлетворять ряду условий и требований, в частности:

деление двигателя на модули должно производиться с учетом прогнозируемой повреждаемости, безотказности и долговечности элементов конструкции;

модулями могут быть как отдельные функциональные узлы двигателя (вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбины и др.), так и основные сборочные единицы этих узлов (ротор компрессора или турбины, статоры этих узлов и т. д.);

модулям должны устанавливаться межремонтные ресурсы, равные или менее, ресурсов установленных двигателю;

замена модулей на двигателе должна производиться, как правило, без разборки самих модулей;

постановка на двигатель нового или отремонтированного модуля не должна снижать эксплуатационных характеристик двигателя;

подшипники опор роторов двигателя при замене модулей должны сохранять свою комплектность, т. е. элементы подшипников следует включать в состав одного модуля. [9], [10]

В качестве примера можно привести пример деления на модули газотурбинного двигателя, разработанного совместно английской фирмой Rolls-Royсe и французской SNЕКМА. Двигатель состоит из двенадцати модулей. Замена почти всех узлов наружной обвязки двигателя не требует его съема с самолета. Для замены двигателя на самолете требуется около двух часов, для замены отдельных модулей - несколько часов. [10]

Снижение массы лопаточных элементов

Снижение массы лопаточных элементов, к чему стремятся иностранные и отечественные конструкторы, может происходить по трем направлениям. [4]

А)Уменьшение запасов прочности до предельного значения при разработке мероприятий (конструктивные, применение покрытий, эксплуатационные), снижающих влияние забоин, эрозионного износа и коррозионного поражения на лопатки.

Б)Применение моноколёс, т.е. получение неразъемных, в большинстве случаев однородных по материалу конструкций «диск - лопатки», «кольца - лопатки» может до 30 % снизить массу при использовании одного и того же материала.

В) Применение материалов с меньшей плотностью при сохранении или повышении модуля нормальной упругости, жаропрочности. [10]

.2 Характеристика современного авиадвигателя по сплавам и химическим элементам

Современный ГТД изготовлен из титановых сплавов, 43 % - жаропрочных сплавов (суперсплавов) на никелевой основе - 42 %; из жаропрочных коррозионностойких сталей - 8 %; из конструкционных сталей - 4 %, из алюминиевых и магниевых сплавов -2 % и других материалов -1 %.

Сплавы, используемые для изготовления узлов, деталей ГТД, дорогие и труднообрабатываемые. Самыми дорогими являются суперсплавы на никелевой основе, используемые для горячей части двигателя: камера сгорания, лопатки и диски турбины, форсажной камеры.

Нет другой отрасли техники, в которой бы использовали такие сложнолегированные сплавы, как сплавы на никелевой основе в конструкции ГТД. Успех современного двигателестроения основан на достижениях новых материалов.

Для производства сплавов, используемых в конструкции ГТД, необходимо 30% титана, 28% никеля, 20% железа, 10% хрома, 4% молибдена, 4% алюминия, 2% кобальта, 2% вольфрама. [4]

Очень большая относительная доля трудозатрат в начальный период освоения современного ГТД приблизительно 45% по механической обработке снижает показатели двигателестроения: коэффициент использования материалов, технико-экономическую эффективность, повышает трудоемкость, снижает качественные показатели.

Выход из этого положения лежит в применении новых технологий, к которым можно отнести следующие:

широкое применение лазерной технологии;

применения сверхпластичности в производстве деталей ГТД;

дальнейшее совершенствование технологии получения литых лопаток турбин;

совершенствование электрохимической обработки деталей в авиадвигателестроении;

применение струйной гидроабразивной обработки деталей ГТД;

горячее изостатическое прессование;

замена традиционной конструкции компрессора диск + лопатка на конструкции блисков и блингов (моноколёс);

применение новых покрытий для деталей компрессора;

применение новых покрытий в конструкции турбины.

Лазерная технология

Лазерная технология включает: резку, сварку, наплавку термоупрочнения сплавов, обработку неметаллических материалов.

