автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Метод оптимизации объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний технических изделий типа авиационных ГТД

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ УСКОРЕННЫХ

СОВМЕЩЕННЫХ ИСПЫТАНИЙ.

1.1. Основные факторы, определяющие надежность и ресурс авиационного двигателя.

1.1.1. Факторы, обусловленные видом нагружения двигателя.

1.1.2. Факторы, обусловленные компоновкой двигателя на самолете и условиями его эксплуатации.,.,.

1.2. Основные подходы к разработке программ ускоренных эквивапентных испытаний двигателя.

1.2.1. Статистический подход.

1.2.2. Прочностной подход.

1.2.3. Прогнозирование параметров по времени.

1.2.4. Обобщенный подход.

1.3. Основные подходы к разработке программ ускоренных совмещенных испытаний.

Выводы по главе 1.

Цель работы и решаемые задачи.

ГЛАВА 2. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ УСКОРЕННЫХ

СОВМЕЩЕННЫХ ИСПЫТАНИЙ.

2.1. Основные критерии эффективности ускоренных совмещенных испытаний.

2.1.1. Критерий гарантированной проверки надежности изделия.

2.1.2. Критерий дифференцированного «зачета» эксплуатационных вариантов применения изделия.

2.1.3. Показатели объема и длительности ускоренных совмещенных испытаний.

2.1.4. Область реализации режимов ускоренных совмещенных испытаний.

2.1.5. Взаимовлияние критериев эффективности ускоренных совмещенных испытаний.

2.2. Выбор оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний.

2.2.1 .Преобразование и нормирование критериев эффективности.

2.2.2. Последовательность выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний.

2.2.3. Пример выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний двигателя

Выводы по главе 2.

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ УСКОРЕННЫХ

СОВМЕЩЕННЫХ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЯ

3.1. Зависимость эффективности ускоренных совмещенных испытаний от вида применяемой целевой функции.

3.2. Влияние параметров режима нагружения на повреждаемость элементов двигателя.

3.3. Влияние числа элементов, определяющих надежность двигателя, на эффективность УСИ.

3.4. Влияние числа оптимизируемых участков нагружения двигателя на эффективность УСИ.

3.5. Влияние количества испытываемых двигателей на эффективность

Вывод по главе 3.

ГЛАВА 4. МЕТОДИКА ВЫБОРА ОПТИМАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ОБЪЕМА, РЕЖИМОВ И ДЛИТЕЛЬНОСТИ УСКОРЕННЫХ СОВМЕЩЕННЫХ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЯ.

4.1. Общие положения методики.

4.2. Подготовка исходных данных.

4.3. Формирование математической модели повреждаемости двигателя

4.4. Формирование моделей напряженно-деформированного состояния элементов двигателя.

4.5. Формирование эксплуатационных вариантов применения двигателя

4.6. Расчет эксплуатационной повреждаемости элементов двигателя

4.7. Выбор базовой эксплуатационной повреждаемости.

4.8. Определение оптимальных значений параметров ускоренных совмещенных испытаний двигателя.

4.9. Формирование программы ускоренных совмещенных испытаний двигателя.

Выводы по главе 4.

ГЛАВА 5. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ОБЪЕМА, РЕЖИМОВ И ДЛИТЕЛЬНОСТИ УСКОРЕННЫХ СОВМЕЩЕННЫХ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ МНОГОВАРИАНТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ

5.1. Подготовка исходных данных.

5.2. Формирование математической модели повреждаемости двигателя

5.2.1. Рабочая лопатка турбины.

5.2.2. Сопловая лопатка турбины.

5.2.3. Рабочая лопатка первой ступени компрессора.

5.2.4. Направляющая лопатка первой ступени компрессора.

5.2.5. Направляющая лопатка последней ступени компрессора.

5.2.6. Корпус камеры сгорания.

5.2.7. Радиально-упорный подшипник ротора.134.

5.2.8. Ведущая шестерня привода агрегатов.

5.3. Формирование моделей напряженно-деформированного состояния элементов двигателя.

5.3.1. Модель напряженно-деформированного состояния рабочей лопатки турбины.

5.3.2. Модель напряженно-деформированного состояния сопловой лопатки турбины.

5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния рабочей лопатки первой ступени компрессора.

5.3.4. Модель напряженно-деформированного состояния направляющей лопатки первой ступени компрессора.

5.3.5. Модель напряженно-деформированного состояния направляющей лопатки последней ступени компрессора.

5.3.6. Модель напряженно-деформированного состояния корпуса камеры сгорания.

5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния радиальноупорного подшипника ротора.

5.3.3. Модель напряженно-деформированного состояния ведущей шестерни привода агрегатов.

5.4. Формирование эксплуатационных вариантов применения двигателя

5.5. Расчет эксплуатационной повреждаемости элементов двигателя

5.6. Выбор базовой эксплуатационной повреждаемости.

5.7. Определение оптимальных значений объема, режимов и длительности совмещенных испытаний двигателя.

5.8. Сравнение эффективности серийных и опытных совмещенных испы таний двигателя.

Выводы по главе 5.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ И ВЫВОДЫ.

Актуальность работы

В результате успехов, достигнутых научно-исследовательскими, опытно-конструкторскими и эксплуатирующими организациями за последнее десятилетие, значительно повысился ресурс высоконадежных технических систем, таких как изделия авиационной техники, изделия энергетического и общего машиностроения. Например, ресурс авиационных двигателей вырос в 2.4 раза, авиационных турбоагрегатов - в 2. 6 раз и т.д.

Наиболее достоверно ресурс определяется проведением испытаний (стендовых, эксплуатационных).

