Проблемы обеспечения эффективности и надежности триботехнических систем роторов авиационных двигателей и их решение

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ И НАДЕЖНОСТИ ТРИБОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ РОТОРОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ РЕШЕНИЕ

Специальность 05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Понькин Владимир Николаевич

Казань 2009

1. Общая характеристика работы

Актуальность проблемы. Повышение температуры газа перед турбиной и степени сжатия в компрессоре - определяющая тенденция при создании современных конкурентоспособных авиационных ГТД. Улучшение характеристик ГТД сопровождается усложнением конструкции двигателя за счет применения двух и трех вальных схем, повышением скорости вращения роторов. В этих условиях является актуальной задача обеспечения надежности триботехнических систем (ТС) двигателя. В первую очередь это относится к подшипникам качения (ПК) роторов компрессоров низкого и высокого давления (КНД, КВД), а также контактных уплотнений опор. Решение этой задачи требует совершенствования методов расчета и конструирования опор в направлении более полного учета факторов, определяющих работоспособность ТС во всем многообразном диапазоне рабочих условий. Актуальной проблемой является обобщение опыта доводки ТС авиационных двигателей при их модернизации. Более точные представления об отказах ТС и их использование в проектировании и техническом обслуживании является определяющим фактором повышения надежности двигателя. Надежность работы подшипников зависит также от физико-химических свойств масла и его очистки в процессе работы двигателя. Актуальным направлением повышения эффективности системы смазки является разработка устройств на новых принципах организации процесса циркулирования масла в системе смазывания и его очистки.

Цель работы - повышение показателей надежности ТС роторов, системы смазывания, на базе изучения причин отказов и разработка алгоритмов их доводки в системе авиационных и конвертируемых ГТД.

Задачи исследования:

1. Обобщение опытно-расчетного исследования факторов, влияющих на долговечность L_h роторных подшипников: скоростного параметра dn, осевого усилия F_a, возникающего в результате воздействия газового потока на рабочие поверхности лопаток и дисков; рабочей температуры ПК.

2. Анализ и обобщение опыта доводки роторных ПК по установленной безотказной наработке Т_у и результатов исследования вибрационных характеристик элементов КВД.

3. Разработка алгоритмов доводки по надежности роторных ПК на базе изучения их отказов при работе в системе двигателя.

4. Исследование дефектов, связанных с разгерметизацией опор роторов авиационных ГТД.

5. Создание метода совершенствования системы смазки авиационных ГТД с использованием диспергирования моторного масла.

Научная новизна:

1. Выполнено комплексное исследование и обобщение факторов, влияющих на L_h и Т_у роторных подшипников авиационных двигателей семейства «НК».

2. Даны рекомендации по формированию оптимальной геометрии и структуры поверхности зон трения в условиях перекоса колец и проскальзывания элементов ПК в процессе работы ГТД с целью повышения его ресурса.

3. В результате исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД установлено наличие максимальной осевой вибрации ротора с виброскоростью V = 25 мм/с на режимах перекладки лопаток регулируемого направляющего аппарата и открытия - закрытия клапанов перепуска (n_КВД = 83.3 с^-1).

4. На базе анализа и обобщения выполненных исследований по устранению дефектов разработаны алгоритмы доводки ТС авиационных ГТД.

5. Создан экспериментальный стенд для диспергирования авиационного масла с использованием патента с участием автора. В процессе экспериментов установлено, что физико-химические свойства масла не изменяются. Максимальный диаметр размера твердых частиц составляет не более 3 мкм.

Достоверность и обоснованность результатов подтверждается и обеспечивается использованием: отраслевых и общепринятых апробированных методов и методик проведения теплофизического эксперимента; аттестованной измерительной аппаратуры, отвечающей современным требованиям точности замеров; расчетом погрешностей; удовлетворительной сходимостью опытных результатов и расчетных данных, многократным повторением замеров в ходе экспериментов; практикой эксплуатации изделий.

Практическая ценность работы. Результаты проведенного исследования позволяют: совершенствовать существующие и создавать новые триботехнические системы роторов газотурбинных двигателей; в установленные сроки решать проблему увеличения L_h и T_у опорных узлов; осуществлять диагностику технического состояния ПК; разработать новые системы фильтрации масла. Работа выполнена в соответствии с национальным стандартом РФ (ГОСТ Р 52526-2006 г.).

Автор защищает:

1. Научно обоснованные технические разработки по повышению надежности ТС роторов авиационных двигателей.

2. Экспериментальный стенд и результаты совершенствования системы смазки с использованием диспергирования авиационного масла.

Реализация работы на производстве. Основные научные результаты, представленные в работе, используются в ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), в ОАО КМПО (г. Казань), в ОАО КПП “Авиамотор”(г. Казань) при модернизации конвертируемых авиационных двигателей.

Апробация работы. Работа обсуждалась по частям и полностью на 12 научно-технических конференциях и семинарах российского и международного уровня.

- Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях: “Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология”. г.Казань, КВАКУ им.Маршала М.Н. Чистякова. 2000, 2001, 2002, 2003, 2004, 2005, 2006 г.г.

- XI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, посвященной 170-летию МГТУ им. Н.Э. Баумана “Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели” г.Москва. 2000 г.

- Международном научно-практическом симпозиуме “СЛАВЯНТРИБО-5. Наземная и аэрокосмическая трибология - 2000: проблемы и достижения”. ВМПАВТО, МФСЕЗАМУ, РГАТА. Санкт-Петербург - Рыбинск. 2000г.

- 4-ой Международной конференции “Научно-технические проблемы прогнозирования надежности и долговечности конструкций и методы их решения”. Санкт-Петербургский гос. техн. ун-т. 2001 г.

- Международной научно-технической конференции “Проблемы и перспективы развития двигателестроения”. г.Самара, СГАУ им. С.П. Королева 2003, 2006 г.г.

- II Международной научно-технической конференции “Авиадвигатели XXI века”. Москва, ЦИАМ. 2005 г.

Доклады и тезисы докладов опубликованы. Работа в целом заслушана на расширенном заседании кафедры «Газотурбинные паротурбинные установки и двигатели» КГТУ им. А.Н. Туполева. Во всех случаях работа получила одобрение и поддержку.

