RU2696523C1 - Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state - Google Patents

Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state Download PDF

Info

Publication number
RU2696523C1
RU2696523C1 RU2018132554A RU2018132554A RU2696523C1 RU 2696523 C1 RU2696523 C1 RU 2696523C1 RU 2018132554 A RU2018132554 A RU 2018132554A RU 2018132554 A RU2018132554 A RU 2018132554A RU 2696523 C1 RU2696523 C1 RU 2696523C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
main
damage
zones
accumulated damage
Prior art date
Application number
RU2018132554A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2696523C9 (en
Inventor
Михаил Анатольевич Богданов
Георгий Павлович Гогаев
Игорь Аркадьевич Шубин
Дмитрий Владимирович Немцев
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2018132554A priority Critical patent/RU2696523C9/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2696523C1 publication Critical patent/RU2696523C1/en
Publication of RU2696523C9 publication Critical patent/RU2696523C9/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to diagnostics of technical state of aircraft gas turbine engines taking into account specific operating conditions. Achievement of maximum allowable values of accumulated damage of the main parts when using the declared method occurs after a longer period of operation compared to the prototype. Thus, using the disclosed method reduces the cost of the engine life cycle. In the disclosed method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state, consisting in comparing the actual engine running time and the accumulated damage of the main engine components with their maximum permissible values determined from the results of resource tests on the ground test bench, and subsequent determination of residual life of engine and its main parts based on results of said comparison, wherein accumulated damage of engine main parts is determined as sum of products of number of standard loading cycles assigned for flight, determined by ranges of cyclic loading variation of main engine parts, in its turn determined by characteristic parameters of engine operation, to corresponding single damageability, first of all range of operation of aircraft gas turbine engine in coordinates of full temperature T*in and total pressure P*in at engine inlet is divided into zones, determining for each main part and each typical loading cycle maximum unit damageability in each zone, then during flight parameter values T*in and P*in, upon completion of flight to determine accumulated damage of each main part using single defectiveness, corresponding to selected zone by parameters T*in and P*in peak of each selected loading cycle, if the peak of the selected cycle corresponds to the boundary of the zones, then to determine the accumulated damage of each main part, there used is unit damageability belonging to one of the adjacent zones, in which its value will be the least, besides, the number and sizes of zones are selected for each main part individually.
EFFECT: more complete use of potential capabilities of main engine parts by resource due to application of improved mechanism for calculation of accumulated damage.
1 cl, 4 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации.The invention relates to the field of diagnosing the technical condition of aircraft gas turbine engines, taking into account specific operating conditions.

В качестве прототипа выбран известный способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию /RU №2236671, МПК G01M 15/00, опубликовано: 29.09.2004/, который предусматривает сравнение фактической наработки двигателя и параметра технического состояния деталей двигателя во время эксплуатации с их предельно допустимыми значениями и последующее определение остаточного ресурса двигателя и его деталей по результатам этого сравнения. При этом для основных деталей, т.е. для деталей, разрушение которых может привести к отказу с опасными последствиями, в качестве параметра технического состояния выбирают их накопленную поврежденность. Определение накопленной поврежденности основных деталей осуществляют с учетом их наработки на каждом конкретном режиме работы двигателя, а предельно допустимые значения поврежденности основных деталей определяют при работе двигателя на наземных стендах на назначенных режимах.As a prototype, a well-known method of operating an aircraft gas turbine engine according to its technical condition / RU No. 2236671, IPC G01M 15/00, published: September 29, 2004 /, which provides a comparison of the actual operating time of the engine and the technical condition of the engine parts during operation with their maximum acceptable values and the subsequent determination of the residual life of the engine and its parts according to the results of this comparison. Moreover, for the main parts, i.e. for parts, the destruction of which can lead to failure with dangerous consequences, their accumulated damage is chosen as a parameter of the technical condition. Determination of the accumulated damage to the main parts is carried out taking into account their operating time at each specific engine operation mode, and the maximum allowable damage values of the main parts are determined when the engine is operating on ground stands at the designated modes.

