Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

эксплуатационный авиационный полет безопасность

ГА - гражданская авиация;

ВС - воздушное судно;

БП - безопасность полетов;

ЛА - летательный аппарат;

ТЗП - теплозащитное покрытие;

ТРД - турбореактивный двигатель;

ТВД - турбовинтовой двигатель;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ГТДД - газотурбинный двухконтурный двигатель;

ТВаД - турбовальный двигатель;

ТРДФ - турбореактивный двигатель форсированный;

ТРДДФ - турбореактивный двухконтурный двигатель форсированный;

ТВРД - турбовентиляторный реактивный двигатель;

ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель;

КВД - компрессор высокого давления;

КНД - компрессор низкого давления;

Твд - турбина высокого давления;

Тнд - турбина низкого давления;

ПД - перспективный двигатель;

ТУ - технические условия;

ВСУ - вспомогательная силовая установка;

САУ - система автоматического управления;

дБ - децибел;

НТЗ - научно- технический задел;

НЛГ - нормы лётной годности;

ИКАО - Международная Организация ГА;

NASA - Национальное Аэрокосмическое Агентство ( США);

ЦИАМ - Центральный Институт Авиационных Материалов

ВВЕДЕНИЕ

Современная авиация принадлежит к числу главных факторов существования и развития человеческого общества. Стремительный рост мирового объёма перевозок с годовым приростом на уровне около 6% обеспечил достижение на рубеже нового тысячелетия величины общего объёма пассажирских перевозок в 5 раз превышающего соответствующего уровня для середины 1970-х годов.

Ключевым фактором существования и эффективности любого летательного аппарата тяжелее воздуха является двигатель с его тяговыми, экономическими, экологическими, весогабаритными и другими эксплуатационными характеристиками, среди которых наиболее важными являются надёжность и безопасность эксплуатации, основой которых является эксплуатационный ресурс авиадвигателя.

В самом конце 1930-х начале 40-х годов прошлого века были созданы первые авиационные ГТД (турбореактивные ТРД и турбовинтовые ТВД). В отличие от винтомоторной силовой установки особенностью ТРД является возрастание тяговой мощности с ростом скорости полёта, что позволило кардинально раздвинуть диапазон скорости полёта в сторону её увеличения. К настоящему времени авиационные ГТД различных схем и параметров практически полностью вытеснили поршневой двигатель из транспортной, пассажирской и военной авиации.

В данной работе рассматривается развитие авиационных ГТД, их разновидностей, проводится анализ изменения эксплуатационного ресурса и путей ведущих к его увеличению.

1. АВИАЦИОННЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Современный турбореактивный двигатель во всём своём видовом многообразии - это настоящий шедевр инженерной и научно-технической мысли.

История существования авиационных ГТД насчитывает более 70 лет. [2] В результате научно-технического прогресса за это время авиационные ГТД достигли наивысшего в сравнении с продукцией общего машиностроения уровня показателей:

* термодинамического совершенства;

* аэродинамической нагруженности лопаточных машин

(компрессоров, турбин);

* максимальной температуры газа в турбине;

* теплонапряженности и экологического совершенства камер

сгорания;

* эффективности охлаждения и теплозащиты горячей части;

* удельного веса;

* многорежимности работы;

* применения высокоэффективных конструктивно-технологических решений;

* применения новых металлических и неметаллических

конструкционных материалов;

* применения альтернативных (в том числе криогенных) топлив.

Высокая производительность современных лопаточных машин (компрессоров и турбин), исчисляемая в земных статических условиях десятками и сотнями килограмм в секунду рабочего тела в сочетании с высокими параметрами цикла обеспечивает преимущества авиационных ГТД по компактности и весогабаритным характеристикам.

Для иллюстрации уровня рабочих нагрузок и требований к прочности основных элементов конструкции авиационных ГТД можно привести следующее качественное сравнение. В маневренном самолете уровень перегрузки (отношение действующей на тело силы к его весу) конструкции и экипажа может достигать величины порядка 101, тогда как в среднем по параметрам и размерности в авиационном ГТД уровень перегрузки ответственных деталей ротора высокого давления (рабочие лопатки) на рабочем режиме составляет величину порядка 10 в 5-й степени, т.е. в десять тысяч раз больше, при этом температура тела охлаждаемой рабочей лопатки из жаропрочного сплава достигает многих сотен градусов. Эти достижения в авиационных ГТД базируются на фундаментальных и прикладных исследованиях в области газовой динамики, горения и теплообмена, конструкционной прочности, теории управления и технической диагностики. Широко применяется компьютерное многодисциплинарное моделирование высоких уровней, физический модельный эксперимент, натурные исследования экспериментальных узлов и систем двигателей на уникальных, имитирующих реальные условия эксплуатации, стендах, что обеспечивается наличием мощной научно-технической инфраструктуры. Помимо отечественного авиадвигателестроения, только США (Pratt-Whitney, General Electric), Англия (Rolls-Royсe) и Франция (SNECMA) владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГТД. Недаром атрибутом великой державы считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели. [2]

