C--star-as d-Вестник3 06-gur03 - journal.zntu.edu.uajournal.zntu.edu.ua/vd/files/VD32006/VD(3)_2006.pdf · • Набор текста статьи следует выполнять

ВЕСТНИК №3ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ 2006

НАУЧНО–ТЕХНИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ

Свидетельство о регистрации КВ № 6157 от 20 мая 2002 г.выдано Министерством информации Украины

ЗапорожьеОАО "Мотор Сич"

2006 г.

Запорожский национальный технический университет, ОАО «Мотор Сич»,Национальный аэрокосмический университет им. Жуковского «ХАИ»

,ƒä=е2“ “ 2002 ã.

ISSN 1727-0219Уважаемые авторы публикаций!

Журнал отражает достижения в области науки и техники предприятий и организаций Украины и зару-бежных стран в области двигателестроения, публикует разработки ведущих специалистов и ученых, направлен-ные на совершенствование производства и повышение качества продукции, а также статьи потенциальныхсоискателей ученых степеней и званий.

Статьи и сообщения будут формироваться по следующим рубрикам:

· Общие вопросы двигателестроения · Технология производства и ремонта· Конструкция и прочность · Стандартизация и метрология· Сборка и испытания · Конструкционные материалы· Эксплуатация, надежность, ресурс · Экология

Шановні автори публікацій!Журнал відображає досягнення науки і техніки підприємств та організацій України і зарубіжних країн в галузі

двигунобудування, публікує розробки ведучих спеціалістів та вчених, спрямовані на удосконалення і підвищен-ня якості продукції, а також статті потенціальних здобувачів наукових ступенів і звань.

Статті та повідомлення будуть формуватися за наступними рубриками:

· Загальні питання двигунобудування · Технологія виробництва і ремонту· Конструкція і міцність · Стандартизація і метрологія· Складання і випробування · Конструкційні матеріали· Експлуатація, надійність та ресурс · Екологія

To the attention of authors!The journal presents the achievements in the field of science and technique of Ukrainian enterprises, scientific

institutions and foreign countries working at aircraft engineering. The journal publishes developments of leadingspecialists, scientists and the articles of potential applicants for scientific degrees aimed at perfection of the productionand improvement of the quality.

The journal covers the subjects of:

· Aircraft engineering · Technology of production and maintenance· Structures and strength · Standartization and metrology· Assembling and trials · Structural materials· Operation, reliability, service life · Ecology

Материалы номера рекомендованы к публикации Ученым Советом Национального аэрокосмическогоуниверситета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» (протокол № 10 от 21.06.2006 г.).

Главный редактор д-р техн. наук, профессор Ф.М. Муравченко

Заместители главного редактора: д-р техн. наук, профессор А.Я. Качанд-р техн. наук, профессор А.И. Долматов

Члены редакционной коллегии:

д-р техн. наук В.А. Богуслаевд-р техн. наук С.Б. Беликовд-р техн. наук В.С. Кривцовд-р техн. наук Ю.Н. Внуковд-р техн. наук А.Д. Ковальд-р техн. наук Э.И.Цивиркод-р техн. наук Л.И. Ивщенкоканд. техн. наук П.Д. Жеманюкд-р техн. наук Г.А. Кривовд-р техн. наук В.А. Титовд-р техн. наук Ю.А. Ножницкийд-р техн. наук Б.С. Карпинос

д-р техн. наук Б.А. Грязновд-р техн. наук А.Я. Мовшовичд-р техн. наук Л.Г. Бойкод-р техн. наук Г.А. Горбенкод-р техн. наук С.В. Епифановд-р техн. наук Н.С. Куликд-р техн. наук С.А. Дмитриевд-р техн. наук Н.Ф. Дмитриченкод-р техн. наук Ю.В. Петраковканд. техн. наук В.В. Ткаченкоканд. техн. наук В.Ф. Мозговойканд. техн. наук А.В. Богуслаевканд. техн. наук А.В. Шереметьев

Редакторско-издательский совет: В.А. Богуслаев, С.Б. Беликов, В.С. Кривцов, Ю.А. Рыбина,Т.А. Сокол, Л.Ф. Богданова, А.А. Баранник , Т.Е. Деркаченко

© ЗНТУ© НАУ им. Жуковского "ХАИ"© ОАО "Мотор Сич"

Члены редакционной коллегии

Муравченко Ф.М.Гл. редактор, д-р техн. наук,

чл.-кор. АН Украины

Качан А.Я.Зам. гл. редакто-

ра,д-р техн. наук

Долматов А.И.Зам. гл. редактора,д-р техн. наук

Кривцов В.С.д-р техн. наук

Беликов С.Б.д-р техн. наук

Б о г у с л а е вВ . А .д-р техн. наук

Жеманюк П.Д.канд. техн. наук

Внуков Ю.Н.д-р техн. наук

Ножницкий Ю.А.д-р техн. наук

Епифанов С.В.д-р техн. наук

Кулик Н.С.д-р техн. наук

Дмитриев С.А.д-р техн. наук

Горбенко Г.А.д-р техн. наук

Кривов Г.А.д-р техн. наук

Дм итри ч ен к оН.Ф. д-р техн. наук

МовшовичА.Я.

д-р техн. наук

Бойко Л.Г.д-р техн. наук

Титов В.А.д-р техн. наук

Грязнов Б.А.д-р техн.

наук

Ивщенко Л.И.д-р техн. наук

Цивирко Э.И.д-р техн. наук

Коваль А.Д.д-р техн. наук

Карпинос Б.С.д-р техн. наук

Мозговой В.Ф.канд. техн. наук

Шереметьев А.В.канд. техн. наук

Богуслаев А.В.канд. техн. наук

Ткаченко В.В.канд. техн. наук

Петраков Ю.В.д-р техн. наук

Для сведения авторов

Условия публикации:Научно-технические и производственные статьи, планируемые к опубликованию в нашем издании, утверждаются на

редакционной коллегии. При положительных заключениях материалы помещаются в «портфель» редакции в очередь наопубликование. Процедура рецензирования-утверждения занимает срок от 1 до 3 месяцев. Статьи, прошедшие даннуюпроцедуру и размещенные в журнале в порядке очереди, публикуются бесплатно.

Требования к оформлению материалов для журнала«Вестник двигателестроения»

• К рассмотрению принимаются научные статьи, содержащие такие необходимые элементы: постановка про-блемы в общем виде и ее связь с важнейшими научными или практическими задачами; анализ последних исследо-ваний и публикаций, в которых имеются предпосылки решения данной проблемы и на которые опирается автор,выделение не решенных ранее частей общей проблемы, которым посвящается данная статья; формулированиецелей статьи (постановка задания); изложение основного материала исследования с полным обоснованием резуль-татов; выводы из данного исследования и перспективы дальнейших разработок в данном направлении.

• Рукопись статьи присылается в редакцию в двух экземплярах вместе с аннотацией (на трех языках: украинском,русском и английском), актом экспертизы и справкой об авторах. Объем текстовой части статьи 3–6 листов. Рабочиеязыки: украинский, русский, английский. Последовательность размещения материала статьи: индекс УДК, названиестатьи, инициалы и фамилия авторов, полное название учреждения, в котором работают авторы, текст статьи (сподписями авторов на последней странице), перечень литературы, таблицы, рисунки.

• В статье нужно четко и последовательно изложить то новое и оригинальное, что получено авторами в результатеисследований. Не следует приводить известные факты, повторять содержание таблиц и иллюстраций в тексте. Терминыи обозначения технических параметров следует употреблять в соответствии с нормами Госстандарта, а единицыизмерения – в международной системе единиц (СИ). В статье должны быть выделены следующие разделы: вступление,методика (исследований), результаты, обсуждение, выводы.

• Набор текста статьи следует выполнять с помощью текстового редактора Microsoft Word 97 или 2000 (в соответ-ствии с ДСТУ 3008–95). Формат листа – А4, ориентация – книжная, поля – 20 мм со всех сторон. Шрифт: гарнитура TimesNew Roman, размер 12 пт; интервал – 1,5; выравнивание по ширине. Текст с ручным переносом не принимается!

• Для набора формул надо использовать редактор Microsoft Equation версии 2 или 3. Размер букв: обычный – 12пт, крупный индекс – 10 пт, мелкий индекс – 8 пт, крупный символ – 16 пт, мелкий символ – 12 пт.

• Иллюстрации (чертежи) могут быть подготовлены с помощью любых графических редакторов и переданы в видеграфического файла изображения. Для графиков и чертежей (двубитных файлов) плотность изображения должна состав-лять 300 dpi (формат TIFF), для фотографий – 200–240 dpi (формат JPG, ЕРS, ВМР). Не допускается вставка рисунков вфайл статьи непосредственно из прикладных программ (AutoCAD, Excel и т.п.), минуя графический формат. Для четкоговоспроизведения изображения при печати толщина линий не должна быть меньше, чем 0,1 мм. Наличие подрисуночнойнадписи обязательно. При наличии дополнительных обозначений, или нескольких изображений, их объясняют в подрису-ночной надписи.

• Таблицы должны содержать только необходимую информацию, быть лаконичными и максимально понятными,иметь номер в верхнем углу справа. Возле обозначений параметра надо указать его размерность. Размер шрифтатаблицы должен составлять 10 пт. Ширина таблицы не должна превышать 80 мм (размер колонки). В отдельных случаяхразрешается делать таблицы шириной 170 мм.

• Перечень литературы в конце рукописи на языке оригинала приводится в соответствии с последовательнойссылкой на работы в тексте и требованиями действующих норм. Ссылка на литературу в тексте нумеруется арабскимицифрами в прямых скобках.

• В справке об авторах нужно привести фамилии, имена и отчества всех авторов, их служебные и домашниеадреса, должности, ученые степени, номера телефонов, электронные адреса. Авторами считаются лица, которые прини-мали участие в выполнении работы в целом или ее главных разделов.

РассылкаОсновная часть тиража будет разослана авторам, предприятиям и высшим учебным заведениям Украины и СНГ.

Журнал распространяется бесплатно. Периодичность выхода журнала — 6 месяцев.

Статьи направляются в редакцию по адресу:69063, Украина, г. Запорожье, ул. Жуковского, 64Запорожский национальный технический университет,зам. главного редактора Качану Алексею ЯковлевичуЭлектронный вариант статьи можно передать по адресу:[email protected]. (максимальный объем письма 2 Мбайта).

qndepf`mheОБЩИЕ ВОПРОСЫ ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ

Л.Г. Бойко, Е.С. Барышева, К.В. Фесенко, Ю.С. Бухолдин, В.Н. ДовженкоЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДВУМЕРНОГО ТЕЧЕНИЯ В ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ СТУПЕНИЦЕНТРОБЕЖНОГО НАГНЕТАТЕЛЯ ......................................................................................................................... 8

В.А. Калюжная, В.С.БорисовВЛИЯНИЕ ЛОПАТОЧНОГО ДИФФУЗОРА ЦЕНТРОБЕЖНОЙ СТУПЕНИ НА ЗАПАСЫ ГДУ ИВИБРОНАПРЯЖЕННОСТЬ РОТОРНЫХ ДЕТАЛЕЙ .............................................................................................. 14

В.И. ДайнекоАВТОРОТАЦИЯ КОМПРЕССОРНЫХ СТУПЕНЕЙ ГТД .......................................................................................... 17

Н.С. Лугинина, М.В. Кузьмин, П.В. Чупин, Ю.Н.ШмотинВЛИЯНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ ГАЗОВОГО ПОТОКА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИСТУПЕНИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА.ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТ .......................................................................................... 21

М.А. Шаровский, А.В. Ивченко, М.Ю. Шелковский РАСЧЕТНЫЙ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК СТУПЕНЕЙ КОМПРЕССОРА,СПРОЕКТИРОВАННЫХ МЕТОДОМ СПЕЦИАЛЬНОГО ПРОФИЛИРОВАНИЯ ..................................................... 26

В.Е. КостюкОСОБЕННОСТИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ РЯДА СТРУЙ С ПЛОСКОЙ ПРЕГРАДОЙ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХОБТЕКАНИЯ ПРЕГРАДЫ НАБЕГАЮЩИМ ПОТОКОМ ............................................................................................ 32

В.В. ГоринЭФФЕКТИВНЫЕ КОНДЕНСАТОРЫ В СИСТЕМАХ УТИЛИЗАЦИИ ТЕПЛОТЫ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХПРОЦЕССОВ И ОСНОВЫ ИХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ............................................................................................. 37

В.Н. Довженко, В.П. Парафейник, В.В. Петров, Е.М. Меша, А.Д. ТокаревШУМОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОКОМПРЕССОРНЫХ АГРЕГАТОВ С ГАЗОТУРБИННЫМ ПРИВОДОМ .. 42

Н.И. Радченко, А.А. Сирота, М.А. ТарасенкоИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ ЦИКЛОВОГО ВОЗДУХА СУДОВЫХ ГАЗОТУРБИННЫХДВИГАТЕЛЕЙ ........................................................................................................................................................... 46

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ

Н.В.Дашунин, А.И.Рыбников, Л.Б.Гецов, Н.В.Можайская, И.И.Крюков, С.А.ЛеонтьевОПЫТ ДЛИТЕЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ СТАЦИОНАРНЫХ ГТУ НА МАГИСТРАЛЬНЫХ ГАЗОПРОВОДАХЧАСТЬ I. АНАЛИЗ ХАРАКТЕРНЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙ ДЕТАЛЕЙ ............................................................................ 50

А.М. Локощенко, В.В. Назаров, С.В. Новотный, В.К. КовальковЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЗУЧЕСТИ И ДЛИТЕЛЬНОЙ ПРОЧНОСТИ ТИТАНОВОГОСПЛАВА ВТ6 ПРИ ТЕМПЕРАТУРЕ 600 0С ............................................................................................................. 56

А.И. Долматов, А.А. КолосСТРУКТУРНЫЙ АНАЛИЗ МАТЕРИАЛА ЗУБЧАТЫХ КОЛЕС ................................................................................... 61

А.Г. Кучер, А.В. Тышкевич, П.А. ВласенкоЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ МОНИТОРИНГ ВЫРАБОТКИ РЕСУРСА КРИТИЧЕСКИХЭЛЕМЕНТОВ ГТД ..................................................................................................................................................... 65

А.В. Олейник, Н.А. ШимановскаяОЦЕНКА ПОГРЕШНОСТЕЙ МОНИТОРИНГА ВЫРАБОТКИ РЕСУРСА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГОДВИГАТЕЛЯ .............................................................................................................................................................. 70

А.Н. Михайленко, Т.И. ПрибораУВЕЛИЧЕНИЕ РЕСУРСА ТИТАНОВЫХ ДИСКОВ КОМПРЕССОРОВ .................................................................. 75Н.П. Великанова, Ф.К. ЗакиевСРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ПРОЧНОСТНОЙ НАДЕЖНОСТИ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ТУРБИН АВИАЦИОННЫХ

# 6 #

ГТД БОЛЬШОГО РЕСУРСА ..................................................................................................................................... 80

Ю.А. Никитин, В.В. Запорожец, И.Г. ЧернышОСОБЕННОСТИ ОЦЕНКИ ТЕХНОЛОГИЙ СОЗДАНИЯ ЛЕГКОВЕСНЫХ МАТЕРИАЛОВ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ............................................................................................................................ 84

M.V. KaruskevichAIRCRAFT LIFE PREDICTION BY THE PARAMETERS OF FOIL SENSORS ANDSKIN SURFACE ........................................................................................................................................................ 88

М.Ш. Нихамкин, Л.В. Воронов, И.П. КоневВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙ И ОБЪЕМНЫХ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ НАУСТАЛОСТНУЮ ПРОЧНОСТЬ И СОПРОТИВЛЕНИЕ РАЗВИТИЮТРЕЩИН В ЛОПАТКАХ КОМПРЕССОРОВ ............................................................................................................ 93

С.А. Войтенко, О.В. Покатов, С.Е. Маркович, В.Н. ФандеевЗАКОНОМЕРНОСТИ РАСПРОСТРАНЕНИЯ УСТАЛОСТНЫХ ТРЕЩИН ВПРЕДВАРИТЕЛЬНО ДЕФОРМИРОВАННОМ МАТЕРИАЛЕ ................................................................................... 98

Н. Г. Шульженко, П. П. Гонтаровский, И. И. МележикОЦЕНКА ТРЕЩИНОСТОЙКОСТИ ЗАМКОВЫХ СОЕДИНЕНИЙ ЛОПАТОК ТУРБОМАШИН ............................... 103

Ковальский А.Э.УНИВЕРСАЛЬНАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ИНКУБАЦИОННОГО ПЕРИОДА КАПЛЕУДАРНОЙ ЭРОЗИИМАТЕРИАЛА РАБОЧИХ ЛОПАТОК ВЛАЖНО-ПАРОВЫХ ТУРБИН ....................................................................... 107

СБОРКА И ИСПЫТАНИЯ

А.А. Хориков, С.С. Калачев, П.В. ВолковК ВОПРОСУ ОБ ОПРЕДЕЛЕНИИ ВИБРАЦИОННЫХ НАПРЯЖЕНИЙ ПРИ ТЕНЗОМЕТРИРОВАНИИ ЛОПАТОКТУРБОМАШИН ........................................................................................................................................................117

А.Р. Лепешкин, С.А. ЛепешкинФОРМИРОВАНИЕ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ ЦИКЛОВ ДИСКОВ ГТД ПРИТЕРМОЦИКЛИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЯХ НА РАЗГОННОМ СТЕНДЕ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ИНДУКЦИОННОГОНАГРЕВА ................................................................................................................................................................ 121

О.Н. Былинкина, Б.Б. Коровин, В.В. ЧервонюкКОНЦЕПЦИЯ ЛЕТНО-ПРОЧНОСТНЫХ ИСПЫТАНИЙ ВИНТОВЕНТИЛЯТОРОВАВИАЦИОННЫХ ГТД НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ ..................................................................................................... 126

А.Д. Кулаков, В.Г. Подколзин, И.М. Полунин, В.В. ПоповМЕТРОЛОГИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМ ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ СПОМОЩЬЮ ЖЕСТКИХ И ГИБКИХ ЗОНДОВ НА СРЕЗЕ СОПЛА ГТД ................................................................. 131

Т. П. Грызлова, Г. Ш. Пиралишвили, В. Т. ШепельМЕТОДИЧЕСКОЕ И ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ ОБРАБОТКИ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ПРОЦЕССОВ НАОСНОВЕ WAVELET-АНАЛИЗА ............................................................................................................................... 138

Ю.А. ЖулайДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ШНЕКО-ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА В РЕЖИМЕ КАВИТАЦИОННЫХАВТОКОЛЕБАНИЙ ................................................................................................................................................. 144

Н.Н. Костин, А.В. ШереметьевИСПЫТАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ РОТОРОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ...................................................... 149

В.А. Богуслаев, В.А. Иванков, Д.А.ДолматовМЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ИСПЫТАНИЙ ТАНГЕНЦИАЛЬНОЙТУРБИНЫ .............................................................................................................................................................. 153

В.А. Максименко, Е.В. Цегельник, С.И. ПланковскийОПТИМАЛЬНЫЕ РАЗМЕРЫ ДАТЧИКОВ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ ПРИ ИЗМЕРЕНИЯХ В

ISSN 1727-0219 Вестник двигателестроения № 3/2006 # 7 #

ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ПЛАЗМЕННЫХ И ГАЗОВЫХ СТРУЯХ РАЗЛИЧНОЙ ИНТЕНСИВНОСТИ ............ 158

М.О. Ходак, О.А. ВишневськийКРИТЕРІЙ ОЦІНКИ ПРОЦЕСУ ЗНОШУВАННЯ ТА ЙОГО МАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯПРИ ВИПРОБУВАННІ МАТЕРІАЛІВ І ПОКРИТТІВ НА АБРАЗИВНУ ЗНОСОСТІЙКІСТЬ .................................... 162

Г.К. Бахмет, А.В. Лоян, Т.А.Максименко, В.А.ПодгорныйПОСТРОЕНИЕ РЕГРЕССИОННЫХ МОДЕЛЕЙ РАБОТЫ СПД МАЛЫХ ТЯГ ...................................................... 170

é·˘ËÂ ‚ÓÔðÓÒ˚ ‰‚Ë„‡ÚÂÎÂÒÚðÓÂÌËfl

# 8 #

© Л.Г. Бойко, Е.С. Барышева, К.В. Фесенко, Ю.С. Бухолдин, В.Н. Довженко 2006 г.

УДК 621.515.1:533.697:519.6

Л.Г. Бойко1, Е.С. Барышева1, К.В. Фесенко1, Ю.С. Бухолдин2, В.Н. Довженко2

1m=ö, %…=ëü…/L =.!%*%“ì, ÷е“*, L 3…, "е!“, 2е2 , ì.>m.e.>f3*%"“*%ã% &u`h[, r*!=, …=2qja Š3!K%*%ìC!е““%!…/. ì=ø, … n`n &q3ì“*%е mon , ì. l.b.>t!3…ƒе[, r*!=, …=

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДВУМЕРНОГО ТЕЧЕНИЯВ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ СТУПЕНИ ЦЕНТРОБЕЖНОГО

НАГНЕТАТЕЛЯ

Аннотация: Представлены результаты численного исследования течения в ступеницентробежного нагнетателя с помощью метода поверочного расчета. Учет реальныхсвойств потока осуществлен на основе полуэмпирических зависимостей. Приведено со-поставление расчетных и экспериментальных данных.

Центробежный нагнетатель, метод поверочного расчета, сопоставление расчетных и опыт-ных данных

Введение

Высокие требования, предъявляемые к пара-метрам центробежных нагнетателей (ЦБН), выдви-гают задачу детального анализа течения в проточ-ной части. Трудности экспериментальных исследо-ваний параметров течения в проточной части цент-робежных турбомашин, высокая энергоемкость идороговизна таких работ определяют необходи-мость использования математических моделей дляисследования течения в элементах ЦБН.

1. Постановка задачи

В основе метода расчета, позволяющего опре-делять структуру двумерного течения и суммар-ные характеристики ступени ЦБН, лежит решениесистемы уравнений движения невязкого нетеплоп-роводного сжимаемого газа [1].

Моделирование невязкого течения позволяетполучить только представление о структуре потокав проточной части турбомашины, но для адекват-ного количественного отражения картины теченияв исследуемом объекте необходим учет реальныхсвойств потока.

Для используемого численного метода наибо-лее приемлемым является приближенный подход,подобный предложенному в работах [2, 3 и др]. Вправую часть уравнения движения вводится до-полнительный член D, имитирующий воздействиена поток диссипативных сил, которое для исполь-зуемого метода примет вид:

1( ) 2w w w u p Dω ωρ

⋅∇ ⋅ + × + × + ⋅∇ =r r rr rr r r r , (1)

где wr – вектор относительной скорости, ωr

– угло-о-вая скорость, ur – вектор окружной скорости, ρ –плотность, p – давление.

Вектор Dr

может быть определен из условияполного перехода работы сил трения в тепло:

SwTwD ∇⋅⋅−=⋅rrrr

,

где Т – температура, S — энтропия.Уравнение (1), записанное в энергетической

форме, после преобразования примет вид:

.)( DSTHvwrrrrrr

−∇⋅−∇=×∇×

Полученное уравнение домножим скалярно на

вектор Nr

, направленный перпендикулярно векто-

ру скорости wr и нормали nr к поверхности тока 2S ,

рис. 1. Поскольку 0=⋅ DNvr

, то форма уравнениядля определения функции тока с учетом вязкихэффектов не изменится [1].

Для определения плотности уравнение движе-ния (1) использовано в следующей форме:

,)(11)( DIk

kIHvwrrrrrrr

−=ρ∇ρ

⋅−

−∇+∇=×∇× (2)

где vr

– вектор абсолютной скорости, Н – ротальпия, I –энтальпия, k – показатель изоэнтропы.



Рис. 1 — Представление срединной межлопаточнойповерхности

После умножения данного уравнения скалярнона wr и осреднения его по окружной координате ϕ

уравнение (2) для расчета плотности имеет вид:

w w Fξ η∂ρ ∂ρ ρ∂ξ ∂η

+ = ⋅ ,

где 1 1

1I IF w w w D

k Iξ η∂ ∂

∂ξ ∂η⎛ ⎞

= ⋅ + − ⋅⎜ ⎟− ⎝ ⎠

rr или

1 11

,

I IF w wk I

S ST w w

ξ η

ξ η

∂ ∂∂ξ ∂η

∂ ∂∂ξ ∂η

⎛ ⎞= ⋅ + +⎜ ⎟− ⎝ ⎠

⎛ ⎞+ +⎜ ⎟

⎝ ⎠

,ξ η – оси обобщенной системы координат..Окружная компонента вектора скорости опре-

делена из осредненной по окружной координате ϕ-проекции уравнения движения:

v Г Dϕ⋅∇ =rr

или Г Гv v Dξ η

ϕξ η∂ ∂

+ =∂ ∂ ,

где 2T S SD Г v vv

ξ ηϕ ξ η

⎛ ⎞∂ ∂= − ⋅ +⎜ ⎟∂ ∂⎝ ⎠

,

Г – циркуляция.Для определения приращения энтропии

TdQdS = необходимо определить работу дисси-

пативных сил Lr, соответствующую каждому эле-менту проточной части ЦБН.

Расчетная схема ступени нагнетателя представ-лена на рис. 2, где для подобластей введены сле-дующие обозначения: 0-1 «К» – канал перед рабо-чим колесом; 1-2 «РК» – рабочее колесо компрес-сора; 2-3 – щелевой диффузор; 3-4 «ЛД» – лопа-точный диффузор или «БЛД» – безлопаточный диф-фузор; 4-5 «КОЛ» – поворотное колено перед об-ратным направляющим аппаратом; 5-6 «ОНА» –

обратный направляющий аппарат; 6-0' «ПК» – пе-реходный канал.

Рис. 2 — Схема проточной части ступени ЦБН

В каждом из элементов ступени коэффициентыпотерь энергии ζ определяются с помощью обоб-щенных полуэмпирических зависимостей. Величи-на работы диссипативных сил Lr может быть най-дена в долях кинетической энергии потока во вход-ном сечении i-ой подобласти:

2

2i

rvL ζ= ⋅ .

Потери в РК условно представлены в виде сум-мы потерь на трение в межлопаточных каналах

колеса трζ и потерь на входе в рабочее колесо

удζ . В щелевом и безлопаточном диффузорахпотери энергии могут быть определены как сумма

потерь на трение трζ и отрыв потока вследствие

расширения канала расшζ . В лопаточном диффу-

зоре суммарные потери на трение трζ , расшире-

ние расшζ и отклонение угла входа потока от рас-

четного удζ составляют тр расш удζ ζ ζ ζ= + + .

Учет углов отставания потока выполнен путемкоррекции формы поверхности тока 2S , рис. 1, ко-торая в случае невязкого течения выбирается как


# 10 #

срединная межлопаточная поверхность, соответ-ствующая геометрическим параметрам лопаток.Наличие углов отставания приводит к ее деформа-ции.

Коэффициенты потерь и величины углов отста-вания в элементах нагнетателя определяются позависимостям, аналогичным приведенным в [4-6 идр.].

2. Исследование модельной ступени «G»

В соответствии с изложенным выше алгоритмомвыполнена доработка программного комплексаAxCB [1], позволяющего выполнять поверочныйрасчет осесимметричного течения в ступени ЦБН,а также получать суммарные характеристики. Врезультате расчета можно получить значения па-раметров потока в каждом узле расчетной сетки,которой покрыта расчетная область.

Ниже приведено сопоставление расчетных иэкспериментальных данных модельной ступени“G”.

Модельная ступень “G” состоит из РК, БЛД(рис.3, а) и ОНА (рис.3, б). Характерный диаметрступени D2 = 508 мм.

Рассчитанные характеристики модельной сту-пени “G” (участок 0-0’) сопоставлены с эксперимен-тальными для режима работы, соответствующемуМu2=0.803 или n = 10362 об/мин. На рисунках 4 и 5представлены зависимости политропического на-пора пψ ∗ и политропического КПД η*

п от условногокоэффициента расхода Ф0 [1]. На графиках марке-рами обозначены результаты экспериментальныхисследований, сплошной линией – расчетные дан-ные.

Следует отметить удовлетворительное согласо-вание расчетных и экспериментальных характери-стик тестируемой ступени нагнетателя, среднеквад-ратичное отклонение не превышает 2.3%.

а)

б)

Рис. 3 — Модельная ступень “G”

На рис. 6 приведены радиальные эпюры угла

натекания на лопатки рабочего колеса и чисел Махав относительном движении на входе и выходе израбочего колеса на режиме Ф0=0.043.

Изолинии чисел Маха при Мu2=0.803 на различ-ных режимах по расходу (круглые маркеры на рис. 4)представлены на рис. 7. Вблизи «расчетного» режи-ма (Ф0=0.043), наблюдается безударный вход налопатки рабочего колеса. На «нерасчетном» режи-ме (Ф0=0.033) заметно изменение и перераспреде-ление уровня скоростей.

Рис. 4 — Зависимость пψ ∗ от Ф0 для Мu2 = 0.803

Рис. 5 — Зависимость η*п от Ф0 для Мu2=0.803

Рис. 6 — Распределения углов натекания на РК чисел



Маха в относительном движении по высоте канала:

— вход в РК; — выход из РК


# 12 #

Выводы

Проведенные исследования показали, что мо-делирование диссипативных свойств путем введе-ния в уравнение движения дополнительных чле-нов, характеризующих изменение энтропии в по-токе, позволяет получить удовлетворительные ре-зультаты.

Результаты тестирования, представленные нарис. 4 и 5, дают возможность сделать вывод обудовлетворительном согласовании расчетных иэкспериментальных данных.

Литература

1. Метод поверочного расчета течения в проточ-ной части центробежного компрессора и его апро-бация / Л.Г. Бойко, А .Е . Демин,Е.С. Барышева, К.В. Фесенко, Ю.С. Бухолдин,В.Н. Довженко// Авиационно-космическая техникаи технология: – Науч.-техн. журн. – 2005.- №2(18)– С.42-48.2. Босман, Эль-Шаарави Квазитрехмерное чис-ленное решение уравнений течения газа в турбо-машинах// Тр. америк. общ. инж.-мех.: Сер. Теоре-тические основы инженерных расчетов.– 1977.-Т.99,

№1.– С.232-241.3. Хорлок О втором законе термодинамики в ади-абатическом течении в турбомашинах// Тр. америк.общ. инж.-мех.: Сер. Теоретические основы инже-нерных расчетов.– 1971.-Т.93, №4.– С.114-120.4. Холщевников К.В., Емин О.Н., МитрохинВ.Т.Теория и расчет авиационных лопаточных машин.– М.: Машиностроение, 1986.– 432 с.5. Ден Г.Н. Проектирование проточной части цент-робежных компрессоров: Термогазодинамическиерасчеты. – Л: Машиностроение, 1980. – 232 с.6. Рис В.Ф. Центробежные компрессорные маши-ны. – Л.: Машиностроение, 1981.– 351 с.7. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика.– М.: Наука, 1969. – 824 с.

Поступила в редакцию 2.06.2006 г.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. А.В. Амбро-жевич, Национальный аэрокосмический универси-тет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

а) б)

Рис. 7 — Изолинии чисел Маха в проточной части ступени “G” на различных режимах по расходуа ) Ф0=0.033, б) Ф0=0.043



Анотацiя: Наведені результати чисельного дослідження течії у проточній частині відцен-трового нагнітача за допомогою методу перевірочного розрахунку. Урахування в‘язкихвластивостей потоку виконано на засаді напівемпіричних залежностей. Приведено зістав-лення розрахункових та експериментальних даних.

Abstract: The data of the computational investigation of the flow in the centrifugal superchargersetting using the 2-D calculation verifying method are presented. The flow viscous effects calculationbased on the semi-empirical dependencies is realized. The comparison between computationaland experimental data is shown.


# 14 #

© В.А. Калюжная, В.С. Борисов 2006 г.

Введение

В процессе проведения летных испытаний дви-гателей Д-27 в составе силовой установки самоле-та Ан-70 неоднократно отмечались случаи растрес-кивания кромок периферийной части рабочих ло-паток колеса центробежного компрессора высоко-го давления (КВД) двигателя. В некоторых случа-ях развитие дефекта по времени заканчивалосьмеханическим разрушениям лопаток центробежно-го колеса (обрыв уголков лопаток), а в самом не-благоприятном случае – отделением фрагментаободной (выходной) части полотна колеса компрес-сора вместе с лопатками. Аналогичные дефектыимели место и в процессе проведения специаль-ных стендовых испытаний двигателя Д27.

С целью выяснения причин возникновения де-фекта и разработки мероприятий по его устране-нию был выполнен комплекс расчетно-эксперимен-тальных исследований, суть которых изложена внастоящей статье.

Объект исследования

Анализ результатов летных и стендовых испы-таний двигателей Д-27, в процессе проведения ко-торых имели место вышеуказанные дефекты, про-водимый с использованием объективных данных,регистрируемых в реальном масштабе времениаттестованной многоканальной комплексной инфор-мационно-управляющей системой (МКИУС), позво-лил сделать вывод о том, что вероятной причинойвозникновения дефектов на ободной части колесаЦБК являются повышенные динамические напря-

УДК 629.7.036.017.25

В.А. Калюжная, В.С.Борисов

Государственное предприятие Запорожское машиностроительное конст-рукторское бюро «Прогресс» им. ак. А.Г. Ивченко, Украина

ВЛИЯНИЕ ЛОПАТОЧНОГО ДИФФУЗОРАЦЕНТРОБЕЖНОЙ СТУПЕНИ НА ЗАПАСЫ ГДУ ИВИБРОНАПРЯЖЕННОСТЬ РОТОРНЫХ ДЕТАЛЕЙ

Аннотация: В статье рассмотрены вопросы влияния лопаточного диффузора центро-бежной ступени компрессора газотурбинного двигателя на запасы газодинамическойустойчивости и вибронапряженность роторных деталей центробежной ступени комп-рессора.

Компрессор высокого давления, центробежная ступень, лопаточный диффузор, газодина-мическая устойчивость, пульсация полного давления воздуха, вибронапряженность ротор-ных деталей.

жения, вызываемые нестационарными газодина-мическими процессами в проточной части КВД(пульсации давления), характерные для определен-ных режимов работы двигателя.

Для проведения стендовых исследований былсобран, препарирован и установлен на стенд двух-каскадный газогенератор двигателя Д-27. Лопаткицентробежного колеса были препарированы тензо-резисторами, согласно программе исследованийвибронапряженности ЦБК. Кроме того, приемника-ми статического давления была препарированаполость за центробежным колесом. Регистрациявеличин статического давления в препарированнойполости за ЦБК записывалась на стендовые реги-с т р а т о р ыМКИУС, ГАММ-1101 и магнитный регистратор SONY.В процессе испытаний по исследованию вибро-напряженности ЦБК были отмечены случаи газо-динамически неустойчивой работы двухкаскадно-го газогенератора, после чего проточная часть ком-прессора газогенератора была дополнительно пре-парирована приемниками полного и статическогодавления. Схема препарированного КВД двухкас-кадного газогенератора представлена на рис.1.

Измерение величин давления воздуха в проточ-ной части и препарированных полостях компрес-сора производилось датчиками давления типа«Сапфир» и МИДА. Измерение пульсаций давле-ния – датчиками типа ДМИ. Регистрация парамет-ров производилась на указанные выше стендовыерегистраторы.

Ход и результаты испытаний



Испытания двухкаскадного газогенератора поопределению вибронапряженности лопаток ЦБКпроводились медленным перемещением РУДа длявывода газогенератора на режим закрытия КПВ КНД(режим πкΣ =17,5). При этом, на режиме, соответ-ствующем πкΣ =16,7 (КПВ КНД открыты) , nВД пр=18710 об/мин,nНД пр =13020 об/мин возникало резкое повыше-ние статического давления в полости за ЦБК (рис.2).

Выполнялся плавный выход на взлетный режим,КПВ КНД закрывались до режима возникновениянеустойчивой работы – на режиме πкΣ =16,4. Неус-тойчивой работы газогенератора с открытыми КПВКНД и в момент их закрытия не возникло. Привыходе на взлетный режим - πкΣ =22,86 , nВД пр=19680 об/мин, nНД пр =14000 об/мин также про-изошел резкий рост статического давления, сопро-вождавшийся ростом температуры tТНД до 941оС.Газогенератор был экстренно остановлен.

Анализ записей РКВД и Р*вх и показаний тен-

зорезисторов показал, что в момент резкого по-вышения статического давления в полости за ЦБК,в компрессоре газогенератора возникают колеба-ния давления РКВД, аналогичные тем, что возника-ли на двигателях Д-27 при эксплуатации на само-лете Ан-70 в полетах на высотах Н >3000 м и раз-личных скоростях полета, а также повышенныединамические напряжения (до 12 кг/см2) в ободнойчасти колеса центробежной ступени компрессора.

Рис. 1 – Схема препарировки КВД двухкаскадногогазогенератора двигателя Д-27

1– Т–образный насадок измерения давления воздуха передКВД; 2– Т–образный насадок измерения давления воздухаза лопаточным диффузором ЦБК; 3– Измерение давлениявоздуха в полости отбора воздуха на нужды двигателя илетательного аппарата; 4–препарированные сечения в по-лости за ЦБК

Амплитудно-спектральный анализ записей парамет-ров газогенератора с колебаниями давления попроточной части компрессора показывает, что в пре-парированных сечениях за КВД, в полости за ЦБКвозникают колебания давления воздуха с часто-той f = 14,65 Гц. Ранее, при стендовых испытанияходнокаскадного газогенератора двигателя (комп-рессор высокого давления в этих испытаниях ус-танавливался с двигателя, снятого с летной эксп-луатации по причине неустойчивой работы) былиполучены колебания давления с частотой f = 14,65 Гц при определении границы «нижнего сры-ва» КВД. Следовательно, явление возникновенияколебаний с указанной выше частотой присущекомпрессору высокого давления двигателя Д-27.Рис. 2 – Изменение величины статического давления за

КВД и в полости за центробежным колесом

Таким образом, проведенными исследования-ми установлено, что причиной возникновения не-устойчивой работы компрессора, имевшей местона двигателях Д-27 в процессе летных испытаний,

является возникновение срывных колебаний пото-ка воздуха в компрессоре высокого давления счастотой f = 14,65 Гц. Возникновение срывныхколебаний давления воздуха сопровождается по-вышением уровня статического давления в полос-тях за рабочим колесом центробежной ступени КВДи уровня динамических напряжений в ободной ча-сти колеса ЦБК.

В момент начала срывных колебаний происхо-

τ ,

τ ,с

1

2

3

4


# 16 #

дит резкое уменьшение давления за КВД, умень-шение давления за лопаточным диффузором ЦБКи повышение давления в полости за ЦБК. Рассмат-риваемый фактор указывает на возможную зонузарождения (возникновения) срывных колебанийдавления потока воздуха – лопаточный диффузорцентробежной ступени, точнее – входной участокпервого ряда лопаточного диффузора. В некоторыхисследованиях центробежных компрессоров выс-казываются предположения, что возникающие вцентробежных компрессорах колебания давленияс достаточно низкой частотой f = 7ѕ…19 Гцпроисходят на входных участках лопаточных диф-фузоров и не зависят от режима работы компрес-сора (частоты вращения ротора).

Дальнейший анализ результатов испытанийдвухкаскадного газогенератора при возникновенииколебаний давления показывает, что имеет местосмещение срывной зоны по окружности во време-ни. Полный оборот срывной зоны происходит за τ≈ 0,07 с. Частота вращения срывной зоны состав-ляет f ≈ 1/0,07=14,65 Гц. Частота вращения рото-ра КВД на этом режиме составляет nВД = 18600об/мин или 310 об/с. Относительная скорость пе-ремещения срывной зоны составляет

0,047310

14,65==ϖ .

Решение проблемы

Одним из эффективных методов повышениязапасов ГДУ центробежного компрессора являет-ся уменьшение площади проходного сечения в«горле» лопаточного диффузора ЦБК за счетуменьшения высоты канала. Указанное мероприя-тие приводит к уменьшению углов атаки на лопат-ках первого ряда лопаточного диффузора и повы-шению уровня располагаемых запасов ЦБК. С этойцелью высота лопаток первого ряда двухрядного

лопаточного диффузора ЦБК была уменьшена навеличину 0,7 мм. После подрезки средняя высотаканала в «горле» первого ряда лопаточного диф-фузора составила hГ ср = 10,18 мм.

С выполненной доработкой двухкаскадный га-зогенератор был установлен на стенд для прове-дения стендовых испытаний по оценке эффектив-ности указанного мероприятия. Стендовые испы-тания показали эффективность введенного мероп-риятия. Амплитудно-спектральный анализ парамет-ров по проточной части газогенератора показал, чтоколебаний давления воздуха РКВД с частотой f ≈ 14,6 5 Гц при работе газогенератора не наблюда-лось.

Введенные мероприятия дали положительныйэффект по повышению запасов ГДУ компрессоравысокого давления, при этом устранены условиявозникновения повышенного уровня вибронапря-женности лопаток центробежной ступени компрес-сора двигателя Д-27.


1. Н.Кампсти Аэродинамика компрессоров/ –М.:Мир, 2000.– 688 с.2. К.Тояма и др. Экспериментальное исследова-ние помпажа в центробежных компрессорах/ –Ж.Теоретические основы инженерных расчетов, №1,1977. – 245 с.


Анотація: Розглянуті питання впливу втрати газодинамічної стійкості компресора висо-кого тиску на виникнення підвищеної напруги в лопатках центробіжної ступенi авiацiйногодвигуна.

Abstract: The questions of influence of loss gas dynamic stability margins of the compressor onorigin of the increased stresses in blades of a centrifugal stage of high pressure compressor ofthe engine D-27 are considered.



1. Анализ проблемы и постановка задачиисследования

Авторотация компрессорных ступеней газотур-бинного двигателя возникает при отсутствии вра-щающего момента на валу от приводной турбиныи наличии набегающего воздушного потока в егопроточную часть. Такие условия возможны присрыве пламени в камере сгорания или отключе-ния топлива, по каким-либо причинам. Это харак-терно для авиационных ГТД в полете [1], а такжедля любых других транспортных средств, таких каксуда, тепловозы, автомобили, которые движутся,имея на себе газотурбинный двигатель с отключен-ной камерой сгорания [2]. Аналогичные режимы по-являются при запуске ГТД наддувом при исполь-зовании сжатого воздуха, подаваемого на входкомпрессора для проворачивания ротора при очи-стке проточной части двигателя жидким или твер-дым очистителем, транспортируемым сжатым воз-духом, подаваемым на вход компрессора и т.п.Обтекание лопаточного аппарата в проточнойчасти компрессора ГТД на таких режимах име-ет свои особенности. Данные режимы не явля-ются основными рабочими, они не входят вдиапазон энергогенерирующих силовых, а носятфункцию вспомогательных, но характерных дляГТД. В то же время такие режимы часто встреча-ются в эксплуатационных условиях. Например, наэтих режимах производится запуск в полете авиа-ционных ГТД, определяется величина лобовогосопротивления неработающего двигателя на лег-ких быстроходных судах на подводных крыльях ивоздушной подушке. Поэтому их исследование,определение условий протекания и характерис-тик позволяет повысить уровень эксплуатациидвигателей и является актуальной задачей. Вы-

УДК 621.438

В.И. Дайнеко

Севастопольский национальный технический университет, Украина

АВТОРОТАЦИЯ КОМПРЕССОРНЫХ СТУПЕНЕЙ ГТД

Аннотация: Рассмотрены вопросы экспериментально-аналитического исследования ав-торотации компрессорных ступеней газотурбинных двигателей. Представлены резуль-таты исследования. Приводятся экспериментальные данные и аналитические зависи-мости. Выполнен анализ полученных результатов. Уточнен механизм авторотации ком-прессорной ступени. Предложены аналитические зависимости для расчета. Даютсярекомендации по их использованию

Режимы, эксплуатационные показатели, авторотация, компрессорные ступени, воздушныйпоток, треугольники скоростей, вращающий момент, мощность, лопаточный аппарат

вод аналитических зависимостей для расчетатаких режимов, позволяет оценить их энергетичес-кие возможности на стадии проектирования. Дан-ная работа в определенной мере посвященаэтому вопросу.

2. Основные положения аналитическогоподхода к определению характеристик ре-жима

Основными параметрами, характеризующимиэксплуатационные показатели компрессора ГТД наразличных режимах его работы, является потреб-ляемая мощность и вращающий момент [3]. А нарежимах авторотации - создаваемая мощность ивращающий момент [1, 6]. Улучшение этих показа-телей становится актуальным на любых эксплуата-ционных режимах. Повышение качества таких ре-жимов улучшает тактико-технические данные дви-гателя и делает его более эффективным в эксплуа-тации [4, 5].

Для качественной оценки процесса и уточне-ния механизма авторотации на этих режимахвоспользуемся уравнением Эйлера [4], позволя-ющим определить внутреннюю мощность ком-прессорной ступени на основании уравнениямоментов количества движения:

N = G (U1Сu1 - U2Сu2). (1)

Выразим с помощью уравнения неразрывнос-ти [5] абсолютную скорость входа воздуха на ра-бочие лопатки и относительную скорость выходаиз них (рис. 1):

С1 = С1р VG ; (2)

W2 = W2p VG , (3)

где PP /,/ VVVGGG == - расход и удельный

© В.И. Дайнеко 2006 г.


# 18 #

объем воздуха, отнесенные к таковым на номиналь-ном режиме, соответственно; параметры с индек-сом р относятся к расчетному режиму, с индек-сом u - окружные составляющие абсолютных иотносительных скоростей.

Рис. 1 – Треугольники скоростей компрессорной ступени на компрессорном

и авторотационном режимах

Исходя из того, что углы выхода потока α1 и β2на расчетных режимах не зависят от угла атаки иостаются неизменными (что справедливо для ре-шеток большой густоты [4]), на основании уравне-ний (2) и (3) и из треугольников скоростей лопаточ-ного аппарата (рис. 1) можно предложить следую-щие соотношения:

Сu1 = Cu1p VG ; (4)

Сu2 = Wu2 -U2; (5)

Wu2 = Wu2р VG ; (6)

Wuр2 = Cu2p + U2p. (7)

Подставим полученные выражения в уравнение(1) и после некоторого преобразования получим:

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛−++=

p2

2p2u2pu1p

2

12 1

UVGUUCC

UUVGGUN . (8)

Так как окружную скорость можно выразить че-рез диаметр и частоту вращения (U=π·d·n), то урав-нение (8) можно преобразовать и получить его вследующем виде:

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−++π=

VGnUCC

ddVGndGN 1p2u2pu1p

2

12 . (9)

Учитывая, что на расчетном режиме ,1=G

,1=V ,1=n то выражение для определения мощ-ности компрессорной ступени на этом режиме мож-но записать в виде:

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+π= u1p

2

1u2pр2рp C

ddCndGN , (10)

где d1 и d2 - диаметры входа рабочего тела в сту-пень и его выхода, для осевой ступени можно при-

нять практически неизменным (d1= d2).Разделив уравнение (9) на (10), получим выра-

жение для определения относительной мощности,т.е. мощности режима авторотации, отнесенной кмощности, потребляемой компрессором на расчет-ном режиме:

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−+==

VGnKnVG

NNN 11

2

P, (11)

где ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+= 1pu

2

1u2pP2 / C

ddCUK - коэффициент, ха-

рактеризующий параметры ступени, вычисляетсядля каждой ступени по значениям величин скоро-стей потока на расчетном режиме.

Вращающий момент ступени компрессора нарежимах авторотации, с учетом М=N/n , может бытьопределен по следующей зависимости:

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−+==

VGnKVG

MMM 11

2

P. (12)

На номинальном режиме момент и мощностьопределяются из выражений:

M = G2· V; (13)

N = G2·V· n. (14)

Такой вид выражений не противоречит общепри-нятым зависимостям, что подтверждает правиль-ность рассуждений и выводов.

3. Экспериментальные исследования и ана-лиз полученных результатов

В лаборатории судовых турбин Севастопольско-го национального технического университета былипроведены исследования режимов авторотации насерийном двигателе марки ГТД-3Ф открытого цик-ла, oднопроточной конструкции, номинальной мощ-ностью 750 кВт, с разрезным валом, семиступен-чатым компрессором, двухступенчатой турбинойтурбокомпрессорного вала и одноступенчатой,свободной силовой турбиной для привода потре-бителя.

В процессе исследования измерялись частотавращения, мощность и расход воздуха на различ-ных режимах ГТД. Результаты исследования пред-ставлены на рис. 2, 3, 4.

Рис. 2 – Изменение давления (Р) в проточной частикомпрессора на различных режимах авторотации.



G1<G2<G3<G4 - расходы воздуха в проточной части наэтих режимах

При этом давление и температура газа измеря-лись по ступеням компрессора, а мощность на валус помощью специального тормозного устройства.Измеряемые параметры фиксировались на осцил-лограмме с помощью шлейфового осциллографаН-700 и контролировались приборами.

Рис. 3 – Схема лопаточного аппарата и треугольникискоростей компрессорной ступени:

а – в компрессорном режиме;б – на режиме авторотации

Анализ результатов исследования показывает,что на установившихся режимах авторотации, ко-торые определяются соответствующим расходомвоздуха, первые ступени компрессора повышают

давление, т.е. работают в компрессорном режиме,средние в гидротормозном, а последние в турбин-ном, сообщая ротору вращающий момент (рис.2). Это следует и из анализа уравнения (12). В за-висимости от соотношения частоты вращения иобъемного расхода мощность ступени может при-нимать как положительное, так и отрицательноезначение (рис. 4). Уменьшение проходного сече-ния проточной части, повышенный расход и при-водят к тому, что на этих режимах последниеступени работают с определенным перепадом ипереходят в турбинный режим, так как на входкомпрессора поступает поток воздуха повышен-ного давления, скорость его больше скоростилопаток, поэтому он и увлекает их, заставляявращаться ротор. На режимах авторотации комп-рессор работает не в режиме потребления, а врежиме создания вращающего момента, поэтомуданный фактор сказывается еще значительнее, таккак проточная часть проектировалась на расчет-ный режим, на режимах авторотации не соответ-ствует изменившимся рабочим условиям обтека-ния, что приводит к ударному входу воздуха налопаточный аппарат ступеней компрессора, созда-вая турбулизацию потока, повышение потерь и низ-кую экономичность работы ступени (рис. 3).

Эффективность ступеней при этом будет неве-лика, так как лопаточный аппарат рассчитан надругие условия работы, но положительный враща-ющий момент появляется и величина его пропор-циональна разности скорости набегающего потокаи лопатки (рис. 4).

Мощность компрессора на режимах авторота-ции будет равна сумме мощностей компрессор-ных ступеней:

∑=

=τ

iiк NN

1. (15)

Аналогично определяется и вращающий мо-мент, развиваемый компрессором:

∑τ

==

1iiк MM . (16)

На рис. 4 представлена зависимость враща-ющего момента от частоты вращения и расхо-да воздуха по результатам испытания и расче-тов.

Рис. 4 – Зависимость вращающего момента (М) отчастоты вращения ротора компрессора (n)

на различных режимах авторотации:G - расход воздуха в проточной части

Пунктиром отмечены граничные значениячастоты вращения, при которых гидравлическое


# 20 #

сопротивление компрессора для данного расходаравно нулю. Как следует из рис. 4, область тур-бинных режимов (-Мк) будет тем больше, чем боль-ше расход воздуха и меньше частота вращения.

Заключение

Таким образом, с помощью предложенныханалитических выражений можно определить мощ-ность режима авторотации компрессора, можноконкретизировать энергетические затраты на этотрежим, экономичность и ряд других характерис-тик, оценив их эксплуатационную целесообраз-ность. Поскольку при выводе данных формул ис-пользовались известные общепринятые уравне-ния (уравнение неразрывности и уравнение Эйле-ра), то можно считать, что они в значительной мереуниверсальны и обладают достаточной точностьюдля практических расчетов.


1. Алабин М.А., Кац Б.Н., Литвинов Ю.А. Запускавиационных двигателей. –М.: Машиностроение,1968. –228 с.2. Горелов А.П. Эксплуатация корабельных газо-турбинных установок. –М.:Воениздат, 1972. –312с.3. Ребров Б.В. Судовые газотурбинные установ-ки. –Л.: Судпромгиз, 1961. –539 с.4. Котляр И.В. Судовые газотурбинные установ-ки. –Л.: Судостроение, 1967. –283 с.5. Васильев В.К. Теория судовых турбин. –Л.:Судпромгиз, 1955. –481 с.6. Дайнеко В.И. К вопросу исследования режи-мов авторотации ГТД. –Изв. вузов. Авиационнаятехника, 1987. –№ 4. –С. 36–37.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. ФедоровскийК.Ю. Севастопольский национальный техническийуниверситет

Анотація: Розглянутi питання експериментально-аналiтичного дослiдження авторотацiїкомпресорних ступеней газотурбiнних двигунiв Представленi результати дослiдження.Подаються експериментальнi данi та аналiтичнi залежностi. Виконано аналiз одержа-них результатiв. Уточнений механiзм авторотацiї компресорної ступенi. Подаютьсяаналiтичнi залежностi для розрахункiв. Даються рекомендацiї щодо їх використання.

Abstract: The examine questions experiments-analitics investigation autorotation the compressorsstage gas-turbine engine. Present result the investigation. Offer experiment facts and analiticsdependence. Fulfil analiz receive results. Specify mechanism autorotation the compressorsstage. Propose analitic dependece for calculation. Give of introduction at application.



© Н.С. Лугинина, М.В. Кузьмин, П.В. Чупин, Ю.Н. Шмотин 2006 г.

Введение

Развитие науки и техники на сегодняшний деньпозволяет численно подходить к решению задачио моделировании течения газа в турбомашинах, чтопозволяет снизить степень технического риска припроектировании, значительно снизить материаль-ные затраты и уменьшить время создания маши-ны.

Стандартными, в практике решения подобныхвопросов, являются задачи в стационарной поста-новке, однако в них невозможно учесть некоторыеважные моменты (статор-ротор взаимодействие,вторичные течения, взаимодействие следов). Ре-шением данного вопроса, с точки зрения аэроди-намики, является нестационарное моделирование.

1. Актуальность темы

Необходимость нестационарного моделирова-ния задачи вызвана требованиями точности пред-сказания параметров конструкции на этапе проек-тирования, кроме того, решение аэродинамичес-кой задачи в нестационарной постановке позволя-ет получить нестационарные поля давления, с по-мощью которых возможна оценка амплитудно-ча-стотной характеристики потока, действующего налопатку. Полученные в нестационарной аэродина-мической задаче поля температур и давлений по-зволяют выполнить численный анализ вибронапря-жений в рабочих лопатках на этапе проектирова-ния.

2. Объект исследования

В качестве объекта исследования выбранасверхзвуковая ступень осевого компрессора про-мышленной газотурбинной установки. Геометрия

УДК 533.6

Н.С. Лугинина, М.В. Кузьмин, П.В. Чупин, Ю.Н.Шмотин

ОАО «НПО «Сатурн», Россия

ВЛИЯНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ ГАЗОВОГО ПОТОКАНА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

СТУПЕНИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА.ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТ

Аннотация: В настоящей работе представлены результаты нестационарного числен-ного моделирования пространственного течения газа в ступени осевого компрессорагазотурбинного двигателя, оценка амплитудно-частотных характеристик пульсацийпотока на входе в рабочее колесо, а также результаты численного моделирования виб-ронапряжений в рабочей лопатке на расчетном режиме.

Нестационарность, амплитудно-частотная характеристика, анализ вибронапряжений

ступени показана на рисунке 1.

Рис. 1 – Геометрическая модель

3. Влияния нестационарности газового по-тока на аэродинамические характеристикиступени осевого компрессора

На предварительном этапе была выполненасерия исследовательских работ в 2D постановке,направленная на исследование влияния постанов-ки задачи, расчетной сетки и разностной схемы нарезультаты численного моделирования нестацио-нарного статор - ротор взаимодействия.

Трехмерная геометрия использовалась для со-здания расчетных областей в программном комп-лексе CFX-TASCflow v2.12.02. Для упрощения за-дачи на данном этапе рассматривалась 3D модельбез учета входного стоечного узла (рисунок 2).

Рис. 2 – Сеточная модель

В качестве граничных условий на входе зада-


# 22 #

вались полное давление, полная температура, уголпотока и параметры турбулентности, расчет прово-дился на режиме n = 1.0.

Соотношение количества лопаток ступени безстойки составляет 42*23*46 / ВНА*РК*НА, поэтомудля корректного проведения нестационарного рас-чета необходимо моделировать сектор в 360°. Дляснижения вычислительных затрат при нестационар-ном численном моделировании в данной работеиспользуется подход, основанный на масштаби-ровании газодинамических полей параметров награнице «статор - ротор» средствами CFX-TASCflow- на границе расчетных сеток происходит переда-ча данных в окружном направлении путем масш-табирования (сжатие или растяжение) эпюры накоэффициент равный отношению шагов соседнихвенцов (в данном случае 21/23).

На диаграммах (рисунок 3) представлено срав-нение интегральных параметров для задачи в ста-ционарной и нестационарной постановке.

Рис. 3 – Сравнение интегральных характеристик стацио-нарного расчета (1) и нестационарного (2), осредненного

по времени

Как видно из рисунка 3 и таблицы 1 учет неста-

ционарности приводит к значительному изменениюинтегральных характеристик как ступени в целом,так и отдельных венцов.

Таблица 1Сравнение интегральных параметров для стацио-

нарной и нестационарной задачи.Кроме того, следует отметить, что картины те-

чения вариантов расчета принципиально различ-

ны (рисунок 4).Нестационарный расчет Стационарный расчет

Рис. 4 – Контуры числа Маха в периферийном сечении в

относительном движении

В стационарном расчете все следы и вторич-

ные течения за ротором осреднены на границе рас-четных сеток, что меняет картину обтекания НА.

Головной скачок с входной кромки РК при не-стационарном моделировании распространяется вканале ВНА, причем картина изменяется с течени-ем времени; в осевом зазоре между РК и НА име-ет место взаимодействие следа от лопатки рабо-чего колеса с входной кромкой НА.

Анализ выполненных расчетов показывает не-обходимость нестационарного численного модели-рования для детального исследования течения газав турбомашинах. Кроме того, решение задачи «ста-тор-ротор» взаимодействия позволяет получитьнестационарные поля давления, для определенияамплитудно-частотной характеристики потока, дей-ствующего на лопатку и оценки уровня вибронап-ряжений венца.

4. Оценка амплитудно-частотных характе-ристик потока газа

При обтекании вращающейся рабочей решет-ки неоднородным, меняющимся во времени пото-ком возникают вынужденные колебания лопаток, апри определенных условиях возможен резонанс,когда собственная частота колебания лопатки со-впадает с частотой возбуждения.

Так как возбуждение рабочей лопатки главнымобразом провоцируется следами от впереди сто-ящих решеток, то для большей достоверности бу-дем рассматривать задачу с ВНА и стойкой, рас-положенных перед РК. Как видно из рисунка 5 навыходе из ВНА имеет место неоднородное поле, и

параметр Δ π∗, % Δη∗, % ВНА+РК+НА -0.23 -0,82

РК -0.502 1.925

данные отнесены к нестационарному расчету



четко просматриваются следы от ВНА и стоек.

Рис. 5 – Распределение параметров на выходе из ВНА(перед РК)

На рисунке 6 представлена расчетная сетка 3Dзадачи. Общая размерность задачи составляет 7850 000 узлов. Расчет был проведен с использо-ванием комплекса вычислительной газовой дина-мики ANSYS CFX-10 в течении 24 дней на 4 про-

цессорах вычислительного кластера НПО «Сатурн»и занял 500 Гб дискового пространства.

Рис. 6 – Сеточная модель для 3D расчета

Для оценки амплитудно-частотных характерис-тик газового потока был выбран один из номиналь-ных режимов работы газотурбинной установки, со-ответствующий приведенной частоте вращенияротора n = 0,85 (рисунок 7).

Рис. 7 – Результаты расчета задачи в нестационарнойпостановке

Выбор шага по времени для решения задачи онахождении амплитудно-частотной характеристикиимеет критическое значение для точности предска-зания. Шаг должен выбираться, исходя из требо-вания воспроизведения частот, генерирующихсяпри статор-ротор взаимодействии. Зная шаг по вре-

мени можно определить диапазон частот, которыегарантированно можно отследить для данной за-дачи (таблица 2).

Таблица 2Оценка гарантированного диапазона частот для

различных вариантов расчета.Для определения амплитудно-частотной харак-

теристики используется изменяющееся во време-ни поле статического давления в точке на перифе-рии в области входной кромки ротора, где наблю-дались наибольшие пульсации в эксперименте.

Амплитудно-частотная характеристика получе-на разложением давления в бесконечный ряд Фу-рье:

( ) ( )( )∑=

++=hN

kkk ktbkta

atf

1

0 sincos2

)( ,

при этом делается предположение о том, чтофункция периодическая. Для каждой гармоники kнаходятся коэффициенты разложения по косинусуи синусу, а также амплитуда колебаний.

В ходе предварительной работы были проведе-ны исследования необходимого промежутка време-ни достаточного для качественного предсказаниянизких частот пульсаций потока. Для данной задачивременной интервал выбирался равным прохожде-нию ротором 4 стоек (≈0,003с).

Разложение нестационарного давления на по-верхности лопатки в ряд Фурье позволяет выде-лить в спектре частот гармоники, которые могутпривести к возбуждению лопатки.

На рисунке 8 представлена амплитудно-частот-ная диаграмма, согласно которой можно выделитьзначения частот, для которых характерны пики ам-плитуды и их соответствие гармоникам окружнойнеравномерности.

Рис. 8 – Амплитудно-частотная диаграмма

Δ t, с f min, Гц f max, Гц

1.0025e-05 64 99 975


# 24 #

В данном случае имеют место гармоники, соот-ветствующие количеству стоек (6) и кратные им(12,18,…ѕ), а также гармоники, соответствующиеколичеству ВНА (42) и кратные (84,…ѕ). Следуетотметить, что гармоника k=42 соответствует и чис-лу ВНА и кратна числу стоек, поэтому амплитуда,соответствующая обеим компонентам, накладыва-ется одна на другую.

На диаграмме Кэмпбелла, показанной на рисун-ке 9, представлены собственные частоты колеба-ний рабочих лопаток по первым шести собствен-ным формам, а также нанесены частоты возбуж-дения, полученные из аэродинамических расчетови экспериментальные данные (результаты тензомет-рирования). Как видно из диаграммы, конструктив-ные элементы – стойки (z0=6) могут стать источни-ком резонансных колебаний рабочей лопатки повторой и третьей собственным формам.

Рис. 9 – Диаграмма Кэмпбелла

5. Оценка уровня вибронапряжений в ра-бочих лопатках

При создании турбокомпрессоров важной зада-чей является прогнозирование вибронапряженно-сти рабочих лопаток ещё на этапе проектирования,с целью минимизации рисков разрушения в рабо-

те, вследствие высокого уровня динамических на-пряжений.

Для оценки влияния полученных амплитудпульсаций давления на поведение рабочей лопат-ки был проведен нестационарный динамическийрасчет в программном комплексе ANSYS (рисунок10).

Как видно из рисунка численный анализ имеетхорошее согласование с экспериментом. Такимобразом, методика, разработанная на НПО «Са-турн», для оценки уровня динамических напряже-ний на рабочей лопатке может быть успешно при-менена в процессе проектирования турбокомпрес-соров.

Рис. 10 – Диаграмма уровня вибронапряжений рабочейлопатки


В результате проделанной работы выполненанализ влияния нестационарности газового потокаступени осевого компрессора ГТД, разработаныметодики определения амплитудно-частотных ха-

рактеристик потока, действующего на рабочее ко-лесо, а также численной оценки вибронапряжений,которые могут быть использованы ещё на стадиипроектирования лопаточного венца.


1. Численное моделирование нестационарныхявлений в газотурбинных двигателях: Научное из-дание / Августинович В.Г., Шмотин Ю.Н. и др. –М.: Машиностроение, 2005. – 536 с.2. User Documentation CFX-TASCflow3. User Documentation ANSYS CFX-104. ANSYS User Manuals. Release 8.0.5. Н. Кампсти. Аэродинамика компрессоров: Пер.с англ. – М: Мир, 2000. – 688 с.6. Динамика авиационных газотурбинных двига-телей / Биргер И.А., Шорр Б.Ф. – М.: Машиностро-ение, 1981. – 232 с.




Рецензент: д-р техн. наук, профессор, зав. ка-федрой общей и технической физики Рыбинскойгосударственной авиационной технологическойакадемии Пиралишвили Шота Александрович

Анотацiя:У роботі представлено результати нестаціонарного чисельного моделюванняпросторового плину газу в ступені осьового компресора газотурбінного двигуна, оцінкаамплітудно-частотних характеристик пульсацій потоку на вході в робоче колесо, а такожрезультати чисельного моделювання вібронапружень у робочій лопатці на розрахунково-му режимі.

Adstract: The work presents the results of unsteady numerical simulation of three-dimensionalgas flow in an axial-flow compressor stage of gas turbine engine, amplitude-frequencycharacteristics estimation for flow fluctuation on impeller inlet and also the results of numericalsimulation of vibration voltages in rotor blade on design flow regime.


# 26 #

Введение

Стремление к снижению расхода топлива, а так-же габаритов газотурбинных двигателей требуетсоздания компрессоров с более высокими степе-нями повышения полного давления и КПД, чем всистемах, применяемых в настоящее время. Этопредполагает использование в компрессорах сту-пеней с большой аэродинамической нагрузкой [1].Стандартные серии профилей лопаток осевых ком-прессоров, такие как NACA-500, BC-10, A-40, кото-рые получили широкое применение в большинствеконструкций осевых компрессоров, не могут обес-печить повышенные углы поворота потока с высо-ким КПД. Поэтому научно-исследовательская де-ятельность в этой области направляется на разра-ботку новых методов проектирования лопаток и наисследование их характеристик, как на стендахплоских решеток, так и на вращающихся ступе-нях. Один из возможных путей – разработка про-филей лопаток с нетрадиционной формой среднейлинии, отличной от обычно используемой.

1. Объект и цели исследований

На предприятии ГП НПКГ “Зоря - Машпроект”совместно с МВТУ им. Баумана разработана по спе-циальной методике профилирования и изготовленасерия профилей лопаток для осевого шестиступен-чатого компрессора. В расчетной точке компрессордолжен обеспечиватьπк – 9, η ад* – 0,87. Для обеспечения данной степени

УДК 621.438.001.24

М.А. Шаровский, А.В. Ивченко, М.Ю. Шелковский

ГП НПКГ“Зоря”-“Машпроект” , Украина

РАСЧЕТНЫЙ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ АНАЛИЗХАРАКТЕРИСТИК СТУПЕНЕЙ КОМПРЕССОРА,

СПРОЕКТИРОВАННЫХ МЕТОДОМ СПЕЦИАЛЬНОГОПРОФИЛИРОВАНИЯ

Аннотация: В работе рассмотрены результаты расчетного и экспериментального ана-лиза структуры течения в шестиступенчатом компрессоре, последние три ступеникоторого были спроектированы по методу заданного закона средней линии межлопа-точного канала. Рассмотрены наиболее интересные результаты исследований комп-рессора на стенде

Турбомашина, компрессор, профиль, средняя линия, рабочее колесо, к.п.д., эксперимент,характеристика

сжатия был выбран высокийуровень окружной скорости Uк1=420 м/c (λ1u=1,374).При этом первые три ступени были спрофилированыпо классической методике, а последние три ступени(4-6) были спрофилированы по методу заданногозакона средней линии межлопаточного канала ре-шеток ступеней компрессора. Коэффициент адиаба-тического напора последних трех ступеней был выб-ран равным 33,032,0H т ÷≅ , а коэффициент диф-

фузорности по Либляйну 52,051,0D ркw ÷≅ . Ос-

новные параметры ступеней 4-6 приведены в табл.1.Таблица 1

Основные параметры ступеней 4-6Число Рейнольдса по хорде первого рабочего

колеса 1

11bWReν

= , численно равно 1,8·106.

