1. Слайд 13.1
Лимитирующий элемент ГТД
•
•
•
•
•
При эксплуатации по техническому состоянию (ЭТС)
авиационных ГТД необходима в любой момент
времени
оценка
величины,
характеризующей
выработку ресурса каждого эксплуатируемого ГТД,.
Эта задача решается для лимитирующего элемента
или модуля в составе ГТД.
Лимитирующим элементом называют элемент,
работающий в наиболее трудных условиях (большие
действующие напряжения в сочетании с высокими T)
и имеющий наименьший ресурс.
Наиболее часто лимитирующими элементами в
составе ГТД являются РЛ первой ступени турбины
или один из дисков ротора турбины.
Степень повреждаемости лимитирующего элемента,
например, РЛ, на любом i -м стационарном режиме
определяется на основании гипотезы о линейном
суммировании повреждений
n
•
Di = ∑ti / τ(σ i, Ti)
i=1
•
• где ti - время действия i-го режима нагружения;
∀ τ(σ i, Ti) - долговечность материала конструктивного
элемента в условиях i-го режима нагружения.

2. Слайд 13.2
Повреждаемость РЛ на эквивалентном
режиме
• Выберем некоторый эквивалентный
режим,
которому
соответствует
напряжение в опасном сечении РЛ σ э и
температура материала РЛ Тэ. За
эквивалентный
режим
обычно
принимают взлетный режим работы
ГТД при САУ для H = 0 и V = 0.
• Повреждаемость РЛ при работе
на эквивалентном режиме
• Dэ = tэ / τ(σ э, Tэ)

3. Слайд 13.3
Повреждаемость РЛ в эксплуатации
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
В процессе эксплуатации реальный спектр нагружения
лимитирующего элемента на i-м режиме приводится к
эквивалентному режиму.
Условие приведения любого i-го режима к эквивалентному
заключается в равенстве повреждаемостей, вносимых в
материал детали любым i-м режимом и эквивалентным
• Di = Dэ,
т.е.
• ti / τ(σ i, Ti) = tэ / τ(σ э, Tэ)
Длительность эквивалентного режима, который вносит ту
же повреждаемость в материал детали, что и некоторый i-й
режим:
• tэi = ti [τ(σ э, Tэ)/ τ(σ i, Ti)]
Длительность эквивалентного режима или эквивалентная
наработка (ЭН) для j-ro полета:
•
n
• tэj = ∑ tэi
i=1
где n - число стационарных режимов в j-м полёте.
Основную долю повреждаемости РЛ вносят три режима:
взлетный, МП, крейсерский.
Эквивалентная повреждаемость (ЭН) за k полётов
•
k
k n
• tэ = ∑ tэj = ∑ ∑ tij [τ(σ э, Tэ)/ τ(σ ij, Tij)]
j=1
j=1 i=1

4. Слайд 13.4
Эквивалентный предел длительной
прочности
• Эквивалентный предел длительной
прочности
σ э.пр
находится
по
зависимости, описывающей длительную
прочность материала, по известным tэ и
Тэ
∀ σ э.пр = A(Tэ)-B(Tэ)lg tэ,
• где A(Tэ), B(Tэ) - коэффициенты в
законе
длительной
прочности
материала.
• Накопленный
эквивалентный
коэффициент запаса прочности
• Kзп. экв = σ э.пр (Tэ; tэ)/ σ э.

5. Слайд 13.5
Оценка выработки ресурса РЛ в
эксплуатации
•
•
•
•
•
Уменьшение накопленного эквивалентного
коэффициента
запаса
прочности
Kзп.экв
характеризует выработку ресурса РЛ. Ресурс
ГТД или модуля будет полностью исчерпан,
когда
Kзп. экв
достигнет
минимального
допустимого значения Kmin.
При увеличении числа полетов Kзп. экв
уменьшается, так как ЭН постоянно возрастает.
Скорость снижения Kзп. экв зависит от условий
эксплуатации конкретного ГТД.
Выработка ресурса оценивается при помощи
коэффициента выработки ресурса
• Kвр = (Kmin / Kзп. экв ) 100%
В начале эксплуатации ГТД Kвр= 0, так как
Kзп. экв = ∞, а при большой наработке
коэффициент выработки ресурса увеличивается
до 100% при полной выработке ресурса.

6. Слайд 13.6
Параметр Ларсона-Миллера
•
Для описания зависимости, связывающей время
до разрушения РЛ τ р, с действующим уровнем
напряжений σ и Т РЛ РЛ, используется
параметрическая зависимость Ларсона Миллера. При постоянном уровне действующих
напряжений (σ=Соnst) величина:
• ТРЛ (С + lgτ p) = Const,
где ТРЛ - абсолютная температура РЛ; τ p - время
до разрушения РЛ; С- постоянная, для
большинства сталей и жаропрочных сплавов
значение величины С ≈ 20, (С ≈ 16...24). В
расчетах, как правило, пользуются средним
значением постоянной С ==20.
• Величина
• p = Т РЛ (С + lgτ p)
•
•
называется параметром Ларсона-Миллера.

