ISSN PRACE NAUKOWE INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH. ZESZYT Nr 32 WARSZAWA lat ITWL WYDAWNICTWO

Transkrypt

1 ISSN PRACE NAUKOWE INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH ZESZYT Nr 32 WARSZAWA lat ITWL WYDAWNICTWO INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH

2 PRACE NAUKOWE INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH ZESZYT NR 32 WARSZAWA 2013 WYDAWNICTWO INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH

3 KOMITET REDAKCYJNY prof. dr hab. inż. Józef ŻUREK przewodniczący prof. dr hab. inż. Jerzy MANEROWSKI z-ca przewodniczącego prof. dr hab. inż. Józef BŁACHNIO prof. dr hab. inż. Yevhen KHARCHENKO, Politechnika Lwowska prof. dr hab. inż. Jerzy LEWITOWICZ prof. dr inż. Janusz Stanisław PRZEMIENIECKI, Air Force Institute of Technology, Dayton, USA prof. dr hab. inż. Krzysztof SIBILSKI prof. dr hab. inż. Zbigniew SMALKO prof. dr hab. inż. Henryk TOMASZEK dr hab. inż. Sylwester KŁYSZ, prof. UWM dr hab. inż. Yuriy ROMANYSHYN, prof. Politechniki Lwowskiej mgr inż. Krzysztof BUBRZYK mgr Magdalena MALCZEWSKA sekretarz ADIUSTACJA I KOREKTA mgr Magdalena MALCZEWSKA mgr Ewa STANISZEWSKA ŁAMANIE TEKSTU Elżbieta MAKSYMOWICZ prace.naukowe@itwl.pl Copyright by Wydawnictwo Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych Warszawa 2013 WYDAWNICTWO INSTYTUTU TECHNICZNEGO WOJSK LOTNICZYCH Warszawa 46, skr. poczt. 96, ul. Księcia Bolesława 6 Papier offset. kl. III/80. Oddano do druku w maju 2013 r. Druk ukończono w czerwcu 2013 r. Zam. nr 9/2013. Drukowano w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych

4 Prace Naukowe ITWL Zeszyt nr SPIS TREŚCI Józef BŁACHNIO Leszek CWOJDZIŃSKI Andrzej PAZUR Andrzej SZELMANOWSKI Jerzy BOROWSKI Sławomir MICHALAK Wojciech DZIĘGIELEWSKI Grażyna KARP Halina GIELO-KLEPACZ Jarosław SARNECKI Grażyna KARP Wojciech DZIĘGIELEWSKI Urszula KAŹMIERCZAK Andrzej KULCZYCKI Sylwester KŁYSZ Janusz LISIECKI Sławomir KLIMASZEWSKI Andrzej LESKI Gabriel GMURCZYK Dariusz BOCHENEK Tomasz BĄKOWSKI Sylwester KŁYSZ Paweł SZABRACKI Janusz LISIECKI Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny łopatek wirnika turbinowego silnika odrzutowego... 5 Systemy antykolizyjne na statkach powietrznych Tendencja zmian wybranych parametrów ekologicznych paliw Problemy towarzyszące eksploatacji niskokrzepnących płynów do układów chłodzenia silników spalinowych we współcześnie stosowanym sprzęcie i próba ich rozwiązania Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych i pojazdów Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców wycofanych z eksploatacji Numeryczna symulacja testu na odporność na pękanie dla stopu aluminium stosowanego w lotnictwie... 93

5 4 Prace Naukowe ITWL Zeszyt nr Jerzy LEWITOWICZ Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki Janusz LISIECKI Teresa BŁAŻEJEWICZ Sławomir KLIMASZEWSKI Sylwester KŁYSZ Janusz LISIECKI Teresa BŁAŻEJEWICZ Sławomir KLIMASZEWSKI Sylwester KŁYSZ Marzena ŁOSIEWICZ Piotr NITA Mariusz WESOŁOWSKI Adam POŚWIATA Danuta KOWALSKA Henryk TOMASZEK Józef ŻUREK Ryszard KALETA Mariusz ZIEJA Mieczysław WALENTYNOWICZ Andrzej ŻYLUK Józef ŻUREK Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę termiczną kasety ochronnej rejestratora katastroficznego Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku przeciwkorozyjnosmarnościowego w paliwie lotniczym Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni na lotniskach Nowe elementy w probabilistycznym modelowaniu zużycia powierzchniowego i zmęczenia wybranych elementów konstrukcji lotniczych w aspekcie niezawodności i trwałości Metoda modernizacji statków powietrznych Modelowanie systemów

6 Józef BŁACHNIO Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s. 5 20, 2013 r. WYBRANE ZAGADNIENIA WPŁYWU OBCIĄŻEŃ EKSPLOATACYJNYCH NA STAN TECHNICZNY ŁOPATEK WIRNIKA TURBINOWEGO SILNIKA ODRZUTOWEGO Na podstawie własnego dorobku naukowego i badawczego zdobytego w trakcie działalności w Zakładzie Silników Lotniczych Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych w ramach prac statutowych, projektów badawczych i celowych oraz uczestnictwa w Komisjach Badania Wypadków Lotniczych autor może stwierdzić, że w odniesieniu do maszyn, jakimi są silniki lotnicze, bardzo istotne jest wczesne rozpoznanie stanu technicznego nie tylko całego silnika, ale i poszczególnych jego elementów. W artykule zostały przedstawione wybrane wyniki prac naukowych i badawczych dotyczące eksploatacyjnych uszkodzeń łopatek sprężarki oraz turbiny jednoprzepływowego silnika odrzutowego. Słowa kluczowe: wirnik silnika odrzutowego, łopatki, obciążenia, diagnostyka, stan techniczny. 1. Wstęp Podstawowymi zadaniami stawianymi systemom technicznym człowiek maszyna otoczenie są: zapewnienie wysokiego poziomu efektywności, niezawodności i bezpieczeństwa działania oraz dużej trwałości i żywotności. Silniki lotnicze charakteryzują się dużym stopniem złożoności zespołów i instalacji, co korzystnie wpływa na ich efektywność w trakcie użytkowania. Niestety, ma to jednocześnie niekorzystny wpływ na niezawodność, a niekiedy nawet na bezpieczeństwo działania. Zapewnienie wysokiego poziomu efektywności, niezawodności i bezpieczeństwa działania silników wymaga operatywnego i efektywnego ustalenia przyczyn pierwotnych uszkodzeń, inicjujących niebezpieczne zdarzenia. Badania takie przeprowadza się z wykorzystaniem metod i środków technicznych, a także specjalnych metodyk [1, 2, 7, 8, 10], umożliwiających otrzymanie maksy-

7 6 Józef BŁACHNIO malnej ilości obiektywnych informacji o elementach, podzespołach lub całych silnikach. Najczęstszymi przyczynami niesprawności i awarii silników odrzutowych są uszkodzenia elementów oraz zespołów podlegających mechanicznym, cieplnym, chemicznym oraz innym oddziaływaniom o zmieniających się wielkościach, amplitudach i częstotliwościach. Szczególnie niebezpieczne są przypadki nagłego uszkodzenia np. spowodowanego zmęczeniem materiału. Z reguły doprowadzają one do niewłaściwej pracy silnika oraz niekiedy do niebezpiecznego zdarzenia. Podstawowym celem badania uszkodzeń (o różnym stopniu zagrożenia bezpieczeństwa) jest ustalenie bezpośrednich źródeł oraz wszystkich pośrednich przyczyn wpływających na ich powstanie i skutki. Wyniki badań są podstawą do opracowania niezbędnych przedsięwzięć profilaktycznych, mających na celu zapobieganie powtórzeniu się badanego rodzaju uszkodzenia. 2. Ocena wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan łopatek wirnika sprężarki osiowej wykonanych ze stali 18H2N4WA Łopatki sprężarki osiowej pracują w warunkach zmiennych obciążeń mechanicznych powodujących występowanie złożonego stanu naprężeń: rozciągających, gnących i skręcających. Zjawisko zmęczenia powodowane tymi obciążeniami jest główną przyczyną uszkodzeń sprężarek silników. Ocenie pękania zmęczeniowego poświęcono wiele prac badawczych. Pomimo tego faktu oraz ze względu na złożoność zagadnienia, kwestią ciągle otwartą pozostaje głównie problem związany z oceną stanu zmęczenia materiału oraz odpowiednio wczesnego wykrycia pęknięcia zmęczeniowego łopatek. Zaproponowano szereg metod doświadczalnych umożliwiających z różną wiarygodnością wykrywanie zniszczenia zmęczeniowego [16, 18, 20]. Jedna z tych metod bazuje na zjawisku Barkhausena, wykorzystując tzw. efekt Barkhausena [1, 3, 4, 14]. Najogólniej polega on na wykorzystaniu domen magnetycznych, będących obszarami sieci krystalicznej, do oceny zmian w tej sieci pod wpływem obciążeń. Zewnętrzne pole magnetyczne wymusza w ferromagnetyku zmiany kierunków namagnesowania domen magnetycznych. Struktura krystaliczna ma wpływ na konfigurację domen, zaś struktura magnetyczna na właściwości sieci krystalicznej. Magnesowanie ferromagnetyka, czyli zmiana kierunków wektorów magnetycznych domen może być więc hamowana lub stymulowana bezpośrednio przez naprężenia mechaniczne oraz pośrednio przez defekty struktury, które blokują bądź ułatwiają przemieszczanie się ścian domen. Impulsy napięciowe rejestrowane w cewce pod-

8 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny... 7 czas magnesowania ferromagnetyka są informacją o intensywności zmian natężenia wewnętrznego pola magnetycznego ferromagnetyka, wywołanego ruchem ścian domen. Liczba i amplituda impulsów korelują z intensywnością zjawiska przemieszczania się ścian domen, które umożliwiają wyznaczenie kierunku odkształcenia. Wyniki pomiaru sygnału efektu Barkhausena (SEB) uzyskuje się w postaci wielkości zwanej parametrem magnetosprężystym (MP), który jest średnią wartością napięcia skutecznego SEB z kolejnych kilku cykli magnesowania ferromagnetyka Badania eksperymentalne Badania eksperymentalne realizowano z wykorzystaniem łopatek wirnika sprężarki lotniczego silnika odrzutowego. Łopatki zostały wykonane ze stopowej stali konstrukcyjnej 18H2N4WA. Badania zmęczeniowe materiału łopatek były wykonywane na stanowisku wibracyjnym przez poddanie ich płaskiemu zginaniu o symetrycznym cyklu. Wartość stosowanych maksymalnych naprężeń zmiennych σ max = 196 MPa (odpowiadającą naprężeniom eksploatacyjnym, σ max < Z go ) ustalano metodą tensometrii oporowej. Wyznaczono w ten sposób zależność odkształcenia ε u podstawy pióra łopatki od amplitudy A drgań końca jej pióra ε = f(a). Badania zmęczeniowe wykonywano, wzbudzając łopatkę do zakresu rezonansowego z częstotliwością drgań własnych w temperaturze otoczenia. Po osiągnięciu określonej liczby cykli wykonywano pomiary SEB oraz jego analizę. Pomiary przeprowadzano u podstawy łopatki w kierunkach podłużnym pióra, tj. w osi x, oraz poprzecznym, tj. w osi y. Oś x odpowiada kierunkowi działania naprężeń rozciągających, pochodzących od siły masowej (podczas pracy silnika), i od naprężeń zmiennych w trakcie giętno-skrętnych drgań pióra. Natomiast oś y odpowiada kierunkowi pękania łopatek. W dalszej części eksperymentu wykonywano badania eksploatacyjne na partiach składających się z łopatek wybudowanych z różnych egzemplarzy silników tego samego typu, po przepracowaniu określonej liczby godzin. Silniki były eksploatowane według jednakowej technologii oraz w takich samych warunkach obciążeń. Temperatura pracy łopatek nie przekraczała kilkudziesięciu stopni powyżej temperatury otoczenia. Łopatki wymontowano po 1/3, 2/3, oraz 3/3 okresu ich pracy Wyniki badań łopatek nowych poddanych próbom zmęczeniowym Wskutek procesu zmęczenia stali konstrukcyjnej występuje nieliniowa zmiana natężenia SEB w funkcji liczby cykli (rys. 1). Zmiany wartości parametru

9 8 Józef BŁACHNIO magnetosprężystego mierzone prostopadle do kierunku momentu gnącego (MP y ) okazały się większe niż mierzone w kierunku równoległym (MP x ). Wartość przyrostu parametru magnetosprężystego MP y określano z zależności: ΔMP y = = (MP yi MP y0 ) 100% / MP y0. Gdzie: MP y0 wartość parametru magnetosprężystego mierzonego w poprzek łopatki, przy liczbie cykli N = 0, natomiast MP yi po Ni cyklach, i = 1, 2, 3,..., n. Przy czym, jako wartość MP y przyjęto średnią wartość szczytową z dziesięciu kolejnych wartości szczytowych sygnału SEB. Rys. 1. Zależność przyrostu średniej wartości szczytowej SEB w funkcji liczby cykli naprężeń zmiennych w stali 18H2N4WA łopatek wirnika sprężarki [1, 4] Analizując zależność ΔMP y = f(n) (rys. 1), można wyróżnić trzy charakterystyczne przedziały zmian poziomu SEB. W pierwszym okresie zmęczenia następuje powolny, prawie liniowy przyrost MP y, który można uznać, że jest proporcjonalny do wartości liczby cykli naprężeń zmiennych. Okres ten kończy się, gdy wartość MP y osiąga maksimum. Ten maksymalny przyrost MP y występuje przy N cykli. Po osiągnięciu wartości szczytowej poziom SEB maleje; jest to drugi okres zmian parametru magnetosprężystego kończący się przy N cykli. W okresie trzecim następuje stabilizacja poziomu SEB. Badania zakończono przy liczbie N = cykli. W przedstawianym okresie badań zmęczeniowych nie stwierdzono występowania pęknięć łopatek Wyniki badań łopatek eksploatowanych W trakcie procesu eksploatacji materiał łopatek był poddawany przede wszystkim obciążeniom rozciągającym od siły odśrodkowej oraz zmiennym pochodzącym od sił aerodynamicznych. Wskutek tego otrzymano nieliniową zależ-

10 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny... 9 ność parametru magnetosprężystego MP y w funkcji liczby godzin eksploatacji (rys. 2). Na wykresie można wyróżnić dwa okresy. Pierwszy trwający do około 2/3 okresu użytkowania, w którym następuje powolny wzrost wartości MP y, oraz drugi po tym okresie, w którym występuje powolne zmniejszanie wartości MP y. Wartość szczytowa SEB MPy [%] , Czas pracy [%] Rys. 2. Zależność przyrostu średniej wartości szczytowej SEB w funkcji czasu pracy w warunkach eksploatacji łopatek wirnika sprężarki 2.2. Wpływ zmęczenia stali 18H2N4WA na jej mikrostrukturę Badania mikrostruktury próbek wyciętych z łopatek ze stali 18H2N4WA wykonywano techniką mikroskopii elektronowej. Stwierdzono dominujący udział ferrytu i około 3% austenitu szczątkowego przed próbą zmęczeniową i po niej. Mikrostruktura elektronowa materiału łopatki w stanie wyjściowym przedstawiona została na rys. 3. W ciemnych obszarach o orientacji osi pasa [111]αFe widoczna jest dość duża gęstość dyslokacji powstałych w trakcie odpuszczania martenzytu. Ponadto widoczne są małe różnice kontrastu, świadczące o niewielkich dezorientacjach pomiędzy podziarnami. Rozkład dyslokacji ocenia się jako dość równomierny. Wewnątrz ziaren ferrytu obserwowano wydzielenia węglików dające refleksy, pozwalające na zidentyfikowanie ich jako Fe 3 C lub M 7 C 3. Mikrostruktura łopatki po cyklach przy naprężeniu zmiennym σ max = 196 MPa wykazuje pewne różnice w porównaniu do mikrostruktury łopatki w stanie wyjściowym. Badając próbkę wyciętą z głębokości 0,2 mm od powierzchni, stwierdzono dużą gęstość dyslokacji, większą niż w próbkach wyciętych ze środka (rys. 4). Widoczna jest tendencja do tworzenia struktury komórkowej. Wydzielenia węgli-

11 10 Józef BŁACHNIO ków skierowane są wzdłuż kierunku <110> ferrytu. Dyfrakcja elektronowa wskazuje na ich symetrię regularną i na zależność krystalograficzną z osnową według Bagariackiego: [001]αFe [011]Fe 3 C oraz <110>αFe <110>Fe 3 C. Gęstość dyslokacji jest wyraźnie mniejsza z jednej strony wydzieleń, co wskazuje na istotną rolę tych wydzieleń w wędrówce dyslokacji. Rozmiary komórek są niewielkie, nie przekraczają 0,5 µm. Rys. 3. Transmisyjna mikrostruktura elektronowa stali 18H2N4WA w stanie wyjściowym [1, 4] Rys. 4. Mikrostruktura elektronowa przy powierzchni łopatki po cyklach obciążeń [1, 4]

12 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny Wytężenie materiału elementu maszyny według Hubera jest miarą osiągnięcia stanu niebezpiecznego. W zależności od rodzaju i charakteru pracy elementu, za miarę granicznego wytężenia przyjmuje się np. utratę spójności materiału, osiągnięcie dopuszczalnej wartości odkształcenia plastycznego lub pojawienie się pęknięcia. Zrozumiałe jest, że dla łopatki sprężarki pojawienie się któregokolwiek z tych uszkodzeń jest niedopuszczalne. Destrukcja materiału łopatki występująca w procesie obciążeń zmiennych jest właściwością ośrodka ciągłego powodującą zmniejszenie jej wytrzymałości zmęczeniowej. Proces niszczenia zmęczeniowego stali zazwyczaj dzieli się na trzy etapy: sprężyste lub sprężysto-plastyczne zachowanie się materiału podczas rozciągania, inicjację i koalescencję mikropęknięć oraz propagację pęknięcia prowadzącą do ostatecznego przełomu. Dwie ostatnie fazy są badane z wykorzystaniem praw mechaniki powstawania pęknięć. Zaproponowano różne metody doświadczalne badania pęknięć zmęczeniowych na tych etapach. We wczesnych etapach inicjacji mikropęknięć poprzez ruch dysa b 110 F 200F 200A 0.25 μm Rys. 5. Mikrostruktura elektronowa materiału eksploatowanej łopatki po przepracowaniu całego okresu użytkowania w eksploatacji [4] Mikrostruktura materiału eksploatowanej łopatki po przepracowaniu całego okresu użytkowania różni się od mikrostruktury łopatki nowej większą dezorientacją podziaren i ich bardziej nieregularnym kształtem (rys. 5). Niektóre podziarna widoczne są jako czarne, a inne bardzo jasne, co dowodzi różnic dezorientacji. Stwierdzono, że zachodzi formowanie struktury podziarnowej w ferrycie Omówienie wyników badań łopatek sprężarki

13 12 Józef BŁACHNIO lokacji trudno prowadzić doświadczalne badanie zmian mikrostruktury. Jedną z metod umożliwiającą badanie zmian nanostruktury w procesie zmęczenia jest wykorzystanie zależności struktury magnetycznej od struktury materiału. Na takiej zależności bazuje metoda SEB. W wyniku procesu zmęczenia w stali 18H2N4WA występuje ciągły przyrost gęstości dyslokacji w ziarnach, co powoduje tworzenie się dyslokacyjnej struktury komórkowej. W miarę wzrostu liczby cykli obserwuje się dezorientację ziaren ferrytu. Ponadto dostrzeżono zmianę formy austenitu szczątkowego powiązaną z pojawieniem się w nim dużej gęstości dyslokacji. Świadczy to o większym stopniu odkształcenia austenitu, co jest prawdopodobnie powiązane z niższą jego twardością. Fakty te mają wpływ na zmniejszanie się MP szumu Barkhausena. Z zaobserwowanych różnic pomiędzy strukturą łopatki nowej poddanej cykli obciążeń zmiennych o wartości σ max = 196 MPa a łopatki eksploatowanej można sformułować następujące wnioski: wzrasta dezorientacja podziaren na skutek kumulacji efektów deformacji podczas zmęczenia, co może również świadczyć o niejednorodnym odkształcaniu się ziaren; występuje ruch dyslokacji w kierunku granic podziaren, gdzie są one anihilowane, co prowadzi do stopniowej dezorientacji podziaren; wzrasta liczba wakansów, które generują nowe dyslokacje i reagują z istniejącymi. Porównując zależność MP y od liczby cykli zmęczeniowych z zależnością MP y od czasu pracy łopatek w warunkach eksploatacji, należy zauważyć, że zmiana wartości MP y w materiale łopatek w końcowym czasie eksploatacji świadczy o pojawianiu się komórkowej struktury dyslokacyjnej, poprzedzającej wystąpienie trwałych pasm poślizgu. Te ostatnie mogą prowadzić wprost do wystąpienia w materiale mikropęknięć zmęczeniowych. 3. Badanie wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan łopatek turbiny gazowej wykonanych z nadstopu EI-867WD W procesie eksploatacji silników lotniczych występują różnego rodzaju uszkodzenia ich zespołów turbinowych. Z analizy prac własnych [5, 6, 9, 11] oraz literatury [15, 17, 19] wynika, że większość uszkodzeń wiąże się z niewłaściwą pracą (regulacją) zespołów współpracujących z turbiną, przede wszystkim: komo-

14 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny ry spalania oraz dyszy wylotowej. Tylko niewielka liczba uszkodzeń podzespołów turbiny powstaje w wyniku wad materiałowych, konstrukcyjnych i technologicznych. Częstszą przyczyną uszkodzeń są niekorzystne zmiany struktury materiału łopatek przegrzanie, zmęczenie cieplne spowodowane nadmierną temperaturą i czasem jej oddziaływania oraz agresywnością spalin [9, 10, 12, 13]. Przegrzanie materiału łopatek jest wynikiem przekroczenia dopuszczalnej średniej wartości temperatury spalin, jak również jej nierównomiernego rozkładu na obwodzie turbiny. Jedną z przyczyn nierównomierności temperatury za turbiną jest niewłaściwe rozpylanie paliwa z powodu powstających nagarów na wtryskiwaczach. Przegrzanie materiału łopatek prowadzi do wadliwej pracy turbiny gazowej, a niekiedy do tragicznego w skutkach wypadku. Obiektem badań były uszkodzone w eksploatacji łopatki turbiny gazowej (rys. 6b), wykonane z nadstopu EI-867WD (HN62MWKJu-WD wg TU ) na bazie niklu przeznaczonego do przeróbki plastycznej. Oceny zmiany mikrostruktury łopatki eksploatowanej można dokonać na podstawie zmian mikrostruktury łopatki nowej poddanej temperaturze o określonym zakresie wartości oraz o odpowiednim czasie działania. a) b) Rys. 6. Łopatka turbiny gazowej: a) nowa, b) uszkodzona w eksploatacji 0,75 [5] Mikrostruktura nowej łopatki wykazuje wydzielenia umacniającej fazy γ' o kształcie kuboidalnym (rys.7b). Grubość powłoki Al i jej część wdyfundowana w strukturę stopu (rys. 7a) jest niewielka.

