Аэрокосмическая техника высокие технологии и инновации – 2015

деформацию колец подмотки. Замеры диаметров узлов стыка, изготовленных на деформированных кольцах, показали соответствие их требованиям конструкторской документации, что объясняется термическим расширением колец подмотки при полимеризации.

Учет термического расширения колец подмотки при изготовлении крупногабаритных корпусов РДТТ позволил увеличить допуски по диаметрам и тем самым продлить срок службы имеющихся колец подмотки (поковка из стали 20 II гр. НВ111179 ГОСТ 8479–70) для обеспечения планового перехода на сталь 5ХНМ с более высоким пределом упругости, что позволило исключить пластические деформации.

371

УДК 621.452

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ СОВРЕМЕННОГО АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В УСЛОВИЯХ НИЗКИХ ЧИСЕЛ РЕЙНОЛЬДСА

В.Т. Хайрулин, А.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов

ОАО «Авиадвигатель», Пермь, Россия e-mail: khairulin@avid.ru

Проведен анализ и обработка данных, полученных по результатам экспериментального исследования шестиступенчатой турбины низкого давления (ТНД) современного авиационного двигателя в условиях низких чисел Рейнольдса (менее 430 000). Экспериментальное исследование проводилось на турбинном стенде в диапазоне чисел Рейнольдса от 423 000 до 88 000 на крейсерском режиме работы при уровне турбулентности на входе от 5 до 18 %.

Исследование показало, что:

–при уменьшении числа Рейнольдса с 423 000 до 150 000 относительная эффективность ТНД остается практически неизменной;

–при уменьшении числа Рейнольдса со 150 000 до 108 000 относительная эффективность ТНД незначительно падает;

–при уменьшении числа Рейнольдса со 108 000 до 88 000 относительная эффективность ТНД снижается в среднем на 0,5 % относительно условий работы при высоких числах Рейнольдса, однако остается в пределах заданных в ТУ.

Для анализа влияния входной турбулентности были проведены испытания с турбулизирующими сетками, обеспечивающими уровень входной турбулентности 5, 9 и 18 %. Исследования показали, что высокая входная турбулентность практически не оказывает влияния на эффективность ТНД.

372

Для идентификации расчетных моделей выполнен численный анализ в стационарной и нестационарной постановках с помощью трехмерной методики расчета, реализованной в пакете Ansys CFX и основанной на решении нестационарной системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса методом конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования. Для анализа использовалась высокодетализированная модель ТНД с присоединенными полостями и переходным каналом, состоящая из 577 млн конечных элементов. В качестве граничных условий (радиальные эпюры полной температуры и давления) использовались экспериментальные данные, полученные по результатам замеров параметров газа в тракте и присоединенных полостях ТНД во время проведения испытаний. За основу выбрана SST модели турбулентности.

Полученные расчетные данные имеет хорошее совпадение с экспериментальными данными. Расхождения расчета и эксперимента как локально, так и интегрально незначительны (локальные отклонения не более 5 %, интегральные не более 3 %).

Библиографический список

1.An investigation of Reynolds lapse rate for highly loaded low pressure turbine airfoils with forward and aft loading / Lyall M.E., King P.I. [et al.] // GT2011-46328. ASME turbo expo 2011.

2.Grover E.A., Praisner T.J., Toward the expansion of low pressure turbine airfoils design space // GT2008-50898. ASME turbo expo 2008.

3.Influence of Free-Stream Turbulence and Blade Pressure Gradient on Boundary Layer and Loss Behaviour of Turbine Cascades / H. Hoheisel, R. Kiock, H.J. Lichtfuss, L. Fottner // ASME J. Turbomachinery. – April 1987. – Vol. 109. – P. 210–219.

4.Designing Low-Pressure Turbine Blades with Integrated

Flow Control / J.P. Bons, L.C. Hansen, J.P. Clark, P.J. Koch, R. Sondergaard // ASME Paper No. GT2005-68962. – 2005.

373

5.Dahnert J., Lyko C., Peitsch D. Transitoin mechanisms in laminar separated flow under simulated low pressure turbine aerofoil conditions. GT2011-45690. ASME turbo expo 2011.

6.John D. Coull, Howard P. Hodson. Blade loading and its application in the mean-line design of low pressure turbines. GT2011-45238. ASME turbo expo 2011.

7.Montis M., Niehuis R., Fiala A. Aerodyna-mic measurements on low pressure turbine cascade with different level of distributed roughness. GT2011-45015. ASME turbo expo 2011.

8.Lorenz M., Schulz A., Bauer H.-J. Experimental study of surface roughness effects on a turbine airfoil in a linear cascade – part II: aerodynamic losses. GT2010-23801. ASME turbo expo 2010.

