Прогнозирование ресурса деталей турбомашин на основе моделирования эксплуатационных условий нагружения

Самарский научно-инженерный центр автоматизированных прочностных испытаний и диагностики машин

Предложена методика проведения эквивалентных испытаний деталей газотурбинных двигателей на основе моделирования эксплуатационного характера нагружения в наиболее нагруженных элементах детали. Представлены сформированная программа и результаты эквивалентных испытаний рабочей лопатки турбины одного из высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей.

Повышение требований к надежности и параметрам современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), рост их ресурса и темпов создания обуславливает необходимость развития новых методов прочностной доводки двигателей, включающих уточненные методы расчетной оценки прочности и ресурса элементов конструкций двигателя и экспериментальные методы их доводки по параметрам прочности в лабораторных условиях.

Широкое распространение в настоящее время получили методы поузловой доводки [1] и стендовые испытания полноразмерных двигателей [2], основанные на моделировании условий эксплуатации. Однако первые требуют дальнейшего развития, а вторые являются весьма трудоемкими и дорогостоящими.

Достигнутый уровень развития испытательных средств, позволяющих адекватно моделировать в лабораторных условиях эксплуатационный характер и механизмы нагружения элементов конструкций двигателя, и подходов к описанию их предельного состояния при различных видах нагружения, включая сложное многофакторное неизотермическое нагружение, позволяет сделать важный шаг вперед: проводить эквивалентные испытания наиболее нагруженных и ответственных деталей двигателя в лабораторных условиях. Проведение таких испытаний открывает возможность уже на ранних стадиях создания и доводки двигателя отработать оптимальные конструкторско-технологические решения и экспериментально проверить работоспособность деталей двигателя на заданный ресурс.

Формирование программ эквивалентных испытаний деталей двигателя в лабораторных условиях включает следующие основные этапы:

• -    расчетно-экспериментальный анализ эксплуатационной нагруженности деталей при эксплуатации двигателя по обобщенному полетному циклу и на его основе выбор наиболее нагруженных элементов детали;

• -    формирование лабораторных режимов нагружения для каждого выбранного элемента;

• -    определение длительности эквивалентных испытаний элементов детали по сформированным режимам лабораторного нагружения на заданный ресурс.

Формирование лабораторных режимов нагружения производится с соблюдением следующих принципов:

• -    обеспечение равенства максимальной температуры при испытаниях и в условиях эксплуатации;

• -    соответствие характера лабораторного нагружения эксплуатационному включая одинаковость механизмов деформирования;

• -    обеспечение уровней переменных и статических напряжений при испытаниях, близких к эксплуатационным.

Расчет длительности эквивалентных испытаний производится из условия обеспечения равенства накопленных повреждений при испытаниях и в условиях эксплуатации за ресурс алКл = аэК,              (1)

где аЁ и аэ - средние доли повреждения соответственно за один лабораторный и эксплуатационный циклы нагружения;

Кл - длительность эквивалентных испытаний;

R - заданный ресурс двигателя, выраженный в циклах.

Отсюда длительность эквивалентных испытаний элемента детали

R = а э R / а_л .            (2)

Пусть Х 1э ; Х 2э; ... ; ^ и Х 1 _Л; Х 2 _Л ; ... ; Х^ -параметры, характеризующиенагружен-ность элемента детали соответственно в эксплуатационных и лабораторных условиях, Z = Ф(Х 1 ; Х ₂; ... ; Х) - уравнение, описывающее предельное состояние элемента при нагружении, соответствующем эксплуатационному.

Тогда средние доли повреждения за один лабораторный аЁ и эксплуатационный аэцик-лы нагружения можно определить следующим образом

• ^а л = ¹ / ^Z Лрасч ^{; а} э = ¹ / ^Z Эрасч ’       ⁽³⁾

где ZЛрасч и ZЭрасч - расчетные значения долговечности элемента в лабораторных и эксплуатационных условиях, определяемые с помощью уравнения предельного состояния.

Таким образом выражение для определения длительности эквивалентных испытаний элемента детали в лабораторных условиях по режиму с параметрами нагруженно-сти Х; Х2; — ; Хл окончательно записывается следующим образом

^ф(^Х 1 _Л; ^Х 2 _Л; -; V

R =                     ^r .    ⁽⁴⁾

^ф(^Х 1э ; ^Х 2э ;^-; ^X Nэ )

Неразрушение всех элементов детали при их эквивалентных испытаниях подтверждает работоспособность детали на заданный ресурс.

