автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Разработка методов оценки циклической долговечности деталей авиационных ГТД с учетом особенностей эксплуатационного цикла нагружения

ОАО Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова

На правах рукописи

Цыпкайкин Игорь Николаевич

Разработка методов оценки циклической долговечности деталей авиационных ГТД с учетом особенностей эксплуатационного цикла

нагружения

Специальность 05.07.05 «Тепловые двигатели летательных аппаратов» Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель

д.т.н., профессор,

Гриценко Евгений Александрович

Самара, 1999 год

€®д®ржа)ш®

Введение........................................................................................................7

1. Анализ условий работы основных деталей авиационных ГТД и методов оценки их малоцикловой долговечности с учетом особенностей реального иагружения........................................................................................ 14

1.1 Анализ условий работы основных деталей авиационных ГТД...... 14

1.1.1 Факторы, определяющие расчетную погруженность основных узлов и деталей авиационных ГТД............................................ 15

1.1.2 Факторы, определяющие разброс параметров погруженности вокруг расчетных значений........................................................................ 20

1.2 Методы оценки долговечности при малоцикловом нагружении...31

1.3 Методы оценки усталостной долговечности при сложной форме цикла нагружения...........................................................................................35

погружения одночастотным с суммарной амплитудой.........................35

1.3.2 Методы, основанные на использовании гипотез суммирования повреждений............................................................................................... 36

1.3.2.1 Суммирование повреждений гармонических

1.3.2.2 Суммирование повреждений схематизированного цикла 39 1.3.2.2.1 Методы схематизации сложного цикла изменения

напряжений...........................................................................................39

1.3.2.2.2 Суммирование повреждений схематизированного

2. Разработка метода расчета циклической долговечности деталей ГТД

3.1 Разработка метода построения диаграмм предельных амплитуд для различных отношений частот составляющих. Ш

3.2 Разработка уравнения диаграммы предельных амплитуд 89

3.3 Разработка метода суммирования повреждений при двухчастотном нагружении.................................................................................................... 101

3.4 Область повышения долговечности при двухчастотном нагружении....................................................................................................102

3.5 Разработка метода расчета усталостной долговечности при сложной форме цикла нагружения.............................................................. 105

3.6 Разработка метода приведения отнулевого цикла сложной формы к эквивалентному треугольному..................................................................... 106

3.7 Выводы............................................................................................ 108

4. Экспериментальная проверка метода расчета усталостной долговечности при сложной форме цикла нагружения.................................. 110

4.1 Результаты испытаний на мапоцшшовуго усталость при нагружении циклами,, имитирующими фрагменты полетного цикла ГТД110

4.1.1 Результаты испытаний на малоцикловую усталость с выдержкой при максимальном напряжении цикла................................ 111

4.1.1.1 Результаты испытаний гладких образцов........................111

4.1.1.2 Результаты испытаний образцов с надрезом ...................117

4.1.2 Результаты испытаний на малоцикловую усталость с промежуточной выдержкой................................................................... 120

4.1.3 Исследование влияния уровня промежуточной выдержки на малоцикловую долговечность.................................................................. 125

4.2 Результаты испытаний на малоцшотовую усталость при нагружении циклами, имитирующими наложение вибрационной нагрузки .......................................................................................................................137

4.2.1 Результаты испытаний на малоцикловую усталость лабораторных образцов при нагружении циклами, имитирующими наложение вибрационной нагрузки.......................................................... 137

4.2.1.1 Результаты испытаний образцов из сплава ВТ-9 ............ 137

4.2.1.2 Результаты испытаний образцов из сплава ЖОбФ ........ 142

4.2.2 Результаты испытаний на малоцикловую усталость

образцов, вырезанных из дефлектора диска турбины высокого давления, при нагружении, имитирующем наложение вибрационной нагрузки... 145 4.3 Выводы ............................................................................................152

5. Разработка алгоритма автоматической регистрации эквивалентной циклической наработки деталей ГТД на основе методов учета влияния формы цикла нагружения на малоцикловую усталость................................Л53

5.1 Основные положения алгоритма расчета эквивалентной циклической наработки деталей ГТД.......................................................... 155

