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

4. После выработки увеличенного ресурса все двигатели лидерного самолета дефектируют, а один из них без разборки нарабатывает на стенде еще 10...20 % от разницы.

Положительные результаты таких испытаний и удовлетворительное состояние деталей позволяют разрешить увеличенное (фиксированное) значение ресурса для всех двигателей данной модификации. Такая система повышения ресурса с достаточной надежностью обеспечивает требуемую безопасность полетов.

Однако ей присущи и существенные недостатки: например, при больших ресурсах (2000...3000 ч) требуется слишком большой календарный срок для проведения всех требуемых проверок (ведь средний годовой налет в ГА всего 2600 часов). Кроме того, получаемая при этом величина разницы не зависит от дальности полета данного самолета, что не отражает истинной выработки ресурса. Дело в том, что при рейсах взлетный режим при взлете не должен вообще использоваться, т.к. взлетная масса самолета - М0 при коротких рейсах за счет заправки меньшего количества горючего становится несколько меньше, а рекомендуется (в НЛГС) взлет на максимальном продолжительном режиме. Однако пилоты часто по привычке используют взлетный режим. Это сокращает ресурс например по дискам турбины в 1,5 раза. На самолетах, чтобы этого избежать установлены счетчики выработки ресурса, которые фиксируют выработку ресурса за каждый полетный цикл и сравнивают с той, которая должна быть по нормам в типовом случае. Это дисциплинирует пилота и приводит к более экономному расходованию ресурса. Тем более, что на коротких рейсах ресурс и так сокращается за счет увеличения числа циклов и доли использования повышенных режимов.

В настоящее время на самолетах внедряется цифровая система автоматического управления, которая благодаря применению бортового компьютера автоматически устанавливает режимы на взлете и наборе высоты, оптимальные по расходу топлива при данной загрузке самолета. Это позволяет экономить до 3...4 % залитого в баки топлива.

2.3 Эксплуатация ГТД по «состоянию» как длительное испытание на выработку назначенного ресурса двигателя

При эксплуатации «по состоянию» техобслуживание, замена узлов и агрегатов, а также и ремонт (включая капитальный) проводятся в зависимости от фактического состояния каждого экземпляра двигателя, а не через заданное число часов. Дело в том, что при больших ресурсах ГТД (6000...10 000 ч) установление индивидуальных сроков ремонта двигателей становится объективной необходимостью так как увеличивается роль случайных отказов. Зависимость надежности от ресурса для периода нормальной эксплуатации имеет следующий вид: при наработках на отказ ГТД = 10 000 ч и ресурсе ГТД = 10 000...12 000 часов около 70 % ГТД не вырабатывают ресурса и попадают в ремонт из-за отказов досрочно. При наработке на отказ = 5000 ч досрочно будут сняты уже 90 % двигателей. А ведь величины наработок 5000...10000 ч считаются типичными и удовлетворительными для современных ГТД. Следовательно при больших ресурсах понятия фиксированного межремонтного ресурса теряет смысл, т.к. подавляющее большинство ГТД будет ремонтироваться раньше. Фактически это означает, что при межремонтном ресурсе > 10 000 ч ресурс перестает быть гарантом надежности. Следует заметить, что применение принципа, так называемого, планово-предупредительного ремонта, требующего назначения фиксированного значения межремонтного ресурса для всех двигателей данной модификации, было продиктовано только стремлением обеспечить важнейшую для авиации проблему безопасности полетов. Однако этот принцип никогда не имел теоретического обоснования. Недостаточная обоснованность назначения фиксированного ресурса двигателям постепенно была осознана в первую очередь эксплуатационниками, так как затраты на ремонт и обслуживание ГТД при увеличении наработки парка ЛА непомерно росли. Первым шагом в правильном направлении было введение дифференцированного ресурса, учитывающего разную долговечность отдельных элементов двигателей, влияние различных условий эксплуатации и т.п. Так, например, фирма Роллс-Ройс уже давно применяет понятие раздельного ресурса на разные элементы двигателя. Например, на ТВД Дарт, в течение установленного ресурса разрешалось через каждые 2000...3000 часов менять жаровые трубы камер сгорания. В СССР было и в РФ сохранилось наиболее жесткое понятие ресурса. При этом требуется, чтобы в течение межремонтного ресурса не должна выходить из строя или заменяться ни одна деталь. А каждая деталь должна иметь расчетный запас долговечности на 3 межремонтных ресурса. В связи с такими различиями в понимании ресурса естественно отличаются и цифры максимально достигнутых ресурсов: у самолетных ТВД в Великобритании межремонтный ресурс достиг 6000...8000 (но с заменой жаровых труб через 2000...3000 часов; у самолетных ТРДД - 4000...10 000 часов с осмотром горячей части через 4000) и у вертолетных ТВД - 1500 - 3000 часов (наиболее напряженная эксплуатация ГТД). В США у самолетных ТРДД - 2000...6000 часов (с осмотром горячей части через 4000 ч). Без промежуточного осмотра через 4000...5000 часов за границей пока нет ни одного ГТД. В связи с жесткими требованиями первый межремонтный ресурс у отечественных ГТД несколько ниже. Т.о. переход от эксплуатации по регламенту, основанному на понятии фиксированного ресурса к эксплуатации «по состоянию» представляет собой постепенное развитие понятия ресурса ГТД. [7]

