Strength computational and experimental analysis of turbojet fan case under the impact of a torn blade

Abstract


The paper considers the problem of holding a torn blade of a turbojet fan to ensure safety for passengers and crews. It is concerned with one of the main trends in designing fans satisfying this requirement. The experimental and computational analysis of strength for several fan case designs is given. A difference between the calculation results and experimental data for metals with different plasticity is presented. We outlined and described the well-known procedures of calculating metal armoured protection, specified its common disadvantage which is neglecting the material ultimate strain. We suggested the calculation procedure for the metal case which takes the material ultimate strain in account including the boundary value of the material ultimate strain dividing metals on rigid and flexible ones with the calculated formulas of the armoured wall. A good convergence is revealed between the calculation data based on the proposed correlations and the experimental results for Ti and Al alloys. We described the structural design, analyzed strength and the rate of impact absorption by a separated blade using a specially developed goffered hood (a cover) made of the high-strength cloth which can be installed on any fan case made of either metal or polymer composite materials (PCM) without principal changes in the structural configuration. The calculated advantages of using the developed goffered hood design in comparison with the conventional one have been shown. The efficiency has been estimated with respect to applying aluminum alloys as a production material for a fan case being an alternative to the titanium ones. Experimental equipment for testing full-size cases is proposed. The disadvantages of the testing equipment for model cases have been outlined. We analyzed the problem of PCM application for a load-carrying case which is cut by fan blades when one blade is torn away. The engineering estimation of using PCM in a fan case and the solutions aiming to increase the ballistic resistance of PCM cases have been presented.