Ресурсные испытания в настоящее время представляют собой длительный и дорогостоящий процесс. Как свидетельствует практика, при создании новых моделей изделий продолжительность доводочных испытаний может составлять 63.78% общего времени разработки конструкции. По данным [56], на специальные и официальные испытания таких изделий, как авиационные ГТД приходится до 98% всех затрат, выделяемых на разработку новых конструкций двигателей. При этом затрачивается 11000. 16000 газочасов, наработанных в 180.230 испытаниях. Тем не менее доля отказов изделий, обусловленная конструктивными и производственными причинами, остается значительной и составляет 20.25% для маршевых ГТД, 30.35% для вспомогательных ГТД, 5 О. 5 5 % для авиационных турбоагрегатов.

Большая длительность ресурсных испытаний и низкий уровень их обоснованности снижают эффективность системы управления качеством выпускаемой продукции (как серийной, так и опытной), что, в конечном итоге, требует больших затрат на перепроверку заделов и браковку изготовленной по данным техническим условиям продукции, значительно сдерживает темпы роста ресурсов технических изделий.

Переход предприятий на рыночные отношения делает в настояш;ее время еш;е более актуальной проблему повышения эффективности ресурсных испытаний.

Методы установления и продления ресурса, основанные на сборе и отработке информации о надежности изделий в период их доводки на стенде и при эксплуатации на объекте, а также путем проведения длительных (стендовых, эксплуатационных) испытаний, как требуюпдие значительного времени, становятся неприемлемыми. Поэтому для сокращения времени получения требуемой информации по результатам стендовых ресурсных испытаний и для ускоренной доводки изделий на заданный ресурс единственно возможным является проведение ускоренных испытаний (УИ), позволяющих эффективно выявлять конструктивно-производственные дефекты, проявление которых связано с наработкой.

Под ускоренными испытаниями понимают испытания, методы и условия проведения которых обеспечивают получение необходимой информации в более короткие сроки, чем в предусмотренных условиях и режимах эксплуатации.

Разработка и внедрение ускоренных стендовых испытаний позволяет:

- сократить период создания и доводки новых двигателей;

- сократить длительность и затраты на проведение периодических (комиссионных) испытаний;

- ускорить внедрение мероприятий по увеличению надежности и ресурса двигателей в процессе серийного производства путем проведения ускоренных технологических испытаний.

Проблема УИ с каждым годом становится все более важной и актуальной, так как одновременно с усложнением конструкций возрастают требования к их надежности. Преимущества, которые можно реализовать от внедрения УИ, настолько очевидны, что делают эту проблему едва ли не самой насущной на современном этапе развития теории и практики надежности сложных технических изделий.

Следует отметить, что роль УИ возрастает в связи с переходом на эксплуатацию изделий «по состоянию», поскольку для перехода на такой метод эксплуатации одним из основных требований является обеспечение высокого технического ресурса изделия, подтвержденного специальными, длительными и эквивалентными испытаниями.

Вопросы теории и практики проведения испытаний на надежность и ресурс в области авиастроения (авиационных ГТД, агрегатов, генераторов, гидронасосов и др.) нашли отражение в работах многих авторов - Н.Д. Кузнецова, В.И. Цейтлина, И.А. Биргера, В.М. Акимова, Ю.А. Ножницкого, Е.А. Гриценко, Г.И. Линко, P.A. Дульнева, В.К. Куевды, И.В. Демьянушко, A.A. Корноухова, Д.Г. Федорченко, A.A. Мухина, A.A. Ковалева, В.П. Юрикова, И.Х. Бадамшина, Р.З. Салихова, А.И. Белоусова и ряда других, которыми рассмотрены основные задачи проблемы УИ, методики составления программ УИ, а также результаты УИ двигателей [3, 4, 10, 20, 27, 31, 55, 63, 68, 69]. Теоретическое обоснование УИ авиационных ГТД впервые было дано P.C. Кинасошвили в 1959 году.

В других отраслях промышленности вопросы УИ технических изделий рассмотрены в работах A.C. Проникова [58], В.М. Благодарного [12], Р.В. Кугеля [29], А.Д. Левитануса [32], A.B. Майорова и Н.П. Потюкова [33], Н.П. Миленко и A.B. Сердюка [36], В.Г. Неймана, А.И. Перроте, Г.Д. Карташова, К.Н. Цветаева [24, 53], CA. Тимашева [65] и других [21, 52, 54;.

Анализ опыта работы предприятий авиадвигателестроения (представительств заказчика ВП 389, 246, 1896, 1894, 5418, 2013, 1916, 491) по реализации ускоренных испытаний показывает, что остаются нерешенными или требуют доработки такие вопросы как:

• создание методик: по формированию обобш[енных полетных и испытательных циклов; по определению коэффициентов соответствия испытательных циклов полетному; по формированию перечня основных деталей (по которым проводится оценка эквивалентности ускоренных и длительных испытаний); по определению коэффициентов запаса по числу циклов для комплекта однотипных основных деталей (например, лопаток турбин) и др.;

• устранение противоречивости требований нормативно-технической документации друг другу (например, по количеству переменных режимов в программах УИ в «Положении об ЭЦИ двигателей ГА» и «Положении об установлении и увеличении ресурсов ГТД ГА»), что затрудняет реализацию требований по обеспечению воспроизведения максимального воздействия повреждаю-щих-эксплуатационных факторов и определение зачетной наработки в испытаниях на устанавливаемый ресурс;

• обоснованное задание в технических требованиях заказчика типового полетного цикла для большинства двигателей;

• обеспечение циклирования (в темпе приемистости) на «горячих» этапах (испытаниях с подогревом воздзЛа на входе в двигатель);

• разработка требований и методик, определяющих чередование «холодных» и «горячих» этапов в процессе испытаний;

