Сертификационные испытания вентиляторов авиационных двигателей

Размещено на http://www.allbest.ru

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ
ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ 
«МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(Национальный Исследовательский Университет)»

(МАИ)

Кафедра № 207

Курсовая работа по дисциплине

Организация и технология сертификационных испытаний (ЦИАМ)

На тему: «Сертификационные испытания вентиляторов авиационных двигателей»

Выполнила:

Проверил: Мокроус Михаил Федорович

Москва 2013



Введение

До начала летной эксплуатации и серийного производства двигатели гражданской авиации проходят сертификацию, включающую сертификационные испытания. Двигатели государственной авиации поставляются на основании положительных результатов государственных стендовых испытании (ГСИ). Для двигателей двойного применения могут предусматриваться совмещенные государственные стендовые и сертификационные испытания.

Сертификация -- установление соответствия авиационной техники требованиям к летной годности и охране окружающей среды. (Требования к летной годности -- это комплекс требований к конструкции, параметрам и летным качествам воздушных судов и их компонентов, направленных на обеспечение безопасности полетов.)

В своей работе я рассмотрю сертификацию вентиляторов авиационных двигателей. Принцип конструкции корпуса вентилятора и лопаток. Изучу требования по птицестойкости и попаданию посторонних предметов (льда). Рассмотрю процесс сертификационные испытаний на обрыв лопатки. Изучу процесс сертификации двигателя в целом.

вентилятор лопатка авиационный сертификационный



Условные обозначения, сокращения

АП - авиационные правила

ВРД - воздушно реактивный двигатель

ВСХ - высотно скоростные характеристики

ГТД - газотурбинный двигатель

ДЛА - двигатель летательного аппарата

КВД - компрессор высокого давления

НД - низкого давления

РЛК - рабочие лопатки компрессора

ТВД- турбина высокого давления

ТРД - турбореактивный двигатель

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель



Термины и определения

Испытание - законченный ряд операций, объединенный одним названием и обычно состоящий из следующих операций (если требуется): предварительная выдержка, первоначальный внешний осмотр и измерений, выдержка, восстановление, заключительный внешний осмотр и измерение. Однако, во время выдержки и (или) восстановления могут потребоваться промежуточные измерения. Если температура и влажность для выдержки с целью измерения параметров образца такие же, как температура и влажность, указанные для предварительной выдержки, то предварительная выдержка и выдержка могут объединяться; предварительная выдержка заменяет выдержку для измерения.

Образец - изделие, предназначенное для испытания в соответствии с методами стандартов. Термин «образец» охватывает также любые вспомогательные элементы или системы, являющиеся неотъемлемыми функциональными частями образца, например системы охлаждения и подогрева.

Последовательность испытаний - последовательность, при которой испытуемый образец подвергают следующим друг за другом воздействиям двух или более внешних факторов.

Малый газ - режим минимальной частоты вращения турбокомпрессора, обеспечивающий устойчивую работу двигателя и требуемую приемистость. Различают режим земного малого газа (в условиях нулевой поступательной скорости летательного аппарата на земле) и режим полетного малого газа (как правило, при большей частоте вращения, чем земной).

В зависимости от особенностей конструкции двигателя и условий его эксплуатации имеют место и другие режимы работы.

Режим максимальной продолжительной тяги (мощности) -- режим с наибольшим значением силы тяги (мощности), при которой можно работать в течение интервала времени, не ограниченного по длительности (этот режим называют также номинальным).

Эксперимент (от лат. experimentum -- проба, опыт), также опыт, в научном методе -- метод исследования некоторого явления в управляемых условиях. Отличается от наблюдения активным взаимодействием с изучаемым объектом. Обычно эксперимент проводится в рамках научного исследования и служит для проверки гипотезы, установления причинных связей между феноменами. Эксперимент -- это метод исследования, который воспроизводится в описанных условиях неограниченное количество раз, и даёт идентичный результат.

Особенности:

- исследователь сам вызывает изучаемое явление, а не ждет когда оно произойдет.

- может изменять условия протекания изучаемого процесса.

- в эксперименте можно попеременно исключать отдельные условия с целью устранить закономерные связи.

- эксперимент позволяет варьирование/варьировать количественное соотношение условий и осуществлять математическую обработку данных.

Дромссель (нем. Drossel)

- в широком смысле слова, дроссель -- это ограничитель, регулятор;

- Гидравлический дроссель или пневматический дроссель -- устройство на пути движения жидкости или газа, может быть нерегулируемое или регулируемое.

- дроссельная заслонка в системах подачи топлива (например, в двигателе внутреннего сгорания), а также ручка, регулирующая эту заслонку.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 -- потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.



Авиационные правила. Сертификация АД

Правила сертификации для стран СНГ разработаны в соответствии с принятым в 1991 году Соглашением о гражданской авиации и использовании воздушного пространства. Реализацию данного соглашения обеспечивает Международный Авиационный комитет (МАК). Непосредственно деятельность в области летной годности и процедур сертификации осуществляет Авиационный регистр МАК {Авиарегистр). Документальной основой этой деятельности являются Авиационные правила -- свод процедур, правил, норм и стандартов, направленных на обеспечение безопасности полетов и охраны окружающей среды от воздействия авиации.

Воздушные суда, а также их компоненты 1-го класса, к которым относятся авиационные маршевые двигатели (АМД), вспомогательные двигатели (ВД) и воздушные винты (ВВ), проходят сертификацию в соответствии с установленными Правилами процедурами с выдачей Авиарегистром Сертификата типа -- документа, удостоверяющего соответствие образца авиационной техники требованиям сертификационного базиса , т. е. комплекса требований к летной годности и охране окружающей среды, распространенных на данный образец авиационной техники.

