Запропоновано метод і результати експериментального дослідження у високотемпературному газовому потоці термоциклічної довговічності п'яти видів плазмових жаростійких термобар'єрних покриттів на камері згоряння газової турбіни. Проведено розрахунки термопружного і деформованого стану елемента жарової труби для трьох типів покриттів. Проаналізовано вплив покриття на термонапружений і деформований стан композиту та на характер його пошкодження.

Представлены результаты исследования кинетики повреждения конструкционных элементов из жаропрочных сплавов, в том числе с защитными покрытиями, при термоциклическом нагружении. Проанализировано влияние напряженно-деформированного состояния на развитие трещин в условиях термоусталостного нагружения.

Исследованы фазовый состав, структура поверхностного деградированного слоя и концентрация элементов направленно-кристаллизованного жаропрочного сплава после испытаний в высокотемпературном газовом потоке. Установлены зависимости степени повреждения поверхностного слоя от уровня термических напряжений.

Рассмотрены результаты анализа механизмов термоусталостного повреждения материалов с покрытиями деталей ГТД с учетом влияния термонапряженного состояния.

Модернизировано экспериментальное оборудование и сформулированы требования к геометрическим размерам надрезов трубных образцов. Проведена серия испытаний до разрушения при нагружении внутренним давлением и изгибающим моментом прямых трубных образцов с продольными и поперечными поверхностными надрезами, а также трубного отвода с продольным поверхностным надрезом. Экспериментальные данные сравниваются с теоретическими расчетами. Теоретически спрогнозирована и экспериментально обоснована условная граница между "течью" и "разрушением" при нагружении внутренним давлением прямой трубы с продольным поверхностным дефектом.

Рассмотрены тенденции развития ремонтных технологий в практике эксплуатации газотурбинных двигателей. Разработана методика количественной оценки влияния технологических ремонтных процессов их деталей на комплекс механических характеристик материала-основы в зоне ремонта. Эффективность технологии определяется изменением механических свойств.

Разработаны методы экспериментального моделирования эквивалентных эксплуатационных режимов нагружения элементов труб в базовых диапазонах изменения параметров рабочей среды (давление, температура, агрегатное состояние). Созданные экспериментальная стендовая и расчетно-экспериментальная базы позволили исследовать напряженно-деформированное состояние и кинетику разрушения элементов труб в условиях, моделирующих спектры термомеханического нагружения, с целью диагностики реального состояния трубопроводов и оценки остаточного ресурса по показателям функциональной пригодности.

Проанализировано тепловое и напряженно-деформированное состояние клиновидного образца, моделирующего состояние материала кромки лопатки газотурбинного двигателя, в процессе термоциклического нагружения в газовом потоке. Показано существенное влияние механизмов и кинетики деградации свойств материала поверхностных слоев на напряженное состояние различных зон клиновидного образца, характер зарождения и роста трещин термической усталости в зависимости от уровня повреждения. Представлены результаты исследования влияния размеров, локализации и кинетики роста трещин термической усталости на изменение напряженно-деформированного состояния конструкции (образца) в целом.

Исследована кинетика деградации материала поверхностного слоя наиболее нагруженных элементов конструкций газотурбинных двигателей. Показаны существенные изменения структуры и элементного состава этого слоя в зонах появления трещин термической усталости, а также по берегам трещин в процессе их роста. Интенсивность исследованных изменений свидетельствует о необходимости их учета при расчете напряженно-деформированного состояния и при оценке остаточного ресурса высокотемпературных элементов конструкций газотурбинных двигателей.

Рассмотрена проблема создания и эксплуатации изделий ракетно-космической техники многоразового использования в части обеспечения целостности элементов конструкций и безопасного возвращения на Землю в условиях аэродинамического нагрева. При этом выделяются два направления, отличающиеся спецификой подходов при конструировании элементов многоразовых космических систем. Первое направление связано с обеспечением надежного функционирования наиболее теплонапряженных элементов многоразового планера, каковыми являются конструкции с большими углами атаки, такие как носок и передняя кромка фюзеляжа, носок крыла, рули высоты и кромки воздухозаборника. Основной задачей второго направления является обеспечение допустимого уровня температур силовой оболочки космического аппарата на всех участках траектории полета, особенно при возвращении в атмосфере Земли. Одна из ключевых задач при создании многоразовых космических систем состоит в разработке надежной теплозащиты, имеющей приемлемые габаритно-массовые параметры и стоимость. Успешное решение этих задач во многом определяется оптимальным выбором материалов соответствующих классов - специальных жаропрочных сплавов, конструкционной керамики, тугоплавких металлических и полимерных композиционных материалов. Для современных многоразовых космических систем перспективным по многим показателям является использование конструкционных металлических материалов. Предложены методики стендовых исследований. В качестве базового оборудования использован испытательный комплекс газодинамических стендов, принципиальные особенности конструкции которого и методические решения обеспечивают полный цикл стендовых испытаний для решения задач по обоим направлениям. Методологической основой стендовых исследований является комплекс специализированных методик моделирования термонапряженных состояний материала и интенсивностей внешнего воздействия среды, которые при их реализации обеспечивают эквивалентность процессов повреждения материала и предельное состояние исследуемого конструкционного элемента в модельных и натурных условиях. Фундаментальной базой этих подходов являются классические теории подобия и размерностей, основные положения которых трансформированы и адаптированы применительно к задачам исследования прочности материалов и повреждаемости элементов конструкций при термоциклическом нагружении в коррозионно-активных средах. Разработанные методики и экспериментальные средства позволяют моделировать процессы аэродинамического нагрева элементов конструкций аэрокосмических аппаратов многоразового использования. Показано, что реализованные методы обеспечивают возможность оценки функциональных характеристик, получение комплекса свойств и отработки технологии формирования элементов конструкций аэрокосмических летательных аппаратов, работающих в условиях аэродинамического нагрева до экстремально высоких температур.

На примере кромок воздухозаборников прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) рассматриваются вопросы методологического обеспечения и оценки эксплуатационной надежности изделий ракетно-космической техники. Успешное решение этой проблемы во многом определяется оптимальным выбором материалов соответствующих классов - специальных жаропрочных сплавов и конструкционной керамики. Разработаны методы моделирования условий нагружения кромок воздухозаборников в высокотемпературном газовом потоке с использованием подходов, обеспечивающих подобие внешнего воздействия на конструкционный элемент и эквивалентность процессов повреждения материала в модельных и натурных условиях. Моделирование эквивалентных состояний материала экстремально термонагруженных зон макетов реализовано в виде специализированных методик с использованием возможностей комплекса газодинамических стендов для исследования работоспособности материалов и элементов конструкций в высокотемпературных газовых потоках переменных термодинамических параметров. Фундаментальной базой этих подходов являются классические теории подобия и размерностей, основные положения которых трансформированы и адаптированы применительно к задачам исследования термоциклической прочности материалов и повреждаемости элементов конструкций при нагружении в высокоскоростных высокотемпературных газовых потоках. Разработанные методики и экспериментальные средства позволили провести цикл исследований функциональных характеристик, получение комплекса свойств трех видов материалов при экстремально высоких температурах, соответствующих эксплуатационным. Показано, что реализованные методы обеспечивают получение необходимой информации для отработки технологии создания элементов конструкций, работающих в условиях аэродинамического нагрева. Результаты стендовых испытаний макетов представлены в связи с информацией, полученной в процессе численного анализа реализованных условий термического нагружения на газодинамическом стенде и расчетов теплового и напряженного состояния кромок макетов из различных материалов. По данным экспериментального и аналитического обобщения граничных условий теплообмена в стендовых условиях проведено численное моделирование зависимости ТНДС макетов от геометрических параметров и физических свойств исследованных материалов. Показано, что такие сравнительные испытания необходимо проводить на моделях одинаковой формы и одних геометрических размеров, так как их отличие существенно влияет на напряженное состояние конструкционных элементов.

Індекс рубрикатора НБУВ: О62-04

Рубрики:

Космічні літальні апарати

Шифр НБУВ: Ж61773 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: О62-04

Рубрики:

Космічні літальні апарати

Шифр НБУВ: Ж61773 Пошук видання у каталогах НБУВ