Лазерный луч как источник нагрева имеет преимущества:

высокая концентрация подводимой энергии и локальность обработки отдельного участка поверхности без нагрева остального объема детали;

регулирование параметров лазерной обработки позволяет получить нужную структуру поверхностного слоя и его свойства: твердость, износостойкость, шероховатость и др.;

высокая технологичность: отсутствие вредных отходов;

Лазерная технология применяется для раскроя листовых материалов, обрезки обечаек камеры сгорания, изготовление перфорации в деталях ГТД, скругление кромок в керамических стержнях для получения отверстий в деталях охлаждаемых лопаток турбин, а также используют газовые и твердотельные лазерные излучатели, работающие в непрерывном и импульсном режимах. [9]

Применение сверхпластичности в производстве деталей ГТД

Сверхпластичность - это способность ультромелкозернистых материалов равномерно пластически деформироваться на очень большую степень при относительно высоких температурах, малых напряжениях и малых скоростях до деформации. [4]

Состояние сверхпластичности материалов определяется совокупностью ряда признаков:

Незначительное деформирование упрочнения;

Аномально высокий ресурс деформационной способности;

Напряжение течения материала в состоянии сверхпластичности в несколько раз меньше предела текучести.

По структурному признаку принято различать:

сверхпластичность, проявляющуюся у сплавов с особо мелким зерном (< 10 мкм);

сверхпластичность, наблюдающаяся при деформации сплавов в процессе фазового превращения.

Преимущества от применения сверпластичных сплавов:

А) Штамповка труднодеформируемых сплавов на основе никеля и титана. За счет малых скоростей деформации резко уменьшается производительность - это недостаток СП.

Б) Штамповка тонкостенных деталей сложной формы с обрезанием, что позволяет приблизиться к размерам готовой детали.

В) Улучшение ряда показателей качества готовой продукции: увеличение точности размеров и чистоты поверхности поковок, отсутствие внутренних напряжений, повышение коррозионной стойкости.

Сверхпластичность позволяет:

. Соединять металлические материалы в твердом состоянии.

. Создавать износостойкие сплавы.

. Упрочнение сплавов.

. Производство биметаллов.

Сверхпластичность имеет и недостатки:

. Снижается производительность формообрезания детали.

. Необходима специальная подготовка производства для получения сверхмелкого зерна, специальный инструмент для штамповки и прессования, определение температурно-скоростных условий деформации.

На отечественных заводах двигателестроения освоен один из первых вариантов СП - изотермическая штамповка дисков и лопаток из титановых и никелевых сплавов. Технологический процесс изотермической штамповки ведется на гидравлических прессах.

Большие исследовательские работы проведены на американском титановом сплаве содержащем 6% Al и 4% V, который является аналогом отечественного сплава ВТ6. На отечественных двигателестроительных заводах хорошо освоена изотермическая штамповка на ряде титановых сплавов: ВТ5-1, ВТ20, ВТ3-1.

.3 Технологии обработки деталей в авиадвигателестроении

Технология электрохимической обработки

Важнейшим преимуществом электрохимической обработки (ЭХО) перед методами механической обработки, является возможность обрабатывать любые токопроводящие сплавы с высокой производительностью, обеспечивая качество поверхностного слоя.

Важнейшей характеристикой качества поверхностного слоя является глубина наводораживания. При ЭХО титановых сплавов водород концентрируется в тонком поверхностном слое глубиной до 120 мкм.

Методом ЭХО обрабатывают боковые поверхности лопаток турбин, выходные кромки сопловых лопаток, разрезают кольцевые детали с сотовыми заполнителями по вставке При применении ЭХО имеются и проблемы: выделяющаяся в процессе ЭХО тепловая энергия не находит пока применения. [1]

Струйная гидроабразивная обработка деталей ГТД

Проблема повышения качества производства и ремонта лопаточных элементов ГТД может быть решена путем применения высокопроизводительных методов обработки струйной гидроабразивной обработки (ГАО).

Струйная ГАО позволяет обработать: поверхность сложного контура, любой материал (в том числе труднообрабатываемые титановые и никелевые сплавы) независимо от его физико-химических свойств. ГАО имеет высокую стабильность обработки, позволяет избежать прижогов поверхностного слоя, и ее можно механизировать. ГАО позволяет исключить виброобработку и тем более вручную доработку профиля деталей ГТД .Области применения струйного ГАО расширяются.