• имитация на стенде эрозионной эксплуатационной среды и создание методик определения эрозионных факторов в УИ;

• обеспечение эквивалентности испытаний по газовой эрозии рабочих лопаток турбин, износу контактных уплотнений, бандажных связей, трансмиссионных подшипников двигателя (так, например, для изделия с частичным выключением охлаждения турбины в испытаниях не обеспечивается максимальная осевая сила, действующая на этих режимах в эксплуатации);

• во многих случаях, проводимые отечественными предприятиями ускоренные испытания являются ресурсными по отношению только к некоторым элементам двигателя. При этом не учитываются такие влияющие на ресурс факторы, как старение и износ материалов. Поскольку отказы элементов и агрегатов двигателя не всегда определяются тяжелыми режимами работы двигателя и часто связаны со старением и износом материала, то такие испытания, естественно, снижают достоверность оценки надежности и ресурса двигателей. Опыт зарубежных авиадвигательных фирм также показывает, что недостатком и ограничением УИ является отсутствие возможности ускоренно вырабатывать ресурсы таких узлов, как подшипники, шестерни, вспомогательные и др)тие агрегаты.

Таким образом, проблема ускоренных ресурсных испытаний современных сложных технических систем типа авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), турбогенераторов, турбонасосных установок, гидролопаточных привод-генераторов, электроприводных насосов, их систем, узлов, агрегатов является в настояш;ее время одной из основных проблем, возникающих как на стадии доводки новых изделий, так и в процессе их серийного производства и эксплуатации.

Особо актуальна данная проблема применительно к изделиям многовариантного применения, поскольку фактор многовариантности дополнительно усложняет задачу выбора объема, режимов и длительности испытаний.

Известно [4, 35, 57], что на практике технические изделия, могут устанавливаться на нескольких типах объектов, которые, в свою очередь, эксплуатируются в различных климатических зонах и режимах. Так, например:

- двигатель ТА-6А устанавливается на самолетах Ту-154, Ил-62М, Ил-76, Ту-144 и др.;

- двигатель ТР34 устанавливается на штурмовике А-10 и противолодочном самолете 8-3А;

- вертолетный двигатель Т53-Ь-13 эксплуатируется в ФРГ на железнодорожном транспорте и устанавливается на двух типах вертолетов;

- авиационный турбогенератор ТГ-60/2СМ устанавливается на 8 типах объектов и т.д.

Данные отечественных и зарубежных источников показывают, что, в общем случае, различия в условиях эксплуатации авиационных двигателей обусловлены:

- условиями полета летательного аппарата;

- наличием различных этапов полета;

- компоновкой двигателя на самолете;

- различием объектов, на которые устанавливается данный двигатель;

- профилем полета;

- вооружением летательного аппарата;

- особенностями пилотирования.

Очевидно, что полная проверка всех эксплуатационных вариантов применения двигателя в стендовых испытаниях невозможна, и всегда требуется дополнительная проверка в эксплуатационных условиях.

Многообразие перечисленных выгпе факторов существенно усложняет решение задачи по выбору оптимальных объема, режимов и длительности УИ, включая ускоренные совмещенные испытания, которыми проверяется надежность изделия, эксплуатируемого в различных вариантах применения.

Например, существующая программа стендовых совмещенных испытаний авиационного двигателя, эксплуатируемого по шести вариантам применения, обеспечивает проверку прочностной надежности в испытаниях [39, 40, 41, 42, 44,45, 46,47, 48, 50, 59, 60, 71, 72]:

- рабочей лопатки турбины на 16,6%;

- сопловой лопатки турбины на 6,0%;

- рабочей лопатки первой ступени компрессора на 100%;

- направляющей лопатки первой ступени компрессора на 0%;

- направляющей лопатки последней ступени компрессора на 0%;

- корпуса камеры сгорания на 4,3%;

- опорного подшипника ротора на 0,2%;

- шестерни привода агрегатов на 51,8%, что свидетельствует о крайне низкой эффективности таких испытаний.

В настоящее время можно выделить несколько методов (А, Б, В, Г, Д и Е) разработки программ испытаний изделий многовариантного применения.

А. Каждый из Мэ эксплуатационных вариантов проверяется в стендовых испытаниях по отдельной программе испытаний [31].

Очевидно, что данный метод оправдан в том случае, когда число эксплуатационных вариантов применения и длительность эксплуатации незначительны (Яэ = 1.3). При большой длительности эксплуатации целесообразен переход наУИ.

При большой длительности испытаний и ТЬ > 3 такой подход является экономически нецелесообразным, а зачйстую просто нереализуем.

Б. Повреждаемость элементов изделия в различных вариантах применения отличается незначительно. В этом случае по определенному правилу один из" вариантов выбирается в качестве базового (например, для авиационного ГТД -самым тяжелым является вариант нагружения рабочей лопатки 1 ступени турбины), и на его основе разрабатывается программа испытаний [23 .

Примером является программа УИ вспомогательного двигателя ТА-6А, разработанная по типовой методике. Данный двигатель устанавливается на самолетах Ту-154Б, Ил-62М, Ил-76 и других объектах. За основу при разработке программы испытаний выбраны наиболее тяжелые для рабочей лопатки первой ступени турбины условия эксплуатации двигателя на самолете.

Основные недостатки данной программы сводятся к следуюпдему:

• расчет режима испытаний двигателя проведен с учетом только одного элемента (рабочей лопатки первой ступени тзфбины);

• отсутствует анализ нагруженности других основных элементов двигателя в эксплуатационных вариантах применения, что не позволяет обоснованно оценивать их надежность в УИ.