7. Слайд 13.7
Полетный цикл
•
•
•
•
•
•
За один полетный цикл принимается полный цикл
изменения режимов работы ГТД от его запуска до
выключения после посадки, характеризующийся
однократным использованием взлетного режима за
полет. Любой другой выход на взлетный режим в
полете с любого режима засчитывается как
отдельный полетный цикл (в том числе и при уходе
на второй круг).
Каждый полетный цикл представляется в форме
графиков и таблиц, которые содержат:
- режимы работы ГТД, порядок их чередования,
параметры, характеризующие эти режимы:
- время работы на установившихся режимах с
распределением
их по участкам полета (диапазоны Рн и Тн);
- число переменных процессов с распределением по
интенсивности и внешним условиям на различных
участках полета;
- наработку на установившихся режимах, количество
и характер переменных процессов при работах по ТО
ГТД, число запусков, отнесенных к одному
полетному циклу (или определенной ресурсной
наработке).

8. Слайд 13.8
Типовой и обобщенный полетные
циклы ГТД
•
•
•
•
•
За один полетный цикл принимается полный цикл
изменения режимов работы ГТД от его запуска до
выключения
после
посадки,
характеризующийся
однократным использованием взлетного режима за полет.
Любой другой выход на взлетный режим в полете с любого
режима засчитывается как отдельный полетный цикл (в
том числе и при уходе на второй круг).
Типовым (ТПЦ)
полётным циклом называются
осреднённые условия эксплуатации, описанные в виде
полёта средней продолжительности, включающем в себя
среднюю наработку на отдельных участках полета: взлёте,
наборе высоты, крейсерском участке полёта, типичные
изменения режимной работы на крейсерском участке и при
заходе на посадку.
ТПЦ ГТД включает в себя изменение во времени p и T
воздуха на входе в ГТД и основных параметров его рабочего
процесса при выполнении типового полета, включая
наземную наработку при техническом обслуживании (ТО) и
ремонтах, отнесенную к одному типовому полету.
ТПЦ формируется на основе анализа эксплуатации ГТД,
статистики вpемeни работы на отдельных режимах, в том
числе переменных, и внешних условий при работе на
отдельных режимах.
Обобщенный полетный цикл (ОПЦ) – ТПЦ ГТД, в котором
повреждаемость ГТД равна средней повреждаемости,
рассчитанной по всем ТПЦ для данного ЛА с учетом их
повторяемости.

9. Слайд 13.9
Параметры ТПЦ и ОПЦ
•
В ТПЦ и ОПЦ режимы работы ГТД во времени задаются с
указанием внешних условий (профиль полета по высоте, отклонение
от МСА) и параметров работы ГТД, позволяющих оценить
повреждаемость его деталей.
•
Исчерпание ресурса ГТД гражданских самолётов более чем на 95%
происходит на tH за год режиме, поэтому определяющим из
Распределение взлетов повзлетном эксплуатации ТРДД НК-8-2У, установленных на
самолетах Ту-154
внешних условий является распределение количества взлетов по tH.
tH
°С
%
взл
•
<0
0…3
4…7
8…11
12…15 16…19 20…23 24…27 > 27
24
10,7
16
11
11,5
11
9
6
6,8
При формировании ТПЦ учитываются и переменные
режимы работы ГТД, определяющие величину и
количество отдельных подциклов нагружения
деталей ГТД.
Обобщённое количество осреднённых дополнительных
выполняемых за 100 ч наработки в эксплуатации
Вид цикла Запуск
ВклюВыход Приёмичение
на
стость
реверса режим
3500Rобрmax
4500
Количество
55
50
50
50
100
циклов
циклов нагружения,
nНД
30004500
100
30004000
50
20004000
150

10. Слайд 13.9б
Оценка эквивалентной наработки в
эксплуатации.
•
•
•
•
•
Для оценки ЭН ГТД в эксплуатации, у которого
лимитирующие элементы - РЛ первой ступени и один
из дисков
турбины, необходимо определение
фактической суммарной повреждаемости РЛ первой
ступени турбины и одного из дисков турбины как
деталей с наименьшей долговечностью. ЭН ГТД
оценивается как отношение фактической суммарной
повреждаемости
к
суммарной повреждаемости
указанных деталей в ТПЦ.
Для дисков турбины ресурс установлен в циклах, т.к. их
долговечность
определена
повторно-статическим
нагружением,
вызванным
меняющимися
уровнями
центробежных нагрузок и T.
В условиях реальной эксплуатации исчерпание ресурса РЛ в
часах происходит более интенсивно, чем в циклах.
ЭН, в отличие от фактической наработки (ФН), определяемой
только по длительности работы ГТД (в часах или циклах),
учитывает
при
конкретных
условиях
эксплуатации
индивидуальный уровень ТГДП, определяющий газовые и
центробежные нагрузки на его детали и длительность работы
ГТД на режимах.
К условиям эксплуатации, определяющих величину ЭН,
относятся:
- номенклатура используемых режимов работы ГТД и
последовательность их чередования;
- уровень ТГДП: Tг*, nВД, nНД на каждом из используемых в полёте
режимов работы ГТД и время их воздействия.