Циклические испытания

Для проверки прочности элементов горячей части и роторов ГТД при малоцикловой усталости широко используются циклические испытания. Малая продолжительность цикла нагружения позволяет воспроизвести их за короткое время много тысяч раз. В практике английской и американской авиапромышленности такие испытания применяются как основная форма ускоренной экспериментальной проверки работоспособности авиационных ГТД позволяющих быстро оценить долговечности роторов и основных деталей горячей части двигателя. [6]

3. НОВЫЕ ТЕХНОЛОГИИ И МАТЕРИАЛЫ В АВИАДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИИ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ РЕСУРС И БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЁТОВ

3.1 Модульность конструкций авиационных двигателей

В современных условиях, когда большинство авиационной техники переводится на эксплуатацию по техническому состоянию, и при этом значительно увеличились межремонтные ресурсы, обеспечение модульности конструкции авиационных двигателей становится насущным, т.к. именно модульная конструкция позволяет наиболее полно использовать возможности эксплуатации по техническому состоянию. При этом уменьшается стоимость обслуживания двигателя, а при выполнении ремонтных работ - затраты на восстановление или замену одного модуля снижаются в 3…4 раза по сравнению с ремонтом всего двигателя. В модулях значительно проще организовать ремонт или замену критичных по техническому состоянию деталей, а при необходимости выполнения заводского ремонта - осуществить полную замену модулей аналогичными. Использование модульного принципа упрощает снабжение запасными частями, а также представляет возможность осуществить переход к эксплуатации двигателей по фактическому состоянию, в отличие от широко используемой в настоящее время директивной регламентации межремонтного ресурса. [4], [10]

Реализация модульного принципа конструирования основана на использовании составных частей, обладающих взаимозаменяемостью по большому количеству характеристик, что в совокупности обобщенно отражается свойством функциональной взаимозаменяемости.

Функциональная взаимозаменяемость модулей основана, в первую очередь, на максимальной идентичности всех их выходных характеристик, обеспечивающей полную взаимозаменяемость модулей. Достижение этого качества обычно осуществляется путем значительного ужесточения требований к точности выходных параметров - уменьшения допусков на эти параметры, что позволяет снизить рассеивание выходных характеристик двигателя и обеспечить бездоводочное согласование модулей. [4]

Двигатель такой конструкции состоит из отдельных модулей (блоков), которые при необходимости можно заменить в эксплуатации. Разъемы, которыми пользуются при замене модулей, обеспечивают соосность статора, а сами модули обеспечивают посадки и уровень балансировки в пределах норм технических условий. Основными модулями современного газотурбинного двигателя практически любой конструкции являются: компрессор низкого давления (КНД) или вентилятор и соответствующий им корпус; компрессор высокого давления (КВД); камера сгорания (КС); турбины высокого давления (ТВД) и низкого давления (ТНД), а также вспомогательные агрегаты. Модульная конструкция должна удовлетворять ряду условий и требований, в частности:

- деление двигателя на модули должно производиться с учетом прогнозируемой повреждаемости, безотказности и долговечности элементов конструкции;