№ ступени 4 5 6

Коэффициент расхода С1а

0,477 0,461 0,467

Коэффициент теоретического напора Нт

0,320 0,323 0,331

Диффузорность по Либляйну

Dw рк 0,511 0,515 0,520

© М.А. Шаровский, А.В. Ивченко, М.Ю. Шелковский 2006 г.



Решетки компрессора были исследованы какрасчетными, так и экспериментальными методами.Основной целью проводимых расчетных и экспе-риментальных исследований было подтверждениепроектных параметров компрессора и изучениегазодинамических характеристик решеток профи-лей, спрофилированных по специальной методи-ке. Расчетные исследования проводились с исполь-зованием программно-вычислительного комплекса“FlowER”.

2. Расчетная методика профилирования

Суть расчетной методики профилирования ло-паток изложена в работах [2-3]. Она состоит в том,что задается закон движения частиц по среднейлинии тока межлопаточного канала в соответствиис целесообразным законом распределения аэро-динамической нагрузки на профилях [2]. Решениеобратной задачи гидродинамики осуществляетсяпо методу Лагранжа для стационарного плоскогоневязкого газового потока, дополненного модельюпристеночного вязкого слоя. При этом учитывает-ся обратное влияние пограничного слоя на основ-ной поток, как по вытеснительному эффекту, так ипо эффекту сопротивления; расчетное значение

формпараметра пограничного слоя *** /H δδ=используется в качестве приближенной оценки ве-роятности отрыва [3]. Характерной особенностьютаких решеток является то, что они способны су-щественно снизить остаточную градиентность по-тока на выходе из межлопаточных каналов [4].Форма профилей, полученных данным методом,отличается наличием обратной вогнутости в райо-не выходной кромки, т.н. S-образностью (рис.1).

3. Расчетный анализ

Газодинамические параметры шестиступенча-того компрессора были рассчитаны в трехмернойвязкой постановке с помощью программного ком-плекса FlowER [5]. Моделирование турбулентнос-ти осуществлялось с помощью дифференциаль-ной модели Ментера SST (степень турбулентностина входе ε = 5%). Расчет производился на сетке400 000 ячеек в венце (68Ѕ68Ѕ88). Моделирова-ние радиальных зазоров не осуществлялось дляулучшения сходимости решения.

Рис. 1 – Форма профиля, полученного методом специаль-

ного профилирования

Визуализация течения в 4РК, 4НА в номиналь-ной точке установки представлена на рисунках 2-3. Из анализа результатов расчета следует, что в

4РК, 4НА на стороне разрежения вблизи выходнойкромки имеются сечения, в которых наблюдаетсяотрыв потока. Визуализация течения в выходномнаправляющем аппарате вблизи границы устойчи-вости компрессора представлена на рис.4. Отрыв-ные зоны занимают значительную часть межлопа-точного канала. Следует отметить, что по конструк-тивным соображениям густота ВСА была пониже-на на 15% по сравнению с проектным значением.Расчет течения при проектной густоте показал не-которое улучшение структуры течения в межлопа-точном канале ВСА, однако отрывной характер те-чения сохранился. Несмотря на это, установлено,что расчетные значения коэффициента напора напоследних трех ступенях близки к проектным.

Рис. 2 – Визуализация течения потока в меридиональномсечении 4 РК

Рис. 3 – Визуализация течения потока в меридиональном

сечении 4НА

Рис. 4 – Визуализация течения потока в меридиональномсечении 6 НА


# 28 #

4. Экспериментальные исследования

Экспериментальные исследования проводи-лись на специальном стенде для испытаний комп-

рессоров большой мощности (рис. 5). Стенд осна-щен универсальной автоматизированной системойсбора и обработки экспериментальных данныхраспределенного типа, работающей в режиме ре-ального времени. Система включает в себя прибо-ры измерения параметров потока, индукционныедатчики частоты вращения, измеритель крутяще-го момента, что позволяет оперативно определятьпараметры исследуемого объекта с требуемой точ-ностью и достоверностью.

Для измерения давления, полей давления, итемпературы торможения использовались прием-ники давления, гребенки для измерения давленийи температуры.

При определении газодинамических характери-стик ступеней и характеристик групп ступеней за-мерялись поля давлений и температур на выходеиз каждого рабочего колеса компрессора. Гребен-ки были ориентированы под угол выхода потока израбочего колеса в абсолютном движении. Из-занедостаточной точности замера температуры поступеням адиабатический КПД ступени определял-ся через замеренное π и политропический КПД сту-пени. Ступени были разбиты на три группы: 1-3 и 4-6. Политропический КПД ступени принимался рав-ным политропическому КПД соответствующей груп-

пы. Также определялись расход воздуха и частотавращения ротора компрессора.

Радиальные эпюры температур и давлений поступеням шестиступенчатого компрессора на ре-жиме, близком к номинальному, представлены нарисунках 6-7. Радиальная неравномерность полядавления на входе в 4РК составила в среднем 7%,неравномерность поля температур – 5%. Повышен-ная неравномерность указывает на недополучениенапора во втулочных сечениях и необходимостьсовершенствования геометрии лопаточных венцовпервых трех ступеней.

Рис. 5 – Схема испытательного стенда1 - приводные ГТД2 - сумматор мощности3 - мультипликатор4 - ИКМ5 - выходной дроссель6 - объект испытаний7 - входной ресивер8 - входной дроссель

Рис. 6 – Эпюры давлений по ступеням компрессора

Рис. 7 – Эпюры температур по ступеням компрессора

Максимальные параметры, которые были полу-чены на компрессорном стенде:степень повышения давления, πк* 8,0;КПД компрессора, hад 0,840;приведенная частота вращения, об/мин 12600.

Экспериментальная характеристика группы пос-ледних трех ступеней представлена нарис. 8.

Высокий уровень аэродинамических нагрузокна данных ступенях пока не был достигнут. Дляболее глубокого анализа структуры течения в ком-прессоре был выполнен ряд расчетных баланси-ровок.

По замеренным данным и заданным значени-ям геометрических параметров ступеней итераци-онно определялись по высоте статические давле-ния Р1 и Р2, скорости С1а и С1u, λ1, С2а, С1u, λ2,



углы потока β1, β2, углы набегания потока на вен-цы ιрк, ιна, КПД ступеней ηст, коэффициент напора

ТН , степень повышения давления стπ .

Рис. 8 – Газодинамические характеристики группыступеней 4-6

Диффузорность межлопаточного канала венцовпо Либлейну определялась по зависимости:

a1

12a21a1

рк1

2рк Ct/b2

sin)ctgCctgС(

WW

1Dββ−β

+−= .

Коэффициент потерь в венце:

( ) ( )⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛ρ

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

+−+⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ Δ+=ϖ

2w

/PBPBT

T12

11

*2

*1

RС

вх

*р

,

где b/t – густота решётки;

1β и 2β – углы направления потока на входе ивыходе из решётки.

Результаты балансировок основных параметров

по высоте РК четвертой и пятой ступеней представ-лены на рис. 9-12. Усредняющие кривые получе-ны в результате полиномиальной аппроксимации

методом наименьших квадратов.

Рис. 9 – Зависимость фактора диффузорности в 4-5 РК повысоте лопатки

Рис.10 – Зависимость угла отставания и коэффициентапотерь от угла атаки в решетке 4 РК по высоте лопатки

Распределение фактора диффузорности по Либ-лейну по высоте лопатки 4 РК показано на рис.9.Зависимости угла отставания и коэффициента по-терь в решетках 4-5 РК от угла атаки по высотелопаток представлены на рис.10-11. Втулочныесечения 4 РК, как следует из рисунка 10, работаютc повышенными углами атаки, в области, в кото-рой углы отставания зависят от углов атаки (углыотставания в этих сеченияхδ ≅ 15°÷17°). Значения фактора диффузорности навтулке 4 РК достигают DW=0.6, что свидетельству-ет либо о неточности замеров (балансировок), либоо “глубоко” нерасчетном характере течения в дан-ной области. Зависимость диффузорности входно-

го участка 4-5РК по параметру 1/ AAг представ-лена на рис.12.

Рис. 11 – Зависимость угла отставания и коэффициентапотерь от угла атаки в решетке 5РК по высоте лопатки

Рис. 12 – Зависимость значений λW1 от 1/ AAг в

решетках 4-5 РК


$ 30 $

Значительные величины 1/ AAг 4РК еще разподтверждают предположение, что втулочные се-чения имеют пониженный напор из-за неоптималь-ного обтекания профилей в этих сечениях. Рабо-чее колесо пятой ступени имеет практически опти-мальные значения параметровАг /А1 = 1,07 ÷ 1,15. Недополучение напора в этойступени можно отнести на выбор очень высокихпараметров ступеней с управляемой диффузорно-стью. В частности, это высокий уровень расчетно-

го коэффициента диффузорности по Либляйну.Данные экспериментальных исследований [6]

позволяют утверждать, что часть недополученно-го напора можно объяснить повышенной интенсив-

ностью вихря перетекания через радиальный за-зор, которая существенно зависит от градиентааэродинамической нагрузки по хорде лопатки. ДляРК шестой ступени снижение КПД, обусловленноетечением в зазоре, согласно модели Лакшминара-яна

%7.4cos2

101cos

27.0≈

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

βΔ

⋅⋅+β

⋅Δ⋅=ηΔ

mT

a

m

T brHCHhr

.

Исходя из вышеизложенного, целесообразноопределить экспериментальные характеристикипоследних трех ступеней при демонтированныхпервых трех ступенях, а также произвести для нихповторные замеры радиального зазора. Проведе-

ние подобных испытаний и дальнейшее накопле-ние экспериментальных данных планируется в бли-жайшее время.


Применение в шестиступенчатом компрессорепервых трех ступеней с параметромλ1u = 1,374÷1,158 и группы последних ступенейспрофилированных на повышенный коэффициентзатраченного напора позволило получить степеньповышения давления πк* = 8,0,ηад = 0,840 при nпр = 12600об/мин.

Расчетный анализ течения с использованиемтрехмерной вязкой модели подтвердил, что рас-четные значения коэффициента напора на после-дних трех ступенях близки к проектным, однако накомпрессорном стенде высокий уровень коэффи-циента напора не был достигнут.

Анализ расчетно-экспериментальных баланси-ровок для последних трех ступеней показывает, чтозначительную часть недополученного напора мож-но отнести на неравномерную эпюру полного дав-ления на входе в эти ступени. Поэтому целесооб-разно провести испытания отдельно группы ступе-ней, спроектированных по специальной методикебез первых трех ступеней, обеспечив равномер-ность полей давлений и температур на входе в 4РК.


1. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т.Теория и расчет авиационных лопаточных машин.– М.: Машиностроение, 1986. – 432 с.2. Бекнев В.С., Василенко С.Е., Сорокале-тов М.Ю., Тумашев Р.З., Шаровский М.А. Иссле-дование компрессорных решеток с управляемойформой средней линии профиля. – Теплоэнергети-ка, №4.– 1997.- с.38–42.3. Василенко С.Е., Огнев В.В., Тумашев Р.З. Вли-яние формы средней линии профилей на потери вконцевых областях прямых компрессорных реше-ток. – Изв. вузов. Машиностроение, №2. – 1987.–C. 76–79.4. Василенко С.Е ., Спицын В .Е., Шаровс-кий М.А. Совершенствование КНД ГПА 25 приме-нением специального профилирования последнихступеней компрессора. Судовое и энергетическоемашиностроение, т.1., Николаев: НПКГ “Зоря”-”Машпроект”. – 2004. - 157 c.5. Ершов С.В., Русанов А.В. Комплекс програмрозрахунку тривимірних течій газу в багатовенце-вих турбомашинах. Свідоцтво про державну реє-страцію прав автора на твір, ПА№77. Державнеагентство України з авторських та суміжних прав.-12.02.1996.6. Лакшминараяна. Методы расчета влияния ра-



диального зазора в осевых турбомашинах. – Тео-ретические основы инженерных расчетов, 1970. –№3. –C. 64.


Анотація: У праці розглянуті результати розрахункового та експериментального аналізуструктури течії в шестиступеневому компресорі, останні три ступеня якого були спро-ектовані методом заданого закону середньої лінії міжлопаткового каналу. Розглянутінайбільш цікаві результати досліджень компресора на стенді.

Abstract: This paper shows the results of design and experimental analysis of flows structure inthe six-stage compressor. Last three stages of the compressor have been designed according tothe method of specified law of the blade channel medial line. The most interesting results ofcompressor investigation on the test stand are considered.


$ 32 $

Введение

Струйные процессы распространения газа, ис-текающего из сопла или отверстия, в заполненноегазом пространство, характеризуются сильной за-висимостью от его геометрических свойств. Зна-ние закономерностей их развития в конкретной гео-метрической обстановке имеет большое приклад-ное значение для организации рабочего процессакамер сгорания газотурбинных двигателей, смеше-ния газов в смесительных устройствах и инжекто-рах, струйного нагрева и охлаждения деталей, приустройстве воздушно-тепловых завес в дверныхпроемах зданий, в палубной авиации, ракетно-кос-мической технике и т. п.

1. Формулирование проблемы

В настоящее время теория турбулентных струйсоставляет большой самостоятельный раздел ме-ханики жидкости и газа. Аналитически и (или) эм-пирически (а в последние десятилетия – и числен-но) наиболее полно исследована динамика свобод-ной струи [1] и струй в поперечном потоке газа [2],в меньшей степени – затопленной полуограничен-ной струи [3], соударяющихся струй [3, 4] и струй,вдуваемых в поток, ограниченный стенками [2, 5-7]. Закономерности ограниченных струйных тече-ний с препятствиями конечной протяженности, всилу их наибольшей сложности, до сих пор изуче-ны недостаточно.

Современные трехмерные численные моделипозволяют определить параметры осредненноготурбулентного течения в любой точке пространстваи по полученным значениям судить об эффектив-ности произвольного струйного процесса, в том

УДК 532.517.4

В.Е. Костюк

Национальный аэрокосмический университетим. Н. Е. Жуковского “ХАИ”, Украина

ОСОБЕННОСТИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ РЯДА СТРУЙ С ПЛОСКОЙ ПРЕГРАДОЙ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХОБТЕКАНИЯ ПРЕГРАДЫ НАБЕГАЮЩИМ ПОТОКОМ

Аннотация: Выполнено численное исследование аэродинамической структуры течения,возникающего при поперечном вдуве ряда круглых струй в ограниченный стенками по-ток, омывающий плоскую преграду конечной протяженности, при различных условиях ееобтекания.

Cтруйные процессы, структура течения, взаимодействие с преградой, численное модели-рование

числе, при различных условиях обтекания прегра-ды.

Целью работы является численное исследо-вание особенностей аэродинамического взаимо-действия бесконечного ряда эквидистантно распо-ложенных круглых струй с плоской преградой ко-нечной протяженности (рис. 1) при различных ус-ловиях ее обтекания набегающим потоком, огра-ниченным стенками.

Рис. 1. Схема объекта исследования (верхняя стенка непоказана)

2. Математическая модель течения и ее ве-рификация

Для математического моделирования квазиста-ционарного турбулентного течения в объекте иссле-дования разработана программа численного реше-ния полной системы осредненных по Рейнольдсууравнений Навье-Стокса вида:

0)V(div =ρ , (1)

© В.Е. Костюк 2006 г.



+⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ρ++ρ k

32pgrad)VV(div ji

0)S2(divdivV32grad

Re1

jiэфэф0

=⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡μ−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ μ+ , (2)

+⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ρ−γ+ρ kV

32divM)1()VH(div 2

00

×−γ

+0

200

ReM)1(

−⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ μ−μ× jiiэфэф SV2VdivV

32

0divqPrRe

1

00=− , (3)

TpM1 2

00γ+=ρ ,

2

VM)1(hH

2200 −γ

+= ,

где h – энтальпия газа; р – динамическое давле-ние, связанное с размерным (обозначенным в дан-ной формуле р ’) соотношениемр = (р’ –р0)/( р0V0); V, ρ, Т – скорость, плотность итемпература газа; μэф – эффективная вязкость, рав-ная сумме молекулярной и турбулентной вязкос-тей, k – кинетическая энергия турбулентных пуль-саций, ε – скорость диссипации кинетической энер-гии турбулентных пульсаций, Sij – тензор скорос-тей деформаций, q – вектор плотности тепловогопотока. Входящие в систему уравнений числа по-добия определяются общепринятыми выражения-ми:

0

0000

LVReμ

ρ= ,

0

p00

CPr

λ

μ= ,

00

00 RT

VMγ

= , v

p0 C

C=γ ,

где индексом «0» помечены масштабные значенияфизических величин, которые относятся к основ-ному потоку на входе в расчетную область: L0 –линейный масштаб, Re0 – число Рейнольдса; Pr0– число Прандтля; M0 – число Маха, Ср и Сv – теп-лоемкости при постоянном давлении и объеме, λ0– теплопроводность; γ0 – показатель адиабаты, R– газовая постоянная. Система уравнений замкну-

та низкорейнольдсовой k – ε моделью турбулент-ности Чена [8].

С целью верификации численной модели быларешена задача о затопленной круглой струе воз-духа с температурой Т0=300К и скоростью V0=27,5 м/с, атакующей бесконечную плоскую стенку подуглом 30° (рис. 2).

Рис. 2 – Расчетная схема круглой струи, атакующейплоскую стенку

В силу зеркальной симметрии течения расчет-ная область включала половину прилегающей кстенке полусферы (наружная поверхность которойимитировала невозмущенную атмосферу) с поста-новкой условия непротекания в плоскости симмет-рии. На входе в расчетную область (срезе сопла)задавались равномерные распределения полногодавления, температуры и характеристик турбулен-тности, на поверхности полусферы – постоянноестатическое давление, равное атмосферному. Натвердой стенке ставились условия прилипания иравенства нулю турбулентной вязкости. Разностнаясхема второго порядка точности была получена сиспользованием метода контрольных объемов.Задача решалась итерационным методом, исполь-зующим векторные прогонки.

Результаты расчета (рис. 3-6) удовлетворитель-но согласуются с имеющимися физическими пред-ставлениями и экспериментальными данными В.И-. Миткалинного [9].

Рис. 3 – Линии тока затопленной круглой струи, атакую-щей плоскую стенку


$ 34 $

а

бРис. 4 – Поверхность равных значений скорости течения

(V=1,4 м/с): а – изометрия; б – вид сбоку

Рис. 5 – Изолинии продольной скорости течения (м/с)

Рис. 6 – Профили продольной скорости течения в плоско-сти симметрии струи, м/с: линии – расчет; точки –

эксперимент [9]

В частности, из рисунков видно проявлениеявления настильности струи, впервые отмеченно-го В.Е. Грум-Гржимайло [3], суть которого заклю-чается в увеличении ее дальнобойности вслед-ствие уменьшения объема подсасываемого вструю газа из окружающей среды, и характернаянепрерывная деформация струи, приводящая к еерастеканию в направлении оси Z и приближениюмаксимума скоростей к стенке. Завышение расче-том абсолютных значений скорости потока в при-стеночной области, по-видимому, обусловлено не-совершенством модели турбулентности.

3 Постановка и результаты вычислитель-ного эксперимента

Методы численного моделирования посред-ством управления граничными условиями позво-ляют исследовать любой вариант взаимодействияструй с преградой. Влияние условий обтеканияпреграды, показанной на рис. 1, на структуру тече-ния, формирующегося за рядом струй, выяснимна примере расчета двух вариантов плоского ка-нала, различающихся формой наружной стенки(рис. 7).

В силу трансляционной симметрии течения рас-четная область ограничивалась участком, включа-ющим одну струю, с использованием условия пе-риодичности на его боковых гранях.

а

бРис. 7 – Расчетные схемы плоских каналов с преградой,

обдуваемой рядом струй, различающихся формойнаружной стенки: а – с уступом; б – без уступа

На входах в расчетную область (сечении «вх»и срезе сопла) задавались равномерные распре-деления полного давления, температуры и харак-теристик турбулентности, на выходе – постоянноестатическое давление, равное атмосферному. Приэтом доля массового расхода газа, поступающего



в канал со струями, поддерживалась одинаковойв обоих вариантах и составляла 4,37% от массо-вого расхода газа на выходе из канала (сечение«в»). Обе задачи решались тем же численнымметодом, что и предыдущая.

Результаты расчетов (рис.8, 9) показывают, чтопри наличии уступа глубина проникновения струйв основной поток оказывается несколько меньше,чем при его отсутствии, что обусловлено обдувомструй потоком, имеющим отрицательную верти-кальную составляющую скорости, в варианте суступом. Кроме того, в условиях стесненного стен-ками и соседними струями течения взаимопроник-новение растекающихся по поверхности препят-ствия струй в пределах длины препятствия практи-чески не происходит. Вместо этого первоначальнокруглая струя трансформируется в две закручен-ные в разные стороны прецессирующие струи, по-степенно занимающие все поперечное сечениеканала.


Методом численного моделирования воспроиз-ведены известные из эксперимента явления на-стильности и растекания по бесконечной стенкеатакующей ее затопленной круглой струи; иссле-дована аэродинамическая структура течения, воз-никающего при поперечном вдуве системы круг-лых струй в ограниченный стенками поток, омыва-ющий плоскую преграду конечной протяженности,при различных условиях ее обтекания.

аб

в г

Рис. 8 – Линии тока ограниченной струи, атакующей

плоскую преграду в каналах, различающихся формой

наружной стенки: а, б – с уступом и без уступа соответ-

ственно (вид сбоку); в, г – с уступом и без уступасоответственно (вид по потоку)

аб

в г де ж з

Рис. 9 – Изолинии скорости течения (1 – 25…ѕ30 м/с;

2 – 30ѕ…35 м/с; 3 – 35ѕ…40 м/с; 4 – 40ѕ…45 м/с;

5 – 45…ѕ50 м/с; 6 – 50…ѕ55 м/с; 7 – 55ѕ…60 м/с;

8 – 60ѕ…65 м/с; 9 – 65ѕ…75 м/с) в каналах, различающих-

ся формой наружной стенки: а, б – в продольной плоско-

сти, проходящей через центр струи, без уступа и суступом соответственно; в, г, д, е, ж, з – в сечениях 0, 1,

2, 3, 4, 5 соответственно (слева – с уступом, справа –без уступа)

Обнаруженные явления подавления растеканияструи по преграде в условиях стесненного тече-ния, трансформации круглой струи в две закручен-


$ 36 $

ные струи и уменьшения глубины проникновенияструи при косом обдуве преграды набегающимпотоком следует учитывать при организации струй-ных процессов в технических устройствах.


1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика.Ч. 1. – М.: Наука, 1991. – 600 с.2. Гиршович Т.А. Турбулентные струи в попереч-ном потоке. – М.: Машиностроение, 1993. – 256 с.3. Арутюнов В.А., Миткалинный В.И., Старк С.Б.Металлургическая теплотехника. Т.1. – М.: Метал-лургия, 1974. – 672 с.4. Белов И. А., Памади Б. Н. Взаимодействиеструи с плоской нормально расположенной прегра-дой // Инженерно-физический журнал. – 1972. –№10. – С. 50-55.5. Холдмен, Сринивасан, Беренфелд. Эксперимен-тальное исследование смешения потока со струя-ми при поперечном вдуве // Аэрокосмическая тех-ника. – 1985. – № 7. – С. 95-105.6. Холдмен Д. Дж., Сринивасан Р. Расчет смеше-

ния струй, вдуваемых в поперечный поток // Аэро-космическая техника. – 1986. – № 10. –С. 41-49.7. Холдмен, Уолкер. Смешение ряда струй с по-перечным потоком, ограниченным стенками // Ра-кетная техника и космонавтика. – 1977. – №2. – С.138-145.8. Chien J.Y. Renormalization Group Method andTurbulence Modeling // AIAA Journal. – 1982. – V. 20.– N 1. – P. 33-38.9. Миткалинный В.И. Деформация газовых пото-ков при соударении и ударе о плоскость // ТрудыМосковского института стали. Сб. XXVIII. – М.: Ме-таллургиздат, М.: 1949. – С. 119-159.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Герасимен-ко В.Н. Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков

Анотація: Виконано числове дослідження аеродинамічної структури течії, що виникає припоперечному вдуві ряду круглих струменів у обмежений стінками потік, що омиває плоскуперепону конечної протяжності за різних умов її обтікання.

Abstract: The numerical study of aerodynamic flow structure appeared with cross jet rows injectioninto wall boundered mainstream which flow along the finite planar barrier at different mainstreamconditions is performed.



© В.В. Горин 2006 г.

1. Анализ проблемы, выделение нерешен-ных вопросов и постановка задачи исследо-вания

Основу большинства химических и пищевыхтехнологий составляют процессы выпаривания,концентрирования и т.п., происходящие в выпар-ных аппаратах, обогреваемых острым паром откотельной, и связанные с образованием так назы-ваемого пара вторичного вскипания («сокового»пара). Этот пар конденсируется в теплообменни-ках поверхностного или смешанного типа и, какправило, сбрасывается в виде конденсата в кана-лизацию. Если учесть, что со вторичным паромотводится больше половины теплоты, расходуемойна процессы выпаривания, то ее утилизация обес-печила бы существенную экономию острого параи соответственно топлива на его производство вкотельной. Решение этой задачи осложняется низ-ким давлением вторичного пара, исключающим воз-можность его применения в качестве греющего длявыпарных аппаратов или других паровых нагрева-телей. В то же время этот пар может быть исполь-зован для производства холода в теплоиспользу-ющих холодильных машинах, а полученный холодв свою очередь - для охлаждения конечного про-дукта того же технологического процесса или вдругих целях. Из-за относительно низкого темпе-ратурного уровня утилизируемого пара в качестверабочего вещества в таких машинах применяютсянизкокипящие рабочие тела (НРТ).

Примером технологии с одновременным потреб-лением пара и холода может служить производ-ство рыбной муки, при котором для выпаривания

бульона в выпарных аппаратах используется ост-рый пар, а готовая рыбная мука охлаждается воз-духом от системы технологического кондициони-рования. Основными элементами теплоиспользу-ющих установок для производства холода явля-ются теплообменники с фазовым переходом НРТ.В случае теплоиспользующих установок эжектор-ного типа [1] это генератор пара НРТ высокого дав-ления, испаритель пара НРТ низкого давления иконденсатор. При этом генератор пара НРТ явля-ется одновременно и конденсатором водяного пара(вторичного пара). Сокращение температурныхнапоров в конденсаторах и обусловленных имиэнергетических потерь путем интенсификации теп-лопередачи обеспечило бы повышение эффектив-ности утилизации теплоты вторичных энергоресур-сов, в частности, пара вторичного вскипания, иуменьшение расходования топлива на производ-ство пара для технологических процессов. Потериже теплоты с паром вторичного вскипания доволь-но весомые и составляют для рыбомучного произ-водства 15ѕ…20 % всего теплопотребления в слу-чае применения двухступенчатых выпарных аппа-ратов и 25…ѕ35 % - трехступенчатых [2-4].

Целью выполненного исследования являетсяразработка конденсаторных контуров, обеспечива-ющих эффективную утилизацию теплоты в техно-логических процессах за счет сокращения энерге-тических потерь, обусловленных разностью темпе-ратур между конденсирующейся и охлаждающейсредами, зависящей в свою очередь от интенсив-ности теплообмена между ними.

2. Анализ эффективности конденсаторныхконтуров и разработка основ их рациональ-ного проектирования

УДК 621.577

В.В. Горин

Национальный технический университет Украины «КПИ», Украина

ЭФФЕКТИВНЫЕ КОНДЕНСАТОРЫ В СИСТЕМАХУТИЛИЗАЦИИ ТЕПЛОТЫ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ

ПРОЦЕССОВ И ОСНОВЫ ИХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Аннотация: Разработаны двухступенчатые конденсаторные контуры с неполным фа-зовым переходом в первой ступени и промежуточной сепарацией фаз, обеспечивающиеповышение теплового коэффициента теплоиспользующих эжекторных холодильныхмашин примерно на 20 %.

j%…äе…“=2%!, …еC%ë…/L -=ƒ%"/L Cе!е.%ä, 32, ë, ƒ=ö, 2еCë%2/, .›е*2%!, .%ë%ä, ëü…= ì=ø, …=


$ 38 $

Анализ эффективности конденсаторных конту-ров выполнен для случая их применения в тепло-использующих эжекторных холодильных машинах(ТЭХМ) рыбомучного производства. Выбор в каче-стве объекта исследования конденсаторных кон-туров ТЭХМ обусловлен тем, что их энергетичес-кая эффективность зависит от эффективности ра-боты струйного компрессора - эжектора, а после-дняя - в значительной степени от температурныхнапоров в конденсаторе. Кроме того, пар вторич-ного вскипания от последних ступеней выпарныхаппаратов рыбомучных установок имеет давлениениже атмосферного (Р = 0,02ѕ…0,04 МПа) и соот-ветственно низкую температуру (t = 60ѕ…75 °С),что исключает возможность его утилизации тради-ционными способом без применения НРТ - путемпонижения теплового потенциала в рекуперативныхтеплообменниках. Повысить давление вторичногопара до 0,11ѕ…0,15 МПа можно также с помощьюэжектора, использующего потенциальную энергиюострого пара высокого давления от котла, обычнотеряемую при его дросселировании до давления ввыпарных аппаратах. Поскольку смешанный паро-вой поток давлением 0,11ѕ…0,15 МПа затем кон-денсируется в генераторе пара НРТ, то интенсив-ность теплообмена в таком конденсаторе водяно-го пара-генератора пара НРТ обусловливает эффек-тивность, но уже пароэжекторного теплонасосногоконтура. Таким образом, от интенсивности тепло-обмена в конденсаторах зависит энергетическаяэффективность как теплонасосного, так и холодиль-ного эжекторных теплоиспользующих контуров и,в конечном счете, утилизации теплоты.

Схема ТЭХМ с эжекторным тепловым насосом(ЭТН) представлена на рис. 1,а. ЭТН включает бу-стерный эжектор Э1 для поджатия пара вторично-го вскипания от выпарных аппаратов ВА рыбомуч-ной установки РМУ до давления выше атмосфер-ного и конденсатор вторичного пара Кн, он же ге-нератор Г пара НРТ ТЭХМ. Силовым потоком, энер-гия которого используется в Э1, является острыйпар высокого давления от котла. Этот же пар пода-ется на обогрев выпарных аппаратов ВА. В составТЭХМ входят генератор Г пара НРТ, он же конден-сатор вторичного пара, эжектор Э2 для повыше-ния давления пара НРТ от давления в испарителеИ до давления в конденсаторе Кн, циркуляцион-ный насос ЦН, повышающий давление сконден-сированного НРТ до давления в генераторе Г. Си-ловым потоком для эжектора Э2 является пар НРТвысокого давления, образующийся в генераторепара Г. Охлаждающей средой для конденсатораНРТ служит воздух или вода.

Цн

Кн

ДК ИЭ2

Э1

ВА РМУКн-Г

12

Конденсат

Конденсат

а

Цн

Кн1

Кн2

ДК ИЭ2

Э1

ВА РМУКн2-Г1

Кн1-Г2

С

С

12Конденсат

С

бРис. 1 – Схема ТЭХМ с ЭТН и конденсаторами односту-

пенчатыми (а) и двухступенчатыми (б):1 – острый пар от котла; 2 – вторичный пар от ВА РМУ; Г1и Г2 – генераторы пара первой и второй ступеней; И –испаритель; Кн1 и Кн2 - конденсаторы первой и второйступеней; СП – сепаратор пара; ЦН – циркуляционныйнасос; Э1 - эжектор ЭТН; Э2 – эжектор ТЭХМ; ДК -

дроссельный клапан

Как видно, ТЭХМ состоит из паросилового ихолодильного контуров. Паросиловой контур вклю-чает в себя генератор пара Г, паровой эжектор Э2,выполняющий одновременно функции детандерасилового контура и компрессора холодильного кон-тура, конденсатор Кн и насос ЦН подачи жидкостив генератор Г. В холодильный контур помимо ука-занных выше эжектора Э2 и конденсатора входятдроссельный клапан ДК и испаритель И.

Энергетическая эффективность ТЭХМ характе-ризуется тепловым коэффициентом ζ - отношени-ем холодопроизводительности Q0 к количеству теп-лоты Qг, подведенной к НРТ в генераторе: ζ = Q0/Qг. Зависимость ζ от температуры конденсации tкдля хладагента R142b в качестве НРТ приведенана рис. 2. Как видно, в диапазоне температур кон-



д е н с а ц и иtк = 30…ѕ40°С значения ζ изменяются от 0,10 до0,45, приближаясь с понижением tк (температурыохлаждающей среды) к величине, соответствую-щей абсорбционным холодильным машинам. Ктому же исключительная простота конструкции, вы-сокая надежность, гораздо меньшие массогабари-ты и трудоемкость монтажных работ делают ТЭХМболее предпочтительными.

а

бРис. 2 – Зависимость теплового коэффициента ζ ТЭХМ от

температуры конденсации tк для R142b при разныхтемпературах кипения в испарителе t0 и в генераторе tг:

а – tг = 100 °С; б – tг = 80 °С

Как видно из рис.2, величина ζ в значительной

степени зависит от температуры tк: каждый градус

понижения tк обеспечивает абсолютное прираще-ние ζ на 0,02, или же в относительных величинах -на 5...10 % (большая величина соответствует вы-соким tк - меньшим ζ). Температура же конденса-ции tк зависит от температурных напоров θ в кон-денсаторе, которые в свою очередь - от интенсив-ности теплопередачи. В случае водяного охлаж-дения интенсивность теплопередачи в конденса-торе определяется интенсивностью теплоотдачипри конденсации НРТ, которая значительно нижеинтенсивности теплоотдачи к воде.

При конденсации в трубах и межтрубных кана-лах (в случае продольного обтекания конденсиру-

ющимся паром тесных трубных пучков) по мерезаполнения проходного сечения трубы (канала)конденсатом происходит ухудшение теплоотдачи(рис. 3), особенно существенное на конечной еестадии (при паросодержаниях в диапазоне значе-ний х = 0,2…ѕ0) и вызывающее увеличение разно-сти температур между конденсирующимся пароми охлаждающей средой, а, следовательно, и энер-гетических потерь в рабочем цикле из-за внешнейнеобратимости.

На рис. 3 приведены кривые, характеризующиеизменение коэффициентов теплоотдачи αa и теп-лопередачи k, а также плотности теплового потокаq по длине L трубки (канала) конденсатора, полу-ченные для следующих параметров работы кон-денсатора: хладагент R142b, температура конден-сации tк = 35 °С; температура охлаждающей водына входе tw1 = 30 °С и выходе tw2 = 34 °С; диаметрканала d = 0,01 м.

α, Вт/(м К)2

L , м

100

80

60

40

ρw = 120 кг/(м с)2

а

k , Вт/(м К)2

L , м

1008060

40

ρw = 120 кг/(м с)2

б

в

Рис. 3 – Изменение коэффициентов теплоотдачи α (а),теплопередачи k (б) и плотности теплового потока q (в)по длине трубки L при разных массовых скоростях ρw

конденсирующегося R142b

Как видно из рис. 3, особенно значительноеухудшение тепловых характеристик конденсаторапроисходит на завершающей стадии конденсации.

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

24 26 28 30 32 34 36 38 40

tk =10°C

ζ

5°C

tk ,°C

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

24 26 28 30 32 34 36 38 40

tk =10°C

5°C

tk ,°C

0.6

ζ


$ 40 $

С учетом этого процесс конденсации можно раз-бить на две зоны: неполной конденсации (с паро-содержанием на выходе х2 ≥ 0,2) с высокими зна-чениями αа, k и соответственно q и зону оконча-ния конденсации (с паросодержанием на входе х1≤ 0,2), которая характеризуется крайне низкими αа,k и соответственно q. Очевидно, что работа кон-денсатора во второй зоне неэффективна и ее же-лательно исключить или свести к минимуму. Ис-ключая концевые участки (х = 0,2ѕ…0), т.е. пере-ходя на неполную конденсацию, можно существен-но (на 20ѕ…40 %) повысить среднюю плотность теп-лового потока в конденсаторе и соответственносократить температурные напоры в нем, т.е. умень-шить tк. Решить эту задачу можно путем переводаконденсатора на ступенчатую конденсацию. Приэтом в первой ступени конденсатора имеет местонеполная конденсация всего количества хладагента(суммарным расходом G0) с высокой интенсивно-стью теплопередачи, а во второй - конденсация спереохлаждением несконденсировавшегося в пер-вой ступени пара, расход которого составляет х2G0.Для отделения пара от парожидкостной смеси послепервой ступени должен быть предусмотрен сепа-ратор пара. Поскольку расход пара через вторуюступень примерно в 5 раз меньше, чем через пер-вую, то, соответственно, и поверхность теплооб-мена второй ступени будет также намного мень-ше. Поэтому снижение интенсивности теплопере-дачи на концевом ее участке скажется на общемдля двух ступеней конденсатора температурномнапоре и энергетических потерях от внешней нео-братимости в цикле не столь заметно, как в случаеодноступенчатого конденсатора. Соответствующаясхема ТЭХМ приведена на рис. 1,б.

Расчеты показывают, что двухступенчатая кон-денсация позволяет за счет интенсификации теп-лопередачи сократить температурные напоры вконденсаторе и, в конечном счете, уменьшить tкна 2…ѕ3 °С. Как видно из рис. 2, такое снижение tкобеспечивает возрастание величины ζ примерно на20 %.

Приведенные данные были получены для кон-

денсаторов НРТ. Аналогичные результаты имеютместо и в случае перевода на ступенчатую кон-денсацию конденсатора вторичного пара эжектор-ного теплонасосного контура (он же генератор параНРТ на рис. 1). При этом двухступенчатое оформ-ление конденсатора вторичного пара уже предпо-лагает реализацию ступенчатого испарения и в ге-нераторе пара НРТ со всеми вытекающими из это-го преимуществами.

Выводы

Разработанные двухступенчатые конденсатор-ные контуры с неполным фазовым переходом впервой ступени и промежуточной сепарацией фазобеспечивают повышение теплового коэффициен-та теплоиспользующих эжекторных холодильныхмашин примерно на 20 %.


1. Петренко В. А. Принцип выбора рабочего ве-щества для эжекторной холодильной машины //Холодильная техника и технология. – 2001. – № 1(70). – С.16–21.2. Уваров А. А. и др. Судовые рыбомучные уста-новки. – М.: Пищевая промышленность, 1980.3. Романов А. А. Справочник по рыбомучным ус-тановкам и оборудованию. – М.: Пищевая промыш-ленность, 1978.4. Горбатюк В. И. Процессы и аппараты пищевыхпроизводств. – М.: Колос, 1999. – 335 с.


Рецензент: д-р техн. наук, профессор Радчен-ко Н.И., Национальный университет кораблестрое-ния им. адм. Макарова

q, Вт/м2

L , м

10080

60

40

ρw = 120 кг/(м с)2



Анотація: Розроблені двоступеневі конденсаторні контури з неповним фазовим перехо-дом у першому ступені та проміжною сепарацією фаз, які забезпечують підвищення теп-лового коефіцієнта тепловикористовуючих ежекторних холодильних машин приблизнона 20 %.

Abstract: Two-stage condenser contours with incomplete phase change in the first stage andintermediate phase separation those provide an increase in the coefficient of performance ofwaste heat recovery ejector refrigeration machines by approximately 20 % have been proposed.


$ 42 $

Проблема обеспечения экологической безопас-ности по шуму турбокомпрессорных агрегатов (ТКА)природного газа типа ГПА-Ц-6,3 и ГПА-Ц-16 мощ-ностью 6,3 и 16 МВт, соответственно, являетсявесьма актуальной как в связи с ужесточениемдействующих нормативных актов в области защи-ты окружающей среды от вредного акустическоговоздействия промышленного оборудования, так ив связи с развитием сети крупных компрессорныхстанций (КС) газовых и нефтяных месторождений,магистральных газопроводов, подземных храни-лищ газа и других производств газовой и нефтя-ной промышленности. В связи с этим по мере рас-ширения областей применения ТКА типа ГПА-Ц какразработчики, так и потребители газотранспортно-го оборудования еще ранее приступили к анализуих шумовых характеристик и к разработке реко-мендаций по их улучшению [1 – 4 и др.].

Данное направление исследований оказываетсущественное влияние на решение принципиаль-ных вопросов в процессе проектирования и строи-тельства газотранспортных предприятий, а такжеконструирования и производства оборудования дляих оснащения:

– разработка унифицированных генеральныхпланов строительства КС;

– выбор компоновочных схем агрегатов и уста-новок на их основе, а также других функциональ-ных элементов в составе КС;

– поиск и реализация конструктивных решений,обеспечивающих в соответствии с нормативнойдокументацией требуемые шумовые характеристи-ки агрегатов на площадке КС.

В настоящее время с учетом конструктивныхособенностей ТКА, создаваемых на основе газо-

УДК 621.515+62-848

В.Н. Довженко, В.П. Парафейник, В.В. Петров, Е.М. Меша, А.Д. Токарев

ОАО «Сумское НПО им. М.В. Фрунзе г. Сумы, Украина

ШУМОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОКОМПРЕССОРНЫХАГРЕГАТОВ С ГАЗОТУРБИННЫМ ПРИВОДОМ

Аннотация: Рассмотрены шумовые характеристики газоперекачивающих агрегатовтипа ГПА-Ц с газотурбинным приводом авиационного и судового типа мощностью 6,3-25 МВт, созданного на основе двигателей НК-12СТ, НК-16СТ, Д-336-1/2, ДТ71П и других.Показано влияние конструктивных особенностей систем шумоглушения на шумовыехарактеристики агрегатов.

c=ƒ%Cе!е*=÷, "=þ?, L =ã!еã=2, ã=ƒ%23!K, ……/L C!, "%ä, , “2%÷…, *, ø3ì=, =*3“2, ÷е“*%е , ƒë3÷е…, е,ƒ"3*%"= ì%?…%“2ü, ø3ì%ãë3øе…, е

турбинного привода (ГТП) авиационного и судово-го типа, рассмотрены основные источники шума(ИШ) в составе агрегатов, их влияние на звуковоеполе, и уровни звукового давления (УЗД), получен-ные расчетным и экспериментальным путем, исформулированы основные направления решениязадач, связанных с экологической безопасностьюТКА по шуму. Вышеизложенное определяет науч-но-практическую ценность и перспективность про-водимых работ.

Агрегаты, выпускаемые ОАО «Сумское НПО им.М.В. Фрунзе» (далее ОАО) и использующие в ка-честве привода газотурбинные двигатели (ГТД)мощностью 6,3ѕ25 МВт, являются мощными ис-точниками шумового загрязнения окружающейсреды с множеством ИШ различной интенсивнос-ти, расположенных на поверхности агрегата. Ос-новными внутренними ИШ являются ГТП и центро-бежный компрессор (ЦК), а также в отдельных кон-струкциях агрегатов мультипликатор или редуктор.К внешним ИШ агрегатов можно отнести воздухо-очистительное устройство (ВОУ) воздухоприемнойсистемы ГТД, срез шахты выхлопа и ее стенки,стенки и крыши отсеков двигателя и компрессора.

Первыми агрегатами, произведенными ОАО,были газоперекачивающие агрегаты (ГПА) мощно-стью 6,3 МВт. Звуковая мощность этих агрегатов,определенная по действующим в те годы стандар-там, достигала 115ѕ117 дБА. Исходя из этой мощ-ности [1] и методик расчета распространения зву-ка на местности, в отдельных случаях приходилосьрасполагать КС на расстоянии нескольких километ-ров от населенных пунктов. Однако, анализ спа-дов УЗД, выполненный согласно СНиП II-12-77 дляразличных расстояний от агрегатов, показал, что

© В.Н. Довженко, В.П. Парафейник, В.В. Петров, Е.М. Меша, А.Д. Токарев 2006г.



наблюдается постоянное превышение расчетныхданных над полученными экспериментально на10ѕ30 дБ для различных типов агрегатов и рассто-яний от них. Методика расчета спадов УЗД не мог-ла дать столь значительной погрешности расчетов.Получаемая погрешность расчетов спадов УЗДбыла связана с некорректностью определения зву-ковой мощности агрегатов, а именно, сильным вли-янием ближнего поля вблизи от ГПА и наличиемзначительного количества ИШ различной интенсив-ности на поверхности ГПА. Поэтому эксперимен-тально определяемая звуковая мощность являласьзавышенной. В связи с этим специалистами ОАОсовместно с Институтом строительной физики (НИИСФ г.Москва) и Балтийским ГТУ(г. С.-Петербург) был разработан и введен в дей-ствие с 1.07.1992 г. ГОСТ 12.2.16.4 [5], входящий вкомплекс стандартов ГОСТ 12.2.16.1-ГОСТ12.2.16.5по определению шумовых характеристик различ-ного компрессорного оборудования. Ниже будетпроведен анализ спадов УЗД для различных рас-стояний для некоторых конструкций агрегатов с ГТП,полученных расчетом и экспериментально.

Необходимо отметить, что в 70-х годах прошло-го столетия, когда ОАО начало выпускать свои пер-вые агрегаты с ГТД, высоких требований к ГПА пошуму не предъявлялось. В дальнейшем, в связис ростом требований к обеспечению экологичес-кой безопасности с ГТП требования к их шумовымхарактеристикам (ШХ) значительно возросли. Длярешения этой проблемы необходимо было в пер-вую очередь повысить эффективность шумоглуше-ния на всасывании и выхлопе ГТД. Во-вторых, улуч-шить звукоизоляцию стенок контейнеров и, в-тре-тьих, снизить шум различных ИШ, находящихсяна поверхности агрегата, в частности, вентилято-ров, которые во многом определяют ближнее зву-ковое поле агрегата.

Решение проблемы шума на всасывании и вых-лопе ГТД решалось путем выбора наиболее целе-сообразной конструкции пластин шумоглушителем(их геометрии и расположения в пакете). В каче-стве звукопоглощающего материала в шумоглуши-телях используется базальтовое супертонкое волок-но.

Улучшение звукоизоляции стенок контейнераагрегатов было достигнуто путем устранения не-плотностей прилегания панелей и дверей контей-нера к каркасу, улучшения технологии изготовле-ния панелей и каркасов контейнера. В настоящеевремя контейнеры агрегатов имеют, как правило,сплошные стенки, исключающие возможность по-явления неплотностей.

Дальнейшее улучшение ШХ агрегатов связанос созданием агрегатов на основе судовых двига-телей ДГ 90. На этих двигателях впервые был при-менен звукоизолирующий капот, используемыйодновременно для подачи охлаждающего возду-

ха к ГТД. Установка этого кожуха внутри отсекадвигателя позволила снизить уровень шума в от-секе со 115…ѕ118 дБ до89…ѕ91 дБ. Это позволило значительно снизить ме-таллоемкость конструкции контейнера двигателя,т.к. необходимость в обеспечении высокой звуко-изоляции от шума, распространяющего от ГТД,отпала. Аналогичные конструкции кожухов приме-няются в настоящее время и в новых компоновоч-ных решениях агрегатов с авиационными ГТД.

Снижение шума вентиляторов первоначальнорешалась путем установки на них шумоглушите-лей. Это достаточно простое решение проблемызначительно усложнило конструкцию блоков мас-лоохладителей, где в основном и применялись вен-тиляторы, и затрудняло их эксплуатацию. В связис этим в дальнейшем были разработаны вентиля-торы с улучшенными на 4…ѕ6 дБ характеристика-ми, которые получили широкое применение в аг-регатах типа ГПА-Ц.

Все вышеперечисленные меры по улучшениюбезопасности по шуму ГТД агрегатов обеспечилиуровни звука около контейнера в пределах 80-82дБА. Основной проблемой по снижению шума ос-талась проблема, связанная с излучением шуматехнологическими трубопроводами и станционнымоборудованием на КС. Именно они и определяютШХ агрегатов в ближнем звуковом поле.

На рис.1 представлены результаты улучшенияШХ агрегатов типа ГПА-Ц-6,3, достигнутые как засчет совершенствования системы шумоглушенияагрегата, так и за счет применения более точногометода определения звуковой мощности ГПА [4].

Правильность определения звуковой мощностидля крупногабаритных ИШ, имеющих на своей по-верхности значительное количество источников раз-личной интенсивности, подтверждается приведенны-ми на рис. 2 графиками спадов УЗД на различныхрасстояниях от контейнеров агрегатов. Для агрега-тов типа ГПА-Ц-16 уровни звуковой мощности (УЗМ)определены по ГОСТ 12.1.028, для агрегатов типаГПА-Ц-25 по новому ГОСТ 12.2.16.4. Следует от-метить хорошее совпадение экспериментальныхданных по спадам УЗД на различных расстоянияхот агрегатов, не превышающее 3 дБ (кривые 2-4,рис. 2), а также расчетных и экспериментальныхданных при определении УЗД на различных рас-стояниях от агрегата типа ГПА-Ц-25. Расчет этихУЗД проводился по звуковой мощности, опреде-ленной в соответствии сГОСТ 12.2.16.4.

Для определения ШХ агрегатов на стадии про-ектирования было разработано с учетом методовгеометрической акустики и требований ГОСТ12.2.16.4 специальное программное обеспечение.Исходными данными являются ШХ источниковшума как внутренних, так и внешних, и шумопог-лощающие и звукоизолирующие характеристики


# 44 #

комплексной системы шумоглушения. Например,максимальное расхождение между расчетными иэкспериментальными уровнями звуковой мощно-сти во всех октавных полосах частот для агрегатат и п аГПА-Ц-25 не превышали 3дБ.

Выпускаемые в настоящее время блочно-кон-тейнерные агрегаты имеют звуковую мощность103…ѕ106 дБА, а агрегаты и энергоблоки, разме-щенные в здании индустриального типа, 98…ѕ100дБА. Дальнейшее улучшение ШХ агрегатов с ГТПможет быть достигнуто за счет увеличения эффек-тивности шумоглушения, снижения шума в источ-нике и трубопроводной обвязке ГПА. Особое вни-мание следует обратить на арматуру, входящей всостав трубной обвязки.

Проведенные исследования позволяют сделатьследующие выводы.

1. Разработанная методика определения зву-ковой мощности крупногабаритных ИШ и внедрен-ная ГОСТом 12.2.16.4 позволила с большей точно-стью определять шумовые характеристики соб-ственно ИШ и УЗД на различных расстояниях отних.

2. Выполненная модернизация системы шумог-лушения агрегатов с газотурбинным приводом по-зволила улучшить шумовые характеристики агре-гатов на 7ѕ…10 дБ.

3. Улучшение шумовых характеристик агрега-тов с газотурбинным приводом может быть достиг-нуто на основе комплексного подхода – путем сни-жения шума основных ИШ (ГТД, компрессор, вен-тиляторы, запорная и регулирующая арматура);дальнейшим совершенствованием системы шумог-лушения агрегата, улучшением компоновки и зву-коизоляции технологической трубопроводной об-вязки агрегатов с газотурбинным приводом.

Литература1. Васильев Ю.Н., Терехов А.Л., Завражная О.Н.Распространение шума газоперекачивающих аг-регатов с авиационным приводом на местности /Экспресс-информация «Транспорт, хранение и ис-пользование газа в народном хозяйстве», №7 –

80

90

100

110

120

130

140

1 2 3 4 5 6 7 8

Гц

дБ

1

63 125 250 500 1000 2000 4000 8000

2

3

4

Рис. 1 – Уровни звуковой мощности агрегатов типа ГПА-Ц-6,3 с одно- и двухступенчатыми глушителямина всасывании и выхлопе: 1 – ГПА-Ц-6,3/56 с одноступенчатыми глушителями (определение УЗМ по ГОСТ 12.1.028); 2 –ГПА-Ц-6,3/56 с двухступенчатыми глушителями (определение УЗМ по ГОСТ 12.1.028); 3 – ГПА-Ц-6,3/56 с двухступенча-тыми глушителями (определение УЗМ по ГОСТ 12.2.16.4); 4 – ГПА-Ц-6,3/76 с двухступенчатыми глушителями, вентиля-

торами пониженной шумности и звукоизолирующим капотом на ГТД (определение УЗМ по ГОСТ 12.2.16.4).

ВНИИ Эгазпром . – М., 1983. –С.7-13.2. Завражная О.Н., Олейников И.Н., Петров В.В.Определение шумовых характеристик газотранс-портного оборудования блочного типа // Тезисыдокладов IX Международной науч.-техн. конф. покомпрессоростроению. – ЗАО «НИИтурбокомпрес-сор». - Казань. – 1993. – С. 93-94.3. Лапко О.Я., Петров В.В. Методы расчета и изме-рения шумовых характеристик газоперекачивающихагрегатов на территории и в помещениях промыш-ленных предприятий // Нафта і газ України – 96: ма-теріали науково-практ. конф. (Харків, 14-16 травня1996 р.). – Харків: УНГА, 1996. – Т. 3. –С. 91-93.4. Довженко В., Парафейник В., Петров В. Обеспе-чение экологической безопасности по шуму агрега-тов типа ГПА-Ц // Газотурбинные технологии. – 2002г. - №(17). – с. 40-44.5. ГОСТ 12.2.16.4. Метод определения шумовыххарактеристик стационарных компрессорных устано-вок.– М., Изд. стандартов, 1991. – С. 9.


Рецензент: вице-президент концерна «Укрросме-толл» к.т.н. Лавренко А.М.

Рис. 2 – Уровни звука, создаваемые агрегатами наразличных расстояниях от их звукоизлучающих поверх-ностей: 1 – агрегат ГПА-Ц-16/76, расчёт (определениеУЗМ по ГОСТ 12.1.028);2 – агрегат ГПА-Ц-16/76, экспери-мент; 3 – агрегат ГПА-Ц-25/76, расчёт (определение УЗМпо ГОСТ 12.2.16.4); 4 – агрегат ГПА-Ц-25/76, эксперимент



30

40

50

60

70

80

90

20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

м

дБА

1

2 3

4

Анотація: Розглянуті шумові характеристики турбокомпресорних агрегатів з газотурбін-ним приводом авіаційного і суднового типу потужністю 6,3-25 МВт, створеного на ос-нові двигунів НК-12СТ; НК-16СТ; Д-336-1/2; ДТ71П та інших. Показаний вплив конструк-тивних особливостей систем шумоглушіння на екологічну безпеку по шуму агрегатів,що знаходяться в експлуатації.

Abstract: Noise characteristics of gas transfer turbocompressor packages GPA-C of 6,3 ч 25MW power driven by gas turbines of air craft and marine types on the basis of NK-12ST;NK-16ST; D-336-1/2; DT71P and others are presented. It is shown influence of noise silencesystems design upon noise ecological safety of turbocompressor packages operation.


# 46 #

Введение

Охлаждение циклового воздуха известно какодин из способов повышения эффективности газо-турбинных двигателей. Промежуточное охлажде-ние воздуха возможно применять как самостоятель-ный способ повышения эффективности, так и в ком-бинации с другими способами. Наиболее популяр-ной считается комбинация промежуточное охлаж-дение-регенерация. Такая схема была примененав ГТУ-20 , которая была установлена на судне типа«Парижская коммуна». Недостатком схем с реге-нерацией являются большие габариты регенерато-ра, что обуславливает ограниченное применениетакой схемы.

Современное газотурбостроение идёт по путиутилизации тепла. Схемы с утилизацией находятприменение даже на боевых кораблях. Широко из-вестна установка с теплоутилизирующим паротур-бинным контуром для судна типа «Капитан Смир-нов».

Целесообразно рассмотреть возможность при-менения промежуточного охлаждения цикловоговоздуха в газотурбинных двигателях в схемах сутилизацией.

1. Формулирование проблемы

Проведение относительного анализа эффектив-ности применения промежуточного охлаждения вгазотурбинных двигателях при различных схемахутилизации тепла.

Рассматривается газотурбинный двигатель, со-

УДК 629.124.74

Н.И. Радченко1, А.А. Сирота2, М.А. Тарасенко1

1Национальный университет кораблестроения им. адмирала Макарова,г.Николаев, Украина

2Николаевский государственный гуманитарный университетим. Петра Могилы,Украина

ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯЦИКЛОВОГО ВОЗДУХА СУДОВЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

Аннотация: Рассмотрена эффективность применения промежуточного охлаждения воз-духа в схемах с утилизацией тепла. Показана эффективность промежуточного охлаж-дения при применении абсорбционной холодильной машины как в простой схеме, так и всхеме с паротурбинным утилизирующим контуром.

c=ƒ%23!K, ……/L ä", ã=2еëü, C!%ìе›32%÷…%е %.ë=›äе…, е, C=!%23!K, ……/L 32, ë, ƒ, !3þ?, L *%…23!,=K“%!Kö, %……= .%ë%ä, ëü…= ì=ø, …=

стоящий из отдельно стоящего компрессора (ОСК)и однокаскадного газотурбинного двигателя, состо-ящего из компрессора и турбины (ГТД). Между ОСКи ГТД расположен охладитель воздуха, а на выхо-де из ГТД установлен утилизационный котёл. Теп-ло, полученное в промежуточном охладителе и ути-лизирующем котле, может использоваться дляполучения полезной работы.

1.1. Общие соотношения

Стандартная методика определения эффектив-ности газотурбинного цикла на номинальном режи-ме [1, 2, 3, 4] модифицирована, что делает целесо-образным её изложение в данной статье.

Считаются известными:– температура воздуха на входе вхt ;– температура воздуха на выходе из холодиль-

ника хt ;– степень повышения давления в отдельно

стоящем компрессоре осккπ ;– суммарная степень повышения давления

кπ ;– КПД процессов в компрессорах и турбинах

пкη , птη ;– степень восстановления полного давления

в холодильнике хν ;– степень восстановления полного давления

© Н.И. Радченко, А.А. Сирота, М.А. Тарасенко 2006 г.



в ГТД гтдν ;

– температура за камерой сгорания 03t ;

– теплоёмкости газа и воздуха РГC , РВC ипоказатели адиабат.

Расчёт выполняется в следующей последова-тельности:

1. Повышение температуры воздуха в ОСК:

( ) ( )1273tt пккxоскквхоск −π⋅+=Δ η ,

где к

1-кxк = .

2. Температура на входе в холодильник:

осквхх.вх ttt Δ+= .3. Температура на выходе из холодильника:

⎪⎩

⎪⎨⎧

>

≤=

хх.вхх

хх.вхх.вх2.вх

ttприt

ttприtt

.

4. Повышение температуры воздуха в компрес-соре ГТД:

( ) ( )1273tt пккxгтдк2.вхк −π⋅+=Δ η ,

где оскккгтдк / ππ=π

5. Температура на входе в камеру сгорания:

2.вхккс ttt +Δ= .

6. Изменение температуры в турбине ГТД:

( ) ( )пттxт03т 1273tt η⋅−π−⋅+=Δ ,

где хгтдкт ν⋅ν⋅π=π7. Количество теплоты, подведенное в камеру

сгорания:

кс

ксРВ3РГкс

tCtCqη

⋅−⋅= .

8. Количество теплоты, полезно использован-ной в ГТД:

( ) РВосккРГтгтдп CttCtq ⋅Δ+Δ−⋅Δ= .

9. Количество теплоты отходящих газов, под-лежащих утилизации:

( )110ttCq т03РГг −Δ−⋅= .

10.Количество теплоты, отведенное в промежу-точном охладителе:

( )хх.вхРВх ttCq −⋅= .11.Полезно использованное количество тепло-

ты отходящих газов:

( ) гцт03

хгп q

110tt5.0273273t1q ⋅η⋅⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+Δ−⋅+

+−= ,

где цη – отношение КПД реального утилизаци-онного цикла к КПД цикла Карно.

12.Полезно использованное количество тепло-ты, отведенное в промежуточном охладителе:

( ) хцхвх

ххп qη

tt5,0273273t

1q ⋅⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+⋅+

+−= .

13.КПД комплекса:

кс

хпгпгтдп

q

qqq ++=η .

Данная методика предназначена для сравненияразличных схем с утилизацией тепла. Её цель по-лучить отношение КПД рассматриваемой схемы кКПД схемы, принятой за базовую. Поэтому она непретендует на точное определение абсолютногозначения КПД.

2. Решение проблемы.Сравнительный анализ различных схем

Вначале рассматривается схема промежуточ-ного охлаждения с использованием теплоты отве-денной от воздуха в охладителе. За базовую схе-му был принят ГТД простого цикла без промежу-точного охлаждения. Теплоту, отведенную в про-межуточном охладителе, можно использовать дву-мя способами:

– организовать тепловой двигатель и получитьполезную работу;

– использовать абсорбционную холодильнуюмашину [5] и понизить температуру воздуха навыходе из холодильника.

При расчётах предполагалось, что 5,0ц =η , ахолодильная машина может отвести от охлаждае-мого воздуха 30% от количества теплоты хq , т.е.

3,0х =η . Таким образом, холодильная машина по-низит температуру на выходе из холодильника ниже

хt . И 2.вхt определится по формуле:

( )хх.вххх2.вх tttt −⋅η−= .

Сравнительные расчёты показывают, что эффек-тивность двух методов практически одинакова.


# 48 #

Однако организовать холодильный цикл суще-ственно легче. Поэтому для утилизации тепла мож-но рекомендовать использование холодильноймашины. Отношение КПД схемы с промежуточнымохлаждением к КПД базовой схемы 1,15-1,2, в за-висимости от температуры входного воздуха. Забазовую схему принят простой цикл с КПД равным30%.

Рассматривая схему с утилизацией тепла отхо-дящих газов, проанализируем эффективность при-менения промежуточного охлаждения как с исполь-зованием тепла, отведенного в промежуточномохладителе, так и тепла отходящих газов.

Учитывая, что низкопотенциального тепла в цик-лах с утилизацией сравнительно много, рассмат-ривается возможность использования этого теплав абсорбционной холодильной машине для пони-жения температуры воздуха за воздухоохладите-лем. С помощью абсорбционной холодильной ма-шины таким количеством тепла можно существен-но понизить температуру. Понижение температурыниже С0° нецелесообразно ввиду дополнительныхтехнических трудностей. Поэтому температуру навыходе из холодильника поддерживаем на уров-не С0ttх °>Δ− .

При таком подходе количество теплоты отходя-щих газов, используемое в утилизационном цик-ле, можно определить по формуле:

( ) хРВт03РГг /tC110ttCq ηΔ⋅−−Δ−⋅= .

Эта формула учитывает, что часть тепла уйдётв холодильную машину. Холодильная машина по-требляет низкопотенциальное тепло, поэтому повы-сится средняя температура подвода в утилизаци-онном цикле. Если без холодильной машины тем-пература подвода менялась от т03 tt Δ− до С110° ,то с холодильной машиной температура подвода

будет меняться от т03 Δtt − до

хРГ

РВк Δt/η

CC

110t ⋅+= . Полезно использованное

количество теплоты отходящих газов:

( ) гцк03

хгп qη

tΔtt0,5273273t

1q ⋅⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+−⋅+

+−= .

На графиках рис.1 показаны зависимости КПДустановки от степени повышения давления длябазового варианта (кривая 1) и для схем, содер-жащих отдельно стоящий компрессор со степеньюповышения давления 2. Кривая 2 – обычное про-межуточное охлаждение. Кривая 3 – промежуточ-ное охлаждение с утилизацией тепла промежуточ-ного охладителя. Кривая 5 – классический тепло-утилизирующий цикл. Кривая 6 – обычное проме-жуточное охлаждение для цикла с утилизацией. Кри-вая 7 – промежуточное охлаждение с использова-нием тепла промежуточного охладителя для циклас утилизацией.

Расчёты показали, что использование тепла от-ходящих газов для холодильной машины даёт от-рицательный эффект, т.е. уменьшает КПД.

Если ГТД снабжен водогрейным котлом, то егоиспользование для холодильной машины даст су-щественный эффект (кривая 4).


Проведенный анализ схем с промежуточнымохлаждением и утилизацией тепла позволил сде-лать следующие выводы:

1. При применении промежуточного охлажде-ния для утилизации тепла целесообразно исполь-зовать холодильную машину, понижающую тем-пературу воздуха за воздухоохладителем.

2. При наличии водогрейного котла для элект-ростанций, работающих на Севере, тепло, получа-

Рис. 1 – Параметры ГТД в зависимости от кπ для различных схем промежуточного охлаждения1, 2, 3, 4 – без утилизации тепла отходящих газов, 3, 4 – с использованием холодильной машины,5, 6, 7 – с паровым теплоутилизирующим контуром, 7 – с использованием холодильной машины.



емое для обогрева помещений, целесообразно влетнее время использовать для холодильной ма-шины с осуществлением охлаждения цикловоговоздуха на входе в ГТД. Хотя более эффективнопромежуточное охлаждение будет с использова-нием отдельно стоящего компрессора.

3. Для схем, содержащих теплоутилизирующийконтур отходящих газов, применение промежуточ-ного охлаждения целесообразно с использовани-ем холодильной машины, понижающей темпера-туру воздуха за воздухоохладителем, которая ис-пользует тепло, отведенное в промежуточном ох-ладителе.

4. Для схем, содержащих теплоутилизирующийконтур отходящих газов, привод отдельно стоящегокомпрессора целесообразно осуществить от паро-вой турбины. Такой привод позволит запустить га-зовую турбину от парового контура.


1. Сорока Я.Х. Теория и проектирование судовыхгазотурбинных двигателей: Учебное пособие. – Л.:Судостроение, 1982. – 112 с.2. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиацион-ных газотурбинных двигателей. Ч. I. – М.: «Маши-

ностроение», 1977. – 312 с.3. Романовський Г.Ф., Ващиленко М.В., Сербін С.І.Теоретичні основи проектування суднових газотур-бінних агрегатів: Навчальний посібник. – Миколаїв:УДМТУ, 2003. – 304 с.4. Ребров Б.В. Судовые газотурбинные установки.– Л.: Судпромгиз, 1961. – 536 с.5. Захаров Ю.В. Судовые установки кондициони-рования воздуха и холодильные машины. – Л.:Судостроение, 1972. – 568 с.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Ивановский В.Г.,Одесский национальный морской университет

Анотація: Розглянуто ефективність застосування проміжного охолодження повітря всхемах з утилізацією тепла. Показано ефективність проміжного охолодження при засто-суванні абсорбційної холодильної машини, як у простій схемі, так і в схемі з паротурбін-ним контуром, що утилізує.

# 50 #

äÓÌÒÚðÛÍˆËfl Ë ÔðÓ˜ÌÓÒÚ¸

Введение

В настоящее время наработка стационарныхГТУ, эксплуатирующихся на магистральных газо-проводах, в ряде случаев превышает 100000 ч(табл.1), в то время как назначенный ресурс лопа-ток, например, варьируется в пределах от 18 до 80тысяч часов.

Таблица 1Максимальная наработка лопаток ГТУ на КС

«Мострансгаз»

В работе рассмотрены как виды недопустимыхдля дальнейшей эксплуатации повреждений рабо-чих и направляющих лопаток ТВД, ТНД и ОК, изго-товленных из материалов, приведенных в табл.2,так и особенности изменения состояния поверхно-стного слоя лопаток и их структуры при эксплуата-ции, определяющих возможности продления ре-сурса. Изучение состояния различных лопаток про-ведено после различных сроков эксплуатации.

Таблица 2

УДК 621.793.6:669.245

Н.В.Дашунин1, А.И.Рыбников2, Л.Б.Гецов3, Н.В.Можайская2, И.И.Крюков2,С.А.Леонтьев4

1ООО «Мострансгаз», Россия, 2ОАО «НПО ЦКТИ», Россия, 3Санкт-Петербургский государственный политехнический университет,

4 Филиал ОАО «Силовые машины»- ЛМЗ в С.-Петербурге, Россия

ОПЫТ ДЛИТЕЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ СТАЦИОНАРНЫХГТУ НА МАГИСТРАЛЬНЫХ ГАЗОПРОВОДАХ

ЧАСТЬ I. АНАЛИЗ ХАРАКТЕРНЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙДЕТАЛЕЙ

Аннотация: Проведен анализ наиболее характерных повреждений деталей стационар-ных ГТУ, рассмотрено влияние на металл температуры, времени и повреждений придлительной эксплуатации.