Личный вклад автора в работу заключается в постановке цели и задач исследования, анализе и обобщении факторов, влияющих на L_h и T_у роторных ТС, разработке алгоритмов их доводки по надежности. Создании стенда и проведении экспериментов по диспергированию авиационного масла и обобщении полученных результатов.

Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 19 печатных работ, в том числе одна статья в рекомендованном ВАК журнале, 2 препринта и один патент РФ.

2. Основное содержание диссертации

Во введении на основе анализа проблем, возникающих в процессе эксплуатации авиационных двигателей, дано обоснование актуальности темы диссертационной работы по повышению надежности ТС роторов, сформулированы цели и задачи исследования, изложены основные научные положения, выносимые на защиту.

В первой главе приводится обзор конструкций опор, применяемых в быстроходных турбомашинах авиационных двигателей. Приведенное краткое описание полезных свойств и недостатков известных опор позволяет сделать следующий вывод. На стадии разработки и проектирования быстроходных турбомашин повышение надежности опор может быть достигнуто в результате использования принципа совмещения и сочетания на отдельных режимах работы полезных свойств опор различного класса и отдельных элементов конструкций двигателя. Такие опоры получили название комбинированных или совмещенных опор СОП [10]. Классическая конструкция СОП, широко применяемая в современных авиационных ГТД, комбинация ПК с масляным демпфером. Такая конструкция позволяет снизить уровень вибрации роторов и устранить опасные резонансные колебания. Рассматривая опоры двигателей семейства «НК» отметим, что все они относятся к СОП. Два роликовых подшипника (РП): межвальный и турбинный образуют СОП с последовательной передачей радиальной нагрузки F_r. Остальные опоры упругодемпферные. В диссертации приведены конструкции опор и уплотнений, дается их описание и приводятся типы подшипников, используемых в двигателях семейства «НК».

Обычно критерием оценки эксплуатационных свойств ПК является L_h, соответствующая 90% ной надежности. Базовая долговечность распространяется на обычные подшипниковые стали при нормальных условиях эксплуатации. В авиационных двигателях роторные ПК работают в условиях, отличных от общего машиностроения. Эти условия определяются высокими скоростями вращения, большими F_a , повышенными температурами. В связи с этими обстоятельствами возникает необходимость исследования влияния указанных факторов на L_h ПК. Важное значение приобретает методика выбора ПК и конструкции опорного узла.

Во второй главе рассматриваются вопросы повышения L_h роторных ПК быстроходных турбомашин, приведены результаты опытно-теоретического определения характеристик СОП с разделением скорости [10], осевых сил и температурного состояния подшипников при различных условиях работы двигателя.

Влияние скорости вращения вала на L_h оценивается скоростным параметром d_m· n ·10⁶ мм·об·мин^-1, где d_m - диаметр окружности, проходящей через центр тел качения. Для ПК общего применения со стальным штампованным сепаратором, работающих при температуре не выше 373 К, значения d_m· n не должно превышать 0,55·10⁶ мм·об·мин^-1. В современных авиационных двигателях скоростной параметр равен (1,3...1,4) ·10⁶ мм·об·мин^-1. Предполагается, что ПК перспективных авиационных ГТД будут работать при скоростях, соответствующих скоростному параметру d_m · n = (3...4,2)·10⁶ мм·об·мин^-1. Высокие скорости и значительные нагрузки приводят к появлению в ПК больших контактных напряжений до у_max = 2000...4000 МПа, что существенно сокращает L_h. В связи с этим является актуальной задача исследования СОП с разделением скоростей.

Для решения этой задачи на стенде КГТУ им. А.Н. Туполева [10] был исследован радиально-упорный ШП А176130Р2, устанавливаемый на двигателе НК 8-2У в передней опоре КВД. В качестве рабочей жидкости использовалось масло МК-8. Этот подшипник исследовался в составе СОП (ШП конический гидростатический подшипник). Эксперименты показали, что применение СОП данной конструкции позволяет увеличить L_h ШП, входящего в ее состав, в 2,4…3 раза, снижает суммарные затраты мощности на привод опоры и прокачку до 2,5 раз.

Возникающая на роторе ГТД в процессе полетного цикла самолета F_a, является одним из определяющих факторов, лимитирующих L_h радиально-упорных ШП. Существующие методы расчета F_a обладают достаточной точностью в основном на расчетном режиме. В процессе работы ГТД F_a может существенно изменяться. Поэтому важной задачей является опытно-теоретическое определение F_a, действующих на радиально-упорные ШП роторов КНД, КВД и силовой турбины (СТ). Методика испытаний была утверждена в НПО «Труд» г. Самара генеральным конструктором Н.Д. Кузнецовым и согласована с ЦИАМ и ГОСНИИ ГА г. Москва.

Замер F_a проводится на установившихся режимах работы изделия при снятии дроссельных характеристик, а также при приемистости и сбросе газа. Силовым элементом, воспринимающим F_a является динамометрическое кольцо с наклеенными тензодатчиками, соединенными в мостовую или полумостовую схему. Регистрация значений F_a производилась с использованием электронного самописца, магнитно-электрического осциллографа или любого другого многоточечного регистрирующего прибора, защищенного от высокочастотных колебаний специальным устройством. Перед постановкой на двигатель динамометрические кольца были протарированы. Параметры изделия по результатам замеров при снятии дроссельных характеристик должны соответствовать техническим данным.

Анализ полученных результатов исследования позволил сформулировать основные направления работ на двигателях по повышению L_h роторных радиально-упорных ШП, выявить влияние разгрузки на F_a для ротора КНД (рис. 1, а), уменьшения площади проходного сечения рабочего колеса турбины первой ступени (рис. 2) на F_a для ротора КВД.

Получена расчетно-экспериментальным путем зависимость F_a. от n_cт для ротора СТ при различных диаметрах дроссельного отверстия d_н системы осевой разгрузки (рис. 3).