- модулями могут быть как отдельные функциональные узлы двигателя (вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбины и др.), так и основные сборочные единицы этих узлов (ротор компрессора или турбины, статоры этих узлов и т. д.);

- модулям должны устанавливаться межремонтные ресурсы, равные или менее, ресурсов установленных двигателю;

- замена модулей на двигателе должна производиться, как правило, без разборки самих модулей;

- постановка на двигатель нового или отремонтированного модуля не должна снижать эксплуатационных характеристик двигателя;

- подшипники опор роторов двигателя при замене модулей должны сохранять свою комплектность, т. е. элементы подшипников следует включать в состав одного модуля. [9], [10]

В качестве примера можно привести пример деления на модули газотурбинного двигателя, разработанного совместно английской фирмой Rolls-Royсe и французской SNЕКМА. Двигатель состоит из двенадцати модулей. Замена почти всех узлов наружной обвязки двигателя не требует его съема с самолета. Для замены двигателя на самолете требуется около двух часов, для замены отдельных модулей - несколько часов. [10]

Снижение массы лопаточных элементов

Снижение массы лопаточных элементов, к чему стремятся иностранные и отечественные конструкторы, может происходить по трем направлениям. [4]

А)Уменьшение запасов прочности до предельного значения при разработке мероприятий (конструктивные, применение покрытий, эксплуатационные), снижающих влияние забоин, эрозионного износа и коррозионного поражения на лопатки.

Б)Применение моноколёс, т.е. получение неразъемных, в большинстве случаев однородных по материалу конструкций «диск - лопатки», «кольца - лопатки» может до 30 % снизить массу при использовании одного и того же материала.

В) Применение материалов с меньшей плотностью при сохранении или повышении модуля нормальной упругости, жаропрочности. [10]

3.2 Характеристика современного авиадвигателя по сплавам и химическим элементам

Современный ГТД изготовлен из титановых сплавов, 43 % - жаропрочных сплавов (суперсплавов) на никелевой основе - 42 %; из жаропрочных коррозионностойких сталей - 8 %; из конструкционных сталей - 4 %, из алюминиевых и магниевых сплавов -2 % и других материалов -1 %.

Сплавы, используемые для изготовления узлов, деталей ГТД, дорогие и труднообрабатываемые. Самыми дорогими являются суперсплавы на никелевой основе, используемые для горячей части двигателя: камера сгорания, лопатки и диски турбины, форсажной камеры.

Нет другой отрасли техники, в которой бы использовали такие сложнолегированные сплавы, как сплавы на никелевой основе в конструкции ГТД. Успех современного двигателестроения основан на достижениях новых материалов.

Для производства сплавов, используемых в конструкции ГТД, необходимо 30% титана, 28% никеля, 20% железа, 10% хрома, 4% молибдена, 4% алюминия, 2% кобальта, 2% вольфрама. [4]

Очень большая относительная доля трудозатрат в начальный период освоения современного ГТД приблизительно 45% по механической обработке снижает показатели двигателестроения: коэффициент использования материалов, технико-экономическую эффективность, повышает трудоемкость, снижает качественные показатели.

Выход из этого положения лежит в применении новых технологий, к которым можно отнести следующие:

- широкое применение лазерной технологии;

-применения сверхпластичности в производстве деталей ГТД;

-дальнейшее совершенствование технологии получения литых лопаток турбин;

-совершенствование электрохимической обработки деталей в авиадвигателестроении;

-применение струйной гидроабразивной обработки деталей ГТД;

-горячее изостатическое прессование;

-замена традиционной конструкции компрессора диск + лопатка на конструкции блисков и блингов (моноколёс);

-применение новых покрытий для деталей компрессора;

-применение новых покрытий в конструкции турбины.

Лазерная технология

Лазерная технология включает: резку, сварку, наплавку термоупрочнения сплавов, обработку неметаллических материалов.