В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии: наземный и водный транспорт; теплоэнергетика; газоперекачка; технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.п. Всё возрастающие и расширяющиеся требования к авиационным двигателям стимулируют развитие конструкционных материалов, технологического оборудования, электронной и электрической техники и др. Развитие авиационных ГТД связано с растущими потребностями в развитии экономики, транспорта, обеспечением экономической безопасности и поддержанием обороноспособности государства. Закономерности развития авиационных ГТД, т.е. последовательное улучшение показателей технического совершенства и эффективности их применения на летательном аппарате, носит непрерывно шаговый характер, отражающий необходимость накопления требуемого объема знаний, осознания опыта предшествующих разработок и эксплуатации, освоения новых технологий создания высокоэффективных узлов и элементов. Эти обстоятельства, наряду с факторами конкуренции и поддержания паритетности, обуславливают существование поколений ("шагов" развития) авиационных ГТД. Поколение характеризуется типами и назначением ГТД, уровнем параметров цикла, принципиальной схемой основных узлов, конструкционными материалами, а также технологией изготовления конструкций основных узлов.

Временные рамки создания поколений авиационных ГТД зависят от множества факторов, в т.ч. и не технического характера; ориентировочно сроки создания поколений ГТД (1- 5) могут быть в основном отнесены соответственно к 40-м, 50-м, 60-м, 70-90-м гг. и к концу прошлого - началу нового тысячелетия.

Темпы развития авиационных ГТД определяются в первую очередь ограничениями допустимого на данном этапе уровня температуры газа перед турбиной с учётом обеспечения прочности, надежности, ресурса конструкции и, таким образом, напрямую зависят от технологий создания высокотемпературных конструкционных материалов и экономичных систем охлаждения теплонапряженных деталей конструкции. Примерная величина прироста максимальной температуры газа от поколения к поколению составляет около 150...200К. Повышение температуры газа сопровождается, как отмечалось, увеличением степени повышения давления в цикле и, следовательно, температуры воздуха в конце сжатия. Развитие авиационных ГТД характеризуется разработкой все более высоконапорных компрессоров. При этом решение проблем эффективности, прочности и надежности (газодинамической устойчивости) компрессоров достигается разработкой и внедрением новых (для своего времени) технологий (разделение на каскады, поворот лопаток направляющих аппаратов, двухконтурная схема тракта, пространственное профилирование элементов проточной части с повышенной нагрузкой на ступень, моноколёса, жаропрочные сплавы в последних ступенях и др.). [4]

Вследствие повышения обоих параметров цикла по мере развития ГТД возрастают температура воздуха на входе и температура газа на выходе из основной камеры сгорания, расположенной между компрессором и турбиной. При этом осложняются проблемы обеспечения её эффективности, прочности, надежности, ресурса, приемлемых экологических характеристик (эмиссия вредных веществ) и характеристик запуска. Развитие авиационных ГТД в части камер сгорания характеризуется созданием и внедрением новых технологий, позволяющих обеспечить уникально высокий уровень теплонапряженности и других характеристик камер. В их число входят конструктивно-схемные решения, организация сложного многорежимного рабочего процесса, обеспечения эффективного охлаждения стенки жаровой трубы, температурного поля перед турбиной с приемлемой неоднородностью, экологических характеристик в соответствии с жесткими нормами на эмиссию и др. Сложность разработки этих технологий связана с их зачастую неоднозначным влиянием на различные характеристики камеры, при улучшении одних и ухудшении других. Так, международные нормы на эмиссию вредных веществ постоянно ужесточаются, что затрудняет оптимизацию параметров цикла ТРДД в целях повышения топливной экономичности. Принципиально сходные соображения можно высказать относительно остальных узлов и элементов авиационных ГТД.

1.1 Виды ГТД

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя. [1]

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т. д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным. Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Турбореактивный двигатель

В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются. Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10--45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. [1]В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках. Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии. Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги. Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия. [4]

Турбовинтовой двигатель

В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10--15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи. Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600--800 км/ч.

Турбовальный двигатель

Турбовальный двигатель (ТВаД) -- газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения -- силовые установки вертолётов.

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. Применение второго контура в двигателях для военной авиации позволяет охлаждать горячие части двигателя, это позволяет увеличивать температуру газов перед турбиной, что способствует дополнительному повышению тяги. Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов. [8]

Турбовентиляторный двигатель

Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют ТРДД с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности -- без смешения потоков. Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом. По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока -- сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора. ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию. Область применения таких двигателей -- дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры.

Достоинства и недостатки турбовентиляторного двигателя

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки -- большие масса и габариты. Особенно -- большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете. [1]

Турбовинтовентиляторный двигатель

Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20--90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие -- винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как винт, а через редуктор. Двигатель наиболее экономичен, но при этом крейсерская скорость полета ЛА, с такими типами двигателей, обычно не превышает 550 км/ч, имеются более сильные вибрации и "шумовое загрязнение".

Вспомогательная силовая установка

Вспомогательная силовая установка (ВСУ -- небольшой газотурбинный двигатель, являющийся дополнительным источником мощности, например, для запуска маршевых двигателей самолетов). ВСУ обеспечивает бортовые системы сжатым воздухом ( в том числе для вентиляции салона), электроэнергией и создает давление в гидросистеме летательного аппарата.