В. Осреднением всей полетной информации формируется среднестатистический полетный цикл двигателя [22]. Недостатком данного метода является то, что суммирование проводится по полетам, отличающимся друг от друга по на-груженности в несколько раз. При этом формируемая программа испытаний может существенно отличаться от эксплуатационной.

Г. Формирование программы стендовых испытаний проводится объединением типовых полетных профилей в группы, отличающиеся по целевому назначению [22]. Данный метод не вполне отвечает ресурсной концепции, поскольку типовые полетные профили, попавшие в одну грзшпу, могут сильно отличаться по повреждаемости основных элементов узлов [22]. Примером реализации данного метода является программа AMT, разработанная для двигателей конкретного типа летательного аппарата: истребителя, штурмовика, 5Д1ебно-тренировочного, гражданского самолета, вертолета и т.д. [35, 57, 73, 74]. Эксплуатационные варианты применения представляются в виде групп полетных профилей, отличаюш;ихся по целевому назначению. Формирование проводится на базе опроса экипажей и данных бортовых самописцев с учетом расчетных типовых профилей. Цикл испытаний формируется пзпгем объединения профилей в обобщенный полетный цикл, условно описывающий усредненное применение самолета (двигателя) по целевому назначению. Эксплуатация в различных климатических условиях в данном случае не учитывается.

Другим примером является программа SMET [73, 74], основанная на принципах AMT с некоторыми отличиями. Программа испытаний формируется как последовательность циклов, получаемых путем генерации случайной последовательности циклов из полного числа целевых профилей полета (таким образом конкретная эксплуатация моделируется в виде последовательности самолетовылетов). SMET разрабатывается отдельно для каждого типа летательного аппарата и не учитывает различий в климатических условиях эксплуатации.

Д. Формирование типовых полетных циклов проводится на основе статистической обработки эмпирических данных эксплуатации методами «падающего дождя», «полных полетных циклов» или «п-точечной схемы выделения под-циклов» [22]. При этом формирование циклов проводится не по полетным профилям, а по параметрам нагруженности элементов двигателя. Данный метод, по сравнению с выше рассмотренными, является более обоснованным, поскольку анализ эксплуатационных циклов проводится по параметрам нагруженности, непосредственно определяющих надежность двигателя. Его недостатком является неопределенность в выборе типового полетного цикла (циклов), на основе которого (-ых) в дальнейшем формируется программа УИ.

ЕТ X и и и Используется статистический метод, применяемый в радиоэлектронной промышленности [33]. При этом:

• проводится анализ условий эксплуатации изделия;

• формируется статистическая модель уровней внешних факторов (параметров окружаюпдей среды), воздействующих на изделие в эксплуатации;

• методом статистических испытаний определяется набор значений этих факторов для определенного периода эксплуатации, например квартала;

• на основе данного набора значений факторов строится циклограмма на-гружения изделия;

• по циклограмме разрабатывается программа испытаний.

Реализация данного метода:

• требует большого объема статистических данных о вероятностных значениях параметров окружающей среды;

• не учитывает комплексный характер повреждаемости элементов изделия;

• ориентирована на случайную реализацию внешних факторов в программе испытаний.

Анализ рассмотренных методов разработки программ испытаний показывает, что актуальным является разработка научно обоснованного метода выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности УСИ, обеспечивающих проверку надежности изделий многовариантного применения при минимальных временных и материальных затратах.

Исследрванию данного вопроса в диссертационной работе уделено основное внимание.

Диссертационная работа выполнена в соответствии с рядом федеральных, межотраслевых и отраслевых программ, перспективных планов работ предприятий авиационной промышленности, а также планов АН РФ и АН РБ:

- «Программа работ в обеспечении ползЛения до начала эксплуатации первоначального ресурса вновь разрабатываемых авиационных двигателей не менее 3000.5000 ч для гражданской и военно-транспортной авиации»;

- «Отраслевая научно-техническая целевая программа повышения надежности авиационной техники»;

- «Комплексная программа повышения надежности и безопасности самолетов и вертолетов ГА»;

- Координационный план научно-исследовательских работ секции «Научные основы анализа условий эксплуатации и испытаний на надежность и ресурс» научного Совета АН СССР по проблеме «Надежность и ресурс в машиностроении» за 1986. 1990 гг. и на период до 2000 г;

- «Государственная научно-техническая программа АН РБ (тема 7.2.2. «Прочность, надежность и ресурс технических изделий авиа-, энерго- и общего машиностроения» (1996. 2001 гг.))».

Исследования по теме диссертационной работы проводились также в рамках грантов в области технологических проблем производства авиакосмической техники при МАТИ (1997. 2000 гг.).

Актуальность темы исследований отражена также в Федеральной целевой Программе «Развитие гражданской авиационной техники России на 2001.2015 годы». •

Объект исследования

Методы ускоренных совмещенных ресурсных испытаний авиационных двигателей (вспомогательный ГТД типа ТА-6А, маршевый авиационный двигатель), их систем, узлов и агрегатов; моделирование процессов расходования ресурса; имитационное моделирование процесса эксплуатации двигателей; критерии эффективности ускоренных совмещенных испытаний, целевые функции и методология выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний.

Цель работы

Исследование и разработка метода выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний технических изделий типа авиационных ГТД.

Для достижения данной цели в диссертационной работе репгались следующие задачи:

• обоснование основных критериев, характеризующих эффективность ускоренных совмещенных испытаний, их формализация, формирование целевой функции выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности испытаний;

• разработка стратегии выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний на основе предложенных критериев эффективности в стохастической и детерминированной постановках;

• исследование взаимовлияния критериев эффективности, а также влияния основных факторов на эффективность ускоренных испытаний на примере авиационного двигателя;

• разработка методики выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний двигателя многовариантного применения;

• апробация методики на конкретном двигателе.