Лазерный луч как источник нагрева имеет преимущества:

-высокая концентрация подводимой энергии и локальность обработки отдельного участка поверхности без нагрева остального объема детали;

-регулирование параметров лазерной обработки позволяет получить нужную структуру поверхностного слоя и его свойства: твердость, износостойкость, шероховатость и др.;

-высокая технологичность: отсутствие вредных отходов;

Лазерная технология применяется для раскроя листовых материалов, обрезки обечаек камеры сгорания, изготовление перфорации в деталях ГТД, скругление кромок в керамических стержнях для получения отверстий в деталях охлаждаемых лопаток турбин, а также используют газовые и твердотельные лазерные излучатели, работающие в непрерывном и импульсном режимах. [9]

Применение сверхпластичности в производстве деталей ГТД

Сверхпластичность - это способность ультромелкозернистых материалов равномерно пластически деформироваться на очень большую степень при относительно высоких температурах, малых напряжениях и малых скоростях до деформации. [4]

Состояние сверхпластичности материалов определяется совокупностью ряда признаков:

Незначительное деформирование упрочнения;

Аномально высокий ресурс деформационной способности;

Напряжение течения материала в состоянии сверхпластичности в несколько раз меньше предела текучести.

По структурному признаку принято различать:

- сверхпластичность, проявляющуюся у сплавов с особо мелким зерном ( 10 мкм);

- сверхпластичность, наблюдающаяся при деформации сплавов в процессе фазового превращения.

Преимущества от применения сверпластичных сплавов:

А) Штамповка труднодеформируемых сплавов на основе никеля и титана. За счет малых скоростей деформации резко уменьшается производительность - это недостаток СП.

Б) Штамповка тонкостенных деталей сложной формы с обрезанием, что позволяет приблизиться к размерам готовой детали.

В) Улучшение ряда показателей качества готовой продукции: увеличение точности размеров и чистоты поверхности поковок, отсутствие внутренних напряжений, повышение коррозионной стойкости.

Сверхпластичность позволяет:

1. Соединять металлические материалы в твердом состоянии.

2. Создавать износостойкие сплавы.

3. Упрочнение сплавов.

4. Производство биметаллов.

Сверхпластичность имеет и недостатки:

1. Снижается производительность формообрезания детали.

2. Необходима специальная подготовка производства для получения сверхмелкого зерна, специальный инструмент для штамповки и прессования, определение температурно-скоростных условий деформации.

На отечественных заводах двигателестроения освоен один из первых вариантов СП - изотермическая штамповка дисков и лопаток из титановых и никелевых сплавов. Технологический процесс изотермической штамповки ведется на гидравлических прессах.

Большие исследовательские работы проведены на американском титановом сплаве содержащем 6% Al и 4% V, который является аналогом отечественного сплава ВТ6. На отечественных двигателестроительных заводах хорошо освоена изотермическая штамповка на ряде титановых сплавов: ВТ5-1, ВТ20, ВТ3-1.

3.3 Технологии обработки деталей в авиадвигателестроении

Технология электрохимической обработки

Важнейшим преимуществом электрохимической обработки (ЭХО) перед методами механической обработки, является возможность обрабатывать любые токопроводящие сплавы с высокой производительностью, обеспечивая качество поверхностного слоя.

Важнейшей характеристикой качества поверхностного слоя является глубина наводораживания. При ЭХО титановых сплавов водород концентрируется в тонком поверхностном слое глубиной до 120 мкм.

Методом ЭХО обрабатывают боковые поверхности лопаток турбин, выходные кромки сопловых лопаток, разрезают кольцевые детали с сотовыми заполнителями по вставке При применении ЭХО имеются и проблемы: выделяющаяся в процессе ЭХО тепловая энергия не находит пока применения. [1]

Струйная гидроабразивная обработка деталей ГТД

Проблема повышения качества производства и ремонта лопаточных элементов ГТД может быть решена путем применения высокопроизводительных методов обработки струйной гидроабразивной обработки (ГАО).

Струйная ГАО позволяет обработать: поверхность сложного контура, любой материал (в том числе труднообрабатываемые титановые и никелевые сплавы) независимо от его физико-химических свойств. ГАО имеет высокую стабильность обработки, позволяет избежать прижогов поверхностного слоя, и ее можно механизировать. ГАО позволяет исключить виброобработку и тем более вручную доработку профиля деталей ГТД .Области применения струйного ГАО расширяются.

