Análisis de causa raíz de rajaduras prematuras en la cámara de combustión del motor AI-20D-5 y simulación numérica de condiciones de falla

Abstract

La aparición temprana de rajaduras en la cámara de combustión de los motores AI-20D-5 en las aeronaves Antonov AN32-B es un problema que no ha sido investigado por completo. Estudios previos proponen que la causa de estas fallas es la fatiga térmica del material, sin embargo, no existe a la fecha un análisis que tome en cuenta mecanismos de falla combinados. Para este proyecto, se investigó la aparición de estas fallas prematuras a partir de la información de operación del motor y un análisis computacional de la interacción (térmica y de esfuerzos) entre los gases de combustión y la estructura de la cámara. Se aplicó un análisis computacional de fluidos para obtener las cargas térmicas y un análisis de elementos finitos para calcular la distribución de esfuerzos y deformaciones en el material de la cámara de combustión en la condición de operación de despegue. Por último, se estimó el factor de daño por suma lineal utilizando la regla de acumulación de Palmgren-Miner y de fracción de tiempo para que el material falle por creep y fatiga. Los resultados del cálculo de temperaturas y esfuerzos tienen relación con las zonas de aparición de rajaduras sumado a que se observa el relevante impacto del modo de falla por creep a condiciones de temperatura de flama reducida. Después de realizar el análisis cualitativo de los resultados de la simulación numérica en el material de la cámara de combustión se puede concluir que el causante principal de la aparición de fallas prematuras es que se opere el motor en régimen de despegue a 10% o más del tiempo total de vuelo. La acumulación de daño por creep discrepa de las teorías planteadas por investigaciones de posgrado anteriores en el mismo motor.

The early appearance of cracks in the combustion chamber of AI-20D-5 engines in Antonov AN32-B aircraft is a problem that has not been fully investigated. Previous studies propose that the cause of these failures is the thermal fatigue of the material, however, to date there is no analysis that considers combined failure mechanisms. For this project, the occurrence of these premature failures was investigated from the engine operating data and a computational analysis of the thermal and stress interaction between the combustion gases and the chamber structure. A computational fluid analysis was applied to obtain the thermal loads and a finite element analysis to calculate the stress and strain distribution in the combustion chamber material in the takeoff operating condition. Finally, the damage factor was estimated by linear sum using the Palmgren-Miner accumulation rule and the fraction of time for the material to fail due to creep and fatigue. The temperatures and stresses calculation results are related to the areas where cracks appear, in addition to the fact that the relevant impact of the failure mode due to creep is observed at reduced flame temperature conditions. After carrying out the qualitative analysis of the results of the numerical simulation in the material of the combustion chamber, it can be concluded that the main cause of the appearance of premature failures is that the engine is operated in takeoff regime at 10% or more of the total flight time. Creep damage stacking is at variance with theories raised by previous postgraduate research on the same engine.