Недостатком известного способа является низкая точность определения остаточного ресурса двигателя вследствие необъективности механизма подсчета накопленной поврежденности, не учитывающего влияния полетных условий на единичную повреждаемость циклов нагружения. В известном способе при определении накопленной поврежденности каждой основой детали используют единственное значение единичной повреждаемости для каждого цикла нагружения, определенное при максимальных условиях нагружения всего диапазона эксплуатации. Однако, как показывает практика, около 80% эксплуатации двигателей высокоманевренного летательного аппарата осуществляется на дозвуковых скоростях и высотах до 10 километров, при которых нагруженность основных деталей двигателя значительно ниже максимальной. [Гогаев Г.П., Немцев Д.В. «Совершенствование методики контроля выработки ресурса по малоцикловой усталости основных деталей ГТД высокоманевренных ЛА», Сборник «XLII Международной молодежной научной конференции «Гагаринские чтения» МАИ, г. Москва, 2018 г., стр. 124-125]. Таким образом, использование указанного механизма подсчета приводит к неполному использованию потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу и, как следствие, к увеличению стоимости жизненного цикла двигателя, за счет замены не исчерпавших ресурс основных деталей двигателя при ремонте.The disadvantage of this method is the low accuracy of determining the residual life of the engine due to the bias of the mechanism for calculating the accumulated damage, not taking into account the influence of flight conditions on a single damage cycle loading. In the known method, when determining the accumulated damage by each base of a part, a single value of unit damage is used for each loading cycle, determined under maximum loading conditions of the entire operating range. However, as practice shows, about 80% of the operation of engines of a highly maneuverable aircraft is carried out at subsonic speeds and altitudes of up to 10 kilometers, at which the load of the main engine parts is much lower than the maximum. [Gogaev G.P., Nemtsev D.V. “Improving the methodology for controlling the development of a resource for low-cycle fatigue of the main components of a gas turbine engine of highly maneuverable aircraft,” Collection of the XLII International Youth Scientific Conference “Gagarin Readings MAI, Moscow, 2018, pp. 124-125]. Thus, the use of this calculation mechanism leads to the incomplete use of the potential capabilities of the main engine parts in terms of life and, as a result, to an increase in the cost of the engine's life cycle by replacing the main engine parts that have not exhausted their resources during repair.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу, за счет применения усовершенствованного механизма подсчета накопленной поврежденности. Достижение предельно допустимых значений накопленной поврежденности основных деталей при использовании заявленного способа происходит по истечению большего периода эксплуатации по сравнению с прототипом. Таким образом, использование заявленного способа снижает стоимость жизненного цикла двигателя.The technical result achieved by using the claimed method is a more complete use of the potential capabilities of the main engine parts by resource, due to the use of an improved mechanism for calculating accumulated damage. The achievement of the maximum permissible values of the accumulated damage to the main parts when using the claimed method occurs after a longer period of operation compared to the prototype. Thus, the use of the claimed method reduces the cost of the life cycle of the engine.

Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном способе эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, заключающемся в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной поврежденности основных деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде, и последующим определением остаточного ресурса двигателя и его основных деталей по результатам этого сравнения, при этом накопленную поврежденность основных деталей двигателя определяют как сумму произведений количества выделенных за полет типовых циклов нагружения, определяемых по диапазонам изменения циклической нагруженности основных деталей двигателя, в свою очередь определяемой по характерным параметрам работы двигателя, на соответствующую им единичную повреждаемость, согласно заявленному способу предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах полной температуры

Figure 00000001
и полного давления
Figure 00000002
на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров
Figure 00000003
и
Figure 00000004
по завершению полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам
Figure 00000005
и
Figure 00000006
пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, кроме того количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально.The specified technical result is achieved by the fact that in the claimed method of operating an aircraft gas turbine engine according to its technical condition, which consists in comparing the actual engine operating time and accumulated damage to the main engine parts with their maximum permissible values determined by the results of life tests on a ground bench, and the subsequent determination of the residual engine life and its main parts according to the results of this comparison, while the accumulated damage to the main x engine parts is defined as the sum of the products of the number of typical loading cycles allocated per flight, determined by the ranges of cyclic loading of the main engine parts, in turn determined by the characteristic parameters of the engine’s operation, by the unit damage corresponding to them, according to the claimed method, the entire range of operation of an aircraft gas turbine engine in full temperature coordinates
Figure 00000001
and full pressure
Figure 00000002
at the engine inlet, they are divided into zones, for each basic part and each typical loading cycle, the maximum damage in each zone is determined, then during the flight the parameter values are recorded
Figure 00000003
and
Figure 00000004
at the end of the flight, to determine the accumulated damage of each main part, a single damage is used that corresponds to the selected area according to the parameters
Figure 00000005
and
Figure 00000006
the peak of each highlighted loading cycle, if the peak of the highlighted cycle corresponds to the boundary of the zones, then to determine the accumulated damage of each main part, a single damage is used that belongs to one of the adjacent zones, in which its value will be the smallest, in addition, the number and size of zones are chosen for each main part individually.