Однако метод ГАО ещё не получил широкого применения в двигателестроении. Это объясняется тем, что инженерно-технические разработки недостаточно осведомлены о технологических возможностях струйной ГАО. Струйная ГАО - перспективная обработка деталей ГТД: лопаток компрессора, моноколёс, дисков турбины, зубчатых колес, валов и др.

Горячее изостатическое прессование

Рабочие и сопловые лопатки отливают из жаропрочных никелевых сплавов. Несмотря на значительные достижения технологии литья лопаток турбин брак достигает 30% (отклонения от геометрических размеров ~ 50%, засоры ~ 30%, рыхлоты ~ 8%, тлены ~ 6%, трещины ~ 6%). Но и 70% годных лопаток имеют поры, которые трудно определить методами перфорирующего контроля. Эти поры ограничивают ресурс лопаток турбин, так как в процессе эксплуатации (под действием напряжений и высоких температур со временем) микропоры служат источниками микротрещин.

Горячее изостатическое прессование (ГИП) приводит к уплотнению сплава, плотность его повышается за счет диффузионного механизма пластической деформации, которая создается в газостатах при повышенном давлении аргона и температуры до 1230 0С в течение 4 - 6 часов.

Целесообразно ГИП проводить после литья лопаток, т.к.повышается пластичность, циклическая долговечность, предел выносливости. Процесс ГИП совершенствуется и область его применения расширяется.

Рисунок 2 - Требования, предъявляемые к материалам для деталей компрессора

Анализ требований к материалам компрессора показывает, что эти требования противоречивы, взаимосвязаны и их разрешение происходит при применении новых технологических процессов.

Главным критерием к выбору материала деталей компрессора является высокий предел выносливости, а для авиационного ГТД отношение предела выносливости к массе лопатки. [9]

Поскольку на одном двигателе компрессорных лопаток около 1000 штук и более, то в условиях серийного производства двигателей фирмами США, Великобритании и Франции производство лопаток является массовым, поэтому технологический процесс должен быть стабильным.

Получить высокий предел выносливости в процессе изготовления лопатки это далеко не все. Важно сохранить его на высоком уровне (выше требований прочности) в период эксплуатации. На этом периоде главными врагами лопатки являются забоины, эрозионный износ и коррозионные поражения. [1], [4]

Забоины - концентратор напряжения, приводящий к резкому снижению предела выносливости лопатки. Причиной забоины является попадание в проточный тракт двигателя посторонних предметов-кусочков льда, бетона взлетно-посадочной полосы, птиц и др. Досрочный съем двигателей разных фирм по причине забоин лопаток составлял от 40 до 80 % от всего количества снятых двигателей. Очень большое воздействие оказывает забоина на тонких лопатках компрессора.

Пылевая эрозия или эрозионный износ, характерны для лопаток компрессора вертолетного двигателя. У таких двигателей до 70 % мотокомплекта бракуется из-за эрозионного износа.

Стойкость к пылевой эрозии возрастает в следующем порядке: алюминиевые сплавы (0,6) → титановые сплавы (0,8) → стали (1). Эрозионная стойкость волокнистых композиционных материалов подобна стойкости алюминиевого сплава до тех пор, пока не происходит обнажения волокон. Затем наступает резкое снижение эрозионной стойкости.

Коррозионные поражения наблюдаются на лопатках из алюминиевых сплавов и жаропрочных статей мартенситного класса. На лопатках из жаропрочных сталей аустенитного класса может проявится межкристаллитная коррозия. Лопатки, изготовленные из всех зарубежных титановых сплавов, имеют высокую коррозионную стойкость.

Для авиации корабельного базирования для всех лопаток компрессора проблема коррозионных поражений осложняется солевыми отложениями. В этих случаях максимальная температура применения титановых сплавов в конструкции компрессора должна быть снижена с 500 °С до 200 °С.

Острой проблемой является коррозия для лопаток, изготовленных из композиционных материалов бор - алюминий, бор - титан и др.

