Развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Лёшин Дмитрий Павлович

• Лёшин Дмитрий Павлович
• кандидат наук
• 2026

Оглавление диссертации кандидат наук Лёшин Дмитрий Павлович

ВВЕДЕНИЕ

1. СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ ПРОДЛЕНИЯ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА СЕРИЙНЫХ АВИАЦИОННЫХ ГТД ПРИ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ

1.1 Летная годность авиационного ГТД

1.2 Анализ влияния отказов основных деталей авиационного ГТД на

летную годность

1.3 Повреждающие факторы основных деталей авиационного ГТД в эксплуатации

1.4 Порядок проведения работ по установлению и увеличению ресурса

основных деталей авиационных ГТД

ВЫВОДЫ ПО РАЗДЕЛУ

2. КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ЦИКЛИЧЕСКОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ ОСНОВНЫХ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ ГТД

2.1 Анализ дефектов основных деталей компрессора в эксплуатации

2.2 Анализ НДС и циклической долговечности диска КНД типовой конструкции

2.3 Конструктивно-технологические методы повышения циклической долговечности дисков, имеющих эксплуатационную наработку

2.4 Анализ НДС и циклической долговечности дисков КНД с предложенными методами увеличения ресурса

2.5 Экспериментальное исследование эффективности предложенных мероприятий на образцах-свидетелях

2.6 Экспериментальное исследование эффективности предложенных

мероприятий на натурных дисках

ВЫВОДЫ ПО РАЗДЕЛУ

3. МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ БЕЗОПАСНОГО ИНТЕРВАЛА ИНСПЕКЦИЙ ОСНОВНЫХ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ ГТД В ЭКСПЛУАТАЦИИ

3.1 Испытания по контролируемому развитию дефекта в дисках КНД

3.2 Испытания по контролируемому развитию дефекта в дисках КВД

3.3 Расчетное исследование СРТУ в диске 1-й ступени КВД

ВЫВОДЫ ПО РАЗДЕЛУ

4. СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТИ УЛЬТРАЗВУКОВОГО КОНТРОЛЯ (УЗК) ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ОЦЕНКЕ СОСТОЯНИЯ ОСОБО ОТВЕТСТВЕННЫХ ДЕТАЛЕЙ

4.1 Анализ дефектов стяжного болта КНД в эксплуатации

4.2 Анализ НДС и циклической долговечности стяжного болта

4.3 Экспериментальные исследования циклической работоспособности стяжного болта в составе двигателя и на автономной установке

4.4 Анализ результатов тензометрирования стяжного болта в составе двигателя

4.5 Экспериментальные исследования чувствительности УЗК стяжного болта применительно к условиям эксплуатации для обоснованного назначения

интервала инспекций

ВЫВОДЫ ПО РАЗДЕЛУ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

ПРИЛОЖЕНИЯ

ПРИЛОЖЕНИЕ А Акт о внедрении результатов диссертационной работы

Лёшина Д.П. в практике ПАО «ОДК-Сатурн»

ПРИЛОЖЕНИЕ Б Акт об использовании результатов диссертационной работы Лёшина Д.П. в учебном процессе РГАТУ имени П.А. Соловьева

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования

Основные детали ГТД, особенно диски компрессоров и турбин, зачастую имеют ограниченный по сравнению с двигателем назначенный ресурс. Это обусловлено особыми требованиями к коэффициентам запаса по циклической долговечности при подтверждении их ресурса. Данное обстоятельство приводит к необходимости замены деталей с ограниченным ресурсом при капитальных ремонтах двигателей, увеличению себестоимости ремонта двигателей и снижению их конкурентоспособности. Поэтому актуальной, особенно для двигателей с многолетней историей эксплуатации, чей парк насчитывает тысячи экземпляров, становится задача разработки конструктивно-технологических методов доработки дисков при ремонте, направленных на расширение их ресурсного потенциала.

Другим дополнительным источником максимально полного использования ресурсного потенциала основных деталей ГТД является перевод их на эксплуатацию по техническому состоянию с регламентированной периодичностью диагностики этого состояния. Безопасность эксплуатации с назначенной периодичностью неразрушающего дефектоскопического контроля зависит от степени достоверности оценки периода докритического развития усталостной трещины и минимального размера трещины, надежно выявляемого применяемым методом неразрушающего контроля. В настоящей работе решается задача развития этих двух направлений поддержания летной годности авиационных ГТД.

Степень разработанности темы исследования. Исследованиям в области конструктивно-технологических методов повышения ресурсоспособности деталей ГТД посвящены работы Великановой Н.П., Безъязычного В.Ф. и их школ, Портера А.М., Букатого С.А., Петухова А.Н., Беляева В.И., Волкова В.И., Кузнецова Н.Д., Цейтлина В.И., специалистов ОКБ «ОДК-Авиадвигатель», Neuber H., Peterson R.E., Heywood R.B., Trsko Libor, в области характеристик ГТД - работы Зрелова В.А, Горюнова И.М.

Исследованиям в области оценки периода устойчивого роста трещин в деталях ГТД и назначения интервалов дефектоскопического контроля деталей в эксплуатации посвящены работы Туманова Н.В., Потапова С.Д., Шанявского А.А., Siratori M., Paris P., Murakami Y., Nott J., Parton V.

Литературный обзор показал на недостаточное развитие конструктивно -технологических направлений увеличения ресурсов основных деталей при ремонте и наличие многообразия факторов, влияющих на достоверность оценки безопасного интервала контроля основных деталей в эксплуатации.

Цель диссертационной работы: развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД путем доработки их при ремонте и перехода на эксплуатацию по техническому состоянию на основе оценки интервала инспекционного контроля.

Для достижения цели необходимо решить следующие задачи:

1. Разработать методы увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД при ремонте.

2. Оценить потребную глубину снимаемого поврежденного поверхностного слоя материала деталей.

3. Разработать численную модель, позволяющую выбрать режимы поверхностного пластического деформирования.

4. Разработать метод ускоренного и достоверного определения интервала инспекций основных деталей в эксплуатации.

5. Разработать способ выращивания зажатых (с минимальной величиной раскрытия) трещин в концентраторах напряжений.

Научная новизна:

1. Предложены методы увеличения ресурса основных деталей, основанные на удалении поврежденного в результате эксплуатации поверхностного слоя материала с последующим наведением сжимающих напряжений, а также разрыве окружных силовых линий. Применение разработанных методов позволило увеличить долговечность дисков компрессора от 3 до 5 раз.

2. Впервые предложен показатель глубины поврежденного поверхностного слоя материала, подлежащего удалению при ремонте, основанный на оценке напряжений, превышающих предел текучести материала детали. Удаление поверхностного слоя на глубину, определенную с учетом предложенного показателя, позволяет восстановить исходный ресурс детали.

3. Получена на основе расчетно-экспериментальных исследований работоспособности дисков, доработанных удалением поврежденного поверхностного слоя с последующей дробеструйной обработкой, зависимость циклического ресурса от наработки в циклах на момент доработки, позволившая получить прибавку в общем циклическом ресурсе диска порядка 1700 циклов.

4. Предложен численный метод оценки ресурса детали после поверхностного пластического деформирования, основанный на моделировании эпюры остаточных напряжений, образовавшихся в поверхностном слое материала детали, позволяющий выбрать режимы упрочнения с учетом обеспечения нормированных запасов прочности.

5. Разработана расчетно-экспериментальная методика оценки периода докритического роста трещин малоцикловой усталости в дисках ГТД, основанная на выращивании усталостной трещины от искусственного надреза в натурных дисках путем их эквивалентно-циклических испытаний на разгонном стенде, применение которой позволило сократить время испытаний в 2 раза и повысить достоверность оценки интервала инспекций при эксплуатации по техническому состоянию на 70%.

6. Предложен способ выращивания зажатых усталостных трещин в концентраторах напряжений на примере стяжного болта компрессора низкого давления, позволяющий получать трещины подобные эксплуатационным по параметрам, влияющим на их выявляемость.

Теоретическая и практическая значимость работы обусловлены:

1. Обоснованием конструктивно-технологических решений по обеспечению полноты использования ресурсного потенциала дисков компрессора ГТД.

2. Предложенным показателем глубины поврежденного поверхностного слоя, позволяющим обоснованно назначить параметры доработки деталей при ремонте.

3. Полученной зависимостью циклического ресурса дисков от наработки на момент доработки при ремонте, позволяющей назначить диапазон наработки, при достижении которого целесообразно выполнять доработку дисков.

4. Предложенным численным методом анализа циклической долговечности с учетом остаточных напряжений, повышающим достоверность оценки ресурса деталей.

5. Разработанной методикой оценки периода докритического роста трещин МЦУ в дисках ГТД, позволяющей учесть технологическую наследственность (остаточные напряжения, анизотропию свойств материала и др.), заложенную при изготовлении дисков, и условия их эксплуатации.

6. Предложенным способом выращивания зажатых усталостных трещин в концентраторах напряжений, повышающим достоверность оценки чувствительности неразрушающего метода контроля.