Методы исследования и аппаратура

Методы теорий: прочности, моделирования, исследования операций, прогнозирования, воздущно-реактивных двигателей и лопаточных машин, системного анализа.

Исследование эффективности ускоренных совмещенных испытаний проводилось на основе разработанных обобщенных моделей расходования ресурса вспомогательного и маршевого двигателей методом машинного эксперимента.

Научная новизна и основные результаты исследования, выносимые на защиту

1. Впервые проведено теоретическое обоснование и разработан метод многокритериальной оптимизации ускоренных совмещенных испытаний технических изделий многовариантного применения, эффективность которых оценивается критериями Фх, Ф2, Фз и Ф4, позволяющими:

• обеспечивать гарантированную проверку надежности изделия по всем эксплуатационным вариантам применения (критерий Ф1);

• проводить дифференцированный «зачет» в ускоренных совмещенных испытаниях эксплуатационных вариантов применения изделия (критерий Ф2), что позволяет, даже в случае отказа изделия в испытаниях, не браковать всю партию (в зачет которой проводятся испытания), а признавать изделия годными к эксплуатации по тем вариантам, эксплуатационная повреждаемость которых выработана в испытаниях;

• минимизировать материальные (критерий Фз) и временные (критерий Ф4) затраты на проведение испытаний.

2. Установлено, что наиболее эффективной для выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности совмещенных испытаний, обеспечивающих гарантированную проверку надежности изделия, является целевая функция аддитивного вида, минимизирующая суммарную квадратичную разность между приведенными значениями повреждаемости элементов двигателя в ускоренных совмещенных испытаниях и их максимальной повреждаемости в эксплуатации.

3. Определен вид обобщенной целевой функции, основанной на рассматриваемых критериях эффективности и позволяющей оптимизировать:

• число двигателей, выделяемых на испытания;

• режимы и длительность нагружения двигателей в испытаниях;

• количество и сочетания эксплуатационных вариантов, проверяемых в ускоренных совмещенных испытаниях.

Ввиду противоречивости критериев Фь Ф2, Фз и Ф4, выбор параметров ускоренных совмещенных испытаний всегда носит характер компромиссного решения. При этом область компромиссных решений определяется методом Па-рето по функционапам Фь Ф2, Фз и Ф4, а окончательный выбор параметров ускоренных совмещенных испытаний проводится разработчиком программы из области оптимальных по Парето компромиссных решений.

4. Проведено исследование оптимальной области ускоренных совмещенных испытаний авиационного двигателя многовариантного применения и определено влияние на эффективность испытаний количества элементов, определяющих надежность и ресзфс двигателя, числа участков нагружения, на которых проводится оптимизация параметров испытаний, количества испытываемых двигателей.

5. По результатам исследования разработана методика выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний, которая:

• применима как для короткоресурсных двигателей (решается задача минимизации объема испытаний), двигателей большого ресурса (решается задача минимизации длительности испытаний), так и для случая, когда обе задачи решаются совместно;

• позволяет оптимальным образом определять число обобщенных полетных циклов из всего спектра эксплуатационных вариантов применения;

• остается неизменной при уточнении условий эксплуатации двигателя: при этом только уточняются объем, режимы и длительность совмещенных испытаний.

В частном сл5Д1ае, когда двигатель эксплуатируется по одному варианту, ускоренные совмещенные испытания вырождаются в ускоренные эквивалентные испытания, а принцип гарантированной проверки надежности двигателя -в принцип эквивапентности.

6. Применение методики для маршевого авиационного двигателя, эксплуатируемого по шести вариантам применения, позволило повысить эффективность ранее разработанной программы совмещ,енных испытаний в 4,5 раза по критерию гарантированной проверки надежности, а по количеству эксплуатационных вариантов, проверяемых одновременно в испытаниях - в 2,5 раза.

Практическая значимость

Практическая значимость работы заключается в доведении результатов исследований до инженерной методики выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмеш:енных испытаний, эффективность которой апробирована на конкретных двигателях многовариантного применения.

Применение методики позволяет на практике обоснованно уменьшить временные и материальные затраты на проведение ускоренных ресурсных испытаний, что, в конечном итоге, ведет к сокращению сроков создания и внедрения в процесс серийного производства новых двигателей.

Внедрение

Результаты работы использовались при оптимизации параметров опытной программы ускоренных совмещенных испытаний маршевого двигателя многовариантного применения в ФГУП НПП «Мотор» и внедрены в виде методики, инструкции пользователя и программы оптимизации параметров испытаний на ПЭВМ.

Разработанная методика рекомендована для обоснования программ совмещенных испытаний и других двигателей многовариантного применения.

Результаты работы внедрены также в учебном процессе УГАТУ в курсах «Основы надежности и испытания АД», «Эксплуатационная надежность ЛА и АД» специальности 652700 «Испытания и эксплуатация авиационной и ракетно-космической техники».

