Апробація результатів досліджень проводилися на IV Міжнародному конгресі двигунобудівників (Харків-Рибаче, вересень 1999 р.), Першій міжнародній науково-технічна конференції "АВІА_99" (Київ, КМУЦА, жовтень 1999 р.), V Міжнародному конгресі двигунобудівників (Рибаче, вересень 2000 р.), Другій міжнародній науково-технічній конференції "АВІА_2000" (Київ, НАУ, жовтень 2000 р.).

Публікації. За темою дисертації опубліковано 5 наукових статей.

Структура й обсяг роботи. Дисертаційна робота складається з передмови, трьох розділів, висновків, списку використаних джерел і 2 додатків. Обсяг роботи складає 204 сторінки, включаючи 58 рисунків, 6 таблиць, список використаних джерел з 124 найменувань на 14 сторінках, 2 додатків на 10 сторінках.

Зміст дисертаційної роботи

У передмові показане значення розв'язуваної у дисертаційній роботі проблеми, обґрунтована актуальність роботи, визначені основні положення, які складають наукову новизну і практичну значимість роботи.

У першому розділі, "Вплив умов експлуатації на технічний стан авіаційних ГТД", виконано аналіз досвіду експлуатації авіаційної техніки в гірсько-пустельних регіонах Сирії. Розглянуто основні фактори природно-кліматичних умов Сирії та їх специфічний вплив на організацію і проведення технічної експлуатації авіаційної техніки, вплив на технічний стан авіаційної техніки, зокрема, авіаційні ГТД, методи експлуатації і ремонту літальних апаратів. Показано ступінь і специфіку цього впливу в гірських і пустельних районах Сирії в різні періоди року. Викладено основні рекомендації з ефективного використання авіаційної техніки з метою забезпечення безпеки польотів у гірсько-пустельній місцевості, надійності, попередженню передчасного виходу з ладу авіаційної техніки. Розглянуто основні методи і засоби оцінки технічного стану авіаційних двигунів у цивільній авіації Сирії.

За результатами аналізу основних експлуатаційних факторів, які впливають на технічний стан авіаційних ГТД, з урахуванням специфічних умов Сирії, було виявлено, що основний вплив на технічний стан двигунів спричиняє підвищена запиленість у районах виконання польотів, часте попадання сторонніх предметів у проточну частину двигунів, підвищена корозія і ерозія елементів проточної частини в результаті впливу солей і пилу, присутніх в атмосфері, які попадають у двигуни разом з повітрям (рис.1).

Усе це приводить до більш інтенсивного вироблення ресурсу ГТД в умовах Сирії і погіршенню їх техніко-економічних характеристик, які пояснюються зміною коефіцієнтів втрат основних конструктивних елементів, що характеризує ТС проточної частини двигуна. Причинами зміни коефіцієнтів втрат є механічні і теплові впливи на вузли і деталі, що приводить до зміни геометричних характеристик елементів проточної частини двигуна. Це у свою чергу викликає посилення нерівномірності потоку у вхідному пристрої, компресорі, камері згоряння, турбіні і ще більш збільшує вплив негативних факторів на роботу двигуна внаслідок перерозподілу температурних, швидкісних полів робочого тіла і полів тисків. Посилення нерівномірності потоків приводить до перегріву двигуна, виникненню зривних і коливальних режимів роботи, підвищенню вібрації.

Потрапляння пилу і особливо солей у паливну систему двигуна впливає на якість сумішоутворення і процес горіння. Погіршення сумішоутворення в камерах згоряння відбувається внаслідок нагароутворення в паливних форсунках, їхнього засмічення, розрегулювання паливнорегулюючої апаратури. Ці дефекти знижують повноту згоряння палива, що призводить до збільшення питомих і часових витрат палива при незмінному режимі роботи двигуна.

Все це веде до того, що при експлуатації АТ у гірсько-пустельній місцевості, характерної для Сирії, відбувається наступне.

1. Через зниження корисного навантаження зростає потрібний наряд ПС для виконання типових задач. Це приводить до підвищеної витрати льотного ресурсу, а також до збільшення трудовитрат інженерно-технічного складу на технічну експлуатацію ПС.

2. Через підвищений передчасний вихід з ладу авіаційних двигунів для виконання заданого нальоту значно зростає витрата двигунів (у 1,5…2,2 рази). Це також супроводжується збільшенням обсягу робіт інженерно-технічного складу, пов'язаного з їх заміною і витратами на їхнє придбання.

3. Інженерно-авіаційна служба повинна проводити додаткові заходи, спрямовані: на скорочення часу роботи двигунів в умовах підвищеної запиленості; на попередження (зниження) потрапляння пилу і піску в проточну частину при стоянці ПС на землі, у тому числі при виконанні демонтажно-монтажних робіт на пристроях і системах; на ретельне проведення інженерно-штурманських розрахунків з метою оцінки раціональної заправки і завантаження ПС; на навчання льотних екіпажів грамотному використанню режимів польоту з метою ощадливої витрати ресурсу двигунів (особливо їх підвищених режимів), а також скорочення часу роботи двигунів на землі.

У другому розділі, "Математичне моделювання несправностей проточної частини авіаційного ГТД", розроблена універсальна нелінійна математична модель термогазодинамічного процесу авіаційного ГТД. Моделювання змінних характеристик компресорів і турбін здійснюється шляхом поелементного термогазодинамічного розрахунку на середньому радіусі лопаткових машин при відповідних ушкодженнях елементів проточної частини, що найбільш часто зустрічаються в експлуатації (рис.2).

Класифікація станів ГТД ускладнена через необхідність обробки значного обсягу апріорної інформації, що, у свою чергу, викликає тривалу підконтрольну експлуатацію двигунів. Крім того, внаслідок значного взаємного впливу параметрів ГТД складно виявити і проконтролювати суттєві ознаки станів, за якими можна робити розбивку цих станів на класи. Часто практично неможливо встановити границі між різними класами станів, тому що вони можуть характеризуватися одними й тими ж ознаками. У процесі оцінки ТС ГТД не завжди можливо об'єктивно перелічити ознаки, які характеризують конкретний стан двигуна, неможливо мати апріорну інформацію про випадкові стани.

Тому, незважаючи на те, що розроблена модель проточної частини авіаційного ГТД дозволяє розраховувати, з високою точністю, параметри основних вузлів двигуна на сталих режимах роботи, від малого газу до максимального режиму, і виявляти аномальні відхилення їхніх значень при виникненні відмов і несправностей у проточній частині двигуна, для реалізації автоматизованої системи контролю ТС двигуна було прийняте рішення використовувати, поряд з універсальною нелінійною моделлю, граф-модель проточної частини, що дозволило спростити побудову експертної системи ідентифікації ушкоджень проточної частини ГТД.

У дисертаційній роботі на базі функціональних схем побудовані граф-моделі ТВлД (рис.3) і ТРДД, так як ці типи ГТД в основному використовуються на ПС авіакомпаній Сирії.

Розпізнавання конкретної реалізації несправностей здійснюється шляхом обчислення оцінок за одним з наступних правил різної строгості.

Правило 1.

; ,

де ij, ij - елементи еталонних таблиць характеристик несправної Т¹ (клас 1) і справної Т⁰ (клас 0) проточної частини; R(si) - розрізнююча вага ознаки si пошкодження двигуна; i - елемент реалізації, що розпізнається; n1, n0 - число діагностичних ознак для класу 1 і класу 0; w - число елементів реалізації, що розпізнається.

Якщо то l-на реалізація відноситься до класу 1; якщо , то реалізація відноситься до класу 0; якщо - розпізнавання реалізації не робиться.

Правило 2.

; .

Якщо то l-на реалізація відноситься до класу 1; якщо , то реалізація відноситься до класу 0; якщо , то розпізнавання реалізації не робиться.

Правило 3.

; .

Якщо , то l-на реалізація відноситься до класу 1; якщо , то реалізація відноситься до класу 0; якщо , то розпізнавання реалізації не робиться.

Ці правила використовуються при реалізації алгоритму класифікації і розпізнавання ТС проточної частини ГТД за польотними даними (рис.4).

З метою моделювання найбільш характерних несправностей проточної частини ГТД і апробації програмного забезпечення з їх виявлення і оцінки ступеня впливу на ТС проточної частини з використанням розроблених математичних моделей було модернізовано автоматизований експериментальний комплекс кафедри авіадвигунів НАУ на базі серійних ГТД РУ19А-300 і АІ-25 (рис.5) та розроблені методики проведення на них експериментальних досліджень.

У результаті модернізації стендів були встановлені додаткові датчики контролю параметрів газу, температури основних вузлів двигуна, зроблені додаткові люки для огляду проточної частини і монтажу-демонтажу елементів двигуна без його розбирання. Збір даних у ході експериментів здійснювався за допомогою сучасної швидкодіючої ПЕОМ, що дозволило в реальному масштабі часу аналізувати процеси, що відбуваються в двигуні.

На стендах моделювалися наступні види ушкоджень проточної частини: забоїни робочих лопаток компресора, ерозія і корозія лопаток компресорів і турбін, закоксованість робочих паливних форсунок, обгар робочих лопаток турбін, забруднення поверхні конструктивних елементів проточної частини компресорів і турбін.

На стендах контролювалося більше 100 параметрів роботи і разових команд двигуна. Обробка такої кількості параметрів дозволила забезпечити контроль працездатності, правильності функціонування і визначення справності двигуна з глибиною до окремого елемента, що трохи ускладнило методи обробки даних і викликало необхідність використання в методиці двох типів моделей проточної частини ГТД. Проте, завдяки цьому була отримана висока ймовірність ідентифікації конкретного дефекту проточної частини двигуна при будь-якій їхній комбінації (табл.1).