Трудности в процессе перехода на эксплуатацию по техническому состоянию двигателей истребительной авиации российских ВВС РД-33 и АЛ-31 обусловлены тем, что эти двигатели разрабатывались много лет назад, когда вопрос об эксплуатации по техническому состоянию остро не стоял. В связи с вышесказанным, в ТЗ на двигатель не были сформулированы в полной мере требования по модульности, контролепригодности, диагностике. Формально, например, для двигателя РД-33 имеются модули: вентилятор, турбина низкого давления, генератор, коробка приводных агрегатов, форсажная камера с регулируемым соплом. Фактически же в условиях технической эксплуатационной части (ТЭЧ) удается менять только форсажную камеру, агрегаты, чего явно недостаточно для реализации эксплуатации по состоянию с заменой модулей. Вопрос контролепригодности решен в большей степени. Через лючки просматриваются лопатки вентилятора, компрессора, жаровая труба камеры сгорания, лопатки турбины и оценивается их состояние.
Заменять и ремонтировать можно только лопатки 1-й и 2-й ступеней вентилятора, чего также недостаточно для эксплуатации по техническому состоянию с использованием всех ресурсных возможностей. Вибродиагностика оценивает состояние по суммарному сигналу, не анализируя вибрационный сигнал. Отказ подшипников 3-й и 4-й опоры при изменении балансировки из-за разрушения лабиринтов вибродиагностика, как правило, позволяет обнаружить, но дефекты выявляются на поздней стадии их развития. Так, если с помощью вибродиагностики обнаруживают разрушение 3-й опоры, то к этому моменту практически полностью повреждаются ротор и статор высокого давления. В этом случае при ремонте двигателя требуются большие затраты по их восстановлению. В настоящее время разработаны и внедряются вибродиагностические системы обнаружения дефектов по роторам и подшипникам на ранней стадии. Явно сдерживает внедрение эксплуатации по состоянию система учета наработки. Эта система учитывает общую наработку двигателя и наработку на режимах М и Ф. Современные счетчики учитывают циклическую наработку лопаток, дисков, корпусов, валов и позволяют корректно оценивать повреждаемость этих узлов на каждом двигателе и не превышать подтвержденную экспериментально повреждаемость деталей, несмотря на нестабильную по режимам эксплуатацию двигателя. В соответствии с требованиями начала 70-х гг., когда разрабатывались эти двигатели, расчетный ресурс составлял при проектировании 300 ч, а требования по циклической наработке не были сформулированы и затем реализованы на двигателях, что также сдерживало внедрение эксплуатации по техническому состоянию. В дальнейшем это потребовало от разработчиков и изготовителей двигателя напряженнейших усилий при проведении в короткие сроки работ по повышению более чем втрое циклической долговечности роторов. В соответствии с требованиями начала 70-х гг. запасы по температуре газа были невысокими, при значении Тг = 1680 К в проекте двигателя. В 70-х гг. запас по температуре требовался 30% а в настоящее время при этом же уровне температуры газа запас достигает 100—150'. Незначительный запас по температуре привел к тому, что после проведения государственных сертификационных испытаний (ГСИ) в первые годы эксплуатации стали проявляться дефекты горячей части газовоздушного тракта (ГВТ) двигателя, связанные с растрескиванием и прогаром сопловых и рабочих лопаток турбины, камеры сгорания. Это также потребовало от разработчиков и изготовителей напряженнейших усилий для ликвидации в короткий срок этих недостатков. Работы по повышению циклической долговечности роторов и по ликвидации дефектов горячей части будут подробно описаны ниже, так как решение этих проблем определило, в основном, возможность введения эксплуатации по техническому состоянию. Для решения вышеуказанных проблем необходимо было исследовать нагружение двигателя и его узлов в "реальной" экс-плуатации, а не по ТУ. Исследование эксплуатации проводилось в нескольких полках ВВС РФ сотрудниками ГЛИЦ и ТМКБ "Союз" при эксплуатации самолетов МиГ-29 с двигателями РД-33. При проведении учебно-боевой подготовки непрерывно фиксировалось использование стационарных (М, Ф, КР) и нестационарных МГ-М, МГ-Ф, КР-М, КР-Ф и т. д. режимов. Такое исследование проводилось в течение нескольких