1.6 Ресурс ГТД

Ресурс ГТД значною мірою залежить від призначення установки та умов експлуатації.

Ресурс турбін різного призначення [4]:

- ракети та їх силові установки - 1 год.;

- двигуни літаків-винищувачів - 100 год.;

- двигуни літаків цивільної авіації - 1000 год.;

- газові турбіни локомотивів та суден - 10000 год.;

- газові турбіни для стаціонарних силових установок -30000 год.;

- парові турбіни для стаціонарних силових установок -100000 год.

Ресурсом ГТД називають обгрунтований показник наробки в годинах, при якому, з визначеною ймовірністю, зберігається роботос-проможний стан двигуна.

Для забезпечення максимального ресурсу при експлуатації дви­гунів вживаються контрольні, профілактичні, ремонтні заходи. Однак, унаслідок дії низки факторів, у деталях двигуна спостерігаються не-зворотні фізико-хімічні зміни, швидкість яких є функцією навколиш­нього середовища, режиму роботи двигуна, часу експлуатації. Ці про­цеси зумовлюють знос та прогресуюче старіння деталей двигуна, у зв'язку з чим при тривалій експлуатації зростає число несправностей, що знижують експлуатаційну надійність; об'єм робіт та витрати на ремонтні роботи для підтримання необхідного рівня експлуатаційної надійності, можуть сягати рівня, коли експлуатація стає економічно недоцільною. Виникає необхідність припинення експлуатації. Нароб-ка двигуна до цього граничного стану - ресурс роботи двигуна.

Аналіз даних (табл.1.1) свідчать, що в ГТД найбільша кількість відмов відповідає компресору і газовій турбіні, в турбогвинтових дви­гунах - в редукторі з повітряним гвинтом.

Таблиця 1.1 - Розподіл відмов ГТД через руйнування деталей [2]

 

 

Вузел двигуна

Характер відмови

Тип двигуна

РД-ЗМ-500 (ТРД)

АИ-20 (ТВД)

Д-20П

(ДТРД)

Компресор

Обривання робочих лопаток Руйнування підшипників

1

13

3

5

Камера згорання

Прогор. стінок жарової труби

-

2

5

Турбіна

Обривання робочих лопаток Руйнування підшипників Руйнування лабіринтів

14

2

10

13 9

15 10 10

Редуктор

Руйнування вала, ресори, осей сателітів

-

33

-

ГТД - складна електромеханічна система, окремі вузли та деталі якої мають власну довговічність. Відповідно до однієї з моделей роз­рахунку, довговічність двигуна визначається найбільш слабким еле­ментом, ресурс роботи якого приймається за ресурс двигуна. При мі­німальному ресурсі турбінних лопаток ілоп=6500 год., ресурс двигуна -ідв=6500 год. [2].

За іншою схемою ресурс двигуна розраховується за формулою

г к Лі

\1=1

де і,

к

середній ресурс і-го елемента системи; число елементів двигуна, що визначають ресурс системи.

Для лопаток турбіни - 6500 год.; підшипників - 8300 год.; лопа­ток компресора - 10000 год.; дисків компресора - 11000 год.; камери згорання - 11500 год.; дисків турбіни - 11500 год.

Середньозважений ресурс двигуна: іср= (8300 + 11500 + 6500 + 11500 + 10000 + 11000)/6 = 9800 год.

У цивільній авіації прийнята система фіксованого ресурсу. Дви­гун знімається з експлуатації при досягненні ресурсу ілоп.

Найбільш суттєвий вплив на характеристики міцності матеріалів має температура.

На опір руйнуванню впливає характер зовнішньої силової дії (статичне навантаження, ударне навантаження, термоциклювання, ба­гатокомпонентне навантаження). Суттєвий вплив мають змінні на­пруження, що викликають явище втоми. На міцність матеріалу впли­вають експлуатаційні фактори, ушкодження поверхні деталі, хімічнаабо газова корозія. Наприклад, при появі забоїн на лопатках компре­сора глибиною більше 1,3 мм суттєво знижується міцність матеріалу при циклічному навантаженні.

Основні деталі двигуна, в загальному випадку, зазнають дію та­ких напружень: статичного навантаження відцентрованими силами, за рахунок обертання ротора двигуна; газодинамічне, статичне і змінне навантаження за рахунок руху газу в газоповітряному тракті двигуна; термічні, статичні і змінні навантаження внаслідок дії на деталі каме­ри згорання та турбіни високотемпературного газового потоку [5]. Рі­вень статичних напружень визначається частотою обертання ротора і ступенем тиску в елементах двигуна.

Жарові труби камер згорання - штамповані зварні конструкції з жаростійких сплавів на нікельовій основі (ЭИ868, ЭИ894 та інші), що забезпечують працездатність до температур 1000-1300 К. Статичні напруження в цьому конструктивному елементі низькі, на міцність жарових труб впливають, переважно, температурні напруження. Рі­вень температурних напружень визначається градієнтом температур за товщиною стінки. Крім термоциклічної довговічності, міцність та ресурс жарової труби лімітується місцевим підвищенням температури.

Турбінні лопатки та диски турбін крім температурних зазнають дію напружень від відцентрових, газових сил, циклічних та газодина­мічних сил. Внаслідок великої товщини лопаток та дисків виникають значні градієнти температур. В турбінних лопатках виникають розтя­гуючі та стискаючі напруження, максимальне значення розтягуючих напружень відповідає 1/3 від висоти пера лопатки [6].

До уваги слід приймати наявність корозійного впливу середо­вища. Вигорання легувальних елементів в поверхневих шарах під дією високих температур та ВТК зумовлюють суттєве зменшення ресурсу деталей (в 2-3 рази).