T.C. Corke [et al.]. GT2010-23591. ASME turbo expo 2010.

10. A cfd study of low Reynolds number flow in high lift cascades / R. Pacciani, M. Marcomcini, A. Arnone, F. Bertini. GT2010-23300. ASME turbo expo 2010.

374

УДК 539.42

ИССЛЕДОВАНИЕ СТАДИЙНОСТИ РАЗРУШЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ТИТАНОВЫХ СПЛАВОВ В РЕЖИМЕ МНОГО- И ГИГАЦИКЛОВОЙ УСТАЛОСТИ ПО ДАННЫМ МОРФОЛОГИИ ПОВЕРХНОСТИ РАЗРУШЕНИЯ

М.В. Банников, В.А. Оборин, О.Б. Наймарк

Институт механики сплошных сред УрО РАН, Пермь, Россия e-mail: mbannikov@icmm.ru

Закономерности разрушения перспективных материалов авиационного моторостроения (технический титан марки Grade-4 и титановый сплав ВТ-6) исследуются в условиях много- и гигацикловой усталости. Образцы из титана марки Grade-4 исследовались в трех состояниях: в исходном и двух субмикрокристаллических, полученных методом равноканального углового прессования в различных условиях. Проведен качественный и количественный анализ морфологии поверхности, определены масштабно-инвариантные закономерности инициирования и роста трещины. Обнаружены две характерные зоны, качественно отличающиеся друг от друга шероховатостью и значением показателя Херста. Установлено, что зона вокруг очага разрушения связана с накоплением микроповреждений, которые образуют усталостную трещину, а зона 2 – это след ее роста по закону Пэриса.

Ключевые слова: разрушение, скейлинг, гигацикловая усталость, морфология поверхности, фрактальный анализ, закон Пэриса.

Проблема оценки ресурса ответственных машиностроительных конструкций, в частности авиационного моторостроения, поставила ряд качественно новых задач фундаментального характера по оценке надежности современных материалов для значений, превышающих 109–1010 циклов нагружения, в области так называемой гигацикловой усталости [1]. Это связано с тем,

375

что усталостный ресурс многих ответственных конструкций, работающих в режиме циклических нагрузок, превышает многоцикловый диапазон. В свою очередь гигацикловая область усталости, соответствующая числу циклов до разрушения N ≈ 109, имеет ряд особенностей, для которых характерны качественные изменения как условий зарождения трещин, так и их распространения. При прохождении этого рубежа происходит смена механизмов зарождения и развития усталостных трещин.

Исследовались образцы из сплава титана ВТ-6 (Ti6Al4V) и технически чистого титана марки Grade-4 в различных состояниях микроструктуры [2]. По данным электронной микроскопии обнаружено, что размер зерна в исходном состоянии составляет 25 мкм, в состоянии УМЗ-1 зерна размером 150–200 нм имеют равноосную форму как в поперечном, так и в продольном сечении. В УМЗ-2 со средним размером зерна 200 нм в продольном сечении прутка наблюдается развитая металлографическая текстура, которая характеризуется удлиненными зернами с дислокационной субструктурой в результате прокатки после РКУП.

Из прутков исследуемых материалов вырезались образцы в виде песочных часов с определенными размерами для каждого материала (рис. 1). Данные размеры, зависящие от упругих модулей и плотности материала, определялись по аналитическим формулам [3], обеспечивающим условия стоячей волны и резонанса испытательной системы.

Рис. 1. Геометрия образцов. Размеры L1, L2, R1, R2 подбираются для выполнения условия резонанса по формулам, описанным в [3]

376

Испытания на усталость проводились на испытательной машине резонансного типа (Shimadzu USF-2000) с коэффициентом асимметрии цикла R = –1. Принцип работы основан на том, что система машина – образец находится в резонансных колебаниях с частотой 20 кГц [3]. Изменение собственной частоты на 0,5 кГц соответствует появлению усталостной трещины, что приводит к остановке машины.

Результаты испытаний изображены на сводном графике (рис. 2) в сопоставлении с литературными данными из работы [3] для сплава Ti6Al4V. Усталостное разрушение сплава ВТ-6 на базе испытаний 109 циклов произошло при амплитуде напряжения 495 МПа. Разрушения Ti Grade-4 на базе 109 циклов нагружения произошли при амплитудах напряжений 275 МПа для исходного состояния и 375 МПа и 340 МПа для состояний УМЗ- 1 и УМЗ-2 соответственно.