Разделение диапазона эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя на зоны в координатах полной температуры

Figure 00000007
и полного давления
Figure 00000008
на входе в двигатель, и определение для каждой выделенной зоны максимальной единичной повреждаемости позволяет использовать в механизме подсчета накопленной поврежденности различные значения единичной повреждаемости. Таким образом, в отличие от прототипа, где используется максимальная единичная повреждаемость всего диапазона эксплуатации, осуществляется ситуативный выбор зоны, по замеренным параметрам
Figure 00000009
и
Figure 00000010
соответствующим во времени пику выделенного цикла нагружения. Если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим, в результате подсчет накопленной поврежденности будет максимально приближен к полетным условиям. Таким образом, в заявленном способе учитываются полетные условия, при которых был реализован выделенный цикл нагружения. Индивидуальный выбор количества и размера зон разбиения диапазона эксплуатации позволяет достичь необходимой точности подсчета накопленной поврежденности для каждой основной детали двигателя. Использование параметров
Figure 00000011
и
Figure 00000012
для представления диапазона эксплуатации обусловлено тем, что именно эти параметры среди прочих полетных параметров определяют условия термомеханического нагружения основных деталей.Division of the range of operation of an aircraft gas turbine engine into zones in the coordinates of the full temperature
Figure 00000007
and full pressure
Figure 00000008
at the engine inlet, and the determination of the maximum unit damage for each allocated zone allows the use of different values of unit damage in the mechanism for calculating the accumulated damage. Thus, in contrast to the prototype, where the maximum unit damage is used over the entire range of operation, a situational selection of the zone is carried out, according to the measured parameters
Figure 00000009
and
Figure 00000010
corresponding in time to the peak of the selected loading cycle. If the peak of the selected cycle corresponds to the border of the zones, then to determine the accumulated damage of each main part, a single damage, belonging to one of the adjacent zones, in which its value will be the smallest, is used, as a result, the calculation of the accumulated damage will be as close as possible to flight conditions. Thus, in the inventive method, flight conditions are taken into account under which a dedicated loading cycle was implemented. An individual choice of the number and size of zones for dividing the operating range allows achieving the necessary accuracy of calculating the accumulated damage for each main engine part. Using options
Figure 00000011
and
Figure 00000012
to represent the operating range due to the fact that it is these parameters among other flight parameters that determine the conditions of thermomechanical loading of the main parts.

Заявленный способ осуществляется следующим образом, в процессе эксплуатации сравнивают фактическую наработку двигателя и накопленную поврежденность его основных деталей с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде. Программа этих испытаний формируется разработчиком двигателя с учетом технических требований к двигателю и предусматривает выполнение определенного количества циклов нагружения и время наработки на назначенных режимах, что определяет предельные значения фактической наработки и накопленной поврежденности.The claimed method is as follows, in the process of operation, the actual operating time of the engine and the accumulated damage to its main parts are compared with their maximum permissible values determined by the results of life tests on a ground bench. The program of these tests is formed by the developer of the engine, taking into account the technical requirements for the engine, and provides for the execution of a certain number of loading cycles and operating hours in the prescribed modes, which determines the limit values of the actual operating time and accumulated damage.

На этапе проектирования и доводки двигателя, с целью упрощения учета многообразия режимов его работы, проводят схематизацию нагружения. За основной характерный параметр работы двигателя, определяющий режим нагружения, принимают частоту вращения ротора. Для схематизации нагружения двигателя весь диапазон изменения его работы по частоте вращения разделяют на ряд назначенных режимов и определяют диапазоны значений частот вращения соответствующих им. Количество назначенных режимов работы двигателя и соответственно типовых циклов нагружения могут варьировать и определяют с учетом технических требований к двигателю, его системы управления, влияния изменения частоты вращения ротора на выработку циклической долговечности основных деталей двигателя, а также назначения летательного аппарата, в составе которого данные двигатели применяются.At the design and development stage of the engine, in order to simplify the accounting for the variety of modes of its operation, a loading diagram is carried out. For the main characteristic parameter of the engine, which determines the loading mode, take the rotor speed. To schematize the loading of the engine, the entire range of changes in its operation in terms of rotation speed is divided into a number of assigned modes and ranges of values of rotation frequencies corresponding to them are determined. The number of assigned engine operating modes and, accordingly, typical loading cycles can vary and is determined taking into account the technical requirements for the engine, its control system, the influence of changes in the rotor speed on the generation of cyclic durability of the main engine parts, as well as the purpose of the aircraft in which these engines are used .