7. Разработанным комплексом технических решений, обеспечивающим безопасную эксплуатацию при наращивании ресурса и являющимся основой трех технических бюллетеней в части ресурса ГТД.

Методология и методы исследования. В работе использованы методы теории упругости, пластичности и механики разрушения, методы математического моделирования и натурного эксперимента.

Положения, выносимые на защиту:

1. Разработанные методы увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД при ремонте.

2. Показатель глубины поврежденного поверхностного слоя деталей в концентраторах напряжений, подлежащего удалению при восстановительном ремонте.

3. Численный метод оценки ресурса детали с учетом остаточных напряжений.

4. Экспериментальные результаты, подтверждающие эффективность предложенных методов увеличения ресурса.

5. Выявленная зависимость циклического ресурса дисков компрессора ГТД от наработки на момент доработки при ремонте.

6. Методика оценки периода докритического роста трещин малоцикловой усталости (МЦУ) в дисках ГТД.

7. Экспериментальные результаты по контролируемому развитию трещин малоцикловой усталости в дисках компрессора ГТД.

8. Способ выращивания зажатых усталостных трещин в концентраторах напряжений и экспериментальные результаты оценки чувствительности ультразвукового контроля стяжного болта компрессора низкого давления (КНД).

Степень достоверности результатов. Достоверность результатов исследований и выводов обеспечивается использованием современных прикладных программ, проведением экспериментальных исследований с применением аттестованного оборудования, а также положительным опытом эксплуатации объектов исследований.

Личный вклад автора. Предложены конструктивно-технологические методы увеличения ресурса основных деталей компрессора. Выполнены расчетные исследования эффективности предложенных методов. Разработана методика ускоренной оценки периода докритического роста трещин МЦУ в дисках ГТД. Разработаны программы эквивалентно-циклических испытаний натурных образов и полноразмерных дисков компрессора ГТД. Выполнено конструкторское сопровождение испытаний по разработанным программам и анализ их результатов.

Апробация результатов. Основные положения диссертационной работы и полученные результаты докладывались на международной конференции «Авиация и космонавтика-2010» (Москва, МАИ, 2010 г.), научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2012) (Москва, 2012 г.), международном научно-техническом форуме, посвященном 100-летию ОАО «Кузнецов» и 70-летию СГАУ (Самара, 2012 г.), научно-технической конференции в рамках международного

технологического форума «Инновации. Технологии. Производство» (Рыбинск, 2014 г.).

Работа соответствует паспорту специальности 2.5.15. Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов по пунктам: п. 7 Строительная механика тепловых двигателей летательных аппаратов. Методы оценки и характеристики статической и усталостной прочности систем двигателей с учетом пластичности и ползучести материалов; п. 10 Методы испытания двигателей, их элементов и агрегатов, системы автоматизированного сбора, обработки и анализа экспериментальных данных, включая комплексную автоматизацию стендовых испытаний; п. 12 Методы обеспечения ресурса и надежности двигателей, энергетических установок летательных аппаратов, эффективности их использования.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 12 работ, из них 6 статей в изданиях, входящих в перечень ВАК. Получен патент на изобретение.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на 167 страницах, включая 175 рисунков и 20 таблиц. Она состоит из введения, четырех глав, заключения. Библиографический список включает 101 наименование.

1 СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ ПРОДЛЕНИЯ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА

СЕРИЙНЫХ АВИАЦИОННЫХ ГТД ПРИ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ

1.1 Летная годность авиационного ГТД

Под поддержанием летной годности авиационного ГТД понимается обеспечение его ресурсоспособности при безусловном выполнении требований безопасности. Под безопасностью понимается состояние авиационного ГТД, при котором отсутствует недопустимый риск, связанный с причинением вреда жизни или здоровья людям и окружающей среде [1].

Достижение высоких показателей эффективности авиационного ГТД требует постоянного наращивания параметров двигателей, таких как степень повышения давления в компрессоре и температура газа перед турбиной. Для современных авиационных ГТД характерно применение максимальной эксплуатационной температуры газа перед турбиной до 1650... 1950К и степени повышения давления в компрессоре не меньшей 40 [2]. Применение высоких степеней повышения давления в компрессоре и температур газа перед турбиной существенно усложняет задачу обеспечения высоких показателей безопасности, регламентируемых нормами летной годности (НЛГ) летательных аппаратов - АП-25 [3] и авиационных ГТД - АП-33 [4].

Одним из направлений обеспечения непрерывной летной годности является система сертификации. По результатам сертификационных испытаний двигателя типовой конструкции ему устанавливается начальный назначенный ресурс. Под типовой конструкцией двигателя понимается перечень деталей, характеристик и эксплуатационных ограничений, соответствие которых требованиям НЛГ установлено в результате сертификации. Типовая конструкция в процессе жизненного цикла двигателя может уточняться при внедрении в конструкцию

главных или второстепенных изменений по процедурам, изложенным в ФАП-21

[5].

Начальные назначенные ресурсы авиационных ГТД, как правило, не велики и при интенсивной эксплуатации вырабатываются через несколько лет. Дальше требуется либо замена двигателей, либо переоценка их ресурсного потенциала.

На рисунках 1.1-1.3 в качестве примера проиллюстрированы этапы программы поддержания летной годности парка одного из авиационных ГТД в классе тяги 12 тонн. На рисунке 1.1 представлены результаты оценки достаточности существующего парка двигателей с имеющимися ресурсными характеристиками для обеспечения эксплуатации воздушных судов (ВС) в период до 2045 года.

Рисунок 1.1 - Результаты анализа существующего парка двигателей Целью анализа являлось определение по годам эксплуатации количества двигателей, находящихся в летной годности, на основании расчета даты завершения эксплуатации каждого двигателя и с учетом списания ВС по выработке назначенного срока службы. Анализ выполнен с учетом планируемого среднегодового налета одного ВС - 500 часов и нормативов на обменный фонд запасных двигателей - 25% для оперативного восстановления исправности ВС. По результатам анализа определено, что без дополнительных организационно-технических мероприятий к 2021 году парк достигнет минимально необходимого

количества двигателей для поддержания в летной годности ВС. В период с 2024 года количество исправных двигателей будет иметь постоянно увеличивающийся дефицит относительно потребности эксплуатанта, что к 2032 году, согласно расчетной оценке, приведет к критической ситуации, когда в эксплуатации не останется двигателей, пригодных для поддержания эксплуатации ВС. В качестве основного мероприятия по поддержанию летной годности парка рассматриваемого двигателя было предложено изменение его ресурсных показателей. Увеличение двигателям назначенного ресурса на величину одного межремонтного ресурса позволит поддерживать необходимый уровень летной годности до 2029 года (рисунок 1.2). С 2029 года имеющееся количество двигателей уже не будет обеспечивать исправность ВС.

Рисунок 1.2 - Прогноз состояния летной годности парка двигателей при увеличении их назначенного ресурса

На рисунке 1.3 представлен прогноз состояния летной годности парка двигателей при увеличении их назначенного ресурса и запланированной поставки 100 новых двигателей. Согласно данному прогнозу указанные мероприятия позволят обеспечить необходимое для поддержания летной годности минимальное количество двигателей до 2033 года. Далее, с 2033 года количество исправных двигателей будет находиться ниже минимального уровня, что приведет к простою исправных ВС из-за отсутствия авиационных двигателей, соответствующих критериям летной годности.

600

2019 2020 2021 2022 2023 2024 2025 2026 2027 202В

■ш Двигатели в эксплуатации Новые двигатели

Резерв с летной годностью - Минимально необходимое количество двигателей

- Количество двигателей с запасом 25%

Рисунок 1.3 - Прогноз состояния летной годности парка двигателей при увеличении их назначенного ресурса и поставки 100 новых двигателей

Учитывая, что проведенный анализ был выполнен с рядом допущений: не

учтены досрочные съемы двигателей, наработка двигателей на земле, возможное

изменение интенсивности эксплуатации воздушных судов, в итоге, с целью

обеспечения минимального уровня летной годности до 2045 года, было принято

решение о выполнении комплекса работ по увеличению назначенного ресурса

двигателям и поставке 200 новых двигателей.

1.2 Анализ влияния отказов основных деталей авиационного ГТД на летную

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД»

годность

В соответствии с [4] к основным относятся детали, разрушение которых может привести к отказу с опасными последствиями (диски, «блиски», проставки роторов, валы, внешний корпус камеры сгорания, элементы подвески и др.). Перечень основных деталей определяется разработчиком двигателя на основании анализа последствий отказов (параграф §33.75 [4]). К наиболее тяжелым по послед-

ствиям отказам относятся разрушения дисков компрессора и турбины как объектов, обладающих значительной кинетической энергией. Как правило, их фрагменты не локализуются внутри двигателя и зачастую повреждают элементы конструкции ВС, усложняя условия его пилотирования, а при повреждении жизненно важных систем ВС в ряде случаев становится невозможным продолжение или завершение полета.