Высокие скорости вращения вала приводят к существенному нагреву ПК роторов ГТД. Опытом эксплуатации установлено, что ПК могут работать при температурах по наружному кольцу подшипника Т_п на 40...50 К ниже температуры отпуска материала, из которого они изготовлены. Для стали ШХ-15 это 397...407 К.

Рис.1. Зависимость F_a от n_нд: а - с разгрузкой от осевых сил; б - без разгрузки от осевых сил; 1 -постоянный режим работы; 2 - режим приемистости и сброса нагрузки; --- приемистость; ------- срос газа

Рис.2. Зависимость F_a от n_вд при различных режимах работы ГТД: а - при разных сборках и постоянных режимах; б - при разных сборах и переменных режимах; 1 сборка - F_рк 1-й ступени занижена на 4%; 2 сборка - F_рк 1-й ступени занижена на 8%; 3 сборка - F_рк в соответствии с чертежом



Рис. 3. Зависимость F_a от n_ст при разных значениях d_д: 1-- d_н = 0,016м; 2-- d_н =0,018м_;; 3-- d_н=0,02м; 4-- d_н = 0,032м

Дальнейшее повышение температуры вызывает изменение геометрических размеров ПК и впоследствии структуры материала. В результате возникают изменения посадок колец ПК и их радиальных зазоров, что может привести к аварии двига-теля. Таким образом, температура ПК является одним из важнейших критериев оценки надежности его работы.

Вопросами потерь энергии на привод авиационных ПК занимались Н.А. Спицын, А.И. Ерошкин, В.М. Демидович и другие исследователи. Установлено, что в условиях установившихся режимов и отсутствии перекоса, на тепловой режим ПК влияют размер тела качения l и d_m. При значении скоростного параметра d_m · n 0,5·10⁶ рекомендовано производить выбор ПК на основании экспериментальных данных.

При стендовых испытаниях изменения температуры наружного кольца Т_п ШП серии А176130 средней опоры при различных режимах работы двигателя и видах установки подшипников в корпус опоры показаны на рис. 4. Термометрирование наружных колец радиально-упорных ШП производилось с помощью хромель-копелевых термопар с выводом на электронный самописец. Использовались штатные термопары Т-96. Для термометрирования внутренних колец ШП применялись термоплавкие штифты, равномерно расположенные по окружности.

Рис. 4. Зависимость Т_п от n: - ШП КВД без перекоса колец; - ШП КВД с преднамеренным перекосом колец; и ^- ШП КНД без перекоса колец

Из анализа температурных зависимостей, представленных на рис. 4, можно сделать следующие выводы: для ШП КНД с ростом оборотов в интервале от 60 до 90 с^-1 величина Т_п изменялась практически линейно от 328 до 363 К; при наличии преднамеренного перекоса _пр.пер = 1,5510^-3 рад (5,34) в ШП КВД Т_п всегда выше, чем без перекоса; в диапазоне оборотов от 60 до 120 с^-1 величина Т = Т₁ - Т₂ изменяется в пределах от 22 до 8 К.

При эксплуатации в процессе доводки двигателей семейства «НК» замерялась температура ШП А176130Р1 средней опоры. Рассматривая результаты выполненных работ можно сделать вывод о том, что на 46 дви-гателях Т_п не превышала 378 К при настройке системы сигнализации на температуру 453 20 К.

Эффективным методом определения надежности узлов авиационных ГТД являются стендовые эквивалентно-циклические испытания (ЭЦИ). Большой вклад в развитие стендовых ЭЦИ и использование их в авиадвигателестроении принадлежит Биргеру И.А., Кузнецову Н.Д., Цейтлину В.И., Гриценко Е.А. и другим ученым и практикам. Стендовые ЭЦИ двигателей ведутся по эквивалентно-циклическим программам.

Для тяжело нагруженных ПК на основных режимах были установлены коэффициенты эквивалентности К_э с использованием основной зависимости L_h от эквивалентной динамической нагрузки Р: . Здесь -- эквивалентные динамические нагрузки, действующие на ПК при стендовых ЭЦИ и эксплуатации; q = 3 (ШП) и q = 3,33 (РП). Для легко нагруженных ПК величина L_h определяется условиями их работы на переменных режимах. Коэффициент эквивалентности в этом случаи определяется по формуле: . Здесь-- количество циклов при стендовых ЭЦИ и эксплуатации соответственно.

Проведенные стендовые ЭЦИ позволили установить для роторных ПК L_h ? 20000 часов, что значительно превышает их расчетную долговечность.

В третьей главе рассматриваются вопросы доводки роторных ПК авиационных ГТД по Т_у.

При досрочном снятии двигателей с эксплуатации или после стендовых ЭЦИ из-за дефектов роторных ПК и достаточном запасе по L_h вступает в силу вторая часть процесса - доводка по Т_у. На базе опыта доводки ГТД и по характеру дефекта ПК устанавливаются факторы, влияющие на снижение Т_у. На основании анализа литературных источников и опыта доводки и эксплуатации авиационных двигателей была разработана классификация факторов, влияющих на Т_у. В данной работе изучалось воздействие на надежность роторных ПК факторов, наиболее характерных и часто встречающихся при доводке и эксплуатации как отечественных, так и зарубежных ГТД: взаимный перекос колец ПК и проскальзывание сепаратора и тел качения относительно беговых дорожек колец.

Неблагоприятное сочетание всех видов погрешностей обработки, сборки и деформации ПК, вала и деталей корпуса под действием нагрузок по ГОСТу оценивается допустимым углом взаимного перекоса _max между осями внутреннего и наружного колец ПК, установленных в опорных узлах. В качестве допустимого принимается наибольший угол взаимного перекоса ПК, смонтированных в опорных узлах, при котором L_h сохраняется не ниже расчетной. Для радиально-упорных ШП с углом контакта = 26 величина _max = 1,45·10^-3 рад (5'), для РП с цилиндрическими роликами без модифицированного контакта _max = 0,58·10^-3 рад (2'). Взаимный перекос колец проявлялся в процессе стендовых испытаний и эксплуатации двигателей на передней и задней опорах ротора КНД, на передней опоре ротора КВД и в радиально-упорном ШП задней опоры ротора СТ.