лет и дало надежные данные, которые были использованы при разработке программ эквивалентно-циклических испытаний (ЭЦИ). При проведении ЭЦИ подтверждалась циклическая долговечность деталей горячей части газовоздушного тракта и дисков вентилятора, компрессора, турбины. Эти данные использовались также для расчетной оценки циклической долговечности лопаток турбины, дисков роторов и при разработке мероприятий для повышения циклической долговечности. Эффективным способом подготовки эксплуатации по состоянию была "реальная" эксплуатация с фиксированным ресурсом после проведения ГСИ. Эта эксплуатация выявила степень повреждения ГВТ посторонними предметами с взлетной полосы, птицами и показала, что этот эксплуатационный фактор важен, но он не сдерживает эксплуатацию при выполнении требований по состоянию полосы. Эксплуатация также выявила проблему допустимых забоин вентилятора и компрессора, проблему замены лопаток вентилятора, проблему допустимых дефектов на сопловых лопатках турбины высокого давления (ТВД) и турбины низкого давления (ТНД). Эти проблемы также были решены полностью, о чем речь пойдет далее. Полезная информация по повреждаемости деталей и узлов двигателей была получена при проведении ремонтов. Поскольку процесс ремонта входит в систему эксплуатации по состоянию, отработка ремонта является одной из основных составляющих эксплуатации по техническому состоянию. Таким образом, можно сформулировать следующие основные проблемы, решение которых делает возможным внедрение эксплуатации по техническому состоянию:
1. Современные прочностные расчеты при наличии необходимого объема деформационных и прочностных характеристик, в том числе расчеты скорости развития трещин до их предельного состояния, приравнены в настоящее время к экспериментальным методам. Такие расчеты будут объективными и эффективными при наличии полного объема характеристик циклического деформирования материалов, характеристик циклической ползучести, циклической пластичности, характеристик циклической прочности с учетом совместного действия вибрационных напряжений, а также при наличии полного объема характеристик, определяющих развитие трещин до предельного состояния. К сожалению, таких характеристик в полном объеме нет ни в России, ни за рубежом, что значительно снижает эффективность расчетных методов. Для получения таких характеристик требуются большие материальные и временные затраты. Несмотря на указанные недостатки, расчетные методы при использовании вышеуказанных характеристик даже в ограниченном объеме позволяют рассчитывать повреждаемость лопаток турбины, дисков турбины и компрессора в процессе всего полетного цикла в эксплуатации. Эти расчеты дают возможность выявить наиболее повреждаемые детали и наиболее повреждающие режимы эксплуатации, что непросто сделать другими методами, так как режимы двигателя маневренного летательного аппарата непрерывно изменяются. Используя алгоритмы современных расчетов, в процессе каждого полета удается определить повреждаемость основных деталей — лопаток турбины, дисков, корпусов, валов и т. д. На этом принципе в настоящее время создаются в России и за рубежом "счетчики повреждаемости" основных деталей. По записанным параметрам двигателя непрерывно рассчитываются циклическое деформирование и повреждаемость детали. Если ведется эксплуатация по состоянию, то использование такого "счетчика повреждаемости" для двигателей каждого индивидуального самолета позволяет корректно определять накопленные при эксплуатации повреждаемости и при достижении предельных повреждаемостей а (с необходимым запасом) прекращать эксплуатацию и направлять двигатель в ремонт. Такие подходы особенно важны для тех узлов, где диагностика в полной мере неприменима, для дисков компрессоров и турбин. Разрушение дисков — тяжелый отказ, приводящий к разрушению двигателя и самолета. Счетчик, разработанный в ТМКБ "Союз" для двигателя РД-33, прошел апробирование в ГЛИЦ ВВС и подтвердил разбросы повреждаемости узлов двигателей, эксплуатировавшихся на разных самолетах. Эти изменения также показали, что в основном эксплуатация и повреждаемость реализуются в условиях, по давлениям близким к стендовым, что подтверждает целесообразность проведения стендовых испытаний для проверки ресурсов.