Š3!K, ……/е ë%C=2*, , ä, “*, !%2%!%", C%"!е›äе…, , !еì%…2%C!, ã%ä…%“2ü, C!%äëе…, е !е“3!“=

Материалы исследованных лопаток ГТУ

Примечание. В скобках указаны марки материа-

лов в первоначальном варианте исполнения.

1. Повреждения лопаток

К числу наиболее распространенных поврежде-ний лопаток следует отнести следующие:

-образование трещин и перегревы направляю-щих лопаток ТВД ГТ-6-750 УТМЗ после наработки9800-38000 ч,

-образование трещин в направляющих лопат-ках ТВД ГТК-25ИР после наработки 15800-109000ч,

-образование трещин в рабочих и направляю-щих лопатках осевого компрессора ГТ-750-6 НЗЛпосле наработки 9100-71000 ч.

ГТУ Тгаза на входе, оС

N, МВт

КПД % τmax., ч.

ГТ-6-750 750 6 24,0 85157

ГТН-16М1 900 16 29,0 35067

ГТН-25-1 1090 25 31,0 67430

ГТ-750-6 750 6 27,0 122720

ГТК-10-4 780 10 29,0 20162

ГТК-25ИР 940 25 34,4 117602

Турбинные лопатки рабочие направляющие ГТУ

ТВД ТНД ТВД ТНД

Лопатки ОК

ГТ-6-750 УТМЗ

ЭИ893 ЭП428 ЭП428 ЭИ893Л

ЭИ893 ЭИ802 20Х13

ГТ-750-6 НЗЛ ЭИ893 ЭП428 ЭИ893

ЭИ726 ЭИ802 ЭИ961

ГТН-25-1 УТМЗ

ЦНК-7 ЗМИ-3У ЭИ929

ЭИ893 ЗМИ-3У ЭИ893Л ЭИ961

ГТК-25ИРGeneral Electric

ЗМИ-3У (IN738LC)

ЦНК-7(Udimet

500) FSX-414 FSX-414 AISI-403

ГТН-16 УТМЗ

ЗМИ-3У (ЖС6К) ЭИ929 ЗМИ-3У ЗМИ-3У ЭИ961

© Н.В.Дашунин, А.И.Рыбников, Л.Б.Гецов, Н.В.Можайская, И.И.Крюков, С.А.Леонтьев 2006 г.



1.1 Образование коррозионно-механичес-ких повреждений турбинных лопаток

Проведенные методами РСМА и фазового ана-лиза исследования поверхностного слоя лопатокразличных ГТУ после длительной эксплуатациипозволили установить в окисном слое наличие нетолько оксидов хрома, но и сульфидов никеля.Проблема попадания в проточную часть газовыхтурбин, работающих на природном газе, серосо-держащих соединений рассматривалась в конце70-х - начале 80-х годов прошлого столетия. Былоустановлено наличие корреляции между интенсив-ностью коррозионного повреждения лопаток и гео-графическим расположением КС в почвенно-кли-матической зоне. К главным причинам коррозиилопаток ГТУ, эксплуатирующихся на КС, были от-несены: механические примеси циклового возду-ха, жидкие и твердые фракции топливного газа (кон-денсата), попадание в проточную часть паров тур-бинного масла с высоким содержанием серы. Пер-вые две причины в последние годы были практи-чески исключены за счет применения совершен-ных методов очистки воздуха и газа.

Рассмотрим подробнее на примере установкиГТН-25-1 вопросы попадания в проточную частьтурбин масла, в котором, как известно, содержит-ся массовая доля серы до 0,5% (согласно ТУ38.101821-2001 для турбинного масле ТП-22С мар-ки 1). Фактически обычноS = 0,35-0,45%.

Возможными путями попадания паров масла втопливный газ установок ГТН-25-1 являлись:

1. Разрушение (или увеличение зазоров) пла-вающих колец уплотнительных подшипников;

2. Возможные отказы в работе фильтр-сепара-торов;

3. Длительная работа с превышением рабоче-го 0,5 – 0,7 кгс/см2 перепада давления масло-газ(более 1,0 кгс/см2) .

На нагнетателях Н-300-1,23, Н-6-56 (ЦБН), ра-ботающих от ГТН-25-1, ранее были установленыуплотнения «Келлера» лабиринтового типа. На этихуплотнениях происходит дросселирование газа до10 атм. Размеры и конструкция уплотнений обес-печивали протечки газа, соответствующие 40-50%от расхода топливного газа (Q = 20,4 м3/мин). Вуплотнительном подшипнике имеется гидравличес-кое уплотнение, давление масла в котором под-держивается регулятором на 0,3-0,5 атм выше дав-ления газа в уплотнении. Часть масла идет на смаз-ку подшипника, другая – на запирание газа. Пото-ком газа часть масла, идущая на запирание газа,уносится в коллектор газа (приблизительно от 0,35до 0,5 кг/мчас) и далее через газосепаратор (г/с)сетчатого типа попадает в топливный коллектор на

ГПА.Было выявлено, что эффективность очистки газа

одной ступенью газосепаратора при эксплуатациинедостаточна, так как масло в количестве 0,2-0,3кг/час из одного ЦБН попадает в камеры сгоранияГПА. В связи с этим была установлена вторая сту-пень очистки газа. Для этого выход с уплотнениягазосепаратора газа был врезан на вход газосепа-ратора БРТПГ, что в результате обеспечило вторуюступень очистки газа с уплотнения.

Таким образом для отделения возможного при-сутствия масла или паров масла в топливном газеиз уплотнений нагнетателя в настоящее времяустановлены два фильтр-сепаратора:

- в линии после отбора из нагнетателя,- в линии после смешения с топливным газом

из станционной системыАналогичное мероприятие было реализовано

применительно к установке ГТН-25 (НЗЛ).Выполненные мероприятия позволят исключить

попадание масла в камеры сгорания ГПА.

1.2 Влияние серосодержащих соединенийв проточных частях приводных ГТУ на рабо-то-способность лопаток

Как было установлено в результате специаль-ных испытаний на длительную прочность образцовв контакте с золой, содержащей Na2SO4, агрес-сивное коррозионное воздействие отложений мо-жет приводить к резкому уменьшению времени доразрушения. Так, например, длительная прочностьу1000 сплавов ЭИ826 и ЭП539 при 700 °С снижа-лась в 2-3 раза. Газовая фаза, насыщенная соля-ми NaCl + Na2SO4, приводит к снижению длитель-ной прочности у300 сплава ЭИ893 ВД при 750 °С на20-25% [1]. Механизм этого влияния среды на дли-тельную прочность в случае образования на по-верхности металла легкоплавких эвтектических со-единений Ni-Ni3S2 (Тпл.эвт=645 °С) позволяет при-числить его к явлению коррозионного растрески-вания.

Наличие в поверхностном слое лопаток различ-ных ГТУ после длительной эксплуатации не толькооксидов хрома, но и сульфидов никеля подтверж-дает высказанное предположение о механизмеобнаруженных повреждений лопаток. Другим до-казательством являлся вид микротрещин, обнару-женных на рабочей лопатке из сплава IN738 пос-ле 22759 ч эксплуатации, который заметно отли-чался от вида трещин длительной прочности навоздухе. Такой вид трещин характерен для трещинкоррозионного растрескивания.

С другой стороны, в случае агрессивного дей-ствия среды вид трещин термической усталости внаправляющих лопатках турбин можно было бытакже принять за трещины коррозионного растрес-кивания. Дискуссионность такого утверждения,однако, связана с чрезвычайно малыми статичес-

# 52 #


кими напряжениями в направляющих лопатках.Поэтому трещины можно классифицировать кактрещины коррозионной усталости. С другой сторо-ны, можно предположить, что коррозионное рас-трескивание кромок лопаток происходит на пуско-вых режимах под действием термических напря-жений растяжения в соответствующей части цик-ла. Радикальными средствами увеличения ресур-са лопаток, подверженных повреждениям указан-ного вида, являются:

а) использование сортов масла, не содержащихсеры,

б) полное исключение случаев попадания кон-денсата в проточную часть ГТУ,

в) уменьшение уровня термических напряже-ний за счет удлинения времени пуска и останова,

г) расширение применения покрытий и совер-шенствование их состава и технологии нанесения.

Как правило, после эксплуатации на лопаткахопределялась толщина оксидной пленки, которая,например, для рабочих лопаток ГТ-750-6 из сплаваЭИ893ВД без покрытий после 54100 ч эксплуата-ции в условиях КС «Острогожское» достигала 50мкм.

На поверхности лопаток из стали ЭП428 после64000 ч эксплуатации также была обнаружена ок-сидная пленка толщиной 50-70 мкм.

В ряде случаев методами рентгеноспектраль-ного микроанализа определялась и глубина обез-легированной зоны, определяющая степень еевлияния на сопротивление усталости лопаток. Про-ведение соответствующих расчетов позволяет при-нимать обоснованное решение о возможностидальнейшей эксплуатации лопаток.

1.3 Образование термоусталостных трещинв турбинных направляющих лопатках

Установлено, что обнаруживаемые в процесседлительной эксплуатации случаи растрескиваниякромок направляющих лопаток из сплава ЭИ893Лвызваны процессами коррозионной усталости вусловиях действия термических напряжений рас-тяжения в соответствующей части цикла на пуско-вых режимах [2]. Факторами, способствовавшимиобразованию трещин, являлись имевшие в этихслучаях место нарушения режимов термическойобработки при изготовлении лопаток и низкое каче-ство литья. В то же время на большинстве машиннаправляющие лопатки из сплава ЭИ893Л не име-ют трещин даже после эксплуатации в течение54000 ч.

На сегментах направляющих лопаток ГТК-25ИРиз сплава FSX–414 термоусталостные трещиныявляются дефектом, определяющим их ресурс.Радикальным средством устранения поврежденийэтого вида является изменение конструкции лопа-

ток при одновременном уменьшении уровня тер-мических напряжений за счет удлинения временипуска и останова ГТУ.

1.4 Трещины в покрытии

Для предупреждения коррозионного воздей-ствия продуктов сгорания конденсата на поверх-ность лопаток некоторых ГТУ было решено нано-сить на них покрытия. Таким образом, надежностьпредохранения лопаток от коррозионного растрес-кивания оказалась связанной с качеством покры-тия.

Как известно, влияние покрытий на усталостнуюпрочность лопаток зависит от асимметрии цикла,пластичности основного металла и покрытия, а так-же от состава и структуры покрытия [3]. Как былоустановлено проведенными лабораторными иссле-дованиями, покрытия системы СоNiCrAlY в рядеслучаев обладают пониженным по сравнению сосновным металлом сопротивлением термическойусталости [4]. Именно поэтому трещины в покры-тии после наработки 21000 ч, обнаруженные на ра-бочих лопатках 2-ой ступени ГТН-25-1, изготовлен-ных из сплава ЭИ929, не распространились в ос-новной металл. На основе выполненных оценокустановлено, что такие микротрещины не влияютна прочностной ресурс лопаток.

С другой стороны, как показал проведенныйанализ, в случаях, когда температура лопаток2-ой ступени ниже Тпл.эвт , условия, вызывающиеих коррозионное растрескивание, не имеют места.Поэтому, в случае отсутствия нештатных повыше-ний температуры, способных вызывать агрессив-ное действия среды на поверхность лопаток 2-ойступени, было признано возможным допускать та-кие лопатки в дальнейшую эксплуатацию без ог-раничения ресурса, если в этих условиях запасыстатической прочности лопаток обеспечены.

Для охлаждаемых направляющих лопатках 1-ой ступени ТВД ГТУ-25-1, изготовленных из спла-ва ЗМИ-3У с покрытием, использовался другойподход. Поскольку трещины термической устало-сти, обнаруженные после 23500 ч эксплуатации, вотдельных случаях распространились на всю тол-щину стенки лопатки, то такие лопатки к дальней-шей эксплуатации допущены быть не могут.

1.5. Усталостные разрушения лопаток

В процессе длительной эксплуатации на КС«Острогожское» на замковой части рабочих лопа-ток ТНД ГТ 750-6 из сплава ЭИ893 после эксплуа-тации в течение 1200 ч были обнаружены усталос-тные трещины по первой впадине замка лопатки.Исследования показали, что причиной этих повреж-дений являются нарушения при изготовлении илисборке ГТУ, приведшие к нештатным неравномер-ностям параметров газового потока. Усталостные



разрушения в условиях имевших место перегре-вов были обнаружены и на перовой части рабочихлопаток ГТК 10-4 после 4920 и 3745 ч. эксплуата-ции. При этом для установления перегрева исполь-зовались методы сравнения структуры перовой изамковой частей лопаток. Установлено, что в перо-вой части в зоне разрушения количество γ′-фазызаметно ниже, чем в замковой части. Это свиде-тельствует о том, что температура металла былавыше температуры отпуска при термической обра-ботке лопаток.

Усталостные трещины в рабочих и направляю-щих лопатках ОК и обрывы рабочих лопаток на-блюдаются при длительной эксплуатации различ-ных ГТУ, особенно ГТ-750-6, что связано с различ-ными причинами, в настоящей работе не рассмат-риваемыми.

Таким образом, основными повреждениями ло-паток стационарных ГТУ в условиях длительнойэксплуатации на магистральных газопроводах яв-ляются коррозионно-механические и усталостныеповреждения основного металла и покрытий.

1.6 Эрозия лопаток

Эрозия поверхности турбинных лопаток несколь-ко снижает КПД, однако не влияет на остаточныйресурс лопаток. Так, на направляющих лопатках2-ой ступени ГТ-750-6, изготовленных из сталиЭИ726, после 54061ч эксплуатации на КС «Остро-гожская» была обнаружена эрозия. После длитель-ной эксплуатации была обнаружена также эрозияотдельных участков кромок рабочих лопаток комп-рессоров ГТК-25И и ГТ-6-750. Вопрос о возможно-сти их дальнейшей эксплуатации связан с влияни-ем эрозии на собственные частоты лопаток.

1.7 Образование дефектной структуры

Проводящиеся металлографические исследо-вания структуры лопаток после длительной эксп-луатации позволяют получать информацию, необ-ходимую для прогнозирования ресурса лопаток.Так, на лопатках ГТК-25И из сплава IN738 последлительной эксплуатации была обнаружена иголь-чатая структура ТПУ-фазы (рис.1), которая, как из-вестно, вызывает заметное снижение длительнойпрочности.

Рис.1 – Микроструктура металла у выходной кромкилопаток 1-ой ступени ТВД ГТК-25И из сплава IN738 после

эксплуатации в течение 23000 ч. ×1000

Поэтому вопрос о продлении ресурса лопатокс такой игольчатой структурой требует учета этоговлияния в зависимости от ее количества. С другойстороны, отечественные сплавы ЗМИ-3У и ЦНК-7,из которых были изготовлены лопатки ГТК-25И длязамены лопаток из сплава IN738 после исчерпанияресурса, оказались более стабильными, о чем сви-детельствует их структура после длительной нара-ботки [5]. Причинами такого отличия является уве-личенное (с целью повышения сопротивления вы-сокотемпературной коррозии) содержание хрома всплаве IN738 (16%), в то время как в отечествен-ных сплавах ЗМИ-3У и ЦНК-7 содержание хромасоставляет 14%.

Таким образом, произведенная замена матери-ала лопаток и использование покрытий оказываетположительное влияние на ресурс рабочих лопа-ток ТВД, что подтверждается опытом длительнойэксплуатации.

1.8. Язвенная коррозия лопаток компрессо-ра

Язвенная коррозия направляющих лопаток 1-ой ступени осевого компрессора была обнаруже-на после 33000 ч эксплуатации ГТ-750-6 на КС «Ис-тье». Этот вид повреждений отрицательно сказы-вается на КПД компрессора и снижает усталост-ную прочность лопаток. Анализ состояния лопатокдругих ступеней ОК ГТУ показал практическое от-сутствие язв. Тем не менее, усталостные разруше-ния различных лопаток компрессора ГТ-750-6, какбыло указано выше, свидетельствуют о необходи-мости реализации различных мероприятий по по-вышению вибрационной надежности ОК этой ГТУ.

Наличие язв было также обнаружено на направ-ляющих лопатках компрессора ГТК-25ИР. Анализраспределений глубин язв не позволяет в настоя-щее время сделать вывод о влиянии язв на ре-

# 54 #


сурс направляющих лопаток. Проблема защитылопаток компрессоров от язвенной коррозии и ре-шение вопросов о продлении ресурса лопаток сязвами требуют постановки специальных исследо-ваний, в частности разработки и внедрения защит-ных покрытий.

1.9 Образование структуры, свидетельству-ющей о перегреве металла

На ряде лопаток различных ГТУ были обнару-жены изменения структуры, свидетельствующие оперегреве металла во время эксплуатации, связан-ные с превышением рабочей температуры. Былоустановлено, что причинами таких поврежденийявляется их нештатный перегрев. Так, был обнару-жен перегрев металла направляющих лопаток ГТН-6 из сплава ЭИ893Л после наработки 7656 ч.

При анализе состояния поверхности лопатокпосле эксплуатации были выявлены значительныеих коррозионные повреждения. Так, на кромкахрабочих лопаток 1-ой ступени ГТН-16, изготовлен-ных из сплава ЗМИ-3У, после 2700 ч эксплуатациина КС «Давыдовская» были обнаружены даже уча-стки оплавления вследствие нештатного перегре-ва лопаток.

Обнаруженные повреждения лопаток и измене-ния состояния их поверхности после длительнойэксплуатации свидетельствуют о необходимостипроведения дополнительных исследований зако-номерностей изменения структуры и свойств мате-риалов лопаток в процессе длительной эксплуата-ции.

2 Повреждения дисков турбин

Одним из видов специфических видов повреж-дения дисков являются трещины в дисках рото-ров турбин высокого (ТВД) и низкого давления (ТНД)из стали ЭП428 (20Х12ВНМФ) газотурбинных агре-гатов ГТК-10-4 из стали ЭП428 с наработкой 100тысяч часов и более [6].

За 2002 - 2005 годы на компрессорных станцияхООО «Тюментрансгаз» было обследовано 166 дис-ков ТВД и ТНД газоперекачивающих агрегатов ГТК-10-4, т.е. около 12% ГПА ГТК-10-4, находящихся вэксплуатации. При этом на 20% дисков (19 - ТВД,14 - ТНД) методом цветной дефектоскопии (ЦД)на внутренней поверхности елочного паза во впа-динах под первым зубом межпазового выступа ина поверхности трапецеидальной проточки под сто-порную пластинку были обнаружены трещины об-щим количеством 176 штук (рис.2). Зафиксирова-ны - несколько случаев выхода трещин на торце-вые поверхности дисков и один случай трещиныво впадине одновременно под первым и вторымзубом. Одной из причин образования трещин яв-ляется перегрев металла из-за недостаточно эф-фективной работы системы охлаждения.

Рис.2 – Схема расположения трещин в дисках.

На дисках ТНД трещины обнаруживались подпервым зубом только слева по ходу газа - в райо-не установки стопора, симметрично относительнопроточки (рис.2 а, б); на дисках ТВД - как слева врайоне установки стопора, так и справа по ходугаза. Выход трещин на торцевые поверхности надисках ТВД наблюдался как на входе, так и навыходе газа (рис.2 а, б, в, г).

При этом часто твердость на поверхности меж-пазовых выступов ниже требований ТУ на исход-ный металл, что свидетельствует о частичном ра-зупрочнении металла. Наиболее заметно измене-ние микроструктуры: появляются участки свобод-

ного феррита, мартенситная ориентация частичнонарушается, что способствует снижению эксплуа-тационных характеристик и срока службы [7].

3 Повреждения корпусных деталей

Основными видами повреждений корпусныхдеталей являются трещинообразование в районесварных швов, коробление, коррозия и эрозия внут-ренней вставки корпуса турбины (20Х23Н18) и вы-ходного диффузора (12МХ) ГТК-10-4 и ГТ-750-6,вызываемые нестационарными режимами работыГТУ. Так, иногда на корпусе турбины (12МХЛ) обна-руживаются участки сильного перегрева в резуль-тате выхода из строя внутренней вставки и «выду-ва» теплоизоляционного материала. Твердость вместе прорыва газов на внутренней поверхностикорпуса снижается, что сопровождается измене-нием микроструктуры в направлении увеличенияферритной составляющей.

Контроль прилегания фланцев горизонтальных

а б

в г



разъемов корпусов турбины и осевого компрессо-ра, как правило, приводит к механической обра-ботке разъемов и их подгонке.

Выводы

1. Проведен анализ наиболее часто встречаю-щихся повреждений деталей ГТУ и определеныпричины их вызывающие.

2. Основными повреждениями лопаток стацио-нарных ГТУ в условиях длительной эксплуатациина магистральных газопроводах являются корро-зионно-механические и усталостные поврежденияосновного металла и покрытий, а также нештатныеперегревы деталей.

3. Произведенная замена материала лопатокГТК-25И из сплава IN738 на ЗМИ-3У и использова-ние покрытий оказывает положительное влияние наресурс рабочих лопаток ТВД.

4. Проблема защиты лопаток компрессоров отязвенной коррозии и решение вопросов о продле-нии ресурса лопаток требуют разработки и внедре-ния защитных покрытий.


1. Никитин В.И. Коррозия и защита лопаток газо-вых турбин. - Л.: Машиностроение, 1987. - 272с.2. Гецов Л.Б. Материалы и прочность деталей га-зовых турбин. - М.: Недра, 1996. - 591 с.3. Гецов Л.Б., Рыбников А.И., Малашенко И.С. идр. Сопротивление усталости жаропрочных спла-вов с покрытиями // Проблемы прочности. - 1990.-№5.-С. 51 - 56.4. Рыбников А.И., Гецов Л.Б. Сопротивление тер-мической усталости защитных покрытий для лопа-ток газовых турбин // Теплоэнергетика. - 1994.- №9.-С. 30 - 39.5. Рыбников А.И., Крюков И.И., Можайская Н.В.,Дашунин Н.В. Ресурс лопаток ТВД ГТК-25И изсплава ЗМИ-3У // Теплоэнергетика.- 2003.- №2.- С.68 - 72.

6. Крюков И.И., Агузумцян В.Г., Калинин Н.А., Ста-нюкович Б.А., Платонов В.С., Рыбни-ков А.И., Ковалев А.Г., Кузьмин В.П., Шмелев Н.Г.,Леонтьев С.А. Контроль дисков роторов ТВД и ТНДгазовых турбин ГТК-10-4 методами неразрушающе-го контроля. - Материалы 13-й международной кон-ференции «Современные методы и средства не-разрушающего контроля и технической диагнос-тики. - Ялта.-2005.-С. 93 - 95.7. Рыбников А.И., Манилова Е.П., Ковалев А.Г.,Леонтьев С.А., Иванов С.А. Структура и свойстваметалла дисков ТВД турбиныГТК-10 после длительной эксплуатации // ТрудыЦКТИ.- 2002.- вып. 286.- С. 205 -212.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. С.В. Епифа-нов, Национальный аэрокосмический университетим.Н.Е.Жуковского «ХАИ», Харьков.

Анотація: Проведено аналіз найбільш характерних ушкоджень деталей стаціонарних ГТУ,розглянуто вплив на метал температури, часу й ушкоджень при тривалій експлуатації.

Abstract: The analysis of the most typical damages of details stationary GTE is carried out,influence on metal of temperature, time and damages is considered at long operation. Featuresof change of a condition of a superficial layer of blades and their structures are considered askinds of inadmissible damages for the further operation of blades and vaines, made of differentmaterials, and at the operation, determining opportunities of prolongation of a resource.

# 56 #


Введение

В Институте механики МГУ имениМ.В. Ломоносова реализуется большая экспери-ментальная программа по изучению деформаци-онных и прочностных характеристик титановогосплава ВТ6 при постоянной температуре, равной600 °С. В течение последних двух лет была прове-дена комплексная модернизация измерительногои контрольного оборудования. Заменены датчикивысокотемпературных деформаций, измерительноеустройство и регулятор, обеспечивающий посто-янство температуры на заданном уровне во времяпроведения испытаний. В настоящее время непре-рывный контроль процесса деформирования осу-ществляется с применением специальных про-граммных средств на персональном компьютере.В данной работе описана методика высокотемпе-ратурных испытаний, разработанная в лабораторииползучести и длительной прочности металлов. При-ведены результаты испытаний сплава ВТ6 на пол-зучесть вплоть до разрушения. Проведен анализполученных экспериментальных результатов.

1 Испытательный комплекс для проведениявысокотемпературных длительных испыта-ний металлов при совместном действии рас-тяжения и кручения

Испытания сплава ВТ6 на одноосное растяже-ние и совместное действие растяжения с кручени-ем проводятся на модернизированных установкахИМех-5, предназначенных для испытания трубча-тых образцов при совместном действии растяже-ния и кручения в условиях высоких температур [1].Нормальное и касательное напряжения задаются

© А.М. Локощенко, В.В. Назаров, С.В. Новотный, В.К. Ковальков 2006 г.

УДК 620

А.М. Локощенко, В.В. Назаров, С.В. Новотный, В.К. Ковальков

Институт механики Московского государственного университетаим. М.В. Ломоносова, Россия

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЗУЧЕСТИ И ДЛИТЕЛЬНОЙПРОЧНОСТИ ТИТАНОВОГО СПЛАВА ВТ6 ПРИ ТЕМПЕРАТУРЕ 600 0С

Аннотация: Для получения характеристик ползучести и длительной прочности сплаваВТ6, создан контрольно-измерительный комплекс на базе испытательной установки ИМех-5. Разработана соответствующая методика проведения экспериментов. Предложенотеоретическое описание полученных экспериментальных результатов.

dë, 2еëü…= C!%÷…%“2ü, ìе2%ä, *= C!%"еäе…, .*“Cе!, ìе…2%", C%"!е›äе……%“2ü, C%ëƒ3÷е“2ü, “Cë="bŠ6

независимо друг от друга и могут быть кусочно-постоянными функциями времени. Максимальнаярастягивающая нагрузка составляет 12,5 кН, мак-симальный крутящий момент – 125 Нм, максималь-ная возможная температура испытаний – 900 °С(мощность печи 4 кВт). Схема установки показанана рис. 1. Соединенная с ходовым винтом 1 верх-няя тяга 2 может сообщать образцу 3 возвратно-поступательное движение в вертикальном направ-лении. Шпонка редуктора не позволяет образцу стягами поворачиваться вокруг своей оси. К ниж-ней тяге 4 крепится диск 7 (диаметр диска 500 мм),вдоль окружности которого проложены тросы 8,переброшенные через блоки. К этим тросам под-вешиваются грузы 9, создающие крутящий момент.Угловое перемещение измеряется с помощью ча-стотного датчика положения 5 фирмы Sick DKS40,вал 10 которого связан ременной передачей с дис-ком 7.

Для предотвращения поворота головок образ-ца относительно тяг используются стопоры в видешпонок.

Все детали установки, находящиеся во времяиспытаний внутри печи 11, изготовлены из жаро-прочной стали. Растяжение осуществляется плат-формой с грузами, подвешенной к диску черезшарик, обеспечивающий самоцентрирование на-грузки. Растяжение без помощи рычага препят-ствует созданию больших напряжений, но позво-ляет независимо задавать растягивающую и кру-тящую нагрузки.

Во время эксперимента для регистрации дан-ных используется комплексное решение на базе

Рис. 1 – Схема испытательной установки ИМех-5

оборудования и компьютерных программ немец-



кой фирмы HBM, специализирующейся на разра-ботке и производстве высокоточных измеритель-ных технологий в механике. Деформации измеря-ются типовыми индуктивными датчиками переме-щений WA500-T той же фирмы, имеющими классточности 0,1 % и чувствительность 5 мкм. В каче-стве усилителя электрического сигнала с первич-ного преобразователя используется сертифициро-ванная Ростестом как средство измерений универ-сальная многоканальная тензометрическая стан-ция Spider8 фирмы HBM, сопряженная с персональ-ным компьютером, на котором установлено специ-альное обеспечение на основе программы Catman4.0. Специализированное программное обеспече-ние позволяет проводить мониторинг и контрольизмерений характеристик ползучести металлов.Класс точности измерений тензометрической стан-ции по нелинейности, смещению нуля и гистерези-су составляет 0,1%. Наличие температурного ка-нала позволяет контролировать температурное полев печи установки. В качестве контрольного изме-рителя температуры использовалась платинороди-

евая термопара типа КТПП ПП (S) в стальной жа-ропрочной защитной оболочке производства фир-мы “ПК Тесей”, которая успешно прошла поверкуэталонной платинородиевой термопарой на произ-водственном объединении “ПК Тесей”. Конструкциямодернизированной испытательной установки ИМех-5 позволяет обеспечить сохранность датчиков пере-мещений вплоть до разрушения образца. Выход назаданный температурный режим и поддержание впечи испытательной установки заданной температу-ры с точностью 0,1 °С осуществляется микропро-цессорным регулятором температуры Протерм-100.Печь содержит три нагревательных элемента 12.Нагрев в программном режиме происходит в соот-ветствии с заданной кусочно-линейной функцией,что обеспечивает плавный выход на рабочий тем-пературный режим. На информационном табло Про-терм-100 можно видеть текущие время и темпера-туру в области каждого нагревательного элемента,управление температурным полем осуществляет-ся по каждой спирали независимым контуром ре-гулирования с целью предотвращения локальногоперегрева по длине образца, а также перегрева из-мерительных устройств. Параметры контуров ре-гулирования определяются экспериментально, таккак они сильно зависят от конструкции захватов итеплоизоляционных материалов, используемых вконструкции печи.

Рис. 2,а – Форма сплошных образцов для испытаний наползучесть при одноосном растяжении

После закрепления образца в жаропрочных зах-ватах, к нему прикрепляются (по длине рабочей

части) три платино-платинородиевые термопары. Спомощью этих термопар температурным регулято-

ром Протерм-100 осуществляется трехзонное ре-Рис. 2,б – Форма трубчатых образцов для испытаний на ползучестьпри комбинации растяжения и кручения

# 58 #


гулирование температурного поля с плавным вы-ходом на заданный температурный режим и пос-ледующей выдержкой во времени для стабилиза-ции и выравнивания температурных градиентов.Состояние стабилизации контролируется тензомет-рической станцией по уровню изменения дефор-маций. По завершении процесса выравнивания тем-пературы в образце, выполняется “обнуление” по-казаний датчиков перемещений и образец нагру-жается. Программное обеспечение на базе Catman4.0 позволяет безопасно регистрировать данные назаданной частоте с мониторингом текущего состо-яния деформирования образцов и возможностьюматематической обработки данных и вычисленийв реальном режиме времени.

Испытания при одноосном растяжении прово-дятся на сплошных цилиндрических образцах ди-аметром 5 мм и рабочей длиной 25 мм (рис. 2,а), апри совместном растяжении с кручением – на труб-чатых образцах с толщиной стенки 1,5 мм (рис. 2,б).

Особое внимание следует обращать на конст-руктивное исполнение креплений и захватов. Повозможности необходимо уменьшать их теплоем-кость и габариты, так как большие размеры захва-тов сильно увеличивают время стабилизации ивыравнивания температурных градиентов, а такжевносят существенные погрешности в измеренияистинных деформаций образца. Следует также пре-дохранять первичные средства измерения от пе-регрева, изолируя их от возможного теплового из-лучения высокотемпературных печей. Особенноэто необходимо для долговременных высокотем-пературных испытаний. В данной методике такуюзащиту обеспечивают защитный термоэкран, а так-же исполнение контактных датчиков регистрациидеформаций, позволяющее вынести измерение уд-линений за рамки опасной зоны температурногополя.

Следует также уделять внимание вопросам по-тери устойчивости и разрушения образцов. Конст-рукция испытательного оборудования в этих усло-виях должна обеспечивать сохранность датчикови термопар. Следует отметить хорошие эксплуата-ционные характеристики термопар в гибком кабель-ном исполнении (диаметр 1,5 мм) и подпружинен-ных индуктивных датчиков измерения перемеще-ний серии WA фирмы HBM.

2 Результаты испытаний при одноосном ра-стяжении

Ниже приведены результаты испытаний сплаваВТ6 на ползучесть вплоть до разрушения притемпературе 600 °С. Используются следующиеобозначения: 0σ – номинальное напряжение, рав-ное отношению постоянной растягивающей силык площади недеформированного поперечного се-

чения, 0p& – скорость установившейся ползучес-

ти, ∗t – время разрушения.

Результаты испытаний на одноосноерастяжение

3 Теоретическое описание полученных ре-зультатов

Для описания высокотемпературного деформи-рования в рамках установившейся ползучести при-мем уравнение:

nAp 01

0 σ= −& . (1)

Величины А и п представляют собой матери-

альные константы при заданной постоянной тем-пературе.

Зависимость времени разрушения от напряже-ния представим в виде:

mBt −∗ σ= 0 . (2)

Постоянные В и т вычисляются из аппрокси-мации опытных данных длительной прочности за-висимостью (2) в логарифмических координатах

∗−σ tlglg 0 .Рис. 3 – Экспериментальная и теоретическая кривыескорости установившейся ползучести от величины

номинального напряжения.

Аналогичным образом можно найти константыА и п из минимума расхождения эксперименталь-

0σ МПа

0p& (час)-1

∗t час

0.556 0.37 0.462 0.43 0.350 0.56 0.395 0.51

217

0.424 0.30 0.147 1.49 0.186 0.94 0.165 1.56

167

0.278 0.79 0.099 3.35 0.046 4.54

117

0.023 6.28 0.022 13.15 0.028 14.02 0.006 37.37

67

0.009 34.53 0.0034 86.67

47 0.0038 79.53



ной зависимости скорости установившейся ползу-чести 0p& от номинального напряжения 0σ с зави-симостью (1) в логарифмических координатах

00 lglg p&−σ .

Расчеты показывают, что характеристикам уста-новившейся ползучести и длительной прочностисплава ВТ6 соответствуют следующие значенияматериальных констант:

7100.3 ⋅=A (МПапчас), п = 3,03,

7103.2 ⋅=B (МПатчас), т = 3,27.

Рис. 4 – Экспериментальная и теоретическая кривыедлительной прочности.

На рис. 3-4 приводятся зависимости скорос-ти установившейся ползучести 0p& и времени раз-

рушения ∗t от уровня номинального напряжения

0σ . Теоретические кривые обозначены сплошны-ми линиями, а соответствующие им эксперимен-тальные данные – штриховыми.


Установка ИМех-5 в сочетании с комплексомизмерительного оборудования и программного

обеспечения позволяет проводить длительные ис-пытания на ползучесть различных металлов и спла-вов при заданных температурах вплоть до разру-шения.

На установках ИМех-5 проведена эксперимен-тальная работа по выявлению скорости установив-шейся ползучести и длительной прочности сплаваВТ6 при постоянной температуре 600 °С. Получе-ны экспериментальные результаты для диапазонаноминального напряжения от 47 до 217 МПа. Про-ведено теоретическое описание полученных экс-периментальных данных.

Авторы выражают благодарность за участие вподготовке и проведении экспериментов сотруд-никам лаборатории ползучести и длительной проч-ности металлов Н.И. Гальчину,М.А. Минаеву и И.А. Манову.

Работа выполнена при финансовой поддержкеРоссийского фонда фундаментальных исследова-ний (проекты: № 05-01-00184 и № 05-08-50256-а) иИНТАС (проект № 03-51-6046).


1. Ковальков В.К., Назаров В.В., Новотный С.В.Методика проведения высокотемпературных испы-таний при сложном напряженном состоянии. //Заводская лаборатория. Т. 72. № 4. 2006. С. 42-44.


Рецензент: д-р тех. наук, проф. Мамонов А.М.,МАТИ-РГТУ им. К.Э. Циолковского, Москва.

# 60 #


Анотація: Для одержання характеристик повзучості й тривалої міцності сплаву ВТ6,створений контрольно-вимірювальний комплекс на базі дослідної установки ИМех-5. Роз-роблено відповідну методику проведення експериментів. Запропоновано теоретичнийопис отриманих експериментальних результатів.

Abstract: The control and measuring complex created on the basis of test set IMec-5 forcharacterization of creep the VT6 alloy. Experimental technique developed. Experimental data ofcreep was featured by kinetic equation for damage in material.



Введение.

1 Постановка задачи исследования

Структурные методы изучения металлов, преж-де всего методы микроскопического анализа оченьшироко применяют для исследования. Главноепреимущество их заключается в том, что междуструктурой металла и его свойствами в большин-стве случаев существует достаточно надёжнаякачественная зависимость. Это позволяет по дан-ным микроанализа (а часто и макроанализа) нетолько узнать, в каком направлении изменяютсямеханические, физические или химические свой-ства при тех или иных изменениях в структуре, нои объяснить причины этих различий в свойствах.Более того, по данным, получаемым этими мето-дами, возможно, указывать пути наиболее эффек-тивного улучшения структуры, а следовательно, исвойств и прогнозировать эксплуатационную на-дежность изделий.

Достаточно, например, указать, что получениев конструкционных сталях более мелкого зерна,наблюдаемое в микроскопе, позволяет значитель-но повысить сопротивление хрупкому разрушению.С другой стороны, образование в структуре частицхимических соединений (например, карбидов илиинтерметаллидов в стали) повышает в определен-ных пределах прочностные свойства. Вместе с темобразование большого числа и довольно крупныхчастиц новой фазы (в частности, тех же карбидов встали), также отчетливо наблюдаемых в микроско-пе, снижает вязкость и способствует развитию хруп-кого разрушения.

Физические и химические методы, позволяю-щие судить о превращениях, протекающих в техили иных металлических сплавах, существенно

дополняют данные структурного исследования. Онипозволяют определить изменение состояния метал-лов, которые не удается отметить структурнымиметодами (в частности, когда превращения, про-текающие в них, приводят к изменению электрон-ной структуры атомов металлов). Измерение элек-трического сопротивления позволит указать приро-ду образующихся новых фаз в металле, т.д.

Свойства металла, металлических сплавов оп-ределяют физические свойства (коэффициент теп-лового расширения, плотности, магнитной прони-цаемости и др.) и ряда химических свойств (стой-кости против коррозии в разных агрессивных сре-дах и т.д.).

Технологический метод определяет технологи-ческие свойства детали, изготавливаемой ковкой,штамповкой, обработкой резанием.

Таким образом, выше перечисленные методыиспользуются в комплексе, и дают информацию оструктуре, превращениях и свойствах.

Выявление дефектов, нарушающих сплошностьметалла, методами структурного анализа.

2 Изложение основного материала с обо-снованием полученных результатов.

Макроанализ излома металла позволяет уста-новить многие особенности строения, причин хруп-кого или вязкого разрушения.

По форме различают тип излома :- ровный, блестящий;- с выступами или чашечкой.Хрупкое разрушение – это разрушение, которое

произошло без видимой пластической деформации.При вязком разрушении пластическая деформациявидима.

УДК 539.4.016:621.831

А.И. Долматов, А.А. Колос

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского«ХАИ», Украина

СТРУКТУРНЫЙ АНАЛИЗ МАТЕРИАЛА ЗУБЧАТЫХКОЛЕС

Аннотация: Рассмотрены методы структурного анализа материала зубчатых колес.Предложена зависимость дефектов от качества обработки материала. Рассмотреныметоды контроля зубчатых колес.

q2!3*23!=, ì=*!%“*%C, ÷е“*, L =…=ë, ƒ, ì, *!%“*%C, ÷е“*, L =…=ë, ƒ, C%"е!.…%“2…/L “ë%L, äе-е*2,*%…2!%ëü

© А.И. Долматов, А.А. Колос 2006 г.

# 62 #


Анализ строения излома более полно характе-ризует поведение металла при разрушении. По это-му признаку различают излом:

- зернистый излом;- матовый или волокнистый;- смешанный;- по флокенам.Выявление дефектов, нарушающих сплошность

металла, методом макроанализа:- усадочная рыхлость, газовые пузыри, пусто-

ты и трещины, образовавшиеся в литом металле;- трещины, возникающие при обработке давле-

нием или термической обработке в катанном иликованом металле.

Для выявления этих дефектов в заготовках при-меняют – темплеты, изготовляемые в поперечныхсечениях.

Дефекты, нарушающие сплошность стали, оп-ределяют реактивами глубокого и поверхностноготравления. Реактивы глубокого травления исполь-зуют для макроанализа отливок и поковок.

Реактив для глубокого травления состоит из: HCl,HNO3, K2Cr2O7, воды. Реактив для глубокого трав-ления воздействует на поверхность стали. Агрес-сивное действие концентрированных кислот и ихсмесей неодинаково на отдельных участках метал-ла; оно больше на участках с более развитой иактивной поверхностью, т.е. с порами, раковина-ми, трещинами и концентраторами напряжений, атакже на участках, неоднородных по составу иструктуре вследствие ликвации. Поэтому послетравления макрошлиф стали, имеющий такие де-фекты, получает избирательно протравленную по-верхность, на которой видны трещины и порис-тость.

Кроме того отдельные участки металла в резуль-тате особенностей состава, влияния примесей ипревращений могут иметь значительные напряже-ния (в том числе особенно опасные растягиваю-щие напряжения). Микроанализ выявляет и этиучастки, которые обладают резко пониженными инеудовлетворительными механическими свойства-ми, в которых в процессе последующей обработкимогут возникнуть трещины.

Реактив для поверхностного травления выявля-ет сравнительно крупную пористость, и характерликвации и фигуры течения металла, но они немогут заменить реактивов глубокого травления дляопределения флокенов, трещин, рыхлости и пор,не выходящих непосредственно на поверхностьметалла.[3]

Способ обработки металла влияет на его струк-туру и свойства. Микроанализом определяют вли-яние пластической деформации на его структуру.

Микроструктура стали показывает распределе-ние неметаллических включений в стали. Эти вклю-

чения проявляются после травления шлифа. Вы-тянутыми оказываются не только неметаллическиевключения, но и участки перлита и феррита, т.к. напроцессе вторичной кристаллизации в твердом со-стоянии оказывали зародышевое действие вытя-нутые неметаллические включения. Макроанализне обнаруживает этого вида полосчатости, назы-ваемой вторичной. Ударная вязкость образцов ста-ли поперек волокна является более высокой, чемударная вязкость при испытании вдоль волокна.

Далее, микроанализ позволяет определить, под-вергался ли сплав холодной деформации. Можноотчетливо видеть изменение формы и размера зер-на, вызванное рекристаллизацией.

При помощи микроанализа можно установить, вравновесном или в неравновесном состоянии нахо-дится сплав, и во многих случаях определить, какойтермической обработке он подвергался. Сталь, на-гретая до более высокой температуры, из-за круп-ного зерна обладает меньшей пластичностью и проч-ностью. Рост зерна стали, происходящий при высо-ком нагреве, вызывает также увеличение размеровкристаллов мартенсита, образующихся в процессеохлаждения.

Микроструктура позволяет также судить о том,была ли достаточной скорость охлаждения при за-калке сплава.

В промышленности широко применяют процес-сы, изменяющие состав поверхностного слоя ста-ли путем насыщения его углеродом (цементация),азотом (азотирование) или металлами (диффузион-ная металлизация). В зависимости от глубины на-сыщенного слоя и концентрации соответствующихэлементов в этом слое изменяются свойства ста-ли. Микроанализ позволят определить глубину та-кого диффузионного слоя и примерно концентра-цию в нем насыщенного элемента.

Микроанализ широко применяют для установ-ления причин разрушения деталей при эксплуата-ции. В таких случаях также имеет значение пра-вильный выбор места, из которого вырезают обра-зец. Обычно образцы вырезают вблизи места раз-рушения и в отдалении от него, для того чтобыможно было определить наличие каких-либо от-клонений в строении металла. Кроме того, изуча-ется структура в продольном и поперечном направ-лениях. Определены следующие виды дефектовзубчатых колес:(табл. 1) [3]

При ремонте зубчатых колес осуществляют кон-троль:

1. Контроль формы и размеров детали;2. Магнитный контроль деталей;3. Контроль зацепления шестерен.Контроль формы и размеров детали – позволя-

ет выявить несоответствия чертежу и техническимтребованиям.



Магнитный контроль деталей – позволяет выя-вить в деталях трещины и др. пороки, нарушаю-щие целостность и однородность материала у по-верхности.

Контроль зацепления шестерен – позволяет оп-ределить качество зацепления (по характеру отпе-чатков краски на сопряженных поверхностях, повеличине зазоров, на легкость и плавность движе-ния, отсутствие несвойственного им шума). [2]

Контроль зубчатых передач.При производстве зубчатых колес осуществ-

ляют три вида контроля :1. Профилактический контроль;2. Текущий контроль;3. Приемочный контроль.Профилактический контроль – включает в себя

контроль средств производства:- станка – геометрический и кинематический;

Дефекты Причина дефекта Следствие дефекта

Разрушение Методы, режимы обработки де-тали (качество поверхностного слоя детали, физико-механические свойства, макро-, микрострукту-ра металла, остаточные напря-жения).

Структурно-фазовое изменение в ме-талле.

Усталостное (осповидное) изнашивание

То же Выкрашивание поверхностного слоя

Абразивное изнашивание То же Микросрезание поверхностного слоя

Фреттинг-коррозия То же Язвинки и продукты коррозии

Приработка Методы, режимы обработки де-тали (качество поверхностного слоя детали, сборки зацепления)

Изменение размеров, состояния по-верхностного слоя

Наклеп То же Изменение структуры, свойств метал-ла (микротвердость поверхностного слоя)

Заедание зубьев Методы, режимы обработки де-тали (термообработка (закалка), физико-химические свойства металла)

Адгезионный отрыв

Механические повреждения торцов

Методы, режимы обработки де-тали (качество поверхностного слоя детали, качество сборки зацепления)

Дефекты поверхностного слоя (ца-рапины, риски)

Коррозионное разрушение Методы, режимы обработки де-тали (качество поверхностного слоя детали, физико-химические свойства металла)

Физико-химические процессы в ме-талле (ржавление). Разрушение по-верхностного слоя.

Кавитационный износ То же Физико-химические процессы в ме-талле. Наклеп поверхностного слоя.

инструмента – нового и после заточки;- приспособления – вне станка и на станке;- заготовки – после её обработки, на станке –

перед выполнением технологических операцийобработки изделия, с целью обеспечения требуе-мой точности изготовления зубчатых колёс.

Этот вид контроля особенно эффективен припроизводстве зубчатых колес, поскольку имеетсятесная связь между точностью средств производ-ства и точностью готового изделия.

Цель текущего контроля в зуборезном произ-водстве – выявление погрешностей процесса из-готовления по результатам измерения зубчатыхколес или контроль окончания технологическихопераций или же наладки технологического процес-са и управления ходом обработки.

Цель приемочного контроля - оценка соответ-ствия точности изделия требованиям, определяе-

Таблица 1Виды дефектов зубчатых колес

# 64 #


мым его назначением, и выделение негодной про-дукции. Приемочный контроль содержит кинема-тический, геометрический, вибрационный, акусти-ческий.

Пример комплексов показателей точности длятрех видов контроля зубчатых колёс, используе-мых в скоростных и кинематических цепях:

- кинематическая точность,- плавность работы,- контакта зуба,- бокового зазора,- подбор пар по шуму.[1]Чистота и твердость поверхности характеризу-

ют ее качество. Определение чистоты и твёрдости(микротвердости) на образцах, обработка которыхпроизведена по технологии, применяемой для де-талей, служит эффективным средством контролятехнологии изготовления и ремонта.

Микротвердость измеряют на наружной повер-хности, в сечениях детали, в сечениях образцов.Определение микротвердости позволяет выяснитьстепень и глубину наклепа и др. изменений.

Контроль чистоты поверхности деталей необхо-дим, т.к. прочность и долговечность деталей сни-жаются с уменьшением чистоты поверхности.

4 Выводы исследований в данном направ-лении

Определенные виды дефектов зубчатых колесобусловлены способом обработки металла.

Методы и режимы изготовления, обработки, ре-монта влияют на свойства детали:

качество поверхностного слоя (шероховатость,твердость);

физико-механические свойства (пластичность,прочность, выносливость);

макро-, микроструктуру материала;остаточные напряжения в материале.Для увеличения ресурса работы зубчатых пе-

редач необходимо исследовать влияние остаточ-

ных напряжений обработанной резанием детали.


1. Лахтин Ю.М., Леонтьева В.П. Материаловеде-ние.– М.: Машиностроение, 1972. – 510 с.2. Пономарев А.Д., Конончук Н.И., АвчинниковБ.Е., Фролов В.П. Ремонт авиационных двигате-лей. – Изд. ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1955.– 240 с.3. Киреев В.А. Краткий курс физической химии. –М.: Химия, 1970. – 640 с.4. Геллер Ю.А. Рахштадт А.Г. Материаловедение.–М.: Металлургия, 1975. – С. 7 – 85.5. Справочник металлиста. Справочник. Т. 1 – 3.Под ред. А.Н. Малова. – М.: Машиностроение,1977.6. Производство зубчатых колес. Справочник. Подред. Б.А. Тайца. – М.: Машиностроение, 1975. –708 с.7. Охрименко Я.М. Технология кузнечно-штампо-вочного производства. – М.: Машиностроение,1975. – 559 с.


Рецензент: д-р техн. наук , проф.,Борисевич В.К. Национальный аэрокосмическийуниверситет им. Н.Е. Жуковского, «ХАИ», Харьков.

Анотація: Розглянуті методи структурного аналізу матеріалів зубчатих колес. Дослід-жена залежність дефектів від якості обробки матеріалів.

Abstract: The method of structure analysiss of a stuff of dentate sprockets are reviewed. Therelation of defects to quality to processing of a stuff is investigated.



Существующие методы и средства оценки вы-работки ресурса авиационных двигателей, такиекак объективный учет наработок или счетчики мо-торесурса [1], не в полной мере учитывают влия-ние всех эксплуатационных факторов на выработ-ку ресурса современных авиадвигателей. Наибо-лее достоверные методы оценки выработки ресур-са основаны на учете реальных режимов эксплуа-тационной комплексной многофакторной нагружен-ности, которая зависит от режимов работы двига-теля, внешних условий эксплуатации и характери-стик прочности материалов наиболее ответствен-ных деталей двигателя. Расчетная оценка выра-ботки ресурса показывает, что ее значение в каж-дом отдельном полете может отличаться на поря-док и больше в зависимости от условий эксплуа-тации, режимов работы двигателя на протяженииполета, его конструкционных особенностей и дру-гих факторов, которые можно учесть, используяформу установления ресурса по фактическому со-стоянию. Ресурс по состоянию позволяет наибо-лее полно использовать заложенные в конструк-цию двигателя запасы прочности элементов и бу-дет обеспечивать благодаря этому наибольшийэкономический эффект при сохранении высокойработоспособности.

В основе методики лежат методы расчета теп-лонапряженного состояния и выработки ресурсадеталей ГТД по параметрам, замеряемым в поле-те и записываемым на магнитные бортовые регис-траторы параметров типа МСРП-А. На основе по-летных параметров решается целый комплекс дру-гих важных задач оценки технического состоянияавиационных двигателей и управление процессомтехнической эксплуатации, поэтому их использо-вание для оценки выработки ресурса не вносит ка-ких-то больших дополнительных затрат для полу-чения этой информации. Максимально исключает-ся ручная обработка данных, которая вносит не-минуемые ошибки по причине человеческого фак-тора. В качестве основных критических элементоввыбраны 11 деталей проточной части ГТД: рабочая

© А.Г. Кучер, А.В. Тышкевич, П.А. Власенко 2006 г.

УДК 629.03:621.43.031.3(043.2)

А.Г. Кучер1, А.В. Тышкевич1, П.А. Власенко1

1Национальный авиационный университет, Украина

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ МОНИТОРИНГ ВЫРАБОТКИРЕСУРСА КРИТИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ ГТД

Аннотация: Описана методика и результаты исследований разработки системы мони-торинга выработки ресурса авиационных газотурбинных двигателей по параметрам,замеряемым в полете.

лопатка 1 ступени турбины высокого давления(ТВД), рабочая лопатка 2 ступени ТВД, рабочаялопатка вентилятора, диск вентилятора, диск 1 сту-пени компрессора высокого давления (КВД), диск11 ступени КВД, диск 13 ступени КВД, диск 2 сту-пени ТВД, вал вентилятора, вал турбины высокогодавления, дефлектор камеры сгорания.

Структурная схема алгоритма эксплуатационнойоценки выработки и мониторинга ресурса деталейдвигателя приведена на рис 1.Рис. 1 – Алгоритм контроля выработки ресурса деталей

ГТД

Исходными данными для расчета является стан-дартный файл с полетной информацией (объемомоколо 10 Mb за 12 часов полета), которая форми-руется при считывании информации с магнитнойленты с помощью устройства УВЗ-5М. Предвари-тельно формируются модели расчета теплонапря-женного состояния (ТНС) для каждого индивиду-

Полет 1 Полет 2 Полет 3 Полет nМСРП-А

Формирование полетного файла УВЗ-5М

Контрольресурса

Оценканаработок

Экспресс анализ

Замечания экипажа

Исключениесбоев

Множественная регрессия

Поиск отказов

Диагностика Оценка ТС

Расчет ТНС

Формирование моделей ТНС

ВизуализацияПросмотр

Расчетповрежденности

за полет

Повреждаемость, накопленная за

предыдущие полеты

Оценка коэффициентов запаса прочности

Оценка коэффициентов выработки ресурса

Анализ выработки ресурса

Оценка эквивалентной наработки

Прогноз числа полетных циклов до предельного

состояния

Анализ ТС ГТД

Термомеханические характеристики

материала деталей

Расчетнакопленной

повреждаемости

# 66 #


ального двигателя на основе расчета температури напряжений этих деталей с помощью специаль-ной процедуры регрессионного анализа. Примене-ние специальных моделей обусловлено тем, чтопрямой расчет ТНС деталей довольно трудоемкийи требует много времени даже для ПЭВМ высокойпроизводительности.

С другой стороны, график полета самолета со-держит продолжительные стационарные участки,на которых параметры, которые характеризуют ра-боту двигателя, практически не изменяются. Дляпереходных и продолжительных стационарных ре-жимов снятие точек осуществляется с изменяе-мым, регулированным, ограниченным сверху ша-гом, который позволяет более точно описать всеособенности работы двигателя в полете. Прибли-женные модели ТНС можно получить с необходи-мой заведомо заданной точностью, которая, одна-ко, не превышает точность прямого расчета ТНС,которая зависит от точности измерения исходныхпараметров и погрешности, внесенной принятымметодом расчета. Погрешность аппроксимации дляоптимальных моделей расчета ТНС сравнима спогрешностью прямого расчета. Модели расчетаТНС, кроме регрессионного уравнения, котороесвязывает параметры нагруженности (напряжениеи температуру) в выбранной точке детали с заме-ренными параметрами, содержат также условияработоспособности модели, которые определяютдиапазоны изменения исходных параметров нарасчетных режимах, что обеспечивает защиту мо-дели от разного рода сбоев. Модель защиты отсбоев имеет вид уравнений, которые связывают из-меренные параметры и основана на физической за-висимости между этими параметрами. Снятие каж-дой точки осуществляется с использованием ал-горитма медианной фильтрации для исключениягрубых выбросов.

По параметрам, замеряемым в полете (40 па-раметров и 320 сигналов на каждом двигателе) изаписанным в файле с определенным интервалом(2 сек. для Ил-96-300 и 1 с. дляТу-204) проводятся стандартные процедуры филь-трации исключения сбоев.

Далее с помощью моделей ТНС проводитсярасчет температур и напряжений деталей в наибо-лее нагруженных точках. В особых случаях, еслирежим не распознается, выполняется прямой рас-чет ТНС в этой точке полета.

По этим данным, с использованием характерис-тик длительной прочности, определяется статичес-кое повреждение на участках полета. Одновремен-но, путем анализа уровней действующих нагрузокметодом полных циклов или «потока дождя» форми-руются параметры циклов напряжений и темпера-тур, которые после окончания обработки полетногофайла используются для оценки повреждения от ма-лоцикловой усталости. В результате расчета опре-деляются числовые характеристики максимальныхдействующих напряжений и температур и суммар-ные статические и циклические повреждения за по-

лет, что позволяет установить на следующем этапеих вероятностные характеристики.

В основу методики определения выработаннойчасти ресурса деталей двигателя в эксплуатации(в отдельности в часах и циклах) положен принципвероятностного линейного суммирования однород-ных повреждений.

Алгоритм учета выработки ресурса деталей сво-дится к определению эквивалентной наработкидетали за полетный цикл в часах и циклах и ее на-копление от полета к полету. Наработка каждойконтролируемой детали сохраняется в памяти на-земного вычислительного комплекса с учетом воз-можных замен и перестановок деталей во времярегламентных или ремонтных работ.

Для прямого расчета ТНС деталей использует-ся термогазодинамическая модель двигателя, дан-ные заводских испытаний по измерению темпера-тур конструктивных элементов двигателя и мето-ды расчета напряжений в деталях. На рис. 2 пока-заны изменения исходных параметров двигателя,использующихся в расчетах, на участке взлета ипосадки, полученные при расшифровке КБН МСРП-А-02 самолетаИл-96-300. В табл. 1 приводятся условные обозна-чения выше обозначенных параметров.

а)б)

Рис. 2 – Графики изменения параметров в полете: а) взлет, б) посадка

При расчете ТНС лопатки 1-й ступени турбины(рис. 3, 4) сначала, по замеренным параметрамопределяется расход газа через 1 сопловой аппа-

рат и температура газа в 1 сопловом аппарате Tса,

температура лопатки в 11 сечениях по высоте tлі:



TдРГ

KPBГTca gnC

TCAgT*

* += ;

( ) 273−−−= ВОiГicaТОiГiСАлi TKTKKTt ;где CРВ и CРГ - среднемассовые теплоемкости

воздуха и газа, gТ – коэффициент излишка возду-ха, KТОi, KТi, KГi - коэффициенты распределениятемпературы газа и эффективности охлаждения,полученные при заводских испытаниях (табл. 2),ТВОi - температура охлаждающего воздуха.

Таблица 1

Таблица 2

Потом рассчитываются газовые нагрузки, че-рез окружные и осевую составляющие скоростигаза за сопловым аппаратом 1 ступени турбины,распределение температур по высоте лопатки с

учетом коэффициентов. Действующие на лопаткунапряжения рассчитаны по методу Кинасошвили.На эксплуатационных режимах полета рабочие

лопатки компрессоров и турбин подвергаются дей-

ствию напряжения растяжения pσ , изгиба иσ , а

также температурные напряжения тσ :

)()(

rFCC

r полпрp

+=σ ,

ξΜ

−ηΜ

=ση

η

ξ

ξ

JJи ,

( ) ( )

( )( ) ,,

,

,,

2

2

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

ηξΤα−Εη

ηξΤαΕηη

+

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

+Εξ

ηξΤαΕξξ

+Ε

ηξΤαΕ

Ε=σ

∫

∫

∫

∫

∫

∫

т

Fт

Fтт

Fт

Fтт

Fт

Fтт

тт

c

c

c

c

c

c

dF

dF

dF

dF

dF

dF

где ∫ρω=R

rштпр drrrFКС )(2

- центробежная

сила профильной части лопатки;Спол = rw2Vполrпол – центробежная сила полки;F – площадь сечения лопатки в зависимости от ра-

диуса; ξΜ , ηΜ - суммарные моменты в главныхосях; ξ, η - координаты точек сечения относитель-но главных центральных осей инерции; Fc – пло-щадь сечения; Eт, aт – модуль упругости и коэф-фициент линейного расширения материала лопат-ки, которые, как известно, зависят от температуры.Рис. 3 – График изменения температуры в контрольнойточке рабочей лопатки 1 ступени турбины в течение

полета

Суммарные напряжения sσ в характерной точ-ке профиля находятся по формуле:

тиps σ+σ+σ=σ .

Аналогично рассчитываются и параметры нагру-женности для других подконтрольных деталей.Рис. 4 – График изменения напряжений в контрольнойточке рабочей лопатки 1 ступени турбины в течение

Параметр (сигнал) Условное обозначе-

ние

Едини-цы

изме-рения

1. Частота вращения ротора КВД N_КВД % 2. Частота вращения ротора вен-тилятора N_ВЕНТ %

3. Полное давление воздуха на входе Pв_вх кгс/см2

4. Полное давление воздуха за вентилятором Р_ВЕН кгс/см2

5. Полное давление воздуха за КВД Р_КВД кгс/см2

6. Полная температура воздуха на входе в двигатель Тв_вх °С

7. Полная температура воздуха за КВД Т_КВД °С

8. Расход топлива Gт т/ч 9. Сигнализация работающего двигателя Вкл -

10. Сигнализация включения от-бора воздуха на охлаждение тур-бины ВД

Охл -

11. Сигнализация открытого по-ложения КПВ КПВ_К -

ri, мм KТОi KТi KГi 295 0,332 0,095 0,820 300,2 0,395 0,143 0,850 305,3 0,435 0,175 0,890 310,5 0,463 0,205 0,915 315,6 0,478 0,228 0,925 320,8 0,483 0,240 0,930 325,9 0,465 0,243 0,927 331,1 0,432 0,235 0,915 336,2 0,380 0,215 0,893 341,4 0,353 0,208 0,884 345,6 0,270 0,210 0,883

# 68 #


полета

Для выбора оптимального метода прямого рас-чета напряжений в диске был проведен анализметода конечных элементов, интегральные мето-ды Биргера, Кинасошвили, метод конечных разно-стей, метод переменных параметров упругости [2].Наибольшей достоверностью обладает метод ко-

нечных элементов. Однако он же является наибо-лее ресурсоемким, его применение в предложен-ной методике малоэффективно. Наилучший пока-затель по критерию точность/скорость расчета на-пряжений в диске показал метод Кинасошвили (рис.5), который используется и в настоящее время взаводских условиях.

На рис. 6 приводятся результаты расчета изме-нения параметров нагруженности (температура инапряжение) в течение полета в подконтрольныхдеталях двигателя.

Рассчитанные параметры нагруженности позво-ляют получить характеристики мониторинга ресур-са: эквивалентную наработку (наработка, приве-денная к определенному режиму, как правило квзлетному), коэффициент выработки ресурса и дру-гие показатели прочностной надежности. Все этипоказатели связаны с накопленной поврежденнос-тью. Наиболее наглядно выработка ресурса в те-чение полета может характеризоваться логарифмомскорости поврежденности, т. е. интенсивностью вы-работки ресурса на каждом участке полета(рис. 7). Величина выработки ресурса на различ-ных этапах полета варьируется в больших диапа-зонах, потому, если логарифмы меньше заданнойпредельной величины, то повреждения приравни-ваются к нулю, так как они не вносят значимогоизменения в повреждение за полет.

Рис. 5 – Суммарное эквивалентное напряжение приразных методах расчета напряжений в диске

Рис. 6 – Графики изменения температур и напряжений вконтрольных точках лопаток и дисков вентилятора,

компрессора и турбины

Рис. 7 – График изменения логарифма скорости повреж-даемости в контрольной точке рабочей лопатки 1-й

ступени турбины на протяжении полета

Результатом всех вышеизложенных расчетовявляется матрица накопленных поврежденностей заполет (рис. 8) для всех 11 подконтрольных деталей

при статическом и циклическом нагружении, а так-же суммарная накопленная повреждаемость в рас-чете на 1 полет для конкретного двигателя. В верх-ней части таблицы указывается полетная информа-

ция за последние 5 полетов: номер борта, номеррейса, дата выполнения рейса, время вылета, но-мер силовой установки, общий налет за рейс, а так-же наработка на номинальном и максимальном ре-жимах.

Рис. 8 – Параметры наработки и поврежденности ГТД

Выводы

Было установлено, что проведение эксплуата-ционного мониторинга выработки ресурса критичес-ких элементов ГТД позволит значительно повыситьэффективность эксплуатации, используя предло-женные алгоритмы контроля выработки ресурса посостоянию.




1. Расчет на прочность авиационных газотурбин-ных двигателей // И.А. Биргер, В.М. Даревский,И.В .Демьянушко и др. Под ред.И.А. Биргера, Н.И.Котерова – М.: Машинострое-ние, 1984.- 208 с.2. Кучер О.Г., Харитон В.В. Порівняння розрахун-

Д+____________________________ НАРАБОТКИ ЗА РЕЙС _____________________________+Д¦ Бортовой номер ВС ¦ F¦ Борт Рейс Дата Время СУ Общая,ч Мак,мин Ном,мин ¦ ¦ -------------------------------------------------------------------------- ¦ +¦ 96007 ¦ 322 ¦ 28/12/1995 ¦ 6.15 ¦ 2 ¦ 10.872778 ¦ 1:34 ¦ 51:36 ¦+ ¦¦ 96007 ¦ 322 ¦ 05/01/1996 ¦ 4.29 ¦ 2 ¦ 10.736667 ¦ 0:48 ¦ 123:58 ¦¦ ¦¦ 96007 ¦ 3553 ¦ 06/01/1996 ¦ 12.03 ¦ 2 ¦ 10.872222 ¦ 0:00 ¦ 46:42 ¦¦ ¦¦ 96007 ¦ 322 ¦ 19/01/1996 ¦ 5.05 ¦ 2 ¦ 11.310000 ¦ 0:00 ¦ 139:02 ¦¦ ¦¦ 96007 ¦ 324 ¦ 21/01/1996 ¦ 4.12 ¦ 2 ¦ 11.230556 ¦ 0:00 ¦ 88:50 ¦¦ ¦¦ -------------------------------------------------------------------------- ¦¦ ¦¦ Детали ¦ Стат.повр. ¦ Цикл.повр. ¦Ст.П.на1 полет¦Цк.П.на1 полет ¦¦ ¦¦ -------------+--------------+--------------+--------------+-------------- ¦¦ ¦¦ РЛ 1 ТВД ¦ 0.00001421984¦ 0.00001589826¦ 0.00000818091¦ 0.00001411551 ¦¦ ¦¦ РЛ 2 ТВД ¦ 0.00000338160¦ 0.00007089133¦ 0.00000288007¦ 0.00002435118 ¦¦ ¦¦ РЛ В ¦ 0.00000000000¦ 0.00000000000¦ 0.00000000000¦ 0.00000000000 ¦¦ ¦¦ Д 2 ТВД ¦ 0.00000000068¦ 0.00000600824¦ 0.00000000083¦ 0.00000460845 ¦¦ ¦¦ Д В ¦ 0.00000000000¦ 0.00000082699¦ 0.00000000000¦ 0.00000071871 ¦¦ ¦¦ Д 1 КВД ¦ 0.00000000000¦ 0.00000000107¦ 0.00000000000¦ 0.00000000100 ¦¦ ¦¦ Д 11КВД ¦ 0.00000000000¦ 0.00000008769¦ 0.00000000000¦ 0.00000008301 ¦¦ ¦¦ Д 13КВД ¦ 0.00000000000¦ 0.00000381938¦ 0.00000000000¦ 0.00000388601 ¦¦ ¦¦ В В ¦ 0.00000000000¦ 0.00000008392¦ 0.00000000000¦ 0.00000009464 ¦¦ ¦¦ В ТНД ¦ 0.00000005906¦ 0.00000047324¦ 0.00000003846¦ 0.00000053676 ¦¦ ¦¦ Д КС ¦ 0.00000000024¦ 0.00000178895¦ 0.00000000040¦ 0.00000216680 ¦¦ ¦+----------------------------------------------------------------------------+¦

кових методів для визначення напруженно-дефор-мованного стану диска турбіни авіаційного двигу-на// Вісник НАУ: Науковий журнал –К.: НАУ, 2005.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Панин В.В.Национальный авиационный университет, Киев

Анотація: Описана методика і результати досліджень розробки системи моніторингувиробітки ресурсу авіаційних газотурбінних двигунів по параметрам, заміряним під часпольоту.