На примере выделения в диапазоне изменения работы двигателя по частоте вращения назначенных режимов: МГ - малый газ, КР - крейсерский режим, МАХ - максимальный режим, - выделяют следующие типовые циклы нагружения:On the example of allocation in the range of changes in engine operation according to the rotational speed of the assigned modes: MG - low gas, KR - cruising mode, MAX - maximum mode, - the following typical loading cycles are distinguished:

N1 - соответствует изменению частоты вращения n0-nМАХ-n0;N1 - corresponds to a change in speed n 0 -n MAX -n 0 ;

N2 - соответствует изменению частоты вращения nМГ-nМАХ-nМГ; N2 - corresponds to a change in the rotational speed n MG -n MAX -n MG;

N3 - соответствует изменению частоты вращения nКР-nМАХ-nКР,N3 - corresponds to a change in the rotational speed n КР -n MAX -n КР ,

где n0 - частота вращения, равная нулю (двигатель выключен);where n 0 is the rotation speed equal to zero (the engine is off);

nМГ - диапазон частот вращения на режиме малого газа;n MG - range of rotational speeds in the idle mode;

nКР - диапазон частот вращения на крейсерском режиме;n КР - a range of rotational speeds in cruising mode;

nМАХ - диапазон частот вращения на максимальном режиме.n MAX - the range of speeds at maximum speed.

Контроль фактической наработки в эксплуатации осуществляют путем определения в каждом полете или наземной работе длительности наработки на каждом из назначенных режимов работы двигателя. Полученные значения суммируют со значениями, накопленными на соответствующих режимах за предыдущий период эксплуатации, далее суммарные значения сравнивают с предельно допустимыми для каждого из режимов, определенными по итогам ресурсных испытаний на наземном стенде.Monitoring of the actual operating time in operation is carried out by determining in each flight or ground work the operating time for each of the assigned engine operating modes. The obtained values are summarized with the values accumulated in the corresponding modes for the previous period of operation, then the total values are compared with the maximum permissible for each of the modes determined by the results of life tests at the ground test bench.

Для подсчета накопленной поврежденности на этапе проектирования и доводки авиационного газотурбинного двигателя весь диапазон его эксплуатации делят на зоны. Диапазон эксплуатации определяют в координатах параметров, характеризующих полетные условия. Обычно полетные условия характеризуются значениями скорости (число Маха [М]) и высоты полета [Н] (фиг. 1). В заявленном способе в качестве параметров, характеризующих полетные условия используют полную температуру

Figure 00000013
и полное давление
Figure 00000014
на входе в двигатель. При различных сочетаниях параметров [М] и [Н] параметры на входе в двигатель
Figure 00000015
и
Figure 00000016
могут быть сходными, кроме того
Figure 00000017
и
Figure 00000018
- классические возмущающие воздействия теории систем управления авиационных силовых установок, которые совместно с заданным режимом работы двигателя однозначно определяют условия термомеханического нагружения узлов и деталей.To calculate the accumulated damage at the design and development stage of an aircraft gas turbine engine, the entire range of its operation is divided into zones. The range of operation is determined in the coordinates of the parameters characterizing the flight conditions. Typically, flight conditions are characterized by values of speed (Mach number [M]) and flight altitude [N] (Fig. 1). In the claimed method, the parameters characterizing the flight conditions use the full temperature
Figure 00000013
and full pressure
Figure 00000014
at the entrance to the engine. With various combinations of parameters [M] and [H], parameters at the engine input
Figure 00000015
and
Figure 00000016
may be similar, in addition
Figure 00000017
and
Figure 00000018
- classical disturbing effects of the theory of control systems of aircraft power plants, which, together with a given engine operating mode, uniquely determine the conditions of thermomechanical loading of units and parts.