Однако метод ГАО ещё не получил широкого применения в двигателестроении. Это объясняется тем, что инженерно-технические разработки недостаточно осведомлены о технологических возможностях струйной ГАО. Струйная ГАО - перспективная обработка деталей ГТД: лопаток компрессора, моноколёс, дисков турбины, зубчатых колес, валов и др.

Горячее изостатическое прессование

Литые детали, сварные соединения из никелевых, титановых и алюминиевых сплавов в структуре имеют несплошности в виде микропор, размеры которых зависят от природы сплава и способа литья. Микропористость снижает прочностные свойства.

Рабочие и сопловые лопатки отливают из жаропрочных никелевых сплавов. Несмотря на значительные достижения технологии литья лопаток турбин брак достигает 30% (отклонения от геометрических размеров ~ 50%, засоры ~ 30%, рыхлоты ~ 8%, тлены ~ 6%, трещины ~ 6%). Но и 70% годных лопаток имеют поры, которые трудно определить методами перфорирующего контроля. Эти поры ограничивают ресурс лопаток турбин, так как в процессе эксплуатации (под действием напряжений и высоких температур со временем) микропоры служат источниками микротрещин.

Горячее изостатическое прессование (ГИП) приводит к уплотнению сплава, плотность его повышается за счет диффузионного механизма пластической деформации, которая создается в газостатах при повышенном давлении аргона и температуры до 1230 0С в течение 4 - 6 часов.

Целесообразно ГИП проводить после литья лопаток, т.к.повышается пластичность, циклическая долговечность, предел выносливости. Процесс ГИП совершенствуется и область его применения расширяется.

Рисунок 2 - Требования, предъявляемые к материалам для деталей компрессора

Анализ требований к материалам компрессора показывает, что эти требования противоречивы, взаимосвязаны и их разрешение происходит при применении новых технологических процессов.

Главным критерием к выбору материала деталей компрессора является высокий предел выносливости, а для авиационного ГТД отношение предела выносливости к массе лопатки. [9]

Поскольку на одном двигателе компрессорных лопаток около 1000 штук и более, то в условиях серийного производства двигателей фирмами США, Великобритании и Франции производство лопаток является массовым, поэтому технологический процесс должен быть стабильным.

Получить высокий предел выносливости в процессе изготовления лопатки это далеко не все. Важно сохранить его на высоком уровне (выше требований прочности) в период эксплуатации. На этом периоде главными врагами лопатки являются забоины, эрозионный износ и коррозионные поражения. [1], [4]

Забоины - концентратор напряжения, приводящий к резкому снижению предела выносливости лопатки. Причиной забоины является попадание в проточный тракт двигателя посторонних предметов-кусочков льда, бетона взлетно-посадочной полосы, птиц и др. Досрочный съем двигателей разных фирм по причине забоин лопаток составлял от 40 до 80 % от всего количества снятых двигателей. Очень большое воздействие оказывает забоина на тонких лопатках компрессора.

Пылевая эрозия или эрозионный износ, характерны для лопаток компрессора вертолетного двигателя. У таких двигателей до 70 % мотокомплекта бракуется из-за эрозионного износа.

Стойкость к пылевой эрозии возрастает в следующем порядке: алюминиевые сплавы (0,6) > титановые сплавы (0,8) > стали (1). Эрозионная стойкость волокнистых композиционных материалов подобна стойкости алюминиевого сплава до тех пор, пока не происходит обнажения волокон. Затем наступает резкое снижение эрозионной стойкости.

Коррозионные поражения наблюдаются на лопатках из алюминиевых сплавов и жаропрочных статей мартенситного класса. На лопатках из жаропрочных сталей аустенитного класса может проявится межкристаллитная коррозия. Лопатки, изготовленные из всех зарубежных титановых сплавов, имеют высокую коррозионную стойкость.

Для авиации корабельного базирования для всех лопаток компрессора проблема коррозионных поражений осложняется солевыми отложениями. В этих случаях максимальная температура применения титановых сплавов в конструкции компрессора должна быть снижена с 500 °С до 200 °С.

Острой проблемой является коррозия для лопаток, изготовленных из композиционных материалов бор - алюминий, бор - титан и др.