Для оценки выполнения правил сертификации, сертификационных работ, доказательной и эксплуатационной документации Авиарегистр формирует рабочие группы, макетные комиссии, группы экспертов и другие рабочие органы, в состав которых входят специалисты Авиарегистра и могут включаться специалисты Сертификационных центров, научно-исследовательских, испытательных и других организаций. (Сертификационный центр -- организация, выполняющая сертификационные работы и имеющая на это соответствующие полномочия Авиарегистра.)

В организациях Разработчика и на предприятиях Изготовителя действует Независимая инспекция, уполномоченная соответствующим органом государственного регулирования и Авиарегистром. Эта инспекция осуществляет контроль за соблюдением процедур сертификации, согласование результатов сертификационных работ, контроль качества производства авиационной техники, приемку экземпляров этой техники и выдачу на них сертификатов летной годности и других документов.

Функции Независимой инспекции для двигателей государственной, гражданской и экспериментальной авиации в Российской Федерации осуществляет военное представительство Министерства Обороны РФ.

Контрольные функции у иностранных разработчиков и изготовителей при совместном производстве авиационной техники осуществляются в каждом конкретном случае на основании межправительственного соглашения.

Разработчик должен иметь в своей организации службу сертификации (структурное подразделение), которая координирует деятельность других служб в целях реализации требований к летной годности и охране окружающей среды в конструкции и характеристиках образца авиационной техники, в проведении сертификационных работ. Наличие в организации Разработчика службы сертификации и Независимой инспекции является необходимым условием получения от Авиарегистра Сертификата Разработчика образца авиационной техники.

Процесс сертификации вновь создаваемых образцов авиационной техники происходит в такой последовательности:

а) подача заявки в Авиарегистр на получение Сертификата типа;

б) разработка сертификационного базиса и утверждение его Авиарегистром;

в) проведение этана макета образца вместе с его компонентами;

г) сертификационные заводские испытания образца (СЗИ) -- этап Заявителя;

д) сертификационные контрольные испытания образца (СКИ) -- этап Авиарегистра;

е) анализ результатов сертификации, принятие решения и выдача Авиарегистром Сертификата типа на образец.

Заявка на получение Сертификата типа подается в Авиарегистр Разработчиком образца авиационной техники. К ней прилагаются:

спецификация образца, содержащая краткое техническое описание, схемы систем, основные характеристики, ожидаемые условия эксплуатации и ограничения, в диапазоне которых будет сертифицирован образец;

план-проспект сертификационного базиса образца, который должен содержать перечень глав, разделов и пунктов Авиационных правил (норм летной годности), распространяемых на этот образец, специальных технических условий, касающихся его летной годности, требований к защите окружающей среды.

Сертификационный базис окончательно утверждается Авиарегистром по результатам сертификации образца.

Работа на этапе макета проводится макетной комиссией в соответствии с Положением по данному этапу, разработанным заявителем. Как положение, так и состав комиссии утверждаются Авиарегистром. Комиссия рассматривает проект таблицы соответствия компонента требованиям сертификационного базиса, проект плана сертификационных испытаний; определяет организации, которые примут участие в дальнейших сертификационных работах. По результатам работ оформляется протокол макетной комиссии, который является основой для дальнейших работ. Характеристика основных видов сертификационных испытаний содержится в Авиационных правилах. Более подробное их описание дано в последующих главах учебника.

Целью сертификационных заводских испытаний является:

а) доведение конструкции образца авиационной техники, его характеристик и эксплуатационной документации до соответствия требованиям сертификационного базиса pi установление такого соответствия;

б) установление типовой конструкции образца;

в) определение условий предъявления образца на сертификационные контрольные испытания.

СЗИ проводятся заявителем. Для сокращения объёма последующих сертикафиционных контрольных испытаний заявитель проводит специальные и ресурсные испытания совместно с Сертификационным центром.

В процессе СКИ проводятся:

а) контрольная проверка и подтверждение соответствия образца авиационной техники его сертификационному базису;

б) окончательное уточнение (при необходимости) и утверждение типовой конструкции образца.

СКИ обеспечиваются Заявителем и проводятся на его базах под руководством Авиарегистра комиссией, созданной для этой цели.

После утверждения актов СЗИ и СКИ Заявитель направляет в Авиарегистр Представление на получение сертификата типа компонента (АМД, ВД, ВВ). К представлению прилагается таблица соответствия компонента требованиям сертификационного базиса, комплект эксплуатационной документации, уведомление Заявителя и Изготовителя (серийного завода) о том, что конструкторская документация откорректирована по результатам сертификационных работ и пригодна для серийного производства компонента данного типа.

Для сертификации воздушного судна необходимо еще получение Сертификата типа по шуму на местности.

В процессе серийного производства и эксплуатации образца авиационной техники Держатель Сертификата типа должен обеспечить его техническое сопровождение, направленное на поддержание уровня летной годности. Например, необходимо организовать авторский контроль стабильности технологических процессов производства, сохранения стабильности свойств материалов, постоянства характеристик деталей и узлов. Регулярно должен обобщаться опыт эксплуатации и производства, и полугодовые отчеты по вопросам летной годности должны направляться в Авиарегистр. При внесении модификаций в типовую конструкцию сертифицированного образца авиационной техники необходимо получить в Авиарегистре соответствующее дополнение к Сертификату типа, а при существенных изменениях (значительное изменение количества основных деталей, принципов их работы, значительное увеличение частоты вращения роторов) необходимо проведение новой сертификации.

В Авиационных правилах дана общая характеристика сертификационных испытании. Их можно подразделить на ряд видов.

В калибровочных испытаниях определяются тяговые (мощностные) характеристики двигателя для стандартных атмосферных условий без отбора воздуха на нужды воздушного судна и с установкой только тех агрегатов, которые необходимы для функционирования двигателя.

Вибрационные испытания предназначены для установления вибрационных характеристик дисков и валов роторов, рабочих лопаток и лопаток статора вентилятора, компрессора и турбины, корпусов, трубопроводов и других деталей. Испытания проводятся при всех частотах вращения роторов при реализации максимально допустимых искажений потока на входе и при наиболее неблагоприятных условиях на входе.