Таким образом, становится возможным группировать различные условия по значениям параметров [М] и [Н], обладающие сходными значениями параметров

Figure 00000019
и
Figure 00000020
на входе в двигатель. Параметры
Figure 00000021
и
Figure 00000022
измеряют непосредственно на двигателе или рассчитывают по замеряемым непосредственно на двигателе параметрам.Thus, it becomes possible to group different conditions according to the values of the parameters [M] and [H], which have similar values of the parameters
Figure 00000019
and
Figure 00000020
at the entrance to the engine. Options
Figure 00000021
and
Figure 00000022
measured directly on the engine or calculated by the parameters measured directly on the engine.

Пример возможного разделения диапазона эксплуатации двигателя на зоны в координатах параметров

Figure 00000023
и
Figure 00000024
представлен на фиг. 2. Размеры и количество зон выбирают общими для всех основных деталей, либо устанавливают для каждой основной детали индивидуально.An example of a possible division of the engine operating range into zones in the coordinates
Figure 00000023
and
Figure 00000024
shown in FIG. 2. The sizes and the number of zones are chosen common to all the main parts, or set individually for each main part.

После определения типовых циклов нагружения и разделения диапазона эксплуатации двигателя в координатах параметров

Figure 00000025
и
Figure 00000026
проводят расчеты параметров теплового и напряженно-деформированного состояния всех основных деталей двигателя. На основе проведенных расчетов определяют для каждой основной детали и каждого типа цикла нагружения во всех выделенных зонах полетных условий значение количества циклов до разрушения Np, обратная величина которой является единичной повреждаемостью П:After determining the typical loading cycles and dividing the range of engine operation in the coordinates of the parameters
Figure 00000025
and
Figure 00000026
calculate the parameters of the thermal and stress-strain state of all the main engine parts. Based on the calculations performed, for each main part and each type of loading cycle in all selected zones of flight conditions, the number of cycles to failure N p , the reciprocal of which is a unit damage P, is determined:

Figure 00000027
Figure 00000027

где Пkij - - единичная повреждаемость;where П kij - - unit damage;

Npij - расчетное число циклов до разрушения;N pij is the estimated number of cycles to failure;

i - типовой цикл (N1, N2, N3 и т.д.);i - typical cycle (N1, N2, N3, etc.);

j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.);j is the zone in question (1, 2, 3, etc.);

k - рассматриваемая основная деталь (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).k is the main component under consideration (compressor disk, turbine disk, combustion chamber housing, etc.).

Единичная повреждаемость основной детали [Пkij] - это повреждаемость за один цикл нагружения. Количество циклов до разрушения вычисляют по известным формулам, например эмпирической формуле Мэнсона, или определяют экспериментальными методами.Unit damage of the main part [П kij ] is damage in one loading cycle. The number of cycles to failure is calculated by known formulas, for example, the Manson empirical formula, or determined by experimental methods.

В силу отсутствия экспериментальных кривых малоцикловой усталости для большинства авиационных материалов, широкое применение при определении количества циклов до разрушения получила модифицированная формула Мэнсона [Демьянушко И.В., Биргер И.А., «Расчет на прочность вращающихся дисков», - М.: Машиностроение, 1978 г., 135 с, формула 4.38]:Due to the lack of experimental low-cycle fatigue curves for most aviation materials, the modified Manson formula [Demyanushko IV, Birger IA, “Strength calculation of rotating disks”, was widely used in determining the number of cycles before failure, - M.: Mechanical Engineering , 1978, 135 s, formula 4.38]:

Figure 00000028
Figure 00000028

где Δε - размах упругопластических деформаций;where Δε is the range of elastoplastic deformations;

Np - число циклов до разрушения;N p is the number of cycles to failure;

σm - среднее напряжение цикла;σ m is the average cycle stress;

Е - модуль упругости при заданной температуре;E is the modulus of elasticity at a given temperature;

ψ - относительное сужение образца при одноосном разрыве;ψ is the relative narrowing of the sample during uniaxial rupture;

σв - предел прочности.σ in - ultimate strength.