15 14 Józef BŁACHNIO a) b) Rys. 7. Mikrostruktura SEM nowej łopatki: a) powłoki Al, 450, b) stopu EI-867WD, 4500 [5, 7] a) b) Rys. 8. Mikrostruktura SEM materiału łopatki poddanego wygrzewaniu w piecu próżniowym w temperaturze 1223 K przez 1h: a) powłoki Al, 450, b) stopu EI 867-WD, 4500 [5, 7] a) b) Rys. 9. Mikrostruktura SEM materiału łopatki poddanego wygrzewaniu w piecu próżniowym w temperaturze 1323 K przez 1 h: a) powłoki Al, 450; b) stopu EI-867WD, 4500 [5, 7]

16 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny Wyniki badań mikrostruktury próbek poddanych wygrzewaniu w piecu przedstawiono odpowiednio na rys. 8 i 9. Wygrzewanie w temperaturze 1223 K powoduje zapoczątkowanie zmiany kształtu wydzieleń umacniającej fazy γ' z kuboidalnego na płytkowy. Natomiast wygrzewanie w temperaturze 1323 K powoduje już wyraźną zmianę kształtu wydzieleń umacniającej fazy γ' na płytkowy. Ponadto widoczne jest zwiększenie grubości powłoki (rys. 10), tak przy powierzchni, jak i wdyfundowanej. Efektem tego rozrostu powłoki jest jej mniejsza gęstość (szczelność) sprzyjająca penetracji cząstek spalin i prowadząca do intensywniejszego destrukcyjnego oddziaływania cieplnego i chemicznego. a) b) Grubość p owłoki [μ m ] y = 0,305x 2-0,0832x + 30,68 R 2 = 0,9999 0, Czas wygrzewania [godz.] Rys. 10. Zależność średniej grubości żaroodpornej powłoki Al od: a) czasu wygrzewania w temperaturze 1223 K, b) od temperatury wygrzewania przez 1h [7, 8] a) b) Rys. 11. Zależność średniej wielkości wydzieleń umacniającej fazy γ' podczas wygrzewania stopu EI-867WD w funkcji: a) czasu, b) temperatury [7, 8]

17 16 Józef BŁACHNIO Stwierdzono, że zależność średniej wielkości wydzieleń umacniającej fazy γ' w funkcji czasu, przy stałej temperaturze wygrzewania ma charakter ekspotencjalny (rys. 10a). Natomiast w funkcji temperatury, przy stałym czasie wygrzewania ma charakter wykładniczy (rys. 10b). Okazuje się, że intensywny rozrost wydzieleń fazy γ' występuje powyżej temperatury 1223 K (rys. 11b) Wpływ obciążeń eksploatacyjnych na degradację materiału łopatek turbiny gazowej W procesie eksploatacji, w odróżnieniu od warunków laboratoryjnych, rozrostowi żaroodpornej powłoki Al towarzyszą zjawiska erozji, utleniania, pękania zwłaszcza na krawędzi natarcia profilu łopatki (rys. 12). Rys. 12. Przykładowe postacie eksploatacyjnych uszkodzeń łopatki turbiny, 500 [5] a) b) Rys. 13. Wyniki badań łopatki turbiny gazowej uszkodzonej w eksploatacji: a) mikrostruktura SEM materiału łopatki eksploatowanej, przy złomie widoczne pęknięcie o charakterze transkrystalicznym, 450, b) mikrostruktura SEM stopu z widoczną zmianą wielkości i kształtu fazy γ' na płytkowym, 4500 [5]

18 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny Jedynie część wdyfundowana tej warstwy jest związana z podłożem, reszta uległa dekohezji (rys. 12). Doprowadza to do intensywnego oddziaływania spalin, a w konsekwencji do przegrzania stopu, pojawiania się pęknięć o charakterze zmęczenia cieplnego (rys. 13a), wreszcie w dalszej pracy łopatki do jej urwania (rys. 13b) i awarii turbiny gazowej. W wyniku badań metalograficznych próbek pobranych z łopatki przegrzanej stwierdzono degradację mikrostruktury. W pobliżu złomu pióra zaobserwowano liczne mikropęknięcia usytuowane transkrystalicznie (rys. 13a). Według pracy [8] tego rodzaju dekohezja powstaje w wyniku zjawisk pełzania i zmęczenia. Na zgładzie metalograficznym stwierdza się występowanie koagulacji fazy γ'. W pobliżu powierzchni pióra łopatki efekty koagulacji i rozpuszczania tych wydzieleń nasilają się. Dodatkowo obserwuje się drobnodyspersyjne wydzielenia wtórne, ich obecność zwiększa podatność stopu na kruche pękanie. W stopie w wyniku rozrostu fazy γ' nastąpiła zmiana jej kształtu z kuboidalnego (rys. 7b) na płytkowy (rys 13b) oraz znaczne zwiększenie rozmiarów tej fazy w stosunku do nowej łopatki. Morfologia cząsteczek fazy γ' zależy od znaku naprężenia mechanicznego. Naprężenie rozciągające, występujące poosiowo łopatki w trakcie obracania się wirnika turbiny, sprzyja rozrostowi fazy γ' w płaszczyźnie prostopadłej do kierunku naprężenia. Wskutek tego z pierwotnego kształtu kuboidalnego tworzą się płytki, których szersze ścianki usytuowane są prostopadle do kierunku naprężenia, a wąskie ścianki prostopadle do pozostałych kierunków sześcianu [21]. Rozrost cząsteczek fazy γ' prowadzi do utraty ich stabilności, w wyniku której następuje koagulacja jednych cząsteczek oraz rozpuszczanie innych. Proces ten zachodzi powyżej określonej, charakterystycznej dla danej fazy, temperatury i czasu wygrzewania. Według wyników badań po przekroczeniu temperatury 1223 K i nawet po stosunkowo krótkim czasie jej oddziaływania następuje intensywny rozrost wydzieleń fazy γ', co prowadzi do utraty stabilności kształtu i tworzenia się płytek. Wniosek ten potwierdzają również wyniki zawarte w pracy [15]. Podobny wniosek przedstawili autorzy w pracach [17, 21] powyżej temperatury 1093 K wydzielenia w formie płytkowej mają zdecydowanie mniejszy wpływ na umowną granicę plastyczności niż w formie kubicznej. Kinetyka wydzielenia fazy γ' zależy od stopnia przesycenia pierwiastkami stopowymi osnowy, którą stanowi Ni, tj. fazy γ. Kształt wydzieleń natomiast zależy od stopnia niedopasowania ich sieci z siecią osnowy. Autorzy [15, 17] stwierdzili, że faza γ' przy niedopasowaniu sieci Δa = 0,2% wydziela się w kształcie sferoidalnym, przy Δa = 0,5 1% przyjmuje kształt kuboidalny, natomiast przy Δa = 1,2% kształt płytek. Z teorii umocnienia wydzieleniowego wynika, że czynnikami decydującymi o stopniu umocnienia są średnica cząsteczek fazy γ' i odle-

19 18 Józef BŁACHNIO głość między nimi. Parametry te zależą od szybkości rozrostu (kontrolowanej dyfuzją objętościową) i koagulacji tych cząsteczek. Skład chemiczny fazy γ' wpływa w istotnym stopniu na wartość parametru jej sieci aγ' oraz związany z tym stopień niedopasowania Δa do sieci osnowy aγ. Przy czym Δa = (aγ aγ') / aγ. Oddziałuje to na morfologię wydzieleń fazy γ' i na zakres jej trwałości. Okazuje się, że stopień niedopasowania parametrów sieci faz γ oraz γ' jest funkcją temperatury. Według pracy [17] największą żarowytrzymałością cechują się stopy o dodatnim niedopasowaniu sieci faz. Wytrzymałość na rozciąganie Rm [MPa] Umowna granica plastyczności R0,2 [MPa] R m R 0.2 A Wydłużenie A5 [%] Temperatura [K] Rys. 14. Właściwości mechaniczne stopu EI-867 w zależności od temperatury badania [15] Ze wzrostem niedopasowania sieci od 0,16 do 0,80% w stopach z zawartością pierwiastków Nb i Ta wzrasta wytrzymałość na rozciąganie w temperaturze 1130 K o ponad 200 MPa [21]. Skład chemiczny, morfologia i rozmieszczenie w strukturze wydzieleń fazy γ' wywierają decydujący wpływ na własności wytrzymałościowe stopu (rys. 14).

20 Wybrane zagadnienia wpływu obciążeń eksploatacyjnych na stan techniczny Omówienie wyników badań łopatek turbiny W procesie eksploatacji lotniczych silników turbinowych i turboodrzutowych proces destrukcji łopatki turbiny gazowej rozpoczyna się od niszczenia powłoki aluminiowej. W efekcie tego materiał łopatki narażony jest na bezpośrednie cieplne i chemiczne oddziaływanie spalin. Taka sytuacja powoduje przede wszystkim przegrzanie materiału łopatki, objawiające się niekorzystnymi zmianami mikrostruktury. Czynnikami mającymi wpływ na to zjawisko są temperatura nadkrytyczna, czas jej oddziaływania oraz chemiczna agresja spalin. Na podstawie porównawczych wyników badań mikrostruktury obu łopatek turbiny (rys. 6) można stwierdzić, że zmiana mikrostruktury łopatki uszkodzonej jest wynikiem rozrostu międzymetalicznej fazy γ' (Ni 3 Al). Wielkość i kształt tej fazy są porównywalne z wielkością i kształtem fazy γ' łopatki nowej poddanej wygrzewaniu w temperaturze powyżej 1223 K przez 1 h. Z uzyskanych wyników można wyciągnąć wniosek, że uszkodzona łopatka turbiny pracowała w temperaturze spalin powyżej maksymalnie dopuszczalnej 1013 K. Rozrost tej fazy prowadzi do koagulacji wydzieleń i zmiany kształtu z kuboidalnego na płytkowy. Wskutek tego zmalała żaroodporność i żarowytrzymałość stopu. Literatura 1. Błachnio J., Dutkiewicz J., Salamon A.: The effect of cyclic deformation in a 13% Cr ferritic steel on structure and Barkhausen noise level. Materials Science and Engineering, A. Vol.323, Błachnio J., Bogdan M.: A non-destructive method to assess a degree of overheating of gas turbine blades. Journal of Polish CIMAC Błachnio J.: The effect of changing loads affecting the martensite steel on its structure and the Barkhausen noise level. NDT & E INTERNATIONAL. Vol. 41, No 4, Błachnio J.: Efekt Barkhausena w diagnostyce elementów maszyn. Monografia. Wydawnictwo Naukowe Instytutu Technologii Eksploatacji, Radom Błachnio J.: The effect of high temperature on the degradation of heat-resistant and high-temperature alloys. Solid State Phenomena 2009, Vols ,. 6. Błachnio J.: Examination of changes in microstructure of turbine vanes with the use of non-destructive methods. Journal of Polish CIMAC 2010, Vol. 5, nr Błachnio J., Bogdan M.: A non-destructive method to assess condition of gas turbine blades, based on the analysis of blade-surface image. Russian Journal of Nondestructive Testing 2010, Vol. 46, No Błachnio J., Bogdan M., Kułaszka A.: New non-destructive methods of diagnosing health of gas turbine blades. [w:] Advances in Gas Turbine Technology, InTech, 2011.

21 20 Józef BŁACHNIO 9. Błachnio J., Pawlak W.I.: Damageability of gas turbine blades - evaluation of exhaust gas temperature in front of the turbine using a non-linear observer. [w:] Advances in Gas Turbine Technology, InTech, Błachnio J., Spychała J., Chalimoniuk M: Nieniszcząca metoda tomografii komputerowej do oceny stanu łopatek turbiny gazowej. [w:] Problemy badań i eksploatacji techniki lotniczej, t. 8. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Błachnio J., Kułaszka A.: Nieniszcząca metoda termograficzna do oceny stanu łopatek turbiny gazowej, [w:] Problemy badań i eksploatacji techniki lotniczej, T. 8. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Dubiel B.: Microstructyral Changes during Creep of Single-Crystalline Nickel-Base Superalloys. Dissertations Monographs 235, University of Science and Technology Press, Kraków Koizumi Y., Kobayashi T.i in.: Third generation single crystal superalloys with excellent processability and phase stability. Proc. of 6th Liège conference, Part II, Belgium, 1998, pp Kownacki C., Błachnio J.: Ocena zmian naprężeń własnych w funkcji głębokości warstwy wierzchniej z wykorzystaniem transformaty falkowej sygnału efektu Barkhausena. Zagadnienia Eksploatacji Maszyn 2004, z Majka H., Sieniawski J.: Badania kinetyki i koagulacji fazy γ' w superstopie niklu EI-867. Archiwum Nauki o Materiałach 1998, t. 4, nr Magalhăes L., Seabra J., Să C.: Experimental Observations of Fatigue Crack Mechanisms for Austempered Ductile Iron (ADI) Disco. Wear, Paton B.: Żaroprocznost litiejnych nikieliewych spławow i zaszczuta ich ot okislienija. Naukowa Dumka, Kijew Palma E., Mansur T., Silva S. Jr., Alvarenga A. Jr.: International Journal of Fatigue, 2005, ss Szczotok A., Chmiela B., Sozańska M.: Grain Imaging and Measurement on Cross- Section of Turbine Blade Using EBSD and Optical Methods. Inżynieria Materiałowa 2009, nr Socha G.: International Journal of Fatigue, 2003, ss Tajra S. Otani R.: Tieorija wysokotiempieraturnoj procznosti matieriałow. Mietałurgija, Moskwa 1986.

22 Leszek CWOJDZIŃSKI Departament Polityki Zbrojeniowej MON Andrzej PAZUR Andrzej SZELMANOWSKI Jerzy BOROWSKI Sławomir MICHALAK Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. SYSTEMY ANTYKOLIZYJNE NA STATKACH POWIETRZNYCH W artykule przedstawiono wyniki przeprowadzonych w ITWL badań modelowych w zakresie wiarygodności informacji otrzymywanej z wybranych systemów antykolizyjnych typu TCAS i EGPWS oraz możliwości zastosowania jej do nahełmowej prezentacji danych dla statków powietrznych. Omówiono wybrane metody i układy wykorzystywane do wspomagania pilota w zakresie ostrzegania o sytuacji zagrożenia kolizją (zobrazowanie monitorowe) oraz przedstawiono wybrane wyniki analizy prawdopodobieństwa kolizji statków powietrznych w kontrolowanej przestrzeni powietrznej. Słowa kluczowe: systemy antykolizyjne, nahełmowe systemy prezentacji danych. 1. Wprowadzenie Jednym z elementów zwiększenia bezpieczeństwa lotniczych systemów transportowych jest zastosowanie tzw. systemów antykolizyjnych, wspomagających komunikację systemu antropotechnicznego człowiek statek powietrzny. Współczesne zintegrowane systemy awioniczne (wykorzystujące systemy antykolizyjne) obejmują m.in. układy ostrzegające o potencjalnym zderzeniu pomiędzy statkami powietrznymi w locie (typu TCAS w zakresie powietrze powietrze) oraz o zderzeniu statku powietrznego z ziemią (typu EGPWS w zakresie powietrze ziemia). Zadaniem systemu TCAS (Traffic Collision Avoidance System) jest ograniczenie możliwości kolizji w powietrzu poprzez ostrzeganie pilota o zbliżaniu się innych samolotów. EGPWS (Earth Ground Proximity Warning System) to sys-

23 22 L. CWOJDZIŃSKI, A. PAZUR, A. SZELMANOWSKI, J. BOROWSKI, S. MICHALAK tem ostrzegający pilotów o odległości ich samolotu w stosunku do ziemi. Systemy te umożliwiają nie tylko bezpośrednie informowanie załogi statku powietrznego o wystąpieniu sytuacji zagrożenia kolizją (co jest bardzo ważne podczas lotów manewrowych i podczas podejścia do lądowania), ale także podają komendy dyrektywne (nakazujące czynności niezbędne do wykonania manewru ominięcia przeszkody). Utrzymanie statku powietrznego jako wartościowego środka bojowego na współczesnym polu walki wymaga stałego podwyższania jego zdolności operacyjnych i zdolności przetrwania. Prowadzone obecnie prace rozwojowe w zakresie systemów antykolizyjnych wskazują na możliwości wykorzystania informacji o sytuacji zagrożenia kolizją w nahełmowych systemach prezentacji danych, m.in. w SWPL-1 Cyklop, zbudowanym w Zakładzie Awioniki ITWL [2]. 2. Antykolizyjny system ostrzegawczy TCAS a nahełmowy system zobrazowania danych W zależności od przeznaczenia statku powietrznego i stopnia komplikacji zintegrowanego systemu awionicznego, pilot dzięki nahełmowemu systemowi zobrazowania otrzymuje dane o położeniu przestrzennym statku powietrznego, dane radionawigacyjne, informacje o celach i posiadanej broni. Współczesne, zachodnie rozwiązania w zakresie systemów antykolizyjnych bazują na rozwiązaniach informatycznych, a typowy system TCAS stanowi analogię systemu komputerowego. System TCAS monitoruje przestrzeń powietrzną otaczającą samolot poprzez nasłuchiwanie sygnałów z transponderów radaru wtórnego innych statków powietrznych, które mogą stwarzać zagrożenie, oraz porozumiewanie się z innymi samolotami wyposażonymi w system TCAS, koordynując odpowiednie do sytuacji manewry. System wyświetla na wskaźnikach informacje o sytuacji w powietrzu, ostrzega komunikatami głosowymi o możliwości kolizji w powietrzu oraz w razie konieczności doradza (nakazuje) manewr poziomy niezbędny do uniknięcia kolizji. Wysyła i odbiera następujące informacje o samolotach stwarzających zagrożenie: zasięg pomiędzy własnym samolotem a samolotem mogącym stworzyć zagrożenie, względny namiar do samolotu stwarzającego zagrożenie, wysokość oraz prędkość pionową samolotu mogącego stworzyć zagrożenie oraz prędkość zbliżania się do siebie samolotów znajdujących się na kursach kolizyjnych. Przy użyciu tych danych system przewiduje czas i odległość od potencjalnego punktu kolizyjnego z samolotem, którego ruch stwarza zagrożenie. TCAS II powinien przewidzieć, czy granica bezpieczeństwa może zostać przekroczona i w takim przypadku wygenerować sygnały ostrzegawcze (TA Traffic Advisory) w celu ostrzeżenia, że punkt kolizyjny jest w pobliżu.

24 Systemy antykolizyjne na statkach powietrznych 23 Jeżeli samolot stwarzający zagrożenie będzie kontynuował lot na kierunku kolizyjnym, system wyda ostrzeżenie nakazowe (Resolution Advisory) mające na celu zapewnienie bezpiecznej separacji pionowej pomiędzy samolotami znajdującymi się na kursach kolizyjnych. System TCAS wypracowuje nakazy zapewniające bezpieczną separację, z założeniem, że czas reakcji wynosi 5 s [3, 4]. Nakazy zwiększające separację pionową lub zmiana ich kierunku wymagają reakcji w ciągu 2,5 s (rys. 1). Rys. 1. Strefy ostrzegania TCAS [3] Dwa samoloty wyposażone w system TCAS będą koordynowały swoje nakazy (RA) przy użyciu transponderów pracujących w modzie S. Koordynacja ta zapewnia wygenerowanie przeciwstawnych ostrzeżeń na samolotach lecących na kursach kolizyjnych. Piloci powinni płynnie, ale stanowczo wykonywać zalecane manewry. Nigdy nie wolno wykonywać manewrów w przeciwną stronę do nakazanych przez system TCAS. System może śledzić do 60 statków powietrznych jednocześnie i wyświetlić na wskaźnikach do 30 samolotów. Wskazania doradcze uwzględniają niewielkie odchyłki od wyliczonej ścieżki lotu w chwili generowania separacji pionowej. System może wyświetlać na wskaźnikach cztery rodzaje ostrzeżeń zależne od położenia samolotu mogącego stworzyć zagrożenie oraz jego prędkości zbliżania się do własnego samolotu. Symbole te zmieniają kolor i kształt, tak aby odpowiednio przedstawić poziom zagrożenia i zwrócić uwagę pilota. Symbole ruchu mogą również być połączone z informacją różnicy wysokości (wysokości względnej) pomiędzy samolotami wyrażonej w setkach stóp. Dodatkowo może być wyświetlana informacja, czy samolot intruz wznosi się, opada, czy też zachowuje stały poziom lotu. Znak + przy cyfrach wysokości względnej oznacza, że samolot intruz znajduje się powyżej, a - że samolot intruz znajduje się poniżej. Strzałka do góry oznacza, że samolot na kursie kolizyjnym

25 24 L. CWOJDZIŃSKI, A. PAZUR, A. SZELMANOWSKI, J. BOROWSKI, S. MICHALAK ( intruz ) wznosi się z prędkością 500 stóp/minutę lub większą, natomiast strzałka w dół oznacza, że samolot zniża lot z prędkością 500 stóp/minutę lub większą. Cyfry oznaczające wysokość względną oraz tendencję lotu poziomego (wznoszenie, opadanie) nie będą wyświetlane, jeśli samolot intruz nie posiada funkcji odpowiedzi, w której zawarty jest raport o wysokości (NAR Non Altitude Reporting). Jeżeli natomiast wystąpi błąd w określeniu namiaru na samolot intruza, na ekranie wyświetli się napis NO BEARING (rys. 2) [1, 6]. Rys. 2. Przykłady zobrazowania sytuacji powietrznej (ruch niestwarzający zagrożenia, ruch, który może stworzyć zagrożenie, ruch potencjalnie stwarzający zagrożenie i ostrzeżenia nakazowe) [6] Każdy pilot ma możliwość sterowania nakładaniem danych z TCAS poprzez ich własne pulpity sterowania oraz wskaźniki. Informacje wyświetlane z systemu TCAS mają zapewnić lepsze zobrazowanie ruchu powietrznego i zróżnicowanie poziomów zagrożenia (rys. 3) [4]. Rys. 3. Przykłady zobrazowania ruchu powietrznego i zróżnicowanie poziomów zagrożenia [4]

26 Systemy antykolizyjne na statkach powietrznych System ostrzegania EGPWS a nahełmowy system zobrazowania danych System EGPWS przeznaczony jest do informowania pilota o nadmiernej prędkości zbliżania się do ziemi, nagłym zmniejszeniu wysokości lotu bez zmiany prędkości pionowej samolotu, nagłym zmniejszeniu się prędkości bez zmiany wysokości samolotu, konieczności wypuszczenia klap, nadmiernej dolnej odchyłce ścieżki schodzenia, zbyt dużym przechyleniu, możliwości zderzenia z przeszkodą terenową lub budowlaną, dostarcza również komunikaty o wysokości lotu podczas lądowania. System EGPWS wykorzystuje dane z terenowej bazy danych, systemów pilotażowych i radionawigacyjnych. Na podstawie tych informacji wypracowywane są ostrzeżenia o zbliżaniu do ziemi. Piloci otrzymują komunikaty głosowe oraz sygnalizację świetlną z odpowiednim wyprzedzeniem, tak aby umożliwić wyprowadzenie samolotu z sytuacji niebezpiecznej [5]. W zależności od sytuacji i fazy lotu wyodrębniono sześć trybów działania EGPWS. 1. Przekroczenie prędkości schodzenia udziela ostrzeżenia "sink rate" przy zbyt gwałtownym zmniejszaniu wysokości lotu. W fazie podejścia końcowego ostrzeżenie jest włączane przy przekroczeniu prędkości pionowej 1000 stóp na sekundę (305 m/s). 2. Wznoszenie się elewacji terenu w odległości 90 sekund lotu od spodziewanego miejsca przecięcia się toru lotu z powierzchnią ziemi system udziela informacji "caution, terrain" i zapala lampkę "TERR". W odległości 30 sekund od miejsca prognozowanej kolizji włącza się ostrzeżenie "terrain terrain pull up, pull up" i lampka ostrzegawcza "PULL UP". 3. Utrata wysokości po starcie system generuje ostrzeżenia "don't sink" (lampka "TERR"), jeżeli do wysokości bezwzględnej 50 stóp (15,2 m) samolot przejdzie do zniżania. Tryb ten jest aktywny do czasu osiągnięcia wysokości 700 stóp (213 m) nad przeszkodami. 4. Przekroczenie wysokości 500 stóp (152,4 m) nad powierzchnią terenu zmniejszenie wysokości bezwzględnej do 500 stóp jest sygnalizowane głosem: "five hundred". Tryb ten włącza się, gdy samolot leci blisko terenu i tryby 1 i 2 są nieaktywne. 5. Podejście poniżej ścieżki schodzenia sygnalizuje zejście poniżej 3-stopniowej ścieżki schodzenia. Aktywuje się w czasie podejścia według ILS, po wypuszczeniu podwozia. 6. Ostrzeżenie o nadmiernym przechyleniu włącza się przy przekroczeniu kąta przechylenia w zależności od wysokości: 40 przy 150 stopach (46 m) nad ziemią do 10 na wysokości 30 stóp (9 m).