Abstract: Method investigations results description of monitoring system developing of gas turbineengines service life exhaustion under parameters measured during flight

# 70 #


Рост стоимости жизненного цикла ГТД выдвига-ет проблему полного и безопасного использованияресурсных возможностей каждого отдельного эк-земпляра двигателя – недопущения снятия с экс-плуатации по ресурсным ограничениям исправныхдвигателей и недопущения отказов в пределахназначенных ресурсов. Важная роль в её реше-нии отводится индивидуальному непрерывномуконтролю – мониторингу выработки ресурсов (МВР)в реальных условиях применения двигателя, по-вышению точности учета многочисленных факто-ров, влияющих на надежность и долговечностьдвигателя.

Результатом МВР является оценка выработан-ного ресурса в часах и циклах, под которой пони-мают продолжительность и количество типовых илиобобщенных полетных циклов, эквивалентных поповрежденности контролируемых деталей.

Системы МВР создаются в виде модулей авто-матизированных систем диагностики двигателей ииспользуют сохраняемые в них результаты регист-рации параметров двигателя. Стремление повыситьточность МВР привело к организации в его рамкахмониторинга температурного состояния (ТС) и на-пряженного состояния (НС) контролируемых дета-лей. Алгоритм обработки информации в связи с этимстроится в виде мониторинговой системы, осуще-ствляющей в рамках МВР синхронный мониторингТС и НС деталей двигателя (рис.1).

Приводимые в технической литературе описа-ния систем МВР, как правило, не содержат коли-

УДК 629.7.03.036.3.001.42

А.В. Олейник, Н.А. Шимановская

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского«ХАИ», Украина

ОЦЕНКА ПОГРЕШНОСТЕЙ МОНИТОРИНГАВЫРАБОТКИ РЕСУРСА АВИАЦИОННОГО

ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Аннотация: Показано, что для мониторинга выработки ресурса с относительной по-грешностью 10 – 15% необходимо обеспечить погрешность мониторинга температу-ры деталей менее 3 °С и относительной погрешности напряжений 1%. Этому требова-нию удовлетворяют математические модели, использующие описание динамики тем-пературы и температурных напряжений интегралами Стилтьеса. Входящие в них пе-реходные характеристики находятся методами непараметрической идентификации помоделям высокого уровня. Приведены результаты верификации системы мониторингавыработки ресурса.

l%…, 2%!, …ã !е“3!“=, …еC=!=ìе2!, ÷е“*= , äе…2, -, *=ö,

чественных оценок погрешностей. Однако харак-тер принимаемых допущений и сведения из работ,в которых такие оценки приведены, свидетельству-ют о низкой точности математических моделей ТСи НС, используемых в алгоритмах мониторинга,особенно на неустановившихся режимах. Погреш-ности вызываются, прежде всего, неадекватнос-тью используемых моделей формы деталей, при-ближенностью описания динамики температурныхнапряжений, неучетом теплового и силового взаи-модействия деталей в составе узла конструкции идругими причинами.

В плане формирования требований к точностиМВР перспективно рассматривать его как косвен-ное измерение выработанного ресурса по в своюочередь косвенным измерениям ТС и НС деталейпо результатам контроля параметров двигателя [1].

Выработка циклического ресурса на максималь-ном режиме конкретного полета относительно та-кого же режима обобщенного полета зависит отусловий на входе в двигатель и на основании фор-мулы Мэнсона может быть оценена по формуле [1]:

33.833.8ВХ

bахmkk)T( −

σσ⋅=η , (1)

где )T()T(k

СТ

ВХахm max

maxσσ

=σ – коэффициент изме-

нения нагрузки;

© А.В. Олейник, Н.А. Шимановская 2006 г.



))Т(t())T(t(k

СТ

ВХb b

bσσ

=σ – коэффициент изменения

прочности;)T( ВХmaxσ и )T( СТmaxσ – напряжения на мак-

симальном режиме при температурах на входе вдвигатель на исследуемом режиме TВХ и в стан-дартных условиях TСТ;

))T(t( ВХbσ и ))Т(t( СТbσ – предел прочностипри температуре детали t, в условиях температу-ры Т и ТСТ на входе.

Относительную погрешность МВР δη вслед-ствие погрешности мониторинга ТС Δt и НС Δσmахоценим по формуле относительной погрешностикосвенного измерения величины, при ее зависи-мости от двух величин [2]:

22

махмах

tt

lnln⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ Δ

∂η∂

+⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σΔ

σ∂η∂

=δη . (2)

Использование для модели (1) и выполнениедифференцирования приводят к следующей зави-симости погрешности МВР от погрешностей ТС иНС:

222мах tD3.8 Δ+δσ=δη , (3)

МОНИТОРИНГ НС

МОНИТОРИНГ ТС

Модель накопления повреждений

Граничные условия теплообмена (параметры теплового нагружения) Параметры силового нагружения

Эквивалентное НС

Циклоанализатор

Температурные напряжения

НС от силового нагружения

Выработанный ресурс, часы, циклы

Контролируемые параметры и условия полета

Температурное состояние

Неконтролируемые параметры (модель проточной части)

Рис. 1 – Информационная структура мониторинга выработки ресурса

где t

1D b

b ∂σ∂

σ= ;

δσmах=Δσmах /σmах – относительная погреш-ность модели НС.

Принимая для жаропрочных сплавовD ≈ –0,004 1/ °C, получим, что для обеспеченияотносительной погрешности МВР δη ~ 10...15% до-пустимы значения погрешностей мониторинга ТСи НС:

Δt<3°C, δσmax<1%.Близкие значения рекомендованы в статье [3].В работах [4, 5] предложен метод МВР на осно-

ве непараметрической идентификации ТС и НС ос-новных деталей двигателя. Метод основан на воз-можности описания динамики температуры t и тем-пературных напряжений σ в точке детали интегра-лами Стилтьеса:

)(dT) ,(П)0(t)(t u0

ηητ+=τ ∫τ

, (4)

)(dT) ,(G)0()( u0

ηητ+σ=τσ ∫τ

, (5)

где Тu(η) – температура в проточной части дви-гателя, «управляющая» температурным и термо-напряженным состоянием детали;


# 72 #

) ,(П ητ – ступенчатая переходная характерис-тика температуры;

) ,(G ητ – ступенчатая переходная характерис-тика температурного напряжения.

При неизменных условиях конвективного теп-лообмена переходные характеристики в выраже-ниях (4) и (5) являются функциями только однойпеременной, интервала времени(τ−η) между моментами изменения управляющейтемпературы η и текущим моментом времени τ [6]:

)exp(AA) ,(Пi1i

i0 νη−τ−−=ητ ∑

∞

=

o(6)

)exp(CC) ,(Gi1i

i0 ϑη−τ−−=ητ ∑

∞

=

o(7)

где Аi, Сi, νi, ϑi – неизвестные, зависящие отусловий теплообмена параметры.

Одной из проблем применения формул (4), (5)в ГТД является необходимость нахождения пере-ходных характеристик П(τ, η) и G(τ, η) для всевоз-можных вариантов изменения теплоотдачи на пе-реходных режимах двигателя.

Решение этой проблемы, предложенное в[4, 5], использует подобие теплообменных процес-сов на различных режимах двигателя. Как харак-теристика режима, используется коэффициент егоподобия по теплоотдаче некоторому базовому ре-жиму:

б)z ,y ,x()z ,y ,x(k

αα

=α ,

где α(x,y.z) и α(x,y.z)б – локальные значениякоэффициентов теплоотдачи на исследуемом ибазовом режимах.

Для получения переходных характеристик приизменяющейся теплоотдаче используется ихасимптотическое подобие – независимость, по ис-течении некоторого промежутка времени, от началь-ного значения теплоотдачи.

Если в момент времени τs после начала пере-ходного процесса режим двигателя вновь изменя-ется от начального значения kα0 до значения kα,остающегося неизменным, то по истечении неко-торого промежутка времени изменение температу-ры детали протекает по кривой процесса с посто-янной теплоотдачей kα, смещенной по времени наΔs (рис.2). Для получения кривой переходного про-цесса при увеличении kα процесс при постояннойтеплоотдаче необходимо сдвинуть в сторону боль-шего времени, при уменьшении теплоотдачи – всторону меньшего времени.

Исследование большого числа переходных про-

цессов при различных значениях τs, kα0, kα пока-зывает, что с достаточной точностью смещениеописывается зависимостью типа:

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −ϕ=

τΔ

α

αα

kkks 0

s, (8)

общей как для переходных характеристик темпе-ратуры, так и для переходных характеристик тем-пературных напряжений.

Асимптотическое подобие позволяет выразитьпереходные характеристики при переменной теп-лоотдаче через переходные характеристики припостоянной теплоотдаче. При τ≥τs:

)kΔs,η(τП)kη,П(τ( αα −−= o

)exp(As

ss ν

τ−η−τ−+ (9)

+−−= )kΔs,η(τG)kη,,τ(G ααo

)exp(Cs

ss ϑ

τ−η−τ−+ (10)

Второе слагаемое в выражениях (9), (10) опи-сывает небольшой по продолжительности участокнерегулярного режима, возникающего после изме-нения теплоотдачи.

Непараметрическая идентификация заключа-ется в нахождении следующих характеристик:

– переходных характеристик температуры и тем-пературных напряжений при постоянной теплоот-даче: П°(τ−η, kα) и П°(τ−η, kα) – для некоторого ко-личества режимов.

– зависимости параметров переходных харак-теристик от коэффициента подобия режима по теп-лоотдаче: Ai=Ai(kα), Сi=Сi(kα), vι=vi(kα), ϑi=ϑi(kα).

– функции преобразования переходных харак-теристик при постоянной теплоотдаче в характери-стики с изменяющейся теплоотдачей (8).

Указанные характеристики могут быть найденыпо результатам расчетов соответствующих пере-ходных процессов по высокоуровневым моделямтеплового и напряженного состояния узлов двига-теля.

Рис. 2 – Переходные характеристики при значенияхкоэффициента подобия по теплоотдаче:

1 – kαs; 2 – kα; 3 – kαs

при τ< τs, kα при τ≥τs4 – смещенная на Δs характеристика 2

Верификация алгоритмов МВР включает про-ведение оценки погрешностей МВР, как методакосвенного измерения ресурсных показателей попрямым измерениям параметров двигателя.



Модульная структура алгоритма МВР позволя-ет определять погрешности отдельных модулейсравнением их выходных переменных с выходны-ми переменными соответствующей модели высо-кого уровня при одинаковых входных переменных.Суммарная погрешность МВР находится компози-цией погрешностей отдельных модулей, с учетомпреобразования в ходе обработки информации.

Как показали проведенные исследования, по-грешности современных измерительных преобра-зователей (датчиков) не являются определяющи-ми для погрешностей МВР. В принципе не являют-ся источниками погрешностей и алгоритмы, реали-зующие модели накопления повреждений и раз-рушения, идентичные, как правило, соответствую-щим моделям высокого уровня. Основную частьпогрешности генерируют модули, осуществляю-щие мониторинг ТС и температурных напряжений,вследствие методических погрешностей моделейТС и НС.

По предложенной методике была проведенаверификация программного комплекса МВР дви-гателя Д-436Т1 «Ивченко–Прогресс». Комплексконтролирует выработку ресурсов следующих де-талей холодной и горячей частей двигателя: лопат-ки вентилятора, дисков 2-ой ступени КНД, 1-ой и 6-ой ступеней КВД, дисков ТВД, ТНД и 1-ой ступенитурбины вентилятора, заднего вала КВД и корпусакамеры сгорания.

Оценка погрешностей проводилась в ходе об-работки информации специальных тестов, имити-рующих изменение параметров двигателя при егоработе по предложенной циклограмме.

Тест «Установившиеся режимы» заключалсяв проведении расчетов ТС и НС на установивших-ся режимах при различных внешних условиях.

Тест «Типовой взлет» выявлял погрешностина неустановившихся режимах, характерных дляначальной части полетного цикла:

«Запуск» – «Малый газ» (4 мин) – 0,4(5 мин) – 0,7 (2 мин) – «Взлетный» (2 мин) – 0,4(длительно).

Тест «Экстремальный цикл» включал расчетТС и НС в цикле с максимальным изменением тем-пературы газа и теплоотдачи:

«Запуск» – «Малый газ» (60 с) – «Взлетный»(60с) – «Малый газ».

В результате идентификации переходные харак-теристики температуры были представлены 3-мячленами экспоненциального ряда (6), переходныехарактеристики тензора температурного напряже-ния – 6-ю членами ряда (7). Зависимости Ai=Ai(kα),Сi=Сi(kα), νi=νi(kα), ϑi=ϑi(kα) были описаны полино-мами и дробно рациональными функциями, с 3-мя– 5-ю параметрами.

Функция преобразования переходных характе-ристик (8) у большинства деталей была определе-на как полином 2-го порядка.

Характеристики нерегулярной части переходныхпроцессов ν i и ϑi у каждой деталей считалисьравными и независящими от kα.

На установившихся режимах погрешности тем-пературы не превысили 0,5 °С, напряжений – 1МПа(<<1%).

На рис. 3 представлена динамика погрешнос-тей температуры (а) и температурных напряжений(б) в тесте «Экстремальный взлет» для критичес-кой точки диска ТВД. Максимальная погрешностьтемпературы не превысила 1,5 °С. Средняя квад-ратичная погрешность по напряжениям составля-ет ~2МПа, максимальная – ~5МПа, что соответ-ствует 2% максимального значения температурно-го напряжения и менее 0,5% напряжения при дей-ствии всех факторов нагружения.

Несколько меньшие значения погрешностейполучены в тесте «Нормальный взлет».

Полученные результаты позволили принять сле-дующие оценки погрешностей пиковых значенийтемператур и напряжений, определяющих выработ-ку циклического ресурса: 1°С, 5МПа (0,5...1%). Поформуле (1) это дает оценку относительной по-грешности МВР 5...8 %.


1. Олейник А.В. Сравнительная оценка погреш-ностей методов мониторинга выработки ресурсовавиационных газотурбинных двигателей // Авиа-ционно-космическая техника и технология: Науч.-техн. журн. – 2005.– № 8 (24).– С. 40-44.2. Преображенский В.П. Теплотехнические изме-рения и приборы.– М.; «Энергия», 1978.– 704 с.3. Гриценко Е.А. Обеспечение ресурсов авиа-двигателей наземного применения //Теплоэнерге-тика.– 1999. - №1.– С. 22-26.4. Олейник А.В. Структурно-параметрическаяидентификация мониторинговой модели динамикитемпературы детали газотурбинного двигателя //

1

τ 0

П(τ)

τs Δ s

2 1

3 4


# 74 #

Вестник двигателестроения: Науч.-техн. журн.–2005.– №2 – С. 144-149.5. Олейник А.В., Шимановская Н.А. Структурно-параметрическая идентификация мониторинговоймодели динамики температурных напряжений вкритической точке узла газотурбинного двигателя // Авиационно-космическая техника и технология:Науч.-техн. журн.– 2005.– № 9(25).– С. 32-35.6. Лыков А.В. Теория теплопроводности. – М.:Высшая школа, 1967. – 600 c.

Поступила в редакцию 07.2006 г.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. Симбирс-кий Д.Ф. Национальный аэрокосмический универ-

-200

-150-100

-50

0

50100

150

200

0 200 400 600 8003

δ=1МПа

5

2

0.5

2

τ,с

σzz ,МПа

0

100

200

300

400

500

1.5

δ=1єC

0.8

0.2

0.1 0.8

t, єC а б

Рис. 3 – Погрешность мониторинга температуры (а) и окружной компоненты σzz температурных напряжений (б) в дискеТВД. Тест «Экстремальный цикл»

ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

Анотація: Показано, що для моніторингу виробітку ресурсу з відносною похибкою 10...15%необхідно забезпечити погрішність моніторингу температури деталей менш3 °С і відносної похибки напруг 1%. Цій вимозі задовольняють математичні моделі, щовикористовують опис динаміки температури і температурних напруг інтеграламиСтілтеса. Перехідні характеристики, що входять до підінтегральних виразів, знаходятьсяметодами непараметричної ідентифікації по моделях високого рівня. Приведено резуль-тати верифікації системи моніторингу за допомогою тестів.

Abstract: It is shown that for lifetime depletion monitoring with ratio error 10...15% it is necessaryprovide error of part temperature monitoring less than 3 °С and ratio error of stress 1%. Thisrequirement is kept up by the mathematical models that use Stilties integral for describingtemperature and stress dynamics. Transient characteristics for these models are found bynonparametric identification methods for high-level models. The results of lifetime depletionmonitoring system verification are presented.



Формирование рационального поля дефор-маций и напряжений в детали всегда составля-ло важнейшую задачу конструктора. Использо-вание в процессе проектирования средств вы-числительной техники, внедрение численныхметодов и применение расчетных моделей вы-сокого уровня при проведении тепловых, газо-динамических и прочностных расчетов, накоп-ленный богатый опыт доводки и эксплуатацииавиадвигателей, создание расчетно-эксперимен-тального банка по материалам позволили ввес-ти в практику установления ресурсов авиацион-ных газотурбинных двигателей расчетно-экспе-риментальный метод установления ресурсом [1].

Математическое моделирование раскрывает дляконструктора большие возможности анализа про-цессов и состояний, но при этом в математичес-кой модели пока невозможно учесть многие конст-рукторские, технологические и металлургическиефакторы.

Использование расчетно-экспериментальныхметодов лежит в основе современных систем раз-работки ГТД. Современные численные методы со-вместно с экспериментами позволяют с минималь-ными материальными затратами устанавливать ипрогнозировать ресурс деталей и узлов авиацион-ного двигателя.

На примере разработки конструкции рабочегоколеса первой ступени компрессора ГТД рассмот-рим некоторые пути увеличения его ресурса.

Консольные диски первых ступеней компрес-сора находятся в условиях возможных совмест-ных колебаний групп лопаток с ободной частьюдиска. Формы совместных колебаний групп лопа-ток с ободной частью диска и собственных коле-баний лопаток могут существенно влиять на дина-мические напряжения в межпазовых выступах исовместно с высокими статическими напряжения-

УДК 629.7.036:539.4

А.Н. Михайленко, Т.И. Прибора

ГП «Ивченко-Прогресс», г. Запорожье, Украина

УВЕЛИЧЕНИЕ РЕСУРСА ТИТАНОВЫХ ДИСКОВКОМПРЕССОРОВ

Аннотация: Рассмотрены особенности рабочих колес первых ступеней компрессора.Рассмотрены характерные черты титановых сплавов, их преимущества перед сталя-ми. Приведены методы увеличения ресурса, включая конструктивные, технологичес-кие, эксплуатационные.

j%…“%ëü…/е 2, 2=…%"/е ä, “*, , !е“3!“, %öе…*= …=C! ›е……%-äе- %!ì, !%"=……%ã% “%“2% …, ,

ìе›C=ƒ%"/L "/“23C, 3“2=ë%“2…= 2!е?, …=

ми оказывать значительное влияние на ресурс дис-ков в целом.

Рабочие колеса первых ступеней компрессораимеют лопатки больших размеров и по высоте и похорде, что обуславливает значительное нагруже-ние межпазовых выступов. Наличие косых пазов(расположение лопаток в диске путем введенияуглов установки лопаток) сопровождается повыше-нием местной напряженности в зоне острого угла.Именно в этой зоне чаще всего наблюдается об-разование усталостных трещин [2]. Кроме того,велика вероятность попадания в проточную частькомпрессора птиц, льда, града, снега, дождя, по-сторонних предметов.

Температура воздушного потока на входе ме-няется в значительном диапазоне в зависимостиот географических зон эксплуатации. Все вышеперечисленные факторы являются базой для фор-мирования технического задания на проектирова-ние рабочих колес.

Выбор титановых сплавов не случаен для дис-ков компрессора, а первых ступеней – особенно.Основное преимущество титана - его высокаяудельная прочность, масса титановых лопаток по-чти в два раза меньше, чем стальных, вследствиечего появляется возможность уменьшить нагруже-ние основания межпазового выступа диска в полецентробежных сил, по сравнению со стальнымилопатками.

Однако, существующая особенность поведе-ния титановых сплавов при выдержке материа-ла под нагрузкой (приводящая к его охрупчива-нию, за счет диффузии Н2) должна учитыватьсяи на стадии расчетов при создании ГТД [3].

Материал дисков должен иметь однороднуюструктуру. С целью получения качественной одно-родной структуры с отсутствием вредных приме-

© А.Н. Михайленко, Т.И. Прибора 2006 г.


# 76 #

сей рекомендуется тройной переплав. Данная тех-нология обеспечивает получение титанового спла-ва с прогнозируемыми свойствами.

Параметрами внешнего воздействия на титано-вые диски являются частота нагружения, асиммет-рия цикла, сочетание малоцикловой усталости(МЦУ) и малых амплитуд нагрузок, в том числевыдержка материала под нагрузкой. Поверхност-ному растрескиванию способствуют легкие веще-ства – О2, Н2 , N2 , что связано с образованиемхрупких, газонасыщенных фаз.

Анализ эксплуатационных повреждений, рас-трескиваний, позволяет получить интегральнуюоценку реакции титанового сплава на условия на-гружения при конкретном структурном состояниисамого материала и не всегда позволяет однозначноразделить роль условий нагружения и роль чув-ствительности самого материала к условиям эксп-луатационного нагружения. Сочетание нагрузок снизкими амплитудами, выдержек материала поднагрузкой, воздействия окружающей среды – всеэто, в совокупности, существенно сокращает пе-риод зарождения усталостной трещины и снижаетобщую долговечность титановых дисков. Остаточ-ные напряжения (в результате местного упрочне-ния поверхности) позволяют увеличить долговеч-ность и снизить чувствительность материала квнешним воздействиям [3].

Рассматриваемый в данной работе диск пер-вой ступени КНД изготовлен из титанового сплаваВТ3-1, работает в составе ротора в условиях об-ратного температурного перепада. То есть, темпе-ратура обода ниже температуры ступицы, что яв-ляется причиной увеличения окружных напряже-ний в ободной части диска. Следует заметить, чтопо ширине обода тоже имеется температурный пе-репад, что усугубляет напряженное состояние вободной части. Исходному профилю диска былназначен ресурс 3045 циклов, 4922 часа.

В период доводки двигателя имелись случаиразрушения диска. Разрушения носили общийхарактер, а именно: отделение сегмента с двумя,тремя или четырьмя межпазовыми выступами,рис.1.

Очаги разрушения во всех случаях находилисьв зоне радиусного перехода дна паза к боковойповерхности межпазового выступа со стороны ос-трого угла и выхода. Исследования указали наусталостный характер разрушения.

Рис.1 – Разрушение диска первой ступени КНД

На стадии проектирования оценка напряженнос-ти дисков оценивалась интегральным методом пономинальным напряжениям в ободе и ступице. Вданный момент, оценка напряженно-деформирован-

ного состояния (НДС) рабочего колеса выполнена

методом конечных элементов на трехмерной моде-ли высокого уровня. Задача определения НДС ре-шалась в нелинейной контактной постановке с уче-том трения. Расчеты показали, что критической зо-ной (местом локализации максимальных напряже-ний, определяющих ресурс детали) данного дискаявляется именно зона радиусного перехода дна пазак боковой поверхности межпазового выступа со сто-роны острого угла и выхода, рис. 2.

Рис. 2 – Эквивалентные напряжения в диске исходного профиля

Таким образом, результаты расчетов подтверж-дают природу разрушения диска в реальной эксп-луатации, подсказывают пути решения проблемы.

В качестве мероприятия по снижению вероят-ности разрушения предложено перепротягиваниезамковых пазов с увеличением радиуса сопряже-

ния донышка паза с боковой поверхностью меж-пазового выступа. Радиус был увеличен с 1,2 до 2мм.



Создана расчетная модель предложенного ва-рианта рабочего колеса. Конечно - элементная сеткаимеет тот же уровень густоты, что и в модели ис-ходного рабочего колеса, одинаковые тепловые игазодинамические нагрузки. Выполнен расчет МКЭв аналогичной постановке. На рис. 3 представленораспределение эквивалентных напряжений исход-ного диска с радиусом сопряжения поверхностиоснования паза и боковой поверхности 2 мм.

Рис.3 – Эквивалентные напряжения в диске исходногопрофиля после перепротягивания

Для обеспечения надежной работы ротора спро-ектирован усиленный диск первой ступени КНД.Кроме увеличения радиуса перехода от дна пазак боковой поверхности с 1,2 до 2 мм, усилен ободдиска и, соответственно, усилена ступица диска.Результаты расчета усиленного диска приведенына рис. 4.

Уменьшение напряжений в критической зоне

привело к увеличению ресурса диска в 2,4раза.На стендовых специальных испытаниях усилен-

ный диск без разрушения наработал более 24000циклов.

Задача обеспечения надежной работы ротораможет быть решена и иным путем. Известно, чтодиск с замковым соединением типа “елочка” име-ет преимущества перед замком типа “ласточкинхвост”. Основное преимущество заключается вусилении межпазового выступа, именно в основа-нии, где происходит концентрация напряжения.Рис.4 – Эквивалентные напряжения в усиленном диске

На рис. 5 представлены эквивалентные напря-жения в диске с замком “двузубая елочка”, полу-ченные на модели, построенной аналогично пре-дыдущим моделям. Величина максимальных эк-вивалентных напряжений в основании межпазово-го выступа незначительно ниже, чем в усиленномдиске с замком “ласточкин хвост”.Рис.5 – Эквивалентные напряжения в диске с «двузубой

елочой»

Нагрузка от центробежной силы лопатки распре-деляется равномерно по четырем площадкам смя-

тия и имеет более низкий уровень, чем при рас-пределении на две площадки смятия в случае ”ла-сточкиного хвоста“. Но при недостаточной точнос-ти изготовления ”елочного“ замка может оказать-ся, что усилие будет передаваться не всеми зубь-ями замка, а лишь некоторыми из них, в результа-те чего может произойти их поломка. Так как тем-пература обода диска и ножки лопатки компрессо-ра невелика, то ожидать перераспределения на-

грузки между зубьями благодаря пластичности ма-териала не приходится.

В таблицу 1 сведены результаты расчета четы-рех вариантов диска первой ступени КНД. Анализрезультатов показывает эффективность конструк-тивных мероприятий по снижению напряжения врассматриваемой критической зоне, а именно: 35%уменьшения максимальных эквивалентных напря-жений в основании межпазового выступа при пе-реходе на профиль усиленного диска (рис. 6).

Кроме конструктивных мероприятий по увели-чению ресурса, технологические мероприятия так-же способствуют увеличению ресурса.

В частности, режимы резания при протягиваниипазов диска могут привести к повреждению повер-хности – микронадрывам, сдвиговым деформаци-ям, остаточным напряжениям растяжения. Техно-логический процесс изготовления детали долженгарантировать отсутствие в поверхностном слоерастягивающих остаточных напряжений.

Конструктивная реализация перехода доныш-ка паза к боковым поверхностям обода выполня-ется скруглением, слесарным путем, радиусомR0,6…–0,8 с шероховатостью 1,6 острых кромок


# 78 #

за местным притуплением в местах радиусных

переходов от дна к его боковым поверхностям. Приэтом возможно получение рисок, являющихся кон-центраторами напряжений.

Альтернативой данному процессу может бытьобработка дисков в “кипящем”, псевдосжиженномабразивном слое (ПСА), получаемом нагнетаниемсжатого воздуха в порошок абразивного материа-ла [2]. При соударении абразива в псевдосжижен-ном слое с поверхностью вращающегося дискапроисходит съем металла путем микрорезания.После полирования титанового диска радиус скруг-ления кромок пазов находился в пределах 0,3-0,5мм, искажения геометрической формы поверхнос-тей диска и размеров элементов пазов отсутство-вали. Микротвердость поверхности после ручногои машинного полирования практически одинакова.При ПСА предел выносливости по сравнению сручным полированием образцов из сплава ВТ3-1повышается от 260 до 350 МПа. Однако необходи-мо заметить, что ПСА сопровождается таким явле-нием, как нежелательное сцепление частиц абра-зива с поверхностью (шарширование), что увели-чивает рассеивание механических характеристики несколько повышает вероятность зарожденияусталостной трещины.

Для устранения указанных явлений применяе-ся УЗУ (упрочнение дисков шариками в ульраз-вуковом поле). УЗУ является финишной обработ-кой, после ПСА.

Таблица 1Рис. 6 – Сравнение напряжений в четырех исполнениях

диска первой ступени КНД

УЗУ после ПСА приводит к значительному сни-жению количества неметаллических включенийвсех размерных групп и к общему уменьшениюзанимаемой ими поверхности примерно в десятьраз. Это достигается за счет “выдавливания“ абра-зивных частиц и создания на поверхности остаточ-ных напряжений сжатия.

Остаточные напряжения позволяют увеличитьдолговечность и снизить чувствительность мате-риала к условиям внешнего воздействия. Однакоочень важно определить, в какой области нагруже-ния работает диск компресора. Поверхностное уп-рочнение оказывает различное влияние на рабо-тоспособность титана в области малоцикловой ус-

талости (МЦУ) и в области многоцикловой усталос-

ти (МНЦУ): в области МНЦУ положительная рольупрочнения проявляется при малом внешнем воз-действии упрочняющими элементами, а в областиМЦУ – при значительном.

С целью уменьшения фретинг-износа на по-верхностях пазов дисков и хвостовиков рабочихлопаток введено покрытие серебром, а также вве-ден контроль прямолинейности образующих боко-вых поверхностей паза и хвостовиков лопаток.

Опыт исследования разрушений дисков комп-рессоров ГТД из титановых сплавов свидетельству-ют о том, что в ряде случаев в очаге разрушенияимеют место дефекты материала. В то же времяразрушения дисков наблюдались и в тех случаях,когда дефекты материала или иные концентраторынагрузки, которые могли бы повлиять на усталост-ную прочность дисков, в очагах разрушения небыли выявлены. Рекомендуется вводить обосно-ванную периодичность осмотров по критерию рос-та трещин на основе фрактографических исследо-ваний разрушенных в эксплуатации дисков.

Систематические исследования эксплуатацион-ных разрушений титановых дисков ГТД свидетель-ствуют о медленном росте трещин, длительностьпроцесса разрушения может составлять сотни итысячи полетных циклов или тысячи часов эксплу-атации. Проведен анализ статистики наработки дис-ка первой ступени КНД разных модификаций в раз-ных условиях: летная эксплуатация, эквивалент-но-циклические испытания, эксплуатация в соста-ве наземного газотурбинного привода (ГТП). Наи-меньшая наработка у диска исходного профиля.

В таблице 2 приведена информация об эффек-тивности конструктивных и технологических мероп-риятий по увеличению назначенного ресурса дис-ков компрессора. Усиление профиля, и тем самымснижение напряженности ведет к увеличению ре-сурса более чем в два раза, технологическиемероприятия, включая перепротягивание пазов,

Профиль диска σрадиальн, МПа σокружные, МПа σэквивалентные, МПа

Исходный, R1,2 924,0 1240,0 1410,0

Исходный, перепротянутый, R2 856,0 1065,0 1223,0

Усиленный, R2 482,0 888,4 912,3

С двузубой елочкой 680,9 691,0 909,0



увеличивают ресурс титанового диска почти в пол-тора раза.

Таблица 2Все вышеприведенное говорит о необходимос-

ти комплексного учета конструктивных, технологи-ческих и металлургических вопросов при проекти-ровании, эксплуатации и доводке титановых дис-ков компрессоров.

ЛИТЕРАТУРА

1. Шереметьев А.В. Выбор метода установленияресурсов и формы эксплуатации авиационных ГТД// Авиационно-космическая техника и технология:Сборник научных трудов - Харьков: Национальныйаэрокосмический университет. 2002.- Вып.30 - С.66-702. Богуслаев В.А., Жуков В.Б., Яценко В.К. Проч-ность деталей ГТД.//Запорожье, изд. ОАО «МоторСич», 1999 г. -249 с.3. Шанявский А.А. Методы анализа эксплуатаци-онной циклической долговечности дисков газотур-бинных двигателей//Воздушный транспорт. Обзор-

ная информация. Москва. Центр научно-техничес-кой информации гражданской авиации.1991 г. -72с.


Рецензент: кт.н., доцент Олейник А.В. ХАИ,г. Харьков

Варианты диска

Величина назначенного

ресурса

Эффект мероприятия

Исходный диск 3045ц (4922ч) 100%

Перепротягивание

исходных дисков

+ПСА, УЗУ,

серебрение

4410ц (7129ч)

144,8%

Усиленный диск 6450ц (10426ч) 211,8%

Анотація: У статті розглянуті особливості проектування, доведення та експлуатаціїробочих коліс перших ступенів компресора. Розглянуті характерні риси титанових сплавів,їх переваги перед сталевими, приведені методи збільшення ресурсу титанових дисків,включаючи конструктивні, технологічні та експлуатаційні.

Abstract: Considered are in the paper the peculiarities of designing, development and operatingof the compressor first stages working wheels. Considered are distinguishing features of thetitanium alloys, their advantages against steels, and shown are the methods for increasing theservice life of titanium discs, including design, manufacture and operation measures.


# 80 #

В работе представлены результаты расчетно-экспериментального анализа прочностной надеж-ности рабочих лопаток турбин двигателей семей-ства НК-8 для гражданской авиации.

Рассматривается длительное статическое нагру-жение лопаток.

Рабочие лопатки 1 ступени турбин являютсянаиболее нагруженными деталями двигателя попараметру длительной прочности, и именно поэто-му от работоспособности этих деталей зависят ре-сурсные возможности двигателя в целом. В эксп-луатации по наработке рабочей лопатки 1 ступенитурбины судят о наработке двигателя в часах.

Материал рабочих лопаток – литые жаропроч-ные сплавы на никелевой основе ЖС6УВИ равно-осной и ЖС30ВИ монокристаллической структуры.

Лопатки, изготовленные из обоих материалов,эксплуатируются на самолете Ил-86.

Лопатки неохлаждаемые, бандажированные.В качестве характеристик прочностной надеж-

ности рассматривались запасы прочности по на-пряжениям, т.к. именно эти запасы имеют для рас-сматриваемой конструкции минимальные значения.Температурное состояние лопаток определялось порезультатам термометрирования на натурном дви-гателе.

Оценка прочностной надежности выполняласьна основе фактических условий эксплуатации.

1. Условия эксплуатации

Для изучения условий эксплуатации были про-анализированы результаты 175 полетов самолетаИл-86 в аэропорту Москвы.

На рис. 1 приведено рассеяние температурыатмосферного воздуха. Из приведенных данныхследует, что в 110 из 175 полетов температура ат-мосферного воздуха была выше 20 оС.

Из теории газотурбинных двигателей известно, чтопараметры работы двигателя, определяющие напря-женное и тепловое состояние деталей турбины, за-

УДК 629.7.062.3.

Н.П. Великанова1, Ф.К. Закиев2

1КГТУ имени А.Н.Туполева, г. Казань,2Конструкторско-производственное предприятие «Авиамотор»,

г. Казань, Россия

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ПРОЧНОСТНОЙНАДЕЖНОСТИ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ТУРБИНАВИАЦИОННЫХ ГТД БОЛЬШОГО РЕСУРСА

Аннотация: Приведены результаты оценки запасов прочности рабочих лопаток турбиниз жаропрочных сплавов с равноосной и монокристаллической структурой в интервалеэксплуатационной наработки до 10000 часов.

висят от атмосферных условий эксплуатации, т.е. вобщем случае от температуры и давления атмос-ферного воздуха. Для рассматриваемого двигателяв соответствии с его законом регулирования указан-ные выше параметры зависят только от температу-ры воздуха.

Рис. 1 – Эмпирическое распределение температурыатмосферного воздуха ТН [°C]

С ростом температуры параметры работы двига-теля повышаются до момента ограничения.

На рис. 2 показаны графики измерения частотывращения высокого давления nВД и температурыгаза за турбиной t6*, которые определяют напря-женное и температурное состояние рабочих лопа-ток

На рис. 3 представлено рассеяние частоты вра-щения ротора высокого давления для рассматри-ваемых полетов.

Из приведенных на рис. 3 данных следует, чтов большинстве случаев частота вращения роторабыла выше nВД = 7300 об/мин. и среднее значение

данного эмпирического распределения ВДn =7350 об/мин.

Рис. 3 – Эмпирическое распределение частоты вращенияротора высокого давления [об/мин]

Гистограмма: Var6K-S d=.07680, p> .20; Lilliefors p<.05

Expected Normal

-30 -20 -10 0 10 20 30 40 50 600

10

20

30

40

50

60

70

80

Количество случаев

© Н.П. Великанова, Ф.К. Закиев 2006 г.



Вид эмпирического распределения температу-ры газа за турбиной t6* (для данной конструкцииштатным замером является именно t6*) также (рис.4) позволяет сделать вывод о том, что большин-ство полетов выполнялось при значениях темпе-ратуры t6* свыше 600 оС.Рис. 4 – Эмпирическое распределение температуры газа

за турбиной t6* [°C]

2. Параметры нагруженности рабочих ло-

паток 1 ступени турбины

Напряженное состояние рабочих лопаток опре-

делялось расчетом лопаток по теории стержнейпеременного сечения. На рис. 5 представлено из-менение суммарных действующих в лопатке на-пряжений σΣлоп. по длине пера при работе двигате-ля на взлетном режиме приТн > +27оС для лопаток, изготовленных из ЖС6У-ВИ и ЖС30ВИ.

Для того, чтобы оценить влияние параметров

работы двигателя на нагруженность лопатки, наоснове выполненных многовариантных расчетовбыла построена модель вида:

σΣлоп. = f (n2) (1)

Температурное состояние лопаток оценивалосьпо зависимости:

Тлоп. = f (t*6) (2)

Для рассматриваемых конструкций модели (1)и (2) имеют вид:

σΣлоп. = 0,292 .10-5 n2ВД

(3)Тлоп. = 1,09 t*6 + 237,2

для лопаток из сплава ЖС6УВИ

σΣлоп. = 0,308 .10-5 n2ВД

(4)Тлоп. = 1,148 t*6 + 212,5

для лопаток из сплава ЖС30ВИ.По моделям (3) и (4) можно определить действу-

ющие в лопатке суммарные напряжения и ее тем-пературное состояние, если известны частота вра-щения ротора и температура газа.

3. Влияние эксплуатационной наработки на

Гистограмма: Var8K-S d=.18881, p<.01 ; Lilliefors p<.01

Expected Normal

6800 6900 7000 7100 7200 7300 7400 75000

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

110

Количество случаев

Гистограмма: Var9K-S d=.19849, p<.01 ; Lilliefors p<.01

Expected Normal

460 480 500 520 540 560 580 600 620 6400

20

40

60

80

100

120

Количсетво случаев

Рис. 2 – Изменение параметров работы двигателя взависимости от атмосферных условий в соответствии с

законом регулирования двигателя

t ',°C6 t '6665

7550nвд

-40 +30 Т ,°Cв

50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230

40

41

42

43

44

45

46

47

48

49

50

51

52

53

54

Рис 5 Распределение действующих суммарных напряжений вдоль пера лопатки из сплавов ЖС6У ВИ и ЖС30 ВИ на взлетном режиме

ЖС6У ВИ

ЖС30 ВИ

Рис. 5 – Распределение действующих суммарныхнапряжений вдоль пера лопатки из сплавов ЖС6У ВИ и

ЖС30 ВИ на взлетном режиме


# 82 #

параметры работы двигателяВ процессе длительной эксплуатации происхо-

дит ухудшение состояния деталей газовоздушно-го тракта и как следствие, ухудшение параметровработы двигателя: в процессе длительной эксплу-атации частота вращения ротора высокого давле-ния и температура газа увеличиваются.

Количественно это отражается соотношениями[1]:

⎪⎩

⎪⎨⎧

τ=Δ

τ=Δ+

+

3765,0*6

6844,0ВД

687,0t232,0n , (5)

г д е Δ nВД и Δ t*6 – приращения средних значе-ний параметров nВД и t*6 соответственно;

τ - эксплуатационная наработка.При проведении капитального ремонта парамет-

ры двигателя восстанавливаются до исходногоуровня, т.е. до тех значений параметров, с которы-ми двигатель начинал летную эксплуатацию.

4. Влияние эксплуатационной наработки надлительную прочность материала рабочих ло-паток

Исследование влияния эксплуатационной нара-ботки на жаропрочность материала лопаток прово-дилось на образцах, вырезанных из замковой час-ти (исходное состояние) и «горячей» зоны пералопаток в интервале наработки от 0 до 10000 ча-сов.

Результаты приведены в таблице 1.

Таблица 1Изменение жаропрочности сплавов ЖС6УВМ и

ЖС30-ВИ в процессе длительной летной эксплуа-тации

Из приведенных в таблице 1 данных следует,что жаропрочность сплава ЖС30ВИ монокристал-лической структуры снижается в меньшей степе-ни, чем сплава ЖС6УВИ равноосной структуры втом же интервале наработки.

У рабочих лопаток из сплава ЖС6У ВИ в ука-занном интервале эксплуатационной наработки зна-

чение долговечности до разрушения снижается с60,5 часа до 34,2 часа, т.е. почти в 1,8 раза.

5. Запасы прочности рабочих лопаток

Запас прочности пера рабочей лопатки опреде-ляется из соотношения:

.

.. ),(

лоп

взлдлм

TК

Σστσ

= , (6)

где σдл. - предел длительной прочности мате-риала лопаток;

σΣлоп. - суммарные действующие напряжения;

.взлτ - время работы на взлетном режиме.Из приведенных выше данных следует, что по

мере увеличения эксплуатационной наработки дей-ствующие напряжения σΣлоп. увеличиваются всвязи с ухудшением параметров работы двигате-ля, а длительная прочность сплава σдл. уменьша-ется. Следовательно, запас прочности рабочихлопаток в процессе летной эксплуатации будетуменьшаться. Для сравнительного анализа изме-нения запасов прочности рабочих лопаток, изготов-ленных из двух жаропрочных сплавов, исходныехарактеристики – пределы длительной прочностисплавов принимались по данным [2, 3]. Для опре-деления действующих напряжений и рабочей тем-пературы в сечении, где температуры имеют мак-симальное значение (R = 47 см), в качестве значе-ний nвд и t6* для нового двигателя (τ = 0) принима-лись nвд = 7350 об/мин и t6*= 600 оС.

В таблице 2 приведены параметры напряжен-ного и температурного состояний рассматриваемыхрабочих лопаток. На рис.5 даны графики измене-ния запаса прочности лопаток по напряжениям винтервале наработки от 0 до 10000 часов с учетомувеличения действующих напряжений, температу-ры и снижения длительной прочности материалов.

Из графиков, приведенных на рис.6, следует,что запасы прочности монокристаллических лопа-ток выше, чем у лопаток, изготовленных из мате-риала с равноосной структурой. Кроме того, у ло-паток из сплава ЖС6УВИ наблюдается более ин-тенсивное снижение длительной прочности в ин-тервале наработки 9000-10000 часов.

Таблица 2Параметры напряженного и температурного

состояний рабочих лопаток турбины из сплавовЖС6У ВИ и ЖС30 ВИ в процессе длительной

летной эксплуатацииРис. 6 – График изменения запасов прочности по напря-жениям Км пера лопатки из сплавов ЖС6У ВИ и ЖС30

ВИ в интервале наработки от 0 до 10000 часов

Выводы: Результаты проведенного расчетно-экспериментального исследования использовались

Экспл. наработка в часах

Сплав 0 до 4500 5000- 8500

9000-

10000

Долговечность до разрушения τ, час.

ЖС6УВИ 92 образца

60,5 58,2 45,2 34,2 Долговечность до разрушения τ, в

час. 5000 - 9000

ЖС30ВИ 38 образцов

68,34 60,0 45-50



в процессе выполнения работ по увеличению ре-сурса рабочих лопаток. Эти данные следует учи-тывать при проектировании конструкции на боль-шие ресурсы. Предложенный подход к оценке ха-рактеристик прочностной надежности рабочих ло-

паток может быть использован для индивидуаль-ной оценки ресурса.


1. О влиянии наработки в летной эксплуатации наухудшение параметров двухконтурных турбореак-тивных двигателей / Буточников А.П., НестеровЕ.Д., Акимов Н.М., Симкин Э.Л. – М. : ЦИАМ, 1976.–11с.(Тр. ЦИАМ №731).2. Шалин Р.Е., Булыгин И.П., Голубовский Е.Р.Жаропрочность сплавов для газотурбинных двига-телей. -М.: Металлургия, 1981. –120 с.3. Каблов Е.Н., Голубовский Е.Р. Жаропрочностьникелевых сплавов. –М.: Машиностроение, 1998.-464 с.


Материал лопатки

Экспл. наработка в часах

σΣлоп,

МПА Tлоп, о С,

0 157,7 902

4000 160,6 917

9000 161,15 919 ЖС6У ВИ

10000 161,5 920

0 166,4 912

4000 169,4 929

9000 170,0 930 ЖС30 ВИ

10000 170,4 933

Анотація: Наведено результати оцінки запасів міцності робочих лопаток турбін з жаро-міцних сплавів з рівновісною і монокристалічною структурою в інтервалі експлуатацій-ного наробітку до 10000 годин.

Abstract: Broughted results of durability coefficient estimation of turbine worker blades fromhightemperature alloys with equiaxial and monocrystalline structure in working lifelength intervalbefore 10000 hours.

0 2000 4000 6000 8000 10000

1.5

2

2.5

3

3.5

ЖС6У ВИ

ЖС30 ВИ

Км

τ, ч


# 84 #

Формулирование проблемы

Одним из направлений развития авиационно-космического материаловедения является созда-ние легковесных материалов повышенной сопро-тивляемости к абляционному воздействию, в ре-зультате которого может происходить деструкцияи унос материала с внешней обшивки ракетоноси-теля и космического самолета.

Наиболее перспективными легковесными мате-риалами авиационно-космического назначения яв-ляются углеродные материалы и пеноматериалы,эффективность которых обусловлена их высокойтеплопоглощающей способностью, низкой плот-ностью, высокой удельной теплоемкостью, низкойтеплопроводностью, легкостью изготовления изде-лий заданной конфигурации, относительной деше-визной.

Исследования различных абляционно-стойкихматериалов показали, что механизм абляционнойдеструкции включает многочисленные физико-хи-мические процессы, затрудняющие теоретическуюинтерпретацию экспериментальных данных и по-строение математических моделей абляционногоявления. Поэтому экспериментальная оценка про-цесса абляционной деструкции материалов в стен-довых условиях, имитирующих условия старта испуска космического аппарата, остается хоть и до-рогостоящими исследованиями, однако единствен-ным условием оценки процессов создания абля-

УДК 620.178.15

Ю.А. Никитин1, В.В. Запорожец1, И.Г. Черныш2

1Национальный авиационный университет, г. Киев, Украина2Национальный технический университет Украины НТУУ «КПИ» , г. Киев,

Украина

ОСОБЕННОСТИ ОЦЕНКИ ТЕХНОЛОГИЙ СОЗДАНИЯЛЕГКОВЕСНЫХ МАТЕРИАЛОВ АВИАЦИОННО-

КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Аннотация: Предложены подходы совершенствования экспериментальной оценки про-цессов создания абляционно-стойких легковесных материалов с использованием мето-дов микромеханических испытаний. Установлено, что легковесные материалы компо-зиционной системы «РИПОР – ТРГ» могут повышать сопротивление к абляционнойдеструкции поверхностного слоя теплозащитных панелей.

Легковесные материалы, композиционные системы, пеноматериалы, терморасширенныйграфит (ТРГ), методы микромеханики, микротвердость, абляционные свойства

ционно-стойких легковесных материалов [1-3].

Задача исследования

Совершенствование экспериментальных подхо-дов в оценке процессов создания абляционно-стой-ких легковесных материалов.

Результаты исследования

Создание абляционно- стойких легковесныхматериалов производили в два этапа.

На перовом этапе осуществляли подбор мат-рицы и наполнителей путем оценки температурос-тойкости легковесных материалов разных компо-зиционных систем. Для оценки температуростой-кости образцы разбивали на партии. Затем нагре-вали тигель с образцами и прокаливали при темпе-ратуре, равной 750 °С, после чего производилиоценку потери чистой массы материалов при раз-ном времени воздействия высоких температур пу-тем взвешивания образцов до и после прокалива-ния.

В качестве полимерной матрицы использовалилегковесные материалы (ячеистые пеноматериалы):пенополиизоцианурат «РИПОР» и пенополиуретан(Латвия); фенолформальдегид, «ППУ» и пенофе-нопласт «РНП» (Россия). В качестве наполните-лей использовали: терморасширенный графит(ТРГ), оксид алюминия, алюмоаэросил, карбидкремния, углеродное волокно, слюда, титаноэро-

© Ю.А. Никитин, В.В. Запорожец, И.Г. Черныш 2006 г.



сил, алюмосиликат, нитрид бора, алюмотоксиаэро-сил, аэросил разных марок и другие наполните-ли.

В результате проведенных испытаний было ус-тановлено, что хорошие показатели температурос-тойкости имеют: матрицы - «РИПОР» и «ППУ» снаполнителями ТРГ (разного типа); матрица - «РНП»с наполнителями ТРГ, аэросил, нитрид бора, кар-бид кремния, а наилучшие показатели температу-ростойкости имели легковесные материалы компо-зиционной системы «РИПОР-ТРГ».

На втором этапе определяли наилучшее соот-ношение наполнителя в матрице легковесных ма-териалов композиционной системы «РИПОР-ТРГ».

Исходная матрица полиизоцианурат «РИПОР»(Латвия) содержала компонент А (ацетат калия –0,5%; глицероацетат-3,7%; КЭП 2А-8,3%; фреон№3-12%) и компонент Б (ПИЦ- 75,5%).

Для получения легковесных материалов компо-зиционной системы «РИПОР-ТРГ» использовалипостоянное количество компонентов А и Б. В ком-понент Б матрицы вводили наполнитель ТРГ с раз-ным процентным содержанием (0,5-7,0 масс. %),который получали при разных температурах (400-1000 °С).Плотность исследованных легковесныхматериалов разных композиционных систем со-ставляла: 40-70 кг/м3 [4].

Оценка характеристик абляционной устойчиво-сти моделей теплозащитного назначения, изготов-ленных из легковесных материалов композицион-ной системы «РИПОР-ТРГ», производили на плаз-менном стенде ВПС-1000-Л/5. Для испытаний ис-пользовали модели теплозащитного назначенияразмером 50×50×20 мм. Режим испытаний был сле-дующий: тепловой поток 30 Ккал/м2с, время воз-действия: 60 секунд, давление в испытательнойкамере: 0,044 атм., расход газа~130 г/с, ширинаканала:30 мм.

Работоспособность моделей теплозащитногоназначения оценивалась по измерению уноса по-верхностного слоя материала и массы. Для этогопроизводили измерение веса и линейных разме-ров моделей теплозащитного назначения до и пос-ле испытаний и определяли абляционные свойства:скорость линейного уноса материала с поверхнос-ти модели (Vл) и убыль массы модели (Vм) [3]:

Vл=Lн-Lк/Lн t , (1)

Vм =mн–mк /mн t, (2)

где - линейный размер модели Lн -до испыта-ний и Lк- после испытаний; масса модели mн – доиспытаний и mк– после испытаний; t-время.

До проведения экспериментальных исследова-ний в условиях воздействия высокотемператур-ного газового потока на модели теплозащитногоназначения поверхностный слой моделей подвер-гали микромеханическим испытаниям по методу

непрерывного вдавливания индентора. Для испы-таний использовали индентор в виде шара диамет-ром 3 мм. Испытания проводили с учетом ГОСТ9450-76 (СТСЭВ 1195-78).

Для реализации метода непрерывного вдавли-вания индентора использован прибор [5], обеспе-чивающий высокую точность регистрации диаг-рамм деформирования и оценку физико-механичес-ких свойств композиционных легковесных матери-алов в локальной точке поверхностного слоя, рис.1[6].

Рис.1 – Диаграммы деформирования легковесногоматериала в локальной точке поверхности

Установлено, что имеет место зависимость меж-ду величиной микротвердости и абляционнымисвойствами легковесных материалов разных ком-позиционных систем и одной и той же полимернойматрицы, рис. 2. Наихудшие абляционные свой-

ства показали модели, изготовленные на основе«ППУ» матрицы, а наилучшие показатели образо-вания коксового остатка на поверхности имелимодели, изготовленные из легковесных материа-лов композиционной системы «РИПОР-ТРГ», длякоторых были проведены исследований по опре-делению наилучшего соотношения наполнителя вматрице.

(а)

0

Р выдержк а

нагружение

раз гружение

hвост

hист

h

-2x мм/с

2

0

0,08

0,12

0,16

0,04

4,5 10,58,56.5 7,55.5 9,5 Vл 10

МПа

hНВο

ο

ο

ο

ο

ο

xx

x

x

x

x

x

x x

x

1

ο

ο

οο ο


# 86 #

(б)

Рис. 2–

Зави-си-

мостьмикро-твер-достимоде-

лей от скорости линейного уноса (1) и убыли массы (2) cразными наполнителями и матрицами:

(а) – «РИПОР»; (б) -«ППУ».

Установлено, что прочность на сжатие (σ10) лег-ковесных материалов композиционной системы«РИПОР-ТРГ» не зависит от температуры получе-ния наполнителя ТРГ, но зависит от процентногосодержания наполнителя ТРГ. Так, при содержа-нии 5-7% наполнителя ТРГ прочность на сжатиеуменьшается в 1,5-2,0 раза, но при небольшомсодержании наполнителя до 1,5%: прочность насжатие (σ10) не меняется, а модуль упругости (Е)легковесных материалов композиционной системы«РИПОР-ТРГ» повышается на 40-50%, таблица 1.

Установлен сложный характер зависимостимикротвердости (HBh)» от процентного содержания(С) наполнителя ТРГ в композиционной системе«РИПОР-ТРГ легковесных материалов, рис. 3.

Таблица 1Механические свойства легковесных материалов

композиционной системы «РИПОР-ТРГ».

Установлено, что чем выше температура полу-чения наполнителя ТРГ, тем выше уровень макси-

мума прочности (HBh) для легковесных материа-

лов композиционной системы «РИПОР-ТРГ» с со-держанием наполнителя ТРГ в диапазоне: 0,5-1,5%,рис.3 (а).

(а)

(б)

Рис. 3 – Зависимость микротвердости (HBh) моделейлегковесных материалов композиционной системы

«РИПОР-ТРГ» от: (а) - температуры получения, процент-ного содержания наполнителя ТРГ; (б)- линейного уноса

материала

Установлено, что с увеличением уровня проч-ности поверхностного слоя (HBh) уменьшается ве-личина уноса (Vл) легковесного материала с по-верхности моделей, что свидетельствует о повы-шении устойчивости моделей теплозащитного на-значения к абляционному воздействию. Так, напри-мер, исходный пеноматериал «РИПОР», не имею-щий наполнителя ТРГ (+), имеет наихудшую абля-ционную устойчивость, а наилучшие показателиимеет легковесный материал композиционной сис-темы «РИПОР-ТРГ», содержащий 0,5% наполни-теля ТРГ (№9.2), полученного при 1000 °С, рис. 3(б).

Анализ структуры легковесных материалов ком-позиционной системы «РИПОР-ТРГ» показал, чточастицы наполнителя ТРГ распределены неодно-родно, причем меньшая часть частиц ТРГ имеламежструктурную ориентацию, а большая частьчастиц ТРГ распределялась в узлах ячеистойструктуры матрицы «РИПОР», вызывая их укруп-нение. Характерный размер структурных элемен-тов исходного пеноматериала «РИПОР» состав-лял: 60-600 мкм. Наиболее высокую степень нео-днородности прочностных свойств имел легковес-

-2x мм/с0

0,08

0,12

0,16

0,04

4,5 10,58,56.5 7,55.5 9,5 Vл 10

МПа

hНВο

ο

ο

ο

ο

ο

xx

x

x

x

x

x

x x

x

1

ο

ο

οο ο

2

Процентное

содержание

ТРГ, %

Модуль

упругости,

Е, МПа

Напряжение

разрушение при

сжатии, σс, МПа

0,5 18,1 0,44

5,0 6,0 0,26

0,5 13,6 0,40

7,0 6,0 0,20

0,5 14,4 0,41

5,0 9,0 0,25

0,5 16,0 0,43

5,0 8,3 0,27

0,0 13,2 0,45

2

3

4

- 4 0 0 CНВ

0.08

0.12

0.04

0.16

0

-1 0 0 0 C

- 6 0 0 C- 8 0 0 C

oooo

hМПа

С,%5.04.03.02.0

1

1,0

+

№ 10.3

№ 5.2

№ 10.2№ 8.1

№ 10.10 .0 8

0 .1 2

0 .0 4

0 .1 6

5 .5

№ 9.2

+

+

0 4 .0 4 .5 5 .0 Vл10- 2мм/с

НВhМПа

6 .0



ный материал композиционной системы «РИПОР-ТРГ», содержащий 0,5% ТРГ: 60-1800 мкм.

Высокое процентное содержание наполнителяТРГ в матрице «РИПОР» нарушает морфологиюнадячеистой структуры и приводит к понижениюпрочности. Однако образование в ячеистой струк-туре легковесных материалов композиционной си-стемы «РИПОР-ТРГ», содержащих 0,5-1,5% ТРГ,полученного при1000 °С, более крупных узлов в ячейках свидетель-ствует о формировании эффективного граничногослоя между полимерной матрицей и активным на-полнителем ТРГ, имеющим развитую поверх-ность. Это способствует увеличению локальнойпрочности, и прочностной неоднородности повер-хностного слоя, что повышает абляционную устой-чивость теплозащитных моделей, изготовленных излегковесных материалов композиционной системы«РИПОР-ТРГ».


Экспериментально установлена зависимостьмежду величиной микротвердости и абляционны-ми свойствами легковесных материалов разныхкомпозиционных систем. Легковесные материалыкомпозиционной системы «РИПОР – ТРГ» могутповышать устойчивость моделей теплозащитногоназначения к абляционному воздействию

Метод непрерывного вдавливания индентора,относящийся к методам микромеханических ис-пытаний, может быть использован для оценки про-цессов формирования легковесных материалов,направленных на повышение абляционной устой-чивости и конструкционной надежности панелейтеплозащитного назначения.


1. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защи-та – М., 1976.-300 с.2. Полежаев Ю.В., Михатулин Д.С. Эрозия повер-хностей в гетерогенных потоках//Препринт ИВ-ТАМ,32-2777.-М.,1989.-67 с.3. Ланделл, Уэйкфолд, Джонс. Эксперименталь-ные исследования коксующихся аблирующих ма-териалов при совместном воздействии конвектив-ного и радиационного нагревания //Ракетная тех-ника и космонавтика-1965-№11.-С. 136-147.4. Черныш И.Г., Никитин Ю.А., Пятковский М.Л.,Чуйко А.А. Способ изготовления легковесных ма-териалов //АС№324050 СССР. С048 35/54.-1991.5. Запорожец В.В., Закиев И.М., Никитин Ю.А.Прибор для испытаний материалов на микротвер-дость//АС№1793294 СССР. G01n 3/42.–Б.И. №5.-1993.6. Никитин Ю.А., Запорожец В.В. Новые направ-ления в микромеханических испытаниях поверх-ностного слоя материалов// Проблеми трибології.-2003.-№2.-С. 86-97.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Ляшенко Б.А.Институт проблем прочности НАН Украины.

Анотація: Запропоновано підходи вдосконалювання експериментальної оцінки процесівстворення абляційно-стійких легковагих матеріалів з використанням методів мікроме-ханічних іспитів. Встановлено, що легковагі матеріали композиційної системи «РИПОР– (терморозширений) ТРГ» можуть підвищувати опір до абляційоної деструкції поверхне-вого шару теплозахисних панелей.

Abstract: With use of the micromechanics methods the improving approaches of experimentalevaluation of processes creation for ablative stability lightweight materials are offered. Thelightweight materials based on «RIPOR- thermo expanded graphite TEG») can provide the increaseof the strength and the ablative stability of the surface layer heat -shielding, are determined here.


# 88 #

Introduction

Due to the advances in technologies and in thedevelopment of analytical and tools methods of fatiguecrack prediction the failure rate in aircraft structurescoursed by fatigue has decreased significantly lastyears. Nevertheless, metal fatigue is still one of themain causes of unforeseen crashes.

Components that fail by fatigue usually undergothree separate stages of damage:

a ) initiation of a fatigue crack; b) propagation ofthe fatigue crack; c) final sudden failure.

It is obvious that the quicker you reveal the firststage of fatigue the less probability of disastrous failure.

Fatigue analysis includes a set of theoretical andexperimental procedures, but taking into account thecomplicated character of aircraft loading duringoperation and the stochastic nature of metal fatigue,one may assume that at present only reliable andadequate instrumental diagnostic of actualaccumulated fatigue damage can prevent unexpectedfailure of structural components.

There are two approaches for estimation ofaccumulated fatigue damage: a) application ofspecimen-witness; b) direct diagnostic of materialstate.

A set of diagnostic methods are based on usingspecimen-witnesses, mounted on the surface of theobject to be inspected. Such devices are usually calledfatigue sensors or indicators of fatigue damage. Thedescription of the most effective devices is given inpapers [1, 2]. The indicators subjected to the operatingspectrum of cyclic loads, change their state or evenmay be destroyed and in such way indicating thedegree of damage accumulation in the tested structuralelement.

Direct inspection may be performed by applying

UDC 620.179.1

M. V. Karuskevich

National aviation university

AIRCRAFT LIFE PREDICTION BY THE PARAMETERS OFFOIL SENSORS AND SKIN SURFACE

Abstract: Two approaches for aircraft fatigue monitoring are described: a) the application of foilindicators; b) the direct observation and quantitative estimation of surface deformation reliefparameters of alclad aluminium alloys. The evolution of surface state has been monitored atvarious regimes of fatigue loading.

Aircraft, fatigue, foil indicator, single-crystal, deformation relief

non-destructive methods, such as acoustic emissiontesting, high frequency ultra sonic, penetration, eddycurrent test methods, etc.

Our investigations show that quantitative estimationof accumulated fatigue damage may effectively beconducted by computer-aided optical analysis of thesurface state.

1. Fatigue damage foil indicators

Foil indicators in its simplest form may be made ofaluminium polycrystalline foil and in moresophisticated form – of aluminium single-crystal plate.

Both methods are based on the proved possibilityof the quantitative estimation of the accumulatedfatigue damage using the parameters of thedeformation surface relief formed on the surface undermechanical loading.

The single-crystal fatigue damage indicator wascreated at the National Aviation University [2].

Two possible ways of manufacturing of the single-crystal fatigue damage indicators have beenconsidered. Firstly, such indicator can be made ofsingle-crystal of aluminium with cleanliness of99.999%, which were grown by Bridgman’s method.In this case the cylindrical single-crystals of 20 mm indiameter are cut by the electric spark unit on disks of1.0 mm wide. Then they are the mechanically polished,and at the final stage by means of the electrolyticpolishing their width is up to 0.2 mm. For theelectrolytic treating the solution of 50%H3PO4 +39%H2SO4 + 3%CrO2 + 8%H2O electrolyte is used.

The indicators are fixed on the specimen surfacefor fatigue test by means of glue cyanoacrylate(C5H5NO2) based.

This test the single-crystal indicators were fixedon the specimen of constructional aluminium alloy

© M. V. Karuskevich 2006 j.



D16АТ.Taking into account a wide range of operational

loads, it is necessary to control indicators sensitivity.The carried out experiments have shown, that thesensitivity of single crystal indicators depends on theircrystallographic orientation. The crystallo-graphicorientation defines the magnitude of shear stress inslip systems, propensity of a crystal to multiple orindividual slip, etc.

Fig. 1 – Specimen for fatigue test with glued single-crystalindicator.

The crystallographic orientation of single-crystalindicators is defined by the crystallographic orientationof the axis of a cylindrical single-crystal rod and thecrystallographic orientation of the indicator plate.

A possibility of the indicators production fromsingle-crystal cylinders with axis orientation <100>,<110> and <111> are under consideration.

The alternative approach to growing up the single-crystals is application of critical deformation andannealing method. The corresponding experimentswere held on the samples of aluminium alloy AD-1,which is the technical aluminium. Consecutiveannealing of the samples at the temperature of 500°C, deformation up to the certain level of strain, definedby the previous investigations and repeated annealingat the temperature of 550°C enable us to get the grainsof size up to 50 mm. Such a multi-crystal structurecan be used for the manufacturing of single-crystalindicators. Besides, such a structure allows testingof the multi-crystal specimen, monitoring the state ofseparate grains, considering with some assumption,that the properties of separate grains are similar tothe properties of single-crystals. The size of grainsallows us to define the crystallographic orientation ofthe grains by using the radiographic method of Laue,the precision of which is not less than 2 degrees.

The testing have been conducted on thehydropulsating machine МUP-20.

The calculation of density of slip lines was performedby visual control of the state of a surface using the

metallographic microscope ММР-4 with magnificationof x400. The evolution of deformation relief of the single-crystal indicator surface was investigated under theregular cyclic loading and some regimes of theprogram loading. In all cases the relation betweendensity of slip lines and number of cycles of loadingand level of strain was observed.

As it was shown earlier [1] the single-crystalindicators can be applied for controlling theaccumulation of damage both under a cyclic and staticloading. In the presented paper we tried to combinethese opportunities in the program regime.

Fig. 2 illustrates the measurements results ofdensity of the slip lines ( k ) on the single-crystal,which surface of coincides with the crystallographicplane {110} and the direction [221] along the axis ofloading. The cyclic loading was performed in twostages with transition from the lower level of loads(maximum stress of cycle equal 140 MPa) to the higher(maximum stress of cycle equal 180 MPa). Themagnitude of the stress under the static loading was400 MPa.

The slip lines formed under cyclic loading werelocated at the angle of 82 degrees to the axis of loading.On the surface of the single-crystal as a result of thestatic loading action the slip lines of another orientationare formed. The angle of their inclination to the axis ofloading under the magnitude of the relative deformationnot more then 1.7% was -57 degrees. Thisdistinguishes them from the bands of fatigue nature.Thus, the possibility of indication of the static overloadsacting simultaneously with cyclic loading, wasdemonstrated.

The investigation of the single-crystal indicators withdifferent crystallographic orientation has proved thatthe orientation substantially influences both theintensity of process of the slip bands formation andthe external image of the slip lines. In some casesthe defected structures that are formed on the surfacecan not be presented quantitatively applying thedescribed technique, that is, by calculating the densityof the slip lines. So, during the investigation of thesingle-crystals with a plane of surface {100} and thedirection along the sample [100] the structures areformed, for the quantitative estimation of which themethods of the fractal geometry [2] is applied.

Fig. 2 – Evolution of PSB′s density under fatigue and staticoverload.

Foil indicator may be manufactured ofpolycrystalline foil as well. In such case for quantitative


# 90 #

estimation of accumulated fatigue damage thepresented below procedure can be used.

2. Computer-aided optical analysis of fatiguedamage for alclad aluminium alloys.

Studies on aluminum single crystals under fatigue[1,2] conducted at the National Aviation University andthe published results of some authors [3], showed aclose correlation of the accumulated fatigue damagelevel with the density of PSB′s. These results are thebasis for the proposed method. So, it was proposedto use the same approach for analysis of surfacestate of polycrystal structural materials [4].

Aluminium alloys D16AT, 2024T3 and 7075T6 havebeen chosen for experiment. These materials arewidely used for manufacturing of modern aircraft skinin Ukrainian, Russian and Western aircraft industry.

Flat specimens with a hole in the center, in orderto induce fracture localization were used in fatigue testprocedure. Such stress concentrator indicates thepoint for surface state checking as well.

The thickness of the specimen is 1.5 mm and thediameter of the hole is 4 mm. These dimensions werechosen taking into account that sheets 1.5 mmthickness are used in many cases for aircraft skinproduction, where the 4 mm hole imitates aconstructive hole for rivets. Riveted aluminumstructures are found to vary degrees on virtually allaircraft. In aircraft structures rivets are used to jointsheets of the skin, or to mount skin on frames andstringers. The number of rivets in the structure of amodern 200 seat passenger airplane is more than 1.5million. Thus, such kind of stress concentrator istypical.