В передней опоре ротора КНД возникали следующие дефекты: усталостное выкрашивание материла на дорожке качения внутреннего кольца РП А672118Б1Т2, образование усиленного следа при работе РП 5АВ1032924БIT2. Перекос колец РП происходил на режиме максимальной тяги при неблагоприятном сочетании минимальной жесткости статора, максимальных биениях посадочных мест под РП при центровке и недостаточной величине монтажного радиального зазора G_r.м.

В задней опоре ротора КНД после ликвидации системы разгрузки при проведении сдаточных испытаний и последующей разборке двигателя на шариках были обнаружены следы одноосного вращения. Выполненные экспериментальные исследования по определению F_a на роторе КНД показали, что при отсутствии разгрузки от осевых сил, величина F_a возрастает более чем в 9 раз.

Исследование работоспособности ШП А126130Р2 с целью выяс-нения режимов эксплуатации, на которых возникал эффект одно- осного вращения шариков, по заказу ОАО КПП «Авиамотор» г. Казань проводилось в КГТУ им. А.Н. Туполева под научным руководством д. т. н., профессора В.М. Демидовича. Выявлено два режима:

1) F_a = 42...46 кН, n = 60 с^-1,

= 0,87·10^-3 рад (3');

2) F_a = 59...61 кН, n = 83,9 с^-1,

= 0,87·10^-3 рад (рис. 1, б).

На этих режимах наблюдается резкий скачок в изменении крутящего момента М, температуры Т_п и суммарной мощности N на привод ШП (рис. 5).

Рис. 5. Влияние перекоса на параметры ШП средней опоры КНД на разных режимах: 1--изменение М_У; 2--изменение Т_п; 3--изменение N_У

Анализ изменения F_a на режимах приемистости и сброса газа (рис. 1, б) показал, что одноосное вращение шариков может возникать на режиме сброса газа при F_a = 38...40 кН, n = 60 с^-1, = 0,87·10^-3 рад. В ПК в зоне трибологического контакта при высоком давлении может происходить затвердевание масла (М. Хебда). Исследования ПК на ГПЗ (г. Саратов) показало, что на поверхностях шариков и наружного кольца имеются сдиры, царапины, что говорит о механическом нарушении свойств масла. Учитывая это обстоятельство, увеличен расход масла через форсунки. Наличие одно-осного вращения шариков не повлияло на их работоспособность. По результатам исследования внедрен фотообразец для дефектации ПК со следами одноосного вращения и допуску их к эксплуатации.

В передней опоре ротора КВД в процессе эксплуатации авиационных дви-гателей в радиально-упорных ШП возникали следующие дефекты: разрыв боковой перемычки сепаратора; выкрашивание материала на беговых дорожках и шариках.

Дефект, связанный с разрывом боковой перемычки сепаратора, проявлялся на двигателях НК-8-2У в подшипниках: А176130Р1 - 20 раз; А176130Р2 - 28 раз; А176130Р8 - 19 раз. Дефект сопровождался износом центрирующих поверхностей сепаратора и наружного кольца ШП, а также повышением температуры. Причиной дефекта являлся взаимный перекос колец ШП. Диагностирование дефекта происходило в результате загорания табло «Опасная температура подшипника (Т_ш)».

На двигателях НК-86 этот дефект проявлялся на 14 двигателях с наработкой = 304…3625 час. Разрыв боковой перемычки сепаратора был обнаружен: на 1-ом двигателе при дефектации на предприятии; 5-ти двигателях в полете по температуре Т_ш ; 8-ми двигателях при визуальном осмотре. Причиной дефекта на этих двигателях являлось неблагоприятное соотношение F_r и F_a из-за заниженной площади проходного сечения рабочего колеса 1-ой ступени турбины высокого давления (рис. 2, а).

На двигателях НК-8-4 выкрашивание профиля внутреннего базового полукольца происходило на 7-ми изделиях с наработкой в диапазоне = 1114…5375 час., выкрашивание профиля наружного кольца на 5-ти изделиях с = 2832…6484 час., выкрашивание профиля наружного кольца (по всей поверхности) и шариков на 2-х изделиях с = 6841 и 7204 час. Выкрашивание материала колец на беговых дорожках и шариков происходило в местах контакта колец и тел качения под воздействием F_a.

Возникновение перекоса колец ШП может быть вызвано большими усилиями в осевом направлении, имеющими место при максимальной тяге R, создаваемой двигателем; недостаточной жесткостью статора или ротора; видом подвески двигателя к самолету и другими причинами.

Выполненными в ОАО КПП «Авиамотор» исследованиями выявлено, что средняя опора двигателя смещается на взлетном режиме от своего исходного положения вперед по полету с одновременным угловым разворотом в плоскости, проходящей через тягопередающую подвеску и продольную ось двигателя на угол б_пер = 5,8·10^-3 рад (20'). Такой угловой разворот в четыре раза превышает максимально допустимый угол перекоса и_max = 1,45·10^-3 рад (5') для радиально-упорных ШП с углом контакта б = 26є. В соответствие с ГОСТом 3325-85 величина эксплуатационного перекоса колец радиально-упорных ШП должна удовлетворять условию б_пер ? 0,7 и_max = 1,02·10^-3 рад (3,5'). Для выполнения этого условия были проведены следующие исследования: статические испытания корпусов КВД; введение преднамеренного перекоса колец при сборке б_пр.пер; геометрии зон трения в ШП.

Анализ выполненных исследований показал, что усиление колец статора и тарированная затяжка стыков фланцев крутящим моментом М_кр = 15…20 Н·м увеличивают жесткость корпуса на 28%. Внедрение модифицированных корпусов в серийное производство привело к уменьшению б_пер до величины 1,68 рад (5,8').

Поскольку указанная величина превышает и_max был введен преднамеренный перекос колец ШП при сборке - б_пр.пер, величина которого выбиралась по резуль-татам исследований на двигателе. Критерием выбора были концентричность следа качения шариков и постоянство его расположения от кромки беговой дорожки наружного кольца (постоянство угла контакта). Выполненные иссле-дования позволили рекомендовать для реализации в производстве величину б_пр.пер = 1,55·10^-3 рад (5,34').

