Том 14, № 3-1 (2015): Специальный выпуск

Раскрывается роль Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) как головного научно-исследовательского института в системе обеспечения требуемых динамических и прочностных параметров создаваемых в стране авиационных двигателей. Приведены принципы и традиции научной школы прочности ЦИАМ  в решении практических проблем, выявлении причин дефектов и разработке конкретных рекомендаций на основе фундаментальных и инженерных подходов. Особенностью научной школы прочности ЦИАМ  является то, что она объединяет инженерно-технических и научных сотрудников института и работающих в тесном контакте с ними сотрудников предприятий отрасли, вузов, академических и отраслевых институтов, научно-исследовательских учреждений Министерств обороны и гражданской авиации. Показана роль в формировании и развитии научной школы прочности ЦИАМ выдающихся учёных И.Ш. Неймана, С.В. Серенсена, Р.С. Кинасошвили, И.А. Биргера. Отмечен круг вопросов по изучению динамики авиационных двигателей при сочетании теоретических, расчётных и экспериментальных исследований по созданию, расширению с использованием уникальной отраслевой экспериментальной базы для прочностных испытаний двигателей и их узлов и систем. Уделено внимание конверсионным программам по наземному применению газотурбинных двигателей, включая разработку российских и международных нормативных документов. Отмечены тесные связи прочнистов ЦИАМ с авиадвигателестроителями Самары и научных школ ЦИАМ и Самарского аэрокосмического кластера, а также роль академика Н.Д. Кузнецова в их развитии и укреплении.

Рассмотрены требования нормативных технических документов, предъявляемые при сертификации авиационных двигателей к порядку и процедурам оценки используемых при подтверждении прочности и ресурса основных и особо ответственных деталей, характеристик конструкционной (реализуемой в конструкции) прочности металлических сплавов. Описано содержание работ, выполняемых для подтверждения указанных требований разработчиком авиационного двигателя, разработчиком материала/полуфабриката и производителем двигателя. Рассмотрены задачи, решаемые на этапах общей и специальной квалификации материалов. Представлена номенклатура основных определяемых при квалификации сплавов, в том числе монокристаллических, механических характеристик. Указаны стандарты, в соответствии с которыми должны проводиться испытания. Приведены соотношения, необходимые для определения значений используемых при оценке прочности и долговечности деталей характеристик. Рассмотрены требования к статистической обработке результатов исследований конструкционной прочности сплавов и требования к установлению гарантированных при поставке материалов/полуфабрикатов значений механических свойств. Отмечена необходимость данных о возможном содержании в заготовках основных (критических по последствиям разрушения) деталей дефектов различных размеров. В библиографический список включены основные нормативные технические документы, выполнение требований которых необходимо при проведении специальной квалификации сплавов, применяемых для изготовления основных и ответственных деталей авиационных двигателей.

В соответствии с сертификационными требованиями необходимо обеспечить локализацию в корпусе фрагментов разрушившегося ротора стартёра ГТД. Корпус стартёра должен выдерживать фрагмент с максимальной кинетической энергией. Доказано, что фрагментом с максимальной кинетической энергией в осесимметричных роторах является 1/3 часть. Для роторов с центральными отверстиями возможно обеспечить разрушение с образованием такого фрагмента при соответствующей подрезке. Для дисков без центральных отверстий, выполненных за одно целое с валом, обеспечить образование такого фрагмента при испытании не удаётся. Есть предположение, что такой вид разрушения невозможен. Возникает задача об определении наиболее энергоёмкого фрагмента при возможном разрушении и выборе способа проведения сертификационных испытаний. Для дисков без центральных отверстий в работе предложен метод, позволяющий облегчить решение задачи локализации фрагментов. Данный метод основан на введении «слабого звена» в подободной части диска ротора – локального утонения в подободной части. Для определения наиболее энергоёмкого фрагмента ротора выделены три наиболее опасных случая: разрушение по «слабому звену», разрушение по произвольному радиусу и разрушение в случае нерас-соединения стартёра с двигателем. При использовании предложенной конструкции ротора стартёра облегчается также проведение сертификационных испытаний. 

Сформулированы основные задачи использования разгонных стендов при проведении сертификационных, инженерных и технологических испытаний деталей и узлов газотурбинных двигателей. Рассмотрены конструктивные особенности разгонных стендов. Представлены основные характеристики разгонных стендов, используемых в ЦИАМ. Рассмотрены методические особенности проведения различных видов испытаний на разгонных стендах и основные требования к стендам для проведения различных испытаний. Приведены примеры использования стендов для проведения разгонных испытаний для подтверждения несущей способности или упрочнения материала роторов; эквивалентно-циклических испытаний для подтверждения ресурса роторов; исследований вибрационных свойств вращающихся деталей, в том числе для оптимизации конструкционного демпфирования колебаний и определения сопротивления многоцикловой усталости вращающихся лопаток; подтверждения удержания в корпусах фрагментов разрушившихся роторов; определения стойкости роторов к соударению с птицами и другими попадающими в газовоздушный тракт двигателя посторонними предметами. Показана необходимость сочетания испытаний на разгонных стендах с расчётами и физическими исследованиями. Рассмотрены основные направления модернизации разгонных стендов. Показана, в частности, необходимость создания стендов для различных испытаний вентиляторов двигателей с большой степенью двухконтурности; совершенствования стендов и методик испытаний для исследований сопротивления вращающихся лопаток многоцикловой усталости; создания оборудования для испытаний в условиях термоциклирования деталей роторов, особенно деталей, изготовленных из композиционных и керамических материалов; для исследования колебаний при контакте ротора  и статора.