На рисунке 1.4 приведен пример образования трещины МЦУ в диске КНД, приведшей к нелокализованному отказу ГТД.

Рисунок 1.4 - Разрушение диска КНД и его последствия

Трещина, развитие которой привело к разрушению диска, зародилась вблизи заднего торца обода в области перехода от дна паза под лопатку типа «ласточкин хвост» к его боковой поверхности. Первоначально трещина распространялась в плоскости, близкой к меридиональному сечению диска, то есть под действием преимущественно окружных напряжений, а затем под действием радиальных напряжений трещина переориентировалась в поверхность, близкую к цилиндрическому сечению. Дальнейшее развитие трещины привело к обрыву фрагмента ободной части диска с пятью лопатками. От образовавшегося дисбаланса по рабочему колесу КНД произошло дальнейшее нелокализованное разрушение двигателя.

Другим примером нелокализованного отказа вследствие развития трещины из замкового паза типа «ласточкин хвост» является разрушение диска КВД (рисунок 1.5). Первопричиной зарождения трещины в углу лопаточного паза диска

стал износ контактных поверхностей антивибрационных бандажных полок рабочих лопаток.

Рисунок 1.5 - Разрушение диска КВД и его последствия С появлением износа контактных поверхностей изменилось вибрационное состояние лопаток, приведшее к возникновению вибронапряжений на торцевой поверхности обода диска, что наряду с большой концентрацией напряжений в углу паза под лопатку привело к образованию в нем усталостной трещины с последующим разрушением диска и пробитием мотогондолы.

На рисунке 1.6 представлен результат зарождения и развития трещины в подповерхностном слое дна криволинейного замкового паза под лопатку на диске вентилятора.

Рисунок 1.6 - Разрушение диска вентилятора и его последствия По результатам металлографических исследований установлено, что ускоренному зарождению и развитию трещины МЦУ способствовал феномен «холодной ползучести» и наличие в материале детали неблагоприятной кристаллографической текстуры, характерных для некоторых титановых сплавов (см. п.2.1). Развитие трещины привело к разделению рабочего колеса вентилятора

на два больших фрагмента, вылетевших в радиальном направлении вверх и вниз, что исключило критические повреждения планера.

Несовершенство конструкции шарнирного замка крепления рабочих лопаток в диске КНД также являлось причиной разрушения диска. Трещина на реборде диска зародилась в результате развития фреттинг-коррозии по месту контакта с бронзовой втулкой, сместившейся в проушине лопатки вследствие ее вибрационного перемещения при работе двигателя Развитие трещины по меридиональному сечению диска привело к его разрушению с дальнейшим нелокализованным разрушением двигателя (рисунок 1.7).

Рисунок 1.7 — Конструкция шарнирного замка крепления рабочих лопаток КНД, фрагмент разрушившегося диска КНД и его последствия

Очень тяжелыми по последствиям для двигателя и воздушного судна являются отказы с нарушением кинематической связи между КНД и турбиной НД, поскольку в результате раскрутки ТНД до нерасчетной частоты вращения может произойти разрушение сразу нескольких турбинных дисков. Примером такого отказа является разрушение стяжного болта КНД, стягивающего пакет дисков ротора КНД (рисунок 1.8).

Рисунок 1.8 — Конструкция ротора КНД со стяжным болтом, фрагмент стяжного болта с оборванной головкой и последствия его разрушения

Обрыв головки стяжного болта приводит к расцеплению дисков КНД, снижению нагрузки на ТНД с последующей раскруткой последней до оборотов разрушения дисков. Причиной разрушения стяжного болта явились очаги фреттинг-коррозии, зародившиеся в зоне контактного давления фаски сферической шайбы на цилиндрическую поверхность болта в условиях выборки радиального зазора между деталями и наличия взаимных микроперемещений при вибрационных колебаниях болта.

Примером теплового воздействия на основную деталь, приведшего к значительным разрушениям ВС, является случай разрушения диска турбины среднего давления (рисунок 1.9). Обломками разрушившегося диска были сильно повреждены мотогондола, крыло, топливный бак, трубопроводы топливной и гидравлической систем, а также элементы системы управления двигателем, вследствие чего его невозможно было выключить в течение часа после благополучной посадки самолета. Из перечисленных множественных отказов наиболее опасный был связан с разрушением электрожгутов. Нелокализованное

разрушение диска произошло в результате внутреннего пожара в узле опоры подшипника каскадов высокого и среднего давления.

Рисунок 1.9 — Последствия разрушения диска турбины среднего давления

Причиной пожара явилось усталостное разрушение масляной трубки подачи масла к подшипнику средней опоры и самовоспламенение масляной струи. Вследствие воздействия высокой температуры на диск турбины среднего давления произошло его отделение по фланцу.

Частота нелокализованных разрушений двигателей, находящихся в настоящее время в эксплуатации, составляет от 2 до 7 разрушений на 106 ч налета. Нормы летной годности гражданских самолетов допускают возникновение катастрофической ситуации в целом по самолету не чаще, чем 1 случай на 107 часов налета парка самолетов. Для отдельных функциональных систем допускается 1 случай на 108.. ,109 час налета.

1.3 Повреждающие факторы основных деталей авиационного ГТД в

эксплуатации

Анализ исследования, представленного в п. 1.2, а также изучение опыта эксплуатации, исследований отечественных и зарубежных авторов показывает, что наиболее характерными повреждающими факторами основных деталей ГТД является усталость, фреттинг-коррозия, ползучесть. Поэтому далее даётся определение и описываются некоторые особенности данных факторов.

Процесс постепенного накопления повреждений материала под действием повторных напряжений, приводящий к изменению его свойств, образованию трещин, их развитию и разрушению, называется усталостью [6]. Именно усталость является основной причиной разрушения деталей авиационного ГТД. Опасность разрушения деталей при многократно повторяющейся (циклической) нагрузке связана с тем, что наряду с величиной нагрузки, решающее значение имеют еще ряд важных факторов (асимметрия цикла нагружения, частота нагрузки, концентрация напряжения, масштабный фактор, рабочая температура и т.д.) [7-12]. Анализ результатов исследований циклической прочности конструкционных материалов, как правило, начинается с построения кривых усталости. При построении кривых усталости (диаграмм Вёллера) на стандартных базах испытания 107 - 108 циклов нагружения в полулогарифмических координатах а -могут наблюдаться три основных вида кривых усталости (рисунок 1.10). В первом случае при определенном критическом напряжении ак (по [6] это напряжение называется пределом выносливости) возникает горизонтальный участок, на котором образец может не разрушаться на принятой базе испытаний (кривая 2, рисунок 1.10). В этом случае часто говорят о физическом пределе выносливости. Для металлических материалов, не имеющих физического предела выносливости, на кривой усталости определяется предел ограниченной выносливости - значение максимального по абсолютной величине напряжения цикла, соответствующее задаваемой долговечности (кривая 1, рисунок 1.10).

в

ц

20

Малоцикловая 1 Многоцикловая Гигацикловая

усталость | усталость усталость

1 \ ^Ч

О (5.104(107-1<Р) >ю10

Рисунок 1.10 - Виды кривых усталости и основные области усталостного разрушения [7]

Для ряда высокопрочных и закаленных сталей зависимость а-^К имеет линейный характер (кривая 3, рисунок 1.10). В этом случае также определяется предел ограниченной выносливости.

На рисунке 1.10 также представлены основные области усталостного разрушения: МЦУ, многоцикловая усталость (МнЦУ)

и гигацикловая усталость. Согласно [6] малоцикловая усталость - усталость материала, при которой усталостное повреждение или разрушение происходит при упруго-пластическом деформировании, а многоцикловая усталость - это усталость материала, при которой усталостное повреждение или разрушение происходит в основном при упругом деформировании. Разрушения деталей при нагрузках ниже статического предела текучести без признаков макроскопической деформации происходят из-за наличия в материале начальных дефектов кристаллического строения, в которых в результате локальной концентрации напряжений достигаются пиковые напряжения, способные привести к образованию начальных микротрещин.

При малоцикловой усталости максимальная долговечность до разрушения составляет условное число 5-104 циклов. База испытаний для определения пределов выносливости при многоцикловой усталости в соответствии с [13] принимается: 107 циклов - для металлов и сплавов, имеющих практически горизонтальный участок на кривой усталости, и 108 циклов - для легких сплавов и других металлов и сплавов, ординаты кривых усталости которых по всей длине непрерывно уменьшаются с ростом числа циклов.