В результате анализа проведенных экспериментов была рекомендована формула для определения величины б_пер ? 0,7 и_max + б_пр.пер.

В авиационных подшипниках вместо величины 0,7·_max вводится величина допускаемого перекоса колец ШП б_{доп.пер}, которая зависит от геометрии зон трения, посадок в корпус и на вал, рабочей температуры колец и величины радиального зазора G_r в подшипнике.

Совершенствование геометрии зон трения выполнялось за счет оптимизации радиуса беговой дорожки внутреннего кольца ШП. Для этого использовался параметр прилегания шарика к боговой дорожке , предложенный Хинтоном. Этот параметр определялся по формуле в = (R₂ - R₁)/R₁, где R₁ - радиус шарика, R₂ - радиус желоба внутреннего кольца подшипника. В результате исследований были рекомендованы к применению радиально-упорные ШП с = 0,47.

Посадки ШП в корпус и на вал, рабочая температура колец и G_r определяются индивидуально для каждой опоры. На основании обработки статистических данных был предложен минимальный компенсационный запас, учитывающий эти факторы ш_min = б_{доп.пер} + б_пр.пер = 2,75·10^-3 рад.

При сравнении величины ш_min и б_пер установлено их совпадение. Предложено условие б_пр.пер ? 2,75·10^-3 рад.

В случае выполнения этого условия дефект «разрыв боковой перемычки сепаратора» серийно не проявлялся. При нарушении данного условия резко взрастала вероятность появления дефекта.

На двигателях серии НК-8-4 при внедрении преднамеренного перекоса на втулке имели случаи излома плоскости преднамеренного перекоса (рис. 6).

Рис. 6. Изменение геометрии втулки ШП передней опоры ротора КВД для обеспечения преднамеренного перекоса

В результате проявлялся дефект - «выкрашивание материала» на беговых дорожках и телах качения ШП. По результатам исследования данного дефекта были ужесточены требования к изготовлению и контролю преднамеренного перекоса ДВ на втулке подшипника. Реализация этих требований позволила исключить появление в плоскости пред-намеренного перекоса излома, который приводил к защемлению тел качения ШП. Был увеличен также осевой зазор д_а между торцем подшипника и форсуночным кольцом с (0,1…0,8)·10^-3 м до (0,3…0,8)·10^-3 м.

При работе радиально-упорных ШП передней опоры КВД с перекосом колец кроме защемления шариков и вибрации сепаратора могут возникать условия, способствующие температурной деформации сепаратора. Так в базовых двигателях семейства «НК» для охлаждения и смазки этой опоры применялся односторонний подвод смазки с использованием форсуночного кольца, имеющего три форсунки, равномерно расположенных по окружности. Направление струи смазки обеспечивалось в радиальный зазор между сепаратором и наружным кольцом ШП. Общий расход смазки, прокачиваемой через подшипник при работе двигателя, составлял q_м = 0,318^+0,03 м³/с. В результате эксплуатации подшипника в системе двигателя после его разборки наблюдалось потемнение сепаратора со стороны, противоположной подаче смазки.

Анализ результатов экспериментальных исследований температурного состо-яния радиально-упорных ШП передней опоры КВД показал, что при одностороннем подводе смазки сепаратор подшипника теряет свою форму. В этом случае изменяется зазор плавания и уменьшается сила центрирования сепаратора относительно наружного кольца. Становится возможным касание поверхностей сепаратора и наружного кольца и, как следствие, возникновение износа поверхности сепаратора. В связи с изложенными обстоятельствами на следующих модификациях авиационных двигателей серии «НК» был внедрен двухсторонний подвод смазки, изменено количество и расположение форсунок, что привело к уменьшению перепада температур по торцовым поверхностям наружного кольца подшипника.

В дальнейшем ШП А176130 с 4-х точечным контактом был заменен на ШП А126130 с 3-х точечным контактом (одна точка контакта на наружном кольце и две на внутреннем). Это обусловлено тем, что ШП А126130 менее чувствителен к перекосу осей (больше величина б_доп.), имеет более простую кинематику движения шариков и меньшие потери на трение.

В задней опоре СТ двигателя НК-16СТ в пяти случаях возникали дефекты «усталостное выкрашивание» беговых дорожек колец и роликов РП , а также «разрыв сепаратора» РП 56-2672934Р5. Причина дефектов работа РП в условиях недопустимого перекоса колец из-за отклонения посадочных мест от нормативных значений. Кроме того, в задней опоре СТ двигателя НК-16СТ имел место дефект - «износ и раскатка желобов внутренних полуколец». Дефект мог проявляться на том или другом полукольце из-за незначительных величин F_a.ст и ее перекладки. Всего исследовано 11 случаев с наработкой двигателей ф = 4515...14079 часов. Причина дефекта - работа подшипника А1176734БIT1 в условиях проскальзывания шариков на режимах перекладки F_a.ст. На основании экспериментальных данных по замерам давления в разгрузочных полостях выполнен расчет осевых сил. С целью стабилизации F_a.ст установлена дроссельная шайба d_н = 0,018 м в системе разгрузочной полости воздухом (рис. 3).

В связи с появлением дефекта «разрыв боковой перемычки сепаратора» радиально-упорного ШП ротора КВД было проведено вибрографирование опоры. Для проведения замеров вместо кронштейна термопар была установлена плита Э11.3030 с тремя вибродатчиками ИС-579. Замеры производились виброаппаратурой ПИВ-3 с записью на осциллограмму в диапазоне работы двигателя с малого газа до взлетного режимов.

В результате вибрографирования были получены величины вибрации в осевом, радиально-поперечном и радиальном направлениях. Из анализа виброграмм следует: торцовое биение в диапазоне д = (0,015...0,055)· 10^-3м практически не влияет на максимальные величины виброперегрузок, которые фиксировались на частотах f = 1200…2800 Гц; величины виброперегрузок в радиальном и радиально-поперечном направлениях при фиксированной частоте вращения n_квд значительно меньше, чем в осевом направлении [1]. Зависимость виброскорости опоры от n_квд показана на рис. 7. Максимальная виброскорость V_max = 25 мм/с достигается при n_квд = 83,3 с^-1 и f = 1200 Гц. Проведенный частотный анализ колебаний не выявил источники максимальной вибрации, замеренной на опорах.