5.1.1 Предварительная обработка измеренных значений параметров............................................................................................... 155

5.1.2 Разработка алгоритма расчета теплового и напряженно-деформированного состояния деталей ГТД\ определяющих ресурс двигателя, по измеренным значениям параметров двигателя.............. 156

5.1.3 Разработка метода выделения "простых" циклов из траектории изменения параметров работы ГТД................................. 159

5.1.4 Алгоритм приведения выделенных "простых" циклов к циклам стандартной формы................................................................................ 163

5.1.5 Алгоритм приведения выделенных "простых" циклов к циклам стандартной асимметрии....................................................................... 163

5.1.6 Алгоритм определения эквивалентной наработки................ 164

5.2 Разработка алгоритма автоматической регистрации эквивалентной

5.2.1 Выбор деталей, определяющих ресурс двигателя НК-93...... 165

5.2.2 Уравнения, описывающие тепловое состояние двигателя ...166

5.2.3 Уравнения, описывающие напряженно-деформированное состояние диска ТВД................................................................................ 166

5.2.3 Уравнения, описывающие свойства материала.................... 166

5.2.4 Уравнения приведения цикла произвольной асимметрии к отнулевому................................................................................................ 169

5.2.5 Уравнения приведения к стандартному циклу....................... 169

5.2.6 Уравнения приведения цикла с промежуточной выдержкой к циклу треугольной формы........................................................................ 169

5.2.7 Алгоритм выделения "простых" циклов................................ 170

5.2.8 Алгоритм расчета эквивалентной циклической наработки

двигателя НК-93....................................................................................... 173

5.2.9 Пример расчета эквивалентной циклической наработки

В1ЕДЕШЕ

Качество и конкурентоспособность газотурбинных двигателей характеризуются многими параметрами, основными из которых являются рентабельность эксплуатации и надежность.

Повышение требований к надежности и параметрам авиационных газотурбинных двигателей требует совершенствования методов расчета и экспериментальных проверок коэффициентов запаса прочности и долговечности их узлов и деталей.

Проблема рентабельности эксплуатации решается за счет повышения топливной экономичности и ресурса двигателя. Повышение топливной экономичности, как правило, осуществляется за счет повышения параметров рабочего цикла и приводит к повышению температур и нагрузок в основных деталях двигателя.

Повышение температуры газа приводит к необходимости увеличения эффективности охлаждения деталей, т.е. к увеличению перепадов темпера» тур и, следовательно, температурных напряжений в охлаждаемых деталях. Увеличение напряжений в относительно холодных зонах охлаждаемых деталей ГТД не ограничивает их длительной прочности, но существенно влияет на их малоцикловую долговечность.

Повышение жаропрочности материалов, используемых для изготовления деталей ГТД, зачастую связано со снижением их пластичности и способности сопротивления малоциюговому нагружению.

Увеличение ресурса обуславливает повышение циклической нагружен-ности деталей двигателя, связанной с запусками, остановами и частичными изменениями режимов работы в процессе полета.

Таким образом с увеличением ресурсов и параметров рабочего цикла ГТД все большее значение в обеспечении надежности приобретают вопросы малоцикловой долговечности основных деталей и узлов двигателя.

Известно, что на малоцикловуго долговечность деталей существенное влияние оказывают различные факторы, характерные для эксплуатации ГТД.

Работы в области исследования малоцикловой долговечности авиационных материалов э в том числе с учетом влияния различных эксплуатационных факторов ведутся в различных научно-исследовательских и академических институтах СЕТ: ИМАШ, ЦИАМ, ВИАМ, ВИЛС, ЦАГИ, МАДИ, МАИ, СГАУ, ЧГТУ и др. и за рубежом.

Вопросам оценки малоцикловой долговечности при сложном цикле нагружения посвящены многочисленные работы отечественных и зарубежных исследователей: C.B. Серенсена, И.А. Биргера, P.A. Дульнева, В.Т. Трощенко, Г.С. Писаренко, А.П. Гусенкова, Г.З. Зайцева, Л.А. Хамазы, В.И. Цейтлина, И.В. Демьянупжо, С. Мэнсона, Л. Коффина и др.