2. В связи с недостаточным объемом характеристик циклического деформирования, циклической ползучести, пластичности, циклической прочности, характеристик по скорости развития трещин и т. д., кроме расчетных методов определения значений предельных повреждаемостей а , приходится использовать лабораторные и стендовые испытания деталей в системе двигателя.
Лабораторные ресурсные испытания проводятся для лопаток турбины при их циклическом нагружении температурной нагрузкой с одновременным наложением вибрационной нагрузки, существенно снижающей циклическую долговечность даже при низком уровне вибронапряжений са = 20 - 30 МПа (2 + 3 кгс/мм) снижают циклический ресурс на порядок). Лабораторные ресурсные испытания проводятся для дисков компрессоров и турбин на разгонных стендах или на стендах типа колес Френэ, где имитируется приложение нагрузок от лопаток с помощью гидравлических силовозбудителей и проверяются при этом замковые элементы дисков, как правило определяющие ресурс. В связи с тем что при лабораторных испытаниях не всегда удается добиться соответствия нагрузок на установках нагрузкам на двигателе, для оценки предельного состояния проводятся специальные испытания деталей и узлов в системе двигателя.
Для оценки предельного состояния деталей и узлов горячего тракта — сопловых и рабочих лопаток, жаровых труб камер сгорания, форсажной камеры — получили распространение ускоренные эквивалентно-циклические испытаний (УЭЦИ). Здесь испытательный цикл сокращается, но благодаря использованию только повреждающих режимов он в отношении повреждаемости эквивалентен эксплуатации. Для оценки предельного состояния дисков разработаны и реализованы (на двигателе РД-33) циклические программы, где используются, в основном, "отнулевые" циклы, включающие запуск, выход на режим максимальных оборотов, циклы изменения оборотов от МГ до М и останов, с запасом по циклам. Чтобы завершить эти испытания и не разрушить горячий тракт, на 40—50° снижают значение Т% . При таком снижении Т3 температуры дисков практически не снижаются (изменения в пределах - 5°). Для проверки сопротивления сопловых и рабочих лопаток газовой коррозии, часто определяющей ресурс турбины, проводятся испытания на режимах максимальных Т% . Так как в настоящее время все испытания в системе двигателя являются сокращенными по времени и циклам, подшипники, агрегаты либо "дорабатывают" циклы и обороты на установках, либо их переставляют с двигателя на двигатель.
Для агрегатов недопустима наработка только на двух крайних режимах, так как из-за этого происходит более раннее повреждение агрегата. Поэтому при лабораторной наработке на установке необходимо ввести сканирование по режимам. То же относится и к подшипникам трансмиссии двигателя.
3. Имея информацию накоплении повреждаемости в эксплуатации, а также сведения о предельных повреждениях для узлов и деталей, полученные в результате ресурсных испытаний в лаборатории и в системе двигателя, можно определить наиболее "слабые" места в двигателе и для них отработать диагностику, ее периодичность при проведении эксплуатации по состоянию. Кроме широко использующейся в настоящее время вибродиагностики по роторным частотам, визуальной и приборной диагностики для оценки состояния ГВТ, осмотра фильтров и пробы масла на наличие металлических составляющих, за рубежом получили распространение, особенно для вертолетных двигателей, счетчики повреждаемости и широкополосная вибродиагностика.
Счетчик повреждаемости позволяет оценивать повреждения дисков, практически не поддающиеся другим видам диагностики. Применение широкополосной вибродиагностики позволяет на более ранней стадии выявлять повреждения подшипников трансмиссии, агрегатов. Внедрение этих систем диагностики в разработанную ТМКБ "Союз" комплексную систему контроля (КСК) расширит ее возможности и повысит эффективность.
Оценку эффективности эксплуатации по техническому состоянию можно провести по следующей модели. Пусть жизненный цикл двигателя состоит из трех межремонтных наработок по 300 ч каждая, двух капитальных ремонтов и дальнейшего списания двигателя.