В длительных 150-часовых испытаниях предусматривается повышенная наработка на наиболее напряженных режимах, воспроизведение циклических нагрузок (запуски, пробы приемистости), моделирование неблагоприятных условий работы (например, пониженное давление и повышенная температура масла).

В эксплуатационных испытаниях проверяется работа системы запуска, приемистость двигателя и т.д.

Предусмотрены испытания отдельных компонентов двигателя, которые не могут быть соответствующим образом проверены при испытаниях двигателя. К таким испытаниям относятся, например, определение характеристик компрессора, проверка прочности корпусов, исследование характеристик камеры сгорания и др.

В программу могут включаться специальные испытания. Например, испытания по проверке локализации лопаток внутри двигателя при их обрывах, по проверке работы двигателя при попадании на вход посторонних предметов, при повышенной температуре газа, в условиях авторотации и т.д.

Конкретная программа испытаний для каждого двигателя определяется в процессе сертификации.

Государственные стендовые испытания (ГСИ) проводятся комиссией, в которую входят представители: Заказчика, разработчика двигателя, разработчика JIA, отраслевых институтов. Первый этап работы комиссии состоит в изучении большого количества представляемых разработчиком документов, перечень которых заранее регламентирован техническим заданием на разработку двигателя. В числе этих документов: описание конструкции; газодинамические и прочностные расчеты; история доводки двигателя; справка о суммарной наработке двигателей на стендах и в полете, о достигнутых показателях надежности -- средней наработке на отказ; отчеты о прохождении специальных и ресурсных испытаний; результаты проверки в экстремальных условиях на высотном стенде и в летных испытаниях; заключения о выполнении требований к основным данным на заявленных стендовых и полетных режимах, о проверке запасов газодинамической устойчивости, отсутствии автоколебаний и виброгорения, о достаточных запасах прочности и т.д.

По представленным материалам комиссия устанавливает соответствие двигателя по основным параметрам техническому заданию, а также современному научно-техническому уровню для двигателей аналогичного типа и назначения; дает оценку конструктивному и эксплуатационному совершенству -- модульности, кот- ролепригодности, унифицированности используемых изделий и материалов, технологичности, обоснованности начального ресурса и возможности его дальнейшего увеличения.

Двигатель, предназначенный для ГСИ, предъявляется комиссии в разобранном виде после прохождения предъявительских испытаний. Сборка производится под наблюдением представителей комиссии, оценивающих уровень технологичности сборки, используемого оборудования и инструментов, методов контроля.

Если начальный ресурс двигателя составляет до 500 ч, то общую продолжительность испытаний принято назначать равной ресурсу. При большем ресурсе это становится затруднительным, и ГСИ проводят обычно либо по типовой 150-часовой программе, либо по согласованной сокращенной эквивалентно-циклической программе (см. ниже). Испытания проводятся этапами продолжительностью 5...20 ч в зависимости от назначения двигателя и особенностей эксплуатации JIA. Двигатель во время испытаний работает на различных режимах, многократно проводятся пробы приемистости, включение и выключение форсажа. Циклограмма этапов выбирается так, чтобы достаточная часть испытаний проходила на режимах предельного нагружения узлов и деталей, в частности при максимальных значениях температуры газа и физической частоты вращения. Для этого при необходимости часть этапов проводится при повышенной температуре воздуха на входе. Все агрегаты, приводимые от двигателя, загружаются в соответствии с условиями их работы на самолете. Между этапами проводятся осмотры и регламентные работы, в том числе предусмотренные инструкцией по эксплуатации подрегулировки. Все обслуживание производится с помощью бортового комплекта инструмента и одиночного комплекта запчастей.

По завершении испытаний производятся полная разборка двигателя, промывка, осмотр и дефектация его узлов и деталей. Микрометрическим обмером определяют износ, вытяжку, деформации нагруженных деталей, проверяют балансировку роторов, затяжку ответственных резьбовых соединений. Специальными методами, принятыми в данном производстве, -- рентгеноскопическим, люминисцентным, токовихревым -- проверяют отсутствие микротрещин в дисках, лопатках, валах, особенно в горячей части двигателя. Покупные агрегаты, узлы, подшипники направляют на обследование предприятию-изготовителю. Общим требованием к состоянию деталей после испытаний является отсутствие дефектов аварийного характера, препятствующих дальнейшему продолжению испытании или эксплуатации с ограниченным ресурсом. По результатам государственных испытаний комиссией составляется акт, который после утверждения является основанием для серийного производства и приемки заказчиком двигателей испытанной компоновки. В акте Государственной комиссии приводятся также перечни отмеченных недостатков, которые должны быть устранены разработчиком в намеченные планом сроки. Двигатель, прошедший государственные испытания, хранится как эталон, принятый Заказчиком; основные данные и характеристики, установленные при испытаниях, используются для составления ТУ на приемку серийных двигателей.

Вентилятор ТРДД. Основные требования предъявляемые к конструкции

Вентилятор предназначен для осуществления подвода механической энергии к рабочему телу и перевода ее в потенциальную энергию сжатого воздуха. Вентилятор является частью компрессора по внутреннему тракту ТРДД и основной частью компрессора по сжатию воздуха для наружного контура (рис. 1). [4]



Рис.1

Рис.2



Рис. 3

Вентиляторы ТРДД выполняются одноступенчатыми (рис 2, 3).

Оптимальность термодинамического цикла вентилятора достигается, если: степень повышения полного давления воздуха не ниже 1,6...1,8; максимально возможный расход воздуха обеспечивается при минимальном наружном диаметре и наибольшем КПД.