При определении количества циклов нагружения до разрушения и соответственно единичных повреждаемостей для каждой выделенной зоны диапазона эксплуатации двигателя проводят расчеты при максимальных значениях параметров

Figure 00000029
и
Figure 00000030
выделенной зоны.When determining the number of loading cycles to failure and, accordingly, individual damage, for each selected area of the engine operating range, calculations are carried out at the maximum values of the parameters
Figure 00000029
and
Figure 00000030
selected zone.

В результате проведения всех необходимых расчетов для каждой основной детали формируют матрицу единичных повреждаемостей всех типовых циклов нагружения в каждой зоне диапазона эксплуатации двигателя. Пример матрицы представлен в таблице 1.As a result of all the necessary calculations for each main part, a matrix of unit damages of all typical loading cycles in each zone of the engine operating range is formed. An example matrix is presented in table 1.

В эксплуатации для контроля достижения накопленной поврежденности предельных значений, разрабатывают алгоритмы обработки регистрируемой полетной информации, позволяющие выделять типовые циклы нагружения. В основе указанных алгоритмов лежит функция изменения частоты оборотов двигателя во времени.In operation, to control the achievement of the accumulated damage of the limiting values, algorithms are developed for processing the recorded flight information, allowing to distinguish typical loading cycles. The basis of these algorithms is the function of changing the engine speed over time.

Figure 00000031
Figure 00000031

Определение циклов нагружения осуществляют в следующей последовательности:The determination of loading cycles is carried out in the following sequence:

1) Для циклограммы изменения частоты оборотов двигателя за один полет определяют все экстремумы временной функции n=ƒ(τ) (Фиг. 3);1) For the cyclogram of changes in engine speed for one flight, all extrema of the time function n = ƒ (τ) are determined (Fig. 3);

2) В соответствии с методами схематизации случайных процессов (ГОСТ 25.101-83) выделяют все циклы нагружения функции n=ƒ(τ) (Фиг. 4);2) In accordance with the methods of schematization of random processes (GOST 25.101-83), all loading cycles of the function n = ƒ (τ) are distinguished (Fig. 4);

Во время полета с необходимой периодичностью регистрируют параметры

Figure 00000032
и
Figure 00000033
После выделения типовых циклов нагружения определяют значения регистрируемых параметров
Figure 00000034
и
Figure 00000035
соответствующих во времени пикам выделенных циклов. (Фиг. 4) По принадлежности выбранных параметров
Figure 00000036
и
Figure 00000037
к выделенной зоне диапазона эксплуатации двигателя выбирают соответствующую зоне единичную повреждаемость, которую в дальнейшем используют для подсчета накопленной поврежденности. В случае если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим.During the flight, the parameters are recorded with the necessary frequency
Figure 00000032
and
Figure 00000033
After the selection of typical loading cycles, the values of the recorded parameters are determined
Figure 00000034
and
Figure 00000035
corresponding to the peaks of the selected cycles. (Fig. 4) According to the ownership of the selected parameters
Figure 00000036
and
Figure 00000037
to the selected area of the engine operating range, the unit damage corresponding to the zone is selected, which is then used to calculate the accumulated damage. If the peak of the selected cycle corresponds to the boundary of the zones, then to determine the accumulated damage of each main part, a single damage, belonging to one of the adjacent zones, in which its value will be the smallest, is used.

Накопленная поврежденность каждой основной детали определяется как сумма произведений выделенных за полет типовых циклов нагружения на единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне диапазона эксплуатации двигателя, в которой реализовался пик выделенного цикла нагружения.The cumulative damage of each main part is defined as the sum of the products of typical loading cycles allocated per flight to unit damage, corresponding to the allocated zone of the engine operating range in which the peak of the selected loading cycle was realized.

Figure 00000038
Figure 00000038

где

Figure 00000039
- накопленная основной деталью поврежденность;Where
Figure 00000039
- damage accumulated by the main part;

Пkij - единичная повреждаемость;P kij - unit damage;

Npij - расчетное число циклов до разрушения;N pij is the estimated number of cycles to failure;

i - номер типового цикла (N1, N2, N3 и т.д.);i - type cycle number (N1, N2, N3, etc.);

j - рассматриваемая зона (1, 2, 3, и т.д.);j is the zone in question (1, 2, 3, etc.);

k - рассматриваемая основная деталь (диск компрессора, диск турбины, корпус камеры сгорания и т.д.).k is the main component under consideration (compressor disk, turbine disk, combustion chamber housing, etc.).