При наработке 100 ч в год и продолжительности прохождения ремонта 1 год жизненный цикл составляет т = 3+1+3+1+3=11 лет. Пусть вводится эксплуатация по состоянию с наработкой между ремонтами 300 + 370 = 670 ч. В этохм случае жизненный цикл составляет х = 6,7+1+6,7+1+6,7=22 года. В первом случае за 22 года потребуется для эксплуатации: два двигателя вместо одного; четыре капитальных ремонта вместо двух; вдвое большие затраты на эксплуатацию, включающие монтаж и демонтаж двигателя на самолете, гонку двигателя на самолете, облет самолета с замененным двигателем. Итак, введение эксплуатации по состоянию позволяет вдвое сократить производство двигателей, вдвое сократить загрузку ремонтных предприятий и уменьшить затраты на эксплуатацию. За 22 года в случае отсутствия эксплуатации по состоянию самолет может быть без двигателя 4 года, в случае эксплуатации по состоянию самолет может быть без двигателя 2 года. Обычно самолет не остается без двигателя благодаря резервному фонду, т. е. резервный фонд в случае эксплуатации по состоянию будет также меньше. Реализация названных оценок возможна при эффективной эксплуатации по состоянию. Методы установления ресурса всегда были связаны с загрузкой двигателя в эксплуатации. При сертификационных и ресурсных испытаниях двигателей военной авиации воспроизводились все режимы в соответствии с использованием их в процессе учебно-боевой подготовки. При сертификационных и ресурсных испытаниях наработка на режимах М (Ф) производилась со значительным запасом по сравнению с эксплуатацией — 30% от всей наработки, при использовании М (Ф) в эксплуатации 10—20%. Для сертификационных и ресурсных испытаний использовалось несколько двигателей. Методы установления ресурса всегда учитывали связь серийного производства, эксплуатации и ремонта. Качество серийного изготовления проверялось комиссионными испытаниями за каждый квартал. Новые технологические процессы проверялись технологическим испытанием, что позволяло усовершенствовать производство и повышать качество и во многом определяло надежность и ресурс двигателей. Ремонтные технологические процессы проверялись ремонтными технологическими испытаниями. Ресурс повышался для выпущенной или выпускаемой техники по результатам прохождения ресурсных стендовых испытаний, с учетом состояния двигателей, приходящих в ремонт, с учетом анализа отказов в эксплуатации, с учетом результатов комиссионных, технологических, ремонтных испытаний двигателей. Без учета эффективности внедренных мероприятий по устранению дефектов, выявленных в процессе испытаний, эксплуатации и ремонта, ресурс для выпускающейся и выпущенной серийной техники не мог быть увеличен. При выработке установленного ресурса двигатель снимали с эксплуатации и отправляли на капитальный ремонт в авиаремонтное предприятие. Такие методы установления и выработки ресурса были эффективными при межремонтных ресурсах 200— 300 ч и назначенных до полного списания 1000—2000 ч для авиационных двигателей, выпущенных в эксплуатируемых и период 1960—1970 гг. В дальнейшем, в процессе эксплуатации, при повышении ресурса столкнулись с увеличением числа отказов, связанных с исчерпанием малоцикловой прочности при использовании нестационарных режимов. Такие отказы имели место на наиболее нагруженных узлах — на охлажадаемых рабочих лопатках турбин высокого давления, на титановых дисках компрессоров, на корпусах камеры сгорания, на элементах форсажных камер. Па охлаждаемых рабочих лопатках ТВД дефекты проявлялись при наработках более 300 ч в виде поперечных растрескиваний средней части пера, начинающихся с внутренней поверхности входной кромки лопатки от охлаждающих ребер, выполненных с малыми радиусами перехода. По результатам выполненных исследований (металлографии, расчетов напряженно-деформированного состояния (НДС) на нестационарных режимах) выявлена причина этих растрескиваний — термоциклическое нагружение на нестационарных режимах из-за более быстрого нагрева и охлаждения кромок лопатки по сравнению с остальной частью пера. На титановых дисках компрессора низкого давления дефекты проявлялись в виде растрескиваний галтели замка "ласточкин хвост" от действия окружных напряжений в ободной части диска. По результатам проведенных