Апробация работы

Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы энергомашиностроения», Уфа, УГАТУ, 1996 г.; научно-технической конференции «Проблемы машиноведения, констрзАционных материалов и технологий», Уфа, АНРБ, 1997 г.; II конгрессе двигателе строителей Украины «Прогресс - Технология - Качество», Рыбачье, ХАИ - ХГПУ, 1997 г.; Международной на5Д1но-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестрое-ния в Поволжском регионе», Самара, СГАУ, ФПГ «Двигатели ПК» 1997 г.; Китайско-российском симпозиуме по авиационным двигателям, Нанкин, Китай, 1997 г.; Всероссийской научно-технической конференции «Технологические проблемы производства элементов и узлов изделий авиакосмической техники», Казань, КГТУ, 1998 г.; Международной научно-технической конференции «Актуальные проблемы двигателестроения», Уфа, УГАТУ, 1999 г.; Международной научно-технической конференции «Современные научно-технические проблемы гражданской авиации», Москва, МГТУ ГА, 1999 г.; Международной научно-технической конференции «Современные проблемы машиностроения», Гомель, ГНИ - АО «ОКБ Сухого», 1999 г.; Объединенной международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателе-строения в Поволжском регионе» и «Проблемы конструкционной прочности двигателей», Самара, СГАУ - ЦИАМ - ФПГ «Двигатели НК»1999 г.; Республиканской конференции «Проблемы энерго- и ресурсосбережения в Республике Башкортостан», Уфа, 1999 г.; Международной конференции «Надежность и ка

22 чество в промышленности, энергетике и на транспорте», Самара, 1999 г.; 36-ой AIAA/ASME/SAE/ ASEE объединенной конференции, Хантсвилл, штат Алабама, США, 2000 г.

Публикации

По результатам выполненных исследований опубликовано 15 печатных работ, из которых 9 статей, 6 тезисов докладов.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы (77 наименований) и трех приложений,

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ И ВЫВОДЫ

1. Впервые проведено теоретическое обоснование и разработана методика выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний технических изделий многовариантного применения.

2. Для оценки эффективности ускоренных совмещенных испытаний предложены критерии Фь Фг, Фз и Ф4, применение которых при выборе параметров испытаний позволяет повысить их эффективность за счет:

• повышения уровня гарантированной проверки надежности изделия по всем эксплуатационным вариантам применения (критерий Ф1);

• дифференцированного «зачета» в ускоренных совмещенных испытаниях эксплуатационных вариантов применения изделия, начиная от наименее нагруженного и кончая наиболее нагруженным вариантом применения (критерий Фг), что позволяет, даже в случае отказа изделия в испытаниях, не браковать всю партию (в зачет которой проводятся испытания), а признавать изделия годными к эксплуатации по тем вариантам, эксплуатационная повреждаемость которых выработана в испытаниях;

• минимума материальных (критерий Фз) и временных (критерий Ф4) затрат на приведение испытаний.

3. Определена целевая функция, основанная на критериях эффективности Фь Ф2, Фз и Ф4 и позволяющая проводить оптимизацию испытаний с учетом одновременно нескольких элементов и характеристик расходования ресзфса двигателя. При этом определяются оптимальные значения:

• числа двигателей, выделяемых на испытания;

• режимов и длительности нагружения двигателей в испытаниях;

• количества и сочетания эксплуатационных вариантов, проверяемых в ускоренных совмещенных испытаниях.

4. Ввиду противоречивости критериев Ф], Ф2, Фз и Ф4, выбор оптимальных параметров ускоренных совмещенных испытаний всегда носит характер компромиссного решения. При этом область компромиссных решений определяется методом Парето по функционалам Фь Фг, Фз и Ф4, а окончательный выбор параметров ускоренных совмещенных испытаний проводится разработчиком программы из области оптимальных по Парето компромиссных решений.

При стохастическом подходе гарантированная проверка надежности изделия в испытаниях обеспечивается с вероятностью у снизу и вероятностью р сверху.

5. Исследование оптимальной области ускоренных совмещенных испытаний авиационного двигателя показало, что:

• наиболее эффективной для выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности совмещенных испытаний является целевая функция аддитивного вида, минимизирующая суммарную квадратичную разность между приведенными значениями повреждаемости элементов двигателя в ускоренных совмещенных испытаниях и их максимальной повреждаемости в эксплуатации;

• увеличение количества элементов ведет к увеличению длительности испытаний и к более существенному снижению эффективности по критерию гарантированной проверки надежности. Для рассматриваемого двигателя увеличение количества элементов от 1 до 8 ведет к увеличению длительности испытаний в 3,4 раза, и к снижению их эффективности по критерию Ф1 в 14 раз;

• существует пороговое значение числа участков нагружения, выше которого уровень гарантированной проверки надежности практически не меняется;

• существует пороговое (минимальное) значение количества испытываемых двигателей, при котором с заданной точностью обеспечивается гарантированная проверка надежности двигателя по всем эксплуатационным вариантам применения

• увеличение количества испытываемых двигателей ведет к увеличению длительности испытаний и к более существенному росту эффективности по критерию Ф1: увеличение количества двигателей от 1-го до 4-х длительность испытаний возрастает в 2 раза, а их эффективность по критерию гарантированной проверки надежности возрастает в 6 раз.

6. По результатам исследования разработана методика выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности ускоренных совмещенных испытаний, которая:

• применима как для короткоресурсных двигателей (решается задача минимизации объема испытаний), двигателей большого ресурса (решается задача минимизации длительности испытаний), так и для случая, когда решается задача по одновременному уменьшению объема и длительности испытаний;

• позволяет оптимальным образом определять число обобщенных полетных циклов из всего спектра эксплуатационных вариантов применения;

• остается неизменной при уточнении условий эксплуатации двигателя: при этом только уточняются объем, режимы и длительность совмещенных испытаний:

В частном случае, когда двигатель эксплуатируется по одному варианту применения ускоренные совмещенные испытания вырождаются в ускоренные эквивалентные испытания, а принцип гарантированной проверки надежности двигателя - в принцип эквивалентности.

7. Применение методики для авиационного двигателя, эксплуатируемого по шести вариантам применения, позволило определить значения режимов и длительности испытаний, которые в отличие от серийных испытаний обеспечивают более высокий уровень гарантированной проверки надежности его основных элементов.