Одной из разновидностей усталости является фреттинг-усталость [14-18]. Процесс фреттинга или фреттинг-коррозии возникает в зоне контакта деталей, образующих прессовое или малоподвижное соединение в условиях действия

вибрационных и циклических нагружений. Внешний признак фреттинга -скопление у границы и в зоне контакта окисленных продуктов повреждения материалов сопряженных деталей. На поверхностях контакта образуются каверны, микро- и макротрещины, которые при воздействии на детали переменных напряжений становятся очагами фреттинг-усталости. Наибольшие повреждения фреттинг-коррозией и разрушения от фреттинг-усталости наблюдаются на стальных деталях и деталях из титановых сплавов. Отделяющиеся при фреттинге мельчайшие частицы материала интенсивно окисляются, образуя окислы металлов. Если твердость образовавшихся окислов ниже твердости основного материала, то они играют роль своеобразной смазки, устраняя прямой контакт взаимодействующих поверхностей. Если твердость окислов выше, то они как абразив интенсифицируют процессы износа. Степень повреждения контактирующих поверхностей зависит от основных параметров процесса: давления в зоне контакта, амплитуды относительных перемещений, частоты перемещений, от исходных механических, физических и химических свойств материала взаимодействующих тел и от химической активности окружающей среды.

Интенсивность фреттинга, как потеря массы М в зависимости от механических параметров процесса, может быть представлена в виде [14]:

Мобщ. = Мкор + Ммех = (k р1/2 - k р) N/v + k2 AрN, (1.1)

где р - удельная нагрузка; N - число циклов нагружения; v - частота нагружения; Ap - амплитуда относительных перемещений; k0 ,k1 ,k2 - коэффициенты.

Однако в зависимости (1.1) не нашли отражения температурный фактор, особенности окружающей среды, химические и физико-механические свойства контактирующих материалов.

Зависимость для износа при фреттинг-коррозии, основанная на принципах равновесий термодинамики, по В.В. Шевели имеет вид [15]:

Ia = k р^р + (k + кр +k р2) N/v, (1.2)

где к , к - функции физических свойств материала и коэффициента трения; k2, k3 отражают физико-механические и химические характеристики материала.

Исследования на фреттинг-усталость обычно проводятся на образцах соединения типа вал-втулка, воспринимающего циклические нагрузки от плоского или кругового изгиба, растяжения-сжатия или кручения в зависимости от поставленной цели. Эти испытания позволяют в той или иной мере воспроизвести условия нагружения прессовых или малоподвижных соединений. В некоторых схемах нагружения получают зависимости относительного предела выносливости (а-1фр) = f (р), а иногда и (а-1фр) = f (Ар) (рисунок 1.11).

б) 1 - 13Х11Н2В2МФ, Ар = 14 мкм; 2) сталь13Х1Ш2В2МФ, Ар = 16мкм; 3 - сплав ВТЗ-1,

Ар = 14 мкм; 4 - сплав ВТЗ, Ар =11 мкм.

Рисунок 1.11 - Зависимость о-1фр для различных материалов, поврежденных фреттингом:

от амплитуды (а) и давления (б) [15]

Испытания образцов полезны при выборе технологических или конструктивных способов подавления процесса фреттинга. Наиболее полные и достоверные сведения о сопротивлении усталости элементов конструкций с малоподвижными соединениями можно получить при исследовании натурных деталей в условиях, приближенных к эксплуатационным.

Для поведения статически напряженных материалов при повышенной температуре характерно выраженное развитие необратимой деформации, получившей название ползучести. Процессы ползучести наблюдают в основном на элементах «горячей части» авиадвигателей (детали ротора турбины).

Повреждение материала, развивающееся во времени в процессе ползучести, приводит к разрушению, сопротивление которому носит название длительной прочности. Исследованию характеристик длительной прочности посвящено

значительное количество работ отечественных и зарубежных исследователей [19-24]. Основной характеристикой, принимаемой при расчете элементов авиационных конструкций, работающих в условиях длительного воздействия статических напряжений, являются пределы длительной прочности адл, характеризуемые напряжением, вызывающим разрушение через заданное время при постоянной температуре. Исследование характеристик длительной прочности материалов и конструкций проводится экспериментальными методами, путем проведения испытаний образцов материала при соответствующих температурно-силовых программах нагружения. Зависимость напряжения от времени нагружения представляет собой кривую длительной прочности, которую аппроксимируют различными функциями, каждая из которых достаточно хорошо описывает поведение материала в определенных температурно-временных интервалах.

Распространенным способом аппроксимации кривой длительной прочности является степенная зависимость:

где а - напряжение; А и т - постоянные коэффициенты для данного материала и температуры; г- время до разрушения.

Для экстраполяции опытных данных по длительной прочности, полученных при некоторых температурах, на другие значения температур существуют параметрические зависимости между временем до разрушения, температурой и напряжением при испытании. Так, в работе 19] показано, что отношение

где Т - температура испытаний, °С; тр - время до разрушения; Та, г -постоянные, представляет собой параметр Рт(а), зависящий только от напряжения и называемый параметром Мэнсона-Хэфферда.

Однако применение параметрической зависимости Мэнсона-Хэфферда ограничивается температурно-временными интервалами, в которых кривые

ат т = А,

(1.3)

(1.4)

длительной прочности в двойных логарифмических координатах описываются одним участком без перелома.

Более распространенной является зависимость, предложенная Ларсеном-Миллером [20], в соответствии с которой

^ = 1(РЛ ), Рл = Т - (С + тр ), (1.5)

где Т - температура испытаний, °К; тр - время до разрушения; С - постоянная.

Исследованиями установлено, что для большинства жаропрочных сплавов значение С колеблется в пределах 18...22, а в расчетах обычно пользуются средним значением С = 20.

1.4 Порядок проведения работ по установлению и увеличению назначенного ресурса основных деталей авиационного ГТД

Назначенный ресурс основных деталей авиационного ГТД устанавливается, как правило, в часах общей наработки и циклах. Установление и увеличение назначенного ресурса основных деталей регламентируется [25,26] и производится на основании расчетно-экспериментальных работ. На рисунке 1.12 представлена блок-схема расчетного определения ресурса основных деталей. Для расчета деталей используются 2D и 3D КЭМ. Расчет теплового состояния деталей проводится как на стационарных, так и на нестационарных режимах работы двигателя и подтверждается экспериментально. Определенный согласно представленной блок-схеме ресурс подлежит обязательному экспериментальному подтверждению. Для подтверждения ресурсов основных деталей используются ЭЦИ на специальных установках или в составе полноразмерного двигателя и газогенераторов. Программы ЭЦИ составляются с учетом нормированных запасов по числу испытательных циклов и коэффициентов соответствия, учитывающих

различие в условиях повреждаемости детали по МЦУ и длительной прочности в испытательном и типовом (или обобщенном типовом) полетном циклах.

Рисунок 1.12 — Блок-схема расчетного определения ресурса основных деталей При оценке повреждаемости П используется правило линейного суммирования повреждений:

N.

- по малоцикловой

усталости Пц ^ [27,28]

(1.6)

г

- от длительного статического нагружения Пс = ^Пс1 = £—- [29,30],

г

(1.7)

рг

где: N - количество циклов при 1-ом нагружении; Ыр{ - расчётное количество циклов до разрушения при 1-ом нагружении; т - длительность 1-го нагружения; тр1 - время до разрушения при 1-ом нагружении.

Условие разрушения детали в случае линейного суммирования повреждений:

Пс + Пц = 1 [31], (1.8)

Принцип формирования программ ресурсных ЭЦИ основных деталей представлен блок-схемой на рисунке 1.13.

Альтернативой вышеприведенному расчетно-экспериментальному способу является способ установления назначенного ресурса основных деталей в циклах по кривым МЦУ с использованием расчетных данных по НДС. Пример кривых МЦУ

представлен на рисунке 1.14. Согласно [25] кривые МЦУ должны быть получены по результатам испытаний образцов с размахами реализуемых в детали напряжений (деформаций) и температур при соответствующей асимметрии цикла.

Рисунок 1.13 - Принцип формирования программ ресурсных ЭЦИ основных деталей

Рисунок 1.14 — Кривые зависимости циклической долговечности Кц от амплитуды напряжений (оа = (омах - омм)/2 ) для титанового сплава ВТ3—1 при различной асимметрии (Я = омм / омах ) цикла нагружения [32]

В зарубежной практике известно использование кривых МЦУ, построенных для нулевого коэффициента асимметрии, для оценки циклической долговечности в цикле с Я Ф 0. При этом применяется следующий алгоритм [33]:

- из полученных результатов расчета напряжений определяется коэффициент асимметрии рассматриваемого цикла нагружения Яфакт.;

- определяется амплитуда напряжений рассматриваемого цикла нагружения и переводится в эквивалентную амплитуду для цикла с нулевым коэффициентом асимметрии:

оа_К=О = ОА_КФО (1 - Я)"-1, (1.9)

где аА_Яф0 = (амАх - амш)/2 - амплитуда напряжений расчетного цикла; " -коэффициент Уолкера, определяемый из условия:

если -1 < Я < 0, то " = 1; если 1 > Я > 0, то " = 0,5;

- с использованием полученной аА_Я=0 определяется циклический ресурс по кривым МЦУ, построенным для нулевого коэффициента асимметрии.

Подтвержденный с использованием кривых МЦУ ресурс определяется по зависимости [25]:

№Ур=^ , (1.10)

где 1еКтт = ^ - 3ст1§к; ^ - среднее значение логарифма долговечности при

испытании образцов материала; а^ - среднеквадратическое отклонение логарифма долговечности при испытании образцов материала.