исследований (металлографии, расчетов НДС) выявлена причина этих растрескиваний — малоцикловое нагружение от воздействия центробежных нагрузок при изменении частоты вращения двигателя, что имеет место при изменении режимов двигателя в эксплуатации. Наибольшего значения такое нагружение достигнет при реализации полетного цикла: за счет полного изменения частоты вращения и за счет других частичных изменений частоты вращения An (~ 20%). На сварных силовых корпусах камер сгорания дефекты проявлялись в виде растрескивания материала в местах сварки арматурных фланцев большого размера (до -150 мм) с геометрией, имеющей отклонения от круговой формы корпуса в виде выштамповок. Как свидетельствуют результаты металлографических исследований, расчетов НДС и лабораторных испытаний, причиной этих растрескиваний является малоцикловое нагружение от воздействия перепада давления на оболочку корпуса камеры сгорания при изменении режима двигателя в эксплуатации. Наибольшим такое нагружение будет при реализации полетного цикла: за счет полного изменения перепада давления в корпусе камеры сгорания и за счет частичных изменений перепада давления. Эта нагрузка существенно зависит от выполняемого в эксплуатации профиля полета. При полете с максимальной скоростью у земли при выполнении полета на дальность. Элементами форсажной камеры, на которых обнаруживаются малоцикловые растрескивания, являются стабилизаторы, створки регулируемого сопла, коллекторы. К наиболее серьезным последствиям приводят дефекты на коллекторах. Развитие сквозной трещины в элементе коллектора, расположенном в зоне стенки корпуса форсажной камеры, приводит к прожогу корпуса и, как следствие, к пожару на самолете, т. е. к нелокализованному развитию разрушения двигателя и самолета. Металлографические исследования, расчеты НДС, термоциклические лабораторные исследования показали, что причиной этих дефектов является термоциклическое нагружение коллекторов при включении форсажного режима с режима "максимал". В "горячие", прогретые на режиме "максимал", коллекторы подается "холодное" топливо, что приводит к образованию в элементах коллекторов неравномерности температур до - 200° и высоких температурных напряжений. Для уточнения программ стендовых испытаний, воспроизведения нагрузок, реализующихся в эксплуатации, промышленность и ВВС стали проводить периодическое исследование эксплуатации в разных регионах страны. По результатам этих исследований были разработаны программы стендовых испытаний: эквивалентно-циклических, ускоренных эквивалентно-циклических, "гладких". В программу ЭЦИ входит наработка на режиме максимальной частоты вращения М (Ф), на режиме МГ и циклическая наработка на нестационарных режимах МГ-М-МГ, МГ-КР-МГ, КР-М-КР, выполненных в темпе приемистости и в темпе управляемости, т. е. при "медленном" изменении частоты вращения. При выборе числа переменных режимов соблюдается эквивалентность по повреждаемости в эксплуатации для наиболее нагруженного элемента горячего тракта (лопатки ТВД). При этих испытаниях воспроизводили растрескивания изнутри на входных кромках лопаток ТВД, трещины на галтелях титановых дисков низкого давления, трещины на сварных корпусах камеры сгорания, трещины на коллекторах форсажной камеры. При испытаниях но стандартной программе эти дефекты в полном объеме не воспроизводились. Учитывая циклический характер основных дефектов, программу ЭЦИ усовершенствовали и назвали УЭЦИ. В отличие от ЭЦИ, здесь остались самые напряженные переменные режимы МГ-М-МГ. При выборе числа этих режимов соблюдается эквивалентность по повреждаемости в эксплуатации на всех переменных режимах. В этом случае эффективность проверки осталась такой же, как и при ЭЦИ, но время испытаний и трудозатраты сократились примерно в два раза. При введении УЭЦИ была сокращена наработка для подшипников, топливных, масляных, электрических агрегатов. Поэтому при необходимости эти агрегаты проходили дополнительную наработку в лаборатории либо на двигателе при испытаниях по специальной "гладкой" программе. При установлении ресурса с использованием УЭЦИ обычно проводилось одно или два испытания с запасом по наработке - 207... С использованием ЭЦИ и УЭЦИ работы по установлению ресурса проводились в отрасли