Борное волокно (как и угольное) обладает значительной пористостью, в которой содержится влага. Композиционный материал имеет дополнительную пористость. Это одна из причин низкой коррозионной стойкости борной композиции. Для повышения эрозионной стойкости лопатки на входную кромку крепят накладку из титанa. Но если, даже кромка из титана в конструкции не применяется, то замковая часть делается из титанового сплава. [4]

Вакуумная ионно-плазменная технология нанесения покрытий, получившая широкое распространение в различных отраслях машиностроения, главным образом для повышения износостойкости изделий (в. т.ч. эрозионной, коррозионной). Наиболее перспективным считается электродуговой метод, получивший название конденсация ионной бомбардировкой (КИБ). В вакуумной камере размещен катод. Между корпусом камеры и катодом возникает электрическая дуга. Из катодного пятна вылетают ионы, электроны и нейтральные частицы, которые направленным потоком летят к изделию, расположенному внутри камеры. Вначале частицы как бы разрыхляют поверхностный слой изделия, эффективно очищая его и нагревая не более 300-500 0С. Далее происходит осаждение на поверхность покрытия того материала, из которого изготовлен катод. Если в камеру вводят различные газы (например, азот- или углеродосодержащие) на поверхности изделия формируются нитридные и карбидные покрытия. [4]

В частности, разработанная технология ионной имплантации с последующим осаждением покрытия на основе нитридов титана обеспечивает увеличение:

предела выносливости на 17,6%;

сопротивление капельной эрозии в 1,53 - 2,0 раза;

твердость поверхности более 15 000 МПа;

Ионно-плазменное азотирование (ИПА) - это разновидность химико-термической обработки деталей машин, инструмента, штамповой и литьевой оснастки, обеспечивающая диффузионное насыщение поверхностного слоя стали и чугуна азотом или азотом и углеродом в азотно-водородной плазме при температуре 450-6000С, а также титана и титановых сплавов при температуре 800-9500С в азотной плазме.

В результате ионного азотирования можно улучшить следующие характеристики изделий:

• износостойкость,

• усталостную выносливость,

• антизадирные свойства,

• теплостойкость,

• коррозионную стойкость.

метод ионно-плазменного азотирования имеет следующие основные преимущества:

• более высокая поверхностная твердость азотированных деталей,

• отсутствие деформации деталей после обработки,

• повышение предела выносливости и увеличение износостойкости обработанных деталей,

• более низкая температура обработки, благодаря чему, в стали не происходит структурных превращений,

• возможность обработки глухих и сквозных отверстий,

• сохранение твердости азотированного слоя после нагрева до 600 - 6500С,

• возможность получения слоев заданного состава,

• возможность обработки изделий неограниченных размеров и форм,

• отсутствие загрязнения окружающей среды,

• повышение культуры производства,

• снижение себестоимости обработки в несколько раз.

По сравнению с закалкой обработка методом ИПА позволяет:

• исключить деформации,

• увеличить ресурс работы азотированной поверхности в 2-5 раз.

Для некоторых изделий (шестерни большого диаметра и др.) ионное азотирование является единственным способом получения готового изделия с минимальным процентом брака. [4]

Ионная имплантация - это процесс, в котором практически любой элемент может быть внедрен в приповерхностную область любого твердого тела - мишени, помещенной в вакуумную камеру, посредством пучка высокоскоростных ионов с энергией до нескольких мегаэлектронвольт. Имплантируемые ионы внедряются в материал мишени на глубину от 0,01 до 1 мкм, формируя в ней особое структурно-фазовое состояние. Толщина слоя зависит от энергии и от массы ионов и от массы атомов мишени.

Так как технология имплантационного модифицирования позволяет внедрить в поверхность заданное количество практически любого химического элемента на заданную глубину, то таким образом можно сплавлять металлы, которые в расплавленном состоянии не смешиваются, или легировать одно вещество другим в пропорциях, которые невозможно достичь даже при использовании высоких температур. Следовательно, оказалось возможным создавать композиционные системы с уникальными структурами и свойствами, существенно отличными от свойств основной массы детали.