Full Text

Введение В соответствии с международными нормами (FAR25, JAR-25) и нормами Российской Федерации АП-33 турбореактивные двигатели современных самолетов должны обеспечить безопасность пассажиров и экипажа самолета в случае обрыва лопаток вентилятора. Раз- рушение лопаток вентилятора может быть вызвано различными внутренними и внешними причинами, такими как многоцикловая усталость, дефекты в материале, повреждения от попадания в тракт двигателя посторонних предметов [1-3]. Разрушение лопатки и ее обрыв может приводить к различным опасным явлениям, таким как повреждение двигателя и да- же всего воздушного судна. Поэтому нормативные технические документы по авиацион- ным двигателям содержат требование обязательной локализации в корпусах двигателя фрагментов, образующихся при разрушении рабочих лопаток турбомашин [4-6]. Данная задача решается по трем направлениям: - создание баллистически стойкого корпуса вентилятора; - создание легкой конструкции лопатки; - создание легко разрушаемой или деформируемой конструкции лопатки. Данная работа является результатом части совместных исследований ОАО «Авиа- двигатель» и НПО «Искра» по созданию баллистически стойкого корпуса вентилятора. В работе приводится анализ эффективности применения алюминиевых и титановых спла- вов, методики расчета металлических и комбинированных корпусов вентиляторов, со- держащих тканевый бронепакет, являющийся универсальным элементом бронезащиты как с точки зрения обеспечения требуемой баллистической стойкости, массы конструк- ции, их вариаций, так и с точки зрения решения задачи стоимости. Зарубежные и отечественные публикации по данной теме посвящены в основном численным исследованиям на моделях с применением программных комплексов, поэтому представленные в работе экспериментальные результаты являются уникальными. 1. Анализ баллистической стойкости металлического корпуса Титановые и алюминиевые сплавы и в настоящее время широко применяются в авиации. Высокие удельные характеристики титановых сплавов общеизвестны, оценка их в качестве материалов бронезащиты приведена в работе [7]. Наибольшая эффективность алюминиевых сплавов в средствах индивидуальной бро- незащиты отмечена для сплавов с высокой твердостью, а значит, и прочностью [8]. При этом энергоемкий механизм удержания поражающего элемента (ПЭ) реализуется для стенки с высокой прочностью лицевого слоя и высокой вязкостью тыльного. Если вышеуказанный механизм можно реализовать в бронежилете для ПЭ типа пули стрелкового оружия или в бронетранспортере для осколка снаряда, то в корпусе вентиля- тора авиадвигателя (далее - корпус) с толщиной стенки от 5 до 20 мм и диаметром от 2 до 3 м этот механизм не реализуем. В этом случае повышение баллистической стойкости корпуса можно обеспечить либо применяемым материалом, либо конструкциями корпуса или лопатки. Наиболее простое решение по удержанию оторвавшихся лопаток заключается в уве- личении толщины стенки корпуса, при которой она не будет пробита хотя бы одной ло- паткой. Исследованиями установлено, что для различных вариантов применения метал- лических сплавов для бронезащиты требование по физико-механическим и технологиче- Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 88 ским характеристикам могут существенно различаться, но неизменным остается необхо- димость использования сплавов с возможно более высокой твердостью (а значит, и проч- ностью) при сохранении или повышении пластичности и запаса вязкости сплавов в усло- виях климатических температур [7, 8]. В нормах прочности [9] прочность материала яв- ляется определяющим параметром при выборе толщины стенки, обеспечивающей непробитие корпуса, определяемое по соотношению 2 в 0,64 , (0,5 ) m v L к е        (1) где m - масса оторвавшейся лопатки (или ее фрагмента); v - линейная скорость центра массы оторвавшейся лопатки (или ее фрагмента); L - периметр зоны среза оболочки кор- пуса, равный периметру соприкасающейся поверхности лопатки (фрагмента); σв - предел прочности материала корпуса при разрыве (растяжении); к, е - эмпирические коэффици- енты (для металлов к = 2,5, е = 0,7). В методиках расчета бронезащиты от пули стрелкового оружия [10] также использу- ется только одна из характеристик материала - прочность. Методики расчета стенок бро- некамер [11] включают в себя величины эмпирических коэффициентов для различных материалов, а характеристики материала, описывающие пластичность или вязкость, в яв- ном виде не учитываются. Попытка учета пластичности материала сделана в работе [12], согласно которой не- обходимая толщина стенки цилиндрического корпуса из пластичного металла (предел удлинения материала при растяжении не менее 6 %), обеспечивающая непробитие, опре- делится как 2 2 3 в в 0,15 m v , R L              (2) где R - радиус оболочки корпуса; в - предел удлинения материала оболочки при растя- жении. Остальные параметры соответствуют параметрам соотношения (1). Испытания плоских титановых стенок пулями стрелкового оружия [12] и лаборатор- ные испытания корпусов на пробитие лопаткой показали различие в механизмах проби- тия стенок из пластичного и менее пластичного материалов. Согласно [10] для менее пла- стичных материалов (титановый сплав ВТ6) реализована «модель пролома стенки», для пластичного материала (титановый сплав ОТ4-0) реализована «кратерная модель» с вы- пучиной на тыльной стороне стенки. В соотношениях (1) и (2) используется параметр L, зависящий от ширины перифе- рийной части лопатки, по которой происходит ее соприкосновение с оболочкой корпуса. Здесь предполагается, что при ударе контакт с корпусом происходит по всей ширине ло- патки. Результаты испытаний корпусов из сплавов ВТ6 и АК4-1 показали, что попереч- ные размеры пробитых отверстий меньше ширины лопаток и соизмеримы с размерами краевой зоны [13]: кр l  2,5 R , где R и δ - радиус и толщина цилиндрической оболочки. Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 89 То же отмечено на пулевых испытаниях плоских стенок из титановых сплавов ВТ6 и ОТ4-0 [12], для которых длина краевой зоны [14] lкр  0,65 E / s , где δ - толщина стенки; Е - модуль упругости материала стенки; σs - предел текучести материала стенки. Вышесказанное свидетельствует о том, что на испытаниях корпусов произошел кон- такт углом лопаток. Такой контакт вызвал откол и вылет с большой скоростью фрагмен- тов стенок корпусов. Такое явление можно характеризовать как низкую баллистическую эффективность корпусов из менее пластичных металлов, так как для пробития стенки требуется меньшая кинетическая энергия лопатки или ее фрагмента. Для пластичных ме- таллов контакт углом лопатки не критичен, так как при этом не образуется вылет мелких частей корпуса и разрушение стенки происходит по всей ширине лопатки. Согласно [15] изгибные напряжения в пластине при действии сосредоточенной силы не зависят от радиуса расчетного сечения (кроме зоны контакта), тогда потенциальная энергия деформированной зоны пластины от удара ПЭ (работа внешних сил) может быть записана в виде P = p·V, где 4 p     - удельная потенциальная энергия материала при изгибе [16]; σ - макси- мальное изгибное напряжение; ε - максимальная изгибная деформация; V - объем дефор- мированной зоны пластины. Пренебрегая величиной упругой составляющей потенциальной энергии деформиро- ванной зоны стенки (в запас прочности), расходуемой на затухающие колебания вырван- ной зоны стенки, в предельном состоянии можно принять, что кинетическая энергия ло- патки равна потенциальной энергии деформированной зоны: 2 . 2 W m v P    Тогда для цилиндрической оболочки корпуса с учетом того, что в предельном со- стоянии в в 1,3σ , 4 4 p     а объем деформированной зоны при ударе углом лопатки 2 кр V  l , необходимая толщина стенки цилиндрической оболочки из высокопрочного непластич- ного материала (предел удлинения материала при растяжении не более 6 %), обеспечи- вающая ее непробитие, определится как 2 в в 0,08m v . R       (3) В соотношениях (1), (2), как и в соотношении (3), динамичность процесса деформи- рования материала учтена увеличением в 1,3 раза его предела прочности. Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 90 В табл. 1 приведены результаты расчета толщин по соотношениям (1), (2) и (3) с ис- пользованием справочных физико-механических характеристик материалов, приведен- ных в табл. 2, и результаты экспериментов корпусов на пробитие лопатками и ее фраг- ментами для нескольких уровней кинетической энергии [12]. Таблица 1 Результаты расчета и экспериментов корпусов на пробитие Table 1 Calculation results and experimental data on ballistic resistance of fan cases Физико-механические характеристики Номер опыта 1 2 3 4 5 6* Поражающий элемент, конструктивные особенности Фрагмент цельной (монослойной) лопатки Цельная (монослойная) лопатка Пустотелая многослойная лопатка Периметр контакта L, мм 500 800 Кинетическая энергия ПЭ W, кДж 100 170 270 270 174 Материал корпуса ВТ6 ОТ4-0 ВТ6 ОТ4-0 АК4-1 Расчетная толщина стенки, мм Формула (1) 11,8 17,3 19,3 21,7 19,6 Формула (2) - 9,4 - 12,9 20,4 Формула (3) 17,0 - 28,0 - 35,5 Толщина стенки на опыте, мм 9,5 8,0 - 13,0 от 10,4 до 25,1 Состояние стенки на опыте Пробитие - Непроби- тие Пробитие в тонкой части Примечание: * испытание корпуса № 6 проведено на установке головной организации, кор- пуса № 5 и № 6 конструктивно идентичны. Таблица 2 Физико-механические характеристики материалов корпусов Table 2 Physical and mechanical properties of case materials Материал ВТ6 ОТ4-0 АК4-1 Модуль упругости Е, ГПа 110 110 70 Предел прочности σв, МПа 950 750 380 Предел текучести σs, МПа 850 550 280 Предел удлинения в 0,06 0,15 0,05 Из табл. 1 следует, что только на опыте № 4 корпус не был пробит, при этом расчет- ная толщина по соотношению (2) совпала с экспериментальной, а соотношение (1) суще- ственно завысило толщину непробития. Это испытание и испытания комбинированных корпусов, анализ которых приведен ниже, подтверждают правомерность учета предель- ной деформации материала. Высокая стоимость и дефицитность титановых сплавов требует поиска других мате- риалов, несколько уступающих по баллистической стойкости титановым сплавам. Одним из направлений, как и в проектировании бронежилетов, является применение алюминие- вых сплавов (самолет SuperJet). Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 91 Из соотношений (2) и (3) следует, что толщина стенки корпуса зависит от комплекс- ного показателя физико-механических характеристик материала, равного произведению его предела прочности и предельного удлинения. Для оценки эффективности применения алюминиевых сплавов в сравнении с титановыми в табл. 3 приведен комплексный пока- затель для ряда сплавов, согласно которому из представленных алюминиевых сплавов лучший показатель имеет сплав 01570, имеющий высокую ударную вязкость и успешно применяемый в ракетной технике для цилиндрических корпусов. При экспериментальном подтверждении эффективности сплава 01570 он может быть рекомендован в качестве ма- териала корпуса как альтернатива сплаву ОТ4-0. Для учета различия плотности металлов в табл. 3 приведен показатель, характери- зующий баллистическую и массовую эффективность материала в в ,       где ρ - плотность металла, кг/м3. Таблица 3 