All damage parameter measurements have beenperformed at the stress concentrator, where stresslevel is maximum.

Special computer-aided optical equipment hasbeen designed for deformation relief monitoring. Themain objective was to use standardized systems of

mass production with stable characteristics andrelatively low in cost. The present investigation ofdeformation relief and the quantitative estimation ofthe accumulated fatigue damage have been conductedwith the system containing metallographic lightmicroscope with the about X400 enlargement, digitalcamera with the number of pixels 1600x1200 andportable PC.

The three-dimensional character of observed patternand its correspondence to the known scheme ofintrusions and extrusions formation have beenconfirmed by means of Scanning Electron Microscopy(SEM) investigation by using microscope ZeissDSM950.

Images of cyclically loaded specimen surfaceshave been processed by special software. Thedeveloped program saves the surface images in BMPformat and gives the possibility to determinequantitatively the damage parameter D. Such parameteris equal to the area of specimen surface withdeformation tracks (PSB′s) divided by total consideredsurface.

Cyclic deformation test has been carried out witha hydraulic pulsating machine MUP-20. Tests havebeen performed under load control at frequency of 11Hz. The shape of loading cycle is sinusoidal. Theresearches have been carried out in the wide range ofstress conditions. A set of experimental curves thatshow the dependence of accumulated damageparameter on the number of cycles have been obtained.All curves and that presented below have been obtainedby the approximation with exponential function. Asan example the result of fatigue test of D-16 specimenand damage monitoring under the maximum stress of81,7 MPa and load ratio R = 0 is presented. Itexpresses the relationship of damage parameter Dand current number of cycles N с (Fig.3). Resultspresented have been approximated by the function

D = 0,0027 N с0,394 with correlation coefficient

R2 = 0,7865.The test was stopped after the nucleation of fatigue

crack of 1.0 mm length as it has been considered asthe critical state condition.

As it is seen from the graph, the minimum scatteris on the initial stage of the fatigue process, whereasthe final stage of the damage accumulation processhas maximum level of scattering.

The data obtained can be also presented as arelationship of damage parameter D and percentageof residual life. So, it is possible to predict aircraftunits life by the parameter D.

It is much more difficult to predict fatigue failure atrandom action of loads. The further research planintends to carry out testing under a wide range ofloading operation regimes. Both regular and programloading regimes will be materialized in order to simulateservice conditions.



Fig.3 – The dependence of damage parameter D on thenumber of load cycles.

As a result of scheduled researches, the followingexemplary procedure for aircraft fatigue analysis mightbe proposed :

1. Operating range of loading, load distribution alongthe structure, and material characteristics aredetermined. According to recommendations ofInternational Civil Aviation Organization (Doc. 9051-

AN/896, ICAO, 1987) the load range must be basedon statistic tests data obtained by means ofgeneralized load researches for the particular airplanetype.

2. Structure parts to be investigated are determined.The location of a possible damage can be determinedby analysis or on the basis of endurance tests for thewhole structure or its separate elements. If theestimation is performed by analysis, the followingparameters are to be taken into account: a) strainmeasurement data for defining the places of highstresses concentration and magnitude of theconcentration; b) places where residual deforma-tionsare arisen during previous tests; c) places of possiblefatigue damages defined by fatigue analysis; d)structure places which according to operationexperience of similar structural elements aresusceptible to fatigue.

3. Laboratory fatigue tests of structure elementswith monitoring of surface state of the foil indicator oralclad surface state are carried out to create data base.The test program is scheduled taking into accountoperating range of loads. For each state both thedamage parameters is estimated and factor of servicelife expiration is calculated as a relation of the numberof cycles corresponding to a given state to cyclenumber to failure under given loading condition. Theresult of such monitoring presents regression modelsfor life prediction.

4.Monitoring of fatigue process of aviation structuresin operation or under full-scale test is performed bymeans of inspection of foil indicators or skin surfacein determined areas in accordance with requirementsof Item 2 and by procedure stated in Item 3.

0.5 0.45 0.4 0.35 0.3 0.25 0.2 0.15 0.1 0.05

0 5 10 15 20 25 30

number of cycles, N 10× 4

Dam

age

para

met

er, D

5. The quantitative analysis of accumulated damage

of the structure inspected part is conducted byestimation of damage parameters and residual life byuse of regression models, composed on laboratorytest results.

Conclusion

Accumulated fatigue damage estimation of aircraftunits may be performed by the analysis of surfacepattern, created by the cyclic loads on the surface offoil indicators or directly on the surface of skin unit.

In case of foil indicator it might be recommendedto use two damage parameters: slip line density forsingle-crystal and relief saturation parameter D forpolycrystalline foil indicators.

As the deformation relief on the surface of thesurface layer of alclad alloys is observed in the veryfirst cycles of loads, the computer-aided opticalinspection of initial stages of fatigue damage ispossible.

The new approach may be used for indication ofmore dangerous points of aircraft structures, forprediction of fatigue crack under full scale test of aircraftstructures as well as for residual service life estimation.

References1. Zasimchuk E.E., RadchenkoA.I., Karus-

kevich M.V. Single-crystals as an Indicator of FatigueDamage//Fatigue Fract. Engng. Mater.Struct. -1992.-Vol.15, N 12. - P. 1281-1283

2. Karuskevich M.V., Gordienko Yu., Zasim-chuk E.E. Forecasting the critical state of deformedcrystal by analysis of smart defect structure.// Fractalcharacteristics and percolation critical indexes.Proceedings of the seventh conference on sensorsand their applications, held in Dublin, Ireland.-1995,10-13 September.-112-117.-Dublin. 3. Гурьев А.В., Савкин А.Н. Роль микропласти-ческих деформаций в усталости металлов//Меха-ническая усталость металлов.- Киев: Наукова дум-ка, 1983.-C.122-129.

4. Игнатович С.Р., Карускевич М.В., Каруске-вич О.М., Хижняк С.В., Якушенко О.С. Мониторингвтомного пошкодження алюмінієвих конструкційнихсплавів, Вісник НАУ NAU, 1(19) 2004. -C. 88-92.

Поступила в редакцию 25.07.2006 г.Рецензент: д-р техн. наук, проф. Дмитриев С.А.

Национальный авиационный университет, Киев.


# 92 #

Анотація: Розглянуто два способи моніторингу втоми авіаційних конструкцій: а) викори-стання фольгових індикаторів; б) безпосереднє спостереження і кількісна оцінка пара-метрів поверхневого деформаційного рельєфу плакованих алюмінієвих сплавів. Еволюціястану поверхні досліджена при різноманітних режимах циклічного навантаження.

Аннотация: Рассмотрено два способа мониторинга усталости авиационных конструк-ций: а) применение фольговых индикаторов; б) непосредственный контроль и количе-ственная оценка параметров поверхностного деформационного рельефа плакирован-ных алюминиевых сплавов. Эволюция состояния поверхности исследована при различ-ных режимах циклического нагружения.



Введение

Одна из основных причин выхода из строя га-зотурбинных двигателей - повреждение лопатоккомпрессора посторонними предметами (ПП), по-падающими в проточную часть. Повреждения ввиде забоин на кромках лопаток (рис.1) становят-ся концентраторами напряжений и снижают виброп-рочность лопаток. Снижается эксплуатационнаянадежность и безопасность полетов. Стремлениесделать кромки лопаток тоньше, чтобы уменьшитьпотери и повысить топливную экономичность дви-гателей делает проблему повреждения лопатокпосторонними предметами еще более актуальной.

Опубликованные исследования посвящены ана-лизу статистики повреждений, изучению механиз-ма образования дефектов [1,2], оценке сниженияусталостной прочности лопаток при появлении по-вреждений [2-4], разработке способов защиты отпопадания посторонних предметов в двигатель иповышению стойкости лопаток к повреждениям[5,6]. Влияние повреждений на усталостную проч-ность лопаток определяется конструктивными и тех-нологическими факторами, формой и размеромдефектов и, в силу многообразия этих факторов,изучено недостаточно. В настоящей работе приве-дены результаты исследования усталостной проч-ности лопаток при наличии концентраторов напря-жений в виде надреза и трещины. Исследованаэффективность повышения стойкости лопаток к

повреждению посторонними предметами путемсоздания объемных остаточных напряжений накромках. Полученные результаты могут быть полез-ны для оценки допустимых повреждений на кром-ках лопаток и выборе технологии и термообработ-ки.

1 Методика исследования

В качестве образцов для исследования исполь-зовали серийные натурные лопатки, прошедшиетехнологический контроль. Использование натурныхлопаток имеет в данном случае принципиальное зна-чение, так как позволяет наиболее полно учесть вли-яние факторов технологической наследственности.Исследования проводились на лопатках пятой сту-пени компрессора высокого давления. Лопатки сзамком типа «ласточкин хвост» имеют переменныйпо длине слабо закрученный профиль. Допуски наразмеры профильной части составляют 0,1 мм, ше-роховатость поверхности 0,32√ - 0,64√. Хорда про-филя неизменна по высоте и составляет 26 мм, от-носительная высота профильной части 2,42, отно-сительная толщина профиля в корневом сечении0,099, толщина входной кромкиhвх = 0,72 мм, выходной – 0,4 мм.

Исследованы пять групп лопаток, имеющиходинаковые геометрические параметры, но изго-товленные из разных материалов по различнымтехнологиям с различными вариантами термообра-ботки (исследование проводилось в рамках работ

УДК 621.452.3

М.Ш. Нихамкин, Л.В. Воронов, И.П. Конев

Пермский государственный технический университет, Россия

ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙ ИОБЪЕМНЫХ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ НА

УСТАЛОСТНУЮ ПРОЧНОСТЬ И СОПРОТИВЛЕНИЕРАЗВИТИЮ ТРЕЩИН В ЛОПАТКАХ КОМПРЕССОРОВ

Аннотация: Приведены результаты экспериментального исследования технологичес-ких факторов на чувствительность титановых лопаток компрессора высокого давле-ния к эксплуатационным повреждениям. Получены эффективные коэффициенты кон-центрации напряжений для концентраторов в виде надрезов и трещин на входной кром-ке. Исследована эффективность повышения стойкости лопаток к повреждению по-сторонними предметами путем создания объемных остаточных напряжений на кром-ках. Результаты могут быть использованы при выборе термообработки и технологииизготовления лопаток, также для оценки допустимых повреждений.

k%C=2*, *%ìC!е““%!=, 3“2=ë%“2…= C!%÷…%“2ü, *%…öе…2!=ö, …=C! ›е…, L, 2!е?, …%“2%L*%“2ü,%KAеì…/е %“2=2%÷…/е …=C! ›е…,

© М.Ш. Нихамкин, Л.В. Воронов, И.П. Конев 2006 г.


# 94 #

по отработке технологии). Лопатки первой группыизготовлялись из титанового сплава ВТ3-1 механи-ческой обработкой из штампованной заготовки,прошедшей двойной отжиг. Лопатки второй группыизготовлялись по аналогичной технологии из тита-нового сплава ВТ8М. Лопатки третьей группы изго-товлены из сплава ВТ8М холодным вальцеваниемиз штампованной заготовки; после вальцеваниялопатки подвергались старению и виброгалтовке.Лопатки четвертой группы отличались термообра-боткой: перед старением проводился вакуумныйотжиг. Лопатки пятой группы изготовлены из спла-ва ЭИ787ВД вальцеванием с последующей закал-кой и старением. Данные о пределах выносливос-ти исследованных лопаток приведены в таблице 1,там же приведены сведения о поверхностных ос-таточных напряжениях σпов, определенных мето-дом Давиденкова и объемных остаточных напря-жений на корыте, определенные методом полногоосвобождения. Следует отметить, что в лопаткахтретьей группы поверхностные остаточные напря-жения меняют знак на глубине в 3-5 мкм, в осталь-ных 10-20 мкм.

Таблица 1Характеристики исследованных лопаток

Чувствительность к концентрации напряженийоценивалась эффективным коэффициентом концен-трации напряжений Кσ, представляющим собойотношение предела выносливости лопаток с кон-центратором напряжений σ-1к к пределу выносли-

вости лопаток без концентратора σ-1. При одинако-вом теоретическом коэффициенте концентрации,определяемом геометрией концентратора, эффек-тивный коэффициент концентрации Кσ характери-зует чувствительность лопаток к концентрации на-пряжений.

Концентратор напряжений имел V-образнуюформу с углом раскрытия 60° , радиусом в верши-не R = 0,1 мм и глубиной h = 0,4 мм иh = 0,8 мм (рис.1). Концентратор наносился на вход-ной кромке в месте максимальных напряжений,возникающих в лопатке при колебаниях по первойизгибной форме. Усталостные испытания проводи-лись при колебаниях лопатки по первой изгибнойформе на базе 2.107 циклов на электродинамичес-ком вибростенде в условиях вынужденных резо-

нансных колебаний по первой изгибной форме.Цикл нагружения – симметричный, температура –комнатная.

Рис.1 – Схема подготовки лопатки к испытаниям

Существенное влияние на снижение усталост-ной прочности лопаток оказывает радиус скругле-ния R в вершине надреза. Его трудно контролиро-

вать и при осмотрах в эксплуатации и в специаль-ных экспериментах. Отчасти этим обстоятельствомобъясняется различие экспериментальных данныхразных авторов по чувствительности лопаток к за-боинам.

В настоящей работе в качестве концентраторанапряжений кроме надреза использовали устало-стную трещину, возникающую в его вершине. Этопозволяет получить «верхнюю» оценку концентра-ции напряжений, не зависящую от формы и радиу-са скругления в вершине надреза. Предел вынос-ливости в этом случае определяли как напряже-ние, при котором скорость роста трещины состав-ляла менее 10-11 м/ц. Скорость роста трещины ре-гистрировали визуально-оптическим методом. Бо-лее подробно методика проведения экспериментапри определении предела выносливости лопатки стрещиной изложена в работе [7].

2 Концентрация напряжений

Концентратор напряжений в виде V-образногонадреза приводит к значительному снижению пре-дела выносливости лопаток. Полученные значенияэффективного коэффициента концентрации для над-реза глубинойh = 0,4 мм (h/hвх = 0,5) приведены в табл. 1.

Чувствительность к концентрации напряженийлопаток из сплава ЭИ787ВД (Кσ=1,08) значитель-но ниже, чем лопаток из титановых сплавов (Кσ=1,7-2,37). Для титановых лопаток третьей группы изсплава ВТ8М и первой группы из сплава ВТ3-1 чув-ствительность к концентрации напряжений несколь-ко ниже (Кσ=1,7), чем для второй и четвертой группиз сплава ВТ8М. При этом во второй и третьей груп-пах, несмотря на существенное различие предела

№ гр.

Материал σ-1 МПа

σ-1к МПа Кσ σпов

МПа σоб МПа

1 ВТ3-1 465 273 1,7 -580 -20

2 ВТ8М 517 224 2,3

3 ВТ8М 380 223 1,7 -300 +27

4 ВТ8М 380 160 2,37 -225

5 ЭИ787ВД 325 300 1,08



выносливости лопаток без концентратора σ-1 , пре-дел выносливости σ-1к лопаток с концентраторомпрактически одинаков. Различие в значениях Кσдля лопаток из сплава ВТ8М, различающихся тер-мообработкой и технологией, такое же, как междулопатками из разных сплавов ВТ3-1 и ВТ8М.

Важным геометрическим фактором, определя-ющим снижение предела выносливости, являетсяглубина концентратора h. С увеличением относи-тельной глубины h/hвх эффективный коэффициентконцентрации заметно возрастает (рис.2).

Рис. 2 – Эффективные коэффициенты концентрациинапряжений в лопатках с надрезами 1, 2 - лопатки первой

(ВТ3-1) и третьей (ВТ8М) групп

Концентрация напряжений от трещин, как и сле-довало ожидать, значительно выше, чем от надре-зов (рис.3). Для титановых лопаток с трещиной,имеющей относительную длину со стороны коры-та l/hвх=1,0 эффективный коэффициент концентра-

ции Кσ лежит в пределах3,5-4,7. С увеличением длины трещины он несколь-ко возрастает.

Рис. 3 – Эффективные коэффициенты концентрациинапряжений в лопатках с трещинами 1- 5 – номера групп

лопаток

Как и в случае концентратора-надреза значе-ние Кσ для лопаток из сплава ЭИ787ВД существен-но ниже, чем для титановых, и не превосходит Кσ= 2,5.

Различие в значениях Кσ для геометрически

одинаковых лопаток второй, третьей и четвертойгрупп из сплава ВТ8М демонстрирует влияние тех-нологии и термообработки на чувствительность к

концентрации напряжений. Это согласуется с дан-ными о влиянии технологических факторов на ха-рактеристики циклической трещиностойкости лопа-ток из титановых сплавов [7].

3. Влияние объемных остаточных напряже-ний

В работах [5, 6] предложено специально созда-вать благоприятные поля объемных остаточныхнапряжений на входной и выходной кромках лопа-ток с тем, чтобы повысить их вибропрочность иживучесть при возникновении на кромках эксплу-атационных повреждений.

В монографии [8] изложен опыт Пермского мо-торного завода по разработке технологии упрочне-ния лопаток. Остаточные напряжения возникают врезультате пластической деформации, происходя-щей при локальном нагреве лопатки с помощьюмощного лазера. На рис.4а пунктирной линией по-казана схема движения лазерного луча при обра-ботке. Характер распределения получающихсяостаточных напряжений в направлении оси лопат-ки показан на рис. 4б. Остаточные напряжения навходной и выходной кромках сжимающие, на вход-ной кромке они составляют по оценкам [8] 80ѕ…100МПа.

а) б)

Рис. 4 – Схема обработки лопатки (а) и характер распре-деления остаточных напряжений по средней линии

профиля лопатки (б)

Исследование эффективности такого упрочне-ния лопаток проводилась на примере рабочихлопаток 9-й ступени компрессора высокого давле-

ния. Лопатки имеют хорду профиля 23,6мм, отно-сительную высоту профильной части 1,5, относи-тельная толщина профиля в корневом сечении со-ставляет 0,085, толщина входной кромки 0,44 мм.Лопатки изготовлены из сплава ЭИ787ВД холод-ным вальцеванием из штампованной заготовки,термообработка - закалка с последующим старе-нием и виброгалтовкой.

Для оценки чувствительности лопаток к концен-


# 96 #

трации напряжений пользовались методикой, из-ложенной выше. В качестве образцов использова-ли серийные натурные лопатки, прошедшие тех-нологический контроль. Что имеет в данном слу-чае принципиальное значение, так как позволяетнаиболее полно учесть влияние остаточных напря-жений, созданных лазерной обработкой.

Остаточные напряжения практически не повли-яли на предел выносливости лопаток: после лазер-ной обработки его значение, определенное пред-приятием-изготовителем на натурных лопатках,составило σ-1 =330 МПа, что на 6% ниже, чем усерийных лопаток [8].

Предел выносливости для лопаток с концентра-тором напряжений глубиной 0,5 мм(h/hвх=1,13) составил для необработанных лопатокσ-1к =220 МПа, для обработанных –σ-1к =280 МПа. Соответственно, эффективные ко-эффициенты концентрации напряжений составилидля необработанных лопаток Кσ = 1,5, а для обра-ботанных – Кσ= 1,18, то есть на 27% ниже.

Влияние объемных остаточных напряжений начувствительность к концентрации напряжений оттрещин оценивали по пределу выносливости ло-паток с трещинами, который определяли по опи-санной выше методике. Полученные значения эф-фективного коэффициента концентрации напряже-ний для четырех исследованных лопаток-образцовприведены в таблице 2.

Таблица 2Сравнение значений эффективного коэффициентаконцентрации напряжений от трещин в лопаткахиз сплава ЭИ787ВД до и после лазерной обра-

ботки

Для трещин с относительной длиной со сторо-ны корыта l/hвх=2,3…3 у необработанных лопатокКσ = 2,36-2,75. После лазерной обработки коэффи-циент концентрации понизился на 22-33% и соста-вил Кσ = 1,83-2,06. Такое снижение чувствительно-сти к концентрации напряжений существенно пре-восходит рассеяние экспериментальных данных.


Сравнение значений Кσ для титановых лопатокиз сплавов ВТ3-1 и ВТ8М показывает, что чувстви-тельность к концентрации напряжений определя-ется технологическими факторами и термообработ-

кой в не меньшей степени, чем маркой сплава.Погрешности определения эффективного коэф-

фициента концентрации напряжений от надреза,связанные с невозможностью точного выполнениярадиуса скругления в его вершине, могут бытьисключены, если в качестве предельно острогонадреза рассматривать трещину. Значения Кσ длятрещин в 1,8-2,9 раза выше, чем для надреза.

Полученные зависимости Кσ от относительнойглубины надреза и длины трещины могут быть ис-пользованы для оценки допустимых поврежденийна кромках лопаток.

Создание на входной кромке лопатки сжимаю-щих объемных остаточных напряжений 80ѕ…100МПа позволяет на 27% снизить эффективный ко-эффициент концентрации от надреза и на 22-33% -от трещины. Такое снижение может означать мно-гократное повышение ресурса работы лопаток сповреждениями от посторонних предметов и суще-ственное снижение вероятности поломки.


1. Доргов Л.С., Метёлкин Е.С., Белоусов Г.Г.,Шляпников В.В. Некоторые особенности разру-шения повреждённых лопаток компрессоров //Исследования, испытания и надёжность силовыхустановок: Труды ГосНИИ ГА. Вып 248. –М., 1986.–С. 61-66.2. Nowell D., Duу P. and Stewart I.F. Prediction offatigue performance in gas turbine blades after foreignobject damage / International Journal of Fatigue, 25,Р. 963-969 (2003)3. Налимов Ю.С. Омельченко В.В., Грязнов Б.А.,Городецкий С.С. Влияние концентраторов напря-жений на несущую способность компрессорныхлопаток из титановых сплавов // Проблемы прочно-сти. 1985. –N5. – С. 100-104.4. Белоусов Г.Г., Пивоваров В.А. Влияние формколебаний на сопротивление усталости рабочихлопаток компрессоров // Динамика, выносливостьи надежность авиационных конструкций и систем.М.: МИИГА, 1980. С.10-14.5. Биргер И.А., Бобылёв А.А., Ободан Н.И. О вли-янии объёмных остаточных напряжений на раз-витие усталостных трещин // Тез.докл. III Всесо-юз. симп. по механике разрушения. Киев: ИППАН УССР, 1990. –С. 19-20.6. Богуслаев В.А. О возможности повышениядолговечности лопаток с повреждениями / Про-блемы прочности. 1992. –N 4. –С. 45-49.7. Нихамкин М.Ш. Методика экспериментальногоопределения характеристик циклической трещи-ностойкости лопаток газотурбинных двигателей //Заводская лаборатория. Диагностика материалов,2002, №4. С. 44-48.8. Основы технологии создания газотурбинныхдвигателей для магистральных самолетов / под ред.

Кσ № l/hвх до

обработки после

обработки %

1 2,97 2,36 1,83 29

2 2,61 2,75 2,06 33

3 2,29 2,36 1,94 22

4 2,27 2,36 1,94 22



А.Г. Братухина, Ю.Е. Решетникова, А.А. Инозем-цева М.: Авиатехинформ. 1999. –544 с.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Бульбо-вичР.В., Пермский государственный техническийуниверситет, Пермь, Россия

Анотація: Наведено результати експериментального дослідження технологічних факторівна чутливість титанових лопаток компресора високого тиску до експлуатаційних уш-коджень. Отримано ефективні коефіцієнти концентрації напруг для концентраторів увигляді надрізів і тріщин на вхідній кромці. Досліджено ефективність підвищення стійкостілопаток до ушкодження сторонніми предметами шляхом створення об’ємних залишко-вих напруг на кромках. Результати можуть бути використані при виборі термообробки йтехнології виготовлення лопаток, також для оцінки припустимих ушкоджень.

Abstract: The results of experimental research are described in influence of technological factorson stress concentration in compressor blades due to foreign subject damages. It is found theeffective stress concentration factor for two types of concentrator on the blade trailing edge:notch and fatigue crack. The effect of compressive volumetric residual stress initiation in bladetrailing edge on resistance to foreign subject damages is analyzed. The results may to be usefulfor chouse of technology and heat treatment.


# 98 #

Введение

Предел выносливости является важной харак-теристикой материала при прогнозировании долго-вечности детали, подвергающейся периодическо-му нагружению, что подчёркивает актуальностьисследований влияния технологических факторовна величину усталостной прочности. Долговечностьопределяется двумя стадиями усталостного раз-рушения — стадией зарождения трещины устало-сти и стадией ее стабильного распространения. Вконструкции или детали, не имеющих начальныхдефектов больше определенного критического раз-мера, первая стадия практически определяет вре-мя до разрушения. При наличии дефектов большекритического размера долговечность определяет-ся второй стадией. Критический размер трещины– свой для каждого материала. При превышениикритического размера постоянной величиной дляданного материала является пороговый коэффици-ент интенсивности напряжений. В этом случае ус-талостные свойства материала определяются ха-рактеристиками циклической трещиностойкости.Таким образом, необходимо подчеркнуть актуаль-ность исследований влияния технологических па-раметров на характеристики трещиностойкости ма-териала изделий.

1 Формулирование проблемы

УДК 621.793.7

С.А. Войтенко1, О.В. Покатов1, С.Е. Маркович2, В.Н. Фандеев3

1 ОАО «Мотор Сич», Запорожье, Украина.2 Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,

Харьков, Украина.3 ОАО «Днепропетровский агрегатный завод»

ЗАКОНОМЕРНОСТИ РАСПРОСТРАНЕНИЯУСТАЛОСТНЫХ ТРЕЩИН В ПРЕДВАРИТЕЛЬНО

ДЕФОРМИРОВАННОМ МАТЕРИАЛЕ

Аннотация: Проведен анализ циклической трещиностойкости образцов из титановогосплава ВТ5-1, имеющих различные степени остаточной поперечной деформации. Иссле-довались изменения форм трещин при периодическом нагружении, зависимости порого-вых значений коэффициентов интенсивности напряжений от параметров получения тре-щины.

Трещиностойкость, коэффициент интенсивности напряжений, усталостные трещи-ны, периодическое нагружение

Как свидетельствуют результаты различныхисследований, однозначной связи между характе-ристиками циклической трещиностойкости и пре-делом выносливости пока не обнаружено [1, 2, 3]— материалы с сильно различающимися преде-лами выносливости могут иметь примерно одина-ковые характеристики трещиностойкости, и наобо-рот.

Поэтому изучения влияния предварительнойпластической деформации на предел выносливо-сти титановых сплавов недостаточно для представ-ления полной картины изменения свойств матери-ала при циклическом нагружении. Необходимо ис-следование характеристик трещиностойкости припериодическом нагружении.

Изучению влияния пластической деформации нахарактеристики циклической трещиностойкостиметаллов посвящены и работы [2, 3, 4, 5, 6]. В нихрассматриваются различные типы пластическогодеформирования: растяжение, сжатие, холоднаяпрокатка. В работе [6] обнаружено, что при повы-шении степени пластической деформации цикли-ческая и статическая трещиностойкость изменяет-ся экстремально: при малых деформациях эти ха-рактеристики возрастают, а затем наблюдается ихснижение. Исследованиями Легри, Хаддата и Топ-пера установлено, что предварительное деформи-рование прокаткой стали САЕ1010 оказывает не-значительное влияние на скорость роста трещинсвыше 10-9 м/цикл (рис.1).

© С.А. Войтенко, О.В. Покатов, С.Е. Маркович, В.Н. Фандеев 2006 г.



Рис. 1 – Влияние предварительного деформированияпрокатной стали САЕ1010 на скорость роста усталост-ных трещин [2]: 1 — уменьшение в толщине 23%, 2 —

56%, 3 — 76%

Однако ниже, чем 10-9 м/цикл холодная про-катка значительно повышает скорость роста и из-меняет величину порогового коэффициента интен-сивности напряжений Кth [2]. Важно отметить, чтопредел выносливости при холодной прокатке дан-ной стали значительно увеличивается.

Аналогичные исследования алюминиевогосплава В95пчТ2 показали, что предварительнаяпластическая деформация сжатием до 5—8% прак-тически не изменяет скорость роста трещин уста-лости, но повышает значение предела выносливо-сти.

Однако, предварительное пластическое растя-жение того же сплава наоборот увеличивает ско-рость роста трещин усталости (рис.2), а на пределвыносливости не оказывает влияния [3].

Рис. 2 – Изменение скорости роста трещин усталости поддействием предварительного пластического деформиро-

вания растяжением сплава В95пчТ2 [3]:Vε — скорость роста трещины в деформированном

материале;

V — в недеформированном материалеТаким образом, четкой корреляции между сте-

пенью пластической деформации, пределом вынос-ливости и параметрами трещиностойкости пока несуществует.

2 Решение проблемы. Определение харак-теристик трещиностойкости сплава ВТ5-1 приразных степенях предварительной деформа-ции

В данной работе приводятся результаты иссле-дования влияния предварительной деформации нахарактеристики циклической трещиностойкостититанового сплава типа ВТ5-1.

При оценке циклической трещиностойкостипредварительно деформированного сплава типаВТ5-1 выделены четыре характерные степени пла-стической деформации растяжением, соответству-ющие остаточной поперечной деформации ε′ 0%,0,2%, 0,5%, 3,0%. Для этих степеней деформацииизучались: изменения форм трещины при перио-дическом нагружении, зависимости пороговых зна-чений коэффициентов интенсивности напряженийот параметров получения трещины, условия гаран-тированного неразвития любой усталостной трещи-ны, влияние параметров нагруженности трещинына скорость ее развития.

Исследование влияния начальных условий по-лучения трещины (КH) на пороговые значения КИН(Кt) и определение наименьшего из возможныхвеличин пороговых КИН-Кt0 осуществлялось с при-менением методики, разработанной в работах [7,8].

Для испытаний использовались образцы круг-лого сечения с диаметром рабочей части 20 мм.Предварительно серии образцов деформировалисьдо заданных величин предварительной деформа-ции (0,2%, 0,5%, 3,0%) центральным растяжениемна гидравлическом прессе ГРМ-1. Определениехарактеристик трещиностойкости проводилось намашине конструкции ЦНИИТМАШ У-20. Схема ус-талостных испытаний — консольное нагружениепри поперечном изгибе с вращением. Частота на-гружения 33 Гц. Цикл симметричный. Полуэллип-тическую трещину инициировали в расчетном се-чении образца от концентратора в виде отверстиядиаметром и глубиной 0,3 мм. Рост трещины на-блюдался при помощи микроскопа МБС-9, позво-ляющего вести контроль за изменением длины тре-щины с точностью до ±0,01 мм.

Для того, чтобы имелась возможность вычис-лять коэффициент интенсивности напряжений, не-обходимо было установить зависимость формытрещины от ее размеров при изгибе с вращением.Для этого вскрывался ряд трещин различных раз-меров (а/d = 0,05-0,30), полученных при разныхусловиях циклического нагружения недеформиро-ванного образца. Измеряя соотношение полуосейа и b полуэллиптических трещин и применяя ли-нейный регрессионный анализ, установили, чтоформа трещины длиной не более 0,6 диаметра об-разца может быть описана уравнением

b/а = 0,86 - 0,64 a/d. (1)


# 100 #

Результаты обмера трещин после вскрытияпредставлены на рисунке 3. Соотношение (1) прак-тически совпадает с корреляционной зависимос-тью между b/а и а/d, полученной в работе [8] длясплава типа ВТ6.

Рис. 3 – Зависимость формы трещины от ее относитель-ного размера

Вскрытие и обмер усталостных трещин в образ-цах, предварительно деформированных растяже-нием до величин поперечной остаточной деформа-ции 0,2%, 0,5%, 3,0%, показали удовлетворитель-

ное соответствие величин а и b уравнению линей-ной регрессии (1). Это позволяет заключить, чтопредварительное пластическое деформирование неоказывает влияния на форму усталостной трещи-ны. На рисунке 4, например, можно видеть, чтоформы вскрытых трещин деформированного и не-деформированного образца одинаковы.

В результате усталостных испытаний при сту-пенчатом изменении нагрузки получены значениякоэффициентов интенсивности напряжений, прикоторых трещины, выращенные при различных КH,растут и не растут. Это дало возможность опреде-лить пороговые значения Кt. По результатам экс-периментальных данных для четырех величин ос-таточной деформации были получены зависимос-ти Кt от КH , определены степени чувствительностипороговых значений КИН к начальным условиям aи уровень КИН, при котором трещина любых раз-меров, полученная при любых условиях, не будетразвиваться, — Кt0.

Рис. 4 – Формы усталостных трещин недеформированно-го (а) и деформированного до величины остаточной

деформации ε′ = 3% (б) образцов

Влияние предварительного деформирования назависимость Кt от КH представлено на рисунках 5,6, 7, 8. Изменение величин Кt0 и α при различныхстепенях деформации отражено в таблице 1.

Рис. 5 – Зависимость пороговых значений Кt от началь-ных условий КН для недеформированного сплава типа

ВТ5-1

Так как база испытаний была принята равной 106

циклов, определенные пороги Кt соответствовалиКИН, при котором скорость развития трещины непревышала 10-11 м/цикл. Испытания проводилисьна образцах с трещинами размером от 1 до 12 мм.В отличие от влияния предварительного деформи-рования на предел выносливости сплава типа ВТ5-1 [9], резких изменений характеристик трещинос-

тойкости при остаточной поперечной деформации,равной 0,2%, не наблюдается.Рис. 6 – Зависимость Кt от КН для деформированного

сплава. ε′ = 0,2%Рис. 7 – Зависимость Кt от КН для деформированного

сплава. ε′ = 3,0%

Рис. 8 – Сравнение зависимостей Кt от КН для титаново-го сплава типа ВТ5-1:

1 – недеформированного; 2 - деформированного довеличины остаточной деформации 0,2%; 3 - деформиро-ванного до величины остаточной деформации 0,5%; 4 -деформированного до величины остаточной деформации

3,0%

Повышение порога Кt0 и уменьшение чувстви-

тельности к начальным условиям a в исследован-ном интервале деформаций происходит монотон-

10

Kt0 =4,21 I

6

2

4

64 8

II

8

Kt1/2

M

12 14 MKH, MΠa 1/2

I

MΠa

I

10

Kt0 =4,75 I6

2

4

64 8

II

8

Kt1/2

M

I

12 14 MKH, MΠa 1/2

I

MΠa



но.

Таблица 1Характеристики трещиностойкости сплава ВТ5-1при разных степенях предварительной деформа-

ции


Можно заключить, что предварительное плас-тическое деформирование растяжением оказыва-ет некоторое положительное влияние на такую важ-ную характеристику циклической трещиностойкос-ти, как пороговое значение Кt0 [10]. По мере возра-стания величины деформации от 0 до 3% происхо-дит незначительное повышение уровня порога Кt0от 4,21до 5,53 МПа⋅м1/2. При этом снижается чувствитель-ность пороговых значений коэффициентов интен-

сивности напряжений к условиям получения уста-лостной трещины (рис.8).


1. Когаев В.П., Махутов Н.А., Гусенков А.П. Рас-четы деталей машин на прочность и долговечность:(Справочник). –М.: Машиностроение, 1985.—224 с.2. Legris L., El Haddat M.H., Topper T.N. The effectof cold rolling on the fatique properties of a SAE 1010

// Mater., Exp. and Design Fatique: Proc. Fatique’81,Warwick, 24-27 March, 1981.–Guildford, 1981.–P. 97-105.3. Каинов А.Б. Генетика усталостного разрушениялегких сплавов в связи с пластическими деформа-циями при формообразовании элементов конструк-ций: Автореф. дис. ... канд. техн. наук. –М.; 1986.–20 с.4. Трощенко В.Т., Ясний П.В., Покровский В.В.Влияние однократной предварительной пластичес-кой деформации на трещиностойкость. Сообщение2. Подход к прогнозированию скорости роста уста-лостных трещин //Проблемы прочности –1988. –№12.–С. 14-18.5. Влияние предварительной пластической дефор-мации на параметры трещиностойкости стали /В.Н.Хитров, Ю.А.Озеров, В.Н.Литовченко, А.В.Пав-ловский //Механика разрушения металлов: Тез.докл. 1 Всесоюзной конф.–Львов, 1987.–С. 300.6. Георгиев М.Н., Симонов Ю.Н. Влияние предва-рительной холодной пластической деформации натрещиностойкость малоуглеродистой стали //Изв.АН СССР. Сер. Металлы.–1988.–№1.–С. 103-106.7. Вассерман Н.Н., Згогурин В.В. Исследованиеусловий нераспространения трещин усталости прикруговом изгибе образцов из сплава типа ВТ6 //Динамика и прочность механических систем.–Пермь, 1977.–С. 131-133.8. Вассерман Н.Н., Калугин В.Е., Ковалев И.Е.Влияние предварительной пластической деформа-ции на характеристики циклической трещиностой-кости титанового сплава типа ВТ5-1 //Сопротивле-ние усталости и повышение несущей способностиизделий методом поверхностной пластической де-формации: Тез. докл. научн. техн. конф. –Пермь,1988–С. 29-30.9. Вассерман Н.Н., Гладковский В.А., Згогу-рин В.В. К определению коэффициента интенсив-ности напряжений при изгибе круглых гладких об-разцов с трещинами усталости//Физико-химическая механика материалов.—1978.—№2.—С.42-48.

Поступила в редакцию 01.04.2006 г.Рецензент: д-р техн. наук, проф. Борисе-

вич В.К. Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков

2 4 6 8 10 12 14 16

4

6

8

Kt

IKt0 =5,53 I III

MΠa M1/2

MΠa M1/2KH,

MΠa

10

I6

2

4

64 8

II

8

Kt1/2M

II

1612 14 MΠaKH, M1/2

4

21

3

εґ,% Кt0, МПа.м1/2 α 0 4,21 0,354

0,2 4,75 0,230 0,5 4,85 0,226 3,0 5,53 0,097


# 102 #

Анотація: Проведено аналіз циклічної тріщиностійкості зразків з титанового сплаву ВТ5-1, що мають різні ступені залишкової поперечної деформації. Досліджувалися зміни формтріщин при періодичному навантаженні, залежності граничних значень коефіцієнтів інтен-сивності напружень від параметрів одержання тріщини.

Аbstract: The analysis of cyclic crack-resistance of samples from titanium alloy ВТ5-1, whichhave various degree of residual strains, is carried out. The changes of the cracks forms wereinvestigated at periodic loading, dependence of critical values of pressure intensity parametersfrom crack parameters.



Замковые соединения являются достаточнонапряжёнными и ответственными узлами турбома-шин. Высокая концентрация напряжений в галте-лях зубьев способствует зарождению трещин, ко-торые развиваются в условиях циклических нагру-жений и ползучести материала.

Рассмотрено трёхопорное замковое соединениеторцевого типа газотурбинной установки ГТН-25,диск которой содержал 90 лопаток. Расчётная схе-ма с дискретизацией на конечные элементы пока-зана на рис. 1.

Рис. 1 – Расчётная схема с дискретизацией на конечныеэлементы

УДК 539.3

Н. Г. Шульженко, П. П. Гонтаровский, И. И. МележикИнститут проблем машиностроения А. Н. Подгорного НАН Украины,

г. Харьков, Украина

ОЦЕНКА ТРЕЩИНОСТОЙКОСТИ ЗАМКОВЫХСОЕДИНЕНИЙ ЛОПАТОК ТУРБОМАШИН

Аннотация: Приводятся результаты расчёта кинетики трещины в условиях малоцик-ловой усталости при пусковых режимах и ползучести материала в трёхопорном замко-вом соединении ёлочного типа газотурбиной установки ГТН-25 при наличии гипотети-ческой трещины в диске под верхним зубом. Расчёт термонапряжённого состояния втермоконтактной постановке, а также коэффициента интенсивности напряжений вы-полнен методом конечных элементов. Учитывалось перераспределение контактныхдавлений между зубьями соединения вследствие подрастания трещины.

g=ì*%"%е “%еä, …е…, е, *, …е2, *= 2!е?, …/, 2е!ì%*%…2=*2…= ƒ=ä=÷=, *%.- - , ö, е…2 , …2е…“, "…%“2,…=C! ›е…, L, ìе2%ä *%…е÷…/. .ëеìе…2%"

Расчётная область ограничена меридиональны-ми полуплоскостями под углом 2 градуса, где мож-но поставить граничные условия симметрии для за-дач теплопроводности и термомеханики.

На наружном радиусе приложена распределён-ная нагрузка от пера лопатки интенсивностью 98,2 МПа, а на внутреннем – перемещения, получен-ные при расчёте диска. Номинальная скорость вра-щения ротора – 5200 об / мин.

Лопатка изготовлена из стали ЭИ-893, а диск –из стали ЭИ-802. Теплотехнические и физико-ме-ханические свойства материалов приводятся в таб-лицах 1 и 2, соответственно.

Таблица 1Свойства материала ЭИ - 893, зависящие от

температуры

Таблица 2Свойства материала ЭИ - 802, зависящие от

температуры

Т,°С K, Вт/м град

ρC ⋅106, Дж/м3⋅К

α⋅105, 1/град

E⋅105, МПа

ν

20 12,7 3,4 1,10 2,22 0,300 200 13,0 4,1 1,19 2,10 0,305 300 13,8 4,4 1,23 2,02 0,315 400 15,5 4,9 1,27 1,95 0,320 500 17,2 5,4 1,30 1,90 0,320 600 19,7 6,0 1,32 1,84 0,330

Т,°С K, Вт/м град

ρC ⋅106, Дж/м3⋅К

α⋅105, 1/град

E⋅105, МПа

ν

20 23,0 3,75 1,00 2,16 0,300 200 24,0 3,91 1,05 2,05 0,305 300 25,5 4,27 1,07 2,00 0,310 400 25,9 4,9 1,10 1,94 0,320 500 26,3 5,8 1,12 1,84 0,329 600 27,2 7,0 1,16 1,66 0,340

© Н. Г. Шульженко, П. П. Гонтаровский, И. И. Мележик 2006 г.


# 104 #

Гипотетическая трещина глубиной 0,5 мм с вер-шиной в точке А показана на расчётной схеме жир-ной линией.

Методика расчёта кинетики трещин, основаннаяна вычислении коэффициента интенсивности напря-жений (КИН) интерполяционным методом Овчинни-кова А. В. [1], неприменима для оценки трещино-стойкости замковых соединений из-за сложностигеометрии объекта, перераспределении контактныхнапряжений и наличии плоскости симметрии в рас-чётной схеме по гребню диска.

В данной работе вычисление КИН осуществля-ется МКЭ [2] для фиксированных размеров трещи-ны с последующей интерполяцией для промежу-точных размеров.

Термонапряженное состояние замкового соеди-нения рассматривалось в рамках плоской термо-контактной задачи, где задача теплопроводности итермомеханики связаны через заранее неизвест-ные условия контактного взаимодействия. Терми-ческое сопротивление зоны контакта предполага-лось зависящим от контактного давления и состо-яния (шероховатости) поверхностей контакта [3].

Температурное поле замкового соединения настационарном режиме работы приведено на рис.2.

Рис. 2 – Температурное поле замкового соединения на

стационарном режиме работыГраничные условия теплообмена подбирались

из условий совпадения расчётных температур сэкспериментально измеренными на работающейустановке на стационарном режиме работы. Вслед-ствие того, что коэффициент линейного расшире-ния более нагретой части соединения – хвостови-ка лопатки – является большим, чем у гребня дис-ка, верхний зуб диска в беззазорном соединенииявляется наиболее нагруженным.

Малые площадки контакта между зубьями, про-тяженностью 1 мм, оказывались сильно нагружен-ными, но это не приводило к выравниванию уси-лий между зубьями вследствие возникновенияпластических зон, которые являлись стеснённымиупругими деформациями. Вследствие этого разру-шение зачастую происходило по верхнему зубудиска, а не лопатки, что требовало замену ротора.Для выравнивания усилий по площадкам контактапредложено шаг между зубьями дисков делать на0,01 мм большим, чем у хвостовика лопатки. В этомслучае на стационарном режиме усилия по пло-щадкам контакта оказались практически одинако-выми (средний зуб нагружен несколько меньше).Однако на пусковом режиме хвостовик лопаткинагревается раньше гребня диска, поэтому имеетместо дополнительное подгружение верхнего зубапочти на 40 %. Распределение интенсивностейнапряжений в разных точках на стационарном ипусковом режимах приведено на рис. 3 и 4.Рис. 3 – Распределение интенсивности напряжений на

стационарном режиме

Расчёт КИН в вершине трещины производился

МКЭ для трещин глубиной 0,5; 1; 1,5; 2; 3 и 4 мм.Сетка конечных элементов сгущалась к вершинетрещины по закону геометрической прогрессии,



когда каждый ближайший к вершине трещины ко-нечный элемент был меньше предыдущего в 1,4раза. Размер наименьшего элемента у вершинытрещины составлял 0,01мм. КИН в зависимостиот глубины трещины на стационарном и пусковомрежимах приводится в таблице 3.

Рис. 4 – Значения интенсивностей напряжений напусковом режиме

Кинетика трещины при циклическом нагружениии ползучести описывалась уравнением Пэриса [4]:

NnIN KC

dNdL

Δ= ,

CnICKC

dtdL

= ,

где L – длина трещины;N – число циклов нагружения за тыс. часов;КI – коэффициент интенсивности напряжений;t – время;СN, nN, СC, nC – константы материала, которые

в данном расчёте имели следующиезначения : СN = 6,5⋅10-11 , nN = 3,585 [5],СC = 4,6602 ⋅10-11 , nC= 5,0685.

Таблица 3Значения КИН в вершине трещины

Время живучести соединения при начальной глу-бине трещины 0,5 мм и отнулевом циклическом на-гружении с частотой 100 циклов/тыс. часов соста-вило 18 тыс. часов. Отметим, что КИН не достигаетсвоего критического значения КIС при прорастании

трещины насквозь из-за уменьшения нагрузки наверхнем зубе.

Допустимое время трещиностойкости составля-ло 11,8 тыс. часов при значении коэффициент за-паса по длине трещины nL=2,2.

Зависимость длины трещины от времени при-ведена на рис. 5.

Рис. 5 – Зависимость длины трещины от времени

Расчеты выполнялись и для других типов зам-ковых соединений, например, для одноопорногогрибкового соединения лопаток турбин с верховойпосадкой при наличии плоской трещины в хвосто-

вике лопатки. Грибок диска при этом рассматри-вался по осесимметричной расчётной модели, ахвостовик лопатки – в рамках плоской деформа-ции. Время живучести в этом случае составило35,9 тыс. часов. Запас прочности по КIС nKI =1,5был исчерпан при28,13 тыс. часов.

Разработанное математическое обеспечениерешения задач термомеханики МКЭ с учётом кон-тактных взаимодействий и расчёта кинетики тре-щин в условиях малоцикловой усталости и ползу-чести может быть использовано при расчёте живу-чести замковых соединений с учётом допусков наточность изготовления, перераспределении нагру-жения между зубьями при подрастании трещины,зависимости свойств материала от температуры идругих факторов.


1. Шульженко Н. Г., Гонтаровский П. П., Мележик И. И. Оценка живучести высокотемпературныхэлементов турбомашин с трещинами. // Вестник«НТУ «ХПИ»». Тематический выпуск «Динамика ипрочность машин», 2004. – Вып. 19. – C. 153 – 160.2. Шульженко Н. Г., Гонтаровский П. П., Мележик И. И. Расчет трещиностойкости элементов конст-рукций методом конечных элементов // Вестник«НТУ «ХПИ»» – 2005.– №21. – С. 127 – 132.

Глубина трещины, мм Режим 0,5 1 1,5 2 3 4 Стационарный 10,0 10,3 10,6 11,2 12,9 16,1 Пусковой 15,0 15,7 16,7 17,5 19,5 24,5


# 106 #

3. Шульженко Н. Г., Гонтаровский П. П., Матюхин Ю. И. Развитие расчётных моделей роторов тур-бомашин для оценки их термонапряженного и виб-рационного состояния. //Вибрации в технике и тех-нологиях.- 2001.–№ 4 (20). – С. 66 – 69.4. Когаев В. П., Махутов Н. А., Гусенков А. П.Расчёты деталей машин и конструкций на прочностьи долговечность: Справочник. – М.: Машинострое-ние, 1985. – 224 с.5. Балина В. С., Конон Е. Д. О ресурсе высоко-температурных роторов паровых турбин. // Тепло-енергетика. – 1988. – №7. – С. 21 – 24.


Рецензент: д-р техн. наук, профессор Морач-ковский О. К. НТУ «ХПИ», Харьков.

Анотація: Наводяться результати розрахунку в умовах малоциклової втоми при пусковихрежимах та повзучості матеріалу у трьохопорному замковому з’єднанні ялинкового типугазотурбінної установки ГТН-25 за наявності гіпотетичної тріщини в диску під верхнімзубом. Розрахунок термонапруженого стану в термоконтактній постановці, а такожкоефіцієнта інтенсивності напружень виконаний методом скінчених елементів. Врахо-вувався перерозподіл контактних тисків між зуб’ями з’єднань внаслідок підростання тріщи-ни.

Abstract: The calculation results of crack kinetics at the conditions of low-cycle fatigue of startingregimes and material creep in a three-bearing fir-tree root joint of gas-turbine plant GTN-25 atpresence of a hypothetical crack in the disk under upper wiper are presented. Thermo-stresscalculation at heat contact state and also stress intensity factor calculation are carry out by thefinite-element method. Contact pressure redistribution between wipers of the joints because ofcrack growth is taken into account.



Введение

К настоящему времени опубликовано достаточ-но большое количество теоретических и экспери-ментальных результатов, относящихся к различнымстадиям высокоскоростного удара капли жидкости(воды) по твердым поверхностям с различнымифизическими свойствами [1–4].

Однако до сих пор не существует общей тео-рии удара эрозионно-опасных капель влаги по про-фильным поверхностям рабочих лопаток первыхступеней компрессоров ГТД и последних ступенейЦНД мощных паровых турбин.

Важным аспектом создания универсальнойматематической модели каплеударной эрозии ра-бочих лопаток турбинных и компрессорных ступе-ней является разработка математической моделинапряженного состояния материала входной кром-ки, которое возникает вследствие высокоскорост-ных ударов достаточно крупных капель влаги. Та-кая модель позволит осуществлять физически обо-снованное прогнозирование эрозионного износаданных лопаток.

Для построения универсальной математическоймодели каплеударной эрозии рабочих лопатоквлажно-паровых турбинных ступеней необходимо:

а) правильно выделить основные факторы эро-зионного воздействия на лопаточный материал,учитывая кинетическую природу его разрушения;

б) разработать удобный для реализации на

УДК 621.165.620.193

Ковальский А.Э.

Институт проблем машиностроения им. А.Н. ПодгорногоНАН Украины, Украина

УНИВЕРСАЛЬНАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬИНКУБАЦИОННОГО ПЕРИОДА КАПЛЕУДАРНОЙ

ЭРОЗИИ МАТЕРИАЛА РАБОЧИХ ЛОПАТОК ВЛАЖНО-ПАРОВЫХ ТУРБИН

Аннотация: Предложена математическая модель инкубационного периода эрозии рабо-чих лопаток последних ступеней мощных паровых турбин при каплеударном воздействиивторичных капель влаги. Разработанная математическая модель позволяет учиты-вать влияние на процесс эрозионного разрушения лопаточного материала основныхфакторов износа, действующих на различных стадиях ударного взаимодействия капельс рабочей лопаткой. Обоснованность предложенной модели подтверждается сравнени-ем полученных результатов расчета с опубликованными экспериментальными даннымидругих авторов.

j=Cëе3ä=!…= .!%ƒ, , , …*3K=ö, %……/L Cе!, %ä, ì=2еì=2, ÷е“*= ì%äеëü, "ë=›…%-C=!%"= 23!K, …=

ПВЭМ метод расчета основных факторов эрозион-ного износа рабочих лопаток, работоспособный вдостаточно широком диапазоне изменения скоро-стей удара и размеров вторичных капель, выпада-ющих на входные кромки.

Решение указанных задач должно базировать-ся на достоверной информации о параметрах те-чения конденсата, возникающего на пятне контак-та эрозионно-опасной капли при соударении с ра-бочей лопаткой.


Математическая модель течения конденсата вэрозионно-опасной капле позволяет правильносформулировать:

а) задачу о напряжениях, возникающих в рабо-чей лопатке при соударении с эрозионно-опасны-ми каплями и обусловливающих рост эрозионнойповрежденности лопаточного материала;

б) задачу об инкубационном периоде каплеу-дарной эрозии, который является основной харак-теристикой эрозионной стойкости поверхности ра-бочей лопатки, позволяющей прогнозировать ееизнос на всех стадиях эрозионного процесса.

В работе [5] была предложена аналитическаямодель течения конденсата в эрозионно-опаснойкапле сферической формы при высокоскоростномсоударении с рабочей лопаткой, удобная для реа-лизации на ПЭВМ. В соответствии с данной моде-

© Ковальский А.Э. 2006 г.


# 108 #

лью параметры течения в эрозионно-опасной сфе-рической капле при ударе о входную кромку рабо-чей лопатки считаются постоянными в пределахмалых фиксированных интервалов времени, гра-ницы которых определяются по формуле [6]:

iC

tt21i

Ct

21t

R

R0

2

0R

R0i

λ+⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛+

λ+= , (1)

где 2Rнк0 C/Wr2t ′⋅⋅= – начальный момент

времени, когда сферическая капля заменяется эк-вивалентной цилиндрической;

кr – радиус эрозионно-опасной капли;

нW′ – скорость ее нормального удара по вход-ной кромке; CR – скорость распространения волныРэлея в лопаточном материале;

ж.уд2

RнкR

CCWr ⋅′⋅=λ – длина волны Рэлея;

02

нн0ж.уд C/W1,0W2СC ′⋅−′⋅+= – скорость

распространения ударной волны в воде [7];0C – скорость звука в конденсате (воде);

i = 1, 2, 3, … ѕПри ударе эрозионно-опасной капли сферичес-

кой формы по входной кромке рабочей лопатки те-кущий радиус пятна контакта в процессе дефор-мирования капли определяется зависимостью [4]:

tWr2L нк ⋅′⋅⋅= , (2)где t – текущее время ударного взаимодействия

капли с лопаткой.Функция давления на пятне контакта сферичес-

кой капли в пределах последовательных интерва-лов времени, которые определяются по формуле(1), определяется зависимостью [5]:

( )

∑=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ μ⋅

−

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ μ

−

⎟⎟⎟⎟⎟⎟⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜⎜⎜⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜

⎝

⎛+⋅μ⋅μ

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜

⎝

⎛−⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ μ⋅′−

×

×ρ⋅−=

N

nL

H

nn

LH

nн

жi

n

n

eJ

eL

rLJW

Arp

1 2

12

2

0

1

12

)(

, (3)

где iA – постоянные коэффициенты, определяе-мые по методу, предложенному в работе [6];

)Lr(J n0 μ – функция Бесселя нулевого поряд-

ка;

nμ – корни уравнения ( ) 0J0 =μ ;

( )n1J μ – функция Бесселя первого порядка;n = 1, 2, 3, … ѕИспользуя выражение (3) для давления на пят-

не контакта, можно легко определить силу, с кото-рой эрозионно-опасная капля конденсата действу-ет на рабочую лопатку при ударе:

∫π=L

0rdr)r(p2F . (4)

На базе полученных зависимостей был выпол-нен расчет нестационарного давления на пятнеконтакта наибольшей по размеру эрозионно-опас-ной капли из кромочного потока вторичной капель-ной влаги при ее соударении с рабочей лопаткойпоследней ступени турбины КТ-40/32-6,4 “ОАО Тур-боатом” в периферийном сечении. С учетом най-денного давления определялась нестационарнаясила удара, которая при этом действует на рабо-чую лопатку.

Радиус капли: 00005,0rк = м; плотность конден-

сата, содержащегося в капле: 1000к =ρ кг/м3; ско-рость нормального удара по входной кромке

300Wн =′ м/с; плотность материала рабочей ло-

патки (20Х13): 7800м =ρ кг/м3; коэффициент Пу-ассона и модуль продольной упругости для стали

20Х13: 3,0=ν ; 111018,2E ⋅= Н/м2; модуль сдви-

га: 101038,8G ⋅= Н/м2.На рис. 1 показаны профили плоских сечений

( const=ϕ ) пространственных осесимметричныхэпюр ударного давления, возникающего на пятнеконтакта, которые были получены расчетным пу-тем в цилиндрической системе координат для раз-личных интервалов времени ударного взаимодей-ствия эрозионно-опасной капли с поверхностьюрабочей лопатки.

Нестационарное расчетное давление от ударакапли нормировалось по давлению гидравличес-кого удара *p , которое определялось по одномер-ной теории с учетом податливости материала ра-бочей лопатки [8].

На рис. 1 представлены профили сеченийconst=ϕ эпюр нестационарного ударного давле-

ния, возникающего на пятне контакта эрозионно-опасной капли влаги с рабочей лопаткой при ихсоударении со скоростью 300Wн =′ м/с в различ-ные интервалы времени ударного взаимодействия:

а) 10 ttt ≤<

( 70 103248,0t −⋅= с, 7

1 108752,0t −⋅= с); без-

размерный коэффициент 80 1057,0A ⋅= ; сила уда-

ра, действующая на лопатку со стороны капли,



7046,16F 0,уд = Н;

б) 21 ttt ≤< ( 62 101345,0t −⋅= с); безразмер-

ный коэффициент 81 1034,0A ⋅= ; сила удара, дей-

ствующая на лопатку со стороны капли,

018,45F 1,уд = Н;

в) 54 ttt ≤<

( 64 102217,0t −⋅= с, 6

5 1026367,0t −⋅= с); без-

размерный коэффициент 84 1022,0A ⋅= ; сила уда-

ра, действующая на лопатку со стороны капли,

025,114F 4,уд = Н.а)

б)

в )Рис. 1 – Эпюры давления, возникающего на пятне контак-та эрозионно-опасной капли с лопаткой в различные

моменты времени взаимодействия

Полученные результаты численного экспери-

мента на математической модели гидродинамичес-кого процесса, протекающего в эрозионно-опасной

капле при высокоскоростном ударе о поверхностьрабочей лопатки, теоретически обосновывают воз-растающую роль в эрозионном разрушении лопа-точного материала квазистатических напряжений,устанавливающихся в рабочей лопатке на позднихстадиях ее ударного взаимодействия с достаточ-но крупными вторичными каплями влаги.

Начальная стадия ударного взаимодействия, впределах которой формируется и действует основ-ной фактор эрозионного разрушения профильнойповерхности рабочей лопатки – напряжения в вол-не Рэлея – также хорошо описывается в рамкахрассмотренной математической модели.

2 Решение проблемы

2.1 Математическая модель квазистатичес-ких напряжений, возникающих в рабочей ло-патке влажно-паровой турбинной ступени напоздней стадии ударного взаимодействия сэрозионно-опасной каплей

При разработке математической модели квази-статических напряжений, возникающих в матери-але рабочей лопатки влажно-паровой турбиннойступени вследствие высокоскоростного удара до-статочно крупной капли конденсата, будем пред-полагать, что тело лопатки представляет собой уп-ругое изотропное полупространство. Кроме того,будем предполагать, что квазистатические напря-жения в рабочей лопатке устанавливаются послепрохождения и затухания волны Рэлея. При этомбудем считать, что распределение квазистатичес-ких напряжений устанавливается в материале ло-патки с момента времени ее взаимодействия с кап-лей, который отвечает условию [4]:

1

1ст C

)t~(L5t ⋅≥ , (5)

где )t~(L 1 - радиус пятна контакта капли с по-верхностью рабочей лопатки, соответствующий

*ppp =

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 r⋅104 8 12

*ppp =

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 r⋅1055 10 15

*ppp =

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 r⋅1055 10 15 20


# 110 #

моменту времени 1t~ отрыва от расширяющегося

пятна контакта продольной волны, распространя-ющейся в материале лопатки вследствие ударакапли со скоростью 1C .

Таким образом, задача построения математи-ческой модели квазистатических напряжений,возникающих в рабочей лопатке вследствие уда-ра эрозионно-опасной капли влаги, сводится к ихопределению в упругом полупространстве с гра-ничной плоскостью 0z = (ось z направлена внутрьтела лопатки), которые действуют в пределах вре-менного интервала кст ttt ≤≤ , где нкк W/rt ′= –время ударного взаимодействия [5].

Распределение нормального давления на пят-не контакта эрозионно-опасной капли с лопаткой впределах последовательных интервалов времениударного взаимодействия, вычисляемых по фор-муле (1), определяется зависимостью (3). Неста-ционарная сила удара, действующая на рабочуюлопатку со стороны капли определяется по форму-ле (4).

При разработке математической модели квази-

статических напряжений будем предполагать, каки ранее в [6], при построении математической мо-дели напряжений в волне Рэлея, что за предела-ми пятна контакта, как нормальные, так и касатель-ные напряжения равны нулю. Начало координатвыбираем в центре удара капли, который совпада-ет с центром кругового пятна контакта.

Ограниченный элемент площади поверхностивходного участка рабочей лопатки с расширяю-щимся во времени круговым пятном контакта )t(Lупавшей на него капли показан на рис. 2.

Задачу о построении математической моделиквазистатических напряжений в рабочей лопатке,возникающих вследствие удара эрозионно-опас-ной капли, будем рассматривать в рамках класси-ческого подхода к решению контактных задач, ко-торый базируется на использовании потенциальныхфункций Буссинеска [9, 10].

С учетом осесимметричного распределениядавления на пятне контакта эрозионно-опасной кап-ли с рабочей лопаткой получим следующие зави-симости для квазистатических перемещений покоординатным осям r и z :

R

dR

R2

R1

S

0

L(t)

E θ

-ϕ1

ϕ1 ϕ dϕ

B r

C(R,ϕ)

( ) ( ) ;rz21rz

G4Fu 3 ⎥

⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

ρ−ρ

ν−−ρπ

=

( )⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

ρν−

−ρπ

=12z

G4Fw 3

2

, (6)

где 22 zr +=ρ ; 222 zr +=ρ ; 222 zr −ρ= .

Для квазистатических напряжений после пре-образований получаем зависимости в виде:

( )⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

ρ−⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

ρ−⋅ν−⋅

π=σ 5

2

22rzr3

rz

r121

2F

;

Рис. 2 – Ограниченный элемент поверхности входной кромки рабочей лопаткис круговым пятном контакта эрозионно-опасной капли влаги



( )⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

ρ−⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

ρ−⋅ν−⋅

π−=σθ 3

2

22zr

rz

r121

2F

; (7)

5

3z

z2F3

ρ⋅

π−=σ ;

5

22rz

zr2F3

ρ

⋅⋅

π−=τ .

Перемещения в точках поверхности входнойкромки ( 0z = ) от действия сосредоточенной силыF , найденной в результате интегрирования распре-деленного по пятну контакта давления удара (3),имеют следующий вид:

.rF

G41w

;rF

G421u

⋅π

ν−=

⋅π

ν−−=

(8)

Используя данные результаты, можно получитьзависимости для квазистатических напряжений иперемещений, возникающих в лопатке от действияосесимметричного давления удара, распределен-ного по пятну контакта (S ) эрозионно-опасной кап-ли (см. рис. 2). При этом будем предполагать, чтов материале лопатки выполняется принцип линей-ной суперпозиции перемещений и напряжений отдействия элементарных сосредоточенных сил, воз-никающих на пятне контакта. Это позволяет исполь-зовать представленные выше зависимости для оп-ределения интегральных квазистатических переме-щений и напряжений, возникающих в рабочей ло-патке при соударении с каплей. Для удобства ре-шения поставленной задачи перейдем к полярнымкоординатам r , ϕ (см. рис. 2).

Перемещения в произвольной точке В поверх-ности входной кромки рабочей лопатки от действияэлементарной сосредоточенной силы, заменяющейдействие давления удара ( )ϕ,Rp на малом эле-менте площади пятна контакта эрозионно-опаснойкапли (на рис. 2 элемент заштрихован), можно оп-ределить по формулам (8), в которых выполняетсязамена переменной: Rr = .

После преобразований формулы для перемеще-ний в точке В поверхности входной кромки от дей-ствия всех элементарных сосредоточенных сил,возникающих на пятне контакта рабочей лопатки сэрозионно-опасной каплей, принимают следующийвид:

( ) ( )∫∫ ⋅ϕ⋅ϕ⋅π

ν−−=

SdRd,Rp

G421u ;

( ) ( )∫∫ ⋅ϕ⋅ϕ⋅π

ν−=

SdRd,Rp

G21w . (9)

С целью упрощения рассматриваемой задачио квазистатических напряжениях в рабочей лопат-ке, возникающих при соударении с каплей, перей-дем от функции давления на пятне контакта в виде(3), к осредненному по площади пятна контактадавлению, которое определяется для малых фик-сированных шагов по времени ударного взаимо-действия.

Контактную область капли с рабочей лопаткой(пятно контакта) будем рассматривать как круго-вую с центром, который совпадает с центром уда-ра капли, и нестационарным во времени радиусом

).t(LС учетом принятого упрощения для функции

ударного давления и результатов анализа преде-лов интегрирования по переменным R и ϕ подын-тегральной функции в (9) после преобразований дляперемещений в точке получаем следующие зави-симости:

( )( )rtL

tpE

u2)(

)(2

211⋅⋅

ν−ν+−= ;

( )

⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

θ⋅

θ⋅−⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛−−θ×

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

×θ⋅−⋅⋅π

ν−=

∫

∫

π

π

2

0 22

22

2

2

0

22

22

sin)(

1

1)(1

sin)(

1)(14

d

r

tLr

tLd

r

tLrtp

Ew

. (10)

При рассмотрении процесса ударного взаимо-действия эрозионно-опасной капли влаги с рабо-чей лопаткой в какой-либо точке поверхности вход-ной кромки O (центре удара капли) интегралы, сто-ящие в выражении (10) для нормального переме-щения вычисляются для дискретного ряда значе-

ний модуля rtL )(

, определяемого на каждом шаге

по времени ударного взаимодействия капли с ло-паткой.

Вычислительный процесс продолжается до мо-мента снятия ударного давления на пятне контакта( кtt = ) вследствие растекания капли по поверх-


# 112 #

ности лопатки.При получении представленных выше резуль-

татов предполагалось, что точка поверхности , вкоторой определяются квазистатические переме-щения от удара капли, находится за пределамирасширяющегося пятна контакта, то есть принима-лось условие: )(tLr > .

Следует заметить, что при построении матема-тической модели процесса каплеударной эрозиирабочих лопаток влажно-паровых турбин данныйслучай представляет наибольший интерес, по-скольку эрозионные повреждения, которые мы рас-сматриваем как хрупкие, то есть с образованиеммакротрещин, объясняются возникновением в ма-териале рабочей лопатки растягивающих напряже-ний (динамических, квазистатических) от ударовкрупных вторичных капель влаги. Именно такиенапряжения возникают в поверхностном слое ра-бочей лопатки за пределами ее пятна контакта супавшей каплей.

Обоснованность гипотезы об осесимметричномраспределении давления на пятне контакта каплис рабочей лопаткой, которая принималась при по-строении математической модели квазистатичес-ких напряжений, подтверждается результатамичисленного анализа функции давления на пятнеконтакта, а так же опубликованными ранее экспе-риментальными данными [1, 4].

С учетом принятых допущений для квазистати-ческих деформаций вследствие удара эрозионно-опасной капли в цилиндрической системе коорди-нат, начало которой совпадает с центром ударакапли, а ось симметрии пространственной эпюрыдавления на пятне контакта – с осью z, получимследующие зависимости:

ru

r ∂∂

=ε ; ru

=εθ ; zw

z ∂∂

=ε ;

rw

zu

rzzr ∂∂

+∂∂

=γ=γ . (11)

Для точек, лежащих на поверхности входнойкромки ( 0=z ) и отвечающих условию )(tLr > ,после преобразований получаем следующие за-висимости для квазистатических напряжений, обус-ловленных ударами эрозионно-опасных капель:

( )2

2r

r)t(Lp

221

⋅⋅ν−

=σ ;

( )2

2

r)t(Lp

221

⋅⋅ν−

−=σθ ; (12)

0rzzrz =τ=τ=σ .