Достигнуто:

• Увеличение предела усталости на 7-25 %;

• Повышение долговечности более чем в 20 раз;

• Улучшение структуры поверхностного слоя деталей;

При нанесении защитных покрытий на турбинные лопатки из жаропрочных сплавов типа ЦНК достигнуто повышение:

• жаростойкости в 2,5 раза,

• коррозионной стойкости в 1,9 раза

• длительной прочности в 1,6 раза

• сопротивления усталости в 1,2 раза

Процесс низкотемпературного газо-фазного синтеза плазмохимических покрытий (ПХП) - это один из немногих методов, разработанных в последнее время, способный многократно повысить долговечность изнашиваемых деталей с использованием малогабаритного легко переналаживаемого оборудования, работающего при атмосферном давлении. Сущность процесса заключается в том, что легколетучие органические вещества, подаваемые в плазму, образуют различного рода химические соединения, которые конденсируются на обрабатываемой поверхности в виде тонких пленок, формирующих покрытие. [1]

Цель ПХП - многократное увеличение усталостных свойств, коррозионной стойкости, жаростойкости, обеспечивающее повышение эксплуатационных свойств.

Электролитно-плазменная обработка. Процесс электролитно-плазменной обработки (ЭПО) является одним из перспективных методов формирования поверхностей с заданными свойствами. Процесс позволяет проводить очистку и уменьшать шероховатость, формировать диффузионные слои и (или) наносить металлические, керамические и композитные покрытия.

Технология ЭПП позволяет обрабатывать сложно-профильные детали из нержавеющих сталей в среде нетоксичных электролитов. В результате ЭПП с поверхности удаляется несколько микрометров наиболее богатого инородными включениями и загазованного слоя металла, исчезает направленная анизотропия, приобретенная в процессе механической обработки. [4]

Композитные покрытия для защиты керамических направляющих лопаток от воздействия высокотемпературной коррозии.

На поверхность турбинной лопатки действует поток газа нагретого до 1300-1500 °С. В перспективных двигателях эта температура может достигать 1600 °С. Для защиты материала лопатки от воздействия таких температур используют охлаждение воздухом и теплозащитными покрытиями (ТЗП). Лопатки, изготавливаемые из никелевых сплавов, отливаются таким образом, что внутри них формируются полости и каналы для подвода охлаждающего воздуха. Тем не менее, даже при охлаждении не удается значительно снизить температуру, влияющую на прочностные характеристики, поэтому на все турбинные лопатки наносят ТЗП. Керамические лопатки - неохлаждаемые, поэтому для них очень важно иметь покрытие, обеспечивающее высокий градиент температур (разницу между температурой газа и температурой на граничной поверхности покрытие-подложка). Наличие ТЗП на лопатке наряду с положительной имеет и отрицательную сторону: это дополнительный вес, поэтому все разработчики ГТД требуют от науки снижения толщины покрытия за счет использования материалов с меньшей теплопроводностью.

Ведутся работы по улучшению теплоизоляционных свойств ТЗП. В усовершенствованном теплозащитном покрытии на основе циркония и гафния используется многокомпонентная дефектная схема кластеризации. В этом покрытии в обычные оксиды циркония, иттрия и гафния введены многокомпонентные кластеры присадок. [4]

Покрытия для демпфирования вибрации лопаток моноколес.

Борьба за снижение веса авиационного ГТД привела к появлению новой технологии изготовления роторов компрессора. В настоящее время эти детали изготавливаются в виде моноколеса - диск и лопатки вытачиваются из одной титановой заготовки. С переходом на изготовление моноколес компрессора вместо олопаченных дисков возникает опасность поломки лопатки из-за снижения усталостной прочности вследствие вибраций. Дело в том, что в обычном компрессорном диске вибрации частично гасятся за счет трения в замке, а в моноколесе лопатка закреплена жестко (составляет одно целое с диском - трения нет), поэтому вибрации гасятся меньше.