Комплексные показатели физико-механических характеристик материалов Table 3 Complex indices of materials physical and mechanical properties Материал Предел прочности σв, МПа Предел удлинения εв П = σв·εв, МПа в в       , м2/с2 АК4-1 380 0,05 19,0 7000 АМг6 320 0,11 35,2 13000 Д16, 1151 420 0,10 42,0 15600 В95-1 530 0,06 31,8 11800 01570 370 0,12 44,4 16400 ОТ4-0 750 0,15 112,5 24500 ВТ6 950 0,06 57,0 12400 ВТ23 1150 0,06 69,0 15000 Из табл. 3 следует, что для корпуса вентилятора по комплексным показателям титано- вый сплав ВТ23, применяемый в бронежилетах высокого класса, уступает сплаву ОТ4-0, а по показателю λ он уступает алюминиевым сплавам 01570, Д16 и 1151. Таким образом, расчеты и испытания показывают, что наилучшую баллистическую стойкость обеспечивают металлы, имеющие высокий комплексный показатель физико- механических характеристик материала, равный произведению его предела прочности и предельного удлинения, что и учитывают соотношения (2) и (3). При этом алюминиевые сплавы могут быть рассмотрены в качестве материалов корпуса наряду с титановыми сплавами. 2. Пластиковый вариант конструкции корпуса В ракетных и авиационных конструкциях широко применяются полимерные компо- зиционные материалы. Большое внимание в настоящее время уделяется применению уг- лепластиков как в корпусах вентиляторов, так и в лопатках [17-24]. Была предпринята попытка применить органопластик и в корпусе вентилятора [25]. Корпус был выполнен Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 92 цельным по длине и многослойным по толщине из чередующихся слоев органожгута и пакетов органоткани на эпоксидном связующем. Толщина стенки корпуса составила 34 мм, диаметр корпуса около 2000 мм. При ударе лопатки по корпусу происходит его деформация с овальным формоизмене- нием. Уменьшение размера (диаметра) его поперечного сечения (относительно направле- ния вылета лопатки) происходит до момента соприкосновения внутренней поверхности с периферийной частью неразрушенных лопаток. При этом происходит трение между кон- тактирующими деталями и резание материала корпуса кромками лопаток (эффект резания). На эксперименте лопатка легко пробила (за счет среза) органопластиковую оболочку, суммарная работа разрушения (прогиб оболочки плюс срез стенки) по расчету составила около 60 кДж (забегая вперед, отметим, что толщина стенки была соизмерима с толщи- ной гофрированного тканевого пакета, обеспечивавшего гашение 218 кДж кинетической энергии такой же лопатки). На этом опыте в поперечном сечении, относительно направления движения оторвав- шейся лопатки, в двух противоположных зонах стенка корпуса была вырезана на полови- ну толщины на дуге 75-80° оставшимися лопатками. Таким образом, расчет и экспери- мент выявил проблему, обусловленную «эффектом резания» полимерного композицион- ного материала лопатками. С учетом последнего в работе [12] предложена конструкция стенки углепластикового корпуса, в которой вышеуказанные недостатки будут сказы- ваться в меньшей степени. 3. Комбинированный вариант конструкции корпуса Металлы являются более стойкими материалами при резании, поэтому дальнейшие исследования проводились на комбинированных корпусах на основе металлической обо- лочки. Методика расчета конструкции металлического корпуса для однослойной стенки (монопластина) приведена выше. Баллистическая стойкость многослойных пластин как из одного металла, так и из различных металлов по результатам баллистических испыта- ний пулями стрелкового оружия оказалась ниже баллистической стойкости монопластин при равной поверхностной плотности [26], поэтому такой вариант структуры стенки кор- пуса не рассматривался и не применялся в проведенных исследованиях. Применение металлопластиковых конструкций корпусов на двигателях Д-36, Д436К, Д436Т Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс» описано в работе [27]. Недостатком таких конструкций является низкая баллистическая эффек- тивность пластиковой оболочки, обусловливающей в целом низкую баллистическую эф- фективность комбинированного корпуса. Другое наиболее приемлемое решение по удержанию оторвавшихся лопаток основа- но на применении нежестких пакетов ткани, установленных на корпусе вентилятора [28, 29]. На рис. 1 приведена конструкция комбинированного корпуса, в котором пакет 2 для удержания оторвавшихся лопаток выполнен в виде гофрированного пакета из слоев ткани волокнистого высокопрочного материала («сухая» ткань). Пакет 2 охватывает корпус 1 по наружной поверхности, закреплен кольцевым жгутом 3 между пористыми резиновыми кольцами 4. Для исключения резания пакета острой кромкой периферийной части лопат- ки 6 под пакетом установлены тонкие металлические лепестки 5, лепестки соединены Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 93 между собой заклепками и образуют защитную кольцевую оболочку. Тканевый пакет может быть выполнен традиционным способом - послойной плотной намоткой. Рис. 1. Конструкция гофрированного тканевого пакета, выполненная на металлическом корпусе Fig. 1. Scheme of the cloth goffered hood made on the metal case Эффективность работы не пропитанных связующим материалом высокопрочных во- локон поясняется в работе [10]. Исследованию поглощения энергии арамидных волокон посвящена работа [30]. Методика расчета комбинированного корпуса со средним диаметром металлической оболочки, равным 1940 мм, с традиционным пакетом (далее - тканевый пакет), выпол- ненным из ткани арт. 84127 [31], приведена ниже. Методика расчета комбинированного корпуса с гофрированным тканевым пакетом (далее - гофропакет) приведена в работе [12]. Эти методики отличает