1.2 Поколения авиационных ГТД

Каждое новое поколение авиационных ГТД характеризуется комплексом новых созданных, реализованных в производстве и внедренных в эксплуатацию технологий (технических "событий"), краткий перечень которых позволяет сформулировать определения поколений авиационных ГТД на основе анализа мировой практики авиадвигателестроения. Впервые это сделано в ЦИАМ в 70-х гг. прошлого века. [2]

Первое поколение - характеризует начальный этап развития авиационных ГТД (1940-е - начало 50-х гг.). Созданы относительно простые по схеме и конструкции первые ТРД(ф) и ТВД в основном военного назначения с одновальными центробежными и осевыми компрессорами ( Пк = 3...5,5) и неохлаждаемыми турбинами (Тг = 950...1150К). Конструкционные материалы заимствованы в основном из практики поршневого авиадвигателестроения и паротурбостроения (сталь, алюминиевые и магниевые сплавы). Пилотируемые самолеты с ТРД первого поколения впервые преодолели звуковой барьер. [5]

Второе поколение - (50-е - 60-е гг.) характерно существенным расширением работ по созданию новых образцов ГТД (по прежнему ТРД(Ф) и ТВД), что свойственно этапу экстенсивного развития направления. Компрессоры осевые с П*к = 7...13 одновальные с регулируемым поворотом лопаток направляющих аппаратов или двухвальные, применяются первые сверхзвуковые ступени с высокой производительностью. Турбины с Тг = 1100...1250К с неохлаждаемыми рабочими лопатками. В номенклатуру конструкционных материалов входят титан и улучшенные жаропрочные сплавы. Двигатели в основном ориентированы на военное применение, в том числе на серийных самолетах, достигших скорости М = 2 и более. Модификации некоторых из ГТД 2-го поколения находят применение на первых реактивных и турбовинтовых самолетах пассажирской авиации, в связи с чем возникает новая проблема высокого шума при взлете, создаваемого реактивной струёй ТРД; разрабатываются первые образцы шумоглушащих сопел. [5]

Третье поколение авиационных ГТД (в основном 1960-е гг.) характерно принципиально новым шагом - созданием и внедрением двигателей двухконтурной схемы - ТРДД с малой и умеренной степенью двухконтурности (m = 0,5...2,5), что позволило снизить скорость истечения реактивной струи и потери с выходной скоростью, тем самым обеспечив повышение полетного кпд и экономичности (на 15...20 %), а также снижению уровня шума (на 15...20 дБ). Создание ТРДД стало возможным прежде всего благодаря разработке и внедрению технологий изготовления рабочих лопаток турбины с внутренним конвективным воздушным охлаждением, что позволило поднять максимальную температуру газа перед турбиной до уровня 1300...1450К. Компрессоры, как правило, двухвальные с Пк = 15...20. В сфере разработок двигателей военного назначения продолжается развитие ТРДФ и создаются первые ТРДДФ на базе ТРДД для гражданской авиации. В номенклатуре конструкционных материалов растет доля жаропрочных сплавов. Двигатели 3 поколения до настоящего времени находятся в эксплуатации. [1]

Четвертое поколение авиационных ГТД (1970-е - 90-е гг.) приходится на стадию интенсивного развития данного направления, характерную расширением разработок модификаций двигателей различной тяги, мощности и назначения, включая газотурбинные установки для наземного (морского) транспорта и энергетики, на основе ограниченного числа новых базовых конструкций авиационных ГТД и их газогенераторов. Этот методологический подход отражает влияние роста сложности двигателей, расширения и ужесточения эксплуатационных требований, в первую очередь по ресурсу и надежности, увеличения наукоёмкости и затрат на отработку новых технологий и материалов. Двухконтурные двигатели различных схем заняли господствующее положение для разрабатываемых самолетов гражданской и военной авиации. Благодаря созданию и внедрению новых технологий изготовления литых с направленной кристаллизацией и монокристаллических лопаток турбины с эффективным охлаждением температура газа перед турбиной достигла уровня 1500...1700К. Степень повышения давления в компрессорах, реализованная в двух - и трёхвальной схемах, выросла до 25...40, причем нижняя часть диапазона по преимуществу соответствует сверхзвуковым многорежимным ТРДДФ, а верхняя - дозвуковым транспортным ТРДД. Степень двухконтурности последних возросла до 4...8, что в совокупности с увеличением параметров цикла позволило снизить удельный расход топлива на крейсерском режиме полета при М = 0,8 на ~15...20 % по сравнению с двигателями 3 поколения . Важной новой технологией ТРДД с большой степенью двухконтурности явилось создание одноступенчатых вентиляторов со степенью повышения давления ~1,6...1,8 ("движителей") большого диаметра (порядка ~2 м для двигателей средней тяги) без входного направляющего аппарата. К числу основных требований к вентиляторам этого типа относятся очень высокие производительность и кпд при выполнении ужесточающихся требований по уровню шума и безопасности эксплуатации. Разработки вентиляторов этого типа продолжаются до настоящего времени. Созданы вентиляторы с лопатками сложной пространственной конфигурации без антивибрационных полок и облегчённой конструкции, что потребовало совместного решения проблем газодинамики, прочности, материалов и способов производства. Существенный рост степени двухконтурности и степени повышения давления в компрессорах ТРДД 4-го поколения обусловил уменьшение размеров проточной части внутреннего контура, особенно сильно проявляющееся в тракте высокого давления, т.е. на выходе из компрессора газогенератора и на входе в турбину.