Исследователи НАСА получили результаты по использованию сплавов с памятью формы как потенциального демпфирующего материал для турбинных лопаток. Основной механизм, за счет которого данный материал рассеивает механическую энергию - это преобразование, которое происходит посредством быстрого сдвига атомной решетки, происходящего также при воздействии внешней нагрузки. Когда внешнее напряжение превышает специфическое критическое значение, в пределах аустенита образуются мартенситные зародыши, которые создают внутренние связи и под действием приложенного напряжения распространяются в материале. Если напряжение снято, материал, возвращаясь к аустениту, может полностью принять свою первоначальную форму, без остаточной деформации. Во время сверхупругой деформации внутренние связи между фазами рассеивают большую часть доступной механической энергии во время их формирования и движения, давая сверхупругим материалам необходимые механические свойства демпфирования.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В дипломной работе был проведен анализ повышения надёжности авиационных газотурбинных двигателей эксплуатирующихся в гражданской авиации и рассмотрены пути увеличения их эксплуатационного ресурса. В процессе исследований в дипломной работе были выявлены недостатки при создании авиадвигателей и рассмотрены современные технологии, ведущие к стремительному росту как надёжности, долговечности и безопасности, так и к повышению экономичности газотурбинных двигателей.

В данной работе проводится анализ повышения уровня эффективности работы силовых установок на основе постоянного совершенствования технологического процесса и применения новейших материалов в современном авиадвигателестроении, обусловленное ужесточением различных норм в гражданской авиации, необходимостью постоянного повышения безопасности полётов и их экономичности.

Одним из важных направлений в решении задачи, связанной с ростом надёжности работы авиадвигателей, является увеличение ресурса за счёт повышения эффективности всех процессов создания: от разработки каждого отдельного компонента современного авиадвигателя, до окончательной его доводке при испытаниях.

Вместе с тем, следует отметить, что накопленный опыт мировых и отечественных производителей газотурбинных двигателей является залогом постоянного совершенствования технологий производства в авиадвигателестроительной отрасли, а также появлением и внедрением инновационных идей, успешно влияющих на уровень безопасности современной гражданской авиации.

Применение новых технологий при производстве двигателя повышает технико-экономические показатели изготовления ГТД: снижает экономические затраты, повышает экономичность производства, а в процессе эксплуатации помогает повысить надежность и долговечность ГТД, увеличить его эксплуатационный ресурс, уменьшить расход топлива и шум от самолета.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

Сиротин Н.Н. «Конструкция и эксплуатация, повреждаемость, и работоспособность ГТД».

Журнал «Двигатель» 2013 г.

Н.В.Абраимов,Ю.С.Елисеев,В.В.Крымов «Материаловедение.Технология конструкционных материалов».

Н.В.Абраимов, Ю.С.Елисеев, В.В.Крымов «Химико-термическая обработка и защитные покрытия в авиадвигателестроении» 2005г.

Е.Г.Иванов «Авиационные материалы и технологии»

Л.М.Кузьмина «Огненное сердце» Московский рабочий 1988г.

ГРИГОРЬЕВ В.А. «Испытания и обеспечение надежности авиационных ГТД и энергетических» Самара 2011 г.

Д.В. Хронин. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение. 1989 г.

Журнал «Российские нанотехнологии» № 9-10 2009

А.Н.Семенов, А.В.Антонов «Обеспечение динамической взаимозаменяемости роторов ГТД модульной конструкции путем раздельной балансировки с имитаторами». Вестник РГАТА. Рыбинск. 2008. № 1 (13)

 ПРИЛОЖЕНИЕ А

Схемы турбореактивных двигателей 4 и 5 поколений

Рисунок А.1 - Схема турбовентиляторного двухконтурного двигателя

Рисунок А.2 - Продольный разрез двухконтурного реактивного двигателя российского производства ПС-90 А

Рисунок А.3 - Широкохордный бесполочный вентилятор с полыми лопатками и низкой окружной скоростью для снижения уровня шума, для турбовентиляторных двигателей поколения 4 и 5

Рисунок А.4 - Испытания турбовинтовентиляторного двигателя на самолёте Ил-76

Рисунок А.5 - Сравнительные схемы двухвального и трёхвального ГТД

Рисунок А.6 - Турбовентиляторный реактивный двигатель CFM - 56 французской компании SNECMA.

Рисунок А.7 - Турбовентиляторный реактивный двигатель английской компании Rolls - Roycе

Рисунок А.8 - Схема модульной конструкции турбовентиляторного

двигателя