При наличии данных по сопротивлению МЦУ гладких образцов при жестком цикле нагружения принимается Км=3. Если используются данные о сопротивлении МЦУ при мягком цикле нагружения, то значение Ки должно быть согласовано с НИИ промышленности.

Результаты оценки циклической долговечности по кривым МЦУ должны быть подтверждены на деталях-аналогах двигателей-прототипов.

Для основных деталей двигателей гражданского назначения, изготавливаемых методом спекания гранульных сплавов, методом литья или

сварки, а в отдельных случаях, по требованию НИИ промышленности, и для деталей из титановых сплавов в дополнение к расчетам долговечности проводятся расчеты скорости роста трещины усталости (СРТУ), исходя из предположения о наличии в детали начального дефекта, не выявляемого при неразрушающем контроле (НК), и определяется число циклов, в течение которого трещина развивается до критического размера. Назначенный ресурс в циклах при этом определяется по зависимости [25]:

[N1 = ^ (1.11)

где N - количество циклов развития трещины, соответствующее потере функциональной способности

детали; КN - запас по циклам, величина которого должна согласовываться с НИИ промышленности. Рекомендуемое значение К? = 4, минимальное значение (при соответствующем обосновании) К? = 2. Описание методов оценки N представлено в п. 3.1.

По согласованию с НИИ промышленности допускается определение назначенного ресурса в циклах с учетом вероятности роста трещины от начального дефекта до критического размера за устанавливаемый ресурс. Допустимая вероятность роста трещины до критического размера за устанавливаемый ресурс составляет 10-4. Рекомендуемое значение запаса по циклам К? > 3 [25].

При определении циклического ресурса по концепции безопасной долговечности (до появления трещины МЦУ) и по концепции безопасного развития трещины (с учетом возможного наличия дефектов в основной детали) назначенный ресурс устанавливается по минимальной оценке, полученной с использованием данных подходов.

Для основных деталей, долговечность которых определяется накоплением ограничивающего вида повреждений (многоцикловая усталость, фреттинг, износ и т.д.) назначенный ресурс определяется на основании анализа повреждающих факторов и их влияния на долговечность посредством расчетов, испытаний в составе двигателя и на специальных установках.

Увеличенные назначенные ресурсы основных деталей подтверждаются теми же методами, что и начальные. При подтверждении увеличенных назначенных ресурсов допускается использовать для ресурсных испытаний детали, отработавшие в эксплуатации ранее установленный ресурс или его часть. При этом эксплуатационная наработка засчитывается с коэффициентами запаса, соответствующими коэффициентам для наработки при ЭЦИ. Предпосылками к увеличению назначенных ресурсов служат: положительный опыт эксплуатации деталей в пределах их действующих ресурсов, внедрение ресурсных мероприятий, применение более эффективных методов НК, уточнение фактических условий эксплуатации у конкретного эксплуатанта.

Описанные способы установления и увеличения ресурса основным деталям ГТД с фиксированными коэффициентами запаса применяются в отечественном двигателестроении. В зарубежной практике известна методика установления и увеличения ресурса основным деталям с использованием корректируемых коэффициентов запаса [33]. Структура и порядок применения данной методики представлены в виде блок - схемы на рисунке 1.15. Анализ безопасной циклической долговечности согласно данной методики проводится для каждой критической зоны детали с применением коэффициентов АКД и ЭКД, которые являются коэффициентами запаса. При этом безопасная циклическая долговечность Кцд определяется по формуле:

Кцд = АКД-ЭКД-Крас , (1.12)

где - Крас - расчетная циклическая долговечность, определяемая по методикам, применяющимся фирмой-разработчиком.

Аналитический коэффициент долговечности АКД определяет степень достоверности данных, использованных при оценке Кцд, и является функцией полного аналитического показателя (ПАП), который определяется по формуле:

ПАП = (УЭ-ТА-АН-СМ-АД)0,2, (1.13)

где УЭ, ТА, АН, СМ, АД - см.рисунок 1.15.

Эксплуатационный коэффициент ЭКД является функцией показателя опыта эксплуатации (ОЭ), который характеризует степень достоверности предлагаемой для детали заявленной долговечности, указанной в техническом задании и подлежащей сертификации, на основании практического опыта эксплуатации аналогичных деталей, накопленного при проведении эксплуатационных и заводских испытаний. Величины АКД и ЭКД изменяются от «0» до «1».

Рисунок 1.15 - Блок-схема методики установления ресурса основной детали

На основании анализа безопасной циклической долговечности всех критических зон детали назначается минимальная безопасная циклическая долговечность детали, соответствующая минимальной циклической долговечности одной из её критических зон.

Полученная на этапе сертификации двигателя безопасная циклическая долговечность детали может быть увеличена в течение срока службы двигателя путем коррекции вышеописанных показателей. Коррекция АКД, в основном, происходит в ранние периоды срока службы двигателя за счет уточнения условий

полета, проведения дополнительных инженерных испытаний по уточнению рабочих условий деталей и т.д. Коррекция ЭКД происходит на всем протяжении срока службы двигателя за счет накопления опыта эксплуатации.

ВЫВОДЫ ПО РАЗДЕЛУ

1. Разрушение основных деталей, как правило, приводит к тяжелым авиационным происшествиям или катастрофам. Частота нелокализованных разрушений двигателей, находящихся в настоящее время в эксплуатации, составляет от 2 до 7 разрушений на 106 ч налета.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Лёшин Дмитрий Павлович, 2026 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Шепель, В.Т. Управление поддержанием летной годности авиационных двигателей: учебное пособие/ В.Т. Шепель, Т.В. Петрова. - СПб ГУ ГА. - 2024. - 200 с.;

2. Зрелов, В.А. Двигатели гражданских самолётов России / В.А. Зрелов, В.Р. Котельников, О.В. Хробыстова, В.А. Пономарёв // под общ. ред. В.В. Горошникова. - Рыбинск: Медиарост. - 2020. - 564 с.;

3. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. - МАК. - 2004;

4. Авиационные правила. Часть 33. Нормы летной годности двигателей воздушных судов. - МАК. - 2004;

5. Федеральные авиационные правила. Часть 21. Сертификация авиационной техники, организаций разработчиков и изготовителей. ;

6. ГОСТ 23207-78 Сопротивление усталости. Основные термины, определения и обозначения. - Издательство стандартов, 1978. - 49 с.;

7. Терентьев, В.Ф. Усталость металлов / В.Ф. Терентьев, С.А. Кораблева.

- Ин-т металлургии и матераловедения им. А.А. Байкова РАН. - М.: Наука. - 2015.

- 484 с.;

8. Терентьев, В.Ф. Усталостная прочность металлов и сплавов / В.Ф. Терентьев. - М.: Интермет Инжиниринг. - 2002. - 288 с.;

9. Балашов, Б. Ф. / Усталостная прочность жаропрочных сплавов в связи с концентрацией напряжений, асимметрией цикла нагружения и поверхностным наклепом / Б. Ф. Балашов, А. Н. Петухов // Проблемы прочности - 1974. - №4. - С. 82-86;

10. Муратов, Р.Х. Многокритериальное оптимальное проектирование основных деталей роторов ГТД для ожидаемых условий эксплуатации / Р.Х. Муратов // Автореф.дис. канд. Тех. наук. - Пермь. - 2004. - 16 с.;

11. Manson, S.S. Behavior of materials under conditions of thermal stress / S/S/ Manson // Heat Transfer Symp. Univ. Eng. Res. Inst. - 1953. - P. 9-75;

12. Биргер, И.А. Малоцикловая усталость роторных конструкций при высоких температурах / И.А. Биргер, И.В. Демьянушко, Р.А. Дульнев // В кн. Малоцикловая усталость элементов конструкций. - Вып. 1. - Вильнюс: Вильнюсский инженерно-строительный институт. - 1979. - С. 18-25;

13. ГОСТ 25.502-79 Расчеты и испытания на прочность в машиностроении. Методы механических испытаний металлов. Методы испытаний на усталость. -1979. - 50 с.;

14. Fretting fatigue. Edited by Waterhouse R.B. «Applied Seience pulisher , LTD». - London, 1981. - P. 244-251;

15. Петухов, А. Н. Сопротивление усталости деталей ГТД / А.Н. Петухов. - М.: Машиностроение. - 1993. - с. 180;

16. Костецкий, Б.И. Фреттинг-процесс / Б.И. Костецкий, Л.Х. Федоровский, Л.И. Бершадский, О.Б. Шульга // Трение и износ. -1989. -№3. - С.36-39;

17. Петухов А.Н. Механизм фреттинга и фреттинг-усталость высоконагруженных малоподвижных соединений ГТД и ЭУ //Тр.ЦИАМ. 2008.№ 1338. -204 с.;

18. Хаинг Мин Повышение надежности малоподвижных соединений деталей авиационных двигателей, подверженных в эксплуатации влиянию фреттинг-коррозии / Хаинг Мин / Диссертация. - Москва. - 2015. - 140 с.