27 26 L. CWOJDZIŃSKI, A. PAZUR, A. SZELMANOWSKI, J. BOROWSKI, S. MICHALAK Rys. 4. Przykład nadmiernej prędkości zbliżania do ziemi nad zróżnicowanym terenem [5] Tryb pracy przedstawiony na rys. 4 odpowiada fazie lotu podczas podejścia do lądowania nad zróżnicowanym terenem. Wejście samolotu podczas lądowania w strefę zagrożenia sygnalizowane będzie powtarzającym się komunikatem głosowym "TERRAIN, TERRAIN" oraz włączeniem się czerwonej lampki ostrzegawczej. Po włączeniu lampki sygnalizacyjnej słyszalny jest głosowy komunikat "PULL UP". Po usłyszeniu któregokolwiek z komunikatów należy bezzwłocznie zwiększyć wysokość aż do wyłączenia się sygnalizacji świetlnej i głosowej. Sygnalizacja i komunikaty systemu EGPWS są wyświetlane na wskaźniku wyświetlacza poniżej linii horyzontu. Komunikat PULL UP oraz status GPWS SA wyświetlane są na czerwono, gdy system EGPWS generuje ostrzeżenia podstawowe (tak jak np. komunikat SINK RATE) oraz ostrzeżenia terenowe. Komunikaty migają przez pięć sekund, a następnie są wyświetlane w trybie ciągłym. Stan GPWS jest wyświetlany na żółto, kiedy tryby ostrzegawcze lub terenowe są aktywne (rys. 5) [5]. Rys. 5. Sygnalizacja i komunikaty systemu EGPWS są wyświetlane na wskaźniku wyświetlacza poniżej linii horyzontu. Komunikat PULL UP oraz status GPWS [5]

28 Systemy antykolizyjne na statkach powietrznych 27 Komunikaty ostrzegawcze generowane są pojedynczo. W przypadku jednoczesnego wystąpienia kilku komunikatów pojawiają się w odpowiedniej kolejności, zaczynając od komunikatu o najwyższym priorytecie. W tabeli 1 przedstawiono komunikaty ostrzegawcze generowane w odpowiednim trybie pracy systemu [5]. Głosowe komunikaty ostrzegawcze [5] Tabela 1 Lp. KOMUNIKATY GŁOSOWE 1 BANK ANGLE Graniczny kąt przechylenia 2 DON T SINK Nie opadaj 3 FIVE HUNDRED Przekroczenie wysokości 500 stóp AGL 4 GLIDESLOPE Ścieżka podejścia (zejście poniżej ścieżki podejścia) 5 MINIMUS, MINIMUS Osiągnięcie wysokości decyzji 6 PULL UP Zwiększ wysokość 7 SINK RATE Nadmierne opadanie 8 TERRAIN, TERRAIN Nadmierna prędkość zbliżania do ziemi 9 TOO LOW, FLAPS Niska wysokość, wypuść klapy 10 TOO LOW, TERRAIN Niewystarczająca separacja nad terenem 11 OBSTACLE, OBSTACLE Przeszkoda (budowla, antena itp.) 12 CAUTION TERRAIN Uwaga teren 13 CAUTION OBSTACLE Uwaga przeszkoda Wychodząc naprzeciw tym wymaganiom oraz w celu poprawy tzw. świadomości sytuacyjnej załóg w zakresie ostrzegawczych systemów antykolizyjnych, istnieje możliwość zobrazowania na wyświetlaczu nahełmowym podstawowych informacji m.in. o sytuacji w powietrzu, możliwości kolizji, a także ostrzegania pilota (załogi) przed nadmierną prędkością zbliżania się do ziemi. Zaopatrzenie pilota w coraz doskonalsze pomoce nawigacyjne pozwoli na efektywniejsze wykorzystanie systemu prezentacji danych w nahełmowych systemach oraz podniesie bezpieczeństwo wykonywania lotów.

29 28 L. CWOJDZIŃSKI, A. PAZUR, A. SZELMANOWSKI, J. BOROWSKI, S. MICHALAK 4. Propozycja sposobu prezentacji danych z ostrzegawczych systemów antykolizyjnych w nahełmowych systemach zobrazowania Prezentacja danych z ostrzegawczych systemów antykolizyjnych na każdym statku powietrznym z zabudowanym urządzeniem TCAS i EGPWS potwierdziła, że taki system może być zintegrowany z nahełmowym wyświetlaczem parametrów lotu SWPL-1 (rys. 6). Autonomiczna wersja wyświetlacza nahełmowego znacznie wpłynie na poprawę bezpieczeństwa w czasie wykonywania lotów w trudnym terenie (np. w górach) czy w nocy z wykorzystaniem gogli noktowizyjnych NVG (ang. Night Vision Gogle) [6]. Głównym celem integracji i zarządzania nahełmowego systemu parametrów lotu na pokładzie śmigłowca wojskowego w zakresie ostrzegawczych systemów antykolizyjnych będzie poprawa świadomości sytuacyjnej pilota w każdych warunkach atmosferycznych poprzez zobrazowanie parametrów z ww. systemów w czasie realizacji zadań taktyczno-operacyjnych. Na wyświetlaczu dziennym i nocnym nahełmowego wyświetlacza parametrów lotu, zależnie od konfiguracji, wskazywane są następujące symbole samolotów intruzów : ruch niegroźny wyświetlany jako otwarty diament (niewypełniony), bliski ruch, który może stworzyć zagrożenie wyświetlany jako wypełniony biały diament, bliski ruch stwarzający zagrożenie (TA Traffic Advisory) wyświetlany jako żółty wypełniony okrąg oraz bezpośrednie zagrożenie (RA Resolution Advisory) wyświetlany jako wypełniony czerwony kwadrat. Rys. 6. Nahełmowy wyświetlacz parametrów lotu SWPL-1 przykład zobrazowania sytuacji zagrożenia w dzień i w nocy [2, 3]

30 Systemy antykolizyjne na statkach powietrznych 29 Na planszy operacyjnej OPER nahełmowego wyświetlacza parametrów lotu SWPL-1 przedstawiono propozycje zobrazowania ostrzegawczych systemów antykolizyjnych TCAS i EGPWS. Pilot podczas wykonywania zadania bojowego może wybierać jedną z plansz, która w danej fazie lotu jest mu niezbędna (rys. 6) OPER BCor 1013/760,0 FAIL RA WARN 2 R NWN 78% -10 GPWS TA/RA Rys. 7. Nahełmowy wyświetlacz parametrów lotu SWPL-1 przykład zobrazowania sytuacji zagrożenia na planszy OPER [2] 5. Podsumowanie Nahełmowy system parametrów lotu SPL-1 Cyklop pozwala na bezpośrednie zobrazowanie informacji z ostrzegawczych systemów antykolizyjnych i podaje komendy dyrektywne związane z ostrzeżeniem o sytuacjach niebezpiecznych w czasie lotu. Każdy śmigłowiec wojskowy wyposażony w systemy TCAS i EGPWS poszerzy swoje możliwości użytkowe i zyska wielofunkcyjność w zakresie wykonywanych zadań operacyjno-taktycznych. Wprowadzenie na pokład śmigłowców nowoczesnych systemów zobrazowania nahełmowego pozwalających na prezentację danych uzyskanych z systemów antykolizyjnych w nahełmowym systemie parametrów lotu SWPL-1 wydaje się idealnym rozwiązaniem. Zobrazowanie na wyświetlaczu nahełmowym ważnej informacji, jaką jest m.in. ostrzeżenie załogi przed kolizją z innym statkiem powietrznym lub przed szybkim zbliżaniem się do ziemi (przeszkody), podwyższyłoby nie tylko świadomość sytuacyjną

31 30 L. CWOJDZIŃSKI, A. PAZUR, A. SZELMANOWSKI, J. BOROWSKI, S. MICHALAK pilota w ramach wykonywanego zadania, ale również skróciłoby czas reakcji w przypadku zagrożenia, dając w efekcie lepsze wykorzystanie tego systemu. Ponadto zasadniczym celem integracji i zarządzania nahełmowego systemu parametrów lotu na pokładzie wojskowego statku powietrznego w zakresie ostrzegania przez systemy antykolizyjne będzie znaczne podniesienie poziomu bezpieczeństwa lotów w lotnictwie śmigłowcowym, odciążenie pilota/załogi poprzez brak konieczności ciągłej obserwacji wskaźników na kokpicie w czasie realizacji zadań lotniczych. Otwarta architektura nahełmowego wyświetlacza parametrów lotu oraz kontrola nad oprogramowaniem integracyjnym opracowanym w ITWL pozwala na przygotowywanie integracji z systemami antykolizyjnymi oraz zarządzanie, tworząc nowoczesny nahełmowy system zobrazowania parametrów pilotażowonawigacyjnych dla polskich śmigłowców wojskowych. Literatura 1. Allied Signal Collision Avoidance System CAS 67 ACAS II Pilot s Guide. USA Borowski J. i inni.: System wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 dla śmigłowców Mi-17. Opis techniczny i instrukcja użytkowania. BT ITWL, Warszawa System antykolizyjny TCAS II CAS 67A. Opis techniczny samolotu M28B/PT. Mielec 2010, CZĘŚĆ III URE. 4. System antykolizyjny TCAS Opis techniczny samolotu M28B/PT GLASS COCKPIT. Mielec 2010, CZĘŚĆ III URE. 5. System ostrzegania EGPWS. Opis techniczny samolotu M28B/PT. Mielec 2010, CZĘŚĆ II OSPRZĘT. 6. TCASII/ACASII, Collision Avoidance System User s Manual. USA 2000.

32 Wojciech DZIĘGIELEWSKI Grażyna KARP Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. TENDENCJA ZMIAN WYBRANYCH PARAMETRÓW EKOLOGICZNYCH PALIW W niniejszym artykule przedstawiono zmiany, jakim ulegały na przestrzeni lat wymagania dotyczące zawartości siarki w paliwach do silników lądowych, morskich i lotniczych. Zmiany te są szczególnie widoczne dla benzyn silnikowych i oleju napędowego i związane są przede wszystkim z polityką proekologiczną zmierzającą do ograniczenia emisji związków siarki do atmosfery. Nieco inaczej przebiegają one dla paliw żeglugowych, z powodu m.in. specyficznych wymagań stawianych przez silniki okrętowe. W kwestii paliw lotniczych dopiero zaczynają się zmiany, ale paliwa te jeszcze nie są objęte normami ekologicznymi. Słowa kluczowe: benzyny, olej napędowy, paliwo żeglugowe, paliwo lotnicze, ekologia i środowisko naturalne, emisja szkodliwych substancji. 1. Wstęp Rozwój motoryzacji przyczynił się do rewolucyjnych zmian w sposobie życia oraz wywarł ogromny wpływ na rozwój gospodarczy. Na początku doprowadził do poprawy stanu środowiska naturalnego, szczególnie w dużych miastach, ponieważ zwiększony ruch pojazdów mechanicznych zmniejszył zanieczyszczenie odchodami zwierzęcymi. Jednak masowe użytkowanie pojazdów spowodowało w konsekwencji wielostronne, negatywne oddziaływanie na środowisko. Wśród zagrożeń związanych z eksploatacją i obsługą pojazdów silnikowych największe znaczenie ma obciążenie atmosfery zanieczyszczeniami pochodzącymi ze spalania paliw w środkach transportu. Udział transportu samochodowego w ogólnej emisji zanieczyszczeń do atmosfery jest bardzo wysoki. W działania związane z ograniczaniem niekorzystnego wpływu na otoczenie, oprócz producentów pojazdów, zaangażowali się również producenci paliw. W ostatnich latach w przemyśle rafineryjnym zaszły bardzo duże zmiany spowodowane m.in. wzrastającymi wymaganiami stawianymi paliwom. Dotyczy to

33 32 Wojciech DZIĘGIELEWSKI, Grażyna KARP szczególnie aspektów ekologicznych. Zaobserwowano tendencje rozwojowe zmierzające do zmniejszenia emisji szkodliwych składników spalin do atmosfery. Znaleziono kilka dróg do osiągnięcia tego celu. Jedną z nich jest zapewnienie odpowiednio wysokiej jakości paliwa. Można to osiągnąć przez: optymalizację składu chemicznego w kierunku zapewnienia właściwych warunków spalania przy jednoczesnym zastosowaniu jak najmniej toksycznych komponentów (np. ograniczenie zawartości związków aromatycznych, wprowadzenie związków tlenowych itp.), całkowite wyeliminowanie lub redukcję składników, które w procesie eksploatacji są szkodliwe dla środowiska (np. benzen, ołów, siarka, wielopierścieniowe węglowodory aromatyczne), zastosowanie alternatywnych źródeł energii (np. w formie biokomponentów do paliw ciekłych, ogniw wodorowych, paliw gazowych itp.). W ostatnim okresie zmiany właściwości paliw w Polsce są następstwem analogicznych zmian Europie. Unia Europejska określiła stosowne wymagania w swoich dyrektywach dotyczących m.in. wymagań jakościowych dla benzyn i olejów napędowych (np. 98/70/EU oraz zastępująca ją 2003/17/EU) [31] [32]. Intensywność wprowadzania koncepcji ekologizacji paliw można najlepiej prześledzić na przykładzie zmian wymagań normatywnych, które są wszechobecne w przemyśle naftowym. 2. Ewolucja zmian wybranych wymagań ekologicznych" dla benzyn silnikowych Najistotniejsze zmiany można zaobserwować, śledząc wymagania dotyczące zawartości siarki (rys. 1). Do końca lat 80. produkowano benzyny zawierające ponad 0,10% (m/m) siarki (bardzo często udział ten wynosił 0,12 do 0,15% (m/m) i więcej). W 1992 r. wprowadzono do obowiązkowego stosowania normę PN-92/C [7 11], w której ograniczono ten parametr do wartości 0,10% (m/m). Jednocześnie zezwolono rafineriom południowym produkować do końca 1993 r. benzyny o zawartości siarki 0,15% (m/m). W rzeczywistości eksploatowano paliwo zawierające średnio od 0,07 do 0,15% (m/m) siarki. Wartość 0,10% (m/m) podtrzymano w kolejnej nowelizacji PN-99/C [13]. W tym samym roku wprowadzono rewolucyjną wręcz zmianę. Po wprowadzeniu normy PN-EN 228:1999 [24], będącej wdrożeniem EN 228:1993,

34 Tendencja zmian wybranych parametrów ekologicznych paliw 33 ograniczono zawartość siarki do 0,05% (m/m) (500 ppm). W 2003 r. było to już tylko 250 ppm (wg PN-EN 228:2003 [26], wprowadzającej EN 228:1999). Na tym jednak nie poprzestano. Dyrektywą 98/70/EU [31], uwzględniającą postanowienia EN 228:2003 [26], zmniejszono ten parametr do 150 ppm (do końca roku 2004), a od 2005 r. do 50 ppm. Jednocześnie zobowiązano rządy krajów UE do podjęcia działań zmierzających do wprowadzenia na rynki benzyny o zawartości siarki maksimum 10 ppm. Taka granica obowiązuje dla wszystkich paliw wprowadzanych do obrotu po 1 stycznia 2009 r. Do tych wymagań dostosowano również prawo polskie i zacytowano je w rozporządzeniu MGPiPS do ustawy z 10 stycznia 2003 r. o systemie monitorowania i kontrolowania jakości paliw ciekłych (Dz.U., ) Zawartość siarki, ppm Rys. 1. Zawartość siarki w benzynach silnikowych według wymagań krajowych w latach [7 11, 13, 23 30] Lata Inne parametry też się zmieniały, choć nie w sposób tak bardzo dynamiczny. Zawartość ołowiu w etylinach od dopuszczalnej granicy 0,30 g/l, od 1992 r. ograniczono do 0,15 g/l. W międzyczasie w 1994 r. wyprodukowano etylinę 94A [9] o zawartości ołowiu do 0,12 g/l i dodatkowo zawierającą alkohol. W 2000 r. największe krajowe rafinerie zaprzestały produkcji etylin. Benzyny nieetylizowane (np. Eurosuper 95, 98) nie zawierały praktycznie ołowiu (dopuszczalne normą granice to 0,015 g/l) [24]. W normie wprowadzonej w 1999 r. pojawiło się ograniczenie dotyczące zawartości benzenu, jako związku rakotwórczego, do 5,0% (V/V). Obecnie dopuszcza się zawartość tego węglowodoru aromatycznego na poziomie max 1,0% (V/V).

35 34 Wojciech DZIĘGIELEWSKI, Grażyna KARP 0,350 0,300 Zawartość ołowiu, g/l 0,250 0,200 0,150 0,100 etylizow ane nieetylizow ane 0,050 0, Lata Rys. 2. Zawartość ołowiu w benzynach silnikowych według wymagań krajowych w latach [7 11, 13, 23 30] 6,00 5,00 Zawartość benzenu, %(V/V) 4,00 3,00 2,00 1,00 0, Rys. 3. Zawartość benzenu w benzynach silnikowych według wymagań krajowych w latach [7 11,13, 23 30] Lata Zachodzące zmiany jakościowe były związane nie tylko z ekologią. Można je przedstawić poprzez zobrazowanie zastępowania starszych gatunków benzyn silnikowych, benzynami coraz to nowocześniejszymi, bardziej ekologicznymi, a jednocześnie w lepszym stopniu spełniającymi coraz wyższe wymagania nowoczesnych silników.

36 Tendencja zmian wybranych parametrów ekologicznych paliw 35 RON Pb 98 Pb 95 94A U od Wycofanie z produkcji rafinerii benzyn etylizowanych lata 80-te lata 90-te Rys. 4. Liczba oktanowa badawcza benzyn produkowanych w Polsce od 1934 r. 3. Tendencje zmian wymagań dla oleju napędowego Podobnie jak w przypadku benzyn najwidoczniejsze zmiany zachodziły w kwestii zawartości siarki w oleju napędowym (rys. 5). Po II wojnie światowej, wg normy PN/C z 1949 r. [1], zawartość siarki wynosiła maksymalnie 1% (m/m). W roku 1955 [2] zmieniono to dla olejów klasy I (do silników szybkoobrotowych) na 0,1% (m/m), dla klasy II max 0,2% (m/m), a dla klasy III max 0,5% (m/m). W 1967 r. [4] pojawiła się norma PN-67/C , zastępująca dwa dokumenty standaryzacyjne określające wymagania dla olejów napędowych DS i DZ, tj. PN-61/C [3], oraz dla olejów napędowych PN-55/C [2]. Z nieznanych obecnie przyczyn zezwolono na zwiększenie zawartości siarki dla paliw lekkich z rop średniosiarkowych do 0,6% (m/m), z rop wysokosiarkowych do 1% (m/m). Dla paliw zimowych wartości zawierały się w przedziale od 0,2% (m/m) do 0,6% (m/m). W 1992 r. (PN-92/C-96051) [6] dla wszystkich odmian oleju napędowego ograniczono zawartość siarki do poziomu 0,3% (m/m). Podobnie jak w przypadku benzyn, w 1999 r. wprowadzono wymagania wzorowane na normach europejskich. PN-EN 590 (wdrożenie EN 590:1993) [15] dopuściła obecność siarki zaledwie 0,20% (m/m). Na drodze dystrybucyjnej w 2002 r., przed wprowadzeniem wzorem EN 590:1999 zawartości siarki na poziomie 350 ppm (0,035 % (m/m)), Minister Gospodarki rozporządzeniem z r. wprowadził ograniczenie zawartości siarki do 500 ppm. W rze-

37 36 Wojciech DZIĘGIELEWSKI, Grażyna KARP czywistości już w 2000 r. na rynku pojawiło się paliwo do silników z zapłonem samoczynnym zawierające do 50 ppm siarki. Dyrektywą 2003/17/EU [33] nakazano rządom podjęcie działań zmierzających do wprowadzenia paliwa o zawartości 10 ppm siarki, aby od roku 2009 sprzedawać wyłącznie paliwo zawierające do 10 ppm siarki Zawartość siarki, ppm Rys. 5. Zawartość siarki w oleju napędowym według wymagań krajowych w latach [1 6, 15 22, 29, 30] Lata 4. Paliwo do silników okrętowych Pierwsza norma wyszczególniająca wymagania dla paliw do wolnoobrotowych silników okrętowych (klasa II wg PN-67/C-96048) [4] została opracowana w 1967 r. i podawała zawartość siarki max 1,2% (m/m). Dopuszczała nawet 2% (m/m) siarki po uzgodnieniu z odbiorcą. Dla paliwa DS (do silników szybkoobrotowych) zawartość siarki wynosiła max 0,2% (m/m). W 1974 r. ww. dokument zastąpiono normą PN-74/C [5], w której dopuszczono wyższą zawartość siarki: dla klasy I z rop niskosiarkowych: max 0,5% (m/m) z rop siarkowych: max 1,5% (m/m), dla klasy II (z rop siarkowych): max 2,8% (m/m), dla klasy III (z rop siarkowych): max 3% (m/m). Dopiero w 1993 r. zmniejszono normatywną zawartość siarki w paliwach destylacyjnych lekkich od 0,5 do 1,5% (m/m), a w pozostałościowych do 1,5% (m/m) [12].

38 Tendencja zmian wybranych parametrów ekologicznych paliw 37 W 1994 r. w Rafinerii Gdańsk SA wprowadzono do produkcji paliwo DS o zawartości siarki 0,2% (m/m) [14]. W przypadku paliw przeznaczonych do okrętownictwa tempo ograniczania obecności siarki jest znacznie mniejsze, z powodu specyficznych wymagań konstrukcyjnych silników Zawartość siarki, ppm silniki wwolnoobrotowe e silniki szybkoobrotowe e Lata Rys. 6. Zawartość siarki w paliwie okrętowym według wymagań krajowych w latach [3, 5, 12, 14] 5. Paliwo lotnicze W ostatnich latach prowadzone są prace zmierzające do dostosowania krajowych produktów pochodzenia naftowego do standardów europejskich i światowych, które stawiają wysokie wymagania w zakresie ochrony środowiska. Jednocześnie dąży się do coraz szerszego wprowadzania biokomponentów, co pozwoli na zmniejszenie szkodliwego oddziaływania na środowisko naturalne. Zmiany klimatyczne są jednym z większych wyzwań stojących przed ludzkością. Istnieje konieczność podjęcia stosownych kroków zmierzających do redukcji emisji dwutlenku węgla. Transport lotniczy i żegluga morska mają podobny udział w emisji CO 2. Lotnicza technika napędowa oraz stosowane w niej paliwa nie są objęte normami ekologicznymi, mimo że sektor transportu ma rosnący udział w ogólnej emisji dwutlenku węgla w skali europejskiej i światowej. Jedną z możliwości ograniczenia emisji gazów cieplarnianych jest stosowanie paliw, które nie pochodzą ze źródeł kopalnych, np. sprężony gaz ziemny.

39 38 Wojciech DZIĘGIELEWSKI, Grażyna KARP Kolejnym krokiem jest stosowanie biopaliw jako domieszek do paliw klasycznych (biopaliwa pierwszej generacji). Ze wzrostem przewozów wiąże się wzrost emisji szkodliwych składników spalin, nie tylko dwutlenku węgla i wody, ale także tlenków azotu, cząstek stałych i węglowodorów. Emisje te powodują pogorszenie jakości powietrza, przyczyniają się również do antropogenicznego zwiększenia efektu cieplarnianego. Prowadzone są prace mające na celu zastosowanie paliw ze źródeł alternatywnych, aby transport był neutralny dla środowiska naturalnego pod względem emisji gazów cieplarnianych. W krótkim okresie potrzebne będzie paliwo, którym można byłoby chociaż częściowo zastąpić obecnie stosowane paliwo lotnicze. 6. Podsumowanie Zarówno w przemyśle rafineryjnym, jak i na rynku paliwowym zaobserwowano tendencję do ciągłego obniżania zawartości siarki w paliwach. Szczególnie jest to zauważalne w ostatnich latach, gdy zostały wdrożone umowy międzynarodowe. Na obszarze Unii Europejskiej najbardziej skutecznymi dokumentami wymuszającymi zmiany w krajach członkowskich są dyrektywy. Poważne obniżenie zawartości siarki, oprócz oczywistych zalet dla środowiska, wymusza na producentach modyfikację kompozycji dodatków. Polega ona głównie na konieczności zapewnienia właściwej smarowności, która wcześniej była osiągana przez obecność polarnych związków siarki. Zauważalna jest wolniejsza tendencja do usuwania siarki z paliw morskich, m.in. z powodu szczególnych wymogów stawianych przez silniki morskie i ich środowisko pracy. Związane jest to przede wszystkim ze specyfiką konstrukcji silników stosowanych w okrętownictwie. Literatura 1. PN/C z 1949 r. Przetwory naftowe Oleje napędowe (gazowe) Warunki techniczne. 2. PN-55/C Przetwory naftowe Oleje napędowe. 3. PN-61/C Przetwory naftowe Oleje napędowe DS i DZ. 4. PN-67/C Przetwory naftowe Oleje napędowe. 5. PN-74/C Przetwory naftowe Oleje napędowe do silników okrętowych. 6. PN-92/C Przetwory naftowe Oleje napędowe lekkie. 7. PN-86/C-96025/04 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe. 8. PN-92/C-96025/03 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Etylina 86.