Проводя эквивалентные испытания элементов детали до разрушения, можно оценить их эксплуатационную долговечность

^ф(^Х 1э ; ^Х 2э;... ; Хэ)

^Z_э =----------------------^Z л ,    ⁽⁵⁾

^ф(^Х 1 _Л; ^Х 2 _Л;^-; ^X N _Л)

где Zл - число циклов до разрушения элемента детали при эквивалентных испытаниях.

Минимальное значение Zэ по результатам эквивалентных испытаний всех элементов детали будет определять долговечность детали в условиях эксплуатации

^Z Эдет = min ^{Z 1Э ^;Z 2Э ^{; —} ^Мэ Ь ⁽⁶⁾ где М - количество испытанных элементов детали.

Описанная выше методика формирования программ и проведения эквивалентных испытаний была использована при доводке рабочей лопатки 1 ступени турбины одного из авиационных высокотемпературных ГТД на заданный ресурс.

Анализ напряженно-деформированного состояния (НДС) лопатки в эксплуатационных и лабораторных условиях выполнялся путем расчета кинетики НДС с помощью разработанного пакета прикладных программ (ППП), включающего программы расчета нестационарного теплового состояния и кинетики неупругого деформирования сечения лопатки при циклическом неизотермическом нагружении, программу расчета долговечности лопаток при многофакторном неизотермическом нагружении, а также программы автоматизированной обработки и графического представления результатов расчета [3].

В качестве модели материала (жаропрочный никелевый сплав типа ЖС) была использована структурная модель упруговязкопластической среды [4].

Рассчитывалось среднее сечение пера лопатки. При его дискретизации было выбрано 120 представительных точек. Расчет выполнялся мелкими шагами по времени, для чего обобщенный полетный цикл (ОПЦ) двигателя длительностью 2 часа разбивался на 200 шагов. Результаты расчета теплового и напряженно-деформированного состояния среднего сечения пера лопатки на различных режимах работы двигателя, а также параметры вибронагруженности, полученные путем тензометрирования пера лопатки на работа-

Таблица 1. Параметры эксплуатационной нагруженности элементов лопатки

Режим работы двигателя	Относительная продолжительность ф %	Параметры нагружения	Входная кромка	Выходная кромка	Корыто	Спинка
		T max , ° C	950	935	945	940
Взлетный	2,2	уСт , МПа	245	223	181	154
		У а , МПа	18	15	-	15
Номи-			800	785	790	785
	20	- " -	172	152	157	159
нальный
			15	16	-	8
Крейсерский			750	740	752	750
	77,8	- " -	166	146	151	153
			18	16	-	10

ющем двигателе, представлены в табл.1.

Механизм деформирования кромок -наиболее нагруженных элементов лопатки -знакопеременный асимметричный цикл с размахом упругих деформаций А е_вх = 0,29 % во входной кромке и А е_вых = 0,27 % в выходной кромке, сопровождающийся незначительным приростом деформации ползучести в сторону растяжения. Значения накопленной деформации ползучести в кромках за 100 циклов нагружения оказались малы и не учитывались при формировании программы эквивалентных испытаний. Пластические деформации отсутствуют.

Моделирование эксплуатационного характера нагружения лопатки производилось с помощью автоматизированного комплекса термовиброциклических испытаний лопаток турбин [5], позволяющего осуществлять многофакторное неизотермическое нагружение лопатки.

Лопатка нагревалась с помощью профилированного индуктора, форма и положение которого относительно профильной части пера лопатки определялись из условия обеспечения необходимых температурных полей с максимальным нагревом кромок. В полуцикле охлаждения лопатка обдувалась потоком воздуха, истекающим из сопла. Вибрационное нагружение осуществлялось путем возбуждения резонансных колебаний лопатки по первой изгибной форме посредством электродинамического вибратора.

Лабораторные режимы нагружения отличались скоростями нагрева и охлаждения,

за счет чего варьировалась величина размаха упругой (или упруго-пластической) деформации за цикл нагружения. Характеристики режимов и параметры НДС кромок лопатки, полученные расчетным путем, приведены в табл.2.