2.2 Построение универсальной математи-ческой модели инкубационного периода кап-леударной эрозии материала рабочих лопа-ток последних ступеней энергетических тур-бин

Для любого ограниченного по площади элемен-та поверхности входной кромки рабочей лопатки,на который выпадают эрозионно-опасные капли,можно принять следующую схему каплеударногонагружения (см. рис. 3):

а) эрозионно-опасные капли за достаточно боль-шое время экспозиции распределяются по произ-вольно выбранному элементу площади поверхно-сти входной кромки равномерно;

б) силовое воздействие на материал входнойкромки, обусловленное высокоскоростным ударомэрозионно-опасной капли, которое он испытываетв пределах какого-либо ограниченного по площа-ди элемента выпуклой поверхности рабочей лопат-ки, полностью снимается до момента выпаденияна данный элемент следующей эрозионно-опаснойкапли.

В работе [11] было показано, что такая схема кап-леударного нагружения является физически обосно-ванной и отвечает характерным условиям взаимо-действия с эрозионно-опасными каплями входныхучастков профильных поверхностей рабочих лопа-ток, расположенных в наиболее эрозионно-опасныхпериферийных зонах последних ступеней энергети-ческих турбин.

Таким образом, взаимодействие полидисперс-ного потока эрозионно-опасных капель влаги слюбым элементом площади профильной поверх-ности рабочей лопатки сводится к взаимодействиюс ним последовательно выпадающих одиночныхкапель. Их пятна контактов с входной кромкой рас-полагаются произвольным образом вокруг некото-рой фиксированной точки поверхности В, в кото-рой рассматривается процесс разрушения лопаточ-ного материала.

При этом за достаточно большое время экспо-зиции рабочей лопатки в потоке эрозионно-опас-ных капель, соизмеримое с инкубационным пери-одом износа в месте расположения элемента по-верхности входной кромки, который включает всебя рассматриваемую точку B, данный элементбудет покрыт пятнами контактов выпавших на негокапель равномерно (рис. 3).

Рис. 3 – Схема нагружения элемента поверхностирабочей лопатки эрозионно-опасными каплями, выпадаю-щими за время экспозиции, соизмеримое с инкубацион-

ным периодом эрозии.

Каждая эрозионно-опасная капля, выпавшая на



входную кромку рабочей лопатки вблизи рассмат-риваемой точки поверхности В, доставляет мате-риалу лопатки в этой точке некоторую величинуэрозионной поврежденности ( ω ), которая по меревыпадения новых капель накапливается в точке докритического уровня ( ω = 1), соответствующегообразованию в точке В эрозионного поврежденияв виде макротрещины. Накопление эрозионной по-

врежденности в материале лопатки происходит всоответствии с предложенным и обоснованнымранее в работах [11, 12] кинетическим уравнениемпроцесса эрозионного разрушения.

Тогда для любого времени экспозиции tэксп по-верхности рабочей лопатки в потоке эрозионно-опасных капель, попадающих на входную кромкувблизи точки В (0 < tэксп ≤ tинк), оказывается спра-ведливой следующая зависимость:

( ) ( )[ ]∫ ∫ω

σ=ωω−0

t

0

k1

kэксп

dtt,rCd1 , (13)

где ω – феноменологический параметр эрози-онной поврежденности лопаточного материала ввыбранной точке поверхности входной кромки;

( )t,r1σ – функция наибольшего главного нор-мального напряжения в точке поверхности, гдеисследуется процесс эрозионного разрушенияматериала входной кромки.

С учетом всех капель, попавших на входнуюкромку рабочей лопатки за достаточно большоевремя экспозиции вблизи выбранной точки профиль-ной поверхности (В), преобразуем уравнение (13)к виду:

( )

( )∫ ∫

∫

∞

ω

⋅σ⋅⋅⋅⋅π=

=ω⋅ω−

max,к

к

0

Э

Э

r

t

t

k1Ээксп

0

k

dtt,rrdrCtn2

d1

, (14)

где ЭC , Эk – константы эрозионной прочностиматериала входной кромки (для материала 20Х13

имеем: ( ) Эk114Э МПас107,1C −−−⋅= , 3,6kЭ = );

n – количество эрозионно-опасных капель, по-падающих на единицу площади выпуклой поверх-ности рабочей лопатки в единицу времени.

Параметры каплеударного нагружения ( n , кr ,

нW′ ) входного участка профильной поверхностирабочей лопатки в заданном по высоте турбиннойступени сечении определяются на основании ме-тода расчета, который был рассмотрен ранее вработе [12].

Необходимо иметь в виду, что рост эрозионнойповрежденности лопаточного материала (т.е. уве-личение в материале плотности дислокаций) в рас-сматриваемой точке поверхности входной кромкипроисходит только тогда, когда действующее в нейот ударов капель главное нормальное напряжениеявляется растягивающим, то есть удовлетворяетусловию: 01 >σ .

Функцию напряжений ( )t,r1σ , стоящую подзнаком внутреннего интеграла в правой части урав-нения (14) и определяющую кинетику процессанакопления эрозионной поврежденности лопаточ-ного материала в выбранной точке поверхности,можно представить в виде:

ст,1д,11 σ+σ=σ . (15)

В выражении (15) функция д,1σ определяетвеличину главных нормальных напряжений, свя-занных с волной Рэлея, которые действуют в рас-сматриваемой точке поверхности входной кромкирабочей лопатки, отстоящей от центра удара кап-ли на расстоянии r, начиная с момента времениударного взаимодействия, который отвечает усло-вию: 0tt ≥ .

Функция д,1σ определяется зависимостью [6]:

( )[( )srωtcoskssG2A

s2GλhBσσ

22i

22iдr,д1,

−⋅⎥⎦⎤−⋅⋅−

−⋅+⋅−==

, (16)

где iA и iB – константы, которые определяют-т-ся на каждом новом шаге по времени взаимодей-ствия капли с рабочей лопаткой;

R2

22

2м2

2м2

Cs ;

Gk ;

G2h ω

=ωρ

=+λ

ωρ= ;

dr

r B


# 114 #

мρ – плотность лопаточного материала;

t – время; нk

2уд

WrC2

′⋅

′⋅π=ω - циклическая часто-

та напряжений в волне Рэлея; λ , G - константыупругости Ламе.

Квазистатическая компонента главного напря-жения ст,1σ , обусловленная действием на пятнеконтакта нестационарного давления удара, опре-деляется по формуле:

( )2

2ст,1

r)t(Lp

221

⋅⋅ν−

=σ . (17)

Влияние квазистатических напряжений на про-цесс эрозионного разрушения лопаточного мате-риала становится существенным, начиная с момен-та времени ударного взаимодействия ст.tt ≥ .

Поскольку поток вторичных капель, орошающийвходную кромку рабочей лопатки, является поли-дисперсным, то в нем каждой группе выпадающихкапель можно поставить в соответствие свои ха-рактеристики jn , j,кr , jн,W′ , где де j - целочислен-ный индекс, указывающий на принадлежность ка-пель к группе с некоторым фиксированным сред-ним радиусом j,кr ( 101j ÷= ).

В этом случае закон роста эрозионной повреж-денности материала рабочей лопатки примет сле-дующий вид:

(18)

Когда выполняется условие инкэксп tt = , в за-данной точке поверхности входной кромки проис-ходит разрушение, то есть появляются поверхнос-тные макротрещины. При этом феноменологичес-кий параметр поврежденности лопаточного мате-риала ω принимает значение: 1=ω .

Интегрирование уравнения (18) в пределах от

0=ω до 1=ω позволяет получить аналитическуюзави- с и -

мостьд л я опре-

деле-н и я п р о -дол - ж и -тель- ностиинку- баци-онно- го пе-рио - да вл ю - б о йточкеповерхности входной кромки рабочей лопатки, оро-шаемой эрозионно-опасными каплями конденсата,в виде:

(19)

Адек ват -ность пост-

р о - енной мате-м а - тичес койм о - дели ввиде (19) реаль-

ному про-цес - су эрозион-ного разрушения лопаточного материала, которыйразвивается в точках первоначально гладкой про-фильной поверхности рабочей лопатки, оценива-лась по результатам испытаний образцов из лопа-точных материалов (12Х13, 20Х13) на каплеудар-ном стенде.

Результаты расчетов и их сравнение с опубли-кованными экспериментальными данными пред-ставлены на рис. 4.

Ο # 20u13, %C/2/ l`h [1];Δ # 12u13, %C/2/ 0jŠh [13];∇ # 20u13, %C/2/ l}h-jŠg [14]; # u12, %C/2/ a. *е! , ä!. [15].

( )

( )

( )⎥⎥

⎦

⎤σ+

+⎢⎢

⎣

⎡σ×

×⋅⋅π=ωω−

∫

∫ ∫

∫ ∑

∞

ω =

=

к

ст

Э

max,к

ст

0

Э

Э

t

t

kст,1

r

t

t

kд,1

0

10j

1jjЭэксп

k

dtt,r

dtt,rrdr

nCtd1

.

.

( )

( )

( )1

t

t

kст,1

r

t

t

kд,1

10j

1jjЭЭинк

к

ст

Э

max,к

ст

0

Э

dtt,r

dtt,rrdr

nCk1t

−

∞

=

=

⎪⎭

⎪⎬⎫

⎥⎥

⎦

⎤⋅σ+

⎢⎢

⎣

⎡+⋅σ×

×⎪⎩

⎪⎨⎧

⋅+⋅π=

∫

∫ ∫

∑



Рис. 4 – Количество капель воды ( 0,0005rк ≈ м),выпадающих на единицу площади поверхности экспери-ментального образца до завершения инкубационного

периода эрозии, в зависимости от скорости нормальногоудара капель

На рис. 4:I – расчет по упрощенной математической мо-

дели каплеударной эрозии, предложенной в рабо-те [37];

II – расчет по физически более строгой универ-сальной математической модели каплеударнойэрозии, предложенной в данной работе.

Точками на рис. 4 показаны результаты следу-ющих экспериментов:

1 – МАИ [1] (20Х13); 2 – ЦКТИ [13] (12Х13); 3 –МЭИ-КТЗ [14] (20Х13);

4 –Baker-Jolliffe-Pearson [15] (12Х13).Из результатов расчета, представленных на рис.

4 видно, что кривая II во всем исследованном диа-пазоне скоростей нормального соударения капельс поверхностью образца проходит ниже кривой I,причем эти различия увеличиваются с ростом ско-ростей удара капель по образцу.

Это объясняется тем, что представленная вышеуниверсальная математическая модель инкубаци-онного периода позволяет физически более строгоучитывать влияние волновых напряжений на кине-тику эрозионной поврежденности лопаточного ма-териала. При этом совпадение теоретического ре-зультата с данными экспериментальных исследо-ваний оказывается вполне удовлетворительным нетолько в качественном, но в количественном смыс-ле для достаточно широкого диапазона скоростейударного взаимодействия капель с образцами изтипичных лопаточных материалов.


На основании полученных результатов можно

сделать следующие выводы:1. Разработана удобная для реализации на

ПЭВМ универсальная математическая модельинкубационного периода каплеударной эрозии ло-паточных материалов в аналитическом виде.

2. Наилучшее совпадение результатов расчетапо предложенной математической модели с дан-ными экспериментальных исследований на капле-ударном стенде наблюдается в диапазоне скорос-тей соударения капель с образцами лопаточныхматериалов, который представляет наибольшийинтерес при оценке эрозионной стойкости рабочихлопаток влажно-паровых турбин:

350200Wн ÷=′ м/с.3. Предложенная математическая модель по-

зволяет определять в заданной точке поверхностирабочей лопатки начало фазы эрозионного процес-са, который протекает с наибольшей скоростью. Онаможет быть использована для построения матема-тической модели эрозионного износа рабочих ло-паток на всех его стадиях.


1. Перельман Р.Г. Эрозионная прочность дета-лей и энергоустановок летательных аппаратов. – М.:Машиностроение, 1980. – 245 с.

2. Перельман Р.Г., Пряхин В.В. Эрозия элемен-тов паровых турбин. – М.: Энергоатомиздат, 1986.– 184 с.

3. Спринжер Дж. С. Эрозия при воздействиикапель жидкости. – М.: Машиностроение, 1981. –200 с.

4. Эрозия / Под ред. К. Прис. – М.: Мир, 1982. –464 с.

5. Ковальский А.Э. Математическая модельвысокоскоростного удара эрозионно-опасной кап-ли конденсата по рабочей лопатке влажно-паровойступени энергетической турбины // Вестник двига-телестроения . – 2004. – №2. –С. 51-59.

6. Ковальский А.Э. Теоретическое обоснованиемеханизма каплеударной эрозии рабочих лопатокосевых турбомашин // Авиационно-космическаятехника и технология: Сб. науч. тр. – Харьков: Нац.аэрокосмический университет «ХАИ», 2001. – Вып. 23. Двигатели и энергоустановки. – С. 33-41.

7. Хуанг, Хэммит. Высокоскоростное соударе-ние жидкости, ограниченной искривленной повер-хностью с жесткой плоской поверхностью // Тр.Амер. общ-ва инж.-механиков. – Теор. основы ин-женерных расчетов. Сер. Д. – Т. 99. - №2. – 1977. –С. 226-235.

8. Экспериментальное исследование прочнос-ти при импульсных каплеударных нагружениях /В.К. Алексеев, В.В. Бодрышев, Ю.Д. Денисов идр. // Пробл. Прочности.– 1977. – №6. –С. 110-113.

I

II

150 200 250 W'н, м/с

ntинк, 1/мм2

104

105

2⋅104

5⋅104

# 116 #


9. Ляв А. Математическая теория упругости:Пер. с англ. – М-Л.: Науч.-техн. изд-во НКТП СССР,1935. – 674 с.

10. Джонсон К. Механика контактного взаимодей-ствия: Пер. с англ. – М.: Мир, 1989. – 510 с.

11. Шубенко-Шубин Л.А., Шубенко А.Л., Коваль-ский А.Э. Кинетическая модель процесса и оценкаинкубационного периода разрушения материалов,подвергаемых воздействию капельных потоков //Теплоэнергетика. – 1987. – №2. – С. 46-50.

12. Ковальский А.Э. Моделирование процессакаплеударной эрозии рабочих лопаток паровыхтурбин с целью совершенствования их противоэро-зионных показателей // Автореф. на соиск. уч. степ.канд. техн. наук. – 1987. – Ленинград. – 16 с.

13. Яблоник Р.М., Поддубенко В.В. Эксперимен-тальное исследование эрозионной стойкости лопа-точных материалов // Энергомашиностроение. –1975. - №11. – С. 29-31.

14. Пряхин В.В., Поваров О.А., Рыженков В.А.Проблемы эрозии турбинных рабочих лопаток //Теплоэнергетика. – 1984. – №10. – С. 25-30.

15. Baker D., Jolliffe K., Pearson D. The resistanceof materials to impact erosion damage // Phil. Trans.Of the Royal Society of London. – Ser. A. – 1966. – V.260. - №1110. – P. 193-203.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Змий В.И.Национальный научный центр “Харьковский физи-ко-технический институт”, Харьков.

Анотація: Запропоновано математичну модель інкубаційного періоду ерозії робочих лопа-ток останніх ступенів потужних парових турбін при краплеударному впливі вториннихкрапель вологи. Розроблена математична модель дозволяє враховувати вплив на про-цес ерозійного руйнування лопаткового матеріалу основних факторів зносу, що діють нарізних стадіях ударної взаємодії краплі з робочою лопаткою. Обµрунтованність запропо-нованої математичної моделі підтверджується порівнянням отриманих результатіврозрахунку з опублікованими експериментальними даними інших авторів.

Abstract: A mathematical model of erosion incubation period of movable blades of last stagepower steam turbines when drop impact influence of secondary moisture drops was suggested.The developed mathematical model allows to calculate influence of main wear factors, operatingon different stages of drop impact interaction with a movable blade, on the process of bladematerial erosive destruction. The ground of the suggested mathematical model can be proved bycomparison of the given calculation results with the published experimental data of other authors.


ë·ÓðÍ‡ Ë ËÒÔ˚Ú‡ÌËfl

Основным методом определения вибрационныхнапряжений в лопатках турбомашин в рабочих ус-ловиях является тензометрирование. Места наклей-ки тензодатчиков на лопатках обычно выбирают порезультатам экспериментальных исследований рас-пределений напряжений в лабораторных условияхдля изолированных лопаток с таким расчетом, что-бы коэффициент пересчета на место максимальныхнапряжений по исследуемой форме колебаний непревышал определенного значения (как правило 2).Однако, такой подход справедлив только в тех слу-чаях, когда влияние центробежных сил и связаннос-ти лопаток в колесе на распределение напряженийпренебрежимо мало. Имеются, по крайней мере, дваслучая, когда такой подход может привести к невер-ным результатам.

Как показано в работе [1] возникновение клас-сического флаттера в небандажированных лопат-ках турбомашин обусловлено перестроением (ин-версией) второй и третьей форм колебаний лопа-ток по оборотам. При этом вторая форма колеба-ний из преимущественно изгибной превращаетсяв преимущественно крутильную, а третья, наобо-рот, из преимущественно крутильной превращает-ся в преимущественно изгибную. Очевидно, чтопри этом может происходить изменение распреде-лений напряжений. На рис. 1 приведен пример та-кого перестроения форм колебаний, который при-водил к возникновению классического флаттера не-бандажированных широкохордных лопаток1-й ступени высоконапорного вентилятора. Видно,что под действием центробежных сил в диапазоне

оборотов n = 0,7… ... 0,8 происходит не толькоперестроение форм колебаний, но и резкое изме-нение мест максимальных напряжений по этимформам. Информативность тензометров, наклеен-ных по результатам определения распределенийнапряжений на вибростенде, при этом также силь-но изменяется (рис.2). Поэтому действительныйуровень напряжений при флаттере для третьейформы колебаний (см. рис.3) будет в несколько разбольше, чем по тензодатчику №1, по которому пре-имущественно осуществлялась регистрация флат-тера. Регистрация флаттера именно по датчику №1здесь осуществлялась по той причине, что разви-тый флаттер с замеренным уровнем напряженийдо σ = 15 кгс/мм2 реализовался, как правило, повторой форме колебаний, а на оборотах, где реа-лизовался флаттер, информативность этого тензо-метра по второй форме колебаний была существен-но выше, чем по остальным тензометрам. Следуетзаметить, что приведенный пример характеренименно для классического флаттера рабочих ло-паток, когда резкое снижение устойчивости лопа-ток к флаттеру обусловлено взаимодействием вто-рой и третьей форм колебаний. Значение числаСтрухаля при этом составило Sh2 = 2,196 и Sh3 =2,504 для второй и третьей форм колебаний соот-ветственно, что значительно превышает критичес-кие значения этого параметра при обеспеченииотсутствия флаттера для каждой отдельной формыколебаний [2].

Рис. 1 – Зависимость частот, расположений узловыхлиний и мест максимальных напряжений от частоты

вращения для второй и третьей форм колебаний рабочейлопатки первой ступени

* - расчетные места максимальных напряжений;

УДК 621.51.226.2.53

А.А. Хориков1, С.С. Калачев1, П.В. Волков21 Центральный институт авиационного моторостроения, Россия

2 Московское машиностроительное производственное предприятие«Салют», Россия

К ВОПРОСУ ОБ ОПРЕДЕЛЕНИИ ВИБРАЦИОННЫХНАПРЯЖЕНИЙ ПРИ ТЕНЗОМЕТРИРОВАНИИ ЛОПАТОК

ТУРБОМАШИН

Аннотация: Рассмотрены вопросы расчетно-экспериментального определения вибра-ционных напряжений в рабочих лопатках турбомашин при флаттере и резонансных ко-лебаниях. Приведены примеры, когда распределения напряжений, определенные при экс-периментальных исследованиях лопаток на вибростенде, могут приводить к значитель-ным погрешностям при определении максимальных напряжений в процессе тензометри-рования лопаток на двигателе. Предложены способы оценивания уровня вибрационныхнапряжений в этих случаях.

Лопатки, формы колебаний, тензометры, максимальные напряжения, флаттер, резонанс

© А.А. Хориков, С.С. Калачев, П.В. Волков 2006 г.

# 118 #


- средние экспериментальные значения частот полопаткам (залитые точки – частоты флаттера)

Рис. 2 – Зависимости напряжений, регистрируемыхразличными тензодатчиками, от частоты вращения

а) третья форма колебаний;б) вторая форма колебаний.

Рис. 3 – Временная реализация и спектр колебанийлопатки при классическом флаттере, зарегистрирован-

ные по т/д №1

При проведении тензометрирования бандажи-рованных лопаток с целью определения максималь-ного уровня напряжений по «надполочной» форме

колебаний распределение напряжений часто сни-мают на изолированных лопатках при их закрепле-нии по замку и полке или при закреплении толькопо замку с возбуждением второй или третьей формколебаний, так как частота этих форм обычно близ-ка к частоте возбуждаемой «надполочной» формыколебаний. Иногда это распределение напряженийснимают на полноразмерном бандажированномколесе при его возбуждении по диаметральнымформам со стоячими волнами деформаций. Дляопределения допустимости таких подходов приоценке вибрационной прочности лопаток с исполь-зованием ANSYS были проведены расчеты напря-женно-деформированного состояния бандажиро-ванных рабочих лопаток 1-й ступени вентилятораодного из серийных авиационных двигателей (рис.4… ... 7). На этом двигателе было также выполне-но подробное тензометрирование лопаток, так какна оборотах n ≈ 98% был обнаружен резонанс оттретьей гармоники входной окружной неравномер-ности потока по «надполочной» форме, которыйреализовался с числом узловых диаметров m = 3совместных колебаний лопаток с бандажом и дис-ком. Препарирование лопаток при этом выполня-лось по общепринятой в этих случаях схеме. При-веденные в таблицах №1и №2 данные свидетель-ствуют, что при перечисленных выше способахопределения вибрационных напряжений возмож-ны большие различия при определении уровнямаксимальных напряжений в лопатках от этого ре-зонанса.Рис. 4 – Распределение напряжений в РЛ 1-й ступени при

колебаниях колеса по 1-й форме с m=3, n1 = 98%.а) волна колеса бежит по вращению;б) волна колеса бежит против вращения

Рис. 5 – Распределение напряжений в РЛ 1-й ступени пристоячей волне колебаний колеса по 1-й форме с

m = 3, n1 = 98%.а) лопатка в узле; б) лопатка в пучности.

а) б)



Рис. 6 – Распределение напряжений в РЛ 1-й ступени приколебаниях по 1-й форме при n=98% при расчете сизолированной лопатки без закрепления по полке

а) 2-я форма колебаний;б) 3-я форма колебаний.

Рис.7 – Распределение напряжений в РЛ 1-й ступени приколебаниях по 1-й форме при n1 = 98% при расчете сизолированной лопатки с закреплением по полке

Из сравнения расчетных и экспериментальныхданных следует, что наиболее близки к реальному

распределению напряжений расчеты для бегущихволн деформации и для стоячей волны, если на-пряжения определять в пучности. Наиболее ин-формативным тензодатчиком для определенияуровня максимальных напряжений при этом резо-нансе является тензодатчик №2 (над полкой). Од-нако место максимальных напряжений согласнорасчетам находится не в месте размещения тен-зодатчика №2, а в корневом сечении на выходнойкромке, где напряжения больше почти в 2 раза(рис. 4).

Таким образом, есть основание считать, что вприведенных двух случаях использование расчет-ных значениях распределений напряжений, кото-рые учитывают особенности колебаний лопаток в

т/д № 1 т/д № 2 т/д № 3 т/д № 5 т/д № 2 т/д № 1

т/д №3 т/д № 1

т/д № 5 т/д № 1

Частота, Гц

Волна, бегущая по вращению 5,69E+10 5,98E+10 4,72E+08 2,45E+10 1,051 0,008 0,431 487,8 Волна, бегущая против

вращения 5,70E+10 6,01E+10 4,70E+08 2,47E+10 1,054 0,008 0,433 487,8

Стоячая волна, узел 1,12E+10 1,57E+10 3,07E+08 5,94E+09 1,402 0,027 0,530 520,4 Стоячая волна, пучность 6,88E+10 6,88E+10 9,71E+08 2,13E+10 1,000 0,014 0,310 520,4

Изолированная с закреплением по замку, 2-я

форма 4,33E+10 1,34E+10 3,11E+08 3,47E+09 0,309 0,007 0,080 441,49

Изолированная с закреплением по замку, 3-я

форма 1,71E+10 7,27E+09 5,90E+08 3,62E+09 0,425 0,035 0,212 497,38

Изолированная с закреплением по замку и

полке, 1-я форма 4,56E+10 3,26E+10 2,22E+08 1,13E+10 0,715 0,005 0,248 417,03

Эксперимент ~98% 3,44 3,45 0 1,21 1,003 0,000 0,352 506

Таблица 1Расчетные и экспериментальные распределения напряжений

при резонансе

а) б)

а) б)

# 120 #


чем определение их на вибростенде. В то же вре-мя существующие методики нормирования вибра-ционных напряжений в лопатках по результатамтензометрирования ориентированы, в основном, навеличины максимальных напряжений, замеряемыетензодатчиками, наклеенными на лопатках по ре-зультатам испытаний на вибростенде. При этомразница между максимумом напряжений по дат-чикам и реальным максимумом компенсируетсязначительными величинами нормируемых мини-мально допустимых запасов усталостной прочно-сти. Авторы статьи надеются, что изложенные здесьрезультаты послужат основанием для организациирасчетно-экспериментальных работ для разработ-ки методик нормирования вибрационных напряже-ний по их расчетным распределениям.


1. Хориков А.А. О возможности возникновения«классического флаттера рабочих лопаток турбо-

Таблица 2Значения коэффициентов пересчета показаний тензометров на максимальные

значения напряжений

т/д № 1 т/д № 2 т/д № 3 т/д № 5 Волна, бегущая по вращению 2,074 1,973 250,000 4,816

Волна, бегущая против вращения 2,070 1,963 251,064 4,777 Стоячая волна, узел 5,143 3,669 187,622 9,697

Стоячая волна, пучность 1,642 1,642 116,375 5,305 Изолированная с закреплением по замку,

2-я форма 2,242 7,246 312,219 27,983 Изолированная с закреплением по замку,

3-я форма 9,006 21,183 261,017 42,541 Изолированная с закреплением по замку и полке,

1-я форма 2,368 3,313 486,486 9,558

машин – Проблемы прочности, 1976, №3. – С. 25-28.2. Srinivasan A.V. Flutter and resonant vibrationcharacteristics of engine blades.-Paper presented atthe International gas turbine and aeroengine congress,Orlando, Florida.-June 2 – June 5, 1997. – 36 p.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Фишгойт А.В.ЦИАМ им. П.И. Баранова

Анотація: Розглянуто питання розрахунково-експериментального визначення вібраційнихнапруг у робочих лопатках турбомашин при флаттері й резонансних коливаннях. Наве-дено приклади, коли розподіли напруг, визначені при експериментальних дослідженнях ло-паток на вібростенді, можуть приводити до значних погрішностей при визначенні макси-мальних напруг у процесі тензометрирування лопаток на двигуні. Запропоновано спосо-би оцінювання рівня вібраційних напруг у цих випадках.

Abstract: Questions of calculating and experimental definition of vibrating stresses in turbomachines rotor blades are considered at flutter and resonant fluctuations. Examples when thedistributions of stresses determined at experimental researches of blades on vibration plant canresult to significant errors at definition of the maximal stresses in blades during gauging processon the engine are shown. Estimation ways of a stresses value in these cases are offered.




1.1 Постановка проблемы и ее связь с на-учно-практическими задачами

Воспроизведение термомеханического нагруже-ния при испытаниях на реальном двигателе связа-но с большими материальными затратами. В свя-зи с этим, термоциклические испытания дисков наразгонном стенде [1-7] более целесообразны приусловии, что нестационарное термонапряженноесостояние при стендовых испытаниях будет соот-ветствовать реальным условиям работы дисков.

Адекватность этих условий обусловливает не-обходимость решения следующих задач: модели-рование термических и механических, возникаю-щих в деталях диска, согласование временныхпрограмм скорости вращения диска и скоростногорежима нагрева при моделировании заданногораспределения температуры по радиусу диска.

В условиях вакуумирования повышается точ-ность моделирования теплового и термонапряжен-ного состояния, так как снижаются аэродинамичес-кие потери, затрудняющие процесс воспроизведе-ния температуры по радиусу диска. Кроме того,при снижении аэродинамических потерь уменьша-ется требуемая мощность электропривода.

На существующих разгонных стендах в авиа-ционной отрасли широко применяются источникипитания индукционного нагрева, работающие начастоте 2400÷2500 Гц.

Для обеспечения неравномерного нагрева дис-

УДК 539.4

А.Р. Лепешкин, С.А. ЛепешкинЦентральный институт авиационного моторостроения

им. П.И. Баранова, Россия

ФОРМИРОВАНИЕ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ ЦИКЛОВ ДИСКОВГТД ПРИ ТЕРМОЦИКЛИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЯХ НА

РАЗГОННОМ СТЕНДЕ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМИНДУКЦИОННОГО НАГРЕВА

Аннотация: Рассматриваются проблемы термомеханического нагружения дисков ГТДпри разгонных термоциклических испытаниях. Разработаны способы формирования ис-пытательных циклов дисков ГТД с учетом полетных режимов при термоциклическихиспытаниях на разгонном стенде с использованием индукционного нагрева. Применениеинтенсивного охлаждения дисков позволяет сократить сроки проведения термоцикли-ческих испытаний. Приведены результаты расчета термонапряженного состояния дис-ка при моделировании разных испытательных режимов.

Способы термоциклических испытаний, диски ГТД, разгонный стенд, интенсивное воздуш-ное охлаждение, частота вращения, температура, индукционный нагрев

ка переменной толщины, имеющего конкретныемеханические, теплофизические и электрическиесвойства, по его радиусу размещаются индукто-ры с разными зазорами. При необходимости вбли-зи поверхности дисков устанавливаются трубкиохлаждения (сопла), через которые подается воз-дух для обеспечения дополнительного регулиро-вания температурного состояния дисков.

Объектами термоциклических испытаний явля-ются диски, рабочие колеса, а также роторы авиа-ционных ГТД.

1.2 Обзор публикаций и постановка задачиданного исследования

Известны способы термоциклических и разгон-ных испытаний дисков турбомашин, описанные в[8, 9].

Недостатками указанных способов являютсянедостаточное использование возможностей индук-ционного нагрева, ограниченное охлаждение дис-ка только через сопла, расположенные с однойстороны диска [8], что приводит к медленному ох-лаждению и увеличению сроков испытаний и энер-гозатрат на проведение испытаний.

В данной работе решается задача повышенияточности моделирования эксплуатационных тепло-вых режимов и ускорения испытаний диска с ис-пользованием способов индукционного нагрева иохлаждения. Модернизированы системы индукци-онного нагрева и подачи регулируемого потокавоздуха, обеспечивающего интенсивное охлажде-ние дисков на разгонном стенде.

© А.Р. Лепешкин, С.А. Лепешкин 2006 г.

# 122 #


Поставленная цель достигается тем, что в дан-ном способе термоциклических и разгонных испы-таний дисков турбомашин при моделировании по-летных циклов используются различные режимыиндукционного нагрева [1]. Каждый термоцикл вклю-чает три этапа испытаний, на первом из которыхувеличивают частоту вращения и температуру дис-ка в пределах заданного испытательного цикла, навтором этапе выдерживают максимальные задан-ные значения этих величин с регулировкой темпе-ратуры диска вспомогательным охлаждающимвоздухом через сопла с обеих сторон диска, натретьем – снижают частоту вращения диска и еготемпературу до минимальных заданных значенийс помощью основного регулируемого потока ох-лаждающего воздуха, направленного через управ-ляемую задвижку, расположенную в центральномотверстии крышки разгонной камеры [1], на повер-хность диска с одной его стороны, а затем черезего центральное отверстие и отверстия в цапфе наповерхность диска с другой стороны. Реализациятакого интенсивного охлаждения с обоих сторондиска приближает соответствие теплового режимадиска в термоцикле заданному.

2 Результаты исследований

Для проведения испытаний объект помещает-ся на специальную установку (подшипниковуюопору), которая монтируется в разгонной камерена демпферную опору. На рабочем колесе ГТД длядополнительного снижения аэродинамических по-терь и получения стабильного температурного поляустанавливаются имитаторы лопаток.

Для контроля температурного поля диска ис-пользуются термопары или вблизи поверхностидиска устанавливаются бесконтактные датчики тем-пературы. Для контроля виброускорений узлы ма-шинной линии и токосьемник снабжаются вибро-датчиками.

При термоциклических испытаниях на разгон-ном стенде с помощью систем индукционного на-грева и программного управления осуществляет-ся автоматическое синхронное изменение с пос-ледующей выдержкой максимальной частоты вра-щения и температуры диска, а с помощью систе-мы охлаждения снижается температура испытуе-мого диска под воздействием направленного нанего потока охлаждающего воздуха [1].

По программе термоциклических испытаний сприменением индукционного нагрева был испытандиск I ступени турбины ГТД. На рис. 1 показаныдиск и система индукторов, установленные в раз-гонной камере.

Рис. 1 – Диск и система индукторов, установленных вразгонной бронекамере

На примере этого диска показаны способы про-ведения испытаний [1] с индукционным нагревом,а также возможности стендовой системы нагреваи испытательного оборудования разгонного стен-да при моделировании различных эксплуатацион-

ных режимов.

Рис. 2 – Экспериментальные распределения температурдиска I ступени турбины ГТД при термоциклических

испытаниях с имитацией полетных циклов.

Программа термоциклических испытаний дис-ка состояла из трех испытательных режимов с со-ответствующими распределениями температур(рис. 2): режим 1 - испытательный цикл с «глубо-

ким охлаждением» при nmax (кривая 1) и nmin (кри-вая 1’); режим 2 - испытательный цикл (имитацияусловий полетного цикла) при nmax (кривая 2) и nmin(кривая 2’); режим 3 - испытательный цикл (имита-ция предполетной подготовки) при nmax (кривая 3)и nmin (кривая 3’).

На формирование программы испытаний влия-ют методики расчета развития трещин и фрактог-рафических исследований.

На рис. 2 представлены экспериментальные ос-редненные распределения температур по радиусудиска в режимах 1÷3 на максимальной и минималь-ной частоте вращения.

Циклограммы испытательных режимов с исполь-зованием индукционного нагрева представлены нарис. 3÷5.



а)б)

в )г)

Рис. 3 – Термоциклическое и механическое нагружениедиска по режиму 1: а) – циклограмма нагружения дискапо частоте вращения; б) – циклическое изменение

температуры обода (1) и ступицы (2) диска:в) – циклические режимы работы генераторов ВЧ

(3 и 4); г) – циклическое изменение давления охлаждаю-

щего воздуха

а)

б)в)

Рис. 4 – Термоциклическое и механическое нагружениедиска по режиму 2: а) – циклограмма нагружения диска почастоте вращения; б) – циклическое изменение темпера-туры обода (1) и ступицы (2) диска; в) – циклические

режимы работы генераторов ВЧ

а)

б)

в)

Рис. 5 – Термоциклическое и механическое нагружение

диска по режиму 3: а) – циклограмма нагружения диска почастоте вращения; б) – циклическое изменение темпера-туры обода (1) и ступицы (2) диска; в) – постоянный

режим работы генераторов ВЧ

Там же приведены изменения температуры обо-да и ступицы, мощности от генераторов повышен-ной частоты, давления потока основного охлажда-ющего воздуха (режим 1) при термоциклическихиспытаниях. В режимах 1, 2 и 3 совместно с ин-дукторами использовались сопла подачи вспомо-гательного охлаждающего воздуха для дополни-тельного регулирования температуры диска. В ре-жимах 2 и 3 интенсивное охлаждение не использо-валось. Во всех режимах учитывался дополнитель-ный нагрев диска при трении диска об остаточныйвоздух.

Результаты расчета термонапряженного состо-

10

# 124 #


яния диска представлены на рис. 6 с учетом теп-ловых состояний диска в разных испытательныхрежимах 1÷3 (рис. 2).

Рис. 6 – Распределения окружных термонапряжений дискапри термоциклических испытаниях: 1 и 1′ – напряженияпри nmax и nmin (режим 1); 2 и 2 ′ – напряжения при nmaxи nmin (режим 2); 3 и 3 ′ – напряжения при nmax (режим 3)

Выводы и перспективы дальнейших иссле-дований

Рассмотрены проблемы термомеханическогонагружения дисков ГТД при разгонных термоцик-лических испытаниях. Разработаны и использова-ны способы формирования испытательных цикловдисков ГТД на разгонном стенде с использовани-ем различных режимов индукционного нагрева иохлаждения. Применение интенсивного охлажде-ния дисков позволяет сократить сроки проведениятермоциклических испытаний. В дальнейшем пла-нируется совершенствование техники и методикитермоциклических испытаний дисков и рабочихколес ГТД на разгонных стендах с учетом физикироста трещин как при термоциклической, так и по-стоянной нагрузке [10, 11].


1. Пат. № 2235982 Россия. Способ термоцикли-ческих и разгонных испытаний дисков турбомашин/ Лепешкин А.Р., Скибин В.А. 2004. Бюл. № 25.2. Лепешкин А.Р., Безносенкова В.Н. Цикличес-кие испытания дисков ГТД на разгонном стенде сиспользованием индукционного нагрева // Авиаци-онно-космическая техника и технология: Сб. науч-ных трудов. Вып.19. Тепловые двигатели и энерго-установки. – Харьков: Гос. аэрокосмический ун-т“ХАИ”, 2000. – С. 456-460.3. Лепешкин А.Р., Безносенкова В.Н. Моделиро-вание нестационарного теплового и термонапряжен-ного состояния дисков и рабочих колес ГТД на раз-гонном стенде с использованием индукционногонагрева при неизотермических циклических испы-таниях // Авиационно-космическая техника и тех-нология: Сб. научных трудов. – Харьков: Нацио-нальный аэрокосмический ун-т “ХАИ“, 2001. –Вып.23. Двигатели и энергоустановки. – С. 144-146.4. Лепешкин А.Р. Индукторы для нагрева дисков

ГТД при испытаниях на разгонных стендах. // Авиа-ционно-космическая техника и технология: Сб. на-учных трудов. – Харьков: Национальный аэрокос-мический ун-т “ХАИ“, 2002. – Вып. 334. Двигатели иэнергоустановки. – С. 163-165.5. Лепешкин А.Р. Методика статического тензо-метрирования дисков ГТД на разгонных стендах сучетом неравномерного нагрева // Авиационно-кос-мическая техника и технология. Вып. 41/6. Харь-ков: Национальный аэрокосмический ун-т “ХАИ“.2003. – С. 154-159.6. Лепешкин А.Р., Бычков Н.Г. Метод термоуправ-ляемого обрыва лопаток рабочих колес ГТД прииспытаниях конструкций и корпусов на непробива-емость // Авиационно-космическая техника и тех-нология. Вып. 4/20. Харьков: Национальный аэро-космический ун-т “ХАИ“. 2005. – C. 77–82.7. Лепешкин А.Р. Методика эксплуатационноготермомеханического нагружения дисков турбома-шин при ресурсных испытаниях на разгонном стен-де // Доклады научно-технического семинара “Проч-ность и надежность нефтегазового оборудования“.19-20 сентября 2000. ЦНИИАТОМИНФОРМ. М. –2001. – С. 112–114.8. Данилушкин А.И., Еленевский Д.С., КотеневВ.И. и др. АСУ процессами многофакторных испы-таний на специализированном стенде для прочно-стной доводки элементов конструкций // Пробле-мы прочности. – 1990. – № 5. – С. 116-119.9. Демьянушко И.В., Суржин В.С. Проблемы ав-томатизированных циклических испытаний дискови роторов на разгонных стендах // Проблемы проч-ности. – 1981. – № 7. – С. 110-115.10.Фишгойт А.В., Демидов А.Г. Рост трещин припостоянной нагрузке под влиянием ползучести вметаллических материалах // Конверсия в маши-ностроении. 2005, №4-5, - С. 116-117.11. Kachanov E.B., Golubovskiy E.R., Khvatski K.K.Greep Crack Propagation Kinetic in Nickel-BaseSuperalloys of Gas Turbine Engines // Proceeding ofthe V-th International Symposium on Greep andCoupled Processes (Bialystok/ Bialowieza, 1995),Publishing of Bialystok Technical University, Bialystok,Poland, 1995, P. 53.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Фишгойт А.В.Центральный институт авиационного моторострое-ния им. П.И. Баранова, Москва.



Анотація: Розглядаються проблеми термомеханічного навантаження дисків ГТД прирозгінних термоциклічних випробуваннях. Розроблені способи формування дослідних циклівдисків ГТД із урахуванням польотних режимів при термоциклічних випробуваннях на розг-інному стенді з використанням індукційного нагрівання. Застосування інтенсивного охо-лодження дисків дозволяє скоротити строки проведення термоциклічних випробувань.Наведено результати розрахунку термонапруженого стану диска при моделюванні різнихдослідних режимів.

Аbstract: The problems of thermomechanical loading of GTE disks are considered at acceleratedthermocyclic tests. The methods of simulation of test cycles of GTE disks have been developedin view of flight modes at thermocyclic tests on accelerated stand with use of induction heating.Application of intensive cooling of disks allows to reduce terms of carrying out of thermocyclictests. The results of calculation thermostress state of a disk are presented at modeling of differenttest modes.

# 126 #


Введение

В связи с необходимостью проведения летно-прочностных испытаний повышенного риска длявинтовентиляторных ГТД нетрадиционных схем исверхбольшой степени двухконтурности, для ко-торых не имеется термобарокамер (ТБК) соответ-ствующей мощности, требуется уточнение концеп-ции и технологии таких испытаний. Решению ука-занной задачи и посвящена настоящая работа,базирующаяся на обобщении опыта летных иссле-дований вибрационного нагружения лопаток КНДи вентиляторов, а также лопастей винтовентилято-ров авиадвигателей различных схем на ЛЛ и ос-новных летательных аппаратах (ЛА).


В качестве основных направлений уточнениятехнологии и концепции летно-прочностных испы-таний рассматривались:

- обоснование структуры моделей динамичес-кого нагружения лопастей винтовентиляторов, ме-тодики их получения и применения на различныхэтапах летных испытаний;

- расширение номенклатуры обследуемыхрежимов летных испытаний;

- обеспечение безопасности испытаний.


Повсеместный перевод авиатехники к эксплуа-тации по техническому состоянию и повышенныетребования к безопасности полетов в связи с вы-нужденным перенесением на ЛЛ и основной ЛА

УДК 629.7.03.018О.Н. Былинкина, Б.Б. Коровин, В.В. Червонюк

Федеральное государственное унитарное предприятие РФ«Летно-исследовательский институт им. М.М.Громова», Россия

КОНЦЕПЦИЯ ЛЕТНО-ПРОЧНОСТНЫХ ИСПЫТАНИЙВИНТОВЕНТИЛЯТОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД НОВОГО

ПОКОЛЕНИЯ

Аннотация: На основе научного и методического задела ЛИИ им. М. М. Громова поразработке и использованию при испытаниях ГТД моделей динамического нагружениялопаток компрессоров (лопастей винтовентиляторов) и обобщения опыта вибрацион-ной доводки на летающей лаборатории (ЛЛ) вентилятора ТРДД большой тяги и сверх-большой степени двухконтурности, а также винтовентилятора ТВВД уточнена кон-цепция летно-прочностных испытаний винтовентиляторов перспективных двигате-лей большой тяги. Обоснованы структура модели нагружения винтовентилятора, но-менклатура обследуемых режимов, методы и cредства обеспечения безопасности по-летов.

Винтовентилятор, вибрационное нагружение, безопасность, флаттер, косой обдув, уголзаклинения, модель нагружения, бортовой контроль

некоторых видов испытаний повышенного риска,которые ранее проводились только в ТБК, требуютсоответствующих методических решений.

Одним из таких решений применительно к за-даче обеспечения вибрационной надежности ло-паток КНД является возможно раннее (до выходана основной самолет) получение моделей их виб-рационного нагружения, опережающая оценка чув-ствительности лопаток к временной и пространствен-ной неравномерности потока на входе в двигатель,прогноз по экспериментальным моделям и коэф-фициентам виброчувствительности лопаток их ожи-даемого динамического нагружения при испытани-ях и в эксплуатации [1].

Все сказанное в полной мере относится к вы-соконагруженным лопастям винтовентиляторовсовременных ГТД, основной причиной переменно-го нагружения которых является их работа в усло-виях «косого» обдува натекающим воздушнымпотоком. В частности, как показали испытания наЛЛ винтовентилятора ТВВД с соосным винтом изкомпозиционных материалов, уровень вибрацион-ного нагружения элементов переднего и заднеговинтов и вала редуктора в прямолинейном гори-зонтальном полете без скольжения можно пред-ставить в виде зависимости

σ = k (α + δ)Vi2, (1)

где k – коэффициент пропорциональности (за-висит от аэродинамических характеристик лопас-тей);

α – угол атаки самолета;© О.Н. Былинкина, Б.Б. Коровин, В.В. Червонюк 2006 г.



δ – угол заклинения двигателя относи-тельно строительной горизонтали самолета;

Vi – индикаторная скорость полета.Правомерность этой предложенной В.В. Черво-

нюком зависимости, полученной с использовани-ем известного соотношения Г. И. Майкапара [2],иллюстрируется рисунком 1, на котором показаноизменение динамического нагружения в предста-вительных сечениях лопастей винта и вала редук-тора в условиях работы опытного изделия на объек-те при его разгоне в горизонтальном полете. Пара-болическая зависимость вибрационного нагруже-ния элементов винтовентилятора от скорости поле-та с характерным минимумом при скорости, соот-ветствующей отсутствию “косого” обдува, позво-ляет определить, как диапазон безопасных скоро-стей полета, так и правильность выбранного углазаклинения двигателя на самолете.Рис. 1 – Изменение величины вибрационных напряженийв лопастях винтовентилятора и вале редуктора при

выполнении самолетом разгона до Vmax пред.(ЗВ – задний винт, ПВ – передний винт)

Оценку ожидаемого вибрационного нагружения

винтовентилятора в эксплуатационных условияхудобнее осуществлять представив формулу (1) ввиде

σ = k*α*Vi2+k*δ*Vi2 ≈ k1*G*Vi2+k*δ*Vi2, (2)где G - вес самолета.Полученные с помощью (2) и расчетно-экспе-

риментальных аэродинамических характеристикпланера зависимости для прогнозирования уров-ня вибрационного нагружения элементов винто-вентилятора при различных полетном весе и числеМ полета на объекте представлены на рис. 2. Ука-занные зависимости были успешно использованыпри летных испытаниях двигателя на самолете, впроцессе проведения которых была идентифициро-вана более полная модель динамического нагруже-ния элементов винтовентилятора следующей струк-туры

σ = κα(α“=ì+δ)Viƒ2+κβ*β*Viƒ

2+k!е›Nä", (3)

где σ - уровень вибрационных напряжений;αсам, β - углы атаки и скольжения самолета;δ - угол заклинения двигателя относи-

тельно строительной горизонтали самолета;Viз - индикаторная земная скорость;kреж - коэффициент влияния режима; кα, kβ - коэффициенты влияния углов атаки и

скольжения,Nдв – мощность двигателя.

Индикаторная скорость, ViРис. 2 – Прогноз уровня вибронагруженности вала

редуктора двигателя в условиях его работы на основномсамолете

Специально поставленный летный эксперимент

для определения коэффициента влияния кβ ил-люстрируется рисунком 3, а на рисунке 4 и 5 пока-заны экспериментальные зависимости, использо-вавшиеся при получении kα.Рис. 3 – Изменение величины переменных напряжений влопастях заднего винта и вале редуктора по углу сколь-жения при выполнении самолетом координированного

скольженияРис. 4 – Изменение переменных напряжений в лопастизаднего винта при выполнении полетов на большие углы

атаки с двигателем, работающим на различных режимах

Рис. 5 – Связь уровня нагружения заднего винта с угломатаки самолета и режимами работы двигателя.

Напряжение

в вале редуктора,

кг/мм

2

Область I ОбластьII

Скольжение влево Скольжениевправо

# 128 #


Rдв – режим работы двигателя, МГ- малый газ, МП –полетный “максимал”

Очевидно, что модели вышеуказанного видапригодны для контроля вибрационного состоянияи остаточного ресурса элементов винтовентилято-ра в эксплуатации по полетной информации, реги-стрируемой штатными бортовыми накопителями, аих наличие на этапе испытаний двигателя на ЛЛпозволяет приступать к отработке методики авто-матизированного контроля нагружения винтовенти-лятора до начала летных испытаний на основномсамолете.

Доминирование в вибропроцессах лопастейвинтовентилятора составляющей на частоте вра-щения ротора подтверждает главную роль первойгармоники окружной неравномерности в возбужде-нии колебаний винтовентилятора при его косомобдуве.

Регрессионным анализом материалов летныхиспытаний большой номенклатуры авиадвигателейманевренных самолетов [3] выявлено, что углыатаки, скольжения и квадрат скорости (числа М)полета так же, как и произведения указанных па-раметров - значимые влияющие факторы для 1-ойгармоники окружной неравномерности потока навходе в двигатель (регрессионные модели III типасогласно [3]).

Аналогичный результат имеет место и для виб-ронагруженности лопаток КНД, зафиксированнойпри совместной работе обследованных двигате-лей с достаточно протяженными сверхзвуковыми

каналами сложной конфигурации (модели II типа[3]), при том, что рассматриваемые модели нагру-жения получены для условий резонанса лопаток,вызываемых 3-ей гармоникой неравномерности,имеющей существенно меньший уровень, чем 1-я.

Исходя из вышеизложенного, можно ожидатьсохранение структуры модели (3) и для закапотиро-ванного винтовентилятора перспективного двигате-ля ТВВД нетрадиционной схемы.

Биротативный винтовентилятор этого двигателяс лопастями из композитных материалов по суще-ству является соосным винтом в капоте. При тон-кой губе мотогондолы (ее наружный диаметр со-ставляет 3150 мм, а наружный – 2900 мм) возмо-жен отрыв потока с острой кромки при косом обду-ве и при прямом засасывании воздуха в старто-вых условиях.

При указанных особенностях конструкции мож-но ожидать, что рассматриваемый узел будет од-новременно воспринимать переменные нагрузки отнабегающего потока, как свободный винт, чувстви-тельный к косому обдуву, и как вентилятор двига-теля сверхбольшой степени двухконтурности, ра-ботающий с коротким воздухозаборником.

Поэтому в дополнение к действующей методи-ке оценки вибронагруженности элементов ГТД насамолете [1] номенклатура обследуемых режимовв стартовых условиях работы двигателя должнапредусматривать обязательную оценку нагружениявинтовентилятора при боковом ветре. Режимы об-следуемые в полете должны включать в себя го-ризонтальные разгоны самолета с Vпр min до Vпрmax на минимальной и максимальных высотах дляданного ЛА, координированные скольжения в го-ризонтальном полете и выполнение эволюций,обеспечивающих выход на предельные углы ата-ки, при строгом учете угла заклинивания двигате-ля на ЛА, чтобы с максимальной достоверностьюоценить влияние эффекта косой обдувки винтовен-тилятора в эксплуатационных условиях.

В связи с тем, что двигатели рассматриваемо-го класса с расходами воздуха более 800 кг/с по-ступают на летные испытания без проверки в ТБКустойчивости лопастей винтовентилятора к флатте-ру, методика летных испытаний двигателя на ЛЛдолжна предусматривать оценку вибронагружен-ности лопастей с запасами по коэффициенту режи-мов в экстремальных условий эксплуатации, рег-ламентируемых нормативной документацией попроверке автоколебаний.

Наличие большой номенклатуры обследуемыхрежимов повышенного риска при отсутствии пре-вентивных испытаний полноразмерного двигателяв ТБК предъявляет повышенные требования к обес-печению безопасности летных испытаний.

Таким требованиям отвечает разработанный вЛИИ программно-аппаратный комплекс для инфор-

σ вал/Viз2

Истинный угол атаки

Истинный угол атаки

Напряжения

, кг/мм

2



мационного сопровождения летно-прочностныхиспытаний ГТД нового поколения [4]. Бортовая частьуказанного комплекса не только обеспечивает не-прерывную запись виброакустических процессови сопровождающей информации в течение всегополета, но и позволяет осуществлять непрерывныйбортовой контроль динамического нагружения эле-ментов двигателя в реальном времени во времен-ной и частотной областях, в том числе и по сигна-лам, формируемым современными средствами бес-контактной диагностики флаттера [5], [6]. Для реа-лизации указанных возможностей в полной меренеобходимо применение бесконтактных токосъем-ников последнего поколения при передаче высо-кочастотных тензосигналов с обоих роторов винто-вентилятора. Успешный опыт ЛИИ по применениютаких токосъемников с оптическим преобразовани-ем сигнала при тензометрировании в полете рабо-чих колес КНД авиадвигателей маневренных са-молетов позволяет с оптимизмом относиться к воз-можности подобного технического решения и длявинтовентиляторных ГТД.

Основная задача, решаемая наземной частьюпрограммно-аппаратного комплекса [4], – оператив-ная обработка вибрационных процессов во времен-ной и частотной областях, направленная на функ-циональную увязку параметров высокочастотныхпроцессов динамического нагружения элементовГТД с параметрами полета самолета и работы дви-гателя, включая уточнение и идентификацию по эк-спериментальным данным моделей нагружения. Врежиме экспресс-анализа программное обеспече-ние комплекса позволяет принимать решение опродолжении полетов в течение 1-2 часов послепосадки борта.


Успешность проведения прочностной доводкивинтовентиляторных двигателей нового поколенияво многом определяется разработкой моделей ди-намического нагружения элементов винтовентиля-тора в функции параметров полета и угла заклине-ния двигателя на самолете. Технология летно-проч-ностных испытаний ТВВД с закапотированным вин-том должна быть дополнена номенклатурой обсле-дуемых режимов, обеспечивающих:

- условия максимально ожидаемого в эксплуа-тации косого обдува винтовентилятора, регламен-тированного требованиями к летно-прочностнымиспытаниям классических винтов;

- проверку виброчувствительности лопастей вин-товентилятора к направлению и силе ветра;

- запасы по коэффициенту режима в экстремаль-ных условиях эксплуатации, регламентированныхнормативными документами по проверке автоколе-

баний при гарантированном контроле динамичес-ких нагрузок по результатам их измерения в ре-альном времени и совмещении испытаний с отра-боткой технологии автоматизированного контролянагружения тензометрируемых узлов в эксплуата-ции по полетной информации.


1. Коровин Б.Б. К совершенствованию методо-логии вибрационной доводки лопаток компрессо-ров авиационных ГТД.// ЛИИ.– Труды №409. – 1981.– 56 с. 2. Майкапар Г.И. Расчет составляющих сил имомента, действующих на воздушный винт прикосой обдувке. – Сборник работ по теории воздуш-ных винтов. – БНИ ЦАГИ, 1958.

3. Коровин Б.Б., Зудов С.М. К синтезу моде-лей вибрационного нагружения лопаток турбома-шин авиационных ГТД. //ЦИАМ.– Труды№ 1221.– 1985. – С. 218-233.

4. Былинкина О.Н.,Коровин Б.Б., Стасе-вич А.А. Программно-аппаратный комплекс для лет-но-прочностных испытаний авиационных ГТД ново-го поколения. // Авиационно-космическая техника итехнология.-2005. –№9/25.

5. Сачин В.М., Туманов Н.В., Шатохин А.Г. Бес-контактная вибродиагностика флаттера рабочихколес компрессоров. В сб.: Аэроупругость лопа-ток турбомашин. Вып. 4, 1987.– ЦИАМ. – Труды1221. – С. 195-206.

6. Хориков А.А. Метод и система диагностикиаэроупругих колебаний рабочих лопаток компрес-сора датчиками пульсации.- В кн.: Совершенство-вание турбоустановок методами математическогои физического моделирования.-Харьков, ИМП,1997. – С. 323-332.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Б.Ф. Шорр,Федеральное государственное унитарное предпри-ятие «ЦИАМ им. П.И. Баранова», Россия.

# 130 #


Анотація: На основi наукового i методичного досвiду ЛII iм. М.М. Громова по розробцii використанню при випрбуваннях ГТД моделей динамiчного навантаження лопатоккомпресорiв (лопастей вентиляторiв) і узагальнення досвiда вiбрацiйного доведення нальотнiй лабораторii (ЛЛ) вентилятора ТРДД надвеликої степенi двухконтурностi, атакож гвинтовентилятора ТВВД уточнено концепцiю льотно-мiцностних випробуваньгвинтовентиляторiв перспективних двигунiв великоi тяги. З’ясованi структура моделiнавантаження гвинтовентилятора, номенклатура дослiджуваних режимiв, методи і за-соби забезпечення безпечностi польотiв.

Abstract: On the basis of the Gromov Flight Research Institute named after M.M. Gromov(GFRI) scientific and methodological experience in development and utilization of the compressorblades dynamic loading models in gas turbine engines flight tests and summarization of vibrationdevelopment on the flying test bed of both the fan of high trust and ultra-high-bypass ratio propfanturbofan and the propfan of promising propfan engine the conception of flight-stress tests of thepromising engine has been elaborated. Structure of propfan stress model, list of testing regimes,methods and means of flight safety guaranteeing have been substantiated.



Введение

Высокий ресурс современных авиационныхдвигателей и переход на эксплуатацию по тех-ническому состоянию требуют постоянного кон-троля состояния двигателя в процессе эксплуа-тации. Наряду с традиционными методами пери-одического контроля состояния двигателя (поштатным параметрам, визуальными, оптическимии т.д.) необходимо использовать интегральныйметод, основанный на контроле тяги двигателя ивыявлять тенденцию её изменения в процессеэксплуатации.

Тяга ГТД на летающих лабораториях и в само-летной компоновке определяется различнымигазодинамическими методами.

Все вышеперечисленные методы требуют спе-циального препарирования двигателя, которое неможет быть реализовано на штатной силовойустановке, находящейся в эксплуатации.

Поэтому, для определения тяги ГТД в самолет-ной компоновке в условиях эксплуатации пред-лагается использовать метод, основанный наиспользовании штатных параметров ГТД и изме-рении усилия на аэродинамическом профиле (зон-

© А.Д. Кулаков, В.Г. Подколзин, И.М. Полунин, В.В. Попов 2006 г.

УДК 629.7.036А.Д. Кулаков1, В.Г. Подколзин2, И.М. Полунин2, В.В. Попов1

1Федеральное государственное унитарное предприятие«Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова», Россия

2Закрытое акционерное общество «Научно-методический центрНОРМА», Россия

МЕТРОЛОГИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ С ПОМОЩЬЮ ЖЕСТКИХ И ГИБКИХ

ЗОНДОВ НА СРЕЗЕ СОПЛА ГТД

Аннотация: На основе научно-исследовательского задела ЛИИ им.М.М.Громова иЗАО « НМЦ НОРМА» по созданию образцов системы с аэродинамическим методом из-мерения тяги сопла ГТД разработан и изготовлен экспериментальный образец си-стемы измерения тяги (СИТ) для ТРДД ПС-90А. Представлено описание эксперимен-тального образца системы измерения тяги (СИТ) двигателя ПС-90А в земных усло-виях в самолетной компоновке. Принцип действия этой системы основан на прямомизмерении усилия воздействия газового потока на погруженный в него, в зоне срезареактивного сопла, аэродинамический зонд. Приведены результаты исследований мет-рологических характеристик измерительных каналов СИТ двигателя ПС-90А при егоиспытании на тягоизмерительном стенде

Тяга двигателя, гибкий зонд, жесткий зонд, аэродинамическое сопротивление, сопло, газо-вый поток, наземный тягоизмерительный стенд для испытаний ГТД, градуировочная зависи-мость, метрологическая характеристика, приведенная погрешность

де), помещенном на срезе сопла ГТД.ФГУП «ЛИИ им.М.М.Громова» и ЗАО «НМЦ

НОРМА» на протяжении последних лет проводятработы по созданию промышленных образцовсистем с аэродинамическим методом измерениятяги сопла ГТД. [1,2].

За это время проведены оценочные испыта-ния различных экспериментальных вариантовсистем измерения тяги на самолетах - летаю-щих лабораториях Ту-134ЛЛ (двигатель Д-30 IIсерии) и Ил-76 (двигатель Д-30КП).

Проведенные в ЛИИ экспериментальные ис-следования опытных экземпляров системы пока-зали их работоспособность и принципиальную воз-можность практического применения для конт-роля тяги ГТД в эксплуатации.

1 Общие принципы аэродинамическогометода определения тяги сопла ГТД

В общем случае тяга двигателя определя-ется по формуле:

Rдв = Rс - Jвх. = ccc FV 2ρ + Fc (рс - рн) - Jвх, (1)

где: Rс – тяга сопла, Jвх – входной импульс,

# 132 #


в земных условиях Jвх = 0

отсюда с

дв

FR

- (рс - рн) = 2ccVρ . (2)

Известно, что на любое тело (зонд в виде стру-ны), помещенное в газовый поток, действует аэро-динамическая сила Х, которую можно вычислитьс использованием формулы аэродинамики для про-дольной силы, т.е.

Х = сх· q с ·S = сх· 2

2cсVρ

· S. (3)

Установим связь между тягой двигателя Rдви аэродинамической силой Х (далее будем обо-значать как Рзон):

Rдв = ScР2F

х

зонc + Fc (рс - рн). (4)

Таким образом, зная коэффициент аэродина-мического сопротивления зонда (струны) сх , ве-личину омываемой площади зонда S, площадьсопла Fс и измеряя аэродинамическое усилиеРзон , действующее на зонд, можно определитьтягу двигателя Rдв в самолетной компоновке вземных условиях.

Выражение (4) справедливо для определениятяги двигателя при реальном расширении газа насрезе сопла двигателя (при рс ≠ рн ). Характер-ной особенностью ТРДД является существенноенедорасширение газового потока на срезе со-пла. Уровень недорасширения потока в сопле ТРДД( nс = рс/рн ) увеличивается с повышением режи-ма работы двигателя (соответственно увеличива-ется располагаемая степень понижения полногод а в л е н и я

πср = р хс / рн) и в широком диапазоне условийполета Н = 0 ... …11 км и М = 0 ... …0,8 находитсяв пределах 1,05 ... …1,3 .

Таким образом, помимо силы аэродинамичес-кого сопротивления зонда необходимо измерятьстатическое давление потока в сечении, где уста-навливается зонд.

В связи с неодномерностью реального потока,возможной неточностью ряда входящих в расчетвеличин (сх, Fc, Рзон ) , а также влияния другихвеличин (как μс), не учитывающихся в расчете,система должна быть протарирована с целью оп-ределения необходимых поправочных коэффици-ентов.

Результаты аэродинамических исследованийгибкого зонда в ЦАГИ выявили, что при транс-звуковых числах Мс газового потока имеет мес-то монотонная зависимость силы сопротивления

струны от скорости газового потока. Это связанос достаточно сильной зависимостью коэффици-ента аэродинамического сопротивления Сх гибко-го зонда (при диаметре струны 1,6… ... 2,0 мм) отчисел Мс и Re набегающего газового потока.

Идеальным случаем было бы наличие зави-симости действующей на зонд силы только от про-дольного скоростного напора газовой струи, чтосоответствует постоянству коэффициента сх приизменении остальных параметров - чисел Мс иRe, тангенциальной составляющей скорости, тур-булентности и т.д. Для минимизации изменений почислам Re необходимо использовать зонда с фик-сированным передним отрывом пограничногослоя, что определяется поперечным сечениемзонда. Вместе с тем, наличие двухпараметричес-кой зависимости силы, действующей на зонд отимпульса струи и числа Мс, привело к необходи-мости использования двух зондов, зависимостьсопротивления которых от числа Мс отличаетсясильно. Эта разница в зависимостях можетобеспечиваться как формой поперечного сече-ния зонда, так и углом его установки по отноше-нию к направлению набегающего потока (угломстреловидности).

Под воздействием газового потока каждый изэтих зондов испытывает воздействие усилия Рзонпропорционально газодинамическому скоростно-му напору ρсV2

с, коэффициенту сх и величинеомываемой площади зонда S. Зонды, имеющиеразличные коэффициенты аэродинамическогосопротивления, будут испытывать различные уси-лия сопротивления, соответственно зон.P – (пря-моугольное сечение) и Рзон.Δ– (треугольное се-чение) :

зон.P Ј= 0,5 сх ρсV2с S ,

Рзон.Δ = 0,5 схΔ ρсV2с SΔ.

Для каждого зонда методом аэродинамичес-ких продувок предварительно определяются ха-рактеристики: сх = f (Мс) и схΔ = f (Мс).

В каждом цикле измеряются усилия, вос-принимаемые зондами прямоугольной формыРзон и треугольной формы РзонΔ.

По этим замерам определяется параметр, ха-рактеризующий отношение усилий на зондах:

- отношение коэффициентов аэродинамичес-кого сопротивления

сх / схΔ = (Рзон / РзонΔ) ; (5)- отношение суммы коэффициентов к их раз-

нице[( сх +схΔ )/( сх - схΔ )] = [(Рзон + РзонΔ)/(Рзон -РзонΔ)]. (6)

По найденным значениям (5) или (6) опре-деляется число М потока и скоростной напор накаждом из зондов:

ρсV2с = 2Рзон / (сх · S ),



ρсV2сΔ = 2РзонΔ / (схΔ· SΔ).

Усредненное значение, соответствующее ско-ростному напору в измеряемой зоне (междузондами), определяется по формуле

ρсV2с.

ср = 0,5 ( ρсV2

с + ρсV2сΔ). (7)

Таким образом, измеряя усилие, воспринима-емое аэродинамическим зондом Рзон на срезесопла двигателя и в дальнейшем определяя зна-чения скоростного напора реактивного потокаρсV2

с и при известных геометрических парамет-рах сопла можно определить тягу двигателя, ис-пользуя коэффициенты аэродинамического сопро-тивления зондов сх.

Следует отметить, что при градуировке систе-мы измерения тяги в условиях заводскогостенда, тяга двигателя измеряется прямым дина-мометрическим способом, при котором все силыинтегрируются в узлах крепления двигателя к стен-ду и воспринимаются датчиками. При этом уста-навливается связь между аэродинамическим уси-лием на зонде Рзон. и измеренной тягой двигате-ля Rдв ст. Полученная в условиях заводского стен-да градуировочная характеристика Рзон = f (Rдв ст)при постоянных значениях частоты вращения рото-ра компрессора высокого давления (nвд = const)является универсальной и автоматически учитыва-ет режимы течения на срезе сопла двигателя.

2 Система измерения тяги СИТТРДД ПС-90А

В 2004… ... 2005 годах был разработан и изго-товлен экспериментальный образец системы изме-рения тяги (СИТ) применительно к ТРДД ПС-90А,принцип действия которого основан на азродина-мическом методе измерения полного импульсареактивного сопла с помощью гибкого и 2-х жес-тких зондов, установленных на срезе реактивногосопла.

Система измерения СИТ включает в себя сле-дующие основные части, рис. 1, 2.

1. Установочное кольцо предназначено длякрепления на нем датчиков усилий и аэродина-мических зондов, которое устанавливается нанасадок реактивного сопла двигателя таким обра-зом, чтобы внутренние поверхности зондов рас-полагались в непосредственной близости от сре-за сопла двигателя. Его крепление осуществля-ется с помощью 5-ти тяг крепления и хомута,одетого на насадок реактивного сопла.

2. Комплект зондов состоит из одного гибкогозонда (струна диаметром 2,6 мм) и двух жесткихзонда прямоугольной и треугольной формы (раз-мер сечений: 10×15 мм у основания и 10×5 мм увершины ), рис. 2.