Борное волокно (как и угольное) обладает значительной пористостью, в которой содержится влага. Композиционный материал имеет дополнительную пористость. Это одна из причин низкой коррозионной стойкости борной композиции. Для повышения эрозионной стойкости лопатки на входную кромку крепят накладку из титанa. Но если, даже кромка из титана в конструкции не применяется, то замковая часть делается из титанового сплава. [4]

Вакуумная ионно-плазменная технология нанесения покрытий, получившая широкое распространение в различных отраслях машиностроения, главным образом для повышения износостойкости изделий (в. т.ч. эрозионной, коррозионной). Наиболее перспективным считается электродуговой метод, получивший название конденсация ионной бомбардировкой (КИБ). В вакуумной камере размещен катод. Между корпусом камеры и катодом возникает электрическая дуга. Из катодного пятна вылетают ионы, электроны и нейтральные частицы, которые направленным потоком летят к изделию, расположенному внутри камеры. Вначале частицы как бы разрыхляют поверхностный слой изделия, эффективно очищая его и нагревая не более 300-500 0С. Далее происходит осаждение на поверхность покрытия того материала, из которого изготовлен катод. Если в камеру вводят различные газы (например, азот- или углеродосодержащие) на поверхности изделия формируются нитридные и карбидные покрытия. [4]

В частности, разработанная технология ионной имплантации с последующим осаждением покрытия на основе нитридов титана обеспечивает увеличение:

- предела выносливости на 17,6%;

- сопротивление капельной эрозии в 1,53 - 2,0 раза;

- твердость поверхности более 15 000 МПа;

Ионно-плазменное азотирование (ИПА) - это разновидность химико-термической обработки деталей машин, инструмента, штамповой и литьевой оснастки, обеспечивающая диффузионное насыщение поверхностного слоя стали и чугуна азотом или азотом и углеродом в азотно-водородной плазме при температуре 450-6000С, а также титана и титановых сплавов при температуре 800-9500С в азотной плазме.

В результате ионного азотирования можно улучшить следующие характеристики изделий:

* износостойкость,

* усталостную выносливость,

* антизадирные свойства,

* теплостойкость,

* коррозионную стойкость.

метод ионно-плазменного азотирования имеет следующие основные преимущества:

* более высокая поверхностная твердость азотированных деталей,

* отсутствие деформации деталей после обработки,

* повышение предела выносливости и увеличение износостойкости обработанных деталей,

* более низкая температура обработки, благодаря чему, в стали не происходит структурных превращений,

* возможность обработки глухих и сквозных отверстий,

* сохранение твердости азотированного слоя после нагрева до 600 - 6500С,

* возможность получения слоев заданного состава,

* возможность обработки изделий неограниченных размеров и форм,

* отсутствие загрязнения окружающей среды,

* повышение культуры производства,

* снижение себестоимости обработки в несколько раз.

По сравнению с закалкой обработка методом ИПА позволяет:

* исключить деформации,

* увеличить ресурс работы азотированной поверхности в 2-5 раз.

Для некоторых изделий (шестерни большого диаметра и др.) ионное азотирование является единственным способом получения готового изделия с минимальным процентом брака. [4]

Ионная имплантация - это процесс, в котором практически любой элемент может быть внедрен в приповерхностную область любого твердого тела - мишени, помещенной в вакуумную камеру, посредством пучка высокоскоростных ионов с энергией до нескольких мегаэлектронвольт. Имплантируемые ионы внедряются в материал мишени на глубину от 0,01 до 1 мкм, формируя в ней особое структурно-фазовое состояние. Толщина слоя зависит от энергии и от массы ионов и от массы атомов мишени.

Так как технология имплантационного модифицирования позволяет внедрить в поверхность заданное количество практически любого химического элемента на заданную глубину, то таким образом можно сплавлять металлы, которые в расплавленном состоянии не смешиваются, или легировать одно вещество другим в пропорциях, которые невозможно достичь даже при использовании высоких температур. Следовательно, оказалось возможным создавать композиционные системы с уникальными структурами и свойствами, существенно отличными от свойств основной массы детали.