40 Tendencja zmian wybranych parametrów ekologicznych paliw PN-92/C-96025/04 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Etylina PN-92/C-96025/05 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Etylina PN-92/C-96025/06 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Benzyna bezołowiowa Eurosuper PN-93/C Przetwory naftowe Paliwa żeglugowe. 13. PN-99/C Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Benzyny etylizowane. 14. WT-3/94 Warunki techniczne RGSA Olej napędowy DS. 15. EN 590:1999 Automotive fuels Diesel requirements and test methods. 16. PN-EN 590:2002 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 17. EN 590:2003 Automotive fuels Diesel requirements and test methods. 18. PN-EN 590:2004 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 19. PN-EN 590: 2006 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 20. PN-EN 590: 2009 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 21. PN-EN 590+A1:2010 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 22. PN-EN 590+A1:2011 Paliwa do pojazdów samochodowych Oleje napędowe Wymagania i metody badań. 23. EN 228:1993 Automotive fuels Unleaded petrol Requirements and test methods. 24. PN-EN 228:1999 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Benzyny bezołowiowe. 25. PN-EN 228:2002 Przetwory naftowe Benzyny silnikowe Benzyny bezołowiowe. 26. PN-EN 228:2003 Paliwa do pojazdów samochodowych Benzyny bezołowiowe Wymagania i metody badań. 27. PN-EN 228:2006 Paliwa do pojazdów samochodowych Benzyny bezołowiowe Wymagania i metody badań. 28. PN-EN 228:2009 Paliwa do pojazdów samochodowych Benzyny bezołowiowe Wymagania i metody badań. 29. Rozporządzenie Ministra Gospodarki z r. 30. Rozporządzenie Ministra Gospodarki, Pracy i Polityki Socjalnej do ustawy z r. o systemie monitorowania i kontrolowania jakości paliw ciekłych (Dz. U. z ). 31. Dyrektywa 98/70/EU. 32. Dyrektywa 2003/17/EC.

41 40 Wojciech DZIĘGIELEWSKI, Grażyna KARP

42 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. PROBLEMY TOWARZYSZĄCE EKSPLOATACJI NISKOKRZEPNĄCYCH PŁYNÓW DO UKŁADÓW CHŁODZENIA SILNIKÓW SPALINOWYCH WE WSPÓŁCZEŚNIE STOSOWANYM SPRZĘCIE I PRÓBA ICH ROZWIĄZANIA Przedstawiono wyniki badań w zakresie opracowania kompozycji płynu chłodzącego (koncentratu płynu) opartego na bazie glikolu etylenowego i wody oraz selektywnie dobranych dodatków uszlachetniających do pakietu. Zaproponowano skład pakietu oparty na solach sodowych kwasów organicznych monokarboksylowych i dwukarboksylowych, alifatycznych i aromatycznych, uzupełniony o pasywatory metali oraz dodatek antypienny i barwnik. Ustalono skład jakościowy i ilościowy pakietu. Opracowano zasady sporządzania koncentratu według opracowanej receptury. Na podstawie opracowanej receptury zestawiono partię laboratoryjną koncentratu, którą poddano badaniom wstępnym i sprawdzającym. W badaniach wstępnych oceniono podstawowe właściwości fizykochemiczne koncentratu, a następnie skierowano go do badań na zgodność z wymaganiami PN-C-40007:2000 (badania sprawdzające). Rezultaty badań przedstawiono w postaci stabelaryzowanej, odnosząc wyniki do wymagań normy przedmiotowej. Na podstawie otrzymanych rezultatów stwierdzono, że kompozycja koncentratu oparta na zaproponowanym składzie dodatków charakteryzuje się wysoką jakością, potwierdzoną badaniami PN-C-40007:2000, a uzyskane pozytywne wyniki badań należy wiązać z obecnością kwasów organicznych w składzie pakietu. Słowa kluczowe: ciecze chłodzące, silniki spalinowe, wymagania. 1. Wprowadzenie Realizowany proces wdrażania nowych rodzajów sprzętu technicznego stawia wysokie wymagania wobec stosowanych w tym sprzęcie płynów eksploata-

43 42 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI cyjnych. Do płynów takich m.in. należą glikolowe niskokrzepnące płyny chłodzące, stosowane w układach chłodzenia silników spalinowych. Nowe rozwiązania konstrukcyjne, związane ze zwiększeniem stopnia sprężania oraz doładowania silnika, spowodowały wzrost temperatury na granicy ścianki tulei cylindrowej i cieczy chłodzącej, znacznie zaostrzając warunki eksploatacji płynu. Ma to szczególne znaczenie w grupie pojazdów o silnikach najbardziej wysilonych, w których płyn powinien charakteryzować się, w ekstremalnych warunkach pracy, nie tylko odpowiednimi właściwościami i stabilnością, ale także zapewnić niezbędny margines bezpieczeństwa eksploatacji układu chłodzenia. Ważnym elementem właściwości płynu, z tego punktu widzenia, jest zdolność ochronna płynu przed korozją w szerokim zakresie temperatur. 2. Dobór dodatków do glikolowych płynów chłodzących Istotnym składnikiem niskokrzepnących glikolowych płynów chłodzących, wpływającym na ich właściwości użytkowe, jest pakiet dodatków. Najważniejszą funkcję w pakiecie dodatków pełnią inhibitory korozji. W płynach chłodzących nowej generacji rolę tę odgrywają kwasy organiczne, których mechanizm działania różni się zdecydowanie od działania tradycyjnych inhibitorów korozji (amin, azotynów, fosforanów, krzemianów itp.). Występujące podczas pracy w silniku spalinowym wysokie temperatury powodują szereg niekorzystnych zmian w dodatkach (rozkład termiczny, wyczerpywanie się dodatku, wypadanie osadów), ograniczających po pewnym czasie stosowania przydatność eksploatacyjną płynu. Produkowane aktualnie w kraju płyny do chłodnic oparte są na pakietach dodatków i inhibitorów ukierunkowanych przede wszystkim na zabezpieczenie przed korozją stopów aluminiowych, będących materiałem większości współcześnie konstruowanych układów chłodzenia silników spalinowych. Podstawowym komponentem pakietu dodatków odpowiedzialnym za ochronę aluminium jest Silenal S wodny roztwór krzemianu sodowego z domieszką kompleksonów, o zawartości krzemionki ok. 21%. Dodatek ten uznawany jest za bardzo skuteczny inhibitor korozji aluminium. W pracach badawczych potwierdzono jednak jego stosunkowo małą stabilność [1]. Po pewnym okresie eksploatacji płynu opartego na krzemianach następuje wytrącanie się osadu, świadczące o zaniku właściwości ochronnych komponentów płynu. Tworzący się osad stanowi najczęściej galaretowatą (żelowatą) zawiesinę wypełniającą całą objętość płynu. Strukturę powstałego osadu stanowią, z dużym prawdopodobieństwem, skondensowane grupy krzemianowe [SiO 4 ], wskazujące na przechodzenie z formy rozpuszczalnej w żel. Żelifikacja roztworu

44 Problemy towarzyszące eksploatacji niskokrzepnących płynów do układów może zachodzić wtedy, gdy osiągnięta zostanie pewna graniczna liczba wiązań Si-O-Si, wówczas bowiem mogą powstawać odpowiednio duże agregaty cząstek koloidalnych. Wydzielający się osad zanieczyszcza płyn, oblepia ścianki, a tym samym może wprowadzać utrudnienia w wymianie ciepła w układzie chłodzenia oraz zaburzać funkcje jego pracy. Jeżeli nastąpi brak zdolności płynu do ochrony przed korozją wewnętrzne powierzchnie układu chłodzenia stają się szorstkie wskutek silnego wytrawienia, co w dalszej konsekwencji może prowadzić do powstawania nieszczelności i wycieków z układu. 3. Opracowanie koncentratu płynu z wykorzystaniem komponentów nowej generacji W 2011 r. Zakład Materiałów Pędnych i Smarów ITWL podjął prace nad opracowaniem koncentratu płynu opartego na pakiecie dodatków i inhibitorów niezawierających krzemianów, amin, azotynów, fosforanów i boranów. Podstawowy problem, jaki należało rozwiązać, to taki, że zestaw dodatków powinien być skuteczny w odniesieniu do co najmniej sześciu metali występujących obok siebie. Wymagało to zatem zastosowania dodatków nieantagonistycznych, o różnym mechanizmie działania [2]. W składzie pakietu nie brano pod uwagę amin ze względu na możliwość tworzenia kancerogennych nitrozoamin, a także fosforanów, wywołujących w niektórych warunkach korozję aluminium oraz wytrącanie osadów przy dodaniu wody twardej (zawierającej sole magnezu i wapnia). Niepolecane są też inhibitory zawierające w składzie chrom i arsen. Jako podstawowe dodatki o działaniu przeciwkorozyjnym, zgodnie z przyjętymi założeniami, wykorzystano kombinacje organicznych kwasów monokarboksylowych i dwukarboksylowych z pasywatorami metali. Głównymi składnikami pakietu dodatków były: kwas 2-etyloheksanowy, kwas sebacynowy, kwas tereftalowy, ług sodowy, dodatek antypienny, barwnik. Bazę dla opracowywanego koncentratu płynu stanowił glikol monoetylenowy. Prace realizowano według następującego programu: opracowano założenia do receptury, dobrano bazę oraz ustalono źródła surowcowe, skomponowano próbki z udziałem surowców według opracowanej receptury, przeprowadzono badania wstępne i sprawdzające, zestawiono partię laboratoryjną koncentratu, przeprowadzono badania koncentratu w zakresie wymagań PN-C-40007:2000 (ASTM D 3306).

45 44 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI 3.1. Wyniki badań wstępnych Po opracowaniu założeń do receptury przeprowadzono badania zestawionych próbek z udziałem składników pakietu, w trzech wariantach, z których na podstawie uzyskanych rezultatów badań dokonano wyboru jednego wariantu recepturowego do dalszych prac analitycznych. Dla wybranego składu przeprowadzono badania w zakresie parametrów najbardziej istotnych z punktu widzenia eksploatacji, a mianowicie: oceny właściwości korozyjnych w odniesieniu do sześciu różnych metali w badaniu z wodą korozyjną i bez jej udziału wg PN-93/C-40008/07+Az1, oceny oddziaływania korodującego na stopy aluminiowe w warunkach przenikania ciepła wg PN-93/C /08+Az1 oraz oceny stabilności w czasie przechowywania (w zakresie wysokich oraz zmiennych temperatur) wg PN-C :2000. Uzyskane rezultaty badań ilustrują tablice 1 4 [3]. Badanie właściwości korozyjnych w naczyniu szklanym wykonano po uprzednim rozcieńczeniu próbek płynów wodą w proporcji wymaganej procedurą badania (1 cz. koncentratu + 2 cz. wody). Do rozcieńczenia stosowano wodę korozyjną przygotowaną wg PN-93/C-40008/07+Az1 p. 2.5 [4] oraz wodę destylowaną. W przypadku użycia wody destylowanej nie dodawano soli korozyjnych. Wyniki badania działania korodującego koncentratu na metale (336 h, 88 C, napowietrzanie próbek, rozcieńczenie wodą korozyjną) Rodzaj metalu Zmiana masy, mg/płytkę: miedź spoiwo mosiądz stal żeliwo stop aluminiowy Ocena powierzchni płytek Próbka koncentratu 1 2-0,9-1,4-0,9-0,2 +0,2-6,9 wżery korozyjne nie występują -1,5-0,8-0,8 +0,1 +1,0-8,6 wżery korozyjne nie występują Tabela 1

46 Problemy towarzyszące eksploatacji niskokrzepnących płynów do układów Wyniki badania działania korodującego koncentratu na metale (336 h, 88 C, napowietrzanie próbek, bez udziału wody korozyjnej) Rodzaj metalu Próbka koncentratu 1 2 Tabela 2 Zmiana masy, mg/płytkę: miedź spoiwo mosiądz stal żeliwo stop aluminiowy Ocena powierzchni płytek -0,9-3,3-1,3-0,2 +0,7-4,2 wżery korozyjne nie występują -0,1-1,0-0,6 +0,7 +1,2-7,3 wżery korozyjne nie występują Badanie korozji odlewniczych stopów aluminiowych w warunkach przenikania ciepła przeprowadzono dla rozcieńczenia wymaganego PN-93/C-40008/08+Az1 p. 2.6 [5] (1 cz. koncentratu + 3 cz. wody) z udziałem NaCl. W stosunku do wymagań normy przedmiotowej rozszerzono ocenę powierzchni płytek pod kątem wżerów korozyjnych oraz ocenę wyglądu płynu po badaniu. Tabela 3 Wyniki badania działania korodującego na stop aluminium w warunkach przenikania ciepła (168 h, 135 C, z udziałem NaCl) Rodzaj metalu Próbka koncentratu 1 2 Zmiana masy [mg/cm 2 ] 0,1 0,2 Ocena powierzchni płytek wżery korozyjne nie występujpują wżery korozyjne nie wystę- Ocena płynu po badaniu bez zmian bez zmian W przypadku badania stabilności w czasie przechowywania użyto rozcieńczenia do wersji eksploatacyjnej (1+1) i zastosowano dwa warianty termostatowania: w temperaturze 90 C w czasie 336 h standardowo badania te prowadzi się w temperaturze 60 C, w zmiennych temperaturach 25 C/-15 C w czasie 336 h.

47 46 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI Tabela 4 Wyniki badania stabilności po termostatowaniu (336 h, 90 C, oraz 336 h, 25 C/-15 C) Parametry badania Badanie w temperaturze 90 C: wygląd cieczy objętość wydzielonego osadu [ml] Badanie w zmiennych temperaturach 25 C/-15 C: wygląd cieczy objętość wydzielonego osadu [ml] Próbka koncentratu 1 2 płyn klarowny, bez zawiesiny i osadu nie zawiera płyn klarowny, bez zawiesiny i osadu nie zawiera 3.2. Wyniki badań partii laboratoryjnej Na podstawie uzyskanych pozytywnych rezultatów badań wstępnych przygotowano partię laboratoryjną koncentratu, którą następnie skierowano do dalszych badań. Produkt poddano pełnym badaniom laboratoryjnym i stanowiskowym na zgodność z wymaganiami PN-C-40007:2000 [6]. Otrzymane rezultaty badań ilustruje tabela 5. Tabela 5 Wyniki badań partii laboratoryjnej koncentratu w odniesieniu do wymagań PN-C-40007:2000 Lp. 1 Barwa 2 Wygląd Właściwość Metoda badania PN-C-40007:2000 p. 3.5 PN-C-40007:2000 p. 3.5 Wymagania wg PN-C-40007:2000 dowolna wyraźna Wynik badania bezbarwny ciecz jednorodna, bez bez osadów osadów ustala producent 1,128 Gęstość w temperaturze 20 o C [g/cm 3 ] PN-92/C met. A Pozostałość po spopieleniu nie więcej niż 2,3 PN-92/C-40008/02 [%] (m/m) 5 Temperatura wrzenia [ o C]: PN-92/C-40008/03 koncentratu płynu ustala producent, 164,0 koncentratu płynu po nie niższa niż 108,0 rozcieńczeniu wodą destylowaną 107,5 1+1 ph koncentratu płynu po rozcieńczeniu wodą destylowaną PN-92/C-40008/04 7,5 11,0 8,6 1+1

48 Problemy towarzyszące eksploatacji niskokrzepnących płynów do układów Rezerwa alkaliczna, ml 0,1n HCl/10ml Skłonność do pienienia: objętość piany [ml] czas zaniku piany [s] Korozja odlewniczych stopów aluminiowych w warunkach przenikania ciepła. Zmiana masy po 168 h [mg/cm 2 ] 10 Zawartość wody [%] (m/m) Stabilność w czasie przechowywania koncentratu płynu po rozcieńczeniu wodą destylowaną 1+1, w temperaturze 60 o C: objętość wydzielonego osadu [ml] wygląd cieczy koncentratu płynu po rozcieńczeniu wodą destylowaną 1+1, w zmiennych temperaturach: objętość wydzielonego osadu [ml] wygląd cieczy Badanie właściwości korozyjnych w naczyniu szklanym. Zmiana masy płytek po badaniu [mg] miedź spoiwo mosiądz stal żeliwo stop aluminium PN-93/C-40008/05 ustala producent 5,6 PN-93/C /06/ Az1:2000 PN-93/C /08/ Az1:2000 PN-C /11:1994 PN-C :2000 PN-93/C /07/ Az1:2000 nie większa niż 150 nie dłuższy niż ,7 nie więcej niż 1,0 0,2 nie więcej niż 5 3,5 nie zawiera dopuszcza się lekką opalescencję nie zawiera dopuszcza się lekką opalescencję nie więcej niż nie zawiera spełnia wymagania nie zawiera spełnia wymagania -1,5-0,8-0,8 +0,1 +1,0-8,6 Ocena powierzchni płytek nie dopuszcza się wżerów korozyjnych spełnia wymagania

49 48 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI Temperatura krystalizacji koncentratu płynu po rozcieńczeniu wodą destylowaną 1+1 [ o C] Mieszalność z wodą twardą wygląd cieczy objętość wydzielonego osadu [ml] Badanie właściwości korozyjnych w stanowisku symulującym pracę układu chłodzenia. Zmiana masy płytek po badaniu [mg]: miedź spoiwo mosiądz stal żeliwo stop aluminium Ocena powierzchni płytek PN-93/C-40008/10 PN-C :2000 PN-93/C /09/ Az1:2000 (A) nie wyższa niż -35,0 dopuszcza się lekkie zmętnienie nie więcej niż 0,10 nie więcej niż nie dopuszcza się wżerów korozyjnych -37,7 spełnia wymagania nie zawiera -7,4-5,0-4,1-0,4 +3,8 +25,9 wżery korozyjne nie występują Zmiana rezerwy alkalicznej, ml 0,1n HCl/20ml 3 1,2 ph płynu po badaniu 7,5 11,0 7,9 Ocena wewnętrznych powierzchni pompy wodnej stykających się z badanym płynem nie dopuszcza się wżerów korozyjnych oraz wyżłobień erozyjnokawitacyjnych spełnia wymagania 4. Podsumowanie Na podstawie rezultatów przeprowadzonych prac można stwierdzić, że kompozycja koncentratu oparta na składzie pakietu dodatków charakteryzuje się wysoką jakością, zgodną z wymaganiami PN-C-40007:2000. Uzyskane pozytywne

50 Problemy towarzyszące eksploatacji niskokrzepnących płynów do układów rezultaty badań należy wiązać z zastosowaniem kwasów organicznych w składzie pakietu. Zastosowanie w płynach chłodzących inhibitorów opartych na kwasach organicznych może przyczynić się do rozwiązania istniejących problemów eksploatacyjnych, zachowując w stosunku do stopów aluminium właściwą ochronę przed korozją. Opracowanie nowego płynu daje możliwość wdrożenia go do produkcji, a tym samym pozwoli na rozszerzenie asortymentu krajowych wyrobów, zgodnie ze światowymi w tej dziedzinie trendami, tzn. wykorzystującymi pakiet dodatków opartych na kwasach organicznych. Przeprowadzone prace mogą przyczynić się do wdrożenia do eksploatacji w SZ RP niskokrzepnącego płynu chłodzącego o podwyższonych właściwościach ochronnych przed korozją, spełniającego wymagania dla kodu NATO S-759. Literatura 1. Płyny eksploatacyjne Wybrane zagadnienia. Praca zbiorowa z okazji 70-lecia WOBR Sł. MPS. Warszawa Ustalenie możliwości zastąpienia niestabilnych dodatków krzemianowych komponentami nowej generacji w niskokrzepnących płynach do układów chłodzenia silników spalinowych (I etap). Sprawozdanie nr 2/55/ Ustalenie możliwości zastąpienia niestabilnych dodatków krzemianowych komponentami nowej generacji w niskokrzepnących płynach do układów chłodzenia silników spalinowych (II etap). Sprawozdanie nr 6/55/ PN-93/C-40008/07 + Az1 Płyny niskokrzepnące do układów chłodzenia silników spalinowych Badanie właściwości korozyjnych w naczyniu szklanym. 5. PN-93/C-40008/08 + Az1 Płyny niskokrzepnące do układów chłodzenia silników spalinowych Badanie korozji odlewniczych stopów aluminiowych w warunkach przenikania ciepła. 6. PN-C-40007:2000 Płyny niskokrzepnące do układów chłodzenia silników spalinowych Wymagania i badania.

51 50 Halina GIELO-KLEPACZ, Jarosław SARNECKI

52 Grażyna KARP Wojciech DZIĘGIELEWSKI Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. WPŁYW SUROWCA NA WŁAŚCIWOŚCI ESTRÓW METYLOWYCH KWASÓW TŁUSZCZOWYCH (FAME) W niniejszej pracy przedstawione zostały wyniki badań wpływu surowca użytego do produkcji estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) na ich skład chemiczny oraz właściwości fizykochemiczne. Założono, że na podstawie wyników badania składu estrów oraz wartości wybranych parametrów jakościowych gotowego biokomponentu możliwe będzie określenie jego pochodzenia w aspekcie zastosowanego surowca. W pracy przedstawiono zestawienia wybranych właściwości, na podstawie których można podjąć próbę identyfikacji surowca. Wyniki te można traktować jako wstępne, gdyż zidentyfikowano pewne relacje, których analizę należałoby kontynuować w celu uzyskania większej precyzji i selektywności oceny. Słowa kluczowe: biopaliwa, właściwości niskotemperaturowe, FAME, surowce. 1. Wstęp Oleje roślinne są, w sensie chemicznym, mieszaniną estrów różnych kwasów tłuszczowych z gliceryną. W różnych surowcach roślinnych występują różne rodzaje tychże kwasów tłuszczowych. Dlatego też FAME jest, w sensie chemicznym, mieszaniną estrów metylowych różnych kwasów tłuszczowych. W zależności od rodzaju kwasów tłuszczowych występujących w danym FAME różnią się one właściwościami fizykochemicznymi, w tym trwałością rozumianą jako odporność na utlenianie. Trwałość FAME określana jest przez kilka podstawowych parametrów: liczbę kwasową, liczbę jodową i stabilność oksydacyjną w temperaturze 110 o C [2]. Surowcem do produkcji estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) mogą być teoretycznie wszystkie rodzaje olejów roślinnych, np. olej rzepakowy, słonecznikowy, sojowy, kukurydziany, bawełniany oraz tłuszcze zwierzęce, tj.

53 52 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI smalec, łój lub odpadowe oleje roślinne (typu posmażalniczego, powstające w wyniku przetwórstwa spożywczego, smażenia frytek ziemniaczanych, ryb itp.). W większości krajów Europy największe zastosowanie jako surowiec do wytwarzania estrów mają olej rzepakowy i słonecznikowy. W USA, będących światowym liderem w stosowaniu biopaliw, zgodnie z nowymi standardami znacznie wzrośnie zużycie biodiesla wyprodukowanego z oleju sojowego jako jednego z rodzajów tzw. biopaliwa zaawansowanego. Duży udział w produkcji FAME ma również olej palmowy. Rozwijająca się produkcja biodiesla i oleju napędowego z dodatkiem biokomponentów oraz zmiana podejścia, ukierunkowana na wzrost znaczenia surowców, które nie mogą być wykorzystane do celów żywnościowych, zwiększają zainteresowanie niewykorzystanym dotychczas źródłem surowców, jakim są tłuszcze posmażalnicze i odpadowe oleje roślinne (np. przeterminowane). Przeszkodą jest jednak znacznie niższa ich przydatność do wytwarzania biokomponentów wg najpowszechniejszej technologii, czyli transestryfikacji. Dostęp do surowców, znaczne różnice cen olejów roślinnych, wynikające m.in. z większej wydajności roślin oleistych klimatu równikowego, skłaniają producentów estrów do wyboru efektywniejszych surowców do produkcji. Szczególnie jatrofa i algi, źródła tłuszczów niekonkurujących z wytwarzaniem żywności, mogą w przyszłości zastępować tradycyjne surowce. 2. Próbki do badań Budowa chemiczna cząsteczek olejów roślinnych jest inna niż oleju napędowego otrzymywanego z przeróbki ropy naftowej. Oleje roślinne są estrami gliceryny i kwasów tłuszczowych. Kwasy tłuszczowe wchodzące w skład olejów roślinnych zawierają od 14 do 24 atomów węgla w cząsteczce, przeważnie jest to 16 i 18. Cząsteczki węglowodorów, z których komponuje się olej napędowy, mają od 14 do 20 atomów węgla w cząsteczce. Cząsteczki kwasów mogą mieć wiązania podwójne, jednak im większa liczba wiązań podwójnych, tym cząsteczki olejów roślinnych łatwiej ulegają polimeryzacji, co powoduje, że powstają osady węglowe na elementach aparatury wtryskowej. Ponadto wzrost liczby atomów węgla w cząsteczce powoduje pogorszenie właściwości niskotemperaturowych estrów metylowych nasyconych kwasów tłuszczowych (rys. 1). Skład kwasów tłuszczowych w niektórych olejach roślinnych i tłuszczach oraz niektóre ich właściwości przedstawiono w tabeli 1 [1].