Основными требованиями к конструкции вентилятора при высоких значениях степени двухконтурности являются:

Необходимая прочность лопаток и корпуса;

Приемлемая компоновка двигателя;

Уровень шума, удовлетворяющий требованиям;

Создание реверсируемых конструкций, обладающих необходимой работоспособностью и надежностью. [4]



Особенности проектирования вентиляторов ТРДД

Из-за больших значений высоты лопаток в концевой части пера лопатки вентилятора могут сверхзвуковые условия обтекания M = 1,5, а в корневом сечении сохранятся дозвуковые условия обтекания M 0,75. Поэтому сечение лопатки вентилятора у втулки выполняют с дозвуковым профилем, а на внешних радиусах профиль сечения постепенно переходит в сверхзвуковой.

Диаметр втулки выбирают из условия обеспечения минимального миделя двигателя и его массы. Но такой, чтобы на ободе диска разместилось необходимое число лопаток, определяемое прочностью перемычек диска.

Оптимизировать размещение лопаток на ободе возможно на вентиляторе с пониженными окружными скоростями. При пониженных окружных скоростях вентилятора с случае использования двухвальной или трехвальной схем ТРДД турбина вентилятора становится многоступенчатой с увеличенным средним диаметром. Чем выше степень двухконтурности, тем более сложной и громоздкой становится конструкция. Кроме того, при согласовании параметров вентилятора и компрессора возникают трудности, связанные с поиском компромисса между малой периферийной окружной скоростью вентилятора и стремлением к обеспечению удовлетворительной напорности компрессора низкого давления.

Применение привода вентилятора через редуктор в двухвальной или трехвальной схемах ТРДД позволяет избежать указанные выше трудности, присущие безредукторному ТРДД, и сократить число ступеней турбины до 4 и ниже (см. рис. 1).

Поэтому при увеличении степени двухконтурности свыше 9…11 может оказаться выгодным привод вентилятора через редуктор, который обеспечит вращение вентилятора и турбины НД с различной частотой.

Использование редуктора позволяет обеспечить необходимую окружную скорость вентилятора при оптимальной частоте вращения и диаметре турбины НД, но возникают проблемы:

Снижается оптимальная частота вращения, в то время как мощность, потребляемая вентилятором увеличивается. В результате значительно возрастает крутящий момент на валу турбовентилятора;

Для обеспечения необходимой прочности требуется увеличение наружного диаметра вала НД и применение специальных сверхпрочных материалов. Увеличения диаметра вала НД, проходящего внутри вала газогенератора, в свою очередь требует увеличение диаметров подшипников газогенератора и отверстий в дисках ТВД и КВД. Увеличение диаметра подшипников ограничивается их долговечностью, а увеличений диаметров отверстий в дисках - прочностью и массой дисков.

При разработке конструкции вентилятора ТРДД решают задачи по созданию вентилятора в низким уровнем шума и с учетом особенностей нагружения его лопаток.

Особенность нагружения лопаток вентилятора связана со следующими обстоятельствами. При степени двухконтурности m > 7возрастает масса лопатки, что приводит к значительному росту инерционных нагрузок, действующих на лопатку. Так, если наружный диаметр вентилятора составляет 2м, то при частоте вращения ротора n = 4500 об/мин окружная скорость периферийной части вентилятора достигает значения v = 457м/с. Тогда при массе лопатки вентилятора ТРДД 6,8кг (ТРДД типа RB-211-535) в корневой ее части возникают значительные инерционные нагрузки, достигающие 600кН.

Для восприятия таких нагрузок необходим прочный, но легкий материал. Таким материалом является композиционный материал типа углепластика или титан.

Однако стойкость неметаллических лопаток при столкновении с птицами снижается, снижается также и стойкость к эрозионному износу от частиц, содержащихся в поступающем воздухе. Это обстоятельство накладывает ограничения на конструкцию профиля лопатки вентилятора и выбор материала.

Применение композитной рабочей лопатки с окантовкой передней кромки металлической накладкой (ТРДД GE90) позволяет обеспечить необходимую работоспособность.

Развитие конструкции титановых лопаток происходить по двум направлениям: использование лопаток малого удлинения или применение широкохордных профилей. [4]

Корпуса вентилятора

Корпус вентилятора является силовым элементом двигателя. Он определяет проточную часть от входа в двигатель до входа в спрямляющий аппарат вентилятора. На внутреннюю поверхность корпуса вентилятора наносится прирабатываемое покрытие для обеспечения минимального радиального зазора над рабочими лопатками вентилятора. В корпус также встраивают шумоглушащие панели.

Лопатки вентилятора, обладая большой кинетической энергией, в случае их разрушения способны разрушить корпус вентилятора. Поэтому конструкция корпуса вентилятора проектируется при условии:

Обеспечения безопасного полета в случае разрушения лопатки вентилятора;

Обеспечения локализации повреждений;

Исключений значительных разрушений и опасных деформаций наружного корпуса или защитного экрана;

Обеспечения выхода разрушенных частей через воздухозаборник или выходное устройство двигателя.

Под локализацией понимают удержание внутри корпуса фрагментов, образовавшихся вследствие разрушения элементов конструкции роторов, а также вызванных ими вторичных повреждений.

Локализация повреждения при обрыве рабочей лопатки достигается тем, что корпус вентилятора выполняют из корпуса - матрицы, изготовленного из алюминиевого сплава и удерживающего из кевлара (композиционного материала с высокой прочностью). Корпус - матрица обеспечивает сохранение формы корпуса при обрыве допатки, а намотка из кеврала обеспечивает удержание лопатки и предотвращает разрушение удерживающего кольца. [4]

Непробиваемость корпуса

Корпус проектируется из условия его непробиваемости в случае разрушения элементов конструкции ротора.

Основными конструктивными приемами обеспечения непробиваемости корпуса (рис. 4) являются:

Усиление корпуса путем увеличения его толщины;

Оребрение стенки корпуса;

Введение специальной защиты над корпусом;

Расположение фланцев поперечных разъемов корпуса в плоскости рабочего колеса;

Введение двойной стенки статора.