простота, они основаны на кинематике взаимодействия ци- линдрической стенки и внедряющейся в нее острой кромки лопатки. Расчеты тканевых пакетов численными методами трудоемки, требуют наличия вычис- лительных комплексов и программ, а также специальной подготовки конструкторов. Для кольцевой жгутовой намотки результаты расчетов численными методами приведены в ра- ботах [17, 32] и посвящены расчету конкретной конструкции корпуса. Поэтому это направ- ление находится на начальной стадии и является отдельным предметом исследований. Деформирование и разрушение металлической оболочки и тканевого пакета комби- нированного корпуса при ударе лопаткой можно разделить на три стадии: 1) формоизменение металлической оболочки и тканевого пакета до момента сопри- косновения металлической оболочки с торцевой (периферийной) поверхностью лопаток; 2) деформация металлической оболочки в зоне удара в пределах краевой зоны с обра- зованием кратерной пробоины (для пластичного металла) или пролома (для жесткого ме- талла); 3) разрушение тканевого пакета. Кинетическая энергия лопатки (или ее фрагмента) расходуется на работу разрушения металлической оболочки корпуса (А1), тканевого пакета (А2) и на работу деформирования лопатки (А3), т.е. W = А1 + А2 + А3. На первой стадии происходит прогиб металлической оболочки и тканевого пакета в радиальном направлении - вытягивание в плоскости оторвавшейся лопатки и сужение в перпендикулярной плоскости. Оболочка и пакет принимают овальную форму. Работа деформирования оболочки и пакета здесь незначительная, поэтому в дальнейшем она не учитывается. Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 94 Работа разрушения металлической оболочки корпуса А1 на второй стадии определя- ется ее толщиной, минимальная величина которой выбирается по результатам проектного анализа (масса, конструктивная жесткость, технологические возможности, материал и т.д.). Используя соотношения (1) и (2), соответственно для пластичного и жесткого ма- териалов, определяют долю кинетической энергии лопатки, расходуемой на работу раз- рушения металлической оболочки. На второй стадии тканевый пакет кинематически вытягивается одновременно с ме- таллической оболочкой, предполагается его деформация по всему периметру, так как скорость процесса (до 300 м/с) существенно ниже скорости прохождения ударной волны в органоволокне (10 км/с) [10]. С учетом последнего нижеприведенные расчеты выполне- ны при статических прочностных свойствах ткани. Ввиду сложности аналитических выражений, описывающих деформированную фор- му металлической оболочки, расчеты проведены для цилиндра при исходной величине радиуса его наружной поверхности Rнар = 972 мм. Погрешность расчета в этом случае не превышает 10 %. Расчетная схема для второй стадии деформирования корпуса приведена на рис. 2. Здесь участок АВ - путь лопатки до момента пробоя металлической оболочки, АС - крае- вая зона и соответствующий ей угол сектора 1, BD - прямолинейный участок пакета и соответствующий ему угол сектора 2. Рис. 2. Расчетная схема деформирования корпуса Fig. 2. Scheme of a case strain calculation Путь лопатки до момента пробоя металлической оболочки составляет 2  2 1 кр нар 1 нар 1 R  a  R sin  R (1 сos ) = 77,4 мм, где акр = lкр + 0,5Δl = 179,4 мм - длина образующей кратера (участок ВС); кр нар ср l  2,5 R  = 156 мм - длина краевой зоны оболочки; кр в l  2l   = 46,8 мм - вели- чина удлинения металлической оболочки в зоне соударения; δср = 4 мм - средняя толщи- на металлической оболочки в зоне лопатки; εв = 0,15 - предельная деформация растяже- ния материала металлической оболочки (сплав ОТ4-0); 1 = lкр/Rнар = 0,16 рад (9,2°) - угол сектора краевой зоны. Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 95 Периметр внутреннего слоя пакета в момент разрушения металлической оболочки L1  2R нар (  2 )  2aпак = 6141 мм, где нар 2 нар 1 arccos 22,2° R R R      - угол сектора прямолинейного участка пакета (см. рис. 2); пак нар 2 а  R tg  = 395,3 мм - длина прямолинейного участка пакета. Деформация внутреннего слоя пакета в момент разрушения металлической оболочки 1 0 пак в 0 L L 0,0066 (0,7%) 0,02 (2%), L         где L0 = 2π·Rнар = 6101 мм - начальный периметр внутреннего слоя пакета; εв = 0,02 (2 %) - предельная деформация растяжения органоволокна. Это значит, что при растяжении металлической оболочки растягивается и пакет тка- ни. Вследствие совместного деформирования оболочек ударное усилие в такой конструк- ции будет больше, чем в корпусе с гофропакетом. При непробитии стенки корпуса усилие рикошета также будет большим. Следует отметить, что технические условия на ткань [31] указывают ее предельную деформацию, равную 4 %, что в два раза выше предельной деформации растяжения орга- новолокна. Это вызвано искривлением основы ткани уточным плетением. При растяже- нии ткани вдоль основы требуется небольшое усилие для придания волокнам основы прямой линии, поэтому в расчете использована характеристика волокна, из которого из- готовлена ткань. Независимо от стадии ударного процесса работа деформирования слоя тканевого па- кета определяется выражением раз нар 2 тор , R R A   Q  dR где тор пак Q  2Q sin  - радиальное усилие торможения лопатки, создаваемое одним слоем ткани (см. рис. 2); пак Q  S  - растягивающее усилие тканевого слоя на ширине лопатки; S = Вh cos β = 117 мм2 - расчетная площадь поперечного сечения тканевого слоя; В = 470 мм - ширина лопатки; h = 0,27 мм - толщина тканевого слоя (арт. 84127); β = 23° - угол закрутки периферийного сечения лопатки относительно продольной оси корпуса; σ - растягивающее напряжение в тканевом