Рис. 7. Зависимость виброско-рости V в осевом направлении от п_КВД

В связи с этим обстоятельством были продолжены исследования вибрационных характеристик ПК методом голографической интерферометрии. Исследования проводились в центре технологических комплексов лазерной голографической интерферометрии КГТУ им. А.Н. Туполева, научный руководитель - д.т.н., профессор Л.В. Горюнов.

Все интерферограммы были получены методом усреднения по времени. В качестве объекта был выбран ШП А176130Р3. В области колебаний от 200 до 1300 Гц найдены собственные частоты по сложным формам совместных колебаний элементов ШП, получены голографические интерферограммы колебаний ШП и основные отзвуки на резонансных частотах. Установлено, что частота 1290 Гц соответствует четвертому тону критических колебаний ШП (рис. 8.).

В ОАО КПП «Авиамотор» опытными и расчетными методами определялись вибрационные характеристики рабочих лопаток ротора КВД. В состав КВД входит регулируемый направляющий аппарат (РНА) и клапана перепуска воздуха (КПВ).

Рис 8. Голографическая интерферограмма подшипника при частоте f = 1290 Гц

Анализ результатов исследования показал, что возникающие максимальные динамические напряжения у_v в рабочих лопатках (РЛ) 4-й ступени (рис. 9) наблюдаются в моменты перекладки лопаток РНА с пускового на рабочий угол б_р = 27° и закрытия КПВ в диапазоне n_квд = 78…85 с^-1.

Рис. 9. Зависимость у_v от n_квд при б_р = 27°

Сравнение вибрационных характеристик радиально-упорного ШП (рис. 7) и РЛ 4-й ступени (рис. 9) показывает, что максимальная виброскорость в осевом направлении на ШП и максимальные динамические напряжения на РЛ 4-й ступени возникают в момент перекладки лопаток РНА и закрытия КПВ. Отсюда следует, что в момент увеличения оборотов двигателя от режима малого газа до номинального режима в системе КВД, возникают осевые колебания давления и расхода воздуха. В результате на ШП значения осевой виброскорости достигают величины V_max = 25 мм/с, что существенно выше значений виброскорости в радиальном (V = 7 мм/с) и радиально-поперечном (V = 12 мм/с) направлениях. Указанные максимальные величины виброскорости ШП происходили в диапазоне частот f = 1200…1300 Гц, что соответствует 4-му тону колебаний подшипника.

В современных ГТД для уменьшения их осевого размера используют межвальный РП, который передает радиальную нагрузку с вала турбины высокого давления на вал турбины низкого давления. Далее через РП опоры турбины низкого давле-ния нагрузка передается на корпус задней опоры двигателя. Такая конструктивная схема применяется в двигателях серии НК-8.

В целом конструкция опоры турбины относится к классу совмещенных опор с последовательным нагружением в радиальном направлении.

В процессе эксплуатации изделий возникали ситуации досрочного снятия двигателей в связи с выходом из строя межвального подшипника. Признаком появления дефекта было появление стружки в масле. Во время доводки двигателей НК-144 в течение года было снято 41 изделие. Причиной дефекта являлось выкрашивание и разрушение элементов РП в результате их проскальзывания. Аналогичные случаи имели место на двигателях НК-8-2У при эксплуатации в условиях Севера.

Изучением проскальзывания сепаратора и тел качения занимались Бонесс, Мархо, Смит, Лейлор, Ерошкин А.И., Иванов Б.А. и др., а также организации ЦИАМ им. П.И. Баранова, ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, ОАО КПП «Авиамотор» и др.

Выполненный анализ исследований по изучению проскальзывания позволил сделать следующий вывод. Все исследования можно разделить на два направления. Первое направление связано с установлением различных факторов, влияющих на работу РП, который рассматривается как отдельный объект вне двигателя. Второе направление - изучение факторов, влияющих на работу РП в системе двигателя

Автором разработана концепция повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД (рис. 10). В концепции приведен анализ факторов, влияющих на Т_у легконагруженных РП, которые также сгруппированы по двум направлениям, оказывающим взаимное влияние. Наиболее полно изучены факторы 1-го направления: G_r , F_r , d·n, влияние температуры, вязкости и расхода масла.

Полученные результаты относятся к исследованию отдельных РП, имеющих различные геометрические размеры и рабочие параметры. Обобщение результатов отсутствует, что затрудняет их использование при доводке межвальных РП авиационных ГТД.

По второму направлению обобщение результатов также затруднено, так как двигатели имеют различную конструкцию и рабочие характеристики.

Для устранения проскальзывания и трибологического износа межвальных РП, работающих в системе авиационных двигателей семейства «НК», в ОАО КПП «Авиамотор» было принято решение направить основные усилия на изучение следующих факторов: влияние G_r , F_r и влияние температуры окружающей среды на работу РП. Для этого была создана специальная установка для исследования этих факторов, в том числе при низких температурах 238…233 К. Захолаживание осуществлялось двумя способами: с помощью сухого льда и обдува РП воздухом; с помощью жидкого аргона. В обоих случаях контролировалась температура захолаживания Т_з. Исследовалось три варианта подшипников, представленных в таблице.

Таблица 1

№ РП	Подшипник роликовый	z	Gг.м. 103м	Тз К	Кол-во запусков	Состояние подшипника
1	6-2672934 Р4У	32	0,09	238	3	след проскальзывания длиной 45·10-3 м
2	6-2672934 Р4	32	0,043	233	3	след проскальзывания длиной 23·10-3 м
3	6-2672934 Р4У	16	0,07	233	3	проскальзывание отсутствует

Рис. 10. Концепция повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД

Для устранения дефекта было принято решение о сокращении величины G_r.м.. С этой целью подшипник № 1 (см. табл.) был заменен на подшипник № 2 с меньшим значением G_r.м = 0,0056…0,09·10^-3 м. Указанный подшипник успешно прошел ЭЦИ на двигателе и был рекомендован к внедрению с серийное производство.

