способ эксплуатации двигателя

Формула изобретения

Способ эксплуатации авиационного двигателя с ограничением его наработки по ресурсу элемента двигателя с наименьшей долговечностью и регистрацией параметров двигателя и условий каждого полета, отличающийся тем, что ограничение наработки двигателя устанавливают по допустимой повреждаемости элемента с наименьшей долговечностью двигателей данной модификации, осуществляют эксплуатацию конкретного двигателя данной модификации с оценкой после каждого полета фактической суммарной повреждаемости элемента с наименьшей долговечностью за все ранее выполненные полеты по значениям регистрируемых в каждом полете параметров двигателя, параметров атмосферного воздуха и времени работы двигателя на используемых в данном полете режимах и определяют возможность дальнейшей эксплуатации двигателя по величине разности между фактической суммарной повреждаемостью элемента с наименьшей долговечностью конкретного двигателя и допустимой повреждаемостью, установленной для этого элемента.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области эксплуатации авиационных двигателей, в частности к эксплуатации авиационных двигателей с ограничением наработки.

Целью данного изобретения является достижение нового технического результата, заключающегося в определении выработки ресурса конкретного двигателя, определяемой по индивидуальной повреждаемости элемента двигателя, имеющего наименьшую долговечность из всех элементов двигателя, не заменяемых в эксплуатации, (элемент А), при фактических условиях эксплуатации, что позволит в зависимости от величины фактической повреждаемости этого элемента А конкретного двигателя либо увеличить фактическую наработку конкретного двигателя без проведения комплекса работ по увеличению ресурса всему парку двигателей, либо своевременно прекратить эксплуатацию конкретного двигателя для обеспечения безопасности полетов.

Известен способ эксплуатации авиационного двигателя, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью и осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах установленного ресурса (Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИ ГА, Москва, 1994, с.10, п.3.10.3 - аналог).

Недостатком данного способа является то, что эксплуатация двигателя производится только в пределах установленных ресурсов и не учитывает технического состояния двигателя, позволяющего продолжить его эксплуатацию.

Также известен способ эксплуатации авиационных двигателей, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют наработку двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. В случае удовлетворительного технического состояния двигатель эксплуатируют сверх установленного межремонтного ресурса, но в пределах назначенного ресурса (Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИ ГА, Москва, 1994, с.18, п.5.8.3 - аналог).

К недостаткам данного способа можно отнести то, что оценку выработки назначенного ресурса производят без учета нагруженности двигателя в реальных условиях. Если нагруженность двигателя в реальных условиях была ниже установленной, то несмотря на удовлетворительное состояние двигателя при выработке назначенного ресурса он подлежит списанию. Это объясняется невозможностью эксплуатации двигателя сверх назначенного ресурса, обусловленной нормативными документами, без проведения комплекса работ, включающего дефектацию двигателя, проведение испытаний по увеличению назначенного ресурса основных деталей и т.д.

Известен также способ эксплуатации двигателя, при котором устанавливают его ресурс с учетом коэффициента соответствия нагруженности двигателя в рабочих условиях и установленной нагруженности (Патент RU 2211442 С2, 16.08.2001. Способ эксплуатации двигателя - прототип).

По этому способу реальная нагруженность группы двигателей определяется по реальному полетному циклу этой группы двигателей, эксплуатируемых в определенных условиях, и определенная таким образом нагруженность сравнивается с установленной нагруженностью, соответствующей установленному ранее обобщенному полетному циклу (ОПЦ). Различие в величинах реальной нагруженности и установленной нагруженности обусловлено разным временем работы двигателя на режимах в сравниваемых полетных циклах. При этому способу нагруженность двигателя оценивается по нагруженности элемента двигателя, имеющего наименьшую долговечность из всех элементов двигателя, не заменяемых в эксплуатации.

Недостатком данного способа является то, что расчет выработки ресурса конкретного двигателя производится без учета индивидуальной повреждаемости этого двигателя в конкретных для этого двигателя условиях эксплуатации. При оценке реальной нагруженности двигателя по этому способу не учитываются индивидуальные характеристики конкретного двигателя и индивидуальные условия каждого полета (параметры атмосферного воздуха, высота и скорость полета, время работы данного двигателя на режимах в данном полете).

Целью предлагаемого решения является устранение указанного недостатка и достижение нового технического результата, заключающегося в определении выработки ресурса конкретного двигателя по индивидуальной фактической суммарной повреждаемости элемента двигателя, имеющего наименьшую долговечность из всех элементов двигателя, не заменяемых в эксплуатации, (элемента А), что позволяет либо увеличить фактическую наработку конкретного двигателя сверх установленной для данной модификации двигателей допустимой повреждаемости элемента А без проведения комплекса работ по увеличению установленного ресурса всему парку двигателей, либо своевременно прекратить эксплуатацию этого двигателя для обеспечения безопасности полетов.