слое; α - текущий угол наклона каса- тельной прямолинейного участка пакета; dR - элементарный путь (приращение радиуса), нар нар 2 1 sin 1 cos cos R d dR d R                  ; Rнар и Rраз - начальный и конечный радиусы деформирования пакета. О величине усилия разрыва тканевого слоя на ширине лопатки можно судить по ве- личине минимального предела прочности в при разрыве по основе тканевого органово- локна, равного 518 МПа. Это усилие равно Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 96 Qразр  S в = 60,6 кН. Для органоволокна сохраняется линейная зависимость изменения растягивающего напряжения от деформации вплоть до его разрушения. Тогда по закону Гука в в E ,        где Е - реализуемый модуль упругости органоволокна в ткани; ε - деформация ткани. При деформировании ткани по всему периметру пакета ее средняя деформация 0 0 L L tg , L         где   нар L  2R     tg - деформированный периметр пакета; L0 = 2π·Rнар - начальный периметр пакета. Тогда радиальное усилие торможения лопатки, создаваемое одним слоем ткани, при- мет вид в   тор в Q 2S sin tg .         (4) Работа деформирования тканевого слоя пакета определится выражением   3 в нар 2 2 в 0 2 tg tg , S R A d             где α3 - угол сектора прямолинейного участка пакета в момент его разрыва (при дефор- мации тканевого слоя εв= 0,02 и вышепринятых конструктивных параметрах α3 = 31,5°). На рис. 3 приведен график изменения усилия торможения тканевым слоем (соотно- шение (4)) от пути движения лопатки. нар 1 1 . cos R  R       Здесь же отмечен путь движения лопатки при характерных величинах угла α. Работа раз- рушения тканевого слоя пакета определена численным методом: А2нпр = 0,46 кДж - работа деформирования тканевого слоя пакета перед моментом разрыва металлической оболочки корпуса (непробитие стенки); А2нпр + А2пр = 3,59 кДж - работа деформирования тканевого слоя от начала его рас- тяжения и до разрушения (металлическая оболочка пробита). Для сравнения работы деформирования слоя тканевого пакета и слоя гофропакета ниже приведен вывод аналитического выражения усилия торможения слоем гофропакета также в предположении деформирования ткани по всему периметру пакета. Средняя де- формация ткани гофропакета   0гп нар гп 0гп нар нар tg , L L R d L R d R                  где   нар L  2R     tg - деформированный периметр гофропакета; L0гп = 2π(Rнар + d) - начальный периметр гофропакета; d - высота гофр (или, как вариант, диаметр поперечно- го сечения пористых резиновых колец (см. рис. 1). Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 97 Рис. 3. Графики изменения усилий торможения слоем тканевого пакета (I) и слоем гофропакета (II) от пути движения лопатки Fig. 3. Resistance forces of the cloth hood (I) and goffered hood layer (II) versus blade path Следует отметить, что вследствие бóльшей длины гофропакета, приходящейся на ширину лопатки, по сравнению с длиной тканевого пакета (это приводит к укладке бóльшего количества армирующего материала), расчетная площадь поперечного сечения слоя ткани гофропакета пак гп S B hcos d ( 2 ) t        = 142 мм2, где d = 20 мм - диаметр пористого резинового кольца; δпак = 9,45 мм - толщина пакета (для примера принято 35 слоев ткани); t = 60 мм - шаг установки пористых резиновых колец (см. рис. 1), 2 пак t  2 d  2  d ; пак пак arcsin d      = 19°. Тогда радиальное усилие торможения лопатки, создаваемое одним слоем ткани гоф- ропакета, примет вид 12,7 (9,2°) 77,4 (22,2°) 167,0 (31,5°) 245,0 (37,0°) 279,0 (39,0°) ΔR,мм (α, град) Qтор, кН 50 25 75 174,0 (32,0°) 91,8 60,2 31,8 15,3 0,5 0 А2пр = 3,13 кДж А2нпр = 0,46 кДж А2гп = 4,80 кДж 100,4 (25°) 24,4 214,4 (35,0°) 58,6 I II Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 98   гп в нар тор.гп в нар нар 2 sin tg . S R d Q R d R                   Работа деформирования тканевого слоя гофропакета определится выражением   5 4 2 гп в нар 2 2гп в нар нар 2 tg tg , S R d A d R d R                       где α4 и α5 - начальный и конечный углы сектора прямолинейного участка гофропакета (от начала деформирования и до разрыва). Тканевый пакет состоит из большого числа слоев ткани. В связи с разной длиной слоев и уровнем их натяжения возможно взаимное проскальзывание слоев при натяжении пакета. Последнее вызывает дополнительную работу деформирования слоя тканевого па- кета за счет трения. Величина этой работы не превышает погрешность вышеприведенных расчетов, поэтому в данной работе не рассматривается. На рис. 3 приведен график изменения усилия торможения слоем гофропакета от пути движения лопатки. Как и для тканевого пакета, работа деформирования слоя гофропакета А2гп = 4,8 кДж определена численным методом (вывод граничных величин параметра α, равных 32 и 39° для высоты гофр 20 мм, приведен в работе [12]). Из представленных рас- четов видно, что работа деформирования слоя гофропакета выше работы деформирова- ния слоя тканевого пакета. Следует отметить, что при традиционной (плотной) намотке пакета есть вероятность его среза кромкой разорванной стенки металлической оболочки вследствие того, что в момент разрыва металлической оболочки пакет находится в растянутом состоянии и плотно прижат к ней. Кроме того, начальное натяжение пакета при намотке снижает его баллистическую стойкость в конструкции. В табл. 4 представлены результаты испытаний комбинированных корпусов, на кото- рых металлические стенки были пробиты, а тканевые пакеты обеспечили удержание фрагментов корпусов и оторвавшихся лопаток. Испытание корпуса № 1 было проведено с целью оценки защитной способности тканевого пакета. На рабочем колесе были уста- новлены две диаметрально