54 Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) 53 Tabela 1 Skład kwasów tłuszczowych i właściwości niskotemperaturowe wybranych estrów metylowych pochodzących z różnych surowców Surowiec użyty do produkcji estru Liczba atomów węgla: wiązania podwójne kwasu karboksylowego [%(m/m)] Olej rzepakowy Olej słonecznikowy Olej sojowy Zużyte oleje spożywcze Olej palmowy Łój wołowy Tłuszcz wieprzowy Tłuszcz drobiowy C 12 : , ,8 C 14 :0-0,1-1,1 1,4 3,0-0,2 C 14 : ,5-0,2 C 16 :0 4,5 6,0 14,1 8,8 46,1 26,0 27,5 24,6 C 16 :1 0,3-0,7 0,3-35,5-6,9 C 18 :0 1,8 5,9 5,6 3,7 3,7 27,5 20,1 6,2 C 18 :1 59,0 16,0 25,3 52,7 37,5 35,5 41,2 45,2 C 18 :2 21,0 71,4 48,7 24,8 11,0 4,0 5,1 12,6 C 18 :3 9,5 0,6 6,1 5, ,1 0,4 C 20 :0 0, ,6-0,3-0,1 C 20 :1 2, , ,1 C 22 :0 0, , ,1 C 22 :1 1, , C 24 :0 0, Właściwości niskotemperaturowe [ºC] Temperatura mętnienia, CP Temperatura zablokowania zimnego filtru, CFPP Temperatura płynięcia, PP -3,0-3,0 3,0 1,0 16, ,0-5,0-10,0-5,0-3,0-6,0 12,0-15,0-5,0-10,0-4,0-3,0-12,0 9 15,0 6,0

55 54 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI Rys. 1. Zależność temperatury mętnienia estrów metylowych kwasów tłuszczowych od długości łańcucha węglowego i ilości wiązań podwójnych [1] Stabilność chemiczna i termiczna oraz właściwości niskotemperaturowe są podstawowymi cechami, które odróżniają estry wytworzone z różnych surowców. Ale nie są to jedyne właściwości, których poziom zależy od składu kwasów tłuszczowych, a zatem i od surowca. Determinuje to również przydatność poszczególnych rodzajów FAME do określonych zastosowań lub do zastosowania w ogóle (szczególnie w postaci samoistnej). W niniejszym materiale przedstawiono wstępne wyniki badań próbek FAME wyprodukowanych przez różnych wytwórców biokomponentów zarówno w kraju, jak i w innych państwach Unii Europejskiej oraz przez niewielką liczbę z krajów spoza UE. Zbadane produkty pochodzą z partii wprowadzonych faktycznie do paliw ciekłych. Zostały one pobrane ze zbiorników magazynowych z wyrobem gotowym. Nie zawsze możliwe było dokładne zidentyfikowanie rodzaju zastosowanego surowca. Do produkcji wszystkich analizowanych próbek użyto oleju rzepakowego. W przypadku gdy był to jedyny surowiec, próbkę zaliczono do grupy RME. Gdy oprócz tego użyto jeszcze innego tłuszczu, zaliczono je do grupy RME+ tłuszcze zwierzęce lub RME + tłuszcze roślinne. 3. Badanie własności fizykochemicznych i składu chemicznego Wszystkie dostępne próbki zostały zbadane w pełnym zakresie wymaganym normą PN-EN Wybrane wyniki, w formie wykresów, przedstawiono na

56 Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) 55 rysunkach 2 6. Wybrano te parametry, na które w teorii zastosowany surowiec może mieć największy wpływ. Jako najważniejsze w tym aspekcie przyjęto: parametry związane bezpośrednio lub pośrednio ze stabilnością chemiczną i termiczną (tj. liczbę jodową oraz stabilność oksydacyjną) oraz skład chemiczny. Przedstawiono również wyniki badań temperatury zablokowania zimnego filtru jako parametru, na którego wielkość ogromny wpływ ma zawartość poszczególnych estrów, których obecność jest uzależniona od rodzaju surowca (rys. 6) RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum 115 Liczba jodowa, g J 2/kg Rys. 2. Liczba jodowa estrów w zależności od surowca 16 Stabilność oksydacyjna, h Stabilność oksydacyjna, h RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce minimum Rys. 3. Stabilność oksydacyjna estrów w zależności od surowca

57 56 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI 0,9 0,8 0,7 ZAwartość monoacylogliceroli, % (m/m) 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum 0 0,30 0,25 RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum Zawartość diacylogliceroli, % (m/m) 0,20 0,15 0,10 0,05 0,00 0,25 0,2 Zawartość triacylogliceroli, % (m/m) 0,15 0,1 RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum 0,05 0 Rys. 4. Zawartość monoacylogliceroli, diacylogliceroli i triacylogliceroli w estrach w zależności od surowca

58 Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) Zawartość estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME), % (m/m) RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce minimum 94 0,08 0,07 Zawartość wolnego glicerolu, % (m/m) 0,06 0,05 0,04 0,03 0,02 RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum 0,01 0 0,3 0,25 Zawartość ogólnego glicerolu, % (m/m) 0,2 0,15 0,1 0,05 RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce maksimum 0 Rys. 5. Zawartość FAME, ogólnego oraz wolnego glicerolu w estrach w zależności od surowca

59 58 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI 0 Temperatura zablokowania zimnego filtra (CFPP), o C RME RME+tłuszcze roślinne RME+ tłuszcze zwierzęce -30 Rys. 6. Temperatura zablokowania zimnego filtra estrów w zależności od surowca Zawartość węglowodorów, % (m/m) 50,0 48,0 46,0 44,0 42,0 40,0 38,0 36,0 34,0 32,0 30,0 28,0 26,0 24,0 22,0 20,0 18,0 16,0 14,0 12,0 10,0 8,0 6,0 4, Ilość próbek olej palmowy tłuszcz wieprzowy łój wołowy olej sojowy tłuszcz drobiowy zużyte oleje spożywcze olej słonecznikowy olej rzepakowy Rys. 7. Zawartość węglowodorów C16:0 w badanych próbkach w odniesieniu do średnich zawartości w różnych surowcach Oprócz badań standardowych wykonano również analizę chromatograficzną w zakresie zawartości węglowodorów od C14: do C24:1. Zobrazowanie wyników dla wybranych węglowodorów przedstawiono na rys Spośród całego spektrum węglowodorów wybrano te, dla których najbardziej widoczne są wartości charakterystyczne. C16:0

60 Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) olej rzepakowy zużyte oleje spożywcze Zawartość węglowodorów, % (m/m) tłuszcz drobiowy tłuszcz wieprzowy olej palmowy łój wołowy olej sojowy C18:1 olej słonecznikowy Ilość próbek Rys. 8. Zawartość węglowodorów C18:1 w badanych próbkach w odniesieniu do średnich zawartości w różnych surowcach olej słonecznikowy 60 Zawartość węglowodorów, % (m/m) olej sojowy zużyte oleje spożywcze olej rzepakowy C18: łój wołowy olej palmowy tłuszcz drobiowy tłuszcz wieprzowy Ilość próbek Rys. 9. Zawartość węglowodorów C18:2 w badanych próbkach w odniesieniu do średnich zawartości w różnych surowcach

61 60 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI Na podstawie uzyskanych wyników badań fizykochemicznych trudno jednoznacznie stwierdzić, z którego surowca uzyskuje się estry metylowe kwasów tłuszczowych o najkorzystniejszych parametrach wg wymagań normy PN-EN W większości ocenianych parametrów zarówno estry metylowe oleju rzepakowego, jak i estry metylowe wyższych kwasów tłuszczowych o nie do końca zidentyfikowanym pochodzeniu, a także estry metylowe oleju rzepakowego z dodatkiem tłuszczów zwierzęcych zawierają się w podobnych przedziałach. Przyczyną tego może być niejednoznaczne określenie rodzaju zastosowanego surowca. Wszystkie próbki pochodziły z partii produkcyjnych lub handlowych, a zatem nie były wyselekcjonowanymi produktami, wytworzonymi specjalnie do celu badawczego. W większości przypadków skład nie był precyzyjnie określony. Struktura surowca była wyłącznie deklaracją producenta, niepotwierdzoną badaniami ani analizą dokumentów produkcyjnych. Poza tym surowce mogły pochodzić praktycznie z całej Europy, a nawet spoza niej. Technologia transestryfikacji jest procesem, w którym parametry surowca (a więc pośrednio jego skład) mają podstawowe znaczenie dla parametrów wyrobu końcowego. W wyniku reakcji nie powstaje jednolity związek chemiczny, lecz ich mieszanina. Właściwości i skład są pochodną surowca. Ponadto proces ten nie gwarantuje usunięcia wszystkich niepożądanych składników, które wprowadzone zostały wraz z surowcem. Analizując wyniki, można jednak wychwycić pewne tendencje, które jednak trudno nazwać relacjami. Estry metylowe oleju rzepakowego z dodatkiem tłuszczów zwierzęcych odznaczają się najmniejszą liczbą jodową oraz najmniejszą zawartością estrów kwasu linolenowego (wyników nie przedstawiono na wykresie) oraz mają mniej wolnego glicerolu niż RME i FAME. Estry te charakteryzują się znacznie wyższą temperaturą zablokowania zimnego filtru. Niestety nie wszystkie różnice mogą być interpretowane rodzajem surowca. Może to być spowodowane parametrami procesu technologicznego (szczególnie w aspekcie składu chemicznego), skutecznością oddzielania frakcji glicerynowej, ale przede wszystkim obecnością niestabilnych i wysokokrzepnących tłuszczów zwierzęcych. Obecność innych tłuszczów niż olej rzepakowy w sposób istotny zmienia właściwości, ale ze względu na zbyt wiele zmiennych (np. surowiec, technologia, czas przechowywania produktu gotowego, ewentualna pozostałość w zbiorniku magazynowym itp.) niemożliwe jest na podstawie standardowych parametrów fizykochemicznych oraz podstawowej analizy składu chemicznego wyselekcjonowanie poszczególnych grup surowcowych. Wszystkie osiągnięte wyniki dla oznaczanych parametrów w FAME i RME są bardzo zbliżone. Na podstawie analizy składu kwasów tłuszczowych wybranych estrów metylowych pochodzących z różnych surowców i z badanych próbek można stwierdzić, że dla większości oznaczanych węglowodorów (C16:0,

62 Wpływ surowca na właściwości estrów metylowych kwasów tłuszczowych (FAME) 61 C16:1, C18:0, C18:1, C:18:2, C;18:3, C-22:0, C24:0) ich średnie zawartości wskazują na zastosowanie oleju rzepakowego jako podstawowego surowca do produkcji estrów. Pojawienie się węglowodorów C14:0 wskazuje na zastosowanie oleju sojowego ta grupa węglowodorów nie występuje w oleju rzepakowym. Średnia zawartość węglowodorów C16:0 jest charakterystyczna dla oleju rzepakowego, ale również stwierdza się ją w przypadku wykorzystania oleju słonecznikowego. Węglowodory C16:1 wskazują na główne zastosowanie oleju rzepakowego, ale występują również, gdy surowcem są zużyte oleje spożywcze. Średnia zawartość węglowodorów C18:3 wskazuje na pochodzenie z oleju rzepakowego, lecz także osiąga wartości zbliżone do wartości oleju sojowego. Zawartość C20:0, C20:1, C22:1 jest bardziej charakterystyczna dla surowca pochodzącego z olejów spożywczych zużytych, ale może również pochodzić z oleju rzepakowego. 4. Podsumowanie Na podstawie uzyskanych wyników szczególnie trudno rozróżnić, które estry są z oleju rzepakowego, a które są mieszaniną różnych estrów. Dodatkowym utrudnieniem w interpretacji był fakt, że każda próbka pochodziła z innego zakładu, a więc wyprodukowana była według innej technologii, na innej instalacji i z różnych surowców. Nawet w przypadku, gdy dwóch producentów wytwarzało RME z tego samego rodzaju surowca, tj. z oleju rzepakowego, to ziarno, z którego był on tłoczony pochodziło za każdym razem od innego dostawcy, mogło być innego gatunku itd. Największe różnice wyników właściwości fizykochemicznych otrzymano dla estrów metylowych oleju rzepakowego z dodatkiem tłuszczów zwierzęcych. Na podstawie uzyskanych wyników badań właściwości fizykochemicznych nie ma możliwości jednoznacznego stwierdzenia, jakiego surowca użyto do produkcji estrów, szczególnie w przypadku RME i FAME. Głębsza analiza wyników badania składu węglowodorów daje podstawę do określenia surowca bazowego do produkcji FAME i określenia prawdopodobnych domieszek innych surowców. Wydaje się więc, że jest to metoda skuteczniejsza od kwalifikacji na podstawie oceny wyników badań właściwości fizykochemicznych, ale jednak nadal nie wystarczająco selektywna.

63 62 Grażyna KARP, Wojciech DZIĘGIELEWSKI Literatura 1. Dzięgielewski W., Karp G., Bonczek J.: Fatty acid methyl esters as naval fuel, benefits or problems?, III International Scientifically-Technical Conference Explo-Diesel & Gas Turbine Baranik M., Łaczek T.: Właściwości niskotemperaturowe biopaliw zawierających estry metylowe kwasów tłuszczowych pochodzących z przeróbki tłuszczów zwierzęcych, Nafta Gaz, listopad 2010.

64 Urszula KAŹMIERCZAK Andrzej KULCZYCKI Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. PROCESY STARZENIA SIĘ PALIW JAKO ISTOTNY ELEMENT EKSPLOATACJI STATKÓW POWIETRZNYCH I POJAZDÓW Współcześnie produkowane paliwa zawierają, zależnie od gatunku, różnego rodzaju biokomponenty, takie jak: estry metylowe kwasów tłuszczowych, alkohole, etery. Związki te są dodatkowymi czynnikami inicjującymi i nasilającymi toczące się w paliwie procesy starzenia, w wyniku których produkt ulega zmętnieniu oraz rozwarstwieniu. Wiadomo, że magazynowane paliwa powinny być przechowywane w stałej temperaturze. Zmiany temperatury powodują wiele niekorzystnych procesów. Szybkość i częstotliwość tych zmian sprzyja nagromadzaniu się tlenu i wody w zbiornikach magazynowych na skutek specyficznego zjawiska pompowania lub wtłaczania. Jednak pomimo zachowania optymalnych fizykochemicznych warunków magazynowania, paliwo będzie zawsze ulegać procesom degradacji bez względu na przedsięwzięte środki zabezpieczeń. Słowa kluczowe: paliwa lotnicze, starzenie paliw, eksploatacja. 1. Wstęp Wzrost zapotrzebowania na paliwa ciekłe spowodował konieczność rozwoju technologii głębokiej przeróbki frakcji ropy naftowej. W wyniku zastosowania tych technologii otrzymuje się komponenty paliwowe o różnej zawartości węglowodorów parafinowych, olefinowych i aromatycznych. Alkeny oraz aromaty są związkami reaktywnymi, łatwo ulegają polimeryzacji rodnikowej i utlenianiu, dlatego mają decydujący wpływ na właściwości gotowych paliw, a w szczególności na ich stabilność oksydacyjną. Odporność paliw na degradację chemiczną jest ich właściwością określającą przydatność do przechowywania i stanowi wskaźnik istotny dla eksploatacji statków powietrznych i pojazdów.

65 64 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI 2. Procesy starzenia się paliw podczas przechowywania a eksploatacja silników tłokowych i turbinowych Systemy magazynowania paliw w ciągu dystrybucji pomiędzy zakładem rafineryjnym a stacją paliw lub lotniskiem mają kluczowe znaczenie dla zapewnienia ich jakości, wymaganej z punktu widzenia właściwej eksploatacji silników. Rys. 1. Schemat ideowy dystrybucji i magazynowania paliw na przykładzie paliw lotniczych [5] Niewłaściwy system dystrybucji, w tym zbyt długi czas przechowywania paliwa wobec jego odporności na degradację chemiczną, prowadzi do pogorszenia jakości paliwa, a przez to do zmniejszenia bezpieczeństwa eksploatacyjnego zasilanych paliwem silników [3]. Obniżenie jakości paliwa w trakcie dystrybucji i przechowywania wynika z jego zanieczyszczenia substancjami obcymi oraz z degradacji chemicznej. Przykładem zanieczyszczenia paliwa substancjami obcymi jest zanieczyszczenie wodą. Procesowi temu sprzyja wysoka zawartość związków aromatycznych (pow. 30%) o wyższej masie cząsteczkowej. Najczęstszymi źródłami zanieczyszczenia paliw wodą są operacje tankowania, zasysania wilgotnego powietrza do wnętrza zbiorników, wtłaczanie powietrza (przypadkowo zawilgoconego) do zbiorników paliwowych. Wyróżnić należy także zanieczyszczenie w przypadku wystąpienia

66 Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych nieszczelności. Skutkiem zawodnienia paliwa jest przedostanie się wody do przewodów paliwowych, a w niskich temperaturach ich zablokowania przez kryształki lodu [1]. Rys. 2. Zanieczyszczenie przewodu paliwowego paliwa lotniczego wodą w formie kryształów lodu Szczególne wymagania odnośnie do zawartości zanieczyszczeń stawiane są paliwom lotniczym. Według wymagań normatywnych dopuszcza się zawartość zanieczyszczeń w paliwach lotniczych nie więcej niż 0,001 g/dm 3, jednak produkt wprowadzany do zbiornika statku powietrznego powinien charakteryzować się zawartością zanieczyszczeń na poziomie nie wyższym od 0,0002 g/dm 3. Dodatkowym utrudnieniem jest fakt, że ilość zanieczyszczeń i ich skład chemiczny zmienia się w zależności od miejsca w łańcuchu od wytworzenia do spalenia w silniku. Rys. 3. Analiza morfologii zanieczyszczeń i ich składu chemicznego na różnych etapach dystrybucji paliw lotniczych [4]

67 66 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI Obecność zanieczyszczeń mechanicznych i wody, w połączeniu z obniżonymi wartościami właściwości smarnych paliwa, przyczynia się do wytwarzania osadów na powierzchni nurników cylindrycznych. Osady na nurnikach powodują blokowanie pompy paliwowej, a to wpływa na pracę silnika oraz może doprowadzić do jego awarii. Szczególnie niebezpieczne jest skażenie mikrobiologiczne paliwa. Zarówno same drobnoustroje, jak i ich metabolity stanowią zagrożenie dla bezpieczeństwa użytkowania paliwa, blokując przepływ paliwa oraz wzmagając procesy korozji elementów konstrukcyjnych. Rys. 4. Przykład korozji mikrobiologicznej na elemencie konstrukcyjnym systemu dystrybucji paliw lotniczych [8] Korozja jest również skutkiem niskiej stabilności chemicznej paliw, a także niedopełnienia wymaganych procedur czystości systemu dystrybucji w zakresie zawartości związków siarki, metali ciężkich i zanieczyszczeń stałych. Procesy korozji przyczyniają się do powstawania uszkodzeń współpracujących elementów zarówno urządzeń instalowanych w systemie dystrybucji i magazynowania, jak i w układzie paliwowym (pompy), oraz do nieszczelności ścian zbiorników i przewodów, przez co powodują zanieczyszczenia środowiska [7]. Rys. 5. Przykłady uszkodzeń elementów turbiny w wyniku korozji i procesów erozji

68 Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych Przedstawiona na rys. 5 korozja elementów turbiny może być spowodowana nie tylko zanieczyszczeniami paliwa, lecz również jego ograniczoną odpornością na utlenianie i degradację chemiczną w podwyższonej temperaturze. Proces jest potęgowany stosowaniem paliwa zanieczyszczonego metalami i związkami o charakterze kwasów (merkaptany), działającymi jako katalizatory. Wynikiem synergii oddziaływań produktu zmienionego w czasie magazynowania i dystrybucji może być erozja, a nawet ubytki części elementów łopatek kierownic i łopatek roboczych turbiny oraz zanieczyszczenie komory spalania oraz otworów komory zapłonowej dopalacza. Dodatkowo w przypadku spalania paliw w silnikach spalinowych, w których w komorze spalania występują strefy oddziaływania niespalonego produktu, spalin i środka smarowego, dochodzi do zanieczyszczenia układu smarowego ww. niespalonymi węglowodorami, przez co znacząco ograniczana jest żywotność oleju oraz pogarsza się stan układu smarującego silnik. Degradacja chemiczna paliwa powoduje wzrost skłonności do tworzenia nagarów na powierzchni wtryskiwaczy, ich blokowania oraz nieprawidłowej pracy silnika, która staje się nierównomierna i przerywana. Wizualną konsekwencją takiego stanu będzie odprowadzanie spalin silnie zadymionych, a dodatkowo odczuwalny będzie spadek ciągu silnika oraz jednostkowe zwiększenie zużycia paliwa [7]. Rys. 6. Wygląd powierzchni czołowych wtryskiwaczy po pracy na paliwie wykazującym skłonność do nagarowania

69 68 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI 3. Charakterystyka procesów starzenia się paliw mineralnych w trakcie przechowywania Podstawowym celem większości badań własności paliw w trakcie krótko-, średnio- i długoterminowego przechowywania jest przewidywanie tempa zmian ich właściwości eksploatacyjnych, a w konsekwencji uniknięcie niewłaściwej pracy silników lub nawet awarii w wyniku zastosowania niewłaściwego paliwa. Badania laboratoryjne do tego stosowane powinny modelować procesy zachodzące w przechowywanych paliwach, a same procesy powinny przebiegać znacznie szybciej niż w warunkach rzeczywistego ich przechowywania. Badaniom takim służą testy laboratoryjne opracowane na potrzeby przemysłu rafineryjnego. Cechą charakterystyczną tych testów jest mała uniwersalność: poszczególne testy dobrze prognozują zachowanie się jedynie wybranych paliw (wybrane gatunki paliw, wybrane technologie otrzymywania komponentów w rafineriach, wybrane gatunki przerabianych rop). Określenie skłonności paliwa do degradacji chemicznej w trakcie przechowywania, a w konsekwencji prognozowanie dopuszczalnego czasu jego przechowywania wymaga poznania procesów zachodzących w paliwie pod wpływem różnych czynników zewnętrznych. Złożoność składu paliw; obecność olefin, dienów, związków zawierających azot (N), siarkę (S) i tlen (O) o różnych stężeniach sprawia, że kinetyka reakcji chemicznych jest bardzo skomplikowana. Okresowe zmiany temperatur w przypadku szerokości geograficznej Polski wahają się pomiędzy minus 30 o C i plus 30 o C, ale powierzchnie zbiorników naziemnych z paliwami są również narażone na działanie promieni słonecznych i mogą osiągać znacznie wyższe temperatury. Dane literaturowe wskazują, że rozpuszczalność tlenu w paliwach waha się w ww. szerokich granicach temperaturowych. Tlen lepiej rozpuszcza się w paliwach w niskich temperaturach, co jest zgodne z ogólnymi właściwościami gazów. Zarówno tlen cząsteczkowy, jak i zawarty w różnorodnych związkach organicznych jest od dawna powszechnie uznawany jako czynnik odgrywający najważniejszą rolę w procesach degradacji paliw. Obecność w paliwach najaktywniejszych związków, tj. olefin, związków aromatycznych, związków zawierających N, S, O, oprócz tlenu cząsteczkowego i wody decyduje o intensywności i kierunku procesów degradacji. Paliwa lotnicze w większym stopniu niż oleje napędowe są podatne na procesy degradacji przebiegające podczas długoterminowego magazynowania. W wyniku zachodzących procesów utleniania tworzą się skomplikowane związki o charakterze żywic, następuje zmiana barwy paliw i zmętnienie. Proces taki rozpoczyna się najczęściej od reakcji autoutleniania fenalenów, indoli i kwasów, zachodzącej według mechanizmu rodnikowego. Reakcje chemiczne zachodzące z udziałem tlenu prowadzą

70 Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych do tworzenia alkoholi, ketonów, kwasów, wodoronadtlenków, żywic, a w konsekwencji powstawania zawiesin i osadów. Przykładem rozpoznanego procesu tworzenia się nierozpuszczalnych osadów jest reakcja utleniania związków z grupy fenalenonów z indolami w obecności kwasów z wytworzeniem nierozpuszczalnych produktów degradacji paliwa. W procesie tym fenalenony powstają wskutek utleniania aktywnych olefin, a reagujące z nimi indole są integralnymi składnikami tzw. średnich destylatów, do których zalicza się nafty. Kwasy organiczne katalizujące reakcje mogą powstawać w czasie utleniania merkaptanów do kwasów sulfonowych. Tego typu przemiany przebiegające w paliwie mogą być spowolnione lub zahamowane przez zastosowanie antyutleniaczy albo zasadowych stabilizatorów, bądź zastosowanie technologicznych procesów wodorowych w celu usunięcia powstałych fenalenów, i znacznego obniżenia ilości indoli i merkaptanów [2, 6, 9, 11]. Proces degradacji magazynowanych paliw w zależności od upływającego czasu i warunków przechowywania przebiega z różną szybkością. Degradację paliw następującą w długim czasie i w niskich temperaturach określa się jako stabilność magazynową, natomiast degradację przebiegającą w podwyższonej temperaturze i w krótkim okresie określa się stabilnością termooksydacyjną. Analizując zależności i różnorodność czynników towarzyszących długoterminowo magazynowanym paliwom można stwierdzić, że nie jest możliwe jednoznaczne zaproponowanie przebiegu procesów degradacji paliwa w czasie. Jednocześnie jest to potwierdzenie konieczności prowadzenia ciągłego monitoringu stanu paliw. W efekcie jest to jedno z podstawowych działań umożliwiających ograniczenie ewentualnych strat ekonomicznych związanych z obniżeniem jakości paliwa po magazynowaniu. Niemiecki przemysł naftowy w swoich zbiornikach i na terminalach przeładunkowych przechowuje ropę naftową w ilości i przez okres wystarczający do zapewnienia ciągłości produkcji, który wynosi od sześciu do ośmiu tygodni. Produkty ropopochodne benzyny i tzw. średnie destylaty oraz komponenty do ich produkcji przechowuje się w rafineriach w zbiornikach zakładowych od czterech do dziesięciu tygodni. W przypadku handlu hurtowego produkty naftowe są przechowywane przez kilka dni. W razie wystąpienia sytuacji kryzysowych ropa i paliwa utrzymywane są w bazach handlowych do czterech tygodni. Niemieckie Rezerwy Magazynowe zapewniają utrzymanie paliw przez trzy do czterech lat w zbiornikach naziemnych, a w kawernach magazynowych nawet siedem, a w najlepszym przypadku dziesięć lat.