Излагается оригинальная методика ЦИАМ экспериментального определения термоциклической долговечности деталей горячего тракта газотурбинных двигателей, в том числе деталей с жаростойкими и керамическими теплозащитными покрытиями, в условиях поверхностного неравномерного разогрева токами высокой частоты при непрерывном охлаждении внутренней полости деталей с заданным расходом воздуха. На основании проведённых испытаний модельных образцов с покрытиями при контроле температуры поверхности с помощью тепловизора показана возможность применения высокочастотного разогрева деталей с покрытиями (в том числе с керамическими теплозащитными покрытиями) для моделирования поверхностного разогрева натурных деталей газотурбинных двигателей. Используемая методика позволяет имитировать температурное состояние детали в эксплуатации. Температурные перепады, наблюдаемые как по поверхности, так и толщине детали, создают в материале термические напряжения, аналогичные возникающим при работе в двигателе. При необходимости к детали могут прилагаться синхронизированные с изменением температуры механические нагрузки для имитации, например, центробежной силы. В статье представлены результаты экспериментальных исследований термоциклической долговечности рабочих лопаток первой ступени турбины из перспективного монокристаллического сплава ВЖМ-5 без покрытия и с различными защитными покрытиями, проведённые по режиму Т_min↔T_max = 350↔1050˚C. 

Традиционный подход к конструированию рабочих колёс турбин, основанный на применении замковых соединений лопаток с диском, не позволяет совершенствовать конструкции в направлении увеличения долговечности, уменьшения массы колеса и в целом увеличения эффективности. Эта проблема может быть решена использованием разнородных материалов в интегральной конструкции колеса в виде биметаллического блиска. Для исследования прочностной надёжности рабочего колеса высокотемпературной турбины, образованного соединением полых лопаток с дисковой частью с помощью методов гранульной металлургии, разработаны и изготовлены образцы-имитаторы, включающие диффузионное соединение охлаждаемой лопатки турбины высокого давления из монокристаллического сплава с элементом дисковой части из жаропрочного никелевого гранулируемого сплава. Разработана капсульная оснастка для изготовления образцов-имитаторов, обеспечивающая герметичность зоны соединения элементов моноколеса и сохранение каналов охлаждения в лопатках в процессе горячего изостатического прессования. Проведены исследования макро- и микроструктуры зон соединения элементов конструкции. Проведены предварительные испытания образцов-имитаторов на многоцикловую усталость, в результате которых установлено, что трещины усталости зарождались в материале лопатки, а зона диффузионного соединения двух сплавов в условиях испытаний оказалась прочнее материала лопатки.

Проведены технологические и экспериментальные исследования в обеспечение создания соплового аппарата высокотемпературной турбины из дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида кремния, а также жаровой трубы высокотемпературной камеры сгорания из армированного углеродными волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полимера. В результате проведённых исследований демонстрируются:

- технологическая возможность создания составной конструкции соплового аппарата из сверхтвёрдого дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида кремния с обеспечением его совместимости с ответными металлическими узлами турбины;

- результаты испытаний изготовленной неохлаждаемой жаровой трубы из армированного углеродными волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полимера.

Результаты работы будут использованы при проектировании, изготовлении и испытаниях неметаллических деталей камеры сгорания и турбины вспомогательных силовых установок, малоразмерных и вертолётных газотурбинных двигателей.

Помпаж является опасным аэроупругим явлением, при возникновении которого в газовом тракте компрессора возникает ударная волна, повреждающая отдельные элементы компрессора, а также стендовые системы измерения параметров рабочего процесса. Поэтому ранняя диагностика предпомпажных состояний многоступенчатых осевых компрессоров современных авиационных двигателей, характеризующихся чрезвычайно высокой аэродинамической нагруженностью и малыми радиальными зазорами между ротором и статором, является актуальной задачей. В данной работе на основе анализа динамических процессов при дросселировании многоступенчатых компрессоров авиационных двигателей в стендовых условиях были выявлены диагностические признаки  предпомпажного состояния компрессоров в сигналах с тензометров, установленных на лопатках, и в сигналах с датчиков пульсаций статического давления, установленных в корпусах компрессоров. Исследование выполнено с использованием современных методов обработки и анализа сигналов динамических процессов на основе быстрого преобразования Фурье и вейвлет-анализа с применением 3D представления результатов исследования. Результаты проведённого исследования указывают на возможность ранней диагностики помпажа, а также показывают, что при потере газодинамической устойчивости реализуется несколько форм осевых колебаний и соответствующих им акустических частот в зависимости от размеров присоединённых масс. Разработанные методы и средства предлагается применить при создании автоматизированных систем предупреждения помпажа для стендовых испытаний компрессоров при определении запасов газодинамической устойчивости.