противоположные лопатки, которые подрывались ДУЗами од- новременно. Первая лопатка острой кромкой разрубила все слои пакета, вторая лопатка изогнулась при ударе о металлическую оболочку и зоной изгиба пробила половину слоев пакета (для опыта № 1 в табл. 4 показаны два значения пробитых слоев пакета). Опыт показал необходимость защиты тканевого пакета от резания острой кромкой лопатки, что и было реализовано на опытах № 2 и 3 установкой лепестков защиты (см. рис. 1, эле- мент 5). Корпуса на опытах № 2 и 3 были выполнены из сплавов различной прочности и пла- стичности. Корпус № 3 подтвердил требуемую баллистическую стойкость при меньшей на 13 кг массе относительно массы корпуса № 2 как за счет массы металлической оболоч- ки, так и за счет массы тканевого пакета. Данные по испытанию № 4 (в табл. 1 это испытание представлено как опыт № 6) приведены как справочные и являются результатом поиска усиления алюминиевого вари- анта корпуса по результатам неудовлетворительных испытаний такого же корпуса (см. табл. 1, опыт № 5). Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 99 4. Об испытаниях корпусов вентилятора Испытания полногабаритных корпусов на пробитие лопаткой проводились на специ- альной установке, имитирующей штатную конструкцию передней части двигателя. При этом установка была усилена фланцами и содержала слабое звено роторной группы для обеспечения сохранности испытательного стенда. Схема установки приведена на рис. 4. В связи с ограничением по мощности привода (электродвигатель) рабочее колесо венти- лятора содержало два сектора по четыре целых лопатки, расположенных в диаметрально противоположных зонах, остальные лопатки из состава их полного набора были укороче- ны по длине. Перед испытанием рабочее колесо вентилятора проходило балансировку. Рис. 4. Схема установки для испытаний корпуса вентилятора: 1 - корпус вентилятора; 2 - рабочее колесо вентилятора; 3 - корпус спрямляющего аппарата; 4 - разделительный корпус; 5 - элементы рамы установки; 6 - электропривод Fig. 4. Scheme of the test unit for the fan case: 1 - fan case; 2 - fan impeller; 3 - case of directing blades; 4 - dividing case; 5 - unit frame elements; 6 - electric driver В корневом сечении одной из целых лопаток устанавливался детонирующий заряд, который приводился в действие подачей сигнала после набора требуемой скорости вра- щения рабочего колеса. На ряде испытаний проводилась скоростная видеосъемка. Экспериментальная проверка баллистической стойкости корпусов является дорого- стоящим мероприятием. Наибольшие затраты имеют место при испытаниях полногаба- ритных корпусов. Однако именно эти испытания дают ответы на все вопросы проекти- рования. Так, попытка проведения менее затратных испытаний на пробитие малогаба- ритных корпусов выявила ряд проблем использования результатов испытаний, которые 1 2 3 4 5 6 Kurteyev V.А., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A. et al. / PNRPU Mechanics Bulletin 1 (2017) 85-103 100 были предварительно оценены численными методами. Испытания металлических коль- цевых образцов [22, 23] не позволили разработать рекомендации по выбору проектных параметров монослойной структуры стенок корпусов, представленных в табл. 1 и 4. Эти параметры были получены по соотношениям, представленным в данной работе. Это объясняется неточностью моделирования эксперимента (например, неучет краевого эф- фекта). Еще большие проблемы возникают при применении полимерных композицион- ных материалов. Так, например, эффект резания пластика корпуса неразрушенными ло- патками [12] не может быть получен на моделях, диаметр которых в 2-3 раза меньше натурного корпуса. Таблица 4 Результаты расчета и экспериментов комбинированных корпусов на пробитие Table 4 Calculation results and experimental data on ballistic resistance of the combined fan cases Физико-механические характеристики Номер опыта 1 2 3 4 Поражающий элемент, конструктивные особенности Цельная (монослойная) лопатка Пустотелая многослойная лопатка Периметр контакта L, мм 500 800 Кинетическая энергия ПЭ W, кДж 270 174 Материал металлической стенки ВТ6 ВТ6 ОТ4-0 АК4-1 Толщина металлической стенки на опыте, мм 3,0 9,5 от 4,0 до 10,0 от 10,4 до 25,1 Толщина защитных лепестков, мм - 1,0 (сталь) 2 слоя 2,0 (титан) 2 слоя - Тканевый пакет Число слоев 255 112 85 30 Высота гофр, мм 0 20,0 20,0 0 Работа разрушения по расчету, кДж Металл 5 53 148 от 71 до 130 Ткань 220 368 241 183 108 Состояние металлической стенки на опыте Пробитие Пробитие в тонкой части Число пробитых слоев пакета 255 130 90 55 10 Выводы На основании проведенных исследований можно сделать следующие выводы. 1. Предложены методики расчета металлической стенки корпуса вентилятора на про- битие оторвавшейся лопаткой с учетом прочности и предельной деформации материала стенки. 2. Проведен сравнительный анализ эффективности применения алюминиевых и ти- тановых сплавов в качестве материалов корпуса вентилятора. 3. Предложены методики расчета комбинированных корпусов вентиляторов, содер- жащих традиционный и гофрированный тканевые бронепакеты. 4. Предложенные методики позволили разработать конструктивные варианты корпу- сов вентиляторов минимальной массы, баллистическая стойкость которых подтверждена Куртеев В.А., Бурдюгов С.И., Иноземцев А.А. и др. / Вестник ПНИПУ. Механика 1 (2017) 85-103 101 экспериментально и которые обеспечивают локализацию в корпусах двигателя фрагмен- тов, образующихся при разрушении рабочих лопаток. 5. Проведенные исследования выявили проблемы применения полимерных компози- ционных материалов, используемых в качестве материалов корпуса вентилятора.