В данном способе эксплуатации двигателя с ограничением его наработки по ресурсу элемента двигателя с наименьшей долговечностью и регистрацией параметров двигателя и условий каждого полета ограничение наработки двигателя устанавливают по допустимой повреждаемости элемента с наименьшей долговечностью двигателей данной модификации, осуществляют эксплуатацию конкретного двигателя данной модификации с оценкой после каждого полета фактической суммарной повреждаемости элемента с наименьшей долговечностью за все ранее выполненные полеты по значениям регистрируемых в каждом полете параметров двигателя, параметров атмосферного воздуха и времени работы двигателя на используемых в данном полете режимах и определяют возможность дальнейшей эксплуатации двигателя по величине разности между фактической суммарной повреждаемостью элемента с наименьшей долговечностью конкретного двигателя и допустимой повреждаемостью, установленной для этого элемента.

Пример реализации данного способа эксплуатации двигателя.

Двигатель НК-86 №001 после капитального ремонта эксплуатировался в авиакомпании «Аэрофлот» при различных атмосферных условиях и на разных трассах с различной продолжительностью полетов и, соответственно, с различным временем работы двигателя на одних и тех же режимах в разных полетах. В каждом полете регистрировались следующие параметры двигателя и условий полетов:

- частоты вращения роторов низкого (НД) и высокого (ВД) давлений n _НДi и n_ВДi;

- полная температура газа за турбиной t_6i*;

- температура и давление атмосферного воздуха t_Hi и P _Hi;

- число М полета М_i;

- время работы двигателя на режиме _i,

где i - индекс режима работы двигателя.

Лимитирующим ресурс двигателя элементом является рабочая лопатка первой ступени турбины (РЛ). Вследствие этого в примере показана оценка повреждаемости РЛ.

По указанным регистрируемым параметрам в каждом i-м полете оценивается повреждаемость РЛ по следующей расчетной схеме.

1. По значениям t _Hi и М_i определяется полная температура на входе в двигатель t_1i*.

2. По значениям t_1i* и t_6i * определяется приведенная к стандартным атмосферным условиям (Н=0, М=0) T_6прi*.

3. По значениям t_1i* и t_6прi* с помощью индивидуальной для данного двигателя зависимости Т _4пр*=f(t_6пр*), полученной при стендовых испытаниях двигателя перед отправкой его в эксплуатацию, определяется значение температуры газа перед турбиной T_4i * при данной t_1i* на каждом i-м режиме работы двигателя.

4. Затем выполняется расчет повреждаемости РЛ в следующей последовательности:

T_4i * t_{лопi лопi pi} П_i,

где t_лоп - температура РЛ, _лоп - напряжение в РЛ, _р - долговечность РЛ до разрушения, П_i - повреждаемость РЛ.

5. Определяется фактическая суммарная повреждаемость данного двигателя за "m" полетов П _m суммированием повреждаемостей в каждом из этих "m" полетов (на основе гипотезы о линейном суммировании повреждаемостей).

6. Значение П _m сравнивают с допустимой повреждаемостью, установленной для двигателей данной модификации (см. чертеж), и определяют возможность дальнейшей эксплуатации двигателя по результатам сравнения.

На чертеже показано изменение фактической суммарной повреждаемости РЛ в зависимости от времени наработки двигателя после капитального ремонта _ппр, а также допустимая повреждаемость П_доп. Контроль фактической суммарной повреждаемости РЛ проводился с начала эксплуатации двигателя после капитального ремонта при суммарной повреждаемости П _m, составляющей 33% от допустимой повреждаемости. При наработке _ппр=3000 ч, соответствующей гарантированному межремонтному ресурсу, фактическая суммарная повреждаемость РЛ П _m=64%. Эксплуатация двигателя была продолжена с контролем повреждаемости в каждом полете, и при наработке _ппр=3372 ч, П _m=70%, при _ппр=4000 ч, соответствующей допустимому межремонтному ресурсу, П _m=77%. Из графика определено, что прогнозируемое значение П _m при _ппр=5000 ч составит 90%. На этом основании эксплуатация двигателя была продолжена до 5000 ч.

Для оценки состояния РЛ двигатель был снят с эксплуатации при _ппр=5000 ч. Металлургическое исследование состояния РЛ подтвердило их работоспособность и возможность дальнейшей эксплуатации двигателя.

Тем самым подтвержден предлагаемый способ эксплуатации двигателя.

Литература

1. Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИ ГА, Москва, 1994 г.

2. Патент RU 221442 С2, 2001 г. МПК 7 G01M 15/00 - прототип.