Однако методов, достаточно точно учитывающих влияние траектории выхода на максимальный режим, перекладок режимов работы двигателя в процессе полета и наложенной вибрационной нагрузки на малоцикловую долговечность, до сих пор нет.

Наряду с повышением параметров рабочего цикла, одним из методов повышения рентабельности и надежности эксплуатации является переход на эксплуатацию ГТД по техническому состоянию. Эксплуатация по техническому состоянию с индивидуальной оценкой исчерпания ресурса каждого двигателя позволит увеличить наработку в эксплуатации менее нагружен» ных двигателей и обеспечить своевременный съем из эксплуатации двигателей, фактический ресурс которых по каким-либо причинам достиг предельного значения.

Эксплуатация по техническому состоянию вызывает необходимость максимально достоверных оценок исчерпания ресурса в эксплуатации каждого двигателя. Переход на эксплуатацию по техническому состоянию требует создания автоматизированных методов оценки эквивалентной наработки и исчерпания ресурса в зависимости от конкретных условий работы с учетом возможных эксплуатационных воздействий и индивидуальных особенностей каждого двигателя.

В связи с этим особую актуальность, научное и прикладное значение приобретают разработка методов оценки исчерпания малоцикловой долговечности деталей, работающих в условиях сложного цикла нагружения, учета влияния основных эксплуатационных факторов: траектории выхода на максимальный режим, наложенной вибрационной нагрузки и дополнительных асимметричных подциклов на сопротивление малоцикловой усталости, разработка автоматизированных методов оценки эквивалентной наработки ГТД в процессе эксплуатации или ЭЦИ на стендах.

Целью данной работы является:

1. Разработка методов оценки циклической долговечности основных деталей и узлов ГТД, учитывающих влияние особенностей профиля

Вторая глава посвящена исследованию влияния асимметрии реального цикла нагружения на сопротивление малоцикловой усталости. Разработан метод расчета малоцикловой долговечности деталей ГТД при асимметричном нагружении с учетом концентрации напряжений. Проведено сопоставление результатов расчета по разработанному методу с результатами экспериментов. Получено уравнение, позволяющее определить коэффициент приведения асимметричного цикла к отнулевому, которое может быть использовано в алгоритме расчета эквивалентной циклической наработки деталей ГТД.

В третьей главе на основе анализа экспериментальных данных получены зависимости, позволяющие описать диаграмму предельных амплитуд двухчастотнош нагружения. На основании этих зависимостей разработан метод расчета малоцикловой долговечности при двухчастотном нагружении с произвольным отношением частот составляющих. Получено уравнение,

В пятой главе разработан метод выделения "простых53 циклов из траектории изменения параметров работы двигателя. Приведена программная реализация разработанного метода. Разработан алгоритм расчета эквивалентной циклической наработки деталей ГТД с учетом асимметрии цикла нагружения и выдержки в полуцикле нагрузки. Показана реализация алгоритма для расчета эквивалентной циклической наработки диска турбины высокого давления двигателя НК-93.

На защиту выносятся следующие вопросы, разработанные лично дис=

Настоящая работа выполнена в отделе прочности ОКБ Самарского научно-технического комплекса им. Н.Д. Кузнецова и является обобщением опыта доводки двигателей НК-86, НК-321, НК=36СХ, НК-93, НК-3§. Работа входит составной частью в большой комплекс исследований, направленных на увеличение параметров, надежности и ресурса авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установок наземного применения...

Основные материалы работы изложены в 19 печатных работах и докладывались на:

-XII Всесоюзной научно-технической конференции по конструкционной прочности двигателей (г. Куйбышев, 12-14 июня 1990 г.)

-XIII Всесоюзной научно-технической конференции по конструкционной прочности двигателей (г. Куйбышев, 25-27 июня 1991 г.)

Лыткарино, 17-19 января 1995 г.)

-научно-технической конференции "Надежность механических систем" (г. Самара, 28-30 ноября 1995 г.)

-научно-технической конференции "Газотурбинные двигатели наземного применения. Проблемы конструирования камер сгорания и турбин" (г. Пермь, 28-30 ноября 1995 г.)