About the authors

V A Kurteyev

Research and Production Association “ISKRA”

S I Burdyugov

Research and Production Association “ISKRA”

A A Inozemtsev

Aviadvigatel

V I Lomaev

Mashinostroitel

B G Mozerov

Research and Production Association “ISKRA”

M I Sokolovskiy

Research and Production Association “ISKRA”

V B Shatrov

Research and Production Association “ISKRA”

References

  1. Акимов В.М. Основы надежности газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1981.
  2. Биргер И.А., Балашов Б.Ф., Дульнев Р.А. Конструкционная прочность материалов и деталей ГТД. - М.: Машиностроение, 1981.
  3. Петухов А.Н. Сопротивление усталости деталей ГТД. - М.: Машиностроение,1993.
  4. Federal Aviation Administration. Airworthiness Standards: Aircraft Engine Standards for Engine Life-Limited Parts. 14 CFR. Part 33.70 Amdt. 33-22. 72 FR 50860, 2007.
  5. European Aviation Safety Agency. Centification Specifications for Engines. CS-E.
  6. Нормы прочности авиационных газотурбинных двигателей гражданской авиации / под ред. Ю.А. Ножницкого. - 6-е изд. / Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова. - М., 2004.
  7. Оценка свойств высоколегированных титановых сплавов, закаленных на b-структуру, в качестве материалов для броневой защиты / А.Л. Гавзе, Е.И. Степанов, С.Ю. Чусов, В.П. Яньков // Вопросы оборонной техники. - 2011. - Сер. 15. - Вып. 1 (160), 2 (161). - С. 30-34.
  8. Перспективы применения в средствах индивидуальной бронезащиты высокопрочных алюминиевых сплавов / Д.Г. Купрюнин, Э.Н. Петрова, С.Ю. Чусов, В.П. Яньков // Вопросы оборонной техники. - 2013. - Сер. 15. - Вып. 3(170)-4(171). С. 51-55.
  9. Нормы прочности авиационных двигателей. - 6-е изд. / Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова. - М., 2005.
  10. Материалы и защитные структуры для локального и индивидуального бронирования / В.А. Григорян [и др.]. - М.: РадиоСофт, 2008.
  11. Ефимов М.Г. Курс артиллерийских снарядов. - М.: Оборонгиз, 1939.
  12. Оценка защитной способности корпуса вентилятора турбореактивного двигателя / В.А. Куртеев, Б.Г. Мозеров, М.И. Соколовский, А.А. Иноземцев // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2015. - № 40. - С. 22-43.
  13. Лизин В.Т., Пяткин В.А. Проектирование тонкостенных конструкций. - М.: Машиностроение, 1994.
  14. Металлические конструкции: в 3 т. Т. 2. Стальные конструкции зданий и сооружений: справ. проектировщика. - М.: АСВ, 1998.
  15. Биргер И.А.,. Шорр Е.Ф., Иосилевич Г.Б. Расчет на прочность деталей машин: справочник. - М.: Машиностроение, 1993.
  16. Беляев Н.М. Сопротивление материалов. - М., 1962.
  17. Крундаева А.Н. Разработка облегченной конструкции корпуса вентилятора авиационного двигателя // Вестник УГАТУ. Авиационная и ракетно-космическая техника. - 2013. - Т. 17, № 1(54). - С. 27-32.
  18. Туренко А.Н., Ужва А.В., Сергиенко А.В. Результаты исследований поглощения энергии при ударе изделиями из композитных материалов // Вестник ХНАДУ. - 2013. - Вып. 60. - С. 90-94.
  19. Семейство ТРДД Trent. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиадвигателей / Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова. - М., 2004.
  20. Каримбаев Т.Д., Луппов А.А. Исследование кинематики взаимодействия оборвавшейся лопатки вентилятора с деталями и узлами тракта ГТД методом конечных элементов в пакете LS-DYNA // Новые технологические процессы и надежность ГТД. - 2008. - Вып. 8. - С. 85-96.
  21. Численное моделирование обрыва лопатки вентилятора / Ю.Н. Шмотин, А.А. Рябов, Д.В. Габов, С.С. Куканов // Авиационно-космическая техника и технология. - 2005. - № 9 (25). - С. 63-67.
  22. Гладкий И.Л. Исследование последовательности обрыва лопаток ГТД методом конечных элементов // Вестник Перм. гос. техн. ун-та. Динамика и прочность машин. - 2003. - № 4. - С. 125-130.
  23. Гладкий И.Л., Березин Р.И. Экспериментальное исследование стойкости к ударному воздействию материалов, применяющихся в корпусах вентиляторов газотурбинных двигателей // Изв. Самар. науч. центра РАН. - 2012. - Т. 14, № 4-5. - С. 1359-1362.
  24. Бузюркин А.Е., Гладкий И.Л., Краус Е.И. Численное моделирование аварийного обрыва лопатки вентилятора газотурбинного двигателя // Обработка металлов. - 2014. - Вып. 4 (65). - С. 52-60.
  25. Пат. РФ № 2293885 от 20.02.2007 г.
  26. Куртеев В.А. Баллистическая стойкость многослойных пластин бронезащиты // Вопросы оборонной техники. - 2016. - Сер. 15. - Вып. 3 (182)-4 (183). - С. 87-93.
  27. Пейчев Г.И., Николаевский С.В., Вигант Ю.В. ЗМКБ «Прогресс»: композиты в авиадвигателях семейства Д36 // Технологические системы. - 2000. - № 2. - С. 15-21.
  28. Пат. США № 6814541 от 07.10.2002 г.
  29. Пат. РФ № 2433281 от 10.11.2011 г.
  30. Поглощение энергии арамидным волокном. Полимерные композиционные материалы. Прочность и технология / С.Л. Баженов, А.А. Бердин, А.А. Кульков, В.Г. Ошмян. - Долгопрудный: Интеллект, 2010. - С. 104-121.
  31. Ткань техническая для производства средств индивидуальной бронезащиты. Технические условия. ТУ8378-020-00320992-2004.
  32. Крундаева А.Н., Шмотин Ю.Н. Разработка конструкции комбинированного корпуса и расчет его динамической прочности в случае обрыва лопатки ротора // Электронный журнал «Труды МАИ». - Вып. 73.

Statistics

Views

Abstract - 97

PDF (Russian) - 34

Cited-By


PlumX


Copyright (c) 2017 Kurteyev V.A., Burdyugov S.I., Inozemtsev A.A., Lomaev V.I., Mozerov B.G., Sokolovskiy M.I., Shatrov V.B.

Creative Commons License
This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial 4.0 International License.

This website uses cookies

You consent to our cookies if you continue to use our website.

About Cookies