11. Слайд 13.10
Первый метод оценки ЭН РЛ в
эксплуатации.
• В практике используются два метода оценки ЭН
РЛ в эксплуатации.
• Первый метод основан на расчёте ЭН по
значениям ТГДП среднестатистического ГТД
данной модификации, определяемым по его ДХ
для конкретных атмосферных условий (tH и PH),
регистрируемых при каждом взлёте самолёта.
Недостаток этого метода – его невысокая
точность вследствие:
• а) отличия значений ТГДП конкретного
экземпляра
ГТД
от
ТГДП
среднестатистического ГТД;
• б) использования значений tH и PH на режимах
МП, крейсерского полета, снижения и посадки
по СА, хотя реальные значения tH и PH могут
отличаться от СА.
• в) отсутствия учёта влияния наработки на
характеристики ГТД и агрегатов САР,
приводящих к изменению уровня ТГДП и
программы регулирования ГТД.

12. Слайд 13.11
Второй метод оценки ЭН РЛ в
эксплуатации
•
Второй метод оценки ЭН ГТД в эксплуатации лишён недостатков первого метода,
вследствие чего его точность выше. При расчёте ЭН по этому способу используются
значения tH, PH и ТГДП, непосредственно регистрируемые в полёте на заданных
режимах. Сбор и обработка этой информации наиболее эффективны при
использования автоматизированных систем регистрации параметров в полёте.
Оценка ЭН РЛ τ экв производится на режимах взлетном, МП и крейсерском в каждом
полете по следующему алгоритму.
1 Определяется Tлоп на j-ом режиме.
•
Оценка температуры РЛ Tлоп производится либо по расчётной зависимости Tлоп
=f(Tт*) либо по расчётной зависимости Tлоп = f(Tг*). В последнем случае из-за
отсутствия непосредственного измерения Tг* она определяется по непосредственно
измеряемой Tт* по индивидуальной для каждого экземпляра ГТД зависимости Tг*
=f(Tт*), полученной при стендовом испытании ГТД.
•
2) Определяется напряжение σ j
∀
•
•
3) Определяется параметр Ларсона-Миллера на j-ом режиме Pлмj решением линейного
уравнения на соответствующем участке по таблично заданной кривой параметра
Ларсона-Миллера.
4) Определяется долговечность РЛ до разрушения τ pj:
∀
•
σ j = f (Tлопj , nВДj)
τ рj = 10Pлмj *1000Tлопj -20
5) Определяется фактическое повреждение в РЛ за i-й полет
•
3
Q I = ∑τ ij/ τ рj
•
•
j=1
•
где τ j - длительность работы ГТД на j-ом режиме.
•
6) Суммарная повреждаемость за "m" полетов
•
•
•
•
Q ∑ = ∑ Q i / Q эквR
i =1
7) ЭН за i-й полет определяется по формуле:
τ экв i = R Q i / Q эквR
∀
8) Суммарная ЭН за "m" полетов
τ экв ∑ = R Q∑ / Q эквR
∀
m

13. Слайд 13.12
Оценки ЭН диска турбины в
эксплуатации
• ЭН диска турбины в циклах рассчитывается по
измеренным значениям nНД на следующих
режимах:
- при взлете самолета через 30 с. после
начала взлета;
- на участке взлета и набора высоты при снижении
режима работы ГТД с МП или большего, на
режим ниже МП (по α руд) с последующим
увеличением режима выше МП;
- при уходе самолета на второй круг.
• В двух последних случаях для расчета ЭН
используются зарегистрированные максимальные
значения nНД. На каждом из указанных режимов
определяется по зависимости nэкв =f(nНД)
относительная повреждаемостьnэквj,
nэквj =nj/nтип ,
(7.22)
•
• где nтип - повреждаемость диска при n = 5500
об/мин и τ взл = 2 мин.
• Относительная повреждаемость диска в i-ом
полете nэквi определяется суммированием nэквj по
всем
указанным
режимам,
а
суммарная
относительная повреждаемость диска за "m"

14. Слайд 13.13
Влияние условий эксплуатации на
выработку ресурса
•
•
Рисунок 7.3 Влияние условий эксплуатации на коэффициент
выработки ресурса Кв
Наиболее значительно на Квр влияет TH при взлете. С ростом TH
наблюдается увеличение nВД и Tг* на взлетном режиме в
соответствии с программой регулирования, что приводит к
повышению σ и T в РЛ. Вследствие этого на взлетном
режиме при повышенных TH имеет место повышенная
повреждаемость РЛ и, следовательно, ускоренная выработкай
ресурса ГТД.
Рост Рн от 730 до 780 мм рт. ст. не приводит к росту σ в РЛ, так как
увеличение плотности газа компенсируется снижением nВД. В то же
время при росте РH программа регулирования ГТД предусматривает
снижение Tг*, что и определяет характер зависимости Квр от РH. При
низких РH наблюдается ускоренная выработка ресурса ГТД.
Продолжительность использования взлетного режима существенно
влияет на выработку ресурса вследствие того, что этот режим по
сравнению с остальными характеризуется повышенными σ и T в РЛ.