Формування моделей температурного і напруженого стану деталей для систем моніторингу виробітку ресурсів двигунів багаторежимних літаків - Автореферат

НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ІМ. М.Є. Формування моделей температурного і напруженого стану деталей для систем моніторингу виробітку ресурсів двигунів багаторежимних літаківДисертацію присвячено проблемі підвищення вірогідності й точності контролю виробітку ресурсів двигунів багаторежимних літаків на основі ідентифікації динаміки температурного й напруженого станів (ТС і НС) основних деталей. Сформульовано вимоги до точності моніторингу ТС і НС при двох концепціях експлуатації двигунів: без пошкоджень і з допустимим рівнем пошкодження деталей. Запропоновано спрощені, моніторингові, моделі динаміки ТС і НС основних деталей на основі уявлення їх перехідних характеристик експоненціальними рядами з коефіцієнтами, які залежать від умов теплообміну. Верифікація запропонованих моніторингових моделей ТС і НС підтвердила значення похибки ТС <3°С і похибки НС <1%, що відповідає похибці виробітку ресурсу ~10%, суттєво меншій, ніж у відомих систем моніторингу виробітку ресурсу двигунів багаторежимних літаків. В результате анализа литературных источников установлено, что перспективным направлением в освоении современных стратегий эксплуатации ГТД с предельно полным использованием прочностных ресурсов является разработка систем диагностического контроля двигателей, включающих мониторинг ТС, НС деталей и мониторинг выработки ресурса (МВР).Ставляться задачі переходу на більш прогресивні стратегії експлуатації із гранично повним використанням ресурсних можливостей двигунів, що допускають експлуатацію з деяким припустимим рівнем пошкодження основних деталей при оснащенні двигунів системами безперервного моніторингу виробітку ресурсу (МВР). Вирішення зазначеної проблеми зустрічає найбільші труднощі стосовно двигунів багаторежимних літаків, специфіка яких включає в себе високі значення термодинамічних параметрів, багаторазове чергування в ході польоту максимальних і мінімальних режимів, багаторазову зміну висоти, швидкості польоту, геометрії проточної частини та інші фактори, що істотно впливають на швидкість виробітку ресурсів. Щодо цього перспективними є системи МВР, які здійснюють розрахунок температурного стану (ТС) і напруженого стану (НС) основних деталей за компактними в обчислювальному відношенні моніторинговими моделями. Розробити моніторингові моделі ТС і НС основних деталей газотурбінних двигунів, адекватні умовам експлуатації багаторежимних літаків. Уперше отримано аналітичні залежності, що повязують похибку моніторингу виробітку ресурсу деталі з похибками моніторингових моделей її ТС і НС при двох концепціях експлуатації двигунів - без пошкодження й із припустимим рівнем пошкодження основних деталей.За результатами аналізу конструкції та умов експлуатації сформульовані відмінності умов виробітку ресурсів двигунів магістральних і багаторежимних літаків, що визначають специфіку вимог до систем МВР останніх: значна відмінність профілів типових і фактичних польотів від узагальненого польотного циклу (УПЦ); порівнянність пошкодженості, що одержана деталями за політ у підциклах типу «максимальний - малий газ - максимальний», і пошкодженості в основному циклі «запуск - максимальний - зупин»; великий діапазон режимів, що використовуються; недостатня для встановлення стаціонарного теплового стану тривалість режимів; великі експлуатаційні перевантаження, гіроскопічні моменти та ін. Перші здійснюють моніторинг за результатами контролю наробітку двигуна на максимальних режимах і кількості виходів на ці режими, другі - за результатами контролю параметрів двигуна за спеціальними моделями ТС і НС деталей та функцію цих станів - пошкодження деталей. Залежність виробітку циклічного ресурсу деталі від температури на вході у двигун виражена у вигляді коефіцієнта відносного виробітку ресурсу: , де Пмах(Т) - залежність пошкодження при виході на максимальний режим від температури повітря на вході у двигун; ТВХ, ТСТ - довільна та стандартна температури на вході; k - коефіцієнт, що враховує повторні виходи та наявність «підциклів» у польотному циклі. Шляхом кінцево-елементної апроксимації рівнянь (9) - (11 в) алгоритм моніторингу ТС і НС наведено у вигляді системи матричних лінійних, диференціальних та алгебричних рівнянь: де U - вектор контрольованих параметрів двигуна; t - глобальний вектор температурного стану; Т - глобальний вектор температурних умов (температур середовища); C, Л, А - матриці теплоємності, теплопровідності й тепловіддачі; h - вектор-рядок, що виділяє температуру критичної точки; K, L, Q - глобальні матриці жорсткості, термопружної жорсткості, «жорсткості закріплення»; V, F, P - глобальні вектори вузлових переміщень, масових і поверхневих сил; Вкр - векторний оператор, що апроксимує вираз (11а) у межах елемента із критичною точкою, так що ; - матриця, що перетворює глобальний вектор переміщень у вектор переміщень вузлів елемента із критичною точкою.

2. ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