19. Мэнсон, С. Температурные напряжения и малоцикловая усталость / С. Мэнсон / Перевод с англ. - М.: Машиностроение. - 1974. - 344 с;

20. Larson, F. R. Time-temperature relationship for rupter and creep stresses / F. R. Larson, J. A. Miller // Trans. ASME. - 1952. - V. 74. - P. 765-775;

21. Гохфельд, Д. А. Пластичность и ползучесть элементов конструкций при повторных нагружениях / Д. А. Гохфельд, О. С. Садаков. - М.: Машиностроение, 1984. - 256 с.;

22. Коффин, Л. О термической усталости сталей / Л. Коффин // В кн.: Жаропрочные сплавы при изменяющихся температурах и напряжениях. - М.; Л.: Госэнергоиздат. - 1960. - С. 183-258;

23. Allen, N. P. The influence of temperature on the fatigue of metals / N. P. Allen, P. G. Forrest // Int. Conf on fatigue of metals. Ld. - 1956;

24. Протасова, Н.А. Закономерности снижения значений прочностных характеристик материала дисков турбины двигателей газоперекачивающих агрегатов после различных сроков эксплуатации / Н.А. Протасова, Н.П. Великанова, П.Г. Великанов, А.А. Ахмадеев, И.Ш.С. Салих // Журнал "Авиационная техника". - 2020. - № 2. - С. 38-44;

25. Рекомендательный циркуляр. РЦ-АП33.14. Ресурсы и сроки службы газотурбинных двигателей, их агрегатов и комплектующих изделий. - АР МАК. -2005. - 26 с.;

26. Положение об установлении и увеличении ресурсов и сроков службы газотурбинных двигателей военной авиации, их агрегатов и комплектующих изделий. // ФАУ «ЦИАМ им. П.И. Баранова». - 30 ЦНИИ МО РФ. - в.ч. 75360. -в.ч. 45161. - 2000. - 55 с.;

27. Miner, M. A. Cumulative damage in fatigue / M. A. Miner // J. Appl. Mech.

- 1954. - V.12. - P. A59-A64;

28. Palmgren, A. Die Lebensdauer von Kugellager / A. Palmgren // Zeitschrift des V.D.I. - V.68, 1924. - P. 339-410;

29. Биргер, И.А. Малоцикловая усталость роторных конструкций при высоких температурах / И. А. Биргер, И. В. Демьянушко, Р. А. Дульнев // В кн.: Малоцикловая усталость элементов конструкций. - Вып. 1. - Вильнюс: Вильнюсский инженерно-строительный институт. - 1979. - С. 18-25;

30. Демьянушко, И. В. Расчет на прочность вращающихся дисков / И. В. Демьянушко, И. А. Биргер. - М.: Машиностроение. - 1978. - 247 с.;

31. Серенсен, С. В. Прочность при малоцикловом нагружении / С. В. Серенсен, Р.М. Шнейдерович, А. Л. Гусенков, Н. А. Махутов и др. - М.: Наука. -1975. - 297 с.;

32. Тех.отчет №10468 «Обоснование банка данных по основным характеристикам прочности, используемым в САПР турбины и компрессора ГТД».

- ЦИАМ. - 1985 г. ;

33. Техническая процедура № Sam146-PWJ-TEC-PR0-ENG-00070-03 «Методика проверки срока службы, указанного в технической характеристике». -PowerJet. - 2017. - 73 c.;

34. https:// bea.aero/en/ investigation-reports/notified-events/detail/accident-to-the-airbus-a380-861-registered-f-hpje-and-operated-by-air-france-on-30-09-2017-en-route-over-greenland-investigation- delegated- to- bea- by- the- authorities- of- denmark/

35. Фрактографические и металлографические исследования дисков 1 -й ступени КВД 40-01-511 двигателей Д-30КА/КУ-154: отчет о НИР № 15359 / Н.В. Туманов - ФАУ «ЦИАМ им. П. И. Баранова». - 2021. - 79 с.;

36. Дульнев, Р. А. Термическая усталость металлов / Р. А. Дульнев, П. И. Котов. - М.: Машиностроение. - 1980. - 99 с.;

37. Manson, S. S. Fatigue: A Complex Subgect - Some Simple Approximations / S. S. Manson // Proceedings. Society of Experimental Stress Analysis. - Vol. 12 - No.2.

- 1965;

38. Биргер, И. А. Расчет на прочность деталей машин : справочник. - 3-е изд., перераб. и доп. / И. А. Биргер, Б. Ф. Шорр, Г. Б. Иосилевич. - М.: Машиностроение. - 1979. - 702 с;

39. Портер, А.М. Исследование достоверности прогнозирования малоцикловой долговечности деталей ГТД на основе уравнения Мэнсона / А.М. Портер, С.А. Букатый, Д.П Лёшин // Материалы докладов Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». - Самара. - 2014. - часть 2. - с.90-91;

40. Нормы прочности авиационных ГТД // Издание 6. - М.: ЦИАМ. - 2004.

- С.170;

41. ГОСТ 25.101-83 Методы схематизации случайных процессов нагружения элементов машин и конструкций и статистического представления результатов. - 1983. - 25 с.;

42. Гадолина, И. В. Влияние методов схематизации на точность оценки ресурса. / И. В. Гадолина, И. М. Петрова // Проблемы машиностроения и надежности машин. - 1997. - №1. - С. 71-76;

43. Портер, А. М. Результаты работ по повышению ресурса дисков 1 ступени КВД двигателя Д-30КП / А. М. Портер, С. А Букатый, Н. Г. Маслова // Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений: материалы международной школы конференции молодых учёных, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьёва и В. Н. Кондратьева. -Рыбинск: РГАТУ. - 2006. - С. 157-160;

44. Портер, А. М. Разработка мероприятий по повышению ресурса дисков 1 и 11 ступеней КВД двигателей Д-30КП и Д-30-КУ-154 / А. М. Портер, С. А. Букатый, Н. Г. Маслова, Д. П. Лешин // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьёва. - Рыбинск. - 2007. - № 2(12). - С. 67-71;

45. Петерсон, Р. Коэффициенты концентрации напряжений. Графики и формулы для расчета конструктивных элементов на прочность / Р. Петерсон / Перевод с англ. - М: Мир. - 1974. - С.302;

46. Нейбер, Г. Концентрация напряжений / Г. Нейбер / перевод с нем. - М: гостехиздат. - 1947.

47. Heywood, R.B. Designing by photo-elasticity / R.B. Heywood / London.-1952. - Р.163;

48. Динамика и прочность авиационных двигателей и энергетических установок. - ОАО «Авиадвигатель». - С.115-116;

49. Сазонов, М.Б. Оценка напряженности поверхностного слоя деталей после упрочнения различными методами поверхностного пластического деформирования / М.Б. Сазонов, Л.В. Соловацкая // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - Самара. - 2015. - Том 14. - № 3. - Ч.2. - С. 180-187;

50. Теоретические основы процессов поверхностного пластического деформирования / под ред. В.И. Беляева. - Минск: Наука и техника, 1988. - 184 с.;

51. Кузнецов, Н.Д. Технологические методы повышения надежности деталей машин / Н.Д. Кузнецов, В.И. Цейтлин, В.И. Волков // Справочник. М.: Машиностроение, 1993. - 240 с.;

52. Безъязычный, В.Ф. Методика исследования остаточных напряжений в поверхностном слое лопаток ГТД после дробеструйного упрочнения / В.Ф. Безъязычный, А.К Рябов, А.К Сутягин, А.В. Толкачев // Вестник Рыбинского государственного авиационного технологического университета имени П.А. Соловьева. - Рыбинск, 2015. - № 1(32). С.104-108;

53. Libor Trsko Effect of severe shot peening on ultra-high-cycle fatigue of a low-alloy steel / Libor Trsko, Otakar Bokuvka, Frantisek Novy, Mario Guagliano // Mater. And Des/ - 2014. - Р. 103-113;

54. Семенова, Ю.С. Применение ультразвукового поверхностного пластического деформирования при модификации поверхностного слоя / Ю.С. Семенова, А.Г. Самуль, С.В. Мажуга // Шучно-технический и производственный журнал. - 2020. - Том 16. - № 5(185). - С.200-204;

55. Макаров, В.Ф. Повышение надежности и долговечности деталей ГТД методами упрочняющей обработки / В.Ф. Макаров, В.С. Белобородов // Шучно-технический и производственный журнал. - 2020. - Том 16. - № 1(181). - С.9-14;

56. Толкачев, А.В. Параметры процесса дробеструйного упрочнения, определяющие результат обработки и требующие обязательного контроля / А.В. Толкачев, Д.И. Волков // Шучно-технический и производственный журнал. - 2019. - Том 15. - № 12(180). - С.542-545;

57. http:// www.sae.org Процедуры использования стандартной пластины Альмена в дробеструйной обработке.;

58. http:// www.sae.org Дробеструйное упрочнение. Кривая насыщения.;

59. Киселев, И.А. Учет остаточных напряжений при расчетах прочности элементов замковых соединений. Часть 1. Моделирование дробеструйной обработки / И.А. Киселев, HA. Жуков, Б.Е. Васильев, А.К Селиванов // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. - 2018. - №11(704). - С.49-59.