-VI Международном конгрессе "FATIGUE5 9655 (г. Берлин, 6=10 мая 1996

г.)

-VI Всероссийской конференции "Контактная гидродинамика55 (г. Самара, 19-21 июня 1996 г.)

-XXVI Международном научно-техническом совещании по динамике и прочности двигателей (г. Самара, 25-27 июня 1996 г.)

-Международной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения в Поволжском регионе55, посвящен-

ной 55=летиго Самарского государственного аэрокосмического университета (г. Самара, 17-18 сентября 1997 г.).

Основы работы закладывались под руководством Генерального конструктора академика Н.Д. Кузнецова и начальника отдела прочности, д.т.н. В.И. Цейтлина.

Автор благодарит также сотрудников отдела прочности ОКБ и научно-исследовательских подразделений предприятия за ценные советы и помощь в проведении экспериментов.

Особую признательность автор выражает начальнику отдела прочно' сти3 к.т.н. Д.Г. Федорченко за постоянное внимание, поддержку и обсужде° ние всех вопросов работы.

1 АУМШЗ УШШВШ Р№©ТЬП ©Ш©ВУЫХ ДЕТШЕЙ АВМ1МР©ШЬК ГТД Ш МЕТОДОВ ©УЩУШ ШК ШГОУРШЩВ©Й ДОЖОВЕЧШСта € УЧЕТОМ ©С©БЕШ©СПШ (РЕ^ШЬШГ©

ШГРУЖЕШЯ

О напряженности и температурном состоянии основных деталей и узлов авиационных ГТД можно судить по частоте вращения роторов» п и температуре газа на входе в турбину- Т4 . Частоты вращения роторов совместно с температурой воздуха на входе в двигатель и атмосферным давлением определяют давление и температуру воздуха по тракту компрессора, а, следовательно, центробежные и газовые нагрузки (от перепадов давлений по ступеням) на его роторные и статорные детали, осевые силы на опоры и подшипники. Температура воздуха по тракту компрессора определяет температурное состояние его деталей и узлов.

По температурам воздуха за компрессором Т2*вд и газа на входе в турбину Т4* можно определить температурное состояние, а, следовательно, и температурные напряжения в деталях турбины.

Давление воздуха за компрессором Рг*Вд и частоты вращения роторов определяют центробежные и газовые нагрузки на детали и узлы турбины.

Т.к. напряженность и температурное состояние деталей связано с параметрами работы двигателя- скоростью вращения роторов, температурами и давлениями газа и воздуха в газовоздушном тракте, далее анализ нагружен-ности основных узлов и деталей ГТД будет в основном проводиться по изменению параметров работы двигателя.

1.1 Анализ условий работы основных деталей авиационных ГТД

Факторы, определяющие нагруженность основных узлов и деталей авиационных ГТД условно можно разделить на две группы:

-факторы, определяющиеся конструктивными особенностями двигателя и назначением самолета, на котором этот двигатель установлен. Эти факто-

ры определяют расчетную нагружеыность основных узлов ж деталей среднестатистического ГТД.

-факторы, зависящие от внешних условий эксплуатации самолетов, которые определяются сезонностью, регионом базирования, продолжительностью трасс, подготовленностью экипажа и т.д. Эти факторы определяют разброс параметров нагруженности узлов и деталей вокруг расчетных значений.

Рассмотрим подробнее каждую группу факторов.

1.1.1 Факторы, определяющие расчетную погруженность основных узлов и деталей авиационных ГТД

Одним из основных факторов, определяющих расчетную нагружен-ность узлов и деталей ГТД, является цикл изменения параметров работы двигателя в процессе полета.

Рассмотрим типовые полетные циклы, разработанные в разное время ГосНИИГА на основе анализа статистики эксплуатации, для двигателя НК-86 (рис. 1.1), установленного на самолете Ил-86, и Д-ЗОКП (рис. 1.2), установленного на самолете йл-76. Эти циклы являются типичными для пассажирского среднемагистрального и транспортного самолетов соответственно.

Типичный профиль пол