Усиления корпуса вентилятора, обеспечивающее его непробиваемость, выполняют в виде намотки на наружной поверхности корпуса из органопластика. Усиленная зона корпуса состоит из двух участков. Основной усиливающий участок располагается непосредственно над рабочими лопатками, второй участок - на конической поверхности корпуса. Органопластик типа 6НТ обладает высокой вязкостью и способностью значительно поглощать энергию удара. Усиливающий материал корпуса с наружной стороны покрывают защитным слоем из полимера.

Рис. 4

Толщина защитной стенки определяется из условия

,

Где Т - кинетическая энергия оторвавшейся части ротора; П- потенциальная энергия, необходимая для разрушения стенки корпуса.

Кинетическая энергия оторвавшейся части ротора

,

Где m - масса оторвавшейся части ротора; R - радиус расположения центра масс оторвавшейся части; - частота вращения ротора.

Потенциальная энергия, необходимая для разрушения стенки корпуса, определяется из условия, что в процессе разрушения происходит изгиб оболочки корпуса, смятия, срез материала стенки корпуса и динамическое его деформирование, т.е.



,

Где - работа, затрачиваемая на изгиб оболочки; , - работа, затрачиваемая на смятие и срез стенки корпуса и динамическое деформирование.

Работа, затрачиваемая на изгиб оболочки, определяется максимальной нагрузкой и максимальным значением прогиба оболочки корпуса при пробивании :

,

Где - толщина стенки корпуса; k1 - эмпирический коэффициент (для металлов k = 2,5, для органопластика k = 5);

Где L - периметр площади соударения части разрушившегося ротора с корпусом; - динамический предел сопротивления срезу материала стенки корпуса, ( - предел сопротивления срезу при ударе, Па, - коэффициент увеличения прочности материала при ударе, для окружных скоростей вращения роторов ГТД -

Работа, затрачиваемая на срез преграды толщиной h, определяется как

Где n - эмпирический коэффициент (для металлов n = 0,7, для органопластика n = 1); h - толщина корпуса.

Из соотношения



П =

Определяется толщиной защитной стенки. [4]

Лопатки

Рабочие лопатки компрессора

Основной функцией рабочих лопаток компрессора является подвод энергии к рабочему телу - воздуху. В зависимости от соотношения значений геометрических параметров лопатки подразделяются:

на лопатки с большим удлинением, если относительное удлинение равно 4,0…4,5;

на лопатки с малым удлинением, если относительное удлинение равно 2,0…2,5.[4]

Требования к конструкции рабочих лопаток

Конструкция рабочих лопаток должна обеспечивать: однородность воздушного потока по скоростям течения, давлений и температур в каждом межлопаточном канале; минимальные потери трения воздуха при обтеканий пера лопатки; достаточную усталостную прочность.

Удовлетворение указанных требований достигается:

относительно высокой точностью исполнения линейных и угловых размеров профиля и замка;

относительно низкой шероховатостью обработки пера (Rа = 0,08...1,6мкм );

исключением концентраторов напряжений в местах перехода пера к хвостовику.[4]

Широкохордные лопатки

Лопатки с отношением высоты к хорде менее 2 принято называть широкохордными (рис. 6), применение которых позволяет:

Получать меньшую густоту решетки ступени вентилятора с меньшим числом лопаток;

Уменьшить потери, связанные с аэродинамическими следами от антивибрационных полок;

Уменьшить влияние аэродинамических следов от полок на характеристики спрямляющей решетки;

Обеспечить максимальный расход воздуха на единицу площади и свести к минимуму поперечные габариты двигателя;

Повысить аэродинамическую эффективность вентилятора;

Снизить уровень шума вентилятора;

Повысить стойкость двигателя к попаданию в него посторонних предметов;

Уменьшить массу.

Замена лопаток с антивибрационными полками на бесконечные широкохордные обеспечивает: повышение газодинамической эффективности вентилятора до 6%; снижение удельного расхода топлива на крейсерских режимах на 4%; увеличение расхода воздуха через вентилятор.

Широкохордные лопатки вентилятора по сравнению с традиционными более устойчивы к повреждениям от попадания посторонних предметов, поскольку они имеют большую ширину и толщину корневого сечения.

Снижение массы широкохордной лопатки достигается применением:

Пустотелой лопатки (рис 5, б) с несколькими полыми секциями 1, отделенными друг от друга тонкими продольными ребрами 2 и усиленными поперечными ребрами 3;

Сварной лопатки из двух отштампованных половин с полостями, в которых помещается сотовый наполнитель.

Проектирование широкохордных лопаток вентилятора (рис. 5, а) проводят с учетом следующих обстоятельств.

Первое. Для вентилятора с широкохордными лопатками создаются трудности в размещении необходимого количества лопаток. Поэтому для размещения необходимого их количества применяют соединение елочного типа с двумя зубьями. Такое соединение в меньшей степени ослабляет ободную часть диска по сравнению с соединением типа «ласточкин хвост» и решает проблему по размещению лопаток.

Второе. Для демпфирования колебаний и снижения вибронапряжений лопатки вентилятора с большим удлинением выполняют с антивибрационными полками на одном или нескольких уровнях.

Третье. В вентиляторных ступенях при использовании широкохордных лопаток оптимальным становится применение ротора с 2-мя и 3-мя ступицами. Выигрыш в массе при прочих равных условиях по сравнению с одной ступицей составляет около 20 и 30% соответственно. [4]

Рис. 5



Рис. 6

Требования по АП - 33

Проверки локализации лопаток и дисбаланса ротора

(a) За исключением рассмотренного в п. (b) данного параграфа, испытаниями двигателя должно быть продемонстрировано, что двигатель обеспечивает локализацию повреждения без возникновения пожара и без разрушения узлов его крепления при работе, по крайней мере, в течение 15 с, если следствием повреждения не будет самовыключение двигателя, после каждого из следующих случаев:

(1) Разрушения критической рабочей лопатки компрессора или вентилятора при работе на максимально допустимой частоте вращения или максимальной частоте вращения, соответствующей 2 - минутной и/или 30 - секундной мощности, если они предусмотрены. Разрушение лопатки должно происходить по наиболее удаленному от оси вращения пазу крепления или у роторов с дисками, выполненными за одно целое с лопатками; масса оборвавшейся части должна составлять, по крайней мере, 80% массы лопатки.

