Сдам Сам

ПОЛЕЗНОЕ


КАТЕГОРИИ







Оценка остаточного ресурса авиационного ГТД





Как было показано выше, ресурс авиационного ГТД определяется располагаемой долговечностью отдельных деталей двигателя. Сложность физических явлений и многообразие факторов, действующих на элементы двигателя, исключают математическое описание физической модели для двигателя в целом и ограничивают описание математическими моделями некоторых из значительного числа деталей, входящих в состав двигателя. Такими деталями являются: рабочие лопатки компрессора и газовой турбины; диски компрессора и газовой турбины; подшипники опор двигателя.

Для приближенной оценки остаточной долговечности рабочих лопаток и дисков компрессора и турбины примем допущение о том, что на каждом режиме работы двигателя исчерпывается располагаемая долговечность детали, пропорциональная ее нагруженности на данном режиме. С учетом этого допущения модель выработки располагаемого ресурса может быть описана уравнением следующего вида:

,

где tост– остаточная долговечность детали; tрас – расчетная долговечность в рабочих условиях; п – число циклов эксплуатации; gi – коэффициенты, определяющие интенсивность исчерпания долговечности на данном режиме; ti – суммарная продолжительность работы детали в каждом цикле эксплуатации.

Из этого следует, что центральным звеном в определении остаточной долговечности деталей двигателя является установление интенсивности исчерпания долговечности деталей двигателя. Мерой повреждающего действия может служить распределение амплитуд переменных механических напряжений в лопатках на каждом режиме. Эта функция показывает относительную долю различных механических напряжений в течение какого-либо периода наработки на одном режиме.

Если рабочий диапазон частот вращения роторных систем ГТД разбить на l участков, и каждому поставить в соответствие эмпирическую среднюю гистограмму размахов Рj(sai)то, предполагая независимыми режимы двигателя, распределение механических напряжений в лопатках в реальном полете (цикле эксплуатации) можно представить так:

,

где wj – коэффициент, учитывающий относительную наработку двигателя на разных режимах; pj(sai)– гистограмма размахов механических напряжений на режиме j.

Более сложную задачу представляет определение остаточного ресурса турбинных лопаток и дисков, подверженных трехкомпонент-ному нагружению. Для этих деталей определение коэффициента интенсивности исчерпания долговечности основывается на расчете долговечности по ранее обоснованному соотношению.

Из модели долговечности турбинных лопаток и дисков конкретного двигателя видно, что долговечность турбинных деталей определяется не только режимом работы двигателя и суммарной наработкой на этом режиме, но также числом запусков, температурой газов и условиями теплопередачи на данном режиме.



Для построения приближенной модели выработки долговечности турбинных лопаток примем допущение о том, что температура газов будет ограничиваться системой автоматического регулирования по предельной температуре, а условия теплопередачи для всех эксплуатируемых двигателей на данном режиме одинаковы. При этих допущениях модель выработки ресурса турбинных лопаток и дисков может быть приближенно представлена регрессионным уравнением следующего вида:

,

где tост– остаточный ресурс турбинных деталей; tрас – расчетная долговечность на рабочем режиме; a – регрессионный коэффициент, определенный по результатам ускоренных испытаний; Zзап – суммарное число запусков двигателя в эксплуатации; gi – коэффициент интенсивности выработки долговечности турбинных лопаток и дисков; ti – суммарное время работы на данном режиме.

При эксплуатации ГТД в составе воздушных судов гражданской авиации число запусков двигателей и продолжительность работы на повышенных режимах определяются условиями их конкретной эксплуатации. Основным параметром, отображающим условия эксплуатации ГТД в составе воздушных судов гражданской авиации, является продолжительность рейса. Так, при эксплуатации двигателя [на трассах малой протяженности число запусков двигателя существенно больше, чем при полетах на трассах большой протяженности. На рис. 2.23 приведена зависимость долговечности турбинных лопаток от длительности выполняемых рейсов.

Рис. 2.23. Влияние продолжительности рейсов на долговечность турбинных лопаток:

1 – длинные авиалинии; 2 – короткие

 

Из приведенных данных видно, что долговечность турбинных лопаток изменяется в довольно широких пределах в зависимости от длительности рейсов и лежит в пределах от 4000 до 1800 ч. Рассмотренная зависимость интересна в том отношении, что позволяет правильно подойти к отбору двигателей для наземных установок из всего располагаемого парка авиадвигателей. Очевидно, что при возможности выбора двигателей из парка авиадвигателей, отработавших ресурс, в первую очередь должны быть отобраны двигатели, которые эксплуатировались на трассах большой протяженности.

 









Не нашли то, что искали? Воспользуйтесь поиском гугл на сайте:


©2015- 2018 zdamsam.ru Размещенные материалы защищены законодательством РФ.