Достигнуто:

* Увеличение предела усталости на 7-25 %;

* Повышение долговечности более чем в 20 раз;

* Улучшение структуры поверхностного слоя деталей;

При нанесении защитных покрытий на турбинные лопатки из жаропрочных сплавов типа ЦНК достигнуто повышение:

* жаростойкости в 2,5 раза,

* коррозионной стойкости в 1,9 раза

* длительной прочности в 1,6 раза

* сопротивления усталости в 1,2 раза

Процесс низкотемпературного газо-фазного синтеза плазмохимических покрытий (ПХП) - это один из немногих методов, разработанных в последнее время, способный многократно повысить долговечность изнашиваемых деталей с использованием малогабаритного легко переналаживаемого оборудования, работающего при атмосферном давлении. Сущность процесса заключается в том, что легколетучие органические вещества, подаваемые в плазму, образуют различного рода химические соединения, которые конденсируются на обрабатываемой поверхности в виде тонких пленок, формирующих покрытие. [1]

Цель ПХП - многократное увеличение усталостных свойств, коррозионной стойкости, жаростойкости, обеспечивающее повышение эксплуатационных свойств.

Электролитно-плазменная обработка. Процесс электролитно-плазменной обработки (ЭПО) является одним из перспективных методов формирования поверхностей с заданными свойствами. Процесс позволяет проводить очистку и уменьшать шероховатость, формировать диффузионные слои и (или) наносить металлические, керамические и композитные покрытия.

Технология ЭПП позволяет обрабатывать сложно-профильные детали из нержавеющих сталей в среде нетоксичных электролитов. В результате ЭПП с поверхности удаляется несколько микрометров наиболее богатого инородными включениями и загазованного слоя металла, исчезает направленная анизотропия, приобретенная в процессе механической обработки. [4]

Композитные покрытия для защиты керамических направляющих лопаток от воздействия высокотемпературной коррозии.

На поверхность турбинной лопатки действует поток газа нагретого до 1300-1500 °С. В перспективных двигателях эта температура может достигать 1600 °С. Для защиты материала лопатки от воздействия таких температур используют охлаждение воздухом и теплозащитными покрытиями (ТЗП). Лопатки, изготавливаемые из никелевых сплавов, отливаются таким образом, что внутри них формируются полости и каналы для подвода охлаждающего воздуха. Тем не менее, даже при охлаждении не удается значительно снизить температуру, влияющую на прочностные характеристики, поэтому на все турбинные лопатки наносят ТЗП. Керамические лопатки -- неохлаждаемые, поэтому для них очень важно иметь покрытие, обеспечивающее высокий градиент температур (разницу между температурой газа и температурой на граничной поверхности покрытие-подложка). Наличие ТЗП на лопатке наряду с положительной имеет и отрицательную сторону: это дополнительный вес, поэтому все разработчики ГТД требуют от науки снижения толщины покрытия за счет использования материалов с меньшей теплопроводностью.

Ведутся работы по улучшению теплоизоляционных свойств ТЗП. В усовершенствованном теплозащитном покрытии на основе циркония и гафния используется многокомпонентная дефектная схема кластеризации. В этом покрытии в обычные оксиды циркония, иттрия и гафния введены многокомпонентные кластеры присадок. [4]

Покрытия для демпфирования вибрации лопаток моноколес.

Борьба за снижение веса авиационного ГТД привела к появлению новой технологии изготовления роторов компрессора. В настоящее время эти детали изготавливаются в виде моноколеса -- диск и лопатки вытачиваются из одной титановой заготовки. С переходом на изготовление моноколес компрессора вместо олопаченных дисков возникает опасность поломки лопатки из-за снижения усталостной прочности вследствие вибраций. Дело в том, что в обычном компрессорном диске вибрации частично гасятся за счет трения в замке, а в моноколесе лопатка закреплена жестко (составляет одно целое с диском -- трения нет), поэтому вибрации гасятся меньше.