(2) Разрушения критической рабочей лопатки турбины при работе на максимально допустимой частоте вращения или максимальной частоте вращения, соответствующей 2 - минутной и/или 30 - секундной мощности, если они предусмотрены. Разрушение лопатки должно происходить по наиболее удаленному от оси вращения пазу крепления или у роторов с дисками, выполненными за одно целое с лопатками; масса оборвавшейся части должна составлять, по крайней мере, 80% массы лопатки.

Критическая лопатка турбины должна быть определена на основании рассмотрения массы лопаток и прочности примыкающих участков корпуса турбины при температурах и давлениях, соответствующих работе при максимально допустимой частоте вращения.

(b) Одно из испытаний двигателя, предписанных пп. (а)(1) и (а)(2) данного параграфа, по согласованию с Компетентным органом, может быть заменено анализом, основанным на стендовых испытаниях, испытаниях узлов на установке или на опыте эксплуатации при условии, что:

(1) Это испытание из двух предписанных создает меньший дисбаланс ротора; и

(2) Показано, что анализ является эквивалентом испытания. [1]

Попадание птиц

(а) Общие положения. Соответствие требованиям пп. (Ь) и (с) данного параграфа должно быть продемонстрировано с учетом следующих требований:

(1) Все испытания при попадании птиц должны проводиться на двигателе, работающем на установившемся режиме, когда взлетная мощность или тяга составляет не менее 100% при таких внешних условиях, которые будут наблюдаться в день испытаний перед забросом птицы в двигатель. Кроме того, при демонстрации соответствия необходимо учитывать влияние условий эксплуатации двигателя при взлете на уровне моря в наиболее жаркий день, когда наиболее критический двигатель достигает максимальной установленной взлетной тяги или мощности.

(2) Входная площадь двигателя, используемая в данном параграфе для определения количества и массы птиц, должна быть установлена Заявителем и определена как ограничение в документации по установке и эксплуатации двигателя или в разделе Руководства по эксплуатации согласно параграфу 33.5.

(3) Должны быть оценены последствия удара в переднюю часть двигателя одной крупной птицы и одной наибольшей птицы среднего размера, которые могут попасть во вход. Должно быть продемонстрировано, что соответствующие компоненты под воздействием удара в условиях, изложенных в пп. (Ь) или (с) данного параграфа, не будут отрицательно влиять на двигатель в такой степени, что он не сможет соответствовать требованиям пп, (Ь)(3) и (с)(6).

(4) Для двигателя, имеющего защитное устройство на входе, соответствие требованиям данного параграфа должно быть установлено при функционировании этого устройства. Одобрение двигателя должно быть подтверждено демонстрацией того, что соответствие этим требованиям достигнуто при функционировании защитного устройства.

(5) При проведении испытаний на попадание птиц согласно пп. (Ь) и (с) данного параграфа птицы могут быть заменены приемлемыми для Компетентного органа посторонними предметами.

(6) Если соответствие требованиям данного параграфа не установлено, то в документации по сертификации типа двигателя должно быть отражено, что двигатель имеет некоторые ограничения по установке на ВС, при которых должно быть показано, что птица не может ударить двигатель, попасть вовнутрь двигателя или препятствовать прохождению воздушного потока в двигатель.

(b) Крупные птицы. Соответствие требованиям данного пункта должно быть продемонстрировано следующим образом:

(1) Испытания при попадании крупной птицы должны проводиться с одной птицей, масса которой определяется исходя из табл. 1, направленной в наиболее критическое сечение рабочих лопаток I ступени ротора вентилятора или компрессора, при скорости забрасывания птицы 100 м/с для двигателей, устанавливаемых на самолеты, или при максимальной скорости полета, характерной для нормального полета, для двигателей, устанавливаемых на вертолетах.

(2) Не допускается перемещение РУД в течение 15 с после попадания крупной птицы.

(3) Попадание одной крупной птицы в условиях испытаний, предписанных данным параграфом, не должно вызывать на двигателе:

i) возникновения нелокализованного пожара;

ii) пробивания корпуса двигателя опасными фрагментами;

iii) создания нагрузок больших, чем предельные нагрузки, указанные в 33.23(а); или

iv) потерю способности выключения двигателя.

(4) Соответствие требованиям к испытаниям на попадание крупной птицы может быть установлено путем демонстрации, что требования к удержанию лопаток и дисбалансу ротора, изложенные в 33.94(а), представляют собой более жесткую демонстрацию, чем требования данного параграфа.

Таблица 1

Требования по крупным птицам

(с) Мелкие и средние птицы. Соответствие требованиям данного пункта должно быть продемонстрировано следующим образом:

(1) Анализ или испытания компонентов, или то и другое, приемлемые для Компетентного органа, должны быть проведены для определения критических параметров попадания мелких и средних птиц, влияющих на потерю мощности и образование повреждения. При выборе критических параметров необходимо учитывать, в частности, влияние критической скорости забрасывания птицы, критической зоны для прицеливания и частоты вращения I ступени ротора. Критическая скорость забрасывания птицы должна отражать наиболее критическое условие в диапазоне скоростей полета, используемых при нормальном полете вплоть до высоты 450 м над уровнем моря, но не менее, чем минимальная скорость принятия решения V, для самолетов.