Сравнение эффективности опытной и серийной программ совмещенных испытаний по уровню гарантированной проверки надежности показало, что опытные совмещенные испытания в 4,5 раза эффективнее серийных, а по числу эксплуатационных вариантов, проверяемых в испытаниях - в 2,5 раза эффективнее серийных.

167

8. Разработанный метод выбора оптимальных значений объема, режимов и длительности испытаний позволяет обоснованно проводить ресурсные испытания изделий многовариантного применения, минимизируя временные и материальные затраты на их проведение.

1. Адлер Ю.П. Маркова Е.В., Грановский Ю.В. Планирование эксперимента при поиске оптимальных условий. М.: Наука, 1976. - С. 180.

2. А.Акимов В.М. Основы надежности газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981.-С. 87-95.

3. Ахмедзялов A.M., Гишваров A.C., Либерман В.Е. Обобщенный подход к расчету эквивалентных режимов испытания авиационных ГТД // Известия вузов. Авиационная техника. 1979. № 3. С. 3-8.

4. Вату ев М.И. Исследование и разработка типовых программ ускоренных стендовых испытаний двигателя после ремонта. Техн. отчет № 4326. М.: ЦИАМ. - С. 3-12.

5. Белоусов A.M., Иванов А.И. Расчет осевых сил в турбомашинах двигателей летательных аппаратов. Куйбышев, КуАИ, 1981. - С. 54-60.

6. Белоусов А.И. Биргер И.А. Прочностная надежность деталей турбома-шин. Куйбышев, КуАИ, 1983. - С. 32-35.

7. Биргер И.А. Ресурс и эквивалентные испытания авиационных двигателей // Испытания авиационных двигателей. Уфа, УАИ, 1976. № 4. - С. 17-48.

8. Благодарный В.М., Курилов В.В., Головенкин Е.Г. Экспериментальная проверка ускоренных методов испытания зубьев мелкомодульных зубчатых колес // Ускоренные испытания на надежность технических систем. М.: Изд-во стандартов. 1974. - С. 104-112.

9. Брагина Т.К. Исследования, связанные с определением повреждаемости детапей авиационных двигателей при длительных стендовых и летных испытаниях в связи с эквивалентными испытаниями. Техн. отчет № 6267. М.: ЦИАМ.-С.4-8.

10. Ы. Бурлаков Л.И, Ковалев A.A., Юриков В.П. Об эквивалентных испытаниях газотурбинных двигателей. // Авиационная промышленность, 1970. №1. -С. 38-40.

11. Верченко В.Р. Основные направления работ в решении комплексной проблемы ускоренных испытаний на надежность // Ускоренные испытания на надежность технических систем. М.: Изд-во стандартов, 1984. - С. 25-29.

12. Воронин Г.И., Сысоев Д.Д., Костырев Б.К. Методы ускоренных испытаний агрегатов теплотехнического оборудования. // Авиационная промышленность. 1980. №7.-С. 36-39.

13. Гецов Л.Б. Детали газовых турбин: материалы и прочность. Л.: Машиностроение. 1982. - С. 29-36.

14. Ъ.Гишваров A.C. Разработка и исследование метода расчета режимов ускоренных испытаний, обеспечивающих пропорциональную выработку ресурса основных узлов ГТД. / Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Уфа, УАИ, 1980. - С. 21-30.

15. Гудрамович B.C., Переверзев Е.С. Несущая способность и долговечность элементов конструкций. Киев: Наук, думка, 1981. - С. 124-130.

16. Демъянушко И.В., Куевда В.К. Численные модели контроля выработки ресурса авиационных ГТД // Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов. Куйбышев, КАИ, 1987. - С. 45-56.

17. Исследования эксплуатационных режимов и особенностей двигателей ВСУ с целью их эффективного использования на самолетах. Техн. отчет № 747488. М.: ГосНИИГА, 1978. - С 53-62.

18. Карташов Г.Д. Основы теории форсированных испытаний. М.: Знание, 1987. - С. 25-32.

19. Ковалев A.A., Мухин A.A., Юриков В.П. Внедрение эквивалентных испытаний для увеличения ресурса ГТД. // Авиационная промышленность. 1985. Ко 12.-с. 35-37.

20. Комаров A.A., Буров Ю.А. Форсированные испытания гидравлических насосов аксианьно-плунжерного типа. // Авиационная промышленность. 1984. Хо7.-С. 29-31.

21. Кондаков Л.А. Рабочие жидкости и уплотнения гидравлических систем. М.: Машиностроение, 1982. - С. 116-117.

22. Косточкин В.В. Надежность авиационных двигателей и силовых установок. М.: Машиностроение, 1976. - С. 48-53.

23. Кугель Р.В. Испытания на надежность машин и их элементов. М.: Машиностроение, 1982. - С. 58-73.

24. Куевда В.К, Демъянушко И.В. Метод автоматизированного анализа условий эксплуатации и формирования типовых полетных циклов авиационных ГТД. Техн. отчет № 10113. -М.: ЦИАМ, 1985.- С. 5-14.

25. Кузнецов И.Д., Цейтлин В.И. Эквивалентные испытания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1976. - С. 26-47.

26. Ъ2.Левитанус А.Д. Ускоренные доводочные испытания тракторов. М.: Машиностроение, 1983. - С. 81-90.

27. ЪЪ.Майоров A.B., Патюков Н.П. Планирование и проведение ускоренных испытаний на надежность устройств электронной автоматики. М.: Радио и связь, 19 82.-С. 44-46.

28. Методика оптимизации режимов и длительности стендовых испытаний двигателя многовариантного применения. Отчет НИР. Уфа, УГАТУ, 2000. -С. 13-24.