Следует отметить, что при проведении ЭЦИ учитывается нестационарность процесса работы двигателя (см. II направление рис. 10): режимы запуска, приемистости и сброса газа и т.д. Проведенные ЭЦИ подтвердили правильность предложенной концепции повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД. Разработанная концепция может быть использована при доводке и модернизации других типов двигателей.

Создание высоконадежных опорных узлов роторов ГТД семейства «НК», удовлетворяющих современным эксплуатационным требованиям по L_h и Т_у, потребовало разработки и исследования в натурных условиях в системе двигателя 8-ми модификаций радиально-упорных ШП и 4-х модификаций межвальных РП. В диссертации приведен алгоритм доводки авиационных роторных ПК по надежности, который можно распространить и на другие модификации двигателей.

В четвертой главе представлены результаты доводки уплотнительных элементов системы смазывания. Анализ работы системы смазывания на различных этапах жизненного цикла двигателей показал, что доминирующим является дефект “повышенный расход масла”. Статистика появления дефекта на различных двигателях показана на рис.11. На уплотнениях опор ротора КНД негерметичность наблюдалась всего на 5 двигателях. В основном дефект возникал в результате нарушения герметичности уплотнений ротора КВД. Нарушение герметичности межвального ТКУ изделия НК-86 исследовался 20 раз. Дефект “раскрытие ТКУ опоры ротора КВД” на изделиях НК-86, НК-86-А исследовался в период с 1998 по 2003 год 61 раз. Повышенный расход масла через уплотнения задней опоры наблюдался на двигателях: НК-8-2У -- 48 раз, НК-86 -- 31 раз. В связи с большим количеством отказов в работе уплотнений были приведены исследования по выяснению причин отказов и найдены решения по их устранению.



Рис. 11. Наработка авиационных ГТД до появления дефекта- повышенный расход масла через уплотнения задней опоры: а - НК-8-2У; б - НК-86; - двигатель без переборки; - двигатель с переборкой

Анализ дефекта “повышенный расход масла” в уплотнениях ротора КВД показал, что он проявлялся в результате следующих причин.

Раскрытие межвального ТКУ. Дефект сопровождался обмасливанием паровоздушного тракта и второго контура двигателя, появлением запаха гари в системе кондиционирования, ростом давления воздуха в средней опоре и увеличением расхода масла.

Один из двигателей, снятый по дефекту “повышенный расход масла” был разобран и продефектирован. Демонтаж межвальной втулки и осмотр деталей уплотнения позволил установить, что на сухариках имеются следы грубого износа с образованием клиновидного уступа на боковых рабочих поверхностях по местам контакта с пазами втулки. Установлено также, что у сухариков отсутствует притупление острой кромки, а пазы имеют повышенную по сравнению с чертежом конусность.

Таким образом раскрытие межвального ТКУ вызвано торможением межвальной втулки по сухарикам в результате износа и образования клиновидного ступенчатого износа на рабочих поверхностях.

Раскрытие ТКУ опоры ротора КВД. Раскрытие ТКУ происходило в следствии торможения подвижной втулки. Подвижная втулка включает в себя торцовое контактное уплотнение, два уплотнительных резиновых кольца и пружины, обеспечивающие прижатие контактного уплотнения к поверхности рабочей части неподвижной втулки. Торможение подвижной втулки происходит в результате действия знакопеременной F_a , возникающей на режимах приемистости и сброса газа, а также вследствие увеличенного натяга на резиновом уплотнительном кольце по сравнению с ТУ, недостаточного усилия пружин на отжатие подвижной втулки.

Торможение подвижной втулки приводит также к повышению давления воздуха в средней опоре. На одном из снятых двигателей НК-86-А при выполнении расшифровки полетной информации системой АСД “Анализ 86” после выполнения полета обнаружено: повышение давления масла Р_м.вх = 0,47 МПа, повышение давления воздуха в средней опоре Р_с.о.= 0,15 МПа при наборе высоты.

Дефекты маслосистемы турбины. В двигателях НК-8-2У имел место дефект “повышенный расход масла через лабиринтное уплотнение задней опоры”. Причинами дефекта были: негерметичность соединения деталей на валу ТНД (недозатяжка гайки), некомплектная постановка деталей лабиринтного уплотнения, коробление вставок кромки лабиринта задней опоры, разрыв прокладок под крышкой лабиринта задней опоры, повышенные зазоры по лабиринтным уплотнениям, недостаточная величина перекрытия гребешков лабиринтного уплотнения. Мероприятия по устранению дефекта: уточнение технологий ремонта, сборки и конструктивного выполнения деталей.

На некоторых двигателях проявлялся дефект: “волосовидная стружка в маслосистеме двигателя”. Причина дефекта: касание гребешков вала ТНД о вставки кромки лабиринта задней опоры, наличие технологической стружки между экран-лабиринтом и торцем вала ТНД. Для серийных двигателей и ремонта внед- рены следующие мероприятия: уменьшен зазор в демпфере задней опоры с (0,24...0,4)·10^-3 до (0,16...0,31)·10^-3 м, увеличен зазор между гребешками вала и вставками с (0,15...0,21)·10^-3 до (0,18...0,25)·10^-3 м, осмотр гребешков и впадин вала ТНД через лупу с 4-х кратным увеличением на отсутствие заусенцев и острых кромок и их полировка.

Пятая глава. Большую роль в обеспечении требуемой долговечности подшипников играет качество масла, его физико-химические свойства и их сохранение в процессе эксплуатации. В системах смазывания тепловых двигателей особое внимание уделяется фильтрации масла. Для оценки качества очистки моторного масла используется критерий АТО - абсолютная тонкость очистки. Величина АТО определяется максимальным диаметром твердых частиц, возникающих в процессе износа рабочих поверхностей элементов при сертификационных испытаниях. В крупноразмерных авиационных ГТД величина АТО с большим трудом была повышена со 100 до 40 мкм. В настоящее время АТО достигает 25...30 мкм. Экспериментальные исследования показали, что при повышении АТО масла с 40 до 6 мкм и выше, относительная долговечность подшипников качения увеличивается в несколько раз (Франкштейн Л.И.).