Исходя из эксплуатационного механизма деформирования кромок лопатки и максимальной нагруженности в рамках этого механизма, были выбраны следующие режимы нагружения: режим 3 для испытания выходной кромки и режим 2 - для входной кромки.

Для описания предельного состояния кромок лопатки в условиях многофакторного неизотермического нагружения использовано критериальное уравнение [6]

/ = 7 1 мф Z_< р

/

E Ti

0,7

1/0,8

/

1—

E N i

А о^Г"

V

^T р

V

Np 7

, (7)

где 2р - термоциклическая долговечность при пилообразном изменении температуры в заданном диапазоне;

Ет - суммарное время выдержки при максимальной температуре и статическом напряжении в цикле нагружения;

Тр- время до разрушения по кривой длительной прочности;

EN i - суммарное число циклов вибронагружения;

Np - предельное число циклов вибронагружения.

Подставив значения параметров эксплу-

Таблица 2. Характеристики режимов лабораторного нагружения и параметры нагруженности кромок лопатки на этих режимах

Номер режима 1 2 3 Элемент лопатки Входная кромка Выходная кромка Входная кромка Выходная кромка Входная кромка Выходная кромка Максимальная температура, °C 950 935 950 935 950 935 Скорость охлаждения, град/сек 100 150 200 Скорость нагрева, град/сек 50 100 150 Время выдержки при Тмах, сек 30 30 30 Размах упругой деформации, % 0,53 0,56 0,60 0,57 0,67 0,62 Размах пластической деформации, % 0 0 0 0 0,05 0 Напряжение на участке выдержки, МПа 200 215 220 205 225 215 Амплитуда вибронапряжений, МПа 16 20 20 26 20 26 атационной и лабораторной нагруженности кромок лопатки (таблицы 1 и 2) в формулу (7) и учитывая (3), определим с помощью выражения (4) длительность эквивалентных испытаний кромок лопатки на ресурс двигателя R = 15000 час (или 7500 цикл): для входной кромки RJ!X 1796 цикл при испытаниях лопатки по 2 режиму нагружения ; для выходной кромки RЛBЫX = 704 цикл - по 3 режиму нагружения.

Испытания лопаток по сформированной выше программе проводились до разрушения с целью последующей оценки эксплуатационной долговечности и интегрального запаса, с которым подтвержден заданный ресурс.

Значения средней долговечности кромок лопатки при испытаниях составили: 2ЛВХ = 2762 цикл для входной кромки и ZЛBЫX= 1842 цикл для выходной кромки.

Оценку долговечности кромок лопатки в эксплуатационных условиях проведем с помощью выражения (5), подставляя в него полученные при испытаниях средние долговечности до разрушения: Z3BX = 11530 цикл для входной кромки и ZЭBЫX= 19605 цикл для выходной кромки.

Следовательно, эксплуатационная долговечность лопатки по результатам эквивалентных испытаний составит (6) ZЭлоп = min {11530; 19605} = 11530 цикл.

Коэффициенты запаса определим как отношение полученной при испытаниях средней долговечности до разрушения к расчетной длительности эквивалентных испытаний

КуВХ = 2762 / 1796 = 1,54 и

КуВЫХ= 1842 / 704 = 2,62

соответственно для входной и выходной кромок.

Таким образом, работоспособность лопатки на заданный ресурс двигателя R = 15000 час подтверждена с запасом Ку= 1,54.

Прогнозируемая по результатам проведенных эквивалентных испытаний эксплуатационная долговечность лопаток оказалась близкой к полученному при стендовых испытаниях полноразмерных двигателей значению.

Металлографический анализ изломов подтвердил идентичность разрушений лопаток при стендовых испытаниях полноразмерных двигателей и в лабораторных условиях.

Выводы

• 1.    Разработаны метод формирования программ и методика проведения эквивалентных испытаний деталей турбомашин в лабораторных условиях, в основе которых лежат принципы имитационного моделирования характера эксплуатационного нагружения и механизмов деформирования в наиболее нагруженных элементах детали.

• 2.    Сформирована программа и проведены эквивалентные испытания рабочих лопаток 1 ступени турбины одного из авиационных высокотемпературных ГТД, результаты которых в сопоставлении с результатами стендовых испытаний полноразмерных двигателей показали, что прогнозируемый ресурс указанных лопаток близок к фактическому, что подтверждает возможность использования предложенного подхода в процессе создания и доводки турбомашин.