29. Методология проектирования авиадвигателей с учетом условий их использования и требований к ресурсу // Новое в зарубежном авиадвигателе-строении. М., 1983. № 2. С. 9-14.

30. Миленко Н.П., Сердю/с А.5. Моделирование испытаний ЖРД. М.: Машиностроение, 1974.- С. 84-86.

31. АО. Минигалеев СМ. Особенности выбора режимов ускоренных ресурсных испытаний двигателей многовариантного применения // Сб. научных трудов «Актуальные проблемы авиадвигателестроения». Уфа, УГАТУ, 1998. - С. 57-62.

32. А\.Минигалеев СМ., Гишваров А. С. Оптимальное планирование экспериментов в задачах прогнозирования надежности элементов узлов ГТД. // Механика деформируемых тел и конструкций. Уфа, УГАТУ, 1998. - С. 127-135.

33. Минигалеев СМ., Гишваров А. С. Программа ускоренных испытаний авиационного ГТД многовариантного применения // Вестник СГАУ серия «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». Самара, СГАУ, 1999. - Выпуск 3, Часть 2. С. 109-116.

34. Мухин A.A., Ковалев A.A., Юриков В.П. Оценка износа в узлах и деталях ГТД при эквивалентных и длительных испытаниях. // Сб. научных трудов. -Казань, КАИ, 1982. С. 61-65.

35. Парфенов В.К, Швейку с КМ. Об ускоренных ресурсных испытаниях сложных систем // Сб. научных трудов. Рига, РКИИГА, 1981. - 3. С. 27-30.

36. Переверзев Е.С. Надежность и испытания технических систем. Киев: Наук, думка, 1990. - С. 28-42.

37. Перроте А.И., Kapmauioe Г.Д., Цветаев КН. Основы ускоренных испытаний радиоэлементов на надежность. М.: Сов. радио, 1968. - С. 152-154.

38. Пешее Л.Я., Степанова М.Д. Методика определения предельной нагрузки для проведения ускоренных испытаний // Известия АН СССР. Техническая кибернетика. М., 1976. - Хо 6. С. 93-97.

39. Портер М.А. О длительности эквивалентных испытаний // Сб. научных трудов «Проблемы прочности». Киев, КИИГА, 1982. - Хе 2. С. 96-98.

40. Проблемы надежности и ресурса в машиностроении. Обеспечение надежности современных авиадвигателей / Н.Д. Кузнецов. М.: Наука, 1988. -С. 48-53.

41. Прогнозирование "цикла применения" двигателя на этапе концептуального проектирования // Новое в зарубежном авиадвигателестроении. М., 1983. -Хе 2. С. 27-32;

42. Проииков A.C. Надежность машин. М.: Машиностроение, 1978. - С. 52.

43. Салшов Р.З. Методология разработки программ совмещенных ускоренных ресурсных испытаний авиационных турбоагрегатов. Вопросы авиационной науки и техники. - Технология авиационного двигателестроения, 1986. -Выпуск 3. С.21-24 (НИИД). ДСП.

44. Салшов Р.З., Бадамшин И.Х., Идрисов Р. Т. Обоснование методики ускоренных испытаний турбоагрегата. / Надежность и долговечность машин и приборов: тезисы докладов П-ой Всесоюзной научно-технической конференции. -Куйбышев, КуАИ, 1984. С. 198.

45. Самсонов Ю.А., Феденков В.И. Справочник по ускоренным ресурсным испытаниям судового оборудования. Л.: Судостроение, 1981. - С. 154-167.

46. Светлаков Ч.Л., Черкасов В.В., МахневЛ.Г. К вопросу об оценке надежности турбомашин по результатам ускоренных испытаний на форсированных режимах // Сб. научных трудов «Проблемы прочности». Киев, КИИГА, 1984. -Ко 2. С. 88-92.

47. Седякин Н.М. Об одном физическом принципе надежности // Известия АН СССР. Техническая кибернетика. М., 1976. - № 3. С.3-10.

48. Швейкус K.M. Ускоренные испытания на ресурс агрегатов управления потоком в гидросистемах // Вопросы расчета и контроля гидросистем самолетов гражданской авиации. Рига, РКИИГА, 1981. - Выпуск 206. С. 42-51.

49. Шканов КН., Бурлаков Л.И., Ковалев А.А., Юриков В.П. К вопросу эквивалентных испытаний авиадвигателей // Сб. научных трудов «Проблемы прочности». Киев, КНИГА, 1969.-№ 6. С. 30-34.

50. Minigaleev S.M., Guishvarov A.S. The substantation of accelerated tests jn resource of aircraft engines of multialtemative application // Proceedings of the 1997 China-Russia symposium on aero-engines. Nanjing, China, 1997. - P. 297-299.

51. UMinigaleev S.M., Guishvarov A.S., Kondrtieva N.V. Development technology of the programs of reliabihty and length of life accelerated tests of aircraft engines // 36* AIAA/ASME/SAE/ASEE joint propulsion. Huntsville, Alabama, 2000. - P. 36-38.

52. Osmer J., Blevins G. Life and utilization criteria in design for balanced hfe and performance. // AIAA Paper. 1980. № 1082. P. 19-24.

53. Stein Thomas A. Engine durability testing // Aerospace Safety. 1977. № 2. -P. 6-9.1..Jodice R.J., Taylor W.R. A quick look at current results of accelerated mission test.//AIAAPaper. 1980. № 1155.-P. 45-48.

54. OggJon S., Taylor Wilson R. Accelerated mission testing of gas turbine en-gines.//J. Aircraft. 1989. № 04. P. 247-249.

55. Troha W., Stabrylla R. Low cycle latigue testing, a necessary part of advanced development. // AIAA Paper. 1980. № 1153. P. 14-18.