Рис. 1 – Основные части системы измерения тягидвигателя ПС-90А

Рис. 2 – Общий вид системы измерения тяги СИТ длядвигателя ПС-90А

3. Линия связи включает в себя электричес-кие провода 4-х датчиков усилий и провода, по

которым передается информация от этих датчи-ков в измерительный комплекс, а также проводадля получения информации от штатных самолет-ных датчиков частоты вращения высокого (n2) дав-ления.

4. Измерительный комплекс MIC-200 представ-ляет собой моноблочный автономный прибор, вкоторый входят Nоtebook, измерительные моду-ли, а также два согласующие модуля. Пакет при-кладных программ типа управляет основнымирабочими функциями аппаратуры обработки и по-зволяет устанавливать режимы проведения из-мерений и обработки результатов.

3 Результаты исследования метрологичес-ких характеристик системы СИТ

Целью исследований являлось получение рас-четным путем оценок погрешности измерительныхканалов (ИК).

Обработка результатов градуировок ИК произ-водилась с использованием индивидуальной но-минальной характеристики преобразования в со-ответствии с ОСТ 100487-83:

- определялись средние арифметические зна-чения сигнала на выходе при прямом и обратномходах градуировок;

- производилась аппроксимация зависимостизначения сигнала от создаваемой нагрузки длявсего диапазона в целом либо по частям полино-мом n-й степени;

- в каждой контрольной точке каждого ИК оп-ределялись средние арифметические значения

# 134 #


исправленных результатов наблюдений ИК на пря-мом и обратном ходах;

- оценивалась систематическая составляющаяпогрешности и вариации в каждой контрольнойточке каждого ИК;

- вычислялась оценка среднего квадратичес-кого отклонения случайной составляющей погреш-ности.

При этом в соответствии с ГОСТ 8.207-76 слу-чайные составляющие погрешности суммируют-ся как случайные погрешности с равновероятны-ми законами распределения.

Границы погрешности ИК определялись в со-ответствии с ГОСТ 8.207 -76.

Погрешность ИК устанавливалась как макси-мальное значение погрешности, наблюдаемое вконтрольных точках диапазона. При этом довери-тельная вероятность получения этой погрешностибудет не ниже доверительной вероятности Р = 0,95.

3.1 Проведение исследований в лаборатор-ных условиях

Для проведения исследования в лабораторныхусловиях был разработан и изготовлен имитаторустановочного кольца сопловой насадок двигате-ля ПС-90А, представляющего балку с передвиж-ными кронштейнами для крепления тензометри-ческих датчиков (гибкий зонд) и датчиков (жест-кие зонды), рис. 3. Градуировка всех измеритель-ных каналов системы СИТ заключалась в воспро-изведении на контрольной точке эталонного зна-чения физической величины, визуального контро-ля динамики изменения результатов измерения попоказаниям на установившемся режиме и после-дующей обработки [3].Рис. 3 – Установка силопреобразующего узла с жестким

зондом и грузоприемного устройстваАнализ результатов показал, что: - градуировочная зависимость физической ве-

личины нагружения зондов от измеряемой величи-ны практически линейна для всех исследуемыхканалов, рис. 4;

Рис. 4 – Градуировочная зависимость нагружения на зондот относительного параметра измерительного комплекса

MIC-200

- распределения погрешностей каналов изме-рения с датчиками жестких зондов показывает,что приведенная погрешность составляет 0,06%и 0,133% соответственно для зондов прямоуголь-

ного и треугольного сечений во всем диапазонеизмерения усилий, которые ожидаются при работедвигателя ПС-90А, рис. 5.

Рис. 5 – Распределение погрешности измерительногоканала в зависимости от величины нагрузки на зонд

3.2 Проведение исследований на тягоиз-мерительном стенде

Исследования проводились на закрытом тя-гоизмерительном стенде № 1 ОАО «Авиадвига-

тель» при испытании двигателя ПС-90А, [4, 5], рис.6.

В результате выполненных трехкратных граду-ировок ИК с жесткими зондами был создан мас-сив в виде зависимостей замеренных усилий навыходе ИК от эталонных значений тяги двигателяПС-90А, замеренной стендовой измерительной си-стемой (ИИС).

Рис. 6 – Установка экспериментального образца системыСИТ на сопловой насадок двигателя ПС-90А

Анализ результатов показал, что: - изменение усилий, действующих на зонды,

установленных на срезе сопла двигателя



ПС-90А, адекватно изменению тяги двигателя приего работе на установившихся режимах в диапазо-не от малого газа до взлетного и обратно, рис. 7;Рис. 7 – Совмещенная временная диаграмма регистрациипараметров стендовой измерительной системой ИИС

(Rпр, N2) и системой СИТ (Pзонд, N2)

- градуировочная зависимость физической ве-личины тяги двигателя ПС-90А от усилия, воспри-нимаемого жестким или гибким зондами для всех

силоизмерительных каналов СИТ является практи-чески линейной в диапазоне изменения тяги отмалого газа до взлетного, рис. 8;

Рис. 8 – График зависимостей Рзон , РзонΔ, Ргиб,Rпр от N2

- распределения погрешностей каналов из-мерения с датчиками жестких зондов при рабо-

те с апроксимирующим полиномом в диапазонережимов работы двигателя ( МГ – ВЗЛ - МГ ) пока-

зывает, что приведенная погрешность составля-ет 0, 889 % и 1,38 % соответственно для зондовпрямоугольного и треугольного сечений, причемэти значения приходятся на контрольную точкурежима работы двигателя 0.37 Номинала, а навзлетном режиме приведенная погрешность со-ставляет соответственно 0, 58 % и 0,92 %, рис. 9;

Рис. 9 – Распределение максимальной погрешностиопределения тяги системой СИТ с использованием

прямоугольного зонда при расчетах по всему диапазонуработы двигателя (МГ-ВЗЛ)

- распределения погрешностей каналов из-

мерения с датчиками жестких зондов приработе с апроксимирующим полиномом в диапа-зоне ( 0,7Н – ВЗЛ - 0,7Н ) показывает, что приве-денная погрешность составляет 0, 312 % и 0,439% соответственно для зондов прямоугольногои треугольного сечений, а на взлетном режимеприведенная погрешность составляет соответ-ственно 0, 277 % и 0, 378 %,рис. 10;


прямоугольного зонда при расчетах по «околономиналь-ному» диапазону работы двигателя (0,7-ВЗЛ)

- обработка результатов измерений ИК с дат-

чиками гибкого зонда показала, что приведен-ная погрешность, полученная для трех конт-рольных точек (МГ, 0,7Н, ВЗЛ) составляет 0,768% на МГ и 0,676% на взлетном режиме, рис. 11;


гибкого зонда при расчетах по всему диапазону работыдвигателя (МГ-ВЗЛ)

- приведенная погрешность определения тяги

# 136 #


двигателя ПС-90А2 на взлетном режиме систе-мой СИТ с апроксимирующим полиномом (0,7Н

– ВЗЛ - 0,7Н) и с учетом погрешности измере-ния тяги стендовой ИИС (± 0,3%) составит 0,6%и 0,7% соответственно для зондов прямоуголь-ного и треугольного сечений.

ЗаключениеАнализ газодинамических зависимостей меж-

ду параметрами потока в сечении среза сопла ГТДи реактивной тягой показывает теоретическую обо-снованность рассматриваемого метода косвенно-го определения тяги по результатам измеренияаэродинамического сопротивления зонда, поме-щенного в газовый поток.

Приведенная погрешность измерения тягидвигателя ПС-90А на взлетном режиме системойСИТ с апроксимирующим полиномом (0,7Н – ВЗЛ- 0,7Н ) и с учетом погрешности измерения тягистендовой ИИС (± 0,3%) составит менее 1,0%.

Использование системы СИТ позволит при эк-сплуатации проводить контрольные испытания иотладку двигателей после переборки, ремонта и т.п.,т.е. в условиях, когда отсутствует специальноестендовое оборудование для непосредственногоизмерения тяги. Кроме того, система СИТ будетвесьма полезной для текущего или предполетно-го контроля состояния и параметров двигателянепосредственно на самолете, выявления и ком-пенсации изменений, связанных с наработкой илис изменением настройкой системы регулирова-ния.


1. Подколзин В.Г., Полунин И.М., Кулаков А.Д.Способ определения тяги сопла газотурбинногодвигателя в полете и устройство для его опреде-ления. Патент на изобретение № 230302. Государ-ственный реестр изобретений РФ 10 июня 2004 г. 2. Черкез А.Я. «Анализ возможностей и оценкарациональных средств определения реактивнойтяги ВРД по результатам аэродинамических изме-рений в выхлопном тракте двигателя. Тех. справ-ка № 300-07/128, ЦИАМ, 1993 г. 3. Кулаков А.Д., Полунин И.М., Попов В.В., Ку-лаков А.А., Бондарцев В.В. «Комплексная отлад-ка экспериментального образца системы измере-ния тяги (СИТ) двигателя ПС-90А и проведение егоиспытаний в лабораторных условиях». Техничес-кий отчет №60-05- III, ФГУП «ЛИИ им. М.М.Гро-мова», 2005 г. 4. Результаты испытания двигателя ПС-90А2№93-01 (10А) по программе испытания экспери-ментального образца СИТ. Технический отчет №43494 ОАО «Авиадвигатель», 2005 г. 5. Кулаков А.Д., Полунин И.М., Попов В.В., Ку-лаков А.А., Бондарцев В.В. «Проведение испыта-ний экспериментального образца СИТ двигателяПС-90А на наземном тягоизмерительном стенде.Технический отчет № 213-05- III, ФГУП «ЛИИ им.М.М. Громова», 2005 г.


Рецензент: д-р техн. наук, с.н.с. В.И. Мель-ник, Федеральное государственное унитарноепредприятие «ЛИИ им. М.М.Громова», Россия.

Анотація: На основi науково-дослiдного задiла ФГУП «ЛИИ им. М.М.Громова» та ЗАО«НМЦ НОРМА» по створенню зразків систем з аеродинамічним методом визначеннятяги сопла ГТД розроблено і виготовлено експериментальний зразок системивимiрювання тяги (СИТ) для двигуна ПС-90А. Проведено опис експериментальногозразка системи вимiрювання тяги (СИТ) у земних умовах у лiтаковому розташуваннi.Принцип дiї цiєї системи заснований на прямому вимiрюванні зусилля, дiючого нааеродинамiчний зонд, розмiщенний в реактивному газовому потоцi на виходi сопла. На-ведено результати дослiджень метрологiчних характеристик вимiрювальних каналiвСИТ двигуна ПС-90А під час випробування на тяговимiрювальному стендi.



Аbstract: On the basis of Gromov Flight Research Institute (GFRI) and Joint-StockCompany «НМЦ НОРМА» scientific experience on creation of samples of system with anaerodynamic method of measurement of nozzle engine thrust is developed and madeexperimental a sample system of measurement of thrust (СИТ) for PS-90А engine. The descriptionexperimental a sample of СИТ system for PS-90A engine in ground conditions in planeconfiguration is submitted. The principle of action of this system is based on direct measurementof effort of act on a gas stream on aerodynamic probe, mounted in a exhaust nozzle. Resultsof researches of metrological characteristics of measuring channels of СИТ system for PS-90A engine at its test on thrust stand are given.

# 138 #


Введение

Анализ нестационарных сигналов, в частности,оценка изменения частотного состава сигнала какфункция времени, актуален для решения практи-чески всех задач диагностики и контроля.

Основные методические недостатки спектраль-ного анализа сигналов как стационарных процес-сов [1] – это трудность предварительной оценкистационарности и недостаточное разрешение почастоте при коротких реализациях. Кроме того,спектральный анализ в реальном времени быстрыхи многомерных процессов требует аппаратных ре-ализаций метода.

Анализ сигналов как нестационарных связан сеще более трудоемкими вычислениями. Для эф-фективной обработки требуется знать модель не-стационарности. Одним из методов выделения уча-стков для обработки могла бы стать предваритель-ная сегментация, но точность разрешения по вре-мени и частоте при анализе нестационарных сиг-налов будет зависеть от свойств сигнала, от дли-ны участков квазистационарности.

Качество спектрального анализа можно повы-сить, если использовать при его проведении мо-дели исследуемых процессов [2]. Однако анализсложных диагностических сигналов, формируемыхпри функционировании технических систем и под-ключении к ним систем специальных датчиков,проводится в условиях неопределенности состоя-ния диагностируемого объекта, т. е. модели функ-

УДК 621.438.003

Т. П. Грызлова1, Г. Ш. Пиралишвили2, В. Т. Шепель2

1 Рыбинская государственная авиационная технологическая академияим. П. А. Соловьева, Рыбинск, Россия

2ОАО «НПО «Сатурн», Рыбинск, Россия

МЕТОДИЧЕСКОЕ И ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕОБРАБОТКИ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ПРОЦЕССОВ НА

ОСНОВЕ WAVELET-АНАЛИЗА

Аннотация: Эффективный спектральный анализ нестационарных сигналов в реальномвремени необходим для обнаружения быстроразвивающихся неисправностей ГТД и ре-шения множества других технических задач. Предложено решение задачи оценки час-тотного состава нестационарного сигнала на основе Wavelet-анализа. Представленосоответствующее методическое и программное обеспечение, в том числе, приложе-ние Real-Time Wavelet-анализ (захват звукового сигнала). Сформулированы перспектив-ные направления исследований характеристик Wavelet-коэффициентов для автомати-ческой диагностики быстроразвивающихся неисправностей.

Wavelet-анализ, нестационарный сигнал, быстроразвивающиеся неисправности, спектраль-ный анализ, реальное время, звуковой сигнал

ционирования. Как правило, неизвестны моделиэлементарных сигналов, неизвестны законы взаи-модействия элементарных сигналов, недостаточ-на длительность элементарных сигналов для эф-фективного разрешения по частоте, элементы сиг-нала могут быть переходными процессами, пере-ходы между элементарными сигналами могут бытьнедостаточно выражены. Необходимость до про-ведения спектрального анализа сложных нестаци-онарных сигналов операции выделения отдельныхкомпонент не вызывает сомнений.

В отличие от спектрального анализа, приWavelet-анализе не требуется модифицировать ал-горитмы в зависимости от того, является ли иссле-дуемый процесс стационарным или нестационар-ным, составным или сложным. Метод анализа неменяется в зависимости от характеристики процес-са. Наоборот, Wavelet-анализ позволяет определитьструктуру сигнала, выполнить его разделение наквазистационарные участки.

Предлагаются методические и программныерешения задачи оценки спектрального составанестационарного сигнала на основе Wavelet-пре-образований сигнала в иерархию последователь-ностей Wavelet-коэффициентов различных уровней.

Если под анализом понимать не только выпол-нение Wavelet-преобразования, но и получение наего основе выводов о специфике соответствующегопроцесса или объекта, то окажется, что практичес-ких рекомендаций по интерпретации результатов

© Т. П. Грызлова, Г. Ш. Пиралишвили, В. Т. Шепель 2006 г.



анализа в литературе не так и много.Анализ различных функций с помощью вейв-

летов позволяет выявить фрактальные свойства,особенности функции и т.п. [3]. Wavelet-анализ ус-пешно использовался для формирования диагно-стических признаков в задаче оценки техническо-го состояния подшипников трансмиссии ГТД [4].Актуальна разработка практических рекомендацийи интерпретации результатов Wavelet-преобразова-ний.

В [3] приведен достаточно большой обзор ис-пользования Wavelet-анализа в различных облас-тях. Остановимся на применении многомасштаб-ного Wavelet-анализа в авиации (двигатели). Изме-нение давления в компрессоре авиационного дви-гателя является очень сложным физическим сиг-налом, зависящим от времени. Целью анализабыло обнаружение предвестников, приводящих кразрушению двигателя при развитии помпажа,вызванного возмущениями в потоке поступающе-го в него воздуха во время маневра самолета иливертолета или из-за турбулентностей в воздухе.Попытки предсказать помпаж с помощью анемо-метров дали указание на появление возможныхпредвестников всего за 10 мс, чего недостаточнодля проведения каких-либо действий по предуп-реждению аварии.

Wavelet-анализ изменения давления в компрес-соре ГТД позволяет обнаружить признаки неустой-чивости и развития помпажа [5] за1 -2 сек. до появления нарушений в работе двига-теля. Поскольку сигнал флюктуирует во времени,флюктуируют и Wavelet-коэффициенты. Меройфлюктуаций является дисперсия распределенияWavelet-коэффициентов на разных масштабах. Наодном из масштабов было обнаружено заметноерезкое падение дисперсии распределения Wavelet-коэффициентов, происходящее примерно за 1-2сек. до того, как появятся нарушения в работе дви-гателя. Предвестник помпажа появляется в видемаксимума изменения дисперсии Wavelet-коэффи-циентов и последующего заметного (около 40%)падения дисперсии примерно за 1-2 сек до началапомпажа, т.е. резкого роста флюктуаций давленияи его дисперсии. При перемешивании исходногонабора данных не получается такого эффекта длядисперсии Wavelet-коэффициентов, что указываетна динамическую природу наблюдаемого эффек-та.

Тонкие методы спектрального анализа, напри-мер, фазовый метод диагностики, успешно приме-няются для диагностики флаттера и предфлаттер-ного состояния РК [6, 7]. Для диагностики рас-сматриваются аэроупругие связанные колебания,оцениваются логарифмические декременты впереди назад бегущих волн, для идентификации впередбегущей волны, являющейся предвестником флат-

тера, используются анализ тонкой структуры энер-гетических спектров, функции когерентности и оцен-ки сдвигов фаз вибродеформаций соседних лопа-ток, а также узкополосная фильтрация [8]. Автора-ми [6 – 8] за 25 лет проделан большой объем зна-чимых практических и теоретических исследова-ний, которые в области Wavelet-анализа процессовв элементах ГТД еще только предстоит выполнить.Отказаться от Wavelet-анализа не позволяет сле-дующий фактор: Wavelet-преобразования, особен-но в базисе Хаара, на несколько порядков прощеспектральных. Возможен Wavelet-анализ в реаль-ном времени на обычных ПК, т.е. не требуется спе-циальное аппаратное обеспечение, как в [8]. Аппа-ратная реализация Wavelet-анализа, если она по-требуется, будет проще, дешевле, надежнее, чемаппаратный спектральный анализ.

Целью настоящей работы была разработка ме-тодического и программного обеспечения Wavelet-анализа, что является необходимым шагом дляего эффективного внедрения в различных облас-тях. Разработанное ПО дает возможность провер-ки на практике целесообразности замены спектраль-ного анализа многоуровневым анализом, позволя-ет изучить явление с разных точек зрения, углу-бить представления об объектах диагностики, под-готовить основу для автоматического распознава-ния различных явлений или состояний сложныхобъектов.

1 Программное обеспечение Wavelet-ана-лиза

Wavelet-преобразования сигнала длинойn2N = отсчетов в Nlogn 2= последовательно-

стей Wavelet-коэффициентов различных уровней

( )12/N0

14/N0

1000

1N0 ,,...,,w,w −−− ′ wwws a

можно получить: усредняя и детализируя диск-ретные последовательности; с помощью низкоча-стотной и высокочастотной фильтрации; используяразличные разрешения или на основе масштаби-рующих функций и Wavelet-функций.

1K0

−w – результаты преобразования, последо-вательности Wavelet-коэффициентов одного уров-

ня. Их длина равна j2/NK = , где j – номер уров-

ня. Последовательности 1K0

−w представляют ко-лебания определенного частотного диапазона. Дляинтерпретации в частотной области необходимознать частоту дискретизации. Первый уровень

12/N0

−w соответствует половине частоты дискрети-

зации 2/fд , следующий – 4/fд , и т. д., после-

# 140 #


дний уровень соответствует нулевой частоте (сред-нему значению сигнала 0w ). В общем виде час-тота колебаний j-того уровня определяется форму-

лой jд 2/f . Не всегда целесообразно анализиро-

вать длинные выборки, так как низкие частоты, имсоответствующие, не представляют практическо-го интереса. Нами предложен ряд двухмерныхпредставлений Wavelet-коэффициентов (рис. 1 – рис. 4), удобных для анализа как во временной об-ласти (ось t), так и в частотной области (номер уров-ня и частота).

Эти представления реализованы в ПО для об-работки и анализа нестационарных динамическихпроцессов на основе Wavelet-преобразований.Приложения Bearing и BRecognize предназна-чены, в первую очередь, для диагностики техни-ческого состояния подшипников трансмиссии, по-этому алгоритмы Wavelet-анализа были разработа-ны специально для этой задачи. ПриложенияWAnalysis и RTS-WAnalysis разработаны как ПОдля решения широкого класса задач, в частности,диагностики быстроразвивающихся неисправнос-тей ГТД.

Например, программное обеспечение WAnalysisреализует все 4 метода преобразований, перечис-ленные выше, и выполняет следующие функции:

- прямое и обратное Wavelet-преобразованиесигнала с произвольным количеством уровней раз-ложения;

- сохранение в файл результатов Wavelet-пре-образования сигнала;

Выборки данных Приложение Максим. Тип Источник Формирование

признаков

Диаг-ности-ка

Реальное Время

Дополнительные функции

Bearing (выбор про-странства и обучение)

4096 * колич. оборотов Фиксир. Файлы

данных Да, статические Да Нет

Выбор информа-тивных признаков и пространств, обучение

BRecognize (обученное приложение)

4096 * колич. оборотов Фиксир. Файлы

данных Да, статические Да Нет

WAnalysis 32768, сколь-зящая Фиксир. Файлы

данных Да, статические Стадия разра-ботки

Нет Моделирование, аппроксимация, кодирование

RTS-WAnalysis Произв. Перем.

Захват звука, файлы данных

Небольшое ко-личество, дина-мические

Иссле-дова-ние

Да Кодирование

- Wavelet-преобразования Хаара, Добеши, пре-образования в произвольном Wavelet-базисе, оп-ределяемом пользователем;

- визуализация результатов Wavelet-преобразо-вания сигнала несколькими способами;

- сравнительный анализ результатов Wavelet-преобразования для нескольких сигналов;

- параллельный анализ нескольких сигналоводновременно.

ПО Bearing и BRecognize разработано на язы-ке C++ Builder и исполняется под операционнымисистемами семейства Windows. ПО WAnalysis иRTS-WAnalysis выполняется под операционнымисистемами семейства Windows с поддержкой .NETплатформы. ПО разработано на языке С# в средеVisual Studio .NET(табл. 1).

3 Сопоставление результатов Wavelet-ана-лиза и ДПФ

Практическое использование требует сопостав-ления результатов Wavelet-анализа со спектраль-ным анализом. Во многих приложениях, особеннодля нестационарных сигналов интересуются час-тотным содержанием сигнала, локальным во вре-мени, т.е. стремятся узнать, какие частоты важныв данный момент времени. Для примера были взя-ты конкатенации 4-х гармоник, случайного сигналаи гармоники 100 Гц, гармоника 500 Гц, манипули-рованная по амплитуде (рис. 1).

Над этими сигналами в табличном процессореExcel было выполнено ДПФ, Wavelet-представле-ния были получены в приложении WAnalysis.Рис. 1 – Тестовые сигналы для сопоставления спектраль-

Таблица 1Приложения Wavelet-анализа

ного анализа и Wavelet-анализа.

На Wavelet-представлениях можно четко обнару-жить момент смены характера процесса: частотыгармоники (рис. 2a), типа процесса(рис. 3a), изменения амплитуды колебания

(рис. 4b). Очевидно, что спектральные представле-ния в этих случаях оказываются бесполезны.Wavelet-анализ имеет преимущество перед преоб-разованием Фурье прежде всего за счет свойств ло-кальности вейвлетов. В Фурье-анализе используютфункции, определенные на всей вещественной оси,



в то время как вейвлеты строго локализованы. Пре-образование Фурье не дает никакой информации оместе, где изменились частота(рис. 2b), или амплитуда (рис. 4a), или тип процес-

са (рис. 3b), в то время как с помощью Wavelet-представления этот момент времени можно опреде-лить по резкому изменению Wavelet-коэффициентовна одном или нескольких уровнях. На рис. 4b уве-личение коэффициентов представляется усилениемконтраста.Рис. 2a – Wavelet-коэффициенты конкатенации гармоник

с частотами 625 Гц и 312,5 Гц

Рис. 2b – Спектр конкатенации гармоник с частотами625 Гц, 312,5 Гц, 156,25 Гц и 78,125 Гц

Необходимость использования иных функцийподчеркивалась Л.И. Мандельштамом, которыйсчитал, что физическое значение преобразованияФурье в большой мере связано с резонанснымисвойствами линейных систем с постоянными па-раметрами, при переходе к линейным системам спеременными параметрами разложение Фурье пе-рестает быть целесообразным. Разложение по вей-влетам позволяет определить положение особен-ностей функции, наблюдая их в тех точках, гдеWavelet-коэффициенты имеют большую величину

(рис. 2a, 3a, 4b). Приведенные примеры являют-ся модельными. Конечно, изменение параметров

гармоник или типа процесса можно определить ипо осциллограммам (рис. 1), вообще не прибегаяк спектральным представлениям. Но, во-первых,обычно требуется определить как момент разлад-ки, так и частотный состав сигнала. А во-вторых,на практике мы имеем дело с гораздо более слож-ными случаями. На рис. 5 показано Wavelet-пред-ставление речевого сигнала. Легко определяетсямомент смены диктора, отмеченный всплескомWavelet-коэффициентов на всех уровнях. Такуюубедительную оценку момента времени разладкимогут дать только Wavelet-коэффициенты.Рис. 3a – Wavelet-коэффициенты конкатенации случайно-

го процесса и гармоники с частотой 100 Гц Рис. 3b – Спектр конкатенации случайного процесса и

гармоники с частотой 100 Гц

Рис. 4a – Спектр гармоники с частотой 500 Гц, манипули-рованной по амплитуде

Рис. 4b – Wavelet-коэффициенты гармоники с частотой500 Гц, манипулированной по амплитуде

Рис. 5 – Wavelet-коэффициенты речевого процесса(показан момент смены диктора)


Многомасштабный анализ оказался очень по-лезным методом анализа нестационарных сигна-лов на разных масштабах в точно определенных

точках. Разработанное ПО позволяет проводить

|256

(0,0256 “) 768(0,07686 “)

# 142 #


многоцелевые исследования как практического, таки теоретического плана для многочисленных задач

и применений. Основными направлениями совер-шенствования и развития предложенных решенийявляются:

- разработка аппаратуры Wavelet-анализа мно-гомерных и векторных сигналов;

- моделирование алгоритмов Wavelet-анализамногомерных и векторных сигналов;

- анализ связанных колебаний;

- автоматическая диагностика изменения со-стояния по Wavelet-коэффициентам.


1. Дж. Бендат, А. Пирсол. Прикладной анализслучайных данных. – М.: Мир, 19892. С. Л. Марпл-мл. Цифровой спектральный ана-лиз и его приложения. – М.: Мир, 19903. И.М. Дремин, О.В. Иванов, В.А. Нечитайло.Вейвлеты и их использование. – Успехи физичес-ких наук, т. 171, 2001. № 54. Шепель В. Т., Комаров Б. И., Грызлова Т. П.Wavelet-анализ для диагностики технического со-стояния трансмиссионных подшипников газотур-бинных двигателей. // Авиационно-космическаятехника и технология, № 10 (26). – Харьков, ХАИ,2005.5. Dremin I.M., Furletov V.I., Ivanov O.V. et al. ControlIngineering Practice, 20016. Сачин В.М. К вопросу об определении декре-ментов связанных аэроупругих колебаний рабоче-го колеса компрессора. В сб. Аэроупругость лопа-ток турбомашин. Вып. 2. (Труды ЦИАМ № 1064). –М.: ЦИАМ, 19837. Сачин В.М., Шатохин А.Г. Исследование дек-рементов связанных аэроупругих колебаний рабо-чего колеса компрессора. В сб. Аэроупругостьлопаток турбомашин. Вып. 2. (Труды ЦИАМ№ 1064). – М.: ЦИАМ, 19838. В.М. Сачин, В.И. Иванов, Э.Г. Намсараев,В.А. Сеземин, А.А. Ставицкий. Модернизация сис-темы диагностики связанных колебаний рабочихколес компрессоров на основе анализа межлопа-точных сдвигов фаз. II международная научно-тех-ническая конференция «Авиадвигатели XXI века».Сб. тезисов, т. 2. М.: ЦИАМ, 2005


Рецензент: д. т. н., профессор В. И. Герцев

ISSN 1727-0219 Вестник двигателестроения № 3/2006 – 143 –


Анотація: Эфективний спектральний аналіз нестаціонарних сигналів у реальному часінеобхідний для визначення несправностей ГТД, що швидко розвиваються та рішеннябезліч інших технічниих задач. Пропоновано вирішення задачі оцінки частотного змістунестаціонарного сигналу на основі Wavelet-аналізу. Представлено відповідне методичнета програмне забезпечення, у тому числі, ПЗ Real-Time Wavelet-аналізу (захоплення зву-кового сигналу). Сформульовані перспективні напрямки досліджень характеристик Wavelet-коефіцієнтів для автоматичної діагностики несправностей, що швидко розвиваються.

Abstract: Real-time effective spectrum analysis of non-steady signal is necessary for disclosureof rapidly upcoming engine failure and for solving other technical problems. Solving of frequencystructure non-steady signal valuation problem based on wavelet analysis. Methodical and programsoftware including Real time Wavelet analysis (sound signal capture) are presented. Perspectivedirections of Wavelet-coefficients characteristics analyses for automatic diagnostics of rapidlyupcoming failures are presented.

# 144 #


Постановка проблемы и её связь с научно-практическими задачами

Высокооборотные шнеко-центробежные насосышироко применяются в технике, в первую очередьв ракетно-космической, авиационной, а также су-достроении, химическом машиностроении и энер-гетике.

Высокая частота вращения шнеко-центробеж-ного насоса, как правило, приводит к его работе врежиме скрытой кавитации. Характер кавитации впроточной части насоса довольно сложный и мно-гообразный. Это обусловливается пространствен-ностью течения, наличием резких поворотов, ще-левых зазоров и т.д. Все это способствует образо-ванию местных повышений скоростей потока, егоотрыва и вихревых зон. Кавитация возникает в техобластях проточной части насоса, где местное ста-тическое давление снижается до некоторого кри-тического, равного или близкого к давлению насы-щенных паров жидкости.

Не оказывая заметного влияния на статическиепараметры насоса (напор, КПД и т.д.) в рабочемдиапазоне давления на входе, кавитация приво-дит к изменению динамических характеристик си-стемы. Скрытая кавитация, снижая собственнуючастоту колебания жидкости в питающей магист-рали насоса за счет сравнительно большой подат-ливости каверн, при определенных условиях мо-жет вызвать самовозбуждение колебаний расходаи давления в диапазоне частот 4-50 Гц с амплиту-дами колебаний, соизмеримыми со статическимизначениями входного давления. Это затрудняет, аиногда делает невозможной нормальную работу на-

© Ю.А. Жулай 2006 г.

УДК 532.528:621.671

Ю.А. ЖулайИнститут транспортных систем и технологий НАН Украины, Украина

ДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ШНЕКО-ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА В РЕЖИМЕКАВИТАЦИОННЫХ АВТОКОЛЕБАНИЙ

Аннотация: В работе представлены данные испытаний шнеко-центробежного насоса врежиме кавитационных автоколебаний. Экспериментально определены зависимости ча-стоты и амплитуды колебаний давлений от давления на входе в насос, что позволяетрасчетно-экспериментальным путем определить ряд параметров, входящих в динами-ческую модель кавитирующего шнеко-центробежного насоса. Установлена атипичнаяформа границ устойчивой работы насоса, требующая дополнительных теоретическихисследований.

Насосная система, кавитационные автоколебания, частота, амплитуда, область существо-вания кавитационных автоколебаний

сосного агрегата.В связи с вышеизложенным, определение час-

тот и амплитуд колебаний расхода и давления жид-кости в питающей магистрали, а также области су-ществования кавитационных автоколебаний насос-ной системы, в плоскости её режимных парамет-ров, для каждого конкретного изделия имеет важ-ное практическое значение.

Обзор публикаций и анализ нерешенныхзадач. В работе [1] приведены две формы границобласти устойчивой работы насоса в плоскости

параметров относительный расход номQ/Q –входное давление Р1, часто встречающиеся впрактике ракетного двигателестроения. Указанныеформы границ были получены на основании рас-четов и результатов испытаний по определениюкавитационных (при различных расходах) и внешних(при различных давлениях) характеристик. На рис.1(заимствованным из работы [1]) представлена гра-ница области устойчивой работы насоса, котораясоответствует теоретическим представлениям, ис-ходящим из бескавитационных условий работыцентробежного колеса. Область существования ка-витационных автоколебаний в плоскости указанныхпараметров имеет треугольную форму и сужаетсяс увеличением расхода.

В случае, когда центробежное колесо на номи-нальном и повышенном расходах работает в ре-жиме частичной кавитации из-за уменьшения на-пора шнека, граница области устойчивой работынасоса отличается от приведенной выше (см. рис.2 [1]). Так, с увеличением расхода до значения

ISSN 1727-0219 Вестник двигателестроения № 3/2006 – 145 –


ном0,8QQ ≈ область неустойчивости системы су-жается, а затем расширяется и смещается в сто-рону больших входных давлений.Рис.1 – Экспериментальные границы области устойчиво-

сти системы в плоскости параметров номQ/Q – 1Pдля насоса № 1 с углом установки лопасти шнека β =

8°09′( ⎯ – расчет; • o – эксперимент)

Рис.2. Экспериментальные границы области устойчивос-

ти системы в плоскости параметров номQ/Q – 1P для

насоса № 2 с углом установки лопасти шнека β = 8°09′( ⎯ – расчет; • o – эксперимент)

Здесь же приведены данные по определениюизменения частот и амплитуд кавитационных авто-колебаний в зависимости от режимных параметровработы насоса и влияние конструктивных парамет-ров шнека на устойчивость системы. Указывается,

что на режимах с интенсивными обратными тока-ми (при значении коэффициента режима q < 0,5[2]) ряд параметров, входящих в динамическуюмодель кавитационных автоколебаний, можно оп-ределить только расчетно-экспериментальным пу-тем.

Таким образом, знание этих параметров в каж-дом конкретном случае является актуальной зада-чей.

Целью настоящей работы является экспери-ментальное определение зависимостей «размаха»и частот колебаний давления жидкости от давле-ния на входе в насос и границ области существо-вания автоколебаний системы.

Изложение основного материала

В качестве объекта испытания использовалсяшнеко-центробежный насос штатной конструкциис двухрядным винтовым шнеком постоянного шага,геометрические и режимные параметры которогоприведены в таблице 1.

Испытания насоса проводились по обычнымпрограммам снятия кавитационных характеристикна расхода Q = (0,4÷1,4)Qном с шагомΔQ ≈ 0,2Qном на гидравлическом стенде, схемакоторого представлена на рис. 3.

Таблица 1Геометрические и режимные параметры шнеко-

центробежного насоса

Рис.3 – Схема гидравлического стенда1 – питающий трубопровод; 2 – проточный ресивер; 3 –

шнеко-центробежный насос; 4 – напорный трубопровод; 5– датчик мгновенного расхода жидкости; 6 – датчики

Наименование пара-метра

Услов-ное обо-значе-ние

Раз-мер-ность

Значе-ние па-раметра

Наружный диаметр шнека Dш мм 120

Диаметр втулки шнека dвт мм 45 Шаг винтовой линии S мм 54 Длина шнека lш мм 106 Число заходов z 2 Наружный диаметр колеса Dк мм 174

Частота вращения n 1/с 12900 Номинальный расход Qн м3/с 52,8⋅10-3

Напор Н м 830 Коэффициент режима qном — 0,44 Угол установки лопа-сти шнека βл

гра-дус 11°46′

Угол атаки αном гра-дус 6°12′

Давление кавитацион-ного срыва Pср МПа 0,051

Коэффициент степени развития кавитации λш — 0,0357

Коэффициент Руднева Скрш — 4447


# 146 #

уровня воздушной подушки в ресивере; 7 – воздушнаямагистраль

Учитывая, что устойчивость системы «шнеко-центробежный насос – трубопроводы» в суще-ственной мере определяется параметрами питаю-щего трубопровода 1 (гидравлическим и инерци-онным сопротивлениями), с целью возбуждениякавитационных автоколебаний в нём был установ-лен проточный ресивер 2 объемом 0,3 м3 на рас-стоянии 1,2 м от входа в насос с объемом газовойподушки — 0,2 м3. Это позволило обеспечить са-мовозбуждение кавитационных автоколебаний вопределенном диапазоне изменений входного дав-

ления 1P и коэффициента режима q. Шнеко-центро-бежный насос 3 приводился во вращение электро-двигателем через мультипликатор. Уровень воз-душной подушки в ресивере 2 контролировался ин-дикаторами уровня 6 и поддерживался заданнымнаддувом или дренажем воздуха через магистраль7, запитанную от пневмопульта. Кроме обычных

измерений статических давлений на входе 1P и

выходе 2P из насоса и шнека шP , а также объем-

ного расхода через насос Q , проводились заме-ры их динамических значений стандартными сред-ствами. Испытания проводились на модельномрежиме по частоте вращения nм =11000 1/с.

На рис. 4 приведены экспериментальные зави-симости относительного размаха

1

min1max1

1

1P

PPP

P2 −=

Δ

и частоты f (рис.5) автоколебаний входного давле-ния от числа кавитации K, полученные для значе-ний коэффициента режима в диапазонеq = 0,175 ÷ 0,666.

Рис.4 – Экспериментальные зависимости относительногоразмаха кавитационных автоколебаний от числа кавита-ции для различных значений коэффициентов режима, безобратных токов (q = 0,533 ÷ 0,666) и с обратными токами

на входе в насос (q = 0,44 ÷ 0,175)

Коэффициент режима q и число кавитации Копределялись по формулам:

л1q

βα

−= ;

2W

PPK 2

1

S1

ρ

−= ,

где PS и ρ — соответственно давление насы-

щенных паров и плотность жидкости, 1W — отно-сительная скорость жидкости на входе в насос.

Рис. 5 – Экспериментальные зависимости частотыкавитационных автоколебаний от числа кавитации для

различных значений коэффициентов режима

Характер этих зависимостей — линейная зави-

симость частоты f = f(K) и нелинейная (с максиму-мом) зависимость относительного размаха автоко-

лебаний )K(fP

P2

1

1 =Δ

не оставляет сомнений в том,

что возбуждаются именно кавитационные автоко-лебания, которые существуют в широком диапа-зоне изменения чисел кавитации на входе в на-сос.

Этот вывод также подтверждается представлен-ной копией участка осциллограммы (рис.6) с запи-сью параметров кавитационных автоколебаний.Видно, что колебания имеют форму, характернуюдля развитых кавитационных колебаний.

0

2

4

6

8

10

12

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1

q = 0,666q = 0,62q = 0,533q = 0,44q = 0,355q = 0,266q = 0,175

1 -2 -3 -4 -5 -6 -7 -

1

4 2

365

5

7

6

К

2 PΔ 1

1P

0

5

10

15

20

25

30

35

40

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12

q = 0,666q = 0,62q = 0,533q = 0,44q = 0,355q = 0,266q = 0,175

1

2

3

4

5

6

6 7

5

1 -2 -3 -4 -5 -6 -7 -

f, Гц

К



Рис.6 – Копия участка осциллограммы с записью колеба-ний давлений на входе и выходе из насоса при коэффици-

енте режима q = 0,44

Анализ протоколов испытаний и графическихматериалов, представленных на рис.4, показыва-

ет, что при значениях коэффициента режима:q = 0,666 – наблюдаются развитые кавитацион-

ные автоколебания в диапазоне изменения К =0,0295 ÷ 0,0497 с максимальной относительнойдвойной амплитудой колебаний давления 2ΔР1/Р1= 2,1 при К = 0,0497;

q = 0,622 – наблюдаются два неустойчивых ре-жима работы с максимальным значением 2ΔР1/Р1= 2,1 при К = 0,468;

q = 0,533 – кавитационные автоколебания на-блюдаются в широком диапазоне изменения К =0,0902 ÷ 0,0239 с максимальным значением 2ΔР1/Р1 = 2,86 при К = 0,0475;

q = 0,44 – кавитационные автоколебания наблю-даются в диапазоне измененияК = 0,01024 ÷ 0,0119 с максимальным значением2ΔР1/Р1 = 4,8 при К = 0,0333;

q = 0,355 – наблюдаются две зоны неустойчи-вой работы системы при К = 0,0854 ÷ 0,0594 с мак-симальными значениями 2ΔР1/Р1 ≤ 0,7 и при К =0,0224 ÷ 0,0168, 2ΔР1/Р1 ≤ 3,5;

q = 0,266 – наблюдаются две зоны неустойчи-вой работы системы при К = 0,08 ÷ 0,0709 с макси-мальными значениями 2ΔР1/Р1 = 0,8 и при К =0,0257 ÷ 0,0108, 2ΔР1/Р1 = 6,3;

q = 0,175 – система неустойчива в диапазонеизменения К = 0,0413–0,0119 с максимальным2ΔР1/Р1 = 10,2.

На рис.7 приведены экспериментальные обла-сти существования автоколебаний системы «шне-ко-центробежный насос – трубопроводы» в плос-кости режимных параметров «относительный рас-

ход номQ/Q – давление на входе в насос 1P ».Темные точки обозначают режимы с кавитацион-ными автоколебаниями, светлые – устойчивые ре-жимы.

Приведенная форма области неустойчивостиработы шнеко-центробежного насоса (автоколеба-ний) не соответствует теоретическим представле-

ниям, изложенным в [1], и подлежит более тща-тельному теоретическому исследованию.

Рис. 7 – Экспериментальные области существованиякавитационных автоколебаний системы «шнеко-центро-бежный насос – трубопроводы» в плоскости режимных

параметров «относительный расход номQ/Q –

давление на входе в насос 1P ».

Выводы

Установлено влияние давления на входе в на-сос (число кавитации), режима работы (параметраq) на частоту и амплитуду кавитационных автоко-лебаний.

Зависимости частоты от входного давления(числа кавитации) могут служить базой для расчет-но-экспериментального определения параметров,характеризующих кавитационное течение в насо-се на режимах с обратными токами: упругость ка-витационных каверн, кавитационное сопротивлениепри входе жидкости в межлопаточные каналы шне-ка, коэффициент инерционного сопротивления меж-лопастных каналов шнека на участке роста кавер-ны, постоянная времени кавитационных каверн.Для режимов работы насоса с обратными течения-ми это единственный способ определения этихпараметров, входящих в динамическую моделькавитирующих насосов.

На основании результатов испытаний по снятиюкавитационных (при различных значениях расхо-да) и напорных (при различных входных давлени-ях) характеристик насоса экспериментально опре-делена область существования автоколебаний гид-равлической системы в плоскости параметров «от-носительный расход – давление на входе в насос».

Указанная область существования автоколеба-ний позволяет дать оценку эффективности различ-ных средств повышения устойчивости работы шне-

Р

РК = 0,044

Р = 0,112 МПаQ = 0,0429 м /с

2

1

1

1

н3

“0В” 500 Гц“0” Р , Р2

0,25

0,20

0,15

0,10

0,05

00,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6

P ,МПа

1

номQ/Q


# 148 #

ко-центробежного насоса, в том числе байпасноготрубопровода с суперкаверной [3-4], и выяснитьвлияние конструктивных параметров шнека и сис-темы в целом на устойчивость ее работы.

Перспективы дальнейших исследований вданном направлении. Обращает на себя внима-ние качественное отличие формы области суще-ствования кавитационных автоколебаний от ранееполученных – можно говорить об аномальной фор-ме. Этот вопрос требует отдельного рассмотренияв теоретическом плане.

Литература1. Пилипенко В.В., Задонцев В.А., Натанзон М.С.Кавитационные автоколебания и динамика гидро-систем. – М.: Машиностроение, 1977. – 352 с.2. Петров В.И., Чебаевский В.Ф. Кавитация в вы-сокооборотных лопастных насосах. – М.: Машино-строение, 1982. – 192 с.3. Жулай Ю.А., Запольский Л.Г. Эксперименталь-ное исследование влияния байпасного демпфиру-ющего трубопровода на устойчивость насоснойсистемы питания // Сб. науч. трудов ДНУ «Пробле-мы высокотемпературной техники». Днепропет-ровск, 2004. – С.76-82.4. Жулай Ю.А., Пилипенко О.В., Запольский Л.Г.Расширение границы области устойчивости насос-

ной системы питания с помощью установки бай-пасного демпфирующего трубопровода с супер-каверной // Авиационно-космическая техника и тех-нология, – 2005. – № 6 (22). – С.55-62.


Рецензент: д-р техн. наук. проф. В.А.Задон-цев, Институт транспортных систем и технологийНАН Украины (ИТСТ НАНУ), Днепропетровск

Анотація: У роботі представлені дані випробувань шнеко-центробіжного насоса у режимікавітаційних автоколивань. Експериментально визначені залежності частоти та ампл-ітуди коливань тисків від тиску на вході в насос, що дозволяє розрахунково-експеримен-тальним шляхом визначити ряд параметрів, що входять у динамічну модель кавітуючо-го шнеко-центробіжного насоса. Установлена атипова форма границь усталеної роботинасоса, що вимагає додаткових теоретичних досліджень.

Abstract: The paper gives test data on screw-centrifugal pump under cavitation auto-oscillations.Pressure- oscillation frequency and amplitude dependences on the pressure at the pump inlet arefound experimentally, thus enabling experimental and computational determination of a numberof parameters that enter dynamic model of the cavitation screw-centrifugal pump. Atypical shapeof boundaries for the pump operation stability that calls for extra theoretical studies is found.



Введение

Для роторов нового авиационного двигателяиспытания на прочность при превышении частотвращения можно оценивать расчетно-эксперимен-тальным методом, с учетом проведенных испыта-ний на серийных двигателях.

Для обеспечения безопасности полетов са-молетов и вертолетов проводятся специальные про-верки авиационных двигателей. При этом особоевнимание обращается на испытания по проверкепрочности деталей и узлов двигателей. Одним изних является испытание роторов двигателя приповышенной частоте вращения. Как правило, она составляет 115 % от максимально допустимойв эксплуатации частоты вращения ротора.

В работе выполнен анализ результатов испыта-ний серийных авиационных двигателей, для кото-рых были проведены указанные выше испытания.Кроме этого выполнен сравнительный анализ за-пасов прочности наиболее нагруженных деталейроторов - дисков. Показана возможность заменыиспытаний на прочность при повышенной частотевращения роторов нового авиационного двигателярасчетно-экспериментальными исследованиями.


Испытания роторов на прочность при повышен-ной частоте вращения проводятся на установке илив составе двигателя. Наиболее близким для ими-тации нагружения деталей роторов к эксплуатациидвигателя с максимально возможными параметра-ми (кроме частоты вращения, которая увеличена)является испытание роторов в составе авиацион-ного двигателя. Такие испытания были проведе-ны для роторов авиационных двигателей АИ-25,

УДК 629.7.036:539.4

Н.Н. Костин, А.В. Шереметьев

ГП ЗМКБ “Прогресс” им. А.Г. Ивченко, Украина

ИСПЫТАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ РОТОРОВАВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Аннотация: В работе проанализированы результаты испытаний на прочность рото-ров различных авиационных двигателей, выполнен сравнительный анализ запасов проч-ности наиболее нагруженных деталей роторов. Показано, что для роторов новых авиа-ционных двигателей испытания на прочность при превышении частот вращения мож-но оценивать расчетно-экспериментальным методом, с учетом проведенных испыта-ний на серийных двигателях.

Авиационные двигатели, испытания на прочность, запасы прочности, механические свой-ства материала

© Н.Н. Костин, А.В. Шереметьев 2006 г.

А И - 2 5 Т Л ,Д-36, Д-18Т, ДВ2, Д-436(Т1,ТП) и других, которыебыли спроектированы на предприятииГП «Ивченко-Прогресс». При этом после испыта-ний трещины и разрушения в деталях роторов от-сутствовали. Стоимость проведения подобных ис-пытаний велика. Поэтому в данной работе показа-на возможность оценки прочности деталей ротороврасчетно-экспериментальным методом без прове-дения дополнительных испытаний. Это возможнопри использовании расчетов на прочность деталейроторов и сравнительного анализа их запасов проч-ности относительно серийных двигателей, для ко-торых успешно проведены указанные выше испы-тания.


Для двигателей АИ-25, АИ-25ТЛ, Д-36,Д-18Т, ДВ2, Д-436 (Т1,ТП) выполнен значительныйобъем испытаний, в том числе и испытания на проч-ность роторов двигателей при частотах вращения,составляющих 115 % от максимальных допусти-мых в эксплуатации. Испытания были успешными,после испытаний в деталях роторов трещины иразрушения отсутствовали.

Следует отметить, что для всех указанных дви-гателей запасы прочности деталей роторов доста-точны для надежной работы на назначенные ре-сурсы этих двигателей, что подтверждено испыта-ниями на стендах и длительной эксплуатацией при-веденных выше авиационных двигателей в соста-ве самолетов. При этом наиболее нагруженныеэлементы роторов (диски) имеют конструктивноподобное исполнение, а физические процессы (тем-пературное распределение, изменение температурс течением времени, нагружение дисков контур-


# 150 #

ной нагрузкой от рабочих лопаток и другие), проте-кающие в дисках, сходны.

Наиболее нагруженные детали роторов – дис-ки. Выберем для каждого двигателя диск с мини-мальными запасами по прочности. Выполним срав-нительный анализ относительных запасов прочно-сти дисков с минимальными запасами для различ-ных двигателей. Для этого приведем на рисунке 1запасы прочности по разрушающей частоте вра-щения в меридиональном сечении относительнодиска двигателя ДВ2, для которого указанный за-пас прочности меньше, чем у других рассматри-ваемых двигателей. При этом К1= КВ1i/К*В1, гдеКВ1i – запас прочности по разрушающей частотевращения в меридиональном сечении для рассмат-риваемого двигателя, К*В1 - запас прочности по раз-рушающей частоте вращения в меридиональномсечении диска двигателя ДВ2.

Рис. 1 – Относительные запасы прочности по разрушаю-щей частоте вращения в меридиональном сечении диска

На рисунке 2 приведены запасы прочности по

разрушающей частоте вращения в цилиндричес-ком сечении относительно диска двигателя АИ-25, для которого указанный запас прочности мень-ше, чем для других рассматриваемых двигателей.При этом К2= КВ2i/К*В2, где КВ2i – запас прочностипо разрушающей частоте вращения в цилиндри-ческом сечении диска для рассматриваемого дви-гателя, К*В2 - запас прочности по разрушающейчастоте вращения в цилиндрическом сечении дискадля двигателя АИ-25.Рис. 2 – Относительные запасы прочности по разрушаю-щей частоте вращения в цилиндрическом сечении диска

Диски с такими запасами прочности показалисвою работоспособность как при испытаниях приповышенной частоте вращения, так и при работе

на большие длительности.Для роторов серийных двигателей, приведен-

ных выше, проведены расчеты на прочность ме-тодом конечных элементов.

Для примера на рисунках 3 ... …5 приведенырадиальные перемещения и деформированное со-стояние, распределение эквивалентных напряже-ний в деталях ротора ТВД двигателяД-18Т, полученное в результате расчетов методомконечных элементов в осесимметричной поста-новке при частоте вращения, составляющей 115% от максимально допустимой в эксплуатации.

Уровень напряжений, запасы прочности и де-формированное состояние деталей ротора ТВДдостаточны для проведения испытания с превы-шением максимально допустимой частоты враще-ния в составе двигателя.

Расчеты на прочность методом конечных эле-ментов были проведены также и для других рото-ров серийных авиационных двигателей, для кото-рых были проведены испытания с превышениеммаксимально допустимых в эксплуатации частотвращения.

При конструировании новых авиационных дви-гателей используется опыт конструирования и экс-плуатации серийных двигателей, имеющих боль-шую наработку. Рассмотрим наработку серийныхдвигателей, указанных выше и спроектированныхна предприятии ГП «Ивченко-Прогресс».Рис.3 – Радиальные перемещения и деформированноесостояние деталей ротора ТВД двигателя Д-18Т при

n = 1,15nmахРис.4 – Эквивалентные напряжения в деталях ротора

ТВД двигателя Д-18Т при n = 1,15nmахРис.5 – Эквивалентные напряжения в диске ТВД

двигателя Д-18Т при n = 1,15nmахСуммарная наработка двигателей АИ-25 в со-



ставе самолетов составляет более 60 миллионовчасов. Назначенный ресурс указанного двигателя

- 20000 часов.

Двигатели Д-36 имеют суммарную наработку –более 8 миллионов часов. Назначенный ресурс

двигателя – 24000 часов.Двигатели Д-18Т имеют наработку более 1,2

миллиона часов. Назначенный ресурс двигателя –24000 часов.

Двигатели АИ-25ТЛ, с назначенным ресурсом4000 часов, имеют наработку более 6,7 милли-онов часов.

Конструктивное исполнение деталей с учетомнакопленного опыта позволяет существенно уве-личить ресурс деталей, уменьшая коэффициентыконцентрации в деталях, улучшая систему охлаж-дения, снижая уровень температур и так далее.

Материалы, применяемые для деталей авиаци-онных двигателей, достаточно хорошо исследова-ны и хорошо зарекомендовали себя при длитель-ной эксплуатации этих деталей в составе авиаци-онных двигателей.

Для дисков указанных выше серийных авиаци-онных двигателей испытания на прочность при ча-стоте вращения, составляющей 115 % от макси-мально допустимой в эксплуатации, проведеныуспешно. При этом трещины и разрушения в дета-лях испытанных роторов отсутствовали. Поэтомупри применении дисков на новых авиационныхдвигателях с запасами прочности, близкими к при-веденным выше при расчете интегральным мето-дом и методом конечных элементов, можно утвер-ждать, что испытания их на прочность в составероторов этих двигателей также будут успешными.

Выводы

Для роторов нового авиационного двигателяиспытания на прочность при превышении частотвращения можно оценивать расчетно-эксперимен-тальным методом, с учетом проведенных испыта-ний на серийных двигателях.

При необходимости испытания на прочностьможно проводить для одного ротора, детали кото-рого имеют наименьшие запасы прочности средидеталей роторов данного двигателя.


Рецензент: проф. Симбирский Д.Ф. Нацио-нальный аэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, г. Харьков.


# 152 #

Анотація: У роботі проаналізовані результати випробовувань на міцність роторів різнихавіаційних двигунів. Показано, що для роторів нових авіаційних двигунів випробовуванняна міцність при перевищенні частот обертання можливо оцінювати розрахунково-екс-периментальним методом, з урахуванням проведених випробувань на серійних двигунах.

Abstract: In work the results of rotors strength tests of various aircraft engines are analyzed. Itis shown, that for rotors of new aircraft engines the tests for strength with rotational speedsexceeded can be estimated by a calculation-and-experimental method, taking into account theresults of tests carried out on serial engines.



Авторами ранее [1] были проведены оценочныерасчёты работы турбины на нерасчётных режимах,причём задачей моделирования являлась оценказакономерностей изменения КПД, полезной мощ-ности на валу и параметров на выходе из турбиныпри фиксированных значениях а) параметров по-тока ( *

вхp , *вхT ) на входе в турбину; б) частоты вра-

щения вала ротораν ; в) расхода газа через турби-ну TG . Рамки исследования позволяли применятьпринцип идеального регулирования, т.е. произволь-но и независимо варьировать один регулирующийпараметр без изменения остальных.

При проведении испытаний работы турбины нанерасчётных режимах предполагается на первойстадии испытаний, служащей определению дей-ствительных показателей турбины, использоватьгидротормоз, предоставленный ЗАО «Ивеко-МоторСич», позволяющий моделировать внешнюю на-грузку на валу испытуемого устройства при любыхзначениях частоты вращения ротораν и суммар-ного крутящего момента на валу ΣкрM , не выхо-дящих из рабочего диапазона гидротормоза. Нарис. 1 представлена схема испытательного стен-да; на рис. 2 – собственная нагрузочная характе-ристика гидротормоза.

Рис. 1 – Схема испытательного стенда

© В.А. Богуслаев, В.А. Иванков, Д.А.Долматов 2006 г.

Стенд данного типа обеспечивает необходимыепредварительные испытания турбины при холод-ной прокрутке (с возможностью дооборудованиядля горячей прокрутки). Через подводящий рукав3, соединённый с впускным окном турбины, пода-ётся газ с давлением магp , равным давлению в

магистрали, расход мG которого регулируетсявентилем 4. Отвод газа осуществляется при помо-щи рукава 5, соединённого с выпускным окномтурбины. Через дополнительный канал 1 подаётсягаз с более высоким давлением, используемый дляповышения давления вхp в соответствующих эк-

УДК 621.438.4+62-157

В.А. Богуслаев1, В.А. Иванков1, Д.А.Долматов2

1ОАО «Мотор Сич»2Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского

«ХАИ», Украина

МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХИСПЫТАНИЙ ТАНГЕНЦИАЛЬНОЙ ТУРБИНЫ

Аннотация: Разработана методика начальных стадий экспериментального исследова-ния тангенциальных турбин с разделительными лопатками для получения нагрузочнойхарактеристики, опытных значений параметров отработанного газа, КПД турбины.Рассмотрены основные типы экспериментов с нестационарным набегающим пото-ком, предложены схемы проведения испытаний с гармоническими и дискретными возму-щениями потока газа на входе в турбину. Указаны приоритетные направления совер-шенствования опытов по изучению рабочего процесса в тангенциальных турбинах.

Нагрузочная характеристика, регулируемые параметры, эжекторный режим, динамичес-кий датчик, пульсирующие режимы, закон пульсаций


# 154 #

спериментах; расход газа incG через рукав 1 ре-гулируется вентилем 2. Вал турбины 6 посредствомпередаточного механизма 7 соединён с валом гид-ротормоза 8. Момент торможения, создаваемый навалу гидротормоза, регулируется расходом возду-ха через подводящий канал 9, регулируемый вен-тилем 10.

Рис. 2 – Нагрузочная характеристика тормоза

Нижняя жирная линия на рис. 2 представляетсобой нагрузку холостого хода, обусловленнуювентиляционными утечками в проточной части гид-ротормоза. Гидротормоз может моделировать на-грузку, соответствующую точкам { }BT ,M ν , нахо-дящимся в области характеристики тормоза.

Первичная задача при проведении испытанийзаключается в определении максимально возмож-ной частоты вращения турбины при холостой на-грузке тормоза. Очевидно, что таковую частотувращения можно легко определить по неравенству

⎪⎩

⎪⎨

⎧

=

ν∂

∂<

ν∂∂

Σ

Σ

тормозаT

B

торм

ротора

T

MM

MM

, (1)

где Bν – частота вращения вала тормоза.

Как было указано [2], величина ротораν влияетна величину расхода газа через подлопаточныйканал 0эжG , что при постоянном значении TG

означает уменьшение значения эжψ и при дости-

жении крν – к запиранию надлопаточного канала.

Теоретическая величина крν может быть опреде-лена из условия

rC,GG ротора0эжT0эж ω== , (2)

и, соответственно,

( )2O

2Л0эж

Tкр

rrbG

−πρ=ν , (3)

где 0эжρ – плотность газа на входе в подлопа-

точный канал ( вхρ≈ ), Лr и Оr – радиусы уста-новки лопаток и обода диска соответственно. Придостижении данной величины крутящий момент навалу создаётся только в эжекторном режиме иимпульсной нагрузкой на р.о., т.к. 0эжакт pp = :

( ) парN

'cтэжкрT M)MM(M

ст

++=ν ∑Σ . (4)

Разумеется, ( ) ( )крTкрторм MM ν>>ν Σ , и дос-

тижение крν в условиях испытаний невозможно,

т.к. увеличение ротораν прекратится при выполне-нии условия (1). При испытаниях турбин данноготипа без ограничения максимальной частоты вра-щения вала (в описанном стенде

maxтормозаmaxротора~ν=ν , maxтормоза

~ν – макси-мальная частота вращения выходного вала гидро-

тормоза, Гц90~maxтормоза ≈ν ) следует учитывать

возможность достижения крν ранее выхода на

максимальные расчётные значения ΣкрM .

После определения maxротораν турбина под-вергается нагрузочному регулированию, т.е. уве-личению тормозящего усилия гидротормоза и,соответственно, снижению частоты вращения ро-тора. Данный тип испытаний позволяет с высокойточностью определить действительные значениямощности ΣТN как функцию частоты при задан-ном расходе и параметрах потока на входе, а так-же получить значения КПД турбины. Причем, еслина предыдущем этапе испытаний необходимыеизмерения возможно проводить с использовани-ем установленных на самом гидротормозе тахомет-ров и ИКМ, то при данном и всех последующихтипах экспериментов для определения параметровпотока на выходе, КПД и др. необходима собствен-ная база датчиков турбины. К таковым относятся:

1) динамический датчик полного *выпp и стати-

ческого выпp давлений на выходе в турбину с ча-стотой замера больше частоты первой (основной)

пульсации потока ротора.о.рp1 n ν=ν , где .о.рn –число рабочих органов турбины (устанавливается



в рукаве 5 на расстоянии от выпускного окна на

расстоянии выпpress d~4l ≥ , выпd~ – газодинамичес-кий диаметр выпускного окна);

2) динамический термометр на выходе из тур-бины для определения ET с частотой замера боль-

ше р1ν , устанавливается в канале 5 на расстоя-нии от выпускного окна на расстоянии

выпtemp d~4l ≥ ;

3) динамический датчик полного *вхp и стати-

ческого вхp давлений на входе в турбину с час-

тотой замера, превышающей величину р18ν ; ус-танавливается между каналом 1 и впускным ок-ном.

Кроме того, при испытаниях с изменяемым TMследует установить в канале 3 (или непосредствен-но во впускном окне) расходомер для определе-ния эффекта обратного регулирования расхода газа

TG изменением ротораν , возникающего из-за ог-раничения максимального расхода газа через под-лопаточный канал [2]:

rdrb2GЛ

уст

r

r)1i(эжротораПi ∫ −ρνπ= , (5)

где i – номер ступени, и предельной скоростьюистечения актiC :

imaxактi aC = , (6)

ia – скорость звука в надлопаточном канале i-ой ступени.

После определения нагрузочной характеристи-ки турбины следует приступить к вариационнымиспытаниям, т.е. к определению характеристик тур-бины при изменении одного или нескольких пара-метров потока на входе. Регулирование давления

*вхp осуществляется впуском газа с повышенным

давлением *incp через канал 1, причём должно

выполняться условие постоянства расхода:

⎪⎩

⎪⎨

⎧

+σ=

=+=

T

*incinc

*33*

вх.см*vвх

inc3T

GpGpG

p

constGGG

, (7)

где *vвхp – требуемое давление на входе;

3G – расход газа через канал 3;

*вх.смσ – коэффициент восстановления полного

давления при смешении потоков различного дав-ления в подводящем рукаве.

Регулирование (внешнее) расхода газа TG припостоянном давлении осуществляется перекрыти-ем или раскрытием вентиля 4, при этом приступатьк измерениям при уменьшении TG следует лишьпо прекращению обратных турбулентных пульса-ций потока на входе в турбину, вызываемых пере-стройкой течения. При увеличении TG , как прави-ло, подобных препятствий работе датчиков не воз-никает.

Предварительные испытания, как и любые ис-пытания с холодной прокруткой, не предусматри-

вают изменение *вхT . При необходимости такого

рода опытов наиболее простым способом обеспе-

чения изменения *вхT при постоянстве прочих па-

раметров является установка холодидьно-нагрева-тельной установки перед сечением входа (при этомвозникает необходимость дополнительного регули-

рования *вхp из-за повышения давления газа при

нагреве) либо вдувом через канал 1 подогретого

газа с таким *incp , чтобы по условию (7) *

вхp оста-валось неизменным.

Регулирование параметров потока на входе осу-

ществляется, начиная с некоторой ротораν , нео-

бязательно соответствующей maxтормоза~ν , т.к. при

такой стартовой частоте вращения существенноосложняется проведение опытов с увеличением

ротораν . Поскольку при экспериментах изменяют-

ся ΣN и ΣTM , то возможны два варианта прове-дения экспериментов: при постоянном раскрытии

вентиля 10 и при ротораν = const. Второй тип испы-таний осуществляется синхронным с варьирова-нием входных величин регулированием Мт соглас-но теоретическим характеристикам турбины. Прималом эмпирическом материале рекомендуетсяпроводить испытания первого типа, отличающие-ся лёгкостью получения нагрузочных характерис-тик, более высокой точностью данных датчиков из-за отсутствия обратных эффектов и простотой уп-равления. Второй тип позволяет более точно вос-создавать условия реальной работы турбины в си-стеме двигателя или самолёта и получать болееполную информацию о нестационарных процессах,и, следовательно, употребим при проведении экс-


# 156 #

периментов более высокого уровня.Следующим важным типом предварительных

испытаний тангенциальной турбины являются экс-перименты с правильными пульсациями набегаю-щего потока. Данные опыты позволяют оптимизи-ровать геометрию проточной части турбины, уточ-нить коэффициенты потерь и диссипации, особен-но для нестационарных переходных режимов. Воз-можны два простейших закона пульсаций потокана входе: гармонических возмущений и дискрет-ного воздействия.

В первом случае независимым параметромвыбирается характеристический угол положения

р.о.α& , определяющий положение рабочего органа

относительно нулевой хорды:

'0ротора.о.р t8 α+ω=α && , (8)

где '0α& – нулевой угол начала возмущений.

При этом регулируемый параметр на входе изме-няется по закону

.о.рн ksinA α+ϑ=ϑ νϑ & , (9)

где ϑ – регулируемый параметр

( *вхp , TG , тормM ); ϑA – амплитуда колебаний

параметра; νk – частотный коэффициент. При

1k =ν пульсации потока синхронны движениюрабочих органов.

При данном типе испытаний повышается основ-ная частота собственных колебаний параметровпотока в проточной части, поэтому повышаетсяминимальная частота замера динамических дат-чиков:

( ) ротораpulse.д 1k8 ν+≥ν ν , (10)

где pulse.дν – частота замера параметра.Второй закон регулирования, реализуемый в

предварительных испытаниях – закон дискретныхвозмущений потока, при котором независимымпараметром является коэффициент положения ра-

бочего органа ϕθ :

st.о.Oр

Л.о.Oрst

0,0

)0(,1

ϕ<β<

≡α≤β≤ϕ=θϕ , (11)

где .о.Oрβ – угол между вершиной р.о. и левымкраем лопатки;

stϕ – значение Oр.о.β , при котором наступает

стационарный КВП-режим; Лα – угловая величина лопатки.Поскольку в изучаемой турбине действует прин-

цип соответствия режимов, то, с учётом замены р.о.,0αЛ ≡ . Регулирование осуществляется согласно

правилу

ϕϑθ+ϑ=ϑ Aн . (12)

Поскольку для перехода к новому параметрупри регулировании по закону (12) требуется не-которое время trnt , то приэкспериментах следует сократить временнойинтервал дискретного воздействия до[ ]trnротораЛtrnротораst t,t ω−αω+ϕ и соответ-ственно скорректировать частоту снятия парамет-ров динамических датчиков.

Приведенная методика позволяет провестипредварительные испытания турбин, результатомкоторых являются нагрузочная характеристика тур-

бины ( )ротораT fM ν=Σ при условно-номинальномрежиме (с учётом (5) и (6), т.е. возможности обрат-ного изменения расхода газа); нагрузочная харак-теристика и КПД Tη при статическом регулирова-нии параметров потока и при двух элементарныхпульсирующих режимах. При горячей прокрутке впредварительные испытания также входит опреде-

ление характеристик турбины при varT*вх = . Кро-

ме того, возможно изменение передаточного чис-ла механизма 7 (рис.2) для экспериментов с

maxтормозаротора~ν=ν .

Полученные результаты испытаний позволятперейти к моделированию действительной внеш-ней нагрузки (осуществляется управлением

тормозаM ) и к двухпараметрическим законам ре-гулирования турбины. Нагрузочные характеристи-ки являются дополнительным критерием эффектив-ности турбины и могут использоваться при сравни-тельном анализе различных режимов турбины (иприменяться для получения критериев подобиятангенциальных турбин).