71 70 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI 4. Analiza metod badania degradacji chemicznej paliw w czasie magazynowania Podstawowym i zidentyfikowanym wskaźnikiem poziomu stabilności mieszanek węglowodorowych jest zawartość związków o charakterze olefin, które w obecności tlenu i w wyższych temperaturach ulegają reakcjom chemicznym: polimeryzacji, kondensacji i utleniania. Niejako katalizatorami tych reakcji są związki azotu, tlenu i siarki, których obecność w wysokowrzących frakcjach wsadowych instalacji głębokiej przeróbki jest najwyższa i przyczynia się do pogorszenia odporności na warunki operowania uzyskiwanej mieszaniny. Stąd, pod pojęciem stabilności chemicznej rozumie się zespół odporności mieszaniny węglowodorowej na obecność i ilość heterozwiązków o określonej strukturze chemicznej, temperaturę i czas magazynowania oraz skład samego paliwa. Konieczność badania i poznawania mechanizmów zmian stabilności węglowodorów w czasie, w ciągle unowocześnianych technologiach produkcji paliw jest jednym z ważniejszych problemów zarówno dystrybucji, jak również stosowania paliwa, gdyż produkty złożonego procesu degradacji chemicznej węglowodorów prowadzą nie tylko do zmian w wyglądzie mieszaniny, ale przyczyniają się też do problemów w eksploatacji silników i wzrostu szkodliwości emitowanych spalin. Wybór właściwego paliwa do magazynowania jest oparty na ocenie jego właściwości fizykochemicznych, w tym na analizie laboratoryjnych testów przyspieszonego starzenia się paliw. Wskazane jest powiązanie właściwości fizykochemicznych świeżego paliwa z analizą mechanizmów degradacji chemicznej. Powszechnie stosowane analizy laboratoryjne nie pozwalają na właściwą charakterystykę produktu pod kątem jego przechowywania w długim czasie lub magazynowanego w ramach zapasów obowiązkowych czy krajowych rezerw strategicznych. Najczęstszą praktyką jest prowadzenie okresowego monitorowania właściwości produktu (np.: co 6, 12 miesięcy) w odniesieniu do obowiązujących wymagań jakościowych dla produktów świeżych i zwalnianie produktu z magazynu w przypadku stwierdzenia, że wartość choćby jednego parametru jest bliska dopuszczalnej. W przypadku uznania produktu za niezgodny z wymaganiami dokonuje się jego przekwalifikowania lub konieczne jest mieszanie z paliwem o podwyższonych wartościach parametrów normatywnych. Proces degradacji węglowodorów w paliwach jest procesem złożonym, w którym uczestniczą różne składniki produktu zwłaszcza węglowodory olefinowe i aromatyczne oraz metale i niemetale katalizujące reakcje przemiany chemicznej. Badania mechanizmu procesu opiera się na analizie zmian zawartości związków o charakterze żywic uznawanych jako produkt złożonych reakcji chemicznych degradacji paliwa. W opisie przemian chemicznych wykorzystuje się

72 Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych równanie szybkości reakcji chemicznych, którego przekształcenie pozwala na otrzymanie matematycznej interpretacji stałych równania i opisywania skomplikowanych reakcji chemicznych mieszanin węglowodorowych z wykorzystaniem empirycznie otrzymanych wartości pozostałych zmiennych, jak zawartość żywic, i okresu pomiędzy pomiarami ich stężenia. Dodatkowo, w opisie zmian mechanizmu reakcji procesu degradacji mieszaniny węglowodorów benzyn w czasie długotrwałego magazynowania mają zastosowanie równania kinetyczne wyższych rzędów. Czas trwania reakcji złożonych prowadzących do tworzenia żywic jest oceniany na kilka tygodni, czy nawet miesięcy, a intensywność zmian w wartościach ilości żywic jest często miarą błędu oznaczenia. Stąd trudność w monitorowaniu gradientu zmian. Zanim odpowiednia baza danych zostanie opracowana, produkt należy zwolnić z zapasów z powodu zmian wymagań w zakresie parametrów ekologicznych, a nie technicznych związanych z bezpieczeństwem utrzymania stabilnego produktu. Rozwiązaniem problemu mogłoby być zastosowanie ostrzejszych warunków testów i wprowadzenie dodatkowych kryteriów estymacji właściwości produktu. W ten sposób, wykorzystując bardzo szybki test przyspieszonej degradacji według normy ASTM D873, trwający minimum 4 godziny, lub przechowywanie przez 90 dni próbki w temperaturze ok. 43 C w połączeniu z oznaczeniem zawartości żywic (PN-EN ISO 6246), stwarza się możliwość oceny właściwości produktu świeżego przed skierowaniem do magazynowania lub natychmiastowej sprzedaży. Przy czym wartość graniczna ilości żywic, jakie mogą zostać wytworzone w próbce w warunkach testu, jest identyczna jak dla świeżo wyprodukowanej mieszaniny węglowodorowej. Możliwość przewidywania, czy dane paliwo nadaje się do długoterminowego przechowywania, jest zagadnieniem bardzo złożonym. Podstawowymi oznaczeniami wykorzystywanymi do określania przydatności paliwa do długoterminowego magazynowania są analizy: zawartości żywic obecnych, obecności zanieczyszczeń stałych zdyspergowanych w mieszance, obecności osadów, wody, składu chemicznego, stabilności termooksydacyjnej, odporności na zanieczyszczenia mikrobiologiczne. Proponowane w literaturze przyspieszone testy stabilności paliw kierowanych do magazynowania, a także poddawanych długoterminowemu przechowywaniu opierają się głównie na metodach zebranych przez ASTM [10]. Należy stwierdzić, że testy te nie pozwalają na prognozowanie dopuszczalnego czasu przechowywania paliwa bądź prognozowany na podstawie testu dopuszczalny czas magazynowania nie jest zgodny z rzeczywistym. Zespół ITWL prowadzi szereg prac naukowych i badawczo-rozwojowych mających na celu powiązanie problemów eksploatacji silników statków powietrznych i pojazdów z jakością zasilających je paliw, w tym obniżoną na skutek ich prze-

73 72 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI chowywania. Badania ukierunkowane są na modelowanie procesów degradacji paliw podczas przechowywania oraz określenie wpływu obniżenia jakości paliwa na występowanie niekorzystnych procesów podczas eksploatacji silników. 5. Podsumowanie Trwałość i niezawodność silników spalinowych, zarówno turbinowych silników lotniczych, jak i tłokowych silników w pojazdach samochodowych, w znacznym stopniu zależy od jakości stosowanych paliw. Paliwa przebywają często długą drogę od wytwórcy do zbiornika statku powietrznego lub pojazdu. W trakcie dystrybucji, a zwłaszcza przechowywania paliwa, może nastąpić zmiana jego jakości. Zagrożenie obniżenia jakości paliwa w trakcie przechowywania jest na tyle ważnym problem dla eksploatacji silników, że poświęca się mu dużą uwagę. Pomimo wieloletnich doświadczeń szereg problemów nie zostało rozwiązanych, dlatego ITWL również angażuje się w tę tematykę badawczą. W wyniku badań procesów starzenia się paliw w trakcie długotrwałego przechowywania, opisanych w literaturze i przeprowadzonych przez ITWL, stwierdzono, że : Paliwa przeznaczone do silników z zapłonem samoczynnym muszą charakteryzować się wysoką wartością liczby cetanowej poszczególnych komponentów naftowych. Dodatki podwyższające liczbę cetanową są typowymi utleniaczami, dlatego ich wprowadzanie do magazynowanych paliw nie jest wskazane; olej napędowy nie powinien zawierać dodatków poprawiających spalanie i podwyższających liczbę cetanową oraz dodatków smarnościowych. Nie jest dopuszczalne wprowadzanie biokomponentów. Olej opałowy lekki nie powinien zawierać dodatków poprawiających proces spalania i dodatków smarnościowych. Nie jest dopuszczalne wprowadzanie biokomponentów. Paliwo lotnicze JET A-1 powinno się charakteryzować określoną barwą, niższą liczbą kwasową, podwyższoną stabilnością termiczną, obniżoną zawartością żywic, podwyższoną minimalną wartością przewodności elektrycznej oraz ograniczoną do 95% (V/V) zawartością komponentu hydrorafinowanego w warunkach wysokiego ciśnienia. ITWL prowadzi aktualnie prace badawcze z zakresu przechowywania paliw, których głównym celem jest opracowanie wiarygodnych dla szerokiej gamy paliw testów laboratoryjnych, pozwalających prognozować tempo degradacji chemicznej paliw podczas przechowywania.

74 Procesy starzenia się paliw jako istotny element eksploatacji statków powietrznych Literatura 1. Carpenter M.D., Hetherington J.I., Lao L., Ramshaw C.: Behaviour of water in aviation fuels at low temperatures. IASH 2011, USA. 2. Cooney J.V., Beal E.J., Wechter M., Mushrush G.W.: Nitrogen compound induced storage instability in shale derived diesel fuel marine. Petroleum Chem., ACS, 29, 1003 (1984). 3. Górska K., Górski W.: Materiały pędne i smary Napędy Lotnicze. Wydawnictwa Komunikacji i Łączności, Hughes V.B., Rugen P.D., A survey of solid contaminant types and levels found in a range of airport fuel handling systems. IASH 2000, Graz. 5. Majoch A.: Monitorowanie stabilności chemicznej naftowych mieszanin węglowodorowych w czasie długoterminowego magazynowania. Przemysł Chemiczny 2009, nr Mushrush G.W., Hazlett R.N., Pellenbarg R.E.: The role of sulfur compounds in fuel instability: a model study of the formation of sulfonic acids from hexyl sulfide and hexyl disulfide. Energy and Fuels 1991, No Olzak B., Szymczak J., Szczepankowski A.: Gaseous erosion and corrosion of turbines. Journal Of Polish Cimac, nr 26/1. 8. Schulke, materiały firmy. 9. Singh I.D., Kapoor M.P., Ramaswamy V.: Storage stability of visbroken residual fuel oils: Compositional studies. Fuel Vol. 70, Issue 2, February Stavinoha L.L., Henry C.P.: ASTM Committee D-2 on Petroleum Products and Lubricants. ASTM International, Thompson R.B., Chenicek J.A., Druge L.W., Symon T.: Stability of Fuel Oils in Storage Effect of Some Nitrogen Compounds. Ind. Eng. Chem. 1951, 43 (4). 12. Wilson C.: Analysis of the structure of deposited materials at inner surface of jet fuel injector feed arm with optical and scanning electron microscopy. IASH 2000, Graz.

75 74 Urszula KAŹMIERCZAK, Andrzej KULCZYCKI

76 Sylwester KŁYSZ*, **, Janusz LISIECKI*, Sławomir KLIMASZEWSKI*, Andrzej LESKI*, PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. Gabriel GMURCZYK*, Dariusz BOCHENEK*, Tomasz BĄKOWSKI*** * Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych ** Uniwersytet Warmińsko-Mazurski *** AD ASTRA Executive Charter S.A. OPIS PROPAGACJI PĘKNIĘĆ ZMĘCZENIOWYCH W MATERIALE ŁOPAT ŚMIGŁOWCÓW WYCOFANYCH Z EKSPLOATACJI Przedstawiono wyniki badań i opisu analitycznego prędkości rozwoju pęknięć zmęczeniowych w materiale próbek pobranych z dźwigarów łopat wirników nośnych śmigłowców Mi-2 i Mi-8 pozyskanych z łopat wycofanych z eksploatacji. Analizę rozwoju pęknięć przeprowadzono z wykorzystaniem równania NASGRO da/dn = f(δk). Słowa kluczowe: propagacja pęknięć, równanie NASGRO, stop Al, próbka RCT, łopata wirnika śmigłowca, Mi-2, Mi Wstęp Do matematycznego opisu rozwoju pęknięć zmęczeniowych stosowane jest ostatnio równanie NASGRO, zaproponowane przez Formana i Newmana z NASA, de Koninga z NLR oraz Henriksena z ESA, o postaci: da dn p ΔK n ( ) 1 th 1 f Δ = Δ K C K ( 1 R) q K 1 max Kc (1) które pozwala uwzględnić wiele czynników wpływających na przebieg propagacji pęknięć, w szczególności takich jak charakterystyki materiałowe, geometria prób-

77 76 Sylwester. KŁYSZ i inni ki/elementu konstrukcji, działające obciążenia i ich sekwencja [3, 5, 10 12]. Parametrami równania NASGRO są [1, 9]: R współczynnik asymetrii cyklu, ΔK zakres współczynnika intensywności naprężeń (WIN), zależny od wymiarów próbki, obciążenia oraz długości pęknięcia, ΔK=K max -K min, K max WIN dla maksymalnej wartości siły obciążającej w cyklu, K c krytyczna wartość WIN, ΔK th progowy zakres WIN, który jest minimalną wartością ΔK, przy której rozpoczyna się propagacja pęknięcia: lub ( 1+ RC th ) 1 1 R a 2 Δ = Δ 1 f K th K1 + ( ) ( 1 ) a a R C 0 th 1 A0 1 ( 1+ C ) thr a 2 1 f Δ Kth = ΔK0 / + ( )( ) a a0 1 A0 1 R (2) (2a) gdzie: a 0 strukturalna długość pęknięcia, związana z wielkością ziarna w materiale, ΔK 0 progowy WIN przy R 0, ΔK 1 progowy WIN przy R 1, C th współczynnik służący do kontroli przebiegu krzywej dla różnych wartości R; dla ujemnych R wynosi 0,1 dla R 0, dla niektórych materiałów można znaleźć w bazie danych NASGRO, f funkcja Newmana opisująca udział zamykania się pęknięcia, która ma postać: 2 3 ( ) max RA, + AR+ AR + AR dla R 0 f = A0 + AR 1 dla 2 R < 0 gdzie współczynniki A 0, A 1, A 2, A 3 wynoszą: (3) A 0 π S = (0,825 0,34 α + 0,05 α ) cos 2 σ0 2 max 1 α (4)

78 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców max A1 = (0,415 0,071 α ) S σ0 (5) A2 = 1 A0 A1 A3 (6) A3 = 2 A0 + A1 1 (7) α, S max /σ 0 współczynniki empiryczne Newmana, C, n, p, q współczynniki wyznaczane empirycznie. Wyznaczenie współczynników równania NASGRO dobrze odwzorowującego dane doświadczalne nie jest sprawą prostą, najczęściej wykonywane jest z zastosowaniem metody najmniejszych kwadratów (MNK). 2. Metodyka badań Rozwój pęknięć zmęczeniowych badano na próbkach typu RCT (Round Compact Tension specimen) (rys.1a) ze stopu duralu pobranego z dźwigara łopaty helikopterów Mi-2 i Mi-8 wycofanych z eksploatacji szkic przekroju łopaty na rys.1b. Rys. 1a. Próbka RCT do badań propagacji pęknięć zmęczeniowych Rys. 1b. Szkic przekroju łopaty wirnika nośnego śmigłowca Badania wykonano w akredytowanym Laboratorium Badań Wytrzymałościowych Materiałów ITWL, w warunkach laboratoryjnych normalnych, przy częstotliwości obciążenia 15 Hz, dla trzech wartości współczynnika asymetrii cyklu R = 0,1; 0,5; 0,8. Własności wytrzymałościowe materiału próbek wyciętych z dźwigarów łopat wycofanych z eksploatacji różniły się dość znacznie między sobą co można uznać za efekt okresu eksploatacji łopat na rys. 2 przestawiono wybrane wykresy z próby statycznego rozciągania i odpowiadające im wartości parametrów wytrzymałościowych badanych próbek.

79 78 Sylwester. KŁYSZ i inni Dla każdej z wartości R przeprowadzono badania sześciu próbek. Grubość analizowanych próbek wynosiła B = 3 5 mm, szerokość W = 27,5 mm, długość początkowa pęknięcia a 0 = 7 mm. Pomiaru długości propagującego pęknięcia dokonywano za pomocą czujnika clip gauge rozwarcia szczeliny COD, stosując metodę podatności. Badania prowadzono w dwóch etapach: etap I z wykładniczo malejącym z długością pęknięcia współczynnikiem intensywności naprężeń, (ΔK-decreasing test) do otrzymania dolnej części wykresu da/dn=f(δk), do zakresu progowego ΔK th, etap II ze stałoamplitudowym obciążeniem (CA-constant amplitude test) do otrzymania górnej części wykresu da/dn=f(δk), do zakresu krytycznego ΔK c. Próbka 1 Próbka 2 Próbka 3 Próbka 4 E MPa MPa MPa MPa R MPa 335 MPa 370 MPa 360 MPa R m nom 345 MPa 365 MPa 395 MPa 390 MPa R m rzecz 380 MPa 400 MPa 440 MPa 445 MPa A 10,8 % 11,5 % 12,6 % 21,3 % Rys. 2. Przykładowe krzywe statycznego rozciągania materiału badanych próbek

80 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców Krzywa da/dn=f(δk) złożona z wykresów uzyskanych w obu etapach badań stanowiła podstawę do analiz numerycznych opisu propagacji pęknięć w badanych materiałach. Zależność opisująca współczynnik intensywności naprężeń dla próbki typu RCT ma postać: KI P = Y B W (8) gdzie: P przyłożona siła, Y funkcja kształtu próbki, w przypadku próbki RCT opisana równaniem [2]: Y a W a a a a = 0, ,64 13, ,72 5,56 1 W W W W a 2 1 W (9) gdzie a/w jest względną długością pęknięcia. Do obliczania długości pęknięcia zastosowano funkcję podatności, która ma dla próbki RCT postać [4]: a = 1 4,459 u+ 2,066 u 2 13,041u ,627 u 4 481,4 u 5 W (10) gdzie: u podatność opisana wzorem: 1 u = 0,5 E B COD 1+ F E moduł Younga, F/COD nachylenie wykresu rozwarcia szczeliny pęknięcia w funkcji siły dla danego rodzaju badanej próbki. 3. Analiza wyników Do wyznaczenia współczynników równania NASGRO zastosowano metodę najmniejszych kwadratów (MNK), w której kryterium analizy jest osiągnięcie minimum sumy kwadratów odchyleń między danymi doświadczalnymi i wartościami aproksymującymi, o postaci:

81 80 Sylwester. KŁYSZ i inni ( i i ) n 2 S = y y (11) i = 1 gdzie y i jest aproksymacją danych doświadczalnych y i (dokładniej wartości da/dn i ). a) c) b) Rys. 3. Aproksymacja równaniem NASGRO przebiegu danych doświadczalnych: a) dla pojedynczej krzywej da/dn-δk, b) dla zbioru krzywych da/dn-δk uzyskanych dla różnych wartości współczynnika asymetrii cyklu R, c) idea metody MROK Gdyby opis teoretyczny miał dotyczyć pojedynczej krzywej propagacyjnej uzyskanej w badaniu jednej próbki, przy zadanej wartości współczynnika asyme-

82 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców trii cyklu R, to wynik takiego opisu mógłby wyglądać jak na rys. 3a, tj. wiernie odwzorowywać przebieg danych doświadczalnych. Jednak zastosowanie współczynników równania NASGRO z takiego opisu do opisu przebiegu pozostałych danych, odpowiadających próbkom badanym przy innej wartości współczynnika R, prowadzi zazwyczaj do niewłaściwych przebiegów (rys. 3b) i nie odwzorowuje poprawnie danych doświadczalnych [6 8]. Ponieważ kryterium dopasowania opisu teoretycznego do danych doświadczalnych w postaci równania (11) lub (11a) ale także każdego innego jest związane z liczbą aproksymowanych punktów (w tym przypadku współrzędnych na wykresie (da/dn i, ΔK i )), to jakość dopasowania musi zależeć od: podziału liczby punktów doświadczalnych na poszczególne krzywe, rozłożenia punktów doświadczalnych na poszczególnych krzywych, i oczywiście od rozrzutu punktów doświadczalnych i dokładności ich wyznaczania. Dlatego wyniki badań propagacji pęknięć zmęczeniowych w badanych materiałach poddano opisowi równaniem NASGRO, stosując zaproponowane w pracach [6 8] zmodyfikowane kryterium MNK, tj. dla sumy kwadratów odchyleń o postaci: n y = i y S 1 1 i i = 1 yi yi (11a) wraz z autorską Metodą Równomiernego Odwzorowania Krzywych (MROK), polegającą na wyznaczeniu w równych odstępach (wzdłuż osi x lub y) reprezentatywnych punktów na analizowanym zbiorze danych (przebiegu krzywej eksperymentalnej) rys. 3c. W tym celu wykonuje się następujące czynności: a) określa się wybrane wartości współrzędnych x i (lub y i ), dla których będą wyznaczane ww. punkty, (i = 1,2,.,k), b) z przebiegu analizowanej krzywej wyznacza się punkt x i (lub y i ) o współrzędnej najbliższej przyjętej wartości x i (lub y i ), oraz 2m sąsiadujących punktów z założenia w połowie są to punkty o mniejszych wartościach od x i (lub y i ) i w połowie o wartościach większych (m jest równe np. 2, 3, 4 lub 5), c) zestaw tak uzyskanych 2m+1 danych od (x i-m, y i-m ) do (x i+m, y i+m ) (lub od (x i- m, y i-m ) do (x i+m, y i+m )) zgrupowanych wokół wybranej wartości x i (lub y i ) poddaje się regresji dowolną funkcją w celu określenia aproksymowanej wartości y i * (lub x i * ) odpowiadającej wybranej wartości x i (lub y i ),

83 82 Sylwester. KŁYSZ i inni d) punkt o współrzędnych (x i, y i * ) (lub (x i *, y i )) nanosi się na przebieg analizowanej krzywej jako i-tą reprezentatywną daną wyznaczoną na podstawie przyjętych kryteriów, e) kroki b d powtarza się dla kolejnych k wartości określonych w pkt a, uzyskując zestaw k punktów odwzorowujących krzywą. Efekt tak przeprowadzonego odwzorowania w wybranych punktach, równomiernie rozłożonych w poszczególnych przedziałach (rzędach wielkości) wartości da/dn przedstawiają wszystkie wykresy na rys Zestaw punktów odwzorowujących krzywą wydaje się, ze względu na ww. cechy, dobrą podstawą do analiz teoretycznego opisu danej krzywej doświadczalnej. Punkty te: dobrze odwzorowują przebieg analizowanej krzywej, są jednakowo gęsto rozłożone w całym przedziale zmienności da/dn, nie wykazują mniej lub bardziej istotnych wahań/rozrzutów wartości, jakie są efektem np. losowych rozrzutów pomiarowych. Ponieważ równanie (1) po logarytmowaniu przyjmuje postać: ( 1 ) ( 1 ) da f ΔK = ( ) + Δ + th K max log log C n log K p log 1 q log 1 dn R ΔK Kc (12) i można je zapisać w ogólny sposób jako: y = b0 + b1 f1+ b2 f2 + b3 f 3 (13) gdzie współczynniki b i są powiązane wprost z C, n, p i q (b 0 =log(c), b 1 =n, b 2 =p, b 3 =-q), natomiast funkcje f i są zależne od ΔK i R oraz zawierają pozostałe współczynniki równania NASGRO, to współczynniki b i równania aproksymującego wyznacza się z warunku minimum zależności (11), tzn.: n 2 b b1 f1, i b2 f2, i b3 f3, i yi = i 1 y S i = = 0 bk bk k = 1,2,3,4 (14) Wartości współczynników równania NASGRO dla materiału ze stopu duralu pobranego z dźwigara łopaty helikoptera Mi-2 przedstawiono w tabeli 1, a wynik aproksymacji na rys. 4a dla zestawów po sześć próbek na każdym poziomie współczynnika R.