Затем значение накопленной за полет поврежденности каждой основной детали суммируют с поврежденностью соответствующей основной детали, накопленной за предыдущий период эксплуатации, и сравнивают с предельными значениями накопленной поврежденности, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде.Then, the value of the damage accumulated during the flight of each main part is summed up with the damage of the corresponding main part accumulated over the previous period of operation, and compared with the limit values of the accumulated damage determined by the results of life tests at the ground test bench.

На основе оценки результатов сравнения фактической наработки и накопленной поврежденности с их предельно допустимыми значениями принимают решение о возможности дальнейшей эксплуатации. При достижении предельных значений фактической наработки двигателя или накопленной поврежденности какой-либо основной детали двигателя, формируется предупреждающее информационное сообщение о необходимости прекращения эксплуатации.Based on the assessment of the results of comparing the actual operating time and accumulated damage with their maximum permissible values, a decision is made about the possibility of further operation. Upon reaching the limit values of the actual operating time of the engine or the accumulated damage to any main part of the engine, a warning information message is generated about the need to stop operation.

Как показывает опыт, часто отстранение двигателя от эксплуатации происходит по параметру накопленной поврежденности его основных деталей, таким образом новый подход к подсчету накопленной поврежденности основных деталей позволит увеличить время эксплуатации двигателя «на крыле», тем самым снижая стоимость жизненного цикла изделия.Experience shows that often the removal of the engine from operation occurs according to the parameter of accumulated damage to its main parts, so a new approach to calculating the accumulated damage to the main parts will increase the operating time of the engine “on the wing”, thereby reducing the cost of the product’s life cycle.

Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:

На фиг. 1 показан диапазон эксплуатации двигателя в координатах [М] и [Н].In FIG. 1 shows the range of operation of the engine in the coordinates [M] and [H].

На фиг. 2 показан диапазон эксплуатации двигателя, разделенный на зоны в координатах

Figure 00000040
и
Figure 00000041
In FIG. 2 shows the range of engine operation, divided into zones in coordinates
Figure 00000040
and
Figure 00000041

На фиг. 3 показана циклограмма изменения частоты оборотов двигателя за один полет.In FIG. 3 shows a sequence diagram of changes in engine speed for one flight.

На фиг. 4 показано выделение типовых циклов нагружения.In FIG. 4 shows the allocation of typical loading cycles.

Claims (2)

1. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, заключающийся в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной поврежденности основных деталей двигателя с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде, и последующим определением остаточного ресурса двигателя и его основных деталей по результатам этого сравнения, при этом накопленную поврежденность основных деталей двигателя определяют как сумму произведений количества выделенных за полет типовых циклов нагружения, определяемых по диапазонам изменения циклической нагруженности основных деталей двигателя, в свою очередь определяемой по характерным параметрам работы двигателя, на соответствующую им единичную повреждаемость, отличающийся тем, что предварительно весь диапазон эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя в координатах параметров полной температуры
Figure 00000042
и полного давления
Figure 00000043
на входе в двигатель делят на зоны, определяют для каждой основной детали и каждого типового цикла нагружения максимальную в каждой зоне единичную повреждаемость, далее во время полета регистрируют значения параметров
Figure 00000044
и
Figure 00000045
, по завершении полета для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, соответствующую выделенной зоне по параметрам
Figure 00000046
и
Figure 00000047
пика каждого выделенного цикла нагружения, если пик выделенного цикла соответствует границе зон, то для определения накопленной поврежденности каждой основной детали используют единичную повреждаемость, принадлежащую одной из смежных зон, в которой ее значение будет наименьшим.1. The method of operation of an aircraft gas turbine engine according to its technical condition, which consists in comparing the actual operating time of the engine and the accumulated damage to the main engine parts with their maximum permissible values, determined by the results of life tests on a ground bench, and the subsequent determination of the residual life of the engine and its main parts by the results of this comparison, while the accumulated damage to the main engine parts is defined as the sum of the products of the quantity typical loading cycles allocated for the flight, determined by the ranges of changes in the cyclic loading of the main engine parts, in turn determined by the characteristic parameters of the engine operation, by the corresponding unit damage, characterized in that the entire operating range of the aircraft gas turbine engine in the coordinates of the full temperature parameters
Figure 00000042
and full pressure
Figure 00000043
at the engine inlet, they are divided into zones, for each basic part and each typical loading cycle, the maximum damage in each zone is determined, then during the flight the parameter values are recorded
Figure 00000044
and
Figure 00000045
, at the end of the flight, to determine the accumulated damage of each main part, a single damage is used that corresponds to the selected area according to the parameters
Figure 00000046
and
Figure 00000047
the peak of each selected loading cycle, if the peak of the selected cycle corresponds to the boundary of the zones, then to determine the accumulated damage to each main part, a single damage, belonging to one of the adjacent zones, in which its value will be the smallest, is used. 2. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию по п. 1, отличающийся тем, что количество и размеры зон выбирают для каждой основной детали индивидуально.2. The method of operation of an aircraft gas turbine engine according to its technical condition according to claim 1, characterized in that the number and size of the zones are selected individually for each main part.
RU2018132554A 2018-09-12 2018-09-12 Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state RU2696523C9 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018132554A RU2696523C9 (en) 2018-09-12 2018-09-12 Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018132554A RU2696523C9 (en) 2018-09-12 2018-09-12 Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2696523C1 true RU2696523C1 (en) 2019-08-02
RU2696523C9 RU2696523C9 (en) 2020-08-13