Многие исследования показывают, что частицы размером менее 5 мкм уменьшают износ и в процессе эксплуатации коагулируют. Частицы размером более 5 мкм увеличивают износ. Проведенное Е.С. Венцелем диспергирование механических частиц в масле гидрооборудования показало перспективность этого метода в части уменьшения износа деталей, увеличения срока служба масла, повышения КПД и надежности работы машин. Таким образом, исследования свойств масла при диспергировании является актуальной задачей.

На базе патента РФ Пат. 2257948 (Понькин В.Н. и др. [2]) была разработан экспериментальный стенд с модернизированным диспергатором авиационного масла рис. 12. В качестве рабочей жидкости использовалось масло МС-8П, широко применяемое при эксплуатации двигателей “НК-86”. Ротор диспергатора 5 сбалансирован с валом привода рабочего агрегата 7 и имеет на внутренней поверхности радиальные ребра 9. Масло заливается в картер 8, объем масла ? 3,5 литра. К полости картера через отдельные трубы подсоединен распределительный бачок (на чертеже условно не показан), через который осуществляется заправка масла. При вращении ротора под действием ребер 9 и диска диспергатора возникает циркуляция масла. При указанной циркуляции (на рис.12 показана стрелками) масло после подшипников 2, 6 проходит диспергирование в зазорах между статором 3 и ротором 5. При работе установки процесс диспергирования идет непрерывно. На корпусе 8 имеются ребра 4, обдуваемые воздухом с помощью вентилятора приводного электродвигателя. Цель испытаний: определение физико-химических показателей моторного масла МС-8П при длительной работе установки. Проводились предварительные, контрольные и длительные испытания [15].

Рис. 12. Конструктивная схема установки для диспергирования авиационного масла: -- элементы статора; -- элементы ротора; 1 -- рабочий агрегат «Лира-М»; 2,6 -- однорядный радиально-упорный шариковый подшипник; 3 -- статор диспергирующего устройства; 4 -- ребра корпуса; 5 -- ротор диспергирующего устройства; 7 --вал привода; 8 -- картер установки; 9 - радиальное ребро

В работе приведены результаты экспериментального исследования: физико-химические показатели моторного масла МС-8П при 200-часовой продолжительности испытаний.

Анализ результатов экспериментального исследования показал, что физико-химические свойства масла остались в пределах нормы по ОСТ 38.11163-78. Размер твердых частиц после диспергации не превышает 3 мкм, что свидетельствует о практически полном отсутствии в масле механических примесей и воды, выявляемых стандартными методами физико-химического анализа.

Спектральным анализом установлено отсутствие деструктурных изменений по химическому составу масла исходного и после наработки 200 часов.

Произведен визуальный осмотр подшипников. Техническое состояние под-шипников признано удовлетворительным.

Для сравнения масел была взята проба масла МС-8П из коробки моторных агрегатов двигателей НК-86 с общей наработкой 8760 час и наработкой в 200 час после очередной замены масла. Установлено, что параметры масла без диспергирования, но с фильтрацией, сопоставимы с параметрами масла с диспергированием без фильтрации.

авиационный ротор газотурбинный смазка

Основные выводы по работе

1. Выполнено обобщение факторов (d·n, F_a, T_п), влияющих на L_h роторных подшипников авиационных ГТД. Показана эффективность использования СОП с разделением скорости, нагрузок и демпфирующих свойств их элементов.

2. Изучены основные причины, влияющие на Т_у роторных ПК - перекос колец и проскальзывание. На базе исследования опорных узлов определены: режим возникновения одноосного вращения шариков для радиально-упорных ШП задней опоры КНД; границы возможного перекоса в радиально-упорных ШП передней опоры КВД; величины G_r.м и количество тел качения в межвальных РП. Разработана концепция повышения надежности межвальных РП.

3. Совместный анализ вибрационных характеристик элементов КВД позволил сделать вывод о том, что максимальная виброскорость в осевом направлении достигает V = 25 мм/с на радиально-упорнном ШП передней опоры КВД и соответствует режиму перекладки лопаток РНА и открытию-закрытию КПВ.

4. На базе обобщения опыта доводки и результатов исследований разработан алгоритм доводки роторных ПК авиационных ГТД по надежности.

5. Изучены дефекты, связанные с разгерметизацией опор роторов. Представлена статистика съема двигателей с эксплуатации. Разработан алгоритм доводки уплотнений и рекомендации для их проектирования и эксплуатации.

6. Создан экспериментальный стенд для диспергирования авиационного масла МС-8П. Анализ результатов экспериментального исследования показал, что физико-химические свойства масла после диспергации остались в пределах нормы по ОСТ 38.11163-78, при этом размер твердых частиц в масле не превышал 3-х мкм.

Основные положения диссертации опубликованы в работах

Научная статья, опубликованная в издании, рекомендованном ВАК:

1. Понькин В.Н. Анализ состояния деталей и узлов компрессора высокого давления авиационного двигателя // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2007. - №3. - С. 32-34.

2. Понькин В.Н. Пат. 2257948 Российская Федерация, МПК⁷ B01F7/00. Пульсационный аппарат роторного типа / Понькин В.Н., Кесель Б.А., Воскобойников Д.В., Паерелий Д.А.; заявитель и патентообладатель Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие «Авиамотор» г. Казань; заявл. 09.12.03; опубл. 10.08.05 г.

Работы, опубликованные в других изданиях:

3. Понькин В.Н. Диагностика технического состояния и доводка маслосистемы турбины двигателей серии НК / Л.В. Горюнов, В.В. Такмовцев, В.Н. Понькин, Л.И. Бурлаков // Тезисы докладов XII Межвузовского постоянно действующего научно-технического семинара научно-исследовательской акустической лаборатории им. А.С. Фигурова 17 - 18 мая 2000 г. «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология». Казань: Казанский филиал ВАУ. - 2000. - С.78-79.

...