84 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców Współczynniki równania NASGRO opisu danych z rys. 4 dla próbek z materiału pobranego z łopat śmigłowców Mi-2 i Mi-8 Tabela 1 α S max /σ o a 0 ΔK o C th C n p q ΔK th = f(r) K c = f(r) R Mi-2 Mi-8 1,5 0,3 0,0381 5,621 1,2090 9, ,8431 0,2319 0,8472 1,5 0,3 0,0381 2,843 0,7198 5, ,6017-0,0430 2,6454 1,227 2,101 4,565 1,222 1,665 2,539 33,659 30,760 50,643 39,977 39,126 38,538 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 a) b) Rys. 4. Opis danych doświadczalnych równaniem NASGRO z wykorzystaniem MNK i kryterium wg wzoru (11) dla próbek z materiału łopaty śmigłowca: a) Mi-2, b) Mi-8. Przedstawione wyniki dla 18 próbek obejmują trzy grupy po sześć próbek, wyciętych z górnej i dolnej półki dźwigara oraz ze ścianki tylnej dźwigara odpowiednio po dwie sztuki na każdym poziomie współczynnika R. Przeprowadzono analizę zmienności wartości parametrów równania NASGRO w zależności od tego, ile i które z przebiegów doświadczalnych są przyjmowane do wyznaczania tych parametrów. Dokonano opisu matematycznego krzywych osobno dla: trzech pierwszych, trzech drugich oraz dla sześciu razem próbek w każdym zestawie. Tabela 2 zawiera współczynniki równania NASGRO dla tych przypadków tj. dla materiału z półki górnej, ścianki tylnej i półki dolnej dźwigara łopaty. Rysunek 5 przedstawia wynik aproksymacji tylko dla obliczeń dla sześciu próbek w każdym zestawie.

85 84 Sylwester. KŁYSZ i inni Współczynniki równania NASGRO uzyskane dla zestawów 3-próbkowych (tabela 2) różnią się znacznie od współczynników uzyskanych dla aproksymacji przeprowadzonej na wszystkich 18 próbkach (tabela 1). Wyznaczenie wartości współczynników równania NASGRO, które mogłyby stanowić charakterystykę materiałową badanego materiału dla szerokiego zakresu obciążeń, nie jest sprawą jednoznaczną. Wymaga poważnej analizy niepewności uzyskanych wyników, ściśle powiązanej z liczbą przebadanych próbek i przyjętym w badaniach zakresem współczynnika R. Tabela 2 Współczynniki równania NASGRO do opisu danych jak na odpowiednich rysunkach dla próbek materiału pobranego z dźwigara łopat wirnika śmigłowca Mi-2. Dla wszystkich nw. przypadków wartości współczynników α, S max /σ 0 i a 0 pozostają takie same jak podano w tabeli 1 Nr próbki/rys Próbki nr 1-3 półka górna Próbki nr 4-6 półka górna Rys. 5a próbki nr 1-6 półka górna Próbki nr 7-9 tylna ścianka Próbki nr tylna ścianka Rys. 5b próbki nr 7-12 tylna ścianka Próbki nr półka dolna Próbki nr półka dolna Rys. 5c próbki nr półka dolna R ΔK o C th C n p q 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 0,8 0,5 0,1 4,5631 2, ,0302 0,4157 0,8164 6,3640-0,3091 3, ,8532 0,4649 0,8856 5,3888 1,2535 1, ,3320 0,3087 0,8944 4,9233 1,1464 4, ,8161 0,4643 0,9549 4,0227 2,6858 2, ,2850 0,3874 0,4947 4,4503 1,9161 2, ,2346 0,3644 0,9796 7,8866-0, , ,7384 0,5456 0,7211 6,9541 1,1604 5, ,8046 0,5928 0,5435 7,4057 0,4572 5, ,8398 0,7382 0,8027 ΔK th = f(r) 1,201 2,277 4,191 1,196 1,846 4,624 1,198 2,050 4,401 1,174 1,951 4,050 1,254 2,239 3,782 1,213 2,089 3,913 1,188 1,962 5,525 1,363 2,393 5,525 1,272 2,166 5,525 K c = f(r) 30,947 27,378 24,144 28,432 25,300 26,096 30,554 27,541 26,956 34,361 23,971 27,966 33,523 24,938 26,048 35,987 27,132 30,103 28,937 23,007 30,396 28,842 25,889 29,634 29,722 27,967 31,478

86 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców a) b) c) Rys. 5. Opis danych doświadczalnych zestawy po sześć próbek badanych przy R = 0,8; 0,5; 0,1; dla próbek materiału pobranego z dźwigara łopaty śmigłowca Mi-2 z: a) półki górnej, b) ścianki tylnej, c) półki dolnej Aproksymacja krzywych da/dn-δk zależy w sposób bardzo istotny od zadanych wartości parametrów K c i K th. Ważne jest więc, czy można je określić na podstawie samych danych doświadczalnych (jeśli obejmują one pełny zakres przebiegu od 10-7 do 10-2 mm/cykl, co nie zawsze jest łatwe do uzyskania), czy trzeba je określić w inny sposób, np. w oparciu o wzór (2), inne zależności funkcyjne typu ΔK th = f(r) i K c = f(r) lub wyżej wspomnianą ekstrapolację. Wyżej omówione wyniki aproksymacji odpowiadają przypadkowi, gdy oba te parametry mają wartości stałe dla wszystkich aproksymowanych krzywych. Z przebiegów danych doświadczalnych widać jednak, że zależą one od współczynnika asymetrii cyklu R dla każdej z dziewięciu krzywych doświadczalnych można oszacować wartości ΔK th,i i K c,i i wykorzystać te dane do określenia zależności ΔK th = f(r) i K c = f(r), w tym również współczynników dla równania (2). Wzory (2) i (2a) są szczególnymi przypadkami ogólnego wzoru o postaci: 1 ( C+ CthR) a 2 ( 1 R)( 1 A0 ) Δ Kth = ΔK0 + ( ) a a0 1 f (15) Po przekształceniu przyjmuje on postać: 1 a 2 ( 1 R)( 1 A0) ( 1 R)( 1 A0) log( Δ Kth ) = log ΔK0 + Clog + C + ( ) thrlog ( ) a a0 1 f 1 f (16)

87 86 Sylwester. KŁYSZ i inni i dalej: ( )( ) ( ) ( )( ) ( ) ( Δ ) 1 a 1 R 1 A0 1 R 1 A0 log Kth 2log = log( Δ K0 ) + Clog + C thrlog + a a0 1 f 1 f (17) co można opisać równaniem regresji liniowej jako: y = m0 + m1f( R) + m2rf( R) (18) gdzie F(R) = log ( 1 R)( 1 A0 ) ( 1 f ), a skorygowana wartość zakresu progowego współczynnika intensywności naprężeń wynosi y = log( K ) Δ 1 a th 2 log. a+ a0 Wyznaczając współczynniki m 0, m 1, m 2 równania regresji (18), możemy obliczyć współczynniki równania (15): C th = m 2, C = m 1 i Δ K 0 0 = 10 m (19) przy czym wartość funkcji ΔK th z równania regresji wyliczana jest według wzoru: y a Δ Kth = a+ a0 (20) Tak więc dysponując zestawami danych (R i, ΔK th,i, a i ) w analizowanym przykładzie jest dziewięć takich zestawów wyznaczamy automatycznie współczynniki wg wzoru (18), zmniejszając tym samym liczbę poszukiwanych współczynników równania NASGRO aproksymującego dane doświadczalne. Ponieważ nie ma podobnej zależności dla parametru K c, związek K c = f(r) można wyznaczyć analogicznie (tj. na podstawie danych doświadczalnych) ze zwykłej regresji liniowej K c = m o + m 1 R i również zastosować go do opisu dziewięciu krzywych doświadczalnych [6 8]. Analogiczne wyniki dla próbek pobranych z łopaty śmigłowca Mi-8 przedstawia tab. 3 i rys. 6. Zbadano po 12 próbek wykonanych z materiału półki dolnej (rys. 6a), półki górnej (rys. 6c) i tylnej ścianki (rys. 6b) łopaty po cztery sztuki dla każdego poziomu współczynnika asymetrii cyklu R, przy czym dwie z nich były wycięte w kierunku wzdłużnym i dwie w kierunku poprzecznym do osi łopaty.

88 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców Analizy przeprowadzono dla partii po sześć próbek (analogicznie jak w przypadku zestawów 6-próbkowych dla materiału z łopaty Mi-2), osobno dla próbek poprzecznych i wzdłużnych oraz dla wszystkich 36 próbek. a) b) c) d) Rys. 6. Opis danych doświadczalnych zestawy po 12 próbek badanych przy R = 0,8; 0,5; 0,1; dla próbek materiału pobranego z dźwigara łopaty śmigłowca Mi-8 z: a) półki dolnej, b) ścianki tylnej, c) półki górnej; oraz d) dla wszystkich próbek jednocześnie a) Mi-2 b) Mi-8 Rys. 7. Opis indywidualny danych doświadczalnych dla próbek materiału pobranego z dźwigarów łopat wirników śmigłowców Mi-2 i Mi-8 próbki badane przy R = 0,8; 0,5; 0,1

89 88 Sylwester. KŁYSZ i inni Tabela 3 Współczynniki równania NASGRO do opisu danych jak na odpowiednich rysunkach dla próbek materiału pobranego z dźwigara łopaty śmigłowca Mi-8. Dla wszystkich nw. przypadków wartości współczynników α, S max /σ 0 i a 0 pozostają takie same jak podano w tabeli 1 Nr próbki R ΔK o C th C n p q ΔK th = f(r) K c = f(r) Próbki nr 1-6 półka dolna poprzeczne 0,8 0,5 0,1 3,4362 0,3099 6, ,7525 0,1739 0,8333 1,359 1,811 2,955 36,422 34,137 37,500 Próbki nr 7-12 półka dolna wzdłużne 0,8 0,5 0,1 2,9930 0,6031 9, ,0865 0,2135 1,9514 1,316 1,752 2,667 37,771 29,279 29,525 Rys. 6a próbki nr 1-12 półka dolna 0,8 0,5 0,1 3,2070 0,4565 4, ,0462 0,0862 1,0319 1,337 1,781 2,807 36,685 35,386 43,980 Próbki nr tylna ścianka wzdłużne 0,8 0,5 0,1 2,1590 1,3733 2, ,0792 0,2985 1,3854 1,115 1,528 2,067 33,546 27,821 23,472 Próbki nr tylna ścianka poprzeczne 0,8 0,5 0,1 3,2315 1,1890 1, ,2889 0,2540 1,3498 1,106 1,669 2,844 34,516 41,002 37,688 Rys. 6b próbki nr tylna ścianka 0,8 0,5 0,1 2,6414 1,2812 1, ,8142 0,1092 1,2048 1,111 1,597 2,424 34,329 44,705 43,843 Próbki nr półka górna poprzeczne 0,8 0,5 0,1 3,4092 0,3487 1, ,3153 0,2359 1,1869 1,302 1,758 2,920 32,167 31,999 28,236 Próbki nr półka górna wzdłużne 0,8 0,5 0,1 3,5564 0,1832 9, ,2723 0,1913 1,4606 1,242 1,693 2,969 30,888 32,237 27,458 Rys. 6c próbki nr półka górna 0,8 0,5 0,1 3,4820 0,2659 9, ,3106 0,1969 1,5434 1,272 1,725 2,944 32,435 33,616 29,725 Rys. 6d próbki nr ,8 0,5 0,1 3,0897 0,6678 5, ,7817 0,0202 2,4014 1,236 1,699 2,716 41,220 47,630 52,487 Jeśli przeprowadzić oszacowanie współczynników równania NASGRO dla wszystkich próbek z materiału łopaty wirnika śmigłowca Mi-2 i Mi-8, przy założeniu, że parametry ΔK th i ΔK c są przyporządkowane indywidualnie do każdej z próbek, zgodnie z przebiegiem odpowiadającej danej próbce krzywej to współ-

90 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców czynniki te przyjmują wartości jak w tabeli 4, a stopień dopasowania opisu matematycznego do danych doświadczalnych przedstawia rys. 7. Tabela 4 Współczynniki równania NASGRO dla indywidualnego opisu danych jak na rys. 7. Dla wszystkich nw. przypadków wartości współczynników α, S max /σ 0 i a 0 pozostają takie same jak podano w tabeli 1 Nr rysunku Rys. 6a Mi-2 Rys. 6b Mi-8 ΔKo C th C n p q 5,6210 1,2090 3, ,7011 0,4699 1,4889 3,0897 0,6679 7, ,7427 0,7322 2, Wnioski Wartości współczynników równania NASGRO opisującego rozwój pęknięć zmęczeniowych w badanym materiale w tym przypadku stopie duralu pobranym z dźwigarów łopat wirników nośnych śmigłowców Mi-2 i Mi-8 wykazują duży rozrzut w zależności od tego, jaki zestaw danych doświadczalnych przyjąć za podstawę do oszacowania tych współczynników. Aby właściwie wyznaczyć współczynniki równania NASGRO opisującego prędkość rozwoju pęknięć zmęczeniowych, niezwykle istotna jest liczba posiadanych krzywych doświadczalnych i sposób doboru danych doświadczalnych przyjętych do aproksymacji. Wartości współczynników równania NASGRO uzyskane na bazie wszystkich danych doświadczalnych nie są uśrednieniem wartości uzyskanych na bazie wybranych zestawów danych doświadczalnych, a nawet są spoza zakresu, jaki wyznaczają wartości uzyskane dla tych cząstkowych zestawów danych. Sytuacja ta zapewne ulegnie zmianie, jeśli liczba zestawów danych cząstkowych będzie znacznie większa (np. 10, 15, 20) wymaga to jednak obszerniejszych badań (więcej krzywych doświadczalnych) i analiz (więcej kombinacji doboru zestawów krzywych do obliczeń) niż zawarte w tej pracy. Duża liczba współczynników równania NASGRO i w związku z tym duża elastyczność analitycznego opisu prowadzą do możliwości uzyskiwania dużych rozrzutów wyliczanych wartości współczynników równania i złożonych współzależności między tymi współczynnikami. Określenie wymagań w tym zakresie i oszacowanie dokładności uzyskanych wyników są osobnym zagadnieniem i z tego zapewne powodu nie znalazły jeszcze w literaturze powszechnie uznanego roz-

91 90 Sylwester. KŁYSZ i inni wiązania w tym także przy zastosowaniu różnych kryteriów aproksymacji (np. kryterium metody najmniejszych kwadratów). Przedstawiona metodyka postępowania: jest skuteczna przy aproksymacji zarówno dla pojedynczych, kilku, jak i dużej liczby zbiorów/krzywych danych doświadczalnych, jest tym precyzyjniejsza, im mniejsze rozrzuty wykazują dane doświadczalne w ramach tych samych grup (testów badawczych), może być wykorzystana do innych analogicznych analiz związanych z regresją danych doświadczalnych, gdyż zawiera uniwersalny sposób postępowania niezwiązany wyłącznie z krzywymi propagacyjnymi da/dn-δk. Innymi ważnymi zagadnieniami w tym obszarze badań są: ocena wpływu na uzyskane w niniejszej pracy wyniki faktu, że badany materiał posiada historię eksploatacyjną, tj. pochodzi z wycofanych z eksploatacji egzemplarzy statków powietrznych, i analiza czy opisane rozrzuty wyników byłyby tej samej skali, gdyby materiał do badań pochodził z półfabrykatu przeznaczonego do zamontowania na nowym egzemplarzu śmigłowca, oszacowanie, jaki wpływ mają opisane w pracy różnice między wyznaczanymi współczynnikami równania NASGRO, jeśli wykorzystać je do szacowania trwałości elementów konstrukcji w ramach odpowiednich modeli obliczeniowych lub profesjonalnych programów takich np. jak [1], przeprowadzenie podobnej analizy skuteczności aproksymacji danych doświadczalnych propagacji pęknięć zmęczeniowych dla przypadku, gdy parametr K c traktować jako wielkość stałą, niezależną od współczynnika asymetrii cyklu R. Literatura 1. AFGROW Users Guide And Technical Manual, AFRL-VA-WP-TR-2002-XXXX, Version , James A. Harter, Air Vehicles Directorate, Air Force Research Laboratory, WPAFB OH ASTM E647 Standard test method for measurement of fatigue crack growth rates. 3. Forman R.G., Kearney V.E., Engle R.M.: Numerical analysis of crack propagation in cyclic loaded structures. J.Bas.Engng 1967, Vol Fuchs H.O., Stephens R.I.: Metal fatigue in engineering. A Willey-Interscience Publication, Kłysz S.: Rozwój pęknięć zmęczeniowych w materiałach lotniczych i stali konstrukcyjnej z uwzględnieniem przeciążeń. Wydawnictwo ITWL, Warszawa 2001.

92 Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców Kłysz S., Leski A.: Good practice for fatigue crack growth curves description. Applied Fracture Mechanics, red. Alexander Belov, InTech, DOI: /52794, Kłysz S., Lisiecki J., Bąkowski T.: Modyfikacja MNK do opisu krzywych propagacji pęknięć zmęczeniowych. Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych 2010, nr Kłysz S., Lisiecki J., Leski A., Bąkowski T.: Least squares method modification applied to the NASGRO equation. Journal of Theoretical and Applied Mechanics 2013, Vol. 51, No NASGRO Fracture Mechanics and Fatigue Crack Growth Analysis Software, v5.0, NASA-JSC and South-west Research Institute, July Paris P.C., Erdogan A.: A critical analysis of crack propagation laws. J.Bas.Engng 1963, No Wheeler O.E.: Spectrum loading and crack growth, ASME, Willenborg J., Engle R.M., Wood H.A.: A crack growth retardation model using an effective stress concept. AFFDL-TR-71-1, 1971.

93 92 Sylwester. KŁYSZ i inni

94 Sylwester KŁYSZ *,**, Paweł SZABRACKI **, Janusz LISIECKI * * Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. ** Uniwersytet Warmińsko-Mazurski NUMERYCZNA SYMULACJA TESTU NA ODPORNOŚĆ NA PĘKANIE DLA STOPU ALUMINIUM STOSOWANEGO W LOTNICTWIE W pracy przedstawiono wyniki symulacji numerycznej próby K IC dla stopu na bazie aluminium. Do analiz wykorzystano metodę elementów skończonych (MES) oraz dla porównania zależności empiryczne podawane w światowej literaturze. Słowa kluczowe: odporność materiału na pękanie, K 1c, stop aluminium 2024, MES, wykres F-COD. 1. Wstęp Powszechnie znane w światowej literaturze są zależności empiryczne opisujące zmianę rozwarcia szczeliny od przyłożonej siły dla znormalizowanych geometrii [1, 2, 4]. Zastosowanie metod opartych na elementach skończonych umożliwia analizę dowolnych geometrii. Dzięki temu mogą one zostać zastosowane do analiz rzeczywistych geometrii stosowanych w konstrukcjach lotniczych i innych, od których zależy życie ludzkie. Aby możliwe było zastosowanie jakiejkolwiek metody numerycznej w analizie praktycznej, konieczne jest określenie błędów uzyskanych wyników, jakie wynikają z zastosowania przyjętych numerycznych modeli opisujących analizowane zjawiska. Porównanie uzyskanych numerycznie wyników z wynikami uzyskanymi w eksperymencie pozwoli określić jakość odwzorowania rzeczywistych własności materiałów za pomocą proponowanej metody.