60. Портер, А.М. Расчетно-экспериментальное исследование влияния упрочнения методом ППД на малоцикловую усталость деталей ГТД с концентраторами напряжений / А.М. Портер, С.А. Букатый, Д.П. Лёшин, А.С. Букатый // Вестник Самарского государственного аэрокосмического

университета имени академика С.П. Королева (национального исследовательского университета). - 2011. - №3. (27) - С.40-46.

61. Портер, А.М. Разработка мероприятий по повышению малоцикловой долговечности дисков ГТД / А.М. Портер, С.А. Букатый, Д.П Лёшин, А.Л. Водолагин, А.С. Букатый // Сборник тезисов научно-технического конгресса по двигателестроению (НТКД -2012). - Москва. -2012. - с.131-134;

62. Кузменко, М.Л. Расчетно-экспериментальное подтверждение эффективности способа повышения циклической долговечности деталей ГТД / М. Л. Кузменко, Г. П. Матвеенко, А. М. Портер, Д. П. Лёшин // Тезисы докладов 9-й Международной конференции «Авиация и космонавтика - 2010». 16-18 ноября 2010 года. Москва. МАИ. Тезисы. - 2010. - С.162.

63. Суржин, В.С. Конструктивные особенности и технология проведения испытаний на разгонных стендах в обеспечение ЭЦИ при внедрении новой технологии и конструкций роторов авиационных ГТД: отчет о НИР №2 10447 / В. С. Суржин, В. М. Фетисов. - ЦИАМ. - 1985 г.;

64. Иноземцев, А.А. Опыт экспериментального исследования динамики и прочности элементов роторов пермских авиадвигателей на стендах с аэровихревыми камерами / А. А. Иноземцев, В. Н. Кашин, Ю. А. Пыхтин // В кн.: Материалы конференции, посвященной 100-летию кафедры сопротивления материалов С-Петербургского университета. - СПб. - 2003. - С.207-213;

65. Шанявский, А. А. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций / А.А. Шанявский. - Уфа: Монография. - 2003. - 803 с.;

66. Туманов, Н.В. Расчетное и фрактографическое исследования устойчивого роста трещин малоцикловой усталости в диске турбины авиадвигателя при сложных циклах нагружения / Н. В. Туманов, Н. А. Воробьева, А. И. Калашникова, Е. П. Кузьмин, М. А. Лаврентьева, А. Н. Серветник // Заводская лаборатория. Диагностика материалов. - 2021. - Том 87. - №2 4. - С.52-60;

67. Туманов, Н. В. Многомасштабная комплексная фрактодиагностика разрушения дисков компрессора авиадвигателей / Н. В. Туманов, А. М. Портер

М.А. Лаврентьева, С.А. Черкасова, Н.А. Воробьева, Д.П. Лёшин // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - Самара. - 2010.

- №4(24). - с.98-112;

68. Туманов, Н.В. Исследование разрушения дисков 1-й ступени КНД двигателей Д-30КУ/КУ-154 / Н. В. Туманов, М.А. Лаврентьева, С.А. Черкасова, Н.А. Воробьева, А. М. Портер, Д.П. Лёшин // Труды общества независимых расследований авиационных происшествий. Москва. - 2010. - №22. - С.87-102;

69. Туманов, Н. В. К вопросу об интервалах контроля дисков 1-й ступени КНД двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 / Н. В. Туманов, М.А. Лаврентьева, С.А. Черкасова, Н.А. Воробьева, А. М. Портер, Д.П. Лёшин // Труды общества независимых расследований авиационных происшествий. Москва. - 2011. -№23. - С.201-212;

70. Туманов, Н. В. Моделирование устойчивого роста усталостных трещин в дисках турбины авиадвигателей при простом и сложном циклах нагружения / Н. В. Туманов, М.А. Лаврентьева, С.А. Черкасова, А.Н. Серветник, // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - Самара.

- 2009. - №3(19). - С.188-198;

71. Туманов, Н.В. Устойчивый рост усталостных трещин: микромеханизм и математическое моделирование / Н.В. Туманов // Заводская лаборатория. Диагностика материалов. - 2018. - Том 84. - №11. - С. 52-69;

72. Заключение № 200-01 «Расчетно-экспериментальные исследования трещины в диске 1-й ступени КНД двигателя Д-30КУ-154 № 395-433». - ФГУП «ЦИАМ им. П. И. Баранова». - 2012. - 29 с.;

73. Партон, В.З. Механика упруго-пластического разрушения / В.З. Партон, Е.М. Морозов. - М.: Наука. - 1974. - 416 с.

74. Нотт, Дж.Ф. Основы механики разрушения / Дж.Ф. Нотт. - М.: Металлургия. - 1978. - 256 с.

75. Сиратори М., Вычислительная механика разрушения / М. Сиратори, Т. Миёси, Х. М. Мацусита. -М.: Мир. -1986. - 334 с.;

76. ОСТ 1 92127-90 Металлы. Метод определения скорости роста усталостной трещины при испытании с постоянной амплитудой нагрузки. - 1990. - 66 с.;

77. Standart Test Method for Measurement of Fatigue Crack Growth Rates. -ASTM E647-00. - Р.1-42

78. Справочник по коэффициентам интенсивности напряжений: В 2-х томах: Перевод с англ./ Под ред. Ю. Мураками. - М.: Мир. - 1990. - 2016 с.;

79. Потапов, С.Д. / Способ обработки результатов испытаний образцов на трещиностойкость с целью определения коэффициентов уравнения Пэриса / С. Д. Потапов, Д. Д. Перепелица // Вестник Московского авиационного института -2010. - Том 16. - № 7. - С. 49-54;

80. Потапов, С.Д. / Способ обработки результатов испытаний образцов на скорость роста трещины при постоянной амплитуде напряжения / С. Д. Потапов, Д. Д. Перепелица // Вестник Московского авиационного института - 2012. - Том 19. - № 2. - С. 91-100;

81. Трощенко, В. Т. / Влияние размеров образцов на характеристики циклической трещитностойкости теплоустойчивых сталей. Сообщение 1 / В. Т. Трощенко, В. В. Покровский, В. Г. Каплуненко // Проблемы прочности - 1986. -№ 4. - С. 3-9;

82. Доможиров, Л. И. / О применении линейной механики разрушения для описания скорости роста усталостной трещины при повышенных уровнях нагрузки / В. Т. Трощенко, В. В. Покровский, В. Г. Каплуненко // Проблемы прочности -1986. -№ 4. - С. 10-15;

83. Патент РФ № 2618145 C2, МПК G 01 M 15/14 Способ определения периодичности контроля деталей авиационного газотурбинного двигателя при эксплуатации по его техническому состоянию / Портер А.М., Лёшин Д.П. - 2017 г.

84. Портер, А.М. Методология эксплуатации диска ротора ДТРД по техническому состоянию / А.М. Портер, Д.П Лёшин, А.Л. Михайлов // Тезисы докладов Международной научно-технической конференции «Усталость и

термоусталость материалов и элементов конструкций». - Киев. -2013. - С. 234236;

85. Портер, А.М. Расчетно-экспериментальное определение периодичности контролей основных деталей ГТД при эксплуатации по техническому состоянию / А.М. Портер, Д.П Лёшин // Материалы докладов научно - технической конференции в рамках МТФ «Инновации. Технологии. Производство», РГАТУ. - Рыбинск. - 2015.