Представлены результаты проведённых в ЦИАМ исследований по экспериментальной и расчётной оценке эффективности демпфирования колебаний деталей газотурбинных двигателей с использованием различных способов организации демпфирования. Для ступени турбины с демпфирующими вставками разной массы проведены вибрационные испытания на динамическом стенде. По результатам тензометрирования лопаток определена демпфирующая вставка оптимальной массы и жёсткости. Показана возможность эффективного демпфирования колебаний компрессорных лопаток с использованием тонких демпфирующих покрытий. Представлен метод организации демпфирования лопатки вентилятора. На примере пластины-имитатора лопатки вентилятора была проанализирована и экспериментально подтверждена эффективность метода. Рассмотрена возможность активного демпфирования колебаний деталей газотурбинных двигателей с использованием пьезоэлементов, и на примере снижения резонансных напряжений в тонкой титановой пластине экспериментально подтверждена потенциальная эффективность метода.

Представлены результаты моделирования нелинейных параметрических колебаний в авиационных зубчатых передачах при проходе системы через резонанс с сопровождающимся размыканием зубьев.  Для цилиндрических передач исследуется двухмассовая динамическая модель с упругодемпфирующей связью, параметры которой получены из результатов расчёта конечно-элементной модели в течение всей фазы зацепления. Исследуются параметрические колебания системы с кинематическим возбуждением за счёт переменной жёсткости зацепления и нелинейными эффектами, определяемыми моделированием условия потери контакта зубьев. Показано, что максимальный уровень динамических напряжений в зацеплении при проходе через резонанс не превышает определённого значения, обусловленного присутствием разрывных колебаний в системе. Подробное моделирование функции жёсткости зацепления с помощью метода конечных элементов позволяет оценивать влияние геометрических параметров профилей зубьев на динамическое возбуждение передачи. На основе разработанной модели произведена оценка влияния коэффициента перекрытия передачи на динамические нагрузки в зацеплении и продемонстрировано снижение динамических нагрузок в передачах с коэффициентом перекрытия больше двух. Показана качественная сходимость результатов моделирования динамической нагруженности зацепления с результатами эксперимента. 

На примере наземно-бортовой системы диагностики вертолётов рассмотрены основные методики определения технического состояния авиационных приводов по совокупности сигналов, получаемых в эксплуатации. Для реализации этих алгоритмов необходимо наличие кинематической схемы роторной машины с информацией о количестве зубьев зубчатых колёс, количестве шлиц в шлицевых соединениях, конструктивных параметрах подшипников, а также наличие синхросигналов, которые регистрируются параллельно с сигналами вибраций. Представленная методика оценки вибрационных параметров многовальных механизмов учитывает флуктуацию характерных частот в реальных условиях эксплуатации редуктора. На основе моделей вибраций зубчатых передач и редукторов сформированы требования к аппаратным средствам. Рабочий частотный диапазон датчиков вибраций должен охватывать характерные частоты всех зубчатых передач, шлицевых соединений и подшипников качения. Динамический диапазон определяется, исходя из вибрационной активности редуктора и агрегатов в месте установки датчиков. Представлены и обоснованы требования к аппаратуре накопления и предварительной обработки данных. Представлена методика балансировки винтов вертолётов классической и соосной схем расположения несущих винтов, основанная на анализе влияния изменений значений регулировочных параметров лопастей (масса балансировочного груза, значение тяги автомата перекоса, угол отклонения триммера) на значения амплитуд гармонических составляющих вибраций. Сформулированы основные задачи центра сопровождения эксплуатации по техническому состоянию приводов вертолётов и особенности его взаимодействия с эксплуатирующей организацией.

В рамках работ по обеспечению надёжности газотурбинных двигателей и агрегатов трансмиссий вертолётов требуется решить проблему, связанную с обеспечением надёжности и ресурса подшипниковых опор этих изделий. Опыт эксплуатации существующих изделий авиационного двигателе- и редукторостроения и опыт создания новых типов конструкций показывают, что определение и установление ресурса основных и наиболее нагруженных деталей, к которым относятся и подшипниковые опоры, является одной из первоочередных задач. В статье анализируются причины пониженных по сравнению с подшипниками зарубежных фирм ресурса и надёжности отечественных авиационных подшипников. Определён круг основных задач по обеспечению надёжности подшипниковых опор в изделиях авиационной техники и даны предложения по их решению. Изложены экспериментальные методы подтверждения ресурсов подшипников на стендах и в составе изделия.

Объектом исследований является система смазки с электроприводными откачивающими и нагнетающим шестерёнными насосами. Проведён анализ особенностей рабочего процесса в агрегатах систем смазки и сделана оценка возможности применения гомогенной модели для описания течения мелкодисперсной масловоздушной смеси. Изложен принцип построения математической модели систем смазки на базе динамических уравнений типовых процессов в узлах – течения двухфазной смеси, смешения потоков жидкости и воздуха, заполнения межзубовых объёмов шестерённой пары в зоне всасывания. Выполнена верификация разработанной математической модели путём сравнения расчётных и экспериментальных процессов.