Рис. 2. Результаты испытаний на гигацикловую усталость: 1 – данные по усталостной долговечности для сплава Ti6Al4V; 2 – сплав ВТ-6; 3 – Ti Grade-4 в исходном состоянии; 4 – Ti Grade-4 в ультрамелкозернистом состоянии УМЗ-1; 5 – Ti Grade-4 в ультрамелкозернистом состоянии УМЗ-2

Прослеживается влияние микроструктуры материала на его усталостные характеристики в режиме гигацикловой усталости. В исходном состоянии структуры с крупным размером зерна титан уступает по усталостной прочности субмикрокристаллической модификации. Прослеживается небольшая разница в ус-

377

талостных свойствах двух субмикрокристаллических состояниях: Ti Grade-4 УМЗ-1 с равновесными границами зерен проявляет более высокие усталостные свойства по сравнению с состоянием УМЗ-2, где состояние границ зерен менее однородно.

Для установления механизмов разрушения в режиме гигацикловой усталости поверхности разрушения всех образцов исследовались с применением оптической микроскопии и профилометрии [2, 4–6]. В образцах из титана и его сплавов, разрушенных изнутри с характерным видом излома fish-eye, обнаружены характерные области вокруг очага инициирования трещины диаметром ~80 мкм для чистого титана марки Grade-4 и 300 мкм для сплава ВТ-6, которые обладают высокой шероховатостью. Остальная область, охватывающая большую часть поверхности разрушения, является более гладкой, чем первая. В результате анализа масштабно-инвариантных закономерностей было установлено, что зона вокруг очага разрушения связана с накоплением микроповреждений и формированием усталостной трещины. По мере циклического нагружения дефекты накапливаются и образуют усталостную трещину критического размера, начиная с которого ее рост подчиняется закону Пэриса, о чем свидетельствует изменение шероховатости поверхности и, как следствие, изменение значения показателя Херста [2].

Работа выполнена при финансовой поддержке Российского научного фонда, проект № 14-19-01173.

Библиографический список

1.Ботвина Л.Р. Разрушение: кинетика, механизмы, общие закономерности. – М.: Наука, 2008. – 334 с.

2.Банников М.В., Оборин В.А. Наймарк О.Б. Исследование стадийности разрушения титановых сплавов в режиме много-

игигацикловой усталости на основе морфологии поверхности разрушения // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Механика. – 2015. – № 3.

378

3.Bathias C., Paris P.C. Gigacycle Fatigue in Mechanical Practice // Marcel Dekker Publisher Co. – 2005. – 328 p.

4.Баренблатт Г.И. Подобие, автомодельность, промежуточная асимптотика. – Л.: Гидрометеоиздат, 1982. – 255 c.

5.Bouchaud E. Scaling properties of cracks // J. Phys.: Condens. Matter. – 1997. – № 9. – Р. 4319–4344.

6.Масштабная инвариантность роста усталостной трещины при гигацикловом режиме нагружения / В.А. Оборин, М.В. Банников, О.Б. Наймарк, T. Palin-Luc // Письма в журнал технической физики. – 2010. – Т. 36, № 22. – С. 76–82.

379

УДК 534.833.532

ИЗВЛЕЧЕНИЕ ИМПЕДАНСА ЗВУКОПОГЛОЩАЮЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ В СИСТЕМЕ COMSOL MULTIPHYSICS

Е.С. Федотов

Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия

e-mail: tesla.prog@rambler.ru

Разработана методика извлечения импеданса звукопоглощающих конструкций (ЗПК) в пакете конечно-элементного анализа COMSOL MULTIPHYSICS. Для отработки методики использовались результаты испытаний образца ЗПК из керамических трубок в установке «Канал с потоком». Полученные результаты имеют хорошее согласование с рядом программ, разработанных ранее специально для решения данной задачи.

Ключевые слова: авиационный двигатель, звукопоглощающая конструкция, импеданс, канал с потоком, метод конечных элементов.

Внастоящее время одним из важнейших критериев для перспективных самолетов является малошумность. Допустимые уровни шума регламентирует организация ИКАО, которая задает все более жесткие рамки. Определяющим фактором является шум авиационного двигателя, в частности вентилятора. Для снижения шума используются различные звукопоглощающие конструкции (ЗПК) в качестве облицовки каналов двигателей. Наиболее распространенными на сегодняшний день являются ЗПК резонансного типа, которые могут быть как однослойными, так и состоящими из нескольких слоев.

Всвязи с этим возникает задача расчета и проектирования эффективного варианта звукопоглощающих конструкций. Для

еерешения может использоваться численное моделирование [1, 2], а также экспериментальные исследования [3, 4]. Один из

380