86. Лёшин, Д. П. Увеличение ресурса основных деталей ГТД при их эксплуатации по техническому состоянию расчетно-экспериментальным методом / Д.П. Лёшин, А.М. Портер, В.Т. Шепель // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьёва. - Рыбинск. - 2024. - № 4(71). - С. 14-20;

87. Заключение № 7360-АР/103 «по результатам исследования диска 2 ступени КНД двигателя Д-30КУ № Д40213204». - ГосНИИ ГА. - 1991. - 18 с.;

88. Отчет к договору № 0955-137/2015-П от 10.09.2015 г. «Исследование вихретоковых преобразователей (ВТП) различных типов для оценки выявляемости подповерхностных дефектов на материале ОТ4». - НЦ ПЛГВС ГосНИИ ГА. - 2015 г.;

89. Заключение №200-5116 «Определение характера и продолжительности развития разрушения диска 1-й ступени КВД двигателя Д-30КУ-154 №288-429». -ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова». - 2005. - 18 с.;

90. Заключение №2000-017/124-22 «Исследования разрушения стяжного болта ротора КНД двигателя Д-30КП-2 № 384-034». - ФАУ «ЦИАМ им. П.И. Баранова». - 2020. - 15 с.;

91. Заключение №7806-АП/103 «по результатам исследования деталей двигателя Д-30КУ № 0304011312135». - ГосНИИ ГА - НТЦ АНЭКС. - 1993. - 23 с.;

92. Заключение №2000-017/29-24 «Фрактографические исследования стяжного болта ротора КНД двигателя Д-30КП-2 № 186-059». - ФАУ «ЦИАМ им. П.И. Баранова». - 2024. - 50 с.;

93. Лёшин, Д. П. Статическое и динамическое исследование причин снижения ресурса стяжного болта / Д.П. Лёшин, А.М. Портер, В.Т. Шепель // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьёва. - Рыбинск. - 2024. - № 1(68). - С. 7-11;

94. ОСТ 1 01207-2012 Двигатели газотурбинные авиационные. Неразрушающий контроль основных деталей. Общие требования. - 2012. - 7 с.;

95. ГОСТ Р 58989-2020 Двигатели газотурбинные авиационные. Неразрушающий контроль основных деталей. Общие требования. - М.: Стандартинформ, 2020. - 7 с.;

96. Бехер, С.А. Основы ультразвукового контроля. Конспект лекций / С.А. Бехер, А.С. Кочетков. - Новосибирск: Федеральное государственное бюджетное учреждение высшего профессионального образования «Сибирский государственный университет путей сообщения». - 2013. - 63 с.;

97. Миколайчук, Ю.А. Особенности ультразвукового контроля авиатехники в условиях эксплуатации / Ю.А. Миколайчук, Ф.А. Жислин // Сборник научных трудов ГосНИИ ГА «Надёжность, прочность и безопасность эксплуатации воздушных судов». - 1991. - выпуск № 297. - С.87-89;

98. Цыкунов, Н.В. Оценка выявляемости дефектов в основных деталях двигателей методами неразрушающего контроля / Н.В. Цыкунов // Новые технологические процессы и надежность ГТД. Вып.10. Некоторые вопросы обеспечения прочностной надежности перспективных ГТД: научно-технический сборник статей / под.ред. Ю.А. Ножницкого. - М.: ЦИАМ. - 2015. - С.53-59;

99. Цыкунов, Н.В. Разработка комплектов образцов и моделей для определения параметров выявляемости вихретоковым контролем дефектов при выполнении основных деталей ГТД / Цыкунов Н.В., Якубин С.П. // Авиационные двигатели. - 2021. - №4(13). - С.23-30;

100. Цыкунов, Н.В. Разработка экспериментальных моделей дисков с трещинами и проведение исследований выявляемости дефектов методами неразрушающего контроля в зонах конструктивных особенностей дисков и в неразъемных соединениях роторов ГТД / Цыкунов Н.В., Якубин С.П. //

Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (2017 г.) / под общ.ред. М.В. Гордина, А.И. Ланшина, М.Я. Иванова. - М.: ЦИАМ. - 2018. - С. 599-602;

101. Технический отчет № 137/1-2024 Оценка эффективности технологии ультразвукового контроля стяжного болта 40-01-268 ротора 1-го каскада двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154. - НЦ ПЛГ ВС ФГУП ГосНИИ ГА. - 2024. - 100 с.;

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

ВС воздушное судно

ВТК вихретоковый контроль

ГТД газотурбинный двигатель

КВД компрессор высокого давления

КИН коэффициент интенсивности напряжений

КНД компрессор низкого давления

КЭ конечно-элементный

КЭМ конечно-элементная модель

МнЦУ многоцикловая усталость

МПК магнитопорошковый контроль

МЦИ малоцикловые испытания

МЦУ малоцикловая усталость

НДС напряженно-деформированное состояние

НК неразрушающий контроль

НЛГ нормы летной годности

ОД основные детали

ОН остаточные напряжения

ОТПЦ обобщенный типовой полетный цикл

ППД поверхностное пластическое деформирование

ПЭП пьезоэлектрический преобразователь

СРТУ скорость роста трещины усталости

ТПЦ типовой полетный цикл

ЭЦИ эквивалентно-циклические испытания

ПРИЛОЖЕ^Я

Приложение А

(обязательное)

Акт о внедрении результатов диссертационной работы Лёшина Д.П.

в практике ПАО «ОДК-Сатурн»

УТВЕРЖДАЮ

'Заместись управляющего директора по | \ЛШл для гражданской и

ГЯЙУ/^Иавиации ' ^Уу /!/ Тихомиров С. А.

^мпшсъ инициалы. фамилия

Ш ГС? 2025 г.

Сатурн^А

\ АКТ ,

о внедрении результатов диссертационной работы Лёшина Дмитрия Павловича

Результаты диссертационной работы Д.П. Лёшина «Развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД», в части разработанных конструктивно-технологических мероприятий увеличения ресурса дисков компрессора ГТД, методики расчетно-экспериментального определения периода докритического роста трещин МЦУ и способа выращивания трещин МЦУ в концентраторах напряжений использованы в практике ПАО «ОДК-Сатурн» при выполнении работ по увеличению назначенного ресурса дисков I ступени КПД, при назначенин интервалов дефектоскопического контроля в эксплуатации дисков 2 ступени КНД. 1 ступени КВД и при выборе метода неразрушаюшего контроля стяжного болта КНД двигателей Д-30КУ/К1ТКУ-154 и их модификаций.

Технический эффект от внедрения результатов диссертационной работы обусловлен продлением жизненного цикла двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций.

11о результатам выполненных работ оформлена документация:

- Бюллетень № 205.2.0.0859.02 (Р-648-БД) «Двигатель Д-30КП, Д-30КП-2. Введение перепротяжки лопаточных пазов дисков I ступени КНД 40-01-577 с последующим упрочнением их микродробью при очередном капитальном ремонте на один межремонтный ресурс»;

- Бюллетень № 205.5.0.0914.02 (53.801 БД) «Двигатели Д-30КП. Д-30КП-2. По вопросу: 1. Вихретоковый контроль передней и задней реборд дисков второй и

третьей ступеней компрессора низкого давления. 2. Отмена действия бюллетеня №53.768 БД»;

- Заключение 408-53-45-00805-ТВ-2016 «Двигатели Д-ЗОКПКУ-154. О периодичности вихретокового контроля дисков I ступени КВД в эксплуатации»;

- Бюллетень № 1958-БД «Двигатели Д-ЗОКУ, Д-ЗОКУ-2, Д-ЗОКУ-154 2 серии, Д-ЗОКП, Д-301СП-2. По вопросу: Вихретоковый контроль диска 40-01-511,

40-01-511Р первой ступени компрессора высокого давления»

«

- Протокол 731/30-39 от 31.05.2024 первого заместителя главного инженера Г1ЛО «ОДК-Сатурн» «совещания по результатам неразрушающего контроля усталостных трещин, выращенных на вибросгенде на стяжных болтах 40-01-4268 авиационных двигателей Д-30КП/КУ/КУ-154 в условиях ПАО «ОДК-Сатурн»».

Настоящий акт составлен для представления в диссертационный совет РГАТУ им. I I.A. Соловьева.

Директор программы

Главный технический аудитор г

«^L» 2025 г.

«

Приложение Б

(обязательное)

Акт об использовании результатов диссертационной работы Лёшина Д.П. в учебном процессе РГАТУ имени П.А. Соловьева

УТВЕРЖДАЮ Ректор РГАТУ имени И.А. Соловьева

ор физико-мат ем атических

Кошкин В.И.

...

„ Г

V■ШЖ 2025 г.

АКТ

об использовании результатов диссертационной работы Лёшина Д.П, «Развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД», представленной на соискание ученой степени кандидата технических наук,

учебном процессе

федерального государственного бюджетшл о образовательного учреждения высшею образования «Рыбинский государс[венный авиационный технический университет имени 11,А. С оловьева»

Мы, нижеподписавшиеся, заведующий кафедрой « Авиационные двигатели», кандиди технических наук Храмин Р.В. и старший преподаватель кафедры «Авиационные двигатели», кандидат технических наук, доцент В-А, Пономарёв составили настоящий акт о юм, что результаты диссертационной работы Лёшина Дмитрия Павловича «Развитие методов увеличения ресурса основных деталей компрессора ГТД» внедрены в учебный процесс (курс лекций) кафедры «Авиационные двигатели» РГАГУ имени П.А. Соловьева при изучении дисциплин «Динамика и прочность двигателей», «Конструкция и проектирование авиационных двигателей и энергоустановок», «Испытания и обеспечение надежности авиационных двигателей и энергоустановок» гго направлению подготовки 14.05.02 «Проектирование авиационных двигателей и энергетических установок».

Акт внедрения выдан для преставления в дн с с ертацио нный сове: 24,2.374.01 при ФГБОУ ВО РТА! У им. II.А. Соловьева по специальности 2.5.15 -Гепловые, злектроракегные двигатели и энергоустановки летательных аппарагов.

Заведующий кафедрой « Аяицциоиные двигатели»

Старший преподаватель кафедры «Лии <1 цноин ы е дв игата шл канд. техЕз. наук, до иен г