Исследователи НАСА получили результаты по использованию сплавов с памятью формы как потенциального демпфирующего материал для турбинных лопаток. Основной механизм, за счет которого данный материал рассеивает механическую энергию - это преобразование, которое происходит посредством быстрого сдвига атомной решетки, происходящего также при воздействии внешней нагрузки. Когда внешнее напряжение превышает специфическое критическое значение, в пределах аустенита образуются мартенситные зародыши, которые создают внутренние связи и под действием приложенного напряжения распространяются в материале. Если напряжение снято, материал, возвращаясь к аустениту, может полностью принять свою первоначальную форму, без остаточной деформации. Во время сверхупругой деформации внутренние связи между фазами рассеивают большую часть доступной механической энергии во время их формирования и движения, давая сверхупругим материалам необходимые механические свойства демпфирования.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В дипломной работе был проведен анализ повышения надёжности авиационных газотурбинных двигателей эксплуатирующихся в гражданской авиации и рассмотрены пути увеличения их эксплуатационного ресурса. В процессе исследований в дипломной работе были выявлены недостатки при создании авиадвигателей и рассмотрены современные технологии, ведущие к стремительному росту как надёжности, долговечности и безопасности, так и к повышению экономичности газотурбинных двигателей.

В данной работе проводится анализ повышения уровня эффективности работы силовых установок на основе постоянного совершенствования технологического процесса и применения новейших материалов в современном авиадвигателестроении, обусловленное ужесточением различных норм в гражданской авиации, необходимостью постоянного повышения безопасности полётов и их экономичности.

Одним из важных направлений в решении задачи, связанной с ростом надёжности работы авиадвигателей, является увеличение ресурса за счёт повышения эффективности всех процессов создания: от разработки каждого отдельного компонента современного авиадвигателя, до окончательной его доводке при испытаниях.

Вместе с тем, следует отметить, что накопленный опыт мировых и отечественных производителей газотурбинных двигателей является залогом постоянного совершенствования технологий производства в авиадвигателестроительной отрасли, а также появлением и внедрением инновационных идей, успешно влияющих на уровень безопасности современной гражданской авиации.

Исходя из проведённого анализа статистических данных по повышению надёжности в работе авиадвигателей в сложных условиях эксплуатации, можно охарактеризовать современный авиационный газотурбинный двигатель как залог безопасного полёта.

Применение новых технологий при производстве двигателя повышает технико-экономические показатели изготовления ГТД: снижает экономические затраты, повышает экономичность производства, а в процессе эксплуатации помогает повысить надежность и долговечность ГТД, увеличить его эксплуатационный ресурс, уменьшить расход топлива и шум от самолета.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

Сиротин Н.Н. «Конструкция и эксплуатация, повреждаемость, и работоспособность ГТД».

Журнал «Двигатель» 2013 г.

Н.В.Абраимов,Ю.С.Елисеев,В.В.Крымов «Материаловедение.Технология конструкционных материалов».

Н.В.Абраимов, Ю.С.Елисеев, В.В.Крымов «Химико-термическая обработка и защитные покрытия в авиадвигателестроении» 2005г.

Е.Г.Иванов «Авиационные материалы и технологии»

Л.М.Кузьмина «Огненное сердце» Московский рабочий 1988г.

ГРИГОРЬЕВ В.А. «Испытания и обеспечение надежности авиационных ГТД и энергетических» Самара 2011 г.

Д.В. Хронин. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение. 1989 г.

Журнал «Российские нанотехнологии» № 9-10 2009

А.Н.Семенов, А.В.Антонов «Обеспечение динамической взаимозаменяемости роторов ГТД модульной конструкции путем раздельной балансировки с имитаторами». Вестник РГАТА. Рыбинск. 2008. № 1 (13)

 ПРИЛОЖЕНИЕ А

Схемы турбореактивных двигателей 4 и 5 поколений

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

Рисунок А.1 - Схема турбовентиляторного двухконтурного двигателя

Рисунок А.2 - Продольный разрез двухконтурного реактивного двигателя российского производства ПС-90 А

Рисунок А.3 - Широкохордный бесполочный вентилятор с полыми лопатками и низкой окружной скоростью для снижения уровня шума, для турбовентиляторных двигателей поколения 4 и 5

Рисунок А.4 - Испытания турбовинтовентиляторного двигателя на самолёте Ил-76

Рисунок А.5 - Сравнительные схемы двухвального и трёхвального ГТД

Рисунок А.6 - Турбовентиляторный реактивный двигатель CFM - 56 французской компании SNECMA.

Рисунок А.7 - Турбовентиляторный реактивный двигатель английской компании Rolls - Roycе

Рисунок А.8 - Схема модульной конструкции турбовентиляторного

двигателя

Размещено на Allbest.ru