95 94 Sylwester KŁYSZ, Paweł SZABRACKI, Janusz LISIECKI 2. Metodyka analiz W prowadzonych analizach podjęto próbę numerycznej symulacji testu na odporność na pękanie. W celu uwzględnienia odkształceń plastycznych w badanym materiale zastosowano krzywe umacniania analizowanego stopu. Metodykę budowy i weryfikację zastosowanych modeli umocnienia opisano w pracach [3, 5]. Na rys. 1 przedstawiono krzywą rzeczywistą utwardzania uzyskaną na podstawie statycznej próby rozciągania dla badanego stopu. Moduł Younga wynosi 72,1 GPa. Model uplastycznienia analizowanego stopu 2024 zbudowano na podstawie dyskretyzacji krzywej rozciągania odcinkami dε = 0,1%. Rys. 1. Krzywa utwardzania stopu 2024 zastosowana w obliczeniach MES Każdy z odcinków opisano prostą, a położenie punktu odpowiadającego połowie długości odcinka wyznaczone na podstawie regresji liniowej danych eksperymentalnych wykorzystywano w modelu uplastycznienia. Ostatni punkt krzywej przyjętej do analiz obliczeniowych ma wartość wytrzymałości na rozciąganie (R m = 471,5 MPa), a wraz z rosnącymi odkształceniami w próbce naprężenia dalej nie rosną pozwala to określić obszary najbardziej narażone na uszkodzenia. W celu odtworzenia eksperymentu, zbudowano siatkę przedstawiającą połowę znormalizowanej próbki typu Round Compact Test (RCT) z karbem Chevrona, stosowanej w teście na wyznaczenie odporności na pękanie K 1c. Płaszczyzna pęknięcia została przyjęta za płaszczyznę symetrii próbki. Na rys. 2a przedsta-

96 Numeryczna symulacja testu na odporność na pękanie dla stopu aluminium wiono szkic próbki RCT wykorzystywanej do analiz. Szerokość próbki wynosiła t = 20 mm, a wymiar charakterystyczny W = 40 mm. Początkową długość pęknięcia a 0 = 20 mm, co dało a/w = 0,5, uzyskiwano w badaniach eksperymentalnych w wyniku nadpękania zmęczeniowego (precracking) próbki. Z uwagi na to, że analizę wyników badań przeprowadzono wyłącznie dla próbek z nadpęknięciem, nie uwzględniano geometrii przed nadpękiwaniem zmęczeniowym (karb Chevrona). Front pęknięcia przyjęto wobec tego jako liniowy, skierowany prostopadle do powierzchni bocznej próbki widocznej na szkicu (rys. 2a). Na rys. 2b przedstawiono jedną z siatek wykorzystywanych do analiz MES. Siatka ta składa się z węzłów. Minimalny wymiar liniowy elementu to 0,025 mm występujący w obrębie frontu pęknięcia. Maksymalny wymiar 2 mm można odnaleźć w pozostałej części siatki. Widoczny na rys. 2b trzpień umieszczony w otworze wykorzystywanym do rozciągania próbki w obliczeniach traktowany jest jako stal odkształcająca się tylko sprężyście, tzn. E = 210 GPa, v = 0,3. Pozostała część geometrii traktowana jest jako materiał o właściwościach opisanych krzywą przedstawioną na rys. 1. a) b) Rys. 2. Szkic próbki RCT stosowanej do badań (a) i model wykorzystywany w analizach MES (b) Obliczenia prowadzono za pomocą solvera Code_Aster, a pre- i postprocessing w oparciu o platformę SALOME. W analizie wykorzystano modele nieliniowe uwzględniające duże przemieszczenia węzłów siatki. Przemieszczenia płaszczyzny symetrii próbki (płaszczyzna pęknięcia) zostały zablokowane w kierunku osi Z. Możliwy jest natomiast ruch w kierunkach osi X oraz Y. Połączenie

97 96 Sylwester KŁYSZ, Paweł SZABRACKI, Janusz LISIECKI trzpienia z próbką umożliwia ślizganie się trzpienia po powierzchni wewnętrznej otworu wokół osi obrotu. Połączenie to uniemożliwia ruch próbki względem trzpienia w kierunku osi Y. W prowadzonej symulacji zadawane jest przemieszczenie osi stalowego trzpienia w kierunku dodatnim osi Z. Z uwagi na zachodzące zjawiska plastyczne występujące na froncie pęknięcia, krok przemieszczania trzpienia w osi Z wynosi 0,01 mm. Oś trzpienia nie może przemieszczać się w płaszczyźnie XY. Naprężenia, odkształcenia i siły występujące w analizowanym połączeniu wyznaczane są na podstawie właściwości materiału trzpienia (sprężystych) oraz próbki (sprężystych i plastycznych). Siłę obciążającą wyznaczono na podstawie siły występującej w węzłach należących do osi trzpienia stalowego. Przemieszczenia (Crack Opening Displacement, COD) określono jako średnie przemieszczenie węzłów należących do krawędzi, na której montowany jest podczas eksperymentu przyrząd mierzący rozwarcie szczeliny pęknięcia (clip gage). Niezależnie od analiz MES przeprowadzono analizy oparte na dostępnych w literaturze zależnościach empirycznych. Zgodnie z podaną literaturą, rozwarcie powierzchni czołowej szczeliny w przypadku próbki RCT można określić na podstawie zależności (1) opisującej rozwarcie powierzchni czołowej szczeliny COD w zależności od przyłożonej siły F [4]: P V( α ) COD = E t (1) gdzie, a α =, W V( α) = exp(1,742 0,495 α + 14,71 α 22,06 α + 14,44 α ), E = MPa, P siła rozciągająca, t grubość próbki (20 mm). 3. Wyniki badań Na rys. 3 przedstawiono krzywe F-COD uzyskane dla wyjściowych warunków, tzn. a = 20 mm. Krzywa przedstawiająca wyniki analiz MES jest zbliżona do danych eksperymentalnych. Model empiryczny (1) w analizowanym przypadku daje dużo większy błąd dopasowania do danych eksperymentalnych. Przedstawione na rys. 3 rozbieżności wyników numerycznych analiz wynikają z różnicy

98 Numeryczna symulacja testu na odporność na pękanie dla stopu aluminium między początkową (zadawaną) długością pęknięcia a długością rzeczywistą po zakończeniu wykonania nadpękiwania próbki. Rys. 3. Krzywe F-COD eksperymentalne oraz uzyskane dla analiz numerycznych, przy a = 20 mm Na rys. 4 przedstawiono rozkład naprężeń w zdeformowanej próbce RCT uzyskany dla COD = 0,93 mm. Widoczne są wyraźnie dwie strefy, w których naprężenia osiągnęły poziom wytrzymałości na rozciąganie. Pierwszą z tych stref jest oczywiście wierzchołek pęknięcia i promieniowo malejące wokół niego naprężenia. Około 3 mm od wierzchołka na płaszczyźnie pęknięcia naprężenia osiągają poziom około 315 MPa i stale maleją wraz z oddalaniem się od wierzchołka pęknięcia. Czarnym punktem na rys. 4 oznaczono początkowe położenie krawędzi wykorzystywanej do pomiaru rozwarcia szczeliny i zamocowania clip gage. Drugi z obszarów przedstawionych na rys. 4, w którym odnotowano przekroczenie 471,5 MPa, jest obszar kontaktu trzpienia stalowego z próbką. Odkształcenia próbki w miejscu kontaktu z trzpieniem potwierdzają fakt plastycznej deformacji tego obszaru. Dokonując korekty zadanej długości pęknięcia do wartości, dla której wyniki analiz MES w zakresie sprężysto-plastycznym dadzą najlepsze dopasowanie do danych eksperymentalnych, uzyskano wartość a = 20,5 mm jako początkową dłu-

99 98 Sylwester KŁYSZ, Paweł SZABRACKI, Janusz LISIECKI gość pęknięcia, co odpowiada rzeczywistej długości pęknięcia zmierzonej na złomie próbki otrzymanym po zakończeniu testu. Pomiaru długości pęknięcia na złomie próbki dokonano przy pomocy mikroskopu warsztatowego typu UJM-21. Rys. 4. Rozkład naprężeń w próbce RCT w teście na odporność na pękanie Rys. 5. Krzywe F-COD eksperymentalne oraz uzyskane dla analiz numerycznych przy zmienionej długości pęknięcia

100 Numeryczna symulacja testu na odporność na pękanie dla stopu aluminium Analizując dopasowanie liniowo-sprężystego modelu empirycznego (1) do danych doświadczalnych, najlepsze dopasowanie uzyskano dla długości pęknięcia równej 25,54 mm. Z uwagi na charakter testu K 1c, zastosowany model empiryczny ma charakter liniowy ponieważ zmienna w tym przypadku jest jedynie przyłożona siła P, która jest w pierwszej potędze. Ogranicza to zakres zastosowań modelu (1) do obszaru liniowego krzywej F-COD. Krzywe przedstawiające zależności F-COD po wprowadzonych modyfikacjach stosowanych metod numerycznych przedstawiono na rys. 5. Widoczna jest znaczna poprawa dopasowania zarówno modelu empirycznego (1) w zakresie jego stosowalności, jak i wyników analiz MES. 4. Wnioski W celu uzyskania satysfakcjonującego dopasowania modelu (1) i modelu MES do danych eksperymentalnych, konieczne jest uwzględnienie rzeczywistej długości pęknięcia, której wielkość jest znana dopiero po przeprowadzeniu testu, tj. zerwaniu badanej próbki. Wpływ tej korekty na wyniki prowadzonych analiz numerycznych jest związany z nieliniowym kształtem frontu pęknięcia zmęczeniowego. Norma regulująca sposób prowadzenia próby K 1c [1] dopuszcza odchylenia frontu pęknięcia od linii prostej. Dalsze analizy należy przeprowadzić, aby ustalić wpływ kształtu i umiejscowienia (punkt odniesienia do pomiaru długości pęknięcia) frontu pęknięcia w płaszczyźnie pękania na wynikową krzywą F-COD, jako mierzalny efekt przeprowadzenia oznaczenia parametru K 1c dla znormalizowanych geometrii. Możliwość modelowania (oraz korekty ze względu na rzeczywisty rozmiar pęknięć) dla danego materiału przebiegu krzywej F-COD na podstawie wykresu statycznego rozciągania wydaje się niezwykle przydatna z punktu widzenia analiz diagnostycznych i niezawodnościowych elementów konstrukcji maszyn w szczególności dla przypadków o złożonej geometrii i w obecności pęknięć zmęczeniowych. Przedstawiona analiza umożliwia zamodelowanie charakterystyki materiału F-COD w zakresie nieliniowym, tj. poza zakresem stosowania liniowosprężystego modelu empirycznego (1), która może być wykorzystana w innych analizach MES przy szacowaniu trwałości i niezawodności elementów konstrukcji.

101 100 Sylwester KŁYSZ, Paweł SZABRACKI, Janusz LISIECKI Literatura 1. ASTM E399-96, Standard test method for linear-elastic plane-strain fracture toughness K 1c of metallic materials. 2. Kłysz S., Leski A.: Good Practice for Fatigue Crack Growth Curves Description, [w:] Applied Fracture Mechanics, red. Alexander Belov, InTech, Newman J.C., Jr.: Stress-Intensity Factors and Crack Opening Displacements for Round Compact Specimens, Int. J. Frac. 1981, Vol. 17, No Stress intensity factors handbook. Red. Y. Murakami, Pergamon Press, Szabracki P., Bramowicz M., Lipiński T.: Development and verification of work hardening models for X2CrNiMoN super duplex stainless steel after sigma phase precipitation hardening used for FEM simulations, Journal of Power Technologies 2012, 92 (3).

102 Jerzy LEWITOWICZ Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. EKSPLOATACJA STATKÓW POWIETRZNYCH ROZWÓJ TEORII I PRAKTYKI W pracy przedstawiono problemy teorii i praktyki oraz przesłanki kształtujące rozwój eksploatacji statków powietrznych, a także przykładowe rozważania służące do lepszego zrozumienia interdyscyplinarnego podejścia naukowego do eksploatacji widzianej jako, łącznie: utrzymanie zdatności technicznej i zdatności do lotu oraz użytkowanie statków powietrznych. Pokazano również praktyczne przykłady takiego podejścia, rozumianego jako myślenie eksploatacyjne. W procesie eksploatacji statków powietrznych wykorzystuje się duże komputerowe systemy bazy danych, umożliwiające tzw. komputerowe wspomaganie eksploatacji. Istotnym problemem jest niepewność danych źródłowych i ich wiarygodność, co w znacznym stopniu wpływa na wiarygodność wyników obliczeń i wnioskowania prognostycznego. Słowa kluczowe: eksploatacja, statek powietrzny. 1. Wstęp Eksploatacja to nauka mieszcząca się w dyscyplinie budowa i eksploatacja maszyn oraz praktyka zapewniająca użytkowanie urządzeń technicznych, a takimi są statki powietrzne. W odniesieniu do nich eksploatacja rozpatrywana jest w ujęciu działaniowym lub procesowym. Zapewnia utrzymanie zdatności technicznej i zdatności do lotu statków powietrznych (poprzez działania na ziemi, zwane tradycyjnie obsługiwaniem) i ich użytkowanie podczas realizowanego lotu (zwane tradycyjnie eksploatacją w powietrzu). Statki powietrzne (SP) to złożone systemy techniczne. Niestety odznaczają się tym, że mogą powstawać niesprawności (np. wyłączenie silnika w locie, które daje się usunąć poprzez ponowne jego uruchomienie w locie) i uszkodzenia, które wymagają odpowiedniej procedury identyfikacji i likwidacji (za pomocą działań diagnostycznych). Uszkodzenia zespołów czy elementów konstrukcyjnych SP charakteryzują ich niezawodność (N) i mają wpływ na bezpieczeństwo lotów (BL). Bezpieczeństwu lotów przypisuje się w lotnictwie szczególnie ważną rolę. Zależy ono nie tylko od stanu technicznego SP, ale rów-

103 102 Jerzy LEWITOWICZ nież od takich czynników, jak czynnik ludzki (błędy człowieka), ruch lotniczy, czynniki atmosferyczne. W szerokim ujęciu eksploatacji rozpatruje się różne postacie odnów SP (remont, naprawy itp.) oraz logistykę, jak system zaopatrywania służący wszystkim działaniom służb technicznych i alimentacji SP (w paliwo, smary, płyny eksploatacyjne, uzbrojenie itp.). Jak pokazano na rys. 1 i 2, działania eksploatacyjne (MRO) wymagają odpowiednich nakładów finansowych. Szacowane są (dla lotnictwa cywilnego) na rok 2021 w wysokości około 75 mld dolarów USA, w którym przewiduje się użytkowanie około samolotów. Rys. 1. Globalne nakłady na eksploatację cywilnych statków powietrznych (MRO) w latach 2012 i przewidywane w 2021 [2] A B C D Rys. 2. Prognozowany koszt (w mld dolarów USA) serwisowania i odnów statków powietrznych flot pasażerskich krajów europejskich flot pasażerskich krajów europejskich (wg BACK Aviation Solation) A utrzymywanie zdatności technicznej; B części wymienne (zapasy); C odnowy silników; D modernizacje

104 Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki Eksploatacja statków powietrznych Przyjęto definiować eksploatację w ujęciu systemowym, procesowym, działaniowym oraz energetycznym. Przyjmuje się za podstawę rozważań system: człowiek obiekt techniczny otoczenie (C OT O), a z uwzględnieniem czasu rozważania prowadzi się w ujęciu procesów. Każdy obiekt techniczny rozpatrywany jest pod kątem jego użyteczności. Implikuje to konieczność posiadania wielu właściwości, takich jak: niezawodność, gotowość, bezpieczeństwo użytkowania (np. bezpieczeństwo lotów), podatność eksploatacyjna itp. [13 18]. Konstrukcja współczesnego samolotu czy śmigłowca, ogólnie statku powietrznego (SP), jest projektowana pod kątem spełniania zarówno zakładanych osiągów i parametrów lotnych, jak i eksploatacyjnych. Istotnym czynnikiem, jaki musi być brany pod uwagę, jest wieloletnia eksploatacja (25 40 lat) współczesnych samolotów i śmigłowców [1, 18]. Nie wystarczy zaprojektowanie, skonstruowanie i wyprodukowanie nowoczesnego statku powietrznego, o ile nie odpowie się z góry na pytanie ekonomicznostrukturalne: Ile będzie kosztować eksploatacja? Jakiej będzie wymagać organizacji, jakiego oprzyrządowania i jakich kwalifikacji personelu do realizacji zadań w locie? Eksploatacja SP wymaga dużych środków materiałowych i technicznych i z tego tytułu poddawana jest optymalizacji (czytaj: minimalizacji kosztów) przy równoczesnym zapewnieniu wymaganego bezpieczeństwa lotów, gotowości do realizacji zadań, niezawodności itp. Roczne koszty eksploatacji SP w światowych liniach lotniczych sięgają miliardów dolarów (rys. 1 i 2). Pojęcie eksploatacji statku powietrznego obejmuje bardzo szeroki wachlarz zagadnień: użytkowanie, utrzymywanie zdatności technicznej, remont, zaopatrywanie w części zamienne i materiały jednorazowego użycia ciągłego (paliwo, smary itp.), magazynowanie i likwidacja techniczna (złomowanie). Miary, które wyznaczają wartość SP, określa się według podatności: użytkowej, obsługowej, remontowej, diagnostycznej itp. Podatności te szacuje się i wyznacza liczbowo, m.in. w oparciu o teorie: niezawodności, bezpieczeństwa lotów, gotowości. Ostatecznym weryfikatorem jakości SP jest długotrwała eksploatacja w przyjętych strukturach organizacji systemów lotniczych. W tym też okresie istnieje możliwość i potrzeba dalszego udoskonalania procesu eksploatowania SP. Odbywa się to równolegle z modernizacją samych statków powietrznych [18]. Znane są liczne przykłady katastrof i awarii lotniczych, których praprzyczyna tkwi w niedocenianiu warunków przyszłej eksploatacji SP, tak przez projektanta, konstruktora i technologa, pilota (załogę), jak i naziemny personel techniczny. Można tu wymienić: pękanie kadłubów samolotów w czasie lądowania, uszko-

105 104 Jerzy LEWITOWICZ dzenia struktury płatowca w wyniku niezdiagnozowanych pęknięć zmęczeniowych itp. [3, 9, 16]. Do pozytywnych działań należy zaliczyć uzyskanie bardzo dużej odporności konstrukcji silników (ściślej ich wlotów i sprężarek) na uderzenia ptaków i przedmiotów materialnych. System eksploatacji (system eksploatacyjny) (SE) SP to zbiór możliwych faz i stanów, w jakich może znajdować się statek powietrzny, powiązanych odpowiednimi relacjami, posiadający swoją strukturę. System eksploatacji jest efektywny, jeżeli wywołuje określony (zakładany) pozytywny efekt. Opis systemu eksploatacji w ujęciu teorii zbiorów, traktujący system jako zbiór pierwotny, zawiera kilka zbiorów cząstkowych, takich jak: ludzie (załogi, personel służby inżynieryjno-lotniczej, kierowania ruchem lotniczym, struktur logistycznych), eksploatowane statki powietrzne, baza techniczna. Ogólny zapis lotniczego systemu eksploatacji (LSE) w nadsystemie lotniczym (LST, LSW) w konwencji teorii zbiorów może mieć postać: <LSE> = <ESL, RSE> (1) gdzie: ESL elementy systemu eksploatacji; RSE relacje w systemie eksploatacji pomiędzy jego elementami. RSE = {(ESL) (ESL), <W>} (2) gdzie: (ESL) (ESL) operacja działania na elementach; <W> zbiór cech właściwości systemu, ze względu na które są (lub były) kształtowane struktury LST, LSW. Zarówno elementy systemu LST, LSW, jak i struktury wynikające z relacji charakteryzują się bardzo dużą złożonością. Złożoność ta jest pochodną zróżnicowanych zadań lotniczych, rozwoju techniki i technologii lotniczych, rygorów ekonomicznych, norm i przepisów prawa lotniczego, w tym międzynarodowych konwencji lotniczych W rozważaniach nad problematyką systemów eksploatacji wyróżnia się dwie sytuacje: 1. System eksploatacji nie istnieje realnie i w takim przypadku przystępuje się do zaprojektowania systemu poprzez przyjęcie struktur organizacyjnych, zaplanowania środków materialnych, opracowania metod, procedur i narzędzi (MPN) do utrzymywania zdatności statków powietrznych z uwzględnieniem oddziaływania otoczenia. 2. System eksploatacyjny istnieje i rozwiązuje się zadanie optymalizacji jego działania zgodnie z przyjętymi kryteriami, np. zmniejszenia kosztów lub zwięk-

106 Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki 105 szenia efektywności zadań operacyjnych (OZL) w lotniczych systemach transportowych (LST) i misji lotniczych (ML) w lotniczych systemach wojskowych (LSW). Celem eksploatacji statków powietrznych jest wydobycie określonej wartości, uzyskiwanej z wykorzystania energii eksploatacyjnej i potencjału eksploatacyjnego statków powietrznych pomnożonych przez odpowiednie wskaźniki efektywnościowe. Wymiernym wskaźnikiem dla LST może być zysk ekonomiczny jako wynik (w uproszczeniu) liczby lotów pomnożony przez liczbę pasażerów i jednostkowy koszt biletu, pomniejszony o składową kosztów eksploatacji i amortyzacji przypadającą na jeden statystyczny lot. Takim celem może być niewymierne (w sensie ekonomicznym) wykonanie zadania lotniczego w LSW. Ważną rolę w uzyskaniu pozytywnych wyników eksploatacji statków powietrznych odgrywa dobrze zorganizowany system logistyczny [6, 12]. Cel działania eksploatacyjnego definiuje się poprawnie, o ile zna się wartość potencjału eksploatacyjnego LST (LSW). Wartość tego potencjału jest funkcją wielu składowych: liczby sprawnych statków powietrznych (SSP), możliwości technologicznych podsystemu utrzymywania SSP, posiadanych zapasów czasu służby w systemie resursowym lub eksploatacji wg stanu technicznego, trwałości rzeczywistej (jakiej de facto nie znamy; posługujemy się trwałością normatywną). Warunki eksploatacji wyznaczają charakterystyki infrastruktury otoczenia dla podsystemów użytkowania SSP i utrzymywania SSP. Środki eksploatacji to z jednej strony możliwa minimalna liczba SSP potrzebna do wykonania zadania lotniczego lub maksymalna liczba SSP, jaką można zadysponować (przedstawić systemowi operacyjnemu) w przypadku maksymalizacji celu zadań. Przebieg eksploatacji to planowe działanie z uwzględnieniem kolejności, liczby użytkowanych SSP, wynikające z potrzeby wykonywania prac przewidzianych dla danego typu SSP, niezbędnych do utrzymania ich w gotowości z uwzględnieniem fizycznej infrastruktury (narzędzi, pomieszczeń, personelu, zaopatrzenia). Wynik działań eksploatacyjnych powinien być planowany z najwyższą wartością prawdopodobieństwa jego osiągnięcia, z uwzględnieniem takich działań wyprzedzających, jakie zapewnią planowany wynik. Eksploatacja statków powietrznych rozpatrywana jest w ujęciu czasoprzestrzennym i organizacyjnym w całej swojej złożoności, bezpiecznej, efektywnej i terminowej realizacji operacyjnych zadań lotniczych (OZL) lub misji lotniczych (ML). Na przebieg eksploatacji SP wpływają: rodzaj, typ, klasa, wiek statków powietrznych, załogi statków powietrznych, poziom ich wyszkolenia, doświadczenie,

107 106 Jerzy LEWITOWICZ infrastruktura towarzysząca z otoczeniem, infrastruktura towarzysząca pracom utrzymania SSP w gotowości, warunki realizacji lotów (w powietrzu). W ujęciu działaniowym cel eksploatacji SSP formułuje się w odniesieniu do efektów: użytkowania i utrzymywania zdatności SSP. W ujęciu zdarzeniowym cel eksploatacji SSP formułuje się w odniesieniu do efektów: użytkowania i utrzymywania, uzyskiwanych poprzez zmiany realizowane w procesie eksploatacyjnym w czasie. Eksploatacja to działanie na obiekcie techniki statku powietrznym, to proces zmieniania stanów eksploatacyjnych w odniesieniu do całego systemu (LSE), statku powietrznego (lub SSE) i poszczególnych zespołów i elementów. Proces eksploatacji (eksploatacyjny) SP (PE) to zbiór zdarzeń powiązanych przyczynowo w czasie, jakim może być poddany SP przy przejściu pomiędzy stanami możliwymi wewnątrz faz eksploatacyjnych i pomiędzy tymi fazami (w cyklach eksploatacyjnych), a jednocześnie to zbiór zdarzeń, jakie zachodzą wewnątrz stanu eksploatacyjnego, kiedy SP znajduje się w danym stanie i zbiór zdarzeń fizyko-chemicznych zachodzących w samym SP. To ten zbiór zdarzeń jest źródłem niesprawności i uszkodzeń [7, 10, 11, 20, 21, 27, 29 31]. Ich ciągła analiza jakościowa i ilościowa pozwala podejmować odpowiednie przedsięwzięcia profilaktyczne zapewniające bezpieczeństwo lotów i żądaną efektywność eksploatacji. W procesie eksploatacji statków powietrznych wykorzystuje się obszerne komputerowe systemy bazy danych, umożliwiające tzw. komputerowe wspomaganie eksploatacji. Dużym problemem jest niepewność danych źródłowych i ich wiarygodność, co w znacznym stopniu wpływa na wiarygodność wyników obliczeń i wnioskowania prognostycznego [24]. Eksploatacyjne Bazy Danych o uszkodzeniach umożliwiają weryfikację zakładanych trwałości (czasu użytkowania) statków powietrznych wyznaczonych w badaniach przyspieszonych [22, 23, 28]. Przy założeniu obciążeń rozkładem Weibulla podczas całego okresu użytkowania statku powietrznego musi być spełniony warunek niezawodnościowy R, wyrażony prawdopodobieństwem, iż w każdym momencie eksploatacji SP obciążenie musi być mniejsze od wytrzymałości [25]: obciążenia x dx (3) 0 R = P{obciążenie wytrzymałość}= f ( x) R ( )

108 Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki Eksploatyka Pojęcie eksploatyki jest już dobrze osadzone w nauce [5, 13, 26]. Jest to dziedzina, której przedmiotem badań są naukowe podstawy eksploatacji technicznej urządzeń wykorzystywanych przez człowieka. Teorie eksploatacyjne rozwijane w obszarze eksploatyki koncentrują się na dwóch problemach: rozszerzaniu i porządkowaniu istniejącej już wiedzy eksploatacyjnej; modelowaniu matematycznym procesów i działań eksploatacyjnych w celu przygotowywania algorytmów decyzyjnych. Porządkując pojęcia i zagadnienia eksploatacyjne, można zauważyć, że eksploatacja, inżynieria eksploatacji i eksploatyka zajmują się obszerną gamą problemów. Są to: opis statku powietrznego jako obiektu badań eksploatacyjnych, jego użytkowania i utrzymywania, modele systemów eksploatacji statków powietrznych, ich optymalizacja według przyjętego kryterium celu i sposoby skutecznego sterowania tymi systemami, szacowanie efektywności eksploatacji z uwzględnieniem żywotności, trwałości, stanów granicznych statków powietrznych i ich elementów oraz zespołów, niezawodność, gotowość techniczna, zadaniowa, operacyjna statków powietrznych oraz metody ich kształtowania w oparciu o systemy zbierania informacji o uszkodzeniach i niezrealizowanych zadaniach lotniczych, standaryzacja, unifikacja i metrologia lotnicza