Следствием уменьшения высот лопаток, примерно пропорциональных квадратному корню из приведенного расхода воздуха (газа) в данном сечении, является усиление отрицательного влияния на к.п.д. радиального зазора, относительных толщин кромок лопаток, отклонений формы профилей от номинальных и т.п. Параметр размерности газогенератора ТРДД 4-го поколения имеет тенденцию к снижению в 3 и более раз по сравнению с ТРДД 3- го поколения той же тяги, что потребовало уже в 4-м поколении ТРДД разработать и внедрить технологию управления радиальным зазором в обеспечение повышения экономичности, стабилизации параметров с наработкой в эксплуатации и надежности. Характерной чертой разработок двигателей 4-го поколения является тенденция к сокращению числа ступеней турбокомпрессорной группы в целях уменьшения затрат на производство и эксплуатацию, снижения веса двигателя. Разработки новых лопаточных машин были направлены на интенсификацию рабочего процесса в отдельных ступенях. Впервые в двигателях 4-го поколения были разработаны и внедрены технологии высокоперепадных одноступенчатых турбин газогенераторов, что в совокупности с мероприятиями по сокращению числа ступеней в тракте сжатия способствовало широкому распространению компактных двухопорных газогенераторов, что также внесло свой вклад в весовое совершенствование двигателей. Удельный вес ТРДДФ 4-го поколения для маневренных самолетов был снижен в 5...7 раз по сравнению с ТРД первого поколения. Разработки усовершенствованных модификаций двигателей 4-го поколения продолжаются до настоящего времени.

Пятое и шестое поколения авиационных ГТД (1990-е - 2020-е годы) продолжает и развивает основные тенденции, сложившиеся при разработке двигателей 4-го поколения. [2]

Максимальная температура газа перед турбиной достигла уровня ~1900К, а степень повышения давления в компрессоре = 50 - 60.

Степень двухконтурности в дозвуковых ТРДД достигает очень высоких ("сверхбольших") значений m = 8...12, что в сочетании с повышением параметров цикла и кпд узлов позволило снизить расход топлива на 10...15 % по сравнению с ТРДД 4-го поколения. При этом в обеспечение эффективности турбовентиляторного каскада были разработаны и внедрены технологии создания многоступенчатых (до 6 - 7) турбин низкого давления для ТРДД безредукторных схем и понижающих частоту вращения вентилятора мощных редукторов для ТРДД редукторной схемы.

В настоящее время отечественное авиадвигателестроение переживает не лучшие времена. Хозяйственно-экономические изменения, произошедшие в начале 90-х годов прошлого века, резкое сокращение финансирования исследований и разработок авиационных ГТД способствовали отставанию от зарубежных фирм практически на целое поколение. В настоящее время актуальной задачей отечественного авиадвигателестроения является преодоление сложившегося технологического отставания по срокам и создание конкурентоспособных двигателей, соответствующих требованиям внутреннего и внешнего рынков.

В разработке находится высокоэкономичный отечественный базовый ТРДД 5-го поколения ПД-14 для ближнесреднемагистрального самолета нового поколения МС-21. Этот двигатель тягой в классе 14 тонн разработан по двухвальной схеме и включает все новые технологии в узлах, характерных для ТРДД 5-го поколения (широкохордный бесполочный вентилятор с полыми лопатками и низкой окружной скоростью для снижения уровня шума, малоэмиссионная кольцевая камера сгорания, охлаждаемая турбина высокого давления с высоким к.п.д., облегченная многоступенчатая турбина низкого давления). В целях снижения технического риска принята безредукторная схема ротора низкого давления, а степень двухконтурности составляет около ~9, что близко к практическому пределу для безредукторной схемы ТРДД.