Family

ID=67586911

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018132554A RU2696523C9 (en) 2018-09-12 2018-09-12 Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2696523C9 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2753789C1 (en) * 2020-09-15 2021-08-23 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for operation of aircraft gas turbine engine according to its technical condition

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2236671C1 (en) * 2003-04-14 2004-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Method of operation of aircraft gas-turbine engine according to its technical state
RU2393451C1 (en) * 2008-12-26 2010-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of operating aircraft engine based on technical state thereof
RU135801U1 (en) * 2013-06-20 2013-12-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации DEVICE FOR CONTROL OF EQUIVALENT CYCLIC DAMAGE TO AIRCRAFT ENGINES

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2236671C1 (en) * 2003-04-14 2004-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Method of operation of aircraft gas-turbine engine according to its technical state
RU2393451C1 (en) * 2008-12-26 2010-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of operating aircraft engine based on technical state thereof
RU135801U1 (en) * 2013-06-20 2013-12-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации DEVICE FOR CONTROL OF EQUIVALENT CYCLIC DAMAGE TO AIRCRAFT ENGINES

Also Published As

Publication number Publication date
RU2696523C9 (en) 2020-08-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2393451C1 (en) Method of operating aircraft engine based on technical state thereof
JP4346291B2 (en) Method and system for turbine engine diagnosis
EP2168100B1 (en) Engine health monitoring
US9885636B2 (en) Method and system for predicting the serviceable life of a component
CN107667280B (en) Scheduled inspection and predicted end-of-life of machine components
EP2078995A2 (en) A method of monitoring a gas turbine engine
US20220170819A1 (en) Method and system for monitoring a status of a reducer of a gas turbine
CN115795744B (en) Method for compiling aviation turbofan engine component level low-cycle fatigue life load spectrum
US9200984B2 (en) Condition based lifing of gas turbine engine components
Witoś et al. Turbine engine health/Maintenance status monitoring with use of phase-discrete method of blade vibration monitoring
WO2014123443A1 (en) Method and device for vibration diagnosis and forecasting sudden engine failure
RU2696523C1 (en) Method of operating an aircraft gas turbine engine based on its technical state
WO2017202588A1 (en) Estimating the life time of a gas turbine component
RU2236671C1 (en) Method of operation of aircraft gas-turbine engine according to its technical state
Ntantis et al. The impact of measurement noise in GPA diagnostic analysis of a gas turbine engine
RU2439527C2 (en) Method of operating aircraft gas turbine engine according to its technical state
RU2742321C1 (en) Method of operating aircraft gas turbine engine based on technical state thereof
CN115165631A (en) Accelerated test run parameter determination method for blade high-cycle fatigue examination
US9946232B2 (en) Determining a machine condition
RU2796563C1 (en) Method for operation of an aircraft gas turbine according to its technical condition
RU2374614C2 (en) Safe operation of aircraft gas turbine engine
RU2522275C2 (en) Method for determining technical state of power plants
RU2665142C1 (en) Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing
Arnold New techniques to quantify HCF margins demonstrated during accelerated mission testing
Szczepanik Early detection of fatigue cracks in turbine aero-engine rotor blades during flight

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification