Scientific journal
Modern problems of science and education
ISSN 2070-7428
"Перечень" ВАК
ИФ РИНЦ = 0,791

EXPERT SYSTEM FOR AUTOMATED SELECTION OF MATERIALS, COATINGS AND OTHER PREPARATION TYPES OF MAIN PARTS SURFACE AND AVIATION GAS TURBINE ENGINE ASSEMBLIES

Akhmedzyanov D.A. 1 Kishalov A.E. 1 Markina K.V. 1 Ignatev O.I. 1
1 Ufa State Aviation Technical University
Описывается разработанная экспертная система и база данных для автоматизированного выбора материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности основных деталей и сборочных единиц проточной части авиационных газотурбинных двигателей. Рассмотрены основные принципы работы системы и структура базы данных. Экспертная система анализирует термогазодинамические параметры потока, оценивает температурное состояние основных элементов газо-воздушного тракта, определяет основные газовые и инерционные нагрузки, перебирает различные материалы из базы данных, назначает каждому материалу определённые баллы и формирует список из пяти материалов, набравших наибольшее количество баллов. Экспертная система также осуществляет выбор из базы данных композиционных материалов. Для материала, набравшего максимальное количество баллов, формируются рекомендации по различным вариантам покрытия и других видов подготовки поверхности. В статье приводятся примеры работы системы.
This article describes the developed expert system and database for automated selection of materials, coatings and other preparation types of main parts surface and assemblies of aviation gas turbine engine air-gas channel. The basic principles of the system operation and the structure of the database are considered. Expert system analyses the thermogas dynamic flow characteristics, estimates the thermal condition of air-gas channel main parts, identifies the main gas and inertial force, searches different materials from the database, assigns each material certain score and generates the list of five materials, which have composed the maximal number of score. Expert system also realizes choice from the composite materials database. For material, which have composed the maximal number of score, the programmer makes recommendations of different coatings variants and other surface preparation types. In this article are shown the examples of system operation.
aviation materials
database
expert system
aviation engines

Введение

Проектирование авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) – это чрезвычайно трудоёмкая, сложная и творческая задача. К новым перспективным летательным аппаратам, а, соответственно, и к их энергетическим установкам, предъявляются жесточайшие требования по их основным характеристикам. В условиях рыночной экономики перспективные изделия должны быть спроектированы и изготовлены в кратчайшие сроки и с наименьшими затратами. Всё это требует очень высокой оптимизации характеристик отдельных элементов при работе всей системы на различных режимах работы и условиях эксплуатации [3]. Высокая степень согласования отдельных элементов в составе авиационного двигателя возможна только в том случае, если ещё на стадии проектирования и выбора его конструктивной схемы решаются задачи прочностного анализа и выбора материала, покрытия и других видов подготовки поверхности основных деталей и сборочных единиц проточной части [5, 4].

База данных

Для выбора материала, покрытия и других видов подготовки поверхности авторами разработана база данных (БД) материалов, БД композиционных материалов, экспертная система по анализу нагрузок и теплового состояния основных элементов проточной части двигателя и автоматизированного подбора материала, покрытия и других видов подготовки поверхности.

Пример структуры разработанной БД материалов деталей авиационных двигателей, содержащую основную информацию о материалах для анализа, представлен в табл. 1.

Таблица 1

Структура разработанной БД материалов

Материал

Химическая маркировка материала

Рабочая температура, оС

Механические свойства

Физические свойства

Температура испытания, оС

Модуль упругости Е, ГПа

Предел текучести σ0,2, Мпа

Предел прочности σв, Мпа

Плотность, кг/м3

ВЖ102

Х15Н30ВМТ

800

20

205

720

1040

8290

600

166

560

900

700

160

500

700

800

152

400

540

ЭП202

ХН67ВМТЮ

750

20

210

630

720

7800

750

185

460

560

ЭИ961

11Х12Н2ВМФ, 13Х11Н2В2МФ

600

20

200

850

950

7820

300

175

720

830

400

165

680

750

450

157

625

700

500

145

570

650

600

109

500

530

ЭИ481

37Х12Н8Г8МФБ

750

20

174

630

1000

7850

500

130

490

680

600

124

460

620

750

112

330

420

ЭП517

15Х12Н2МФВАБ

650

20

218,3

980

1100

7810

300

199,6

850

980

400

191

830

930

550

-

580

770

600

-

450

550

650

-

380

470

Для моделирования деталей из композиционных материалов разработана БД композиционных материалов (табл. 2 и 3).

Таблица 2

Пример структуры разработанной БД волокон композиционных материалов

Материал

Рабочая температура, оС

Модель упругости, ГПа

Предел прочности σ, МПа

Плотность ρ, г/см3

Углеволокна

2000

275,0

2875

1,750

Стекловолокна

250

82,5

2750

2,500

Органоволокна

200

137,5

2850

1,440

Борные волокна

900

387,5

3250

2,630

Карбид кремния

1500

450,0

2000

3,975

Стальные волокна

1200

210,0

450

7,800

Базальтовые волокна

1800

100,0

2375

2,850

Таблица 3

Пример структуры разработанной БД матрицы композиционных материалов

Материал

Рабочая температура, оС

Модель упругости, ГПа

Предел прочностиσ, МПа

Плотность ρ, г/см3

Метал / неметалл

Эпоксидная смола

250

3,00

75,0

1,205

Неметалл

Полипропилен

250

1,05

31,0

0,915

Неметалл

Алюминиевый сплав

550

70,50

215,0

2,700

Метал

Магниевый сплав

550

40,00

280,0

1,770

Метал

Титановая матрица

550

113,00

800,0

4,500

Метал

Полиимидное связующее PMR-15

250

3,20

55,8

1,100

Неметалл

СП-97

250

4,20

55,8

1,200

Неметалл

Экспертная система

Экспертная система (ЭС) разработана на базе системы имитационного термогазодинамического моделирования (СИМ) авиационных двигателей DVIGw [1], созданной при помощи FrameWork САМСТО.

ЭС состоит из отдельных структурных элементов (СЭ) для прочностного анализа основных элементов газовоздушного тракта двигателя и СЭ для выбора материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности. Топологическая модель современного ГТД (в данном случае, двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой – ТРДДФсм) с различными элементами ЭС для выбора материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности основных элементов проточной части двигателя представлена на рис. 1. Для передачи информации между СЭ двигателя и СЭ ЭС разработан специальный вид взаимосвязи – информационный поток (см. рис. 1).

СЭ ЭС соединены с соответствующими СЭ двигателя информационными потоками, по которым ЭС получает от СЭ двигателя термогазодинамические параметры потока на входе и выходе из узла, площади поперечных сечений и другие параметры (например, частота вращения ротора). Некоторые элементы ЭС напрямую соединены с СЭ двигателя (СЭ для выбора материала входного устройства, камеры сгорания, форсажной камеры, выходного устройства), другие элементы ЭС соединены со СЭ двигателя через элементы прочностного анализа (СЭ для выбора материала рабочих лопаток турбины и компрессора).

Рис. 1. Топологическая модель ТРДДФсм в ЭС для выбора материала, покрытия и других видов подготовки поверхности, где 1 – СЭ для выбора материала входного устройства; 2 – СЭ для прочностного анализа рабочих лопаток компрессора; 3 – СЭ для выбора композитного материала для рабочих лопаток компрессора; 4 – СЭ для выбора материала рабочих лопаток компрессора; 5 – СЭ для выбора материала корпуса и жаровой трубы основной камеры сгорания; 6 – СЭ для прочностного анализа рабочих лопаток турбины; 7 – СЭ для выбора материала рабочих лопаток турбины; 8 – СЭ для выбора материала корпуса и теплозащитных экранов форсажной камеры; 9 – СЭ для выбора материалов выходного устройства; 10 – информационный поток между СЭ

СЭ ЭС получают необходимую информацию от СЭ двигателя, анализируют и обрабатывают её. Затем СЭ ЭС обращаются к БД материалов (или композиционных материалов), считывают строчку из БД. Далее ЭС назначает каждому материалу баллы. Баллы начисляются за рабочую температуру материала (сравнивается с полученными в расчёте температурами анализируемых деталей), за предел прочности (чем больше предел прочности материала при данных температурах, тем больше баллов у материала), за плотность (чем больше плотность материала, тем меньше баллов), за технологичность материала (технологические свойства – свариваемость, штампуемость, возможность литья и т.п.). Программа перебирает материалы из БД и формирует список из пяти материалов, набравших максимальное количество баллов (рис. 2).

Для материала, набравшего максимальное количество баллов, формируются рекомендации по различным вариантам мероприятий, повышающих устойчивость к воздействию среды (различные покрытия, химико-термическая обработка, модификация поверхности и т. п.), различные варианты обработки поверхности (абразивная, лезвийная, электрохимическая и т. п.), различные варианты поверхностно-пластической деформации (мероприятия, повышающие усталостную прочность). Свойства каждого материала можно вывести на экран (рис. 3).

Рис. 2. Результаты подбора материала для входного устройства ТРДДФ см

Рис. 3. Свойства материала

При моделировании деталей из КМ осуществляется последовательный перебор материала матрицы и материала волокна из БД, перебор коэффициента армирования. Каждому варианту материала назначаются баллы (по аналогии с металлическими материалами). Результат работы программы – список из пяти вариантов КМ, набравших максимальное количество баллов. При анализе деталей из КМ предполагается, что КМ ортотропен (все волокна уложены в одном направлении, по направлению действия наибольших напряжений).

В элементах ЭС, в которых осуществляется подбор материалов для узлов двигателя, в которых происходит горение (основная камера сгорания, форсажная камера) осуществляется расчёт параметров в первичной зоне горения, оценка температур жаровой трубы и копруса [6].

Для подбора материалов рабочих лопаток турбины и компрессора в ЭС используются СЭ прочностного анализа (см. рис. 1, СЭ 2, 6), в которых осуществляется распределение работ и КПД по ступеням, газодинамический расчёт по среднему диаметру и по высоте [2, 7], профилирование, расчёт статической прочности лопатки (определение действующих газовых и инерционных сил, моментов инерции профиля и т.д.), определение основных напряжений на хвостовике лопатки [8]. Для выполнения расчёта ЭС необходимо указать тип проточной части (закон профилирования: с постоянным наружным диаметром, с постоянным внутренним диаметром, с постоянным средним диаметром), количество ступеней (для компрессора также необходимо указывать количество сверхзвуковых ступеней), показатель степени при профилировании по высоте. Для рабочей лопатки турбины производится оценка температурного состояния пера лопатки с учётом работы системы охлаждения (конвективное, с дефлектором, конвективно-плёночное, пористое). При моделировании есть возможность учитывать воздействие на напряжения от инерционных сил антивибрационных полок (для рабочих лопаток компрессора) и бандажных полок (для рабочих лопаток турбин). На основании действующих напряжений и температур лопатки в различных по высоте сечениях элементами ЭС осуществляется анализ материалов из БД и назначение им баллов. Следует отметить, что материал рабочих лопаток влияет на конструкцию всего узла (от плотности материала лопатки зависят действующие инерционные нагрузки, от прочностных свойств материала лопатки и диска зависит толщина профиля и максимальное количество лопаток, которое можно разместить на диске).

В элементе ЭС для подбора материала выходного устройства осуществляется анализ температурного состояния основных элементов проточной части с учётом действия системы охлаждения (если оно педусмотрено конструкцией) и типа выходного устройства (сопло Лаваля, суживающееся сопло и сопло патрубок). Для температурного анализа принято, что для сопла Лаваля наиболее вероятно использование в конструкции двигателя форсажной камеры и использование охлаждаемых теплозащитных экранов; для суживающегося сопла вероятно использование как форсажной камеры с теплзащитными экранами (в схемах ТРДФ и ТРДДФ), так и наличие смесителя внутреннего и наружного контуров без форсажной камеры и теплозащитных экранов (в схемах ТРДД), возможно также конструкции, в которых поток за турбиной напрямую проходит в выходное устройство без какой-либо системы охлаждения (в схемах ТРД); для выходного устройства типа сопло патрубок возможны конструкции с охлаждением стенок и без них.

Разработанная база данных и экспертная система предназначены для выполнения предварительного прочностного анализа, подбора пяти наиболее вероятных материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности основных деталей и сборочных единиц проточного тракта авиационных двигателей. В результате использования разработанной ЭС и БД ещё на ранних стадиях проектирования авиационных ГТД появляется возможность оценить весовые характеристики изделия. Результаты работы ЭС должны уточняться на более поздних стадиях проектирования с уточнением термогазодинамических параметров в проточной части, действующих сил и конструкции.

Исследование выполнено при поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации, соглашение 14.В37.21.1848.

Рецензенты:

Бакиров Ф. Г., д-р техн. наук, профессор, заведующий кафедрой авиационной теплотехники и теплоэнергетики факультета авиационных двигателей, ФГБОУ ВПО УГАТУ, г. Уфа.

Целищев В. А., д-р техн. наук, профессор, заведующий кафедрой прикладной гидромеханики факультета авиационных двигателей ФГБОУ ВПО УГАТУ, г. Уфа.