(2) Испытания на попадание средних птиц следует проводить так, чтобы имитировалось столкновение со стаей птиц, масса и количество которых указаны в табл. 2. Когда в табл. 2 указана только одна птица, то она должна быть нацелена на вход в газогенератор двигателя. Другие критические зоны по площади поперечного сечения на входе в двигатель должны рассматриваться при необходимости с помощью соответствующих испытаний или анализа, или того и другого. Когда в табл. 2 указаны две или более птиц, то птица наибольшей массы должна быть нацелена на вход в газогенератор двигателя, а вторая птица -- в наиболее критическую зону на рабочих лопатках I ступени ротора. Остальные птицы должны быть равномерно распределены по площади поперечного сечения на входе в двигатель.

(3) Кроме того, за исключением вертолетных двигателей, должно быть подтверждено соответствующими испытаниями или анализом, или тем и другим, что, когда весь вентиляторный узел подвергается воздействию птиц, масса и количество которых указаны в табл. 3, нацеленных на наиболее критическую зону вентиляторного узла снаружи основного канала газогенератора, то двигатель может соответствовать критериям приемки, изложенным в данном пункте, согласно соответствующим условиям, изложенным в данном пункте.

(4) Испытания по попаданию мелких птиц не требуются, если предписанное количество средних птиц проходит через рабочие лопатки ротора двигателя при испытаниях на попадание средних птиц.

(5) Испытания на попадание мелких птиц следует проводить так, чтобы имитировалось столкновение со стаей из 16 птиц максимум, исходя из расчета, что одна птица массой 85 г приходится на каждые 0,032 м2 площади входа или часть его. Птицы должны быть нацелены так, чтобы они попадали во все подвергаемые воздействию критические зоны на рабочих лопатках вентилятора или I ступени ротора компрессора, а остальные птицы равномерно распределялись по площади поперечного сечения на входе в двигатель.

(6) Попадание мелких и средних птиц в условиях испытаний, предписанных в данном пункте, не должно привести к:

i) потере поддерживаемой тяги или мощности более чем на 25%;

ii) выключению двигателя в течение требуемой демонстрации, предписанной в 33.76(с)(7) или (с)(8);

iii) последствиям, указанным в 33.76(Ь)(3);

iv) недопустимому ухудшению характеристик управления двигателем.

(7) За исключением вертолетных двигателей, должна использоваться следующая программа испытаний:

i) имитация столкновения со стаей птиц, длящаяся приблизительно 1 с с момента попадания первой птицы до последней;

ii) работа двигателя после попадания птиц без какого-либо перемещения РУД в течение 2 мин;

iii) работа двигателя на 75% условий испытаний по 33.76(а)( 1) в течение 3 мин;

iv) работа двигателя на 60% условий испытаний по 33.76(а)(1) в течение 6 мин;

v) работа двигателя на 40% условий испытаний по 33.76(а)(1) в течение 6 мин;

vi) работа двигателя на ПМГ в течение 1 мин на режиме малого газа при заходе на посадку;

vii) работа двигателя в течение 2 мин при 75% условий испытаний по 33.76(а)(1);

viii) устойчивая работа на режиме земного малого газа и выключение двигателя.

Указанная продолжительность -- это наработка при определенных условиях с перемещением РУД между каждым из условий менее чем за 10 с.

(8) Для вертолетных двигателей должна использоваться следующая программа испытаний:

i) имитация столкновения со стаей, длящаяся приблизительно 1 с с момента попадания первой птицы до последней;

ii) работа двигателя на 75% условий испытаний по 33.76(а)(1) в течение 3 мин;

iii) работа двигателя на режиме ПМГ в течение 90 с при снижении;

iv) работа двигателя на 75% условий испытаний по 33.76(а)(1) в течение 30 с;

v) устойчивая работа на режиме земного малого газа и выключение двигателя.

Указанная продолжительность - это отработка при определенных условиях с изменением мощности между каждым из условий менее чем за 10 с.

(9) Не требуется соответствие требованиям к попаданию средних птиц для двигателей, предназначенных для многодвигательного вертолета, если это указано в соответствующей документации по сертификации типа.

(10) Если какие-либо эксплуатационные ограничения двигателя превышены в течение первых 2 мин без перемещения РУД согласно требованиям п. 33.76(с)(7)(п), то должно быть установлено, что превышение ограничений не приводит к небезопасным условиям.

Таблица 2

Таблица 3

Попадание посторонних предметов (льда)

(а) [ Зарезервирован].

(b) [Зарезервирован].

(с) Попадание льда в условиях, установленных в п. (е) данного параграфа, не должно:

(1) Вызывать длительную потерю мощности или тяги; или

(2) Требовать выключения двигателя.

(d) Применительно к двигателю, оборудованному защитным устройством (на входе), соответствие требованиям данного параграфа можно не демонстрировать в отношении посторонних предметов, которые должны быть заброшены в условиях, установленных в п. (е) данного параграфа, если будет показано, что:

(1) Такие посторонние предметы по размерам не проходят через защитное устройство.

(2) Защитное устройство выдержит удар посторонних предметов; и

(3) Посторонний предмет или предметы, задержанные защитным устройством, не будут препятствовать потоку воздуха, поступающего в двигатель, и в результате не будет длительного снижения тяги или мощности на величины, большие, чем это допускается требованиями п. (с) данного параграфа.

(е) Соответствие требованиям п. (с) данного параграфа должно быть продемонстрировано путем проведения испытаний двигателя при следующих условиях:

(1) Количество льда должно соответствовать максимальному количеству образовавшегося льда на типовом воздухозаборнике и передней поверхности двигателя в результате 2-минутной задержки включения противообледенительной системы или пластине льда, сопоставимой по весу или толщине с образовавшейся в двигателе такой размерности.

(2) Скорость попадания должна имитировать скорость засасывания льда в воздухозаборник двигателя.

(3) Двигатель должен работать на максимальной крейсерской мощности или тяге.

(4) При попадании должно имитироваться непрерывное максимальное обледенение при температуре, равной --4 "С.