до середины 80-х гг. Один из важных, часто применяемых инструментов установления ресурса "лидерные" летные испытания. Эти испытания, как правило, являлись конечным, завершающим этапом установления ресурса. При положительных результатах таких испытаний устанавливался ресурс. При "лядерных" испытаниях проводится опережающая контролируемая наработка в эксплуатации для ограниченного числа двигателей с увеличенным числом регламентных работ и осмотров. "Лид(»рные" испытания позволяют в условиях реальной эксплуатации подтвердить установленный ресурс, уточнить число необходимых инспекций (осмотров). Опережающая "лидерная" наработка в эксплуатации для ограниченного количества двигателей при эксплуатации по техническому состоянию (ЭТО) также является эффективной, позволяет уточнить условия перехода на ЭТС для всего парка двигателей. Выбор двигателя, узлов и деталей для проведения ресурсных испытаний является случайным, и для обеспечения требуемой надежности необходимо вводить запас по долговечности (KN = 3,0). Итак, в России и на Украине двигатели эксплуатируются с фиксированным, подтвержденным экспериментально эквивалентно-циклическими испытаниями двигателей и циклическими испытаниями основных деталей ресурсом. В этом случае при начале эксплуатации двигателей устанавливается ресурс ~ 300 ч для двигателей военных самолетов и 1000—2000 ч для двигателей гражданских самолетов, далее по мере продолжения испытаний и накопления опыта эксплуатации ресурс увеличивается. Капитальный ремонт двигателя или его списание проводится после фиксированной наработки. Эксплуатация с фиксированным ресурсом является экономически неэффективной, так как не полностью используются ресурсные возможности двигателя и его основных деталей из-за необходимых запасов по долговечности при проведении зачетной циклической наработки. Задача полного использования ресурсных возможностей двигателя в эксплуатации может быть решена при эксплуатации по техническому состоянию. При использовании ЭТС одной из основных проблем является разработка и внедрение эффективной диагностики, позволяющей своевременно обнаруживать дефекты, возникающие на основных деталях при исчерпании их ресурсах. В настоящее время в российских ВВС введена эксплуатация по техническому состоянию для двигателей РД-33 и АЛ-31. Для двигателей гражданской авиации эксплуатация ведется по фиксированному ресурсу. Опыт эксплуатации по ЭТС показал, что степень использования ресурса определяется объемом ресурсных циклических испытаний и эффективностью диагностических средств. Приведены три группы факторов, обеспечивших успешную реализацию эксплуатации по техническому состоянию за рубежом. Первый - наличие жесткой конкуренции между основными разработчиками двигателей PW, GE, RR; повышение требований ETOPS по количеству выключений в полете. Эту группу факторов следует называть организационной. Ко второй группе факторов следует отнести совершенствование конструкции, основанное на использовании трехмерных моделей и оптимизации; совершенствование технологии, обеспечивающее стабильное качество; внедрение электронных систем автоматического управления (САУ), обеспечивающих с наименьшими отклонениями, забросами стационарные и нестационарные режимы; внедрение эффективных систем диагностики для тестирования на "земле" и для "мониторинга" на борту.
К третьей группе следует отнести обязательное создание резерва по параметрам при проектировании, закладке нового двигателя для обеспечения высоких ресурсов и необходимой надежности — за счет запаса по тяге; за счет снижения наработки на взлете для двигателей магистральных самолетов; за счет взлетов на пониженных режимах (>80% взлетов с тягой 0,75ЯВЗЛ). Сюда
же можно отнести широкое использование учебных режимов для двигателей истребительной авиации — F18, F16. Эти же исследования показали, что сдерживающими факторами при реализации эксплуатации по техническому состоянию являются: дефекты комплектующих и агрегатов САУ; разрушения подшипников; повреждения элементов "горячей" части газовоздушного тракта, рабочих лопаток ТВД; дефекты вентилятора, компрессора из-за попаданий посторонних предметов в двигатель; ложные срабатывания электронных систем диагностики; износ газовоздушного тракта.