Наиболее важными ближайшими задачами яв-ляется разработка общей методики испытаний тан-генциальных турбин, получение данных предвари-тельных испытаний и оптимизация проточной час-ти по условиям работы.


1. Долматов Д.А., Епифанов С.В. Расчёт одномер-ного течения газа в ступени тангенциальной турби-



ны с разделительными лопатками //Вестник двига-телестроения: Научн.-техн. журн. – 2004. –№2. –С. 60–64.2. Дикий Г.П., Долматов Д.А., Епифанов С.В. Рас-чёт плоского течения газа в ступени тангенциаль-ной турбины. //Авиационно-космическая техника итехнология: Научн.-техн. журн. – 2004. – 7(15). – С.52–58.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. Герасимен-ко В.П. Национальный аэрокосмический универси-тет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

Анотація: Розроблена методiка початкових ступенiв експериментального дослiдженнятангенцiальних турбiн з роздiлюючими лопатками для отримання навантажувальної ха-рактеристики, значень параметров вiдпрацьованого газу, ККД турбiни. Розглянутi основнiтипи експериментiв з нестацiонарним набiгаючим потоком, запропонованi схеми прове-дення випробувань з гармонiчними та дискретними збудженнями потока газа на входi втурбiну. Вказанi прiоритетнi напрями вдосконалення дослiдiв з вивчення робочого проце-су в тангенцiалних турбiнах.

Abstract: It is developed methodic for the tangential turbines with disjunctive blades first-stepsexperimental researches for stressed characteristic, exhausting gas parameters, turbine’sefficiency receiving. It is considered non-permanent attack flow main experiment types, planesof harmonic and discrete indignations of the entering gas flow are proposed. It is choused priorways of increasing efficiency of tangential turbines’ work process research.


# 158 #

Введение

Решение обратной нестационарной граничнойзадачи теплопроводности методом конечных интег-ральных преобразований с применением конечно-го преобразования Лапласа, применительно к дат-чику теплового потока [1] и разработка конструк-ции датчика теплового потока [2], позволяют полу-чать устойчивые экспериментальные результаты вдиапазонах тепловых параметров, при которыхпроведение таких измерений было ранее недоступ-ным [3, 4]. Это дает возможным проведение изме-рений при температурах потока до 8000 К и удель-ных тепловых потоках воздействия до 107… ... 108

Вт/м2, что значительно расширяет диапазон при-менения данного метода нестационарного калори-метрирования.

Стремление к получению более дискретных ре-зультатов, при измерениях тепловых параметровпо сечению струй и возможности измерений в ме-стах с ограниченным пространством, приводит кжеланию уменьшить геометрические размеры дат-чика теплового потока. Это, в свою очередь, ста-вит задачу определения оптимальных, теоретичес-ки и практически обоснованных, размеров датчикас учетом ограничений, заложенных в методике об-работки результатов эксперимента.


Проблема экспериментального определенияпараметров теплового воздействия высокотемпе-ратурных плазменных и газовых потоков так назы-ваемыми «контактными» методами привлекает вни-

УДК 536.62

В.А. Максименко, Е.В. Цегельник, С.И. Планковский

Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского“ХАИ”, Украина

ОПТИМАЛЬНЫЕ РАЗМЕРЫ ДАТЧИКОВ ТЕПЛОВЫХПОТОКОВ ПРИ ИЗМЕРЕНИЯХ В

ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ПЛАЗМЕННЫХИ ГАЗОВЫХ СТРУЯХ РАЗЛИЧНОЙ ИНТЕНСИВНОСТИ

Аннотация: На основании рассмотренных ограничений на методику обработки экспери-ментов при измерениях параметров теплового воздействия высокотемпературных плаз-менных и газовых струй с помощью датчиков тепловых потоков и с учетом их стойко-сти к тепловому воздействию, предлагаются рекомендации к выбору габаритных раз-меров датчиков для плазменных и газовых потоков различной интенсивности.

Тепловое воздействие, тепловой поток, датчик теплового потока, температурные поля, ко-нечные интегральные преобразования, обратная задача теплопроводности

© В.А. Максименко, Е.В. Цегельник, С.И. Планковский 2006 г.

мание специалистов уже несколько десятилетий.Между тем, именно такие методы, при корректнойпостановке, дают возможность получения наибо-лее достоверных результатов.

При проведении эксперимента датчик тепловыхпотоков (рис. 1) кратковременно подставляется подизмеряемый поток.

Рис. 1 – Конструктивная схема датчика

Чувствительный элемент датчика (центральноетело) 1, выполненный совместно с тепловым экра-ном, нагревается. Процесс разогрева в сеченииустановки термопары 2 фиксируется во времени.Полученная переходная характеристика обрабаты-вается по методике, изложенной в работе [2]. Ин-тервал времени разогрева обычно составляет 1,5…... 2 с, что предохраняет датчик от перегрева воз-действующим потоком. Экспериментальные дан-ные и расчеты показывают, что за это время, приинтенсивном тепловом воздействии, температурарабочего торца доходит до 500 ... …600 °С (рис.



2).Конструктивно датчик выполнен следующим

образом [2]. В сечение чувствительного элемента

(центральное тело) на расстоянии 23 от верх-него торца отдельными электродами монтируетсятермопара 2. Сам чувствительный элемент, изго-товленный вместе с экранной втулкой 1, по плот-ной посадке вставляется во втулку 3 и фиксирует-ся тремя винтами 5. Снизу датчик закрываетсякрышкой 6, которая создает теплоизолирующеезамкнутое пространство внутри датчика, размерыкоторого, равно как и каналы между центральнымтелом, тепловым экраном и втулкой 3, должны обес-печивать подавление естественной конвекции. Та-ким образом, процессы теплообмена внутри дат-чика, между его элементами, можно рассматри-вать, как передачу тепла теплопроводностью.

Датчик может быть вставлен в поверхность тела4, если исследуются процессы теплообмена у по-верхности или размещаться свободно для изме-рения параметров теплового воздействия в зонерасположения рабочего торца.

Совместное изготовление чувствительного эле-мента и охранного теплового экрана, из целой за-готовки, позволяет снизить до минимума влияниеконтактных термосопротивлений на температурноеполе внутри чувствительного элемента [1]. Прове-денные многочисленные эксперименты, с серия-ми датчиков одного размера, при воздействии по-тока со стабильными тепловыми параметрами по-казали, что отклонения в их показаниях не превы-шают 1%. Аналогичные данные были получены ипри испытаниях серии повторных замеров однимдатчиком.

Назначение теплового экрана – также снизитьвлияние окружающих элементов датчика и их кон-тактных термосопротивлений на температурноеполе центрального тела. Обычно, стремясь прибли-зить температурное поле в центральном теле к од-номерному, размеры экрана выполняют из усло-вия, что площадь сечения экрана равна площадисечения центрального тела. В нашем случае этоусловие может строго не соблюдаться, так как ме-тод решения обратной нестационарной граничнойзадачи теплопроводности, на котором основыва-ется методика обработки эксперимента, предпола-гает двухмерность температурного поля внутри дат-чика. Поэтому размеры (толщина) экрана можетбыть выбрана из конструктивных или технологичес-ких соображений, но не менее чем по выше приве-денному условию, так как для стабильности пока-заний датчика необходима надежная защита отпостоянно меняющихся, в процессе нагрева, кон-тактных термосопротивлений, «неидеальной» теп-лоизоляции боковой поверхности и тыльного торцадатчика. В то время как идеальный тепловой кон-такт и идеальная теплоизоляция наружных боко-

вой и торцевой поверхностей датчика заложена вграничные условия задачи теплопроводности.

- 0,2 с; - 0,4 с; - 0,6 с; - 0,8 с; - 1,0 с; - 1,2 с

Рис. 2 – Пример изменения температуры торца датчика

от оси до края при эфT = 3000 К и коэффициенте

теплоотдачи 1,2⋅107 Вт/(м2⋅К)

Анализ температурного поля датчика в процес-се разогрева, пример которого приведен на рис. 2,показывает, что внутренний процесс теплообменав нем приближается к состоянию теплового удараи носит «колебательный» характер, в смысле под-вода и отвода тепла через боковую поверхностьцентрального тела. Резкое повышение температу-ры на периферии рабочего торца датчика происхо-дит из-за того, что материал стенки 4 с более низ-кой теплопроводностью. Колебания температуры врайоне ближе к центральному телу – нагрев болеетонких перемычек между центральным телом, эк-раном и втулкой. Очевидно, что более прогретыеслои будут интенсивно отдавать тепло менее на-гретым в радиальном направлении. При этом, повысоте датчика, в связи с дальнейшим интенсив-ным прогревом, нижние слои будут отдавать теплочерез боковую поверхность, компенсируя, а затеми превышая подвод тепла через верхние слои.Более наглядно эта картина наблюдается при ана-лизе граничных функций при решении прямой двух-мерной граничной задачи. Подробное рассмотре-ние этого процесса, к сожалению, не входит в за-дачи данной статьи.

Предложенное описание тепловых процессов,происходящих в датчике теплового потока, позво-ляет глубже понять трудности, которые необходи-мо преодолеть для получения обоснованных опти-мальных размеров датчиков.

Исходя из проведенного анализа основнымикритериями для обоснования размеров датчикамогут служить:

– соответствие размеров датчика допущениям,принятым при решении обратной граничной неста-ционарной двухмерной задачи теплопроводности,применительно к датчику теплового потока;

– обеспечение размеров датчика, предусмат-


# 160 #

ривающих надежную защиту от перегрева или про-гара в процессе эксперимента, так как, в условияхвысокотемпературного интенсивного воздействияна датчик, процесс разогрева идет под воздействи-ем высокотемпературных плазменных или газовыхструй.

2 Определение диапазона высот идиаметров чувствительного элемента датчи-ка вместе с тепловым экраном

Методика обработки эксперимента основывает-ся на аналитическом решении нестационарнойграничной двухмерной задачи теплопроводностиметодом конечных интегральных преобразованийс применением конечного преобразования Лапла-са. Как и большинство аналогичных аналитичес-ких методов, метод конечных интегральных пре-образований предлагает решение системы урав-нений теплопроводности с представлением конеч-ных решений в виде бесконечных рядов. Обычно,в большинстве случаев, при решении ограничива-ются первыми членами ряда. При этом соблюдаютусловие, что критерий Фурье на каждом из направ-лений распространения тепла должен быть боль-ше или равен Fo ≥ 0,1 [4].

Выразив из критерия Фурье характерный раз-мер (высоту чувствительного элемента датчика),получим максимально допустимый размер, прикотором выполняется это условие:

Foaτ

=δ ,

где a – коэффициент температуропроводности,τ –нижний предел конечного интегрального пре-образования Лапласа, Fo – критерий Фурье.

Такой же величины максимальный размер по-лучится и для диаметра чувствительного элемен-та датчика вместе с экраном, если допустить, чтовторая воздушная цилиндрическая прослойка обес-печивает достаточную теплоизоляцию его централь-ных частей (рис. 1).

Отсюда логично заключить, что оптимальноесоотношение высоты датчика к диаметру его чув-ствительного элемента вместе с тепловым экраном(цельно изготовленная центральная часть датчика)будет равно единице.

Для определения диапазона оптимальных вы-сот датчика, с точки зрения обеспечения его на-дежной защиты от перегрева и прогара, восполь-зуемся известным выражением [5] для определе-ния температуры поверхности рабочего торца дат-чика из решения прямой одномерной нестационар-ной задачи теплопроводности методом Фурье:

( )⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡μ

μμ+μμμ

−= FoexpCosSin

CosSin21TT 21

111

11эф ,

где T – температура поверхности рабочего тор-

ца датчика, эфT – эффективная температура воз-

действия потока, Fo – критерий Фурье, 1μ – пер-вый корень характеристического уравнения:

( )11 Bitg μ=μ ,

где Bi – критерий Био.

Поставив ограничение T ≤ прT ( прT – предель-ная температура разогрева поверхности датчика),назначив интервал времени воздействия потока надатчик 2 с и Fo = 0,1 можно получить зависимос-ти, показывающие минимально возможные разме-ры высоты датчика для различных ожидаемых

значений эффективной температуры эфT и коэф-фициента теплоотдачи α . Ввиду того, что в явномвиде эти зависимости выразить не удается, вос-пользуемся для их получения методом итераций.Рассчитанные зависимости представлены на рис. 3.

Рис. 3 – Зависимость высоты датчика от эффективнойтемпературы среды

Из графиков на рис. 3 видно, что рекомендуе-мые размеры высоты датчиков лежат в диапазоне

между прямой Fo = 0,1 и зависимостью измене-ния высоты датчика от эффективной температурыпри постоянном ожидаемом коэффициенте тепло-отдачи.

Естественно, если позволяют технические воз-

можности, для повышения дискретности измере-

- α = 200 Вт/(м2⋅К); - α = 600 Вт/(м2⋅К);

- α = 1000 Вт/(м2⋅К); - α = 1400 Вт/(м2⋅К); - α = 1800 Вт/(м2⋅К); - α = 2200 Вт/(м2⋅К);

- Fo = 0,1



ний желательно изготовлять датчик с наиболеемалыми размерами.


Приведенный анализ показал возможность вы-бора оптимальных размеров датчика тепловогопотока, исходя из соблюдения условий корректно-сти решения обратной нестационарной граничнойзадачи теплопроводности и обеспечения защитыот перегрева в процессе измерений.

Использование выше изложенных рекоменда-ций позволит применять датчики наиболее опти-мальных размеров с учетом специфики проводи-мых экспериментов, увеличить дискретность изме-рений и расширить диапазон применения данногометода измерений.


1. Максименко В.А. Об экспериментальном оп-ределении параметров теплообмена при нестацио-нарном калориметрировании с учетом потерь теп-ла калориметром // Высокотемпературные газовыепотоки, их получение и диагностика. – Х.: ХАИ. –1981. – Вып. 1. – С. 56 – 61.2. Максименко В.А. Диагностика сверхзвуковоговысокоинтенсивного теплового воздействия приэкспериментальных исследованиях элементов кос-мических аппаратов // Авиационно-космическаятехника и технология. Труды Нац. аэрокосмичес-

кого ун-та «ХАИ». – Х.: НАКУ «ХАИ». – 2001. –Вып. 23.– С. 205 – 207.3. Д.Ф. Симбирский. Температурная диагностикадвигателей. – К.: Техника, 1976. – 208 с.4. О.М. Алифанов. Идентификация процессов теп-лообмена летательных аппаратов. – М.: Машино-строение, 1979. – 216 с.5. Тихонов А.Н., Арсенин В.Я. Методы решениянекорректных задач. – М.: Наука, 1979. – 286 с.


Рецензент: д-р техн. наук, проф. ЕпифановС.В. Национальный аэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков.

Анотація: На підставі розглянутих обмежень на методику обробки експериментів привимірюванні теплового впливу високотемпературних плазмових та газових струменівза допомогою датчиків теплових потоків та з урахуванням їх стійкості до тепловоговпливу, пропонуються рекомендації щодо вибору габаритних розмірів датчиків для плаз-мових та газових потоків різноманітної інтенсивності.

Abstract: Based on considered restrictions for processing methods of high temperature plasmaand gas jets thermal parameters measured by means of heat flux sensors, taking into accountits thermal resistance the recommendations are proposed dealt with the size dimensions ofsensors for plasma and gas jets with different intensity.


# 162 #

Загальна постановка проблеми та її зв’я-зок з науково-практичними задачами. Абразив-не зношування газоповітряного тракту, особливо нагелікоптерних ГТД (газотурбінних двигунах) змінюєгеометричні характеристики поперечних перерізівлопаток, і це в свою чергу призводить до змін си-лових факторів, що діють на лопатки компресорів ітурбін ГТД і які зумовлюють розтягнення, згинанняі кручення лопаток в робочому стані. Визначеннянапружень, що діють на лопатку при усіх цих ви-дах навантажень, як відомо, пов’язано з обчислен-ням величин силових параметрів і геометричних ха-рактеристик поперечних перерізів лопаток, які по-ступово змінюються в процесі експлуатації від аб-разивного зношування.

Для проведення порівняльного аналізу експе-риментальних залежностей при виборі матеріалуабо покриття конструктору необхідно мати дос-товірні дані з апроксимації залежностей абразив-ного зношування поверхонь матеріалів та їх по-криттів в залежності від шляху тертя абразивнихчастинок уздовж поверхні, величини самих абра-зивних частинок та величини сили їх взаємодії зповерхнями деталей. Крім цього, необхідно матикритерії для оцінки процесів зношування, які б вра-ховували всі основні впливові фактори при визна-ченні матеріалів і покриттів на зносостійкість з не-жорстко закріпленими абразивними частинками.

Таким чином, вплив зношування на зміну гео-метричних параметрів проточної частини може по-рушити існуючу витрату газу, що може призвестидо серйозних проблем, пов’язаних із ефективністю

© М.О. Ходак, О.А. Вишневський 2006 г.

УДК 620.178.16:519.876.5(045).

М.О. Ходак, О.А. Вишневський

Київський національний авіаційний університет, Україна

КРИТЕРІЙ ОЦІНКИ ПРОЦЕСУ ЗНОШУВАННЯ ТА ЙОГОМАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯ ПРИ ВИПРОБУВАННІ

МАТЕРІАЛІВ І ПОКРИТТІВ НА АБРАЗИВНУЗНОСОСТІЙКІСТЬ

Анотація: Виконано математичне моделювання процесу зношування при випробуванніматеріалів і покриттів на абразивну зносостійкість з не жорстко закріпленими абразив-ними частинками. Виведено математичну модель критерію оцінки матеріалів і покриттівна абразивну зносостійкість, яка встановлює зв’язок між ваговим зносом і максимальнимлінійним розміром глибини лунки, зносом і площею поверхні лунки та між величиною зносу,об’ємом лунки, густиною і навантаженням.

Математичне моделювання процесу зношування, випробування матеріалів і покриттів, аб-разивна зносостійкість, критерій оцінки абразивної зносостійкості, нежорстко закріплені аб-разивні частинки

ГТД і вплинути на стійкість газового потоку. Крімцього, зношування впливає на зміну величин на-пружень розтягнення від дії на лопатку відцентро-вих сил і площ поперечних перерізів лопаток. Змінавеличин моментів згинання впливає на зміну на-пружень згинання, що діють на лопатку в харак-терних перерізах. Змінюються і такі важливі гео-метричні характеристики лопаток, як моменти інерціїперерізів, нейтральна вісь перерізу, координатиточок контура профіля по відношенню до головнихцентральних осей інерції або по відношенню донейтральної осі перерізу.

Слід зазначити і про те, що цілий ряд конструк-тивних вузлів авіаційної техніки на сучасному етапіхарактеризується інтенсифікацією процесів, щопротікають на робочих поверхнях тертьових дета-лей у зв’язку з ростом питомих навантажень, зміна-ми швидкостей, якості робочого середовища, взає-мним переміщенням деталей, різким перепадомтемператур у зоні тертя. Надійність і довговічністьробочих вузлів тертя залежать від рівня розвиткутехнології матеріалів та покриттів, серед яких особ-ливе місце займають газо-термічні покриття і зок-рема, детонаційні покриття [1-7].

На базі аналізу закономірностей експлуатацій-них пошкоджень і причин виходу деталей у бракта передчасної їх зміни в умовах експлуатації вста-новлено, що домінуючою причиною є недопусти-ме зношення, яке головним чином пов’язане з ло-кальним руйнуванням поверхонь деталей тертя.При цьому триботехнічні показники визначаютьсяне стільки об’ємно-структурними властивостями,



скільки станом поверхневих шарів.Використання науково обґрунтованих необхід-

них захисних покриттів забезпечує кардинальне татехнологічно ефективне розв’язання задачізбільшення надійності і довговічності деталей ма-шин і механізмів. Розробка і впровадження новихвисокоефективних технологій зміцнення і віднов-лення поверхонь тертя надає можливість досягтинеобхідної техніко-економічної доцільності рішен-ня завдань ремонту при забезпеченні в межах екс-плуатаційних обмежень високого рівня надійностіавіаційної техніки (АТ).

При нанесенні детонаційних покриттів на деталіутворюються високоякісні, практично безпористішари з високим рівнем адгезійної міцності з матер-іалом основи.

Застосування детонаційних покриттів дозволяєне тільки поліпшити, а навіть цілком змінити повер-хневі властивості деталей, одержати заздалегідьпрогнозовані характеристики робочих поверхонь,щоб якнайкраще задовольнити умови експлуатації[2, 3, 4].

У багатьох випадках застосовують детонаційніпокриття з оксидів алюмінію, хрому, кремнію, тита-ну, цирконію та інших кисневмісних порошковихматеріалів [4-12], які поєднують в собі важливі по-зитивні характеристики по твердості, тугоплавкості,хімічній стійкості та інші властивості.

Крім цього для відновлення і зміцнення повер-хонь тертя застосовують матеріали на основі до-рогих металів (нікель, кобальт, вольфрам, молібдента інші), які відрізняються значними енерго- і тру-домісткістю технологічних процесів.

У зв’язку з цим до найбільш ефективних на-прямків досліджень слід віднести удосконаленнягазополум’яних технологій напилення з використан-ням композиційних матеріалів на основі заліза, щодозволяють отримати покриття з високими трибо-технічними і адгезійними властивостями. [10]. Виз-начення закономірностей впливу лігіруючих еле-ментів на механізми зміни властивостей матеріалуоснови дозволяє отримати значення вмісту еле-ментів композиції і покриття з триботехнічними і фізи-ко-механічними властивостями, наближеними доматеріалів на основі нікелю, кобальту і вольфраму[11-12].

Широке застосування на сучасному етапі ком-позиційних порошків різних систем і газополум’я-ного покриття на їх основі дозволяє отримати ви-сокі триботехнічні властивості поверхонь, наприк-лад, покриття системи %30+−−−− BAlCrCFeтетраборнокислого натрію крім зазначеного даєзадовільну сумісність з широкою групою конструк-ційних матеріалів.

Наступним розповсюдженим видом руйнуван-ня поверхонь деталей є абразивне зношування увузлах тертя авіаційних конструкцій, деталей вузлівтертя автомобілів, сільськогосподарських, будівель-

них і гірських машин шляхом попадання на їх по-верхні в процесі експлуатації часток мінеральногопоходження 2SiO , глинозему, гірських порід тааінше.

Для забезпечення більш тривалої працездатностіелементів конструкцій і їхніх конструкційних матер-іалів, що працюють в умовах абразивного зношу-вання, на їхні робочі поверхні також наносять по-криття різними способами [3, 4], що приводить доістотних змін механізмів і кінетики процесів руйну-вання поверхонь шарів деталей.

У зв’язку з постійно зростаючою необхідністюпідвищення рівня надійності і довговічності авіац-ійної техніки, економії при цьому матеріальних ітрудових ресурсів, зниження матеріалоємності ви-робництва та науково-обгрунтованого прогнозуван-ня вказаних характеристик, різко підвищуєтьсязначення вирішення задач побудови їх математич-них моделей, оцінки їх достовірності, задач направ-лених на вирішення обчислювальних та системно-організаційних проблем побудови засобів моделю-вання об’єктів авіаційної техніки та процесів, що вних протікають, в тому числі при терті та зношу-ванні.

Огляд публікацій та аналіз невирішенихпроблем. В загальній проблематиці невирішенихпитань і задач в галузі тертя і зношування важливемісце займають питання по вивченню закономірно-стей процесів і механізмів, пов’язаних з абразив-ним зношуванням поверхонь деталей, їх покриттівта питання їх моделювання, визначення критеріївоцінки матеріалів на абразивну зносостійкість.

Види і механізми абразивного зношування кон-струкційних матеріалів описані в роботах [13-26] таіншіх.

Дослідники відзначають різноманітність фак-торів, що визначають той або інший вид зношу-вання і механізм його розвитку. В основі механіз-му цього процесу лежить взаємодія абразивноїчастинки з металом, що складається з двох етапів:1) укорінення абразивної частинки в метал; 2) по-ступальне переміщення її уздовж поверхні. Убільшості випадків дослідження проводили на за-лізовуглецевих сплавах. Питання дослідження вла-стивостей покриттів, нанесених на різні сталі і аві-аційні сплави, на сьогодні ще недостатньо широковивчені.

Безпосередньо питаннями моделювання й ап-роксимації експериментальних залежностей про-цесів абразивного зносу різних матеріалів займа-лися найбільш відомі провідні спеціалісти в областітертя і зносу [18, 21, 22] та інші.

Зрозуміло, що для моделювання процесів аб-разивного зношування, виникає необхідність роз-робки прискорених методик і критеріїв оцінки про-цесів зношування матеріалів і їхніх покриттів, виз-начення виду апроксимуючих функцій експеримен-тальних залежностей процесу абразивного зношу-вання з метою визначення порівняльних характе-


# 164 #

ристик їхніх механічних властивостей і показників.При цьому дослідження на основі використання ма-тематичних методів моделювання процесів абра-зивного зношування поверхонь деталей дозволя-ють проводити порівняльний аналіз і оцінюватиматеріали і покриття на абразивну зносостійкість іззастосуванням сучасних комп’ютерних технологій.Для цього в першу чергу необхідно мати точні видиапроксимуючих функцій експериментальних залеж-ностей, з допомогою яких можна підтвердити абозабезпечити вірність моделювання, а виконати точ-ну апроксимацію можливо при наявності відповід-них способів і прийомів [27, 28].

Із запропонованих раніше теорій і створеннявідповідних моделей та внесення в них свого розу-міння цих процесів зробили провідні спеціалісти вгалузі тертя і зносу: Тененбаум М.М., БернштейнД.Б.[21], Крагельський І.В.[22] та ін. Однак встано-вити зв’язок між ваговим зносом і максимальноюглибиною лунки або зносом і площею поверхні лун-ки та об’ємом не вдавалося жодному дослідникові.В роботі [23] зроблена спроба знайти розв’язок цієїзадачі, однак отриманий результат є громіздким інезручним у використанні. В роботі [24] побудова-на модель абразивного зносу, яка не враховує за-лежності вагового зносу від лінійного зносу, не вка-зані методи побудови моделі і немає універсаль-ної моделі для всіх матеріалів, або універсальногопринципу побудови моделі.

В деяких існуючих моделях [25] основу скла-дає ймовірностно-статистичний підхід.

Недоліком моделей [25, 26] є громіздкість і не-зручність у використанні в поєднанні з обмежені-стю набору параметрів, які впливають на зно-состійкість. Немає універсалізму у побудові цихмоделей для різних матеріалів і умов використан-ня.

Мета дослідження. Змоделювати результатизносу поверхонь деталей, які пов’язані з особливо-стями геометричних форм поверхні робочої части-ни експериментальної установки і досліджуваноїповерхні деталі.

Для деталей різного профілю важливе значен-ня має передбачення величини зносу при дії абра-зивних частинок різної твердості і розмірів. Модельабразивного зносу дозволяє передбачити величи-ну зносу по об’єму і масі, в залежності від макси-мального лінійного зносу або площі поверхні при-лягання ролика та зразка. Таким чином, з’являєть-ся реальна можливість визначити оптимально зно-состійке покриття для конкретних умов експлуатації.

Методика. Модель будувалась для прогнозу-вання експериментальних випробувань при визна-ченні абразивної зносостійкості поверхонь матері-

алів на машині тертя Бринеля при не жорстко закр-іплених абразивних частках. Цей метод випробу-вання на сьогодні стандартизований і повністювідповідає ГОСТ-23.208-79.

При побудові моделі критерію оцінки процесузношування застосовано поетапне моделювання.

На першому етапі розглянута залежність об’єму,який зношується, від величини лінійного зносу тавід площі поверхні тертя.

На другому етапі розглядається модель зношу-вання поверхонь матеріалів по відношенню до масив залежності від навантаження, але при цьому роз-глядається нормальна складова тиску на поверх-ню тертя. На третьому етапі знаходимо коефіцієнтпропорційності K, як розв’язок системи рівнянь, щоскладаються з двох перших моделей.

На рис. 1 схематично показана випробувальнаустановка.

Рис. 1 – Схема экспериментальної установки Бринеля.

1 – бункер для збору відпрацьованого абразиву;2 – зразок досліджуваного матеріалу;3 – гумовий ролик;4 – втулка для ролика;5 – бункер для вільного абразиву;6 – важіль для регулювання швидкості подання абразиву;7 –вільний абразив;8 – лоток для подачі абразиву;9 – важіль для регулювання зусилля притискуванняролика до поверхні зразка;10 – навантаження P0.11 – привід, який забезпечує обертання навколо горизон-тальної вісі гумового ролика 3;12 – пристрій для контролю сумарної кількості обертівролика в процесі випробувань, який виконано у виглядішестирозрядного механічного рахівника з кулачковиммеханізмом.

5

6

3

2

4

1

7

8

10

9

0

A2



На рис. 2 схематично показано розподілення на-вантаження на гумовий ролик та зміну його заглиб-лення в зразок від положення 1h до 2h , де R – рад-іус гумового ролика; h – максимальна глибина лун-

ки; nP – нормальна складова навантаження; 0P -

основне розрахункове навантаження, α – кут між

векторами 0P і nP

Рис. 2 – Схема навантаження гумового ролика та змінийого заглиблення в поверхню зразка від положення h1 доh2 в результаті зношування поверхні зразка при терті об

нежорстко закріплені абразивні частинки

Результати моделювання. Моделювання про-водилось у першому наближенні, тобто вважало-ся, що навантаження не призводить до суттєвихдеформацій гумового ролика (такі моделі можназастосовувати при навантаженні HP 250 ≤ ).

Розглянемо схематичне зображення четвертоїчастини гумового ролика, прив’язаної до прямокут-ної системи координат.

Рис. 3 – Прив’язка четвертої частини гумового ролика допрямокутної системи координат

Максимальна глибина лунки на поверхні зраз-ка, який зношується, відповідає довжині відрізкаDB = h. Якщо прийняти OD = z1, то з того, що OB =R (R – радіус ролика), випливає, що

1zRODOBDB −=−= . Ширина роликаOP = b, тому координати точки P (b; 0; 0). Полови-на об’єму лунки, яка зношується, відповідає час-тині ролика ABMNCD, а половина площі поверхнілунки – частині циліндричної поверхні ABMN. Про-екцією поверхні ABMN на площину Oxy буде об-ласть D – прямокутник POM1N1. Рівняння цилінд-ричної поверхні ролика (ABMN) має вигляд (1)

222 Ryz =+ . (1)Використовуючи [29] знайдемо площу S1 цилі-

ндричної поверхні ABMN

( ) ( )∫∫ ′+′+=D

yx dxdyyxzyxzS 221 );();(1 , (2)

де 22);( yRyxz −= , а

область 21

2 zRy0,bx0:D −≤≤≤≤ .

( )22

2,yR

yyzyxzy

−−=

∂∂

=′ .

З формули (2) випливає, що площа стиканняролика і поверхні зразка S має вигляд:

∫∫ −+=

Ddxdy

yRyS 22

2

12 . (3)

Якщо перейти від формули (3) до подвійнихінтегралів, одержимо

∫∫−

−=

21

2

022

02

zRb

dyyR

RdxS .

Зробивши відповідні перетворення, одержимоформулу зв’язку площі S прилягання ролика і зразказ величиною лінійного зносу поверхні деталі (4)

A

30

5

15±0,1

b=3±0,1

h

12 11

2

3


# 166 #

2

2arcsin2 ⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−=

Rh

RhbRS . (4)

Перевіримо роботу моделі (4) у граничних умо-вах:

а) знайдемо

2

002arcsin2limlim ⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛−=

→→ Rh

RhbRS

hh.

Очевидно, що 00arcsin2lim0

==→

bRSh

, що

цілком логічно, тому що на самому початку експери-менту тертя відбувається по відрізку прямої, тобтоплоща зношеної поверхні дорівнює нулеві;

б) знайдемо

bRbRRh

RhbR

hhπ==⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛−

→1arcsin22arcsin2lim

2

.

У даному випадку ми маємо площу половинибічної поверхні циліндра (ролика), що відповідаєдійсності. З урахуванням зернистості отримаємо (5)

( )2

222arcsin22 ⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

+−

++=

rRh

rRhrRbS . (5)

Використовуючи рис.3 і [29] одержимо форму-лу величини об’ємного абразивного зносу по об-ласті Т

∫∫∫=T

V dxdydzI 2 . (6)

де Т – половина частини ролика, що увійшла узразок.

Застосовуючи повторне інтегрування, отримає-мо

21

21

21

22

00

2arcsin

2

222

1

21

2

zRzbR

zRbR

dzdydxIyR

z

zRb

V

−−−

=

== ∫∫∫−−

. (7)

Скориставшись тим фактом, що hRz1 −= ,після алгебраїчних перетворень (7) одержимо фор-мулу об’ємного зносу поверхні зразка (8)

.21

2arcsin

2

22

⎟⎟⎟

⎠

⎞⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ −−

⎜⎜⎜

⎝

⎛−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛−=

Rh

Rh

Rh

Rh

RhbRIv

(8)

Знаючи щільність досліджуваного зразка абопокриття можна обчислити ваговий знос за (9)

Vm IρI ⋅= , (9)

де ρ -густина матеріалу..Підставивши у формулу (9) залежність (8) одер-

жимо

.21

2arcsin

2

22

⎟⎟⎟

⎠

⎞⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ −−

⎜⎜⎜

⎝

⎛−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛−ρ=

Rh

Rh

Rh

Rh

RhbRIm

(10)

Відповідно для моделі вагового абразивногозношування, яке залежить від кривини поверхніприлягання, густини, ширини ролика, лінійного зно-шування, та з урахуванням зернистості, маємоформулу (11)

( )

, 22

2

21

2

22arcsin2

2

2

2

⎟⎟⎟

⎠

⎞⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

+−

+×

×⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

+−−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

+−

⎜⎜⎝

⎛−

++ρ=

rRh

rRh

rRh

rRh

rRhrRbIm

(11)

де r - радіус абразивної частинки сферичноїформи.


а) розглянемо момент початку експерименту,

тобто 0→h ( ) 000arcsinlim 2

0=−⋅=

→bRIvh

, що

цілком слушно, тому що в початковий момент часувеличина об’ємного зносу дійсно дорівнює нулеві.

б) Rh → 2

1arcsinlim2

2 bRbRI vRh

π=⋅=

→, що

відповідає половині об’єму ролика.



Для визначення зв’язку маси зносу mI з пло-щею S поверхні зіткнення ролика зі зразком знай-

демо залежність між Rh

і S.

Із залежності (4) одержимо (12)

bRS

Rh

Rh

2sin2

2

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛− . (12)

Піднесемо обидві частини рівняння (12) до квад-рату. Отримаємо, що рівняння (12) рівносильносистемі (13)

⎪⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪⎪

⎨

⎧

≥

≥⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −

=+−⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

0

02

02

sin2 22

SRh

Rh

bRS

Rh

Rh

. (13)

Розглянемо перше рівняння системи (13)

02

sin2 22

=+−⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

bRS

Rh

Rh . (14)

Нехай tRh

= , тоді отримаємо з рівняння (14)

рівняння (15)

02

sin2 22 =+−bRStt . (15)

Дискримінант рівняння (15) має вигляд (16)

bRS

bRSD

2cos

2sin1

422 =−= . (16)

Знайдемо корені квадратного рівняння (15)

bRSt

2cos1±= , та як 1

2<

bRS

, то 02

cos >bRS

,

тому bRSt

2cos1±= .

Розглянемо другу нерівність системи (13)

02 ≥⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −

Rh

Rh

. (17)

Нехай tRh

= , тоді нерівність (17) можна запи-

сати у вигляді

( ) 02 ≥− tt . (18)

Розв’язком нерівності (18) буде відрізок ]2;0[∈t

тобто 20 ≤≤Rh

, але в умовах даного експеримен-

ту, 10 ≤<Rh

, тому розв’язком нерівності (15) буде

значення

bRSt

2cos1−= . (19)

Розкриваючи заміну tRh

= , отримаємо (20)

bRS

Rh

2cos1−= . (20)

Якщо підставити отриману залежність (20) уформули (8) і (10), отримаємо формулу для об’ємно-го зносу (21)

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −=

bRSbRSRIv sin

21

. (21)

Для вагового зносу одержимо формулу (22)

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −==

bRSbRSRII vm sin

21 ρρ . (22)


а) при 0→S одержимо 0lim0

=→ VQ

I ;

б) при RbS π→ одержимо

2sin

21

2lim

22

2 bRbRbRI VRbS

ππππ

=−=→

.

Таким чином отримано формулу об’ємного зно-су, що відповідає половині об’єму ролика. З ура-хування зернистості модель залежності зношуван-ня від радіуса кривини і площі поверхні стикання,густини приймає вигляд (23).

( ) ( ) ( )⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

+−+=rRb

SrRbSrRIm 2sin22

21 ρ . (23)

Враховуючи те, що ваговий знос пропорційний


# 168 #

навантаженню 0P і обернено пропорційний до площіприлягання ролика і зразка S, отримаємо модельзалежності вагового зносу від навантаження P0 іплощі S (24).

SPkIm

0= , (24)

де k-коефіцієнт, який не залежить від розмірів іформи робочої частини експериментальної установ-ки, а залежить тільки від властивостей матеріалу іабразиву: густини, твердості матеріалу і абразиву іт.д.

З формули (24) отримаємо модель визначеннякритерію зносостійкості матеріалів та їх покриттів,яка має вигляд (25)

0PSIk m= . (25)

Формулу (25) можна записати у вигляді (26)

(26)

Формулу (25) можна записати також з враху-ван-нямплощіS увиг-ляді(27)

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −=

bRSbRS

PRSk sin

2 0

ρ. (27)

Висновки. В результаті проведеного досліджен-ня процесу зношування матеріалів і покриттів припроведенні експериментальних випробувань намашинах Бринеля та завдяки математичному мо-делюванню повного описання процесу зношуван-ня, вдалося вивести багатофакторний критерій зно-состійкості, який враховує об’ємний знос, врахо-вує параметри зернистості, навантаження, лінійно-го зносу, площі поверхні стикання ролика і поверхнізразка, що дозволяє прогнозувати термін роботидеталей та вузлів тертя машин. Прогнозований зносможна досягти за наперед заданими умовами, зав-дяки більш раціональному підбору матеріалів і по-

криттів, які працюють в умовах абразивного зно-шування відповідних експлуатаційним.

Література

1. Белан Н.В., Колесник В.В., Иващенко С.С.,Колесник В.П., Слюсарь Д.В., Прокопенко А.Н.Формирование многослойных многокомпонентныхзащитных покрытий// Авиационно-космическая тех-ника и технология. - Харьков: ХАИ, 2004. – Вып. 7/15. – С. 231-235.2. Малышкин В.В., Ходак Н.А., Дмитренко В.Н.Особенности восстановления геометрических форми номинальных размеров поверхностей деталей иих упрочнение газотермическим напылением жа-ростойкими покрытиями//В сб. трудов IV междуна-родного симпозиума по трибофатике. Тернополь:Тернопольский государственный технический уни-верситет им.Ивана Пулюя, 23-27 сентября, 2002,том 2,С. 557-561.3. Малышкин В.В., Ходак Н.А., Дмитренко Д.Н.,Лубяный В.В. Повышение сроков эксплуатациидеталей авиационной техники путем восстановле-ния размеров их геометрических форм и упрочне-ния газотермическим напылением жаростойкими по-крытиями// В сб. Трудов IV Международной науч-но-технической конференции АВИА-2002, К.: НАУ,23-25 апреля, 2002. том. 3, секция 31, С. 31.101-31.1034. Лабунець В.Ф., Ходак М.О., Марчук В.Е., Бра-тиця Л.С. Застосування детонаційних покриттів длязміцнення і відновлення тертьових деталей авіац-ійної техніки// Вісник НАУ, 2002, №1.С. 183-1875. Газотермические покрытия из порошковых ма-териалов: Справ. / Ю.С. Борисов, Ю.А. Харламов,С.Л. Сидоренко, Е.Н. Арнавская. – К.:Наук. дум-ка, 1978. – 544 с.6. Хайсуй А.Д., Моригаки О. Наплавка и напыле-ние. Пер. с япон. – М.: Машиностроение, 1982. –212 с.7. Щепетов В.В., Лабунец В.Ф. Трибостойкие де-тонационные боросодержащие покрытия // Техно-логия и организация производства.К. :КМУЦА, – 1991. - №4. – С. 43-45.8. Кацупа А.А., Семенов А.П. Высокотемператур-ное трение окисных керамик на основе корунда. –М.: Наука, 1974. – 120с.9. Борисова А.Л. Совместимость тугоплавких со-единений с металлами и графитом. Справ. – К.:Наук.думка, 1985. – 247 с.10.Кутьков А.А. Износостойкие антифрикционныепокрытия. – М.:Машиностроение, 1976. – 152 с.11. Федоренко И.М., Пугина Л.И. Композиционныеспеченные антифрикционные материалы. – МН.:На-ука і техніка, 1980. – 403 с.12.Витязь П.А., Ивашко В.С. и др. Теория и прак-тика газопламенного напыления. – М.: Наука и тех-ника, 1993.

.2

22

0

32

2arcsin

212arcsin2

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−×

×⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜

⎝

⎛⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ −−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛−=

Rh

Rh

Rh

Rh

Rh

Rh

Rh

PRbk ρ



13.Костецкий Б.И., Носовский И.Г., Карауло-в А.К. Поверхностная прочность материалов притрении. –К.: Техника, 1986. –296 с.14.Хрущев М.М., Бабичев М.А., Абразивное изна-шивание. – М.: Наука, 1970. – 251 с.15. Кащеев В.Н. Сопротивление металлическойповерхности абразивному разрушению // Долговеч-ность трущихся деталей машин. – М.: Машиностро-ение, 1990. – Вып. 4 – С. 279-295.16.Добровольский А.Г., Кошеленко Г.И. Абразив-ная износостойкость материалов. – К.: Техника,1989. – 128 с.17. Костецкий Б.И. Трение, смазка и износ в маши-нах. – К.: Техника, 1970. – 390 с.18. Крагельский И.В. Трение и износ. –М.: Маш-гиз, 1962. – 383 с., 1968. – 480 с.19. Зорин В.А. Основы долговечности строитель-ных и дорожных машин. – М.: Машиностроение,1986. – 248 с.20. Тененбаум М.М. Износостойкость конструкци-онных материалов и деталей машин при абразив-ном изнашивании. – М.: Машиностроение, 1966, -331с.21. Тененбаум М.М., Бернштейн Д.Б. Моделирова-ние процесса абразивного изнашивания. Модели-рование трения и износа: Материалы I межотрас-левого научного семинара по моделированию тре-ния и износа. М.: НИИмаш, 1967 г., с. 81-92.22. Крагельский И.В., Добычин М.Н., Комба-ловВ.С. Основы расчетов на трение и износ, М.:Ма-шиностроение, 1977., с. 319-326.23.М.В. Гавриков, Р.И. Мазинг. Применение на-следственно-стареющей модели изнашивания осе-симметричной контактной задаче.//Трение и износ.-Том 10, -№6, 1989 г., с. 981-986.24.А.Л. Рыжиков, В.М. Гронянов, Л.Г. Тараканчи-ков. Модель абразивного износа алюмооксиднойкерамики. //Трение и износ, -том 12, - №2, 1991 г.,С. 361-364.

25.Сорокатый Р.В. Моделирование поведения три-босистем методом трибоэлементов // Трение и из-нос. – 2002. – Т.23, №1. – С. 16 – 22.26.Федоров С.В. Обобщенная модель трения //Трение и износ. – 1993. – Т.14, №3. – С. 460 – 470.27.Ходак М.О., Вишневський О.А. Нетрадиційнийспосіб апроксимації експериментальних залежно-стей та його порівняльна оцінка з програмами сис-теми “MathCAD” // Авиационно-космическая техни-ка и технология. Научно-технический журнал. Харь-ков, ХАИ. -2004. -№6(14). -С. 15-23.28.Ходак М.О., Вишневський О.А. Порівняльнаоцінка нетрадиційного удосконаленого та класич-ного поліноміального методів апроксимації експе-риментальних залежностей абразивного зносу по-верхонь матеріалів//Вісник Житомирського держав-ного технологічного університету. Науковий журналтехнічних наук. Житомир, ЖДТУ. – 2005, - №3(11). –С. 15-23.29.М.Я. Выгодский. Справочник по высшей мате-матике. М.: Изд-во “Наука”, главная редакция фи-зико-математической литературы. 1973 г., с. 675,689.

Поступила в редакцію 17.06.06 р.

Рецензент: д-р техніч.наук, професор В.В.Ще-петов, зав. каф. технології аеропортів АКІ НАУ,м.Київ;

Аннотация: Выполнено математическое моделирование процесса изнашивания при ис-пытании материалов и покрытий на абразивную износостойкость при не жёстко зак-реплённых абразивных частицах. Выведена математическая модель критерия оценкиматериалов и покрытий на абразивную износостойкость, которая устанавливает связьмежду весовым износом и максимальным линейным размером глубины лунки, износом иплощадью поверхности лунки, а также между величиной износа, объёмом лунки, плотно-стью и нагрузкой.

Abstract: Mathematical modeling of wear process is executed at wear resistance test of materialsand coverings with not rigidly fixed grit. The mathematical model of criterion of an estimation ofmaterials and coverings abrasive wear resistance which determines weight wear dependence onthe maximal linear size of dimple depth, wear dependence on dimple surface area and also sizeof wear dependence on dimple volume, density and loading is deduced.


# 170 #

Вступление

В настоящее время существуют математичес-кие модели СПД средних тяг [1]. Актуальность со-здания СПД малых тяг (0.2Г), показала, что исполь-зовать существующие модели СПД для них про-блематично. В настоящее время существуют толькоотдельные экспериментальные данные по влияниюразличных факторов на рабочие процессы и харак-теристики СПД, что затрудняет построение надеж-ной математической модели СПД.

Рис.1 – Схема СПДМожно выделить два направления в этом слу-

© Г.К. Бахмет, А.В. Лоян, Т.А.Максименко, В.А.Подгорный 2006 г.

УДК 621.45.01+533.9.07

Г.К. Бахмет, А.В. Лоян, Т.А.Максименко, В.А.Подгорный

Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского“ХАИ”, Украина

ПОСТРОЕНИЕ РЕГРЕССИОННЫХ МОДЕЛЕЙ РАБОТЫСПД МАЛЫХ ТЯГ

Аннотация: Представлены результаты предварительных экспериментов по исследо-ванию СПД малой тяги, обработанных методом наименьших квадратов. Полученныерезультаты позволили выбрать основные факторы, влияющие на работу СПД, выб-рать интервалы варьирования этих факторов и построить план полного факторногоэксперимента. Проведенный эксперимент по этому плану представлен построенной рег-рессионной моделью работы СПД. Результаты работы показали, что для исследова-ния СПД можно использовать планы полных факторных экспериментов.

Математическая модель, метод наименьших квадратов, полный факторный эксперимент,разрядное напряжение, разрядный ток, расход рабочего тела, СПД, факторы

чае: создание моделей на уровне дифференциаль-ных и интегральных представлений физики процес-са и второе направление и проведение факторногоэксперимента по построению моделей черногоящика.

Объект исследованияДля эксперимента выбран стационарный плаз-

менный двигателя (СПД), схема которого представ-лена на рис.1. Размеры двигателя представляли:в диаметре 40 мм; толщина 50 мм.

1. Анод-газораспределитель, через которыйподается инертный газ ксенон.

2. Кольцевой канал, ограниченный диэлектри-ческими стенками.

3. Магнитная система, обеспечивающая созда-ние в объеме кольцевого канала магнитного поляс необходимой конфигурацией магнитных силовыхлиний.

4. Катод - нейтрализатор (создает группу элект-ронов для обеспечения процесса ионизации и груп-пу электронов (основную) для компенсации заря-да ионной струи).

Схема электрических цепей СПД включала всебя источники питания: поджига катода, магнит-ной системы, анода, нейтрализатора, системы по-дачи рабочего дела.

Обоснование выбора отклика и факторовСПД

В общем виде математическую модель можнопредставить как:

),( XYFrr

,

где F - нелинейный алгебраический оператор;



Yr

- отклик модели (выходной параметр);

Xr

- факторы, влияющие на работу СПД (век-тор независимых переменных).

Факторы, влияющие на работу СПД, можнопредставить двумя группами величин:

1. Величины конструктивные, которые связаныс изменением геометрии СПД;

2. Величины энергетические, которые опреде-ляются с помощью измерений определенных ве-личин на стенде.

К первой группе можно отнести следующиегеометрические параметры:

а) размеры анода;б) размеры магнитной системы;в) размеры канала.Ко второй группе можно отнести:1. Расход рабочего тела через двигатель m& .

2. Разрядное напряжение pU .

3. Разрядный ток pI .

4. Магнитное поле B .Необходимо также отметить, что работа СПД

характеризуется также: тягой, тяговым к.п.д., энер-гетической ценой тяги, импульсом. Все эти пред-ставления определяются геометрическими разме-рами, расходом рабочего тела, разрядным напря-жением и током. Эти величины представляют инте-рес с точки зрения оптимизации конструкции и вданной работе они не рассматривались.

Если рассматривать величины второй группы,то к факторам предположительно можно отнести:

1. Расход рабочего тела m& , который обеспечи-вается анодом двигателя и нейтрализатором, чтосвязано с двумя процессами:

а) с количеством образования в двигателе ионовза счет процессов ионизации;

б) количеством образования электронов, необ-ходимых для получения квазинейтральной плазмы(процесса нейтрализации), обеспечивающей тягудвигателя.

2. Разрядное напряжение pU , которое обеспе-чивает создание разгонного потенциала для уско-рения ионов двигателя до необходимой скорости.

3. Магнитное поле B. Для оценки магнитногополя можно использовать значение тока в катушкеэлектромагнита, так как для магнитного поля вы-полняется зависимость:

mIkB ⋅= ,

где k - коэффициент пропорциональности.Следовательно, в качестве фактора, характе-

ризующего магнитное поле, можно выбрать ток на

магнитной катушке mI .ЗАМЕЧАНИЕ. Для СПД сопротивление ионно-

плазменной среды является непостоянной величи-ной и связано в первую очередь с разрядным то-ком и фактически с количеством ионов и электро-нов. Следовательно, возможно разрядный ток яв-ляется показателем образовавшейся ионно-плаз-менной среды, а следовательно возможно и вы-ходной величиной относительно энергетическихпоказателей СПД.

Приведенные рассуждения позволили выбратьв качестве факторов:

- расход рабочего тела через двигатель m& ;

- разрядное напряжение pU ;

- ток в цепи обмотки электромагнита mI .В качестве выходной величины можно выбрать:

- разрядный ток pI .

Предварительный эксперимент

Предварительные эксперименты связанны спостроением:

( )mII pp &= , ( )ppp UII = , ( )mpp III = .Их цель определить:- возможности варьирования факторами;- области линейности относительно выбранных

параметров;- достоверность полученных эксперименталь-

ных данных.Экспериментальные данные аппроксимирова-

лись методом наименьших квадратов.Диапазон значений каждого фактора в экспери-

менте представлен тремя уровнями (табл.1).

Таблица 1Таблица уровней факторов

В предположении, что зависимости могутпредставлять собой кривые второго порядка, дляих построения использовалось по 5 точек. Для про-ведения эксперимента повторяющиеся точки немерялись. Всего замерялось 81 точка по три раза,то есть 243 точек. Если бы не использовался по-

вторный результат, то нужно было бы мерить 135по три раза, то есть всего 405 точек (в 1,7 разаменьше). Такой подход уменьшил время проведе-ния эксперимента, хотя возможно и вносил опре-деленные погрешности в построение зависимос-тей.

pU pI m&

1. Нижний уровень 180В 2А 0,25 мг/с

2. Средний уровень 240В 3А 0,3 мг/с

3. Верхний уровень 300В 4А 0,35 мг/с


# 172 #

При использовании метода наименьших квад-ратов анализ точности заключался в : оценке дис-персии коэффициентов регрессии и оценке диспер-сии отклика, проверке значимости коэффициентоврегрессии, проверке адекватности полученногоуравнения путем построения доверительной обла-сти для отклика. Полученные результаты представ-лены в виде зависимостей разрядного тока от на-пряжения при определенном расходе и токе маг-нита. Кривые 1-го порядка имели вид:Ip02_20_1=0.064+0.000591UpIp02_25_1=0.146+0.000224UpIp02_30_1=0.101+0.000431UpIp03_20_1=0.378-0.000204UpIp03_25_1=0.218+0.000456UpIp03_30_1=0.138+0.000792UpIp04_20_1=0.152+0.000534UpIp04_25_1=0.347+0.000419UpIp04_30_1=0.25+0.000787UКривые 2-го порядка записаны в идее:Ip02_20_2=-0.88+0.00902Up-0.0000187Up2Ip02_25_2=—0.612+0.00699Up-0.0000150Up2Ip02_30_2=-0.977+0.01Up-0.0000214Up2Ip03_20_2=-0.209+0.0013Up-0.00000334Up2Ip03_25_2=-0.522+0.00706Up-0.0000146Up2Ip03_30_2=-0.283+0.00455Up-0.00000834Up2Ip04_20_2=-1.245+0.013Up-0.0000277Up2Ip04_25_2=-0.139+0.00476Up-0.00000962Up2Ip04_30_2=0.245+0.000824Up-0.0000000948Up2

В обозначении использовались определенныеусловности. Пример: Ip02_20_1. Это значит:

2,0=m& мг/с, =mI 2,0А, зависимость линейная.

Ip03_25_2. Это значит: 3,0=m& мг/с, =mI 2,5А,зависимость квадратичная.

Анализ полученных зависимостей позволилсделать следующие выводы:

1. С увеличением расхода разрядный ток воз-растает (рис. 2)

2. С увеличением расхода зависимость разряд-ного тока от напряжения приближается к линейной.

3. При расходах 0,4 мг/с рост магнитного поляприводит к росту разрядного тока (рис. 3).

4. При расходах 0,2-0,3 мг/с зависимость раз-рядного тока от магнитного поля более сложная.

5. При расходах больше 0,2 мг/с увеличениеразрядного напряжения приводит к росту разряд-ного тока.

Рис. 2

Рис. 3

Результаты проведения полного факторно-

го эксперимента

Полученные результаты предварительного экс-перимента позволили сымитировать проведениеполного факторного эксперимента.

Модель многофакторного эксперимента строи-лась в зависимости от трех факторов:

( )mppp IUmII ,,&= .

Кодированные величины соответствовали:Значение факторов.В кодированных факторах модель была опре-

делена в виде:

Y = 0,318 + 0,014· 1x + 0,128· 2x – 0,009· 3x –

0,001· 1x · 2x + 0,002· 1x · 3x – 0,00975· 2x · 3x +

+ 0,00525· 1x · 2x · 3x .В некодированных величинах в заданных диа-

Обозначение

кодированной

величины

Наименование

pU 1x Разрядное

напряжение

m& 2x Расход рабочего

газа

mI 3x Ток магнита



пазонах изменения факторов можно записать:

pI = -0,939 + 0,00343 pU + 4,22 m& +0,288 mI -

0,0109 pU m& - 0,00111 pU mI - 0,191 m& +

+ 0,0042 pU mI m& .

Вывод

Результаты работы показали, что для исследо-вания СПД можно использовать планы полныхфакторных (или дробных) экспериментов.

Данная работа проводилась в рамках проектаУНТЦ №1936.


1. Белан Н.В., Олендарев В.Д., Оранский А.И.

Значение факторов pU m& mI

Нижний уровень, minz 200 0,2 2

Верхний уровень, maxz 250 0,4 3

Интервал варьирования,

hΔ 25 0,1 0.5

Основной уровень, 0z 225 0,3 2,5

Физикоматематическая модель процессов в плаз-менных двигателях с азимутальным дрейфом элек-тронов: Учеб. пособие. – Нац. аэрокосмический ун-т «Харьк. авиац. ин-т.», 2001. – 90 с. Гмурман В.Е.


Рецензент: канд. физ.-мат. наук Головченко А.В.Национальный аэрокосмический университет им.Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков.

Анотація: Представлено результати попередніх експериментів по дослідженню СПД ма-лих тяг, оброблених методом найменших квадратів. Одержані результати дозволиливибрати основні фактори, що впливають на роботу СПД, вибрати інтервали зміни цихфакторів та побудувати план повного факторного експерименту. Проведений експери-мент по цьому плану представлено побудованою регресійною моделлю роботи СПД. Ре-зультати роботи показали, що для дослідження СПД можливе використання планів по-вних факторних експериментів.

Abstract: The antecedent experiment results of low thrust SPT investigation which was treated byleast-squares method are shown. The findings allows make basic factors choice of influence onSPT working. The variation intervals of these factors are found. The full factor experiment plan isdefined. The experiment is made according this plan. The regression model of SPT working ismade and represented. The work results show that it is possible to use full factor experimentplans for SPT investigation.

# 174 #

ë·ÓðÍ‡ Ë ËÒÔ˚Ú‡ÌËflАВТОРЫ НОМЕРА

Барышева Е.С.научный сотрудник, Национальный аэрокосмичес-кий университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Бахмет Г.К.кандидат технических наук, доцент, Национальныйаэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

Богуслаев В.А.доктор технических наук, профессор, ПрезидентОАО «Мотор Сич», г. Запорожье

Бойко Л.Г.доктор технических наук, профессор, заведующаякафедрой, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Борисов В.С.ведущий конструктор, ГП «Ивченко-Прогресс»,г. Запорожье

Былинкина О.Н.начальник сектора, ФГУП ЛИИ им. Громова,г. Жуковский

Великанова Н.П.кандидат технических наук, доцент, Государствен-ный технический университет им. А.Н. Туполева, г.Казань

Войтенко С.А.зам. генерального директора, ОАО «Мотор Сич»,г. Запорожье

Волков П.В.зам. генерального конструктора, ФГУП ММПП «Са-лют», г. Москва

Вишневский О.А.аспирант, Национальный авиационный университет,г. Киев

Власенко П.А.студентка, Национальный авиационный универси-тет, г. Киев

Воронов Л.В.кандидат технических наук, доцент, Государствен-ный технический университет, г. Пермь

Гецов Л. Б.доктор технических наук, профессор, Государствен-ный политехнический университет,г. Санкт-Петербург

Гонтаровский П.П.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, ИПМаш им. А.Н. Подгорного НАНУ,г. Харьков

Горин В.В.кандидат технических наук, доцент, докторант, На-циональный технический университет Украины«КПИ», г. Киев

Грызлова Т.П.кандидат технических наук , доцент, РГАТАим. П.А.Соловьева, г. Рыбинск

Дайнеко В.И.кандидат технических наук, доцент, Национальныйтехнический университет,г. Севастополь

Дашунин Н.В.начальник отдела по эксплуатации КС,ООО «Мострансгаз»,пос. Газопровод Московской обл.

Довженко В.Н.кандидат технических наук, доцент, главный науч-ный сотрудник,ОАО «Сумское НПОим. М.В. Фрунзе», г. Сумы

Долматов А.И.доктор технических наук, профессор, декан факуль-тета авиационных двигателей, Национальный аэро-космический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

Долматов Д.А.аспирант, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Еремин А.А.инженер-конструктор, ОАО «НПО «САТУРН»,г. Рыбинск

Жулай Ю.А.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, Институт транспортных систем и техноло-гий НАНУ, г. Днепропетровск

Закиев Ф.К.кандидат технических наук, заместитель началь-ника отдела прочности, ОАО КПП «Авиамотор», г.Казань

Запорожец В.В.доктор технических наук, профессор, Нацио-нальный авиационный университет, г. Киев


Иванков В.А.заместитель главного конструктора, ОАО «МоторСич», г. Запорожье

Ивченко А.В.инженер-конструктор, ГП НПКГ “Зоря”-“Машпроект”,г. Николаев

Калачев С.С.начальник сектора, ФГУП ЦИАМ им. П.И. Барано-ва, г. Москва

Калюжная В.А.ведущий конструктор, ГП «Ивченко-Прогресс»,г. Запорожье

Карускевич М.В.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, доцент, Национальный авиационный уни-верситет, г. Киев

Ковальков В.К.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, Институт механики Государственного уни-верситета им. М.В. Ломоносова,г. Москва

Ковальский А.Э.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, ИПМаш им А.Н. Подгорного НАНУ,г. Харьков

Колос А.А.старший мастер, ОАО «Мотор Сич»,г. Запорожье

Конев И.П.старший преподаватель, Государственный техни-ческий университет, г. Пермь

Костин Н.Н.ведущий конструктор, ГП «Ивченко-Прогресс»,г. Запорожье

Костюк В.Е.кандидат технических наук, ведущий научный со-трудник, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Коровин Б.Б.доктор технических наук, старший научный сотруд-ник, начальник лаборатории, ФГУП ЛИИ им. Гро-мова, г. Жуковский

Крюков И. И.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, ОАО «НПО ЦКТИ»,г. Санкт-Петербург

Кулаков А.Д.кандидат технических наук, начальник сектора,ФГУП ЛИИ им. Громова, г. Жуковский

Кучер А.Г.доктор технических наук, профессор, Нацио-нальный авиационный университет, г. Киев

Леонтьев С.А.кандидат технических наук, начальник лаборато-рии, филиал ОАО «Силовые машины»-ЛМЗ,г. Санкт-Петербург

Лепешкин А.Ркандидат технических наук, старший научный со-трудник , начальник сектора, ФГУП ЦИАМим. П.И. Баранова, г. Москва

Лепешкин С.А.инженер, ФГУП ЦИАМ им. П.И. Баранова,г. Москва

Локощенко А.М.доктор физ.-мат. наук, профессор, заместитель ди-ректора, Институт механики Государственного уни-верситета им. М.В. Ломоносова,г. Москва

Лоян А.В.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Лугинина Н.С.инженер-конструктор, ОАО «НПО «САТУРН»,г. Рыбинск

Максименко В.А.старший научный сотрудник, Национальный аэро-космический университет им. Н.Е. Жуковского«ХАИ», г. Харьков

Максименко Т.А.аспирант, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

Маркович С.Е.кандидат технических наук, старший преподава-тель, Национальный аэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ» г. Харьков

Мележик И.И.аспирант, ИПМаш им. А.Н. Подгорного НАНУ,г. Харьков

Меша Е.М.зав. лабораторией, ОАО «Сумское НПОим. М.В. Фрунзе», г. Сумы

# 176 #

Михайленко А.Н.зам. главного конструктора, ГП «Ивченко-Про-гресс», г. Запорожье

Можайская Н.В.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, ОАО «НПО ЦКТИ»,г. Санкт-Петербург

Назаров В.В.ведущий инженер, Институт механики Государ-ственного университета им. М.В. Ломоносова,г. Москва

Никитин Ю.А.кандидат технических наук, доцент, докторант, На-циональный авиационный университет,г. Киев

Нихамкин М.Ш.доктор технических наук, профессор, директорИнститута авиационного двигателестроения и газо-турбинных технологий, Государственный техничес-кий университет, г. Пермь

Новотный С.В.кандидат технических наук, научный сотрудник,Институт механики Государственного университе-та им. М.В. Ломоносова, г. Москва

Олейник А.В.кандидат технических наук, доцент, Национальныйаэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

Парафейник В.П.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, главный конструктор проектов, ОАО «Сум-ское НПО им. М.В. Фрунзе», г. Сумы

Петров В.В.кандидат технических наук, старший научный со-трудник, ОАО «Сумское НПО им. М.В. Фрунзе», г.Сумы

Пиралишвили Г.Ш.ведущий инженер, ОАО «НПО «Сатурн»,г. Рыбинск

Планковский С.И.кандидат технических наук, доцент, помощник рек-тора, Национальный аэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Подгорный В.А.кандидат технических наук, доцент, Национальныйаэрокосмический университетим. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

Подколзин В.Г.доктор технических наук, старший научный сотруд-ник, Генеральный директор, ЗАО «НМЦ НОРМА»,г. Москва

Покатов О.В.зам. генерального директора, ОАО «Мотор Сич»,г. Запорожье

Полунин И.М.ведущий конструктор, ЗАО «НМЦ НОРМА»,г. Москва

Попов В.В.ведущий инженер, ЗАО «НМЦ НОРМА»,г. Москва

Прибора Т.И.инженер-конструктор I категории, ГП «Ивченко-Про-гресс», г. Запорожье

Радченко Н.И.доктор технических наук, профессор, Государствен-ный гуманитарный университетим. П. Могилы, г. Николаев

Рыбников А.И.доктор технических наук, старший научный сотруд-ник, заведующий отделом, ОАО «НПО ЦКТИ», г.Санкт-Петербург

Сирота А.А.кандидат технических наук, доцент, заведующийкафедрой, Государственный гуманитарный универ-ситет им. П. Могилы, г. Николаев

Тарасенко М.А.аспирант, Государственный гуманитарный универ-ситет им. П. Могилы, г. Николаев

Токарев А.Д.старший научный сотрудник, ОАО «Сумское НПОим. М.В. Фрунзе», г. Сумы

Тышкевич А.В.студент, Национальный авиационный университет,г. Киев

Фандеев В.Н.зам. председателя правления, ОАО «Днепропет-ровский агрегатный завод», г. Днепропетровск

Фесенко К.В.научный сотрудник, Национальный аэрокосмичес-кий университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Ходак Н.О.кандидат технических наук, доцент,Национальный авиационный университет,г. Киев


Хориков А.А.доктор технических наук, профессор, начальникотдела, ФГУП ЦИАМ им. П.И. Баранова,г. Москва

Цегельник Е.В.научный сотрудник, Национальный аэрокосмичес-кий университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Червонюк В.В.доктор технических наук, старший научный сотруд-ник, зам. начальника ОКБ, ОАО «НПО «Сатурн», г.Рыбинск

Черныш И.Г.доктор технических наук, профессор, Нацио-нальный технический университет Украины «КПИ»,г. Киев

Чупин П.В.начальник бригады, ОАО «НПО «САТУРН»,г. Рыбинск

Шаровский М.А.инженер-конструктор, ГП НПКГ “Зоря”-“Машпроект”,г. Николаев

Шелковский М.Ю.инженер-конструктор, ГП НПКГ “Зоря”-“Машпроект”,г. Николаев

Шепель В.Т.доктор технических наук, профессор, начальникотдела сертификации авиационных двигателей ипромышленных ГТУ, ОАО «НПО «Сатурн»,г. Рыбинск

Шереметьев А.В.кандидат технических наук, начальник отдела проч-ности, ГП «Ивченко-Прогресс»,г. Запорожье

Шимановская Н.А.аспирант, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»,г. Харьков

Шмотин Ю.Н.кандидат технических наук, заместитель генераль-ного конструктора, ОАО «НПО «САТУРН», г. Ры-бинск

Шульженко Н.Г.доктор технических наук, профессор, заведующийотделом, ИПМаш им А.Н. Подгорного НАНУ, г. Харь-ков

# 178 #

Оригінал-макет підготовлено в редакційно-видавничих відділах ЗНТУ і ВАТ "Мотор Січ"Комп’ютерна верстка тапереддрукарська підготовка М.Д. ХошКоректори О.Є. Носик,

З.А. Костенко

Передрукування матеріалів тільки з дозволу редакціїПри використанні матеріалів посилання на журнал є обов’язковимМатеріали публікуються мовою оригіналуРукописи, фотокартки та носії інформації не повертаються

Здано до друку 28.08.2006 р. Папір Xerox 80 г/м2, видавнича система DocuTech-135, зам. 3953, накл. 300.Надруковано видавничим комплексом ВАТ "Мотор Січ"Україна, 69068, Запоріжжя, вул. 8 Березня, 15, тел. (0612) 720-42-49,720-49-55

Вісник двигунобудування №3(13)/2006науково-технічний журнал

Головний редактор д-р техн. наук Ф. М. МуравченкоЗаст. гол. редактора д-р техн. наук О. Я. Качан

д-р техн. наук А. I. Долматов

Documents

C--star-as d-Вестник3 06-gur03 - journal.zntu.edu.uajournal.zntu.edu.ua/vd/files/VD32006/VD(3)_2006.pdf · • Набор текста статьи следует выполнять