33.78. Попадание дождя и града

(а) Все двигатели.

(1) Попадание больших градин (удельной плотностью 0,8-0,9) при максимальной фактической скорости полета типичного ВС в турбулетной атмосфере вплоть до высоты 4500 м при работе двигателя на максимальной продолжительной мощности не должно вызывать недопустимого механического повреждения или недопустимой потери мощности или тяги после попадания или требовать выключения двигателя. Одна половина общего количества градин должна быть направлена в произвольную зону площади входа, а вторая половина -- в критическую зону площади входа. Засасывание градин должно осуществляться быстро, чтобы имитировать попадание в град, а количество и размер градин должны определяться следующим образом:

i) 1 градина диаметром 25 мм для двигателей, площадь входа которых не более 645 см2;

ii) 1 градина диаметром 25 мм и 1 градина диаметром 50 мм на каждые 968 см2 площади входа или части от этого для двигателей, площадь входа которых более 645 см2.

(2) Кроме соответствия требованиям п. (а)(1) данного параграфа и за исключением случая, оговоренного в п. (Ь) данного параграфа, должно быть продемонстрировано, что каждый двигатель способен сохранять приемлемое функционирование в указанном эксплуатационном диапазоне после внезапного попадания в условия, соответствующие стандартным сертификационным концентрациям дождя и града, определенным в Приложении В. Приемлемое функционирование двигателя не допускает срыва пламени, останова, длительного помпажа или срыва потока, а также нарушения возможности восстановления режима при помпаже или срыве или потерю возможности приемистости и дросселирования в течение любого 3-минутного периода при дожде и в течение 30 с при граде. После попадания должно быть продемонстрировано отсутствие какого-либо недопустимого механического повреждения, недопустимой потери мощности или других отрицательных явлений на двигателе.

(Ь) Вертолетные двигатели.

В качестве альтернативы требованиям, указанным в п. (а)(2) данного параграфа, только для ГТД, устанавливаемых на вертолетах, должно быть показано, что каждый двигатель способен сохранять приемлемое функционирование во время и после дождя при содержании воды в потоке воздуха не менее 4% по массе и равномерном распределении воды по площади входа. Приемлемое функционирование двигателя не допускает срыва пламени, останова, длительного помпажа или срыва потока, а также нарушения возможности восстановления режима при помпаже или срыве или потерю возможности приемистости и дросселирования. Кроме того, после попадания должно быть продемонстрировано отсутствие какого-либо недопустимого механического повреждения, недопустимой потери мощности или других отрицательных явлений на двигателе.

Испытание на попадание дождя должно происходить в следующих статических условиях на земле:

(1) Работа на установившемся режиме взлетной мощности без попадания дождя, затем внезапное попадание в зону дождя при работе на взлетной мощности в течение 3 мин; затем

(2) Продолжение попадания дождя при быстром сбросе газа до земного малого газа; затем

(3) Продолжение попадания дождя в течение 3 мин при минимальной сертифицируемой полетной мощности на малом газе; затем

(4) Продолжение попадания дождя при быстрой приемистости до взлетной мощности.

(с) [Зарезервирован].

(d) Для двигателя, оборудованного защитным устройством или требующего его применения, Компетентный орган может полностью или частично отменить проведение демонстрации возможностей двигателя при попадании дождя и града, согласно пп. (а), (Ь) и (с) данного параграфа, если Заявитель покажет, что:

(1) Рассматриваемые дождь и град по своим размерам не проходят через защитное устройство.

(2) Защитное устройство выдержит удар рассматриваемых дождя и града.

(3) Рассматриваемые дождь и град, задержанные защитным устройством, не будут препятствовать потоку воздуха, поступающего в двигатель, и приводить к повреждению, потере мощности или тяги или другому отрицательному явлению на двигателе сверх того, что допустимо согласно пп. (а) и (Ь) данного параграфа.



Испытания на обрыв лопаток

Технология испытания

К прочности авиационного двигателя, с точки зрения безопасности его для летательных аппаратов, предъявляются два требования:

В случае разрушения любой детали корпус должен локализировать разрушение внутри двигателя;

Детали, которые при разрушении не могут быть задержаны корпусом (лопатки вентиляторов, осколки дисков компрессора и турбины), должны обладать экспериментально подтвержденной повышенной прочностью.

Наиболее опасные повреждения возникают при обрыве лопаток первых ступеней компрессора и любой ступени турбины, обладающих большой кинетической энергией. Поэтому каждый тип двигателя гражданской авиации проходит испытание по определению последствии разрушения рабочих лопаток компрессора и турбины. Испытание не может быть заменено «выстреливанием» лопатки в материал, из которого изготавливается корпус, так как первичные разрушения (обрыв лопатки) могут приводить к более серьезным вторичным разрушениям, например, к обрыву всех лопаток с последующим заклиниванием их между диском и корпусом.

Эксперимент проводят на частоте вращения взлетного режима. Перед проведением испытания лопатку, результаты обрыва которой исследуют, подрезают (рис. 7). Оставляемую толщину материала определяют по формуле

(1)

где Р -- центробежная сила от лопатки в сечении 1-1 (см. рис. 7);

-- предел длительной прочности для температурных условий сечения 1-1 и времени 3 - 5ч;

b -- ширина замка в месте подреза.

Расчет по формуле (1) приближенный, так как не учитывается концентрация напряжений в месте подреза, вызванное подрезом изменение температуры материала в сечении 1-1 и напряжения от изгибающих сил. Поэтому во избежание обрыва лопатки до выхода на требуемую частоту вращения, толщину для первого испытания несколько увеличивают по сравнению с расчетной.

Подрезанную лопатку монтируют в ротор. Двигатель оборудуют виброаппаратурой и проводят испытание в течение 3 - 5ч. Если обрыва не произошло, то двигатель останавливают, разбирают и увеличивают подрезку лопатки. После чего проводят повторное испытание.