Снижение удельного расхода топлива в новом ТРДД по сравнению с серийным аналогом предшествующего поколения составит, согласно проекту, ~15 %. Предусмотрено значительное улучшение экологических характеристик: снижение шума на ~15 дБ относительно главы 4 ИКАО и эмиссии на 20... 30 % относительно САЕР 6 ИКАО. Двигатель ПД-14 рассматривается как базовая конструкция для создания семейства дозвуковых ТРДД взлетной тягой в классе от 8 до 18 тонн, для самолетов различного назначения. Разработка ПД-14 осуществляется в рамках широкой кооперации проектных организаций и серийных предприятий авиадвигателестроения при головной роли разработчика и системного интегратора ОАО "Авиадвигатель". Научное обеспечение разработки осуществляется ЦИАМ и другими институтами авиапромышленности. Опыт создания современных авиационных двигателей, характеризующийся значительным ростом затрат на разработку и производство по сравнению с первыми поколениями ГТД, обусловил кардинальное изменение методологии создания новых двигателей. Основой современной методологии является опережающее по срокам создание экспериментально апробированного и обоснованного научно-технического задела (НТЗ) по узлам, газогенераторам, демонстрационным двигателям. Раннее выявление технических проблем в конкретной разработке и определение путей их решения позволяет существенно уменьшить затраты на разработку и сертификацию двигателя благодаря сокращению доли наиболее дорогой компоненты "доводки" отработки двигателя на опытных образцах. Базирование разработки двигателя на опережающем НТЗ также способствует согласованию сроков создания авиационного комплекса в целом. Создание опережающего НТЗ по перспективным авиационным двигателям является приоритетным направлением в национальной научно-технической политике. Выполняется поэтапный контроль реального хода программ с постановкой целей и оценкой результатов по предложенной NASA популярной сейчас шкале "уровней технологической готовности" от создания концепции (уровень 2) до экспериментально подтвержденной на образцах новой технологии (уровни 4-6). Выход на этот уровень дает основание к применению данной технологии в разработке двигателя по полной программе. Современная методология разработки авиадвигателей опирается на интеграцию систем пространственного моделирования течений в их элементах, деформаций под нагрузкой и т.п., компьютерного проектирования, автоматизированного изготовления деталей и физического эксперимента. На основе многодисциплинарных математических моделей (газовая динамика, теплообмен, горение, прочность, экономика и др.) совершенствуются методы расчета, оптимизации параметров и проектирования двигателей. Создаются компьютерные "испытательные стенды" ГТД, позволяющие воспроизводить и наблюдать детали сложнейших рабочих процессов на установившихся и нестационарных режимах, развиваются экспериментальная база и методы физического эксперимента.

Современный авиационный ГТД 5-го поколения, впитавший в себя опыт и уроки четырех предыдущих поколений и состоящий из узлов, каждый из которых выполнен из материалов с высокой удельной прочностью с применением специальных высокоэффективных технологий, является уникальным продуктом машиностроения, аналогов которому по уровню интенсивности рабочего процесса, нагруженности и тепловому состоянию основных узлов практически нет.

Эти показатели достигнуты при многократном повышении надежности конструкции, характеризуемой наработкой на отказ в полете.

Компьютерное моделирование позволяет дать предварительную оценку возможных путей развития авиационных ГТД. При традиционном пути развития ТРДД с повышением максимальной температуры газа перед турбиной на ~150...200К по сравнению с ТРДД 5-го поколения, общей степени повышения давления в компрессорах до 60...80, степени двухконтурности до 15...25 и высоких к.п.д. узлов, снижение удельного расхода топлива в ТРДД для дозвукового пассажирского транспорта на крейсерском режиме при М = 0,8, Н = 11 км (без учета отборов воздуха и мощности на самолетные нужды) может составить ~10 % по сравнению с ТРДД 5- го поколения и, тем самым, впервые преодолеть рубеж 0,5 кг/кгс ч .

Однако видно, что это снижение связано с уменьшением размерности газогенератора в 2...3 раза по сравнению с ТРДД 5- го поколения при одинаковой взлетной тяге, т.е. потребует разработки технологий создания и производства малоразмерных газогенераторов с высокими к.п.д. узлов и стабильностью параметров в производстве и эксплуатации. Принципиально возможно некоторое повышение экономичности применением новых схем двигателей за счет преимущественного повышения термического к.п.д. (ТРДД с промежуточным охлаждением и регенерацией тепла) или полетного к.п.д. (ТРДД с открытым незакапотированным низконапорным винтовентилятором). Однако этим схемам присущи пока неопреодолённые недостатки: первой - повышенный вес и размеры; второй - повышенный шум винтовентилятора. В целях стимулирования разработок новых технологий для перспективных магистральных пассажирских самолётов NASA (США) выдвигает очень высокие требования к таким показателям, как : кумулятивный уровень шума, эмиссия на взлётно-посадочном цикле и расход топлива. [9], [10]

Ставится задача достижения 4 - 6 уровня технологической готовности по этим показателям к 2025 г. Столь значительное повышение топливной и экологической эффективности требует усилий как со стороны двигателя, так и планера и, в конечном счете, глубокой интеграции обоих составляющих в системе самолета. [2]

В частности, рассматриваются схемы ЛА "летающее крыло" и с несущим фюзеляжем с очень высоким аэродинамическим качеством на крейсерском режиме, что само по себе способствует эффективности применения ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью двухконтурности, ввиду быстрого снижения тяги последних по скорости полета. Расположение двигателей (вентиляторов) в полуутопленном положении на верхней поверхности крыла вблизи его задней кромки обеспечивает отсос части пограничного слоя с поверхности крыла, что, по мнению разработчиков, должно благоприятно влиять на лётно-технические характеристики ЛА. Одновременно такая компоновка экранирует двигатели со снижением воспринимаемого шума. Аналогичный эффект предполагается получить от применения распределенной силовой установки, когда один газогенератор приводит несколько вентиляторов уменьшенного диаметра, расположенных сверху крыла вдоль его задней кромки. Привод выносных вентиляторов осуществляется механическим или электрическим путем со сверхпроводящей сетью и электродвигателями. Эти и другие идеи совершенствования воздушного транспорта требуют экспериментальной отработки и подтверждения эффективности. В частности, необходимо создание технологии вентиляторов, работоспособных и эффективных при эксплуатации в существенно неравномерном потоке, интеллектуальных адаптивных САУ, эффективных систем электрификации ЛА и силовой установки. [2]

Перспективы развития авиации с учетом потребности обеспечения социально-экономических нужд, обороноспособности, расширения в перспективе сферы применения авиации в сторону больших скоростей полета с созданием авиационно-космических систем практически не имеют границ. Вместе с ней дальнейший путь развития предстоит пройти и авиационным двигателям с созданием новых технологий, применением принципиально новых схем, включая комбинированные и основанные на новых принципах преобразования энергии силовые установки.

2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ РЕСУРС АВИАДВИГАТЕЛЯ

Для авиационного двигателя эксплуатационный ресурс это основа его долговечной и надёжной работы в различных климатических, температурных и др. условиях. Надёжность и высокая работоспособность двигателя - это залог безопасности полётов.

Эксплуатационный ресурс - это период, в течение которого изделие может эксплуатироваться.

Эксплуатационная наработка - это количество применений изделия в течение его эксплуатационного ресурса. [7]

График 1 - График изменений эксплуатационного ресурса авиационных ГТД российского производства (в установленных производителем часах и циклах безотказной работы) с 1980-х по 2014 гг.

Величина закладываемого эксплуатационного ресурса складывается из многих факторов, таких как, способ изготовления деталей, технологии и материалы применяемые как при изготовлении каждого отдельного компонента авиационного двигателя, так и на каждой стадии его сборки, а также стендовые и лётные испытания.

Развитие понятия ресурса ГТД

В настоящее время эксплуатация ГТД производится как «по состоянию» (для изделий у которых можно средствами технической диагностики и контроля заблаговременно определить «безопасные разрушения»); при этом эксплуатация ГТД по состоянию сочетается обычно с профилактическим обслуживанием по регламенту отдельных модулей; так и по регламенту (для изделий у которых нет возможности обнаружить средствами контроля «безопасные разрушения» и конструктивно не обеспечивается «безопасность отказов». Основные проблемы возникающие при внедрении эксплуатации по «состоянию»:

1. Создание таких конструкций ГТД, которые имели бы контролепригодные и ремонтопригодные конструкции для такой эксплуатации.

2. Разработка надежных средств технической диагностики, которые позволяют своевременно выявить «безопасное разрушение» и сами не являются источниками дефектов. Контроль состояния двигателя не должен превращаться в случайный набор измерений, устройств контроля, методов диагностики. Этот контроль должен образовывать систему взаимозаменяющих методов, тесно связанных с конструкцией двигателя, его назначением и характером использования. Для того чтобы полученная тем или иным способом информация о состоянии двигателей соответствовала поддерживанию в эксплуатации требуемой его надежности, необходимо эффективно использовать эту информацию для принятия практических инженерных решений. [7]

Надежность и ресурс ГТД являются составляющими более общего показателя ГТД-качества.

Под надежностью авиационных ГТД чаще всего понимают только узкое понятие - его безотказность в работе, т.е. свойство изделия непрерывно сохранять работоспособность в течении всего заданного срока службы в заданных условиях эксплуатации. Безотказность в работе у авиационных ГТД весьма высокая. Так, например, по статистике ИКАО из 100 % авиационных катастроф за последние 15 лет, менее 10 % произошли за счет отказа двигателей.

Анализ досрочно снятых двигателей показывает следующие основные причины их выхода из строя:

1. Несовершенство конструкции.

2. Неудачная технология или нестабильность производства.

3. Низкое качество или нестабильность материала.

4. Дефекты комплектующих изделий (изделий смежников).

5. Нарушение правил эксплуатации и обслуживания двигателей.

Это в свою очередь у 80 % досрочно снятых двигателей приводит к:

а) повышенной вибрации;

б) усталостным разрушениям лопаток;

в) дефектам маслосистем по опорам;

г) исчерпанию длительной прочности лопаток;

д) разрушению элементов камеры сгорания.

В качестве критерия эксплуатационной надежности принимают коэффициент досрочно снятых двигателей на 1000 часов эксплуатации: К1000дсд. Назначенным ресурсом двигателя (или его детали - напр. лопатки, диска) называют ожидаемую (расчетную) величину суммарной наработки до некоторого его предельного состояния, при достижении которого эксплуатация должна быть прекращена независимо от состояния ГТД. Такое понятие ресурса может быть удовлетворительно описано физическими или статистическими моделями только для отдельных деталей ГТД. Такие модели отражают исчерпание долговечности элемента с учетом его нагружения. Когда же переходят от элемента двигателя к такой сложной системе как ГТД, включающей в себя многие элементы с разнообразными процессами их нагружений, то понятие назначенного ресурса становится менее определенным. Поэтому его принимают равным минимальному значению назначенного ресурса у тех основных деталей ГТД, которые не подлежат замене. «основными деталями» ГТД называют детали, разрушение, или последствия разрушения, которых могут привести к катастрофическим последствиям. К таким отказам относятся:

- разрушение элементов ротора, обломки которых не удерживаются внутри корпуса;

- нелокализованные пожары;

- невозможность выключения двигателя.

К основным деталям, лимитирующим ресурс, чаще всего относятся рабочая лопатка турбины ВД и диск последней ступени турбины НД.

В связи с необходимостью ремонтировать часть (подлежащих замене) деталей двигателя в пределах назначенного ресурса, возникает необходимость в понятии так называемого межремонтного ресурса. Межремонтный ресурс - это ресурс определяемый временем наработки, в течение которого целесообразно (экономически) и допустимо (по надежности) использовать двигатель в данных условиях эксплуатации. Обычно межремонтные ресурсы ГТД подразделяют на «ресурс до 1 капитального ремонта (или 1-ый межремонтный) и другие «межремонтные ресурсы». [7]

Во многих случаях за жизненный цикл двигателя в эксплуатации делают 2 ремонта, т.е. существуют 3 межремонтных ресурса.

При назначении ресурса ГТД важнейшим моментом является правильный учет взаимосвязи между величиной ресурса и надежностью. Критерии, характеризующие выполнение двигателем основных функций и эксплуатационные затраты будут определять эффективность системы установления ресурса. То есть должна существовать оптимальная величина ресурса. На практике для того, чтобы достигнуть оптимального ресурса используют различные виды испытаний ГТД. На ранних этапах доводки ГТД при небольших его ресурсах, когда суммарная наработка газочасов невелика (что, как показывает опыт, соответствует и невысокой надежности двигателя), испытания ГТД ведут на первоначальный типовой ресурс

= 125...500 часов. У нас в РФ обычно это 150 часов - для гражданских двигателей.

В процессе такой доводки ГТД решаются 2 основные задачи:

1. Идентификация опытных образцов ГТД с их проектными математическими моделями для внесения при необходимости изменений в конструкцию чтобы обеспечить получение запроектированных характеристик и свойств двигателя.

2. Выявление слабых мест, неудачных конструктивных и технологических решений и их устранение.

Доводка сопровождается значительными конструктивными изменениями (чертеж некоторых деталей иногда изменяют до 5 раз ).

Современными прогрессивными методами ускоряющими доводку являются:

а) поузловая доводка ГТД, параллельно с доводкой двигателя в целом;

б) опережающая отработка газогенератора.

Процесс экспериментальной доводки авиационного двигателя условно разбивается на несколько основных этапов:

А) Апробация и отработка работоспособности конструкции до ресурса от нескольких часов до 1/4 первоначального типового ресурса.

Б) Отработка необходимых характеристик и эксплуатационных свойств двигателя при стендовых испытаниях.

В) Обеспечение уровня надежности и долговечности достаточного для начала летной эксплуатации (стендовые и летные испытания).

Последний этап включает в себя помимо серии специальных испытаний (тензометрирование, вибрографирование и т.п.) также проведение летных испытаний и нескольких длительных стендовых испытаний по 150- часовой программе эквивалентно-циклического испытания.

Ниже приведена суммарная наработка по режимам.

1. Взлетный - 18 ч 45 мин.

2. Максимальный продолжительный - 45 ч при tн мax.

3. Крейсерские - 62 ч 30 мин. (не менее 15 установившихся режимов в интервале: между максимальным продолжительным режимом и режимом малого газа при включенных самолетных отборов воздуха.

4. Переходные режимы - 23 ч 45 мин. (запуски, приемистость, сброс газа и земной малый газ.

Количество проб приемистостей - 300;

запусков - 100;

реверсов - 200.

За время испытаний должно быть выполнено 100 переключений средств механизации компрессора. На всех этих режимах должна быть обеспечена полная загрузка всех самолетных агрегатов. Не менее чем на 25 % времени включается противообледенительная система. Приведенные значения показывают значительную долю нагруженных режимов (взлетный и максимально продолжительный) - 42 %. Взлетный режим в этой программе составляет 12,5 %, тогда как в эксплуатации всего 4 %.[7]

По окончании испытания двигатель разбирают и контролируют состояние деталей. Если во время испытания и по результатам дефектации деталей отклонений от ТУ не наблюдалось, дается положительное заключение о годности двигателя к началу летной эксплуатации. Доводка ресурса ГТД завершается сертификацией двигателей, т.е. установлением соответствия двигателя требованием норм летной годности (НЛГ). (Фактически это означает положительную оценку результатов всех стендовых и летных испытаний).

В целом доводка авиационных ГТД - сложный и длительный процесс: от ее начала до эксплуатации на ЛА обычно проходит от 40 до 80 месяцев (3,5 - 6,5 лет).

Средняя стендовая наработка опытных образцов до начала летных испытаний за последние 20 лет находится на уровне 5000 часов, но иногда достигает 10 000 часов. Существует определенная статистическая зависимость между доводочной наработкой газочасов и надежностью ГТД:

При этом двигатель сертифицируется дважды:

1) сертификация двигателя до «установки на самолет» сертификация;

2) самолета вместе с двигателем «при его установке на серийный самолет».

Суммарная наработка до начала эксплуатации ГТД вместе с летными испытаниями достигает 13 000...20 000 часов. На доводку при стендовых и летных испытаниях сегодня расходуют в среднем 20 - 30 опытных образцов ГТД (для сверхзвуковых ЛА иногда до 60 - 70). [1]

Однако методы доводки необходимо совершенствовать (резервы ее совершенствования имеются): пример - если к концу доводки наработка на отказ в полете составляет 3000 - 6000 ч, то после нескольких лет серийного производства удается увеличить её почти на порядок.

Применяются длительные эксплуатационные испытания ГТД на повышенный ресурс. Цель таких испытаний - наращивание ресурса ГТД и его эксплуатационное обоснование. Как указывалось в первоначальной основой для оценки предельно возможных значений ресурса ГТД является расчетная долговечность дисков и лопаток турбины и др. ответственных «основных» деталей двигателя. Эти материалы по расчетной долговечности являются первоначальной основой оценки назначенного ресурса ГТД, т.е. расчетной величины ресурса до предельного состояния двигателя. Всякая доводка ГТД по межремонтному ресурсу может производиться только в пределах назначенного ресурса, т.е. до предельно допустимых расчетных величин наработки. В настоящее время ставится задача обеспечения при проектировании ГТД назначенного ресурса двигателя равного среднему ресурсу планера ЛА, т.е. до 30 000 часов. Расчетная долговечность дисков у некоторых современных ГТД давно уже соответствует 20 000...30 000 часам. Однако это нельзя сказать о многих других деталях ГТД. На ранних этапах эксплуатации ГТД применяют систему установления ресурса двигателя на основе величины ресурса наиболее слабого его элемента, работающего в самых напряженных условиях эксплуатации. В этом случае целью является увеличение межремонтных наработок двигателем. При такой системе доводки ресурса двигателю устанавливают каждый раз новое фиксированное значение межремонтного ресурса по достижению которого он направляется на разборку и ремонт вне зависимости от технического состояния. [1]

2.1 Метод повышения ресурса ГТД на основе статистических данных

Также применяется метод повышения ресурса ГТД на основе статистических данных об отказах двигателей в условиях эксплуатации на ЛА.

В этом случае анализируют статистический материал об отказах и дефектах всего парка двигателей рассматриваемой конструкции находящихся в летной эксплуатации. При этом с точки зрения повышения ресурса важнейшими статистическими характеристиками являются наработки на отказ ( в часах).

Для больших совокупностей ГТД разных типов в ЦИАМ путем анализа установлены важнейшие факторы определяющие связь отказов с режимами и наработкой. На их основе вычисляют безразмерные коэффициенты отказов на 1000 часов наработки: К 1000 дсд. Уменьшение этого коэффициента характеризует повышение надежности двигателя.

На рисунке ниже показан характер изменения К 1000 дсд в процессе доводки ГТД по годам эксплуатации для двигателей, установленных на ЛА разных авиакомпаний.

Рисунок 1 - Характер изменения коэффициента К 1000дсд для однотипных двигателей, эксплуатируемых на ЛА разных авиакомпаний.

То есть через 3 - 4 года эксплуатации К 1000дсд стабилизируется на определенном уровне. Когда значения К 1000дсд стабилизировались на «удовлетворительном» уровне, то как показывает опыт, целесообразно принять решение - повысить межремонтный ресурс ГТД на 200...360 часов. Для этого требуется убедиться на выборочных двигателях, что при этом действительно техническое состояние ГТД не меняется. В этих целях используют, например, метод опережающего налета на самолетах-лидерах. Продолжая затем обработку статистики устанавливают влияние продления ресурса на изменение характеристик надежности данного ГТД. Если продление не привело к существенному возрастанию коэффициента К 1000 дсд, то решение считается оправданным и после осмотра результатов разборки нескольких экземпляров ГТД продление ресурса официально утверждается разработчиком двигателя, ЦИАМ и эксплуатирующей организацией. Далее предпринимают аналогичные исследования и продлевают ресурс несколько раз пока коэффициент К 1000 дсд не начнет заметно возрастать. Тогда устанавливают его максимально-допустимое и рентабельное значение. [7]

2.2 Эксплуатационные испытания с опережающей наработкой ресурса на самолетах-лидерах

Цель таких испытаний - доводка ГТД на увеличенный ресурс.

1. После отработки «первыми» двигателями установленного ресурса до 1 капитального ремонта они снимаются с самолетов, и отправляются в ремонт, а некоторые из них разбирают для дефектации.

2. В дополнение к этому на 1 - 2 выработавших ресурс двигателях без разборки проводят стендовые испытания продолжительностью 100...300 часов, а чаще 10 % до первого межремонтного ресурса, что является разницей между действующим и увеличенным ресурсом. По окончании этих испытаний двигатели также разбирают и проводят дефектацию деталей.

3. При положительных результатах дефектации дается разрешение на летную эксплуатацию на самолетах-лидерах остальных двигателей до выработки увеличенного на величину разницы между действующим и увеличенным ресурсом (самолеты-лидеры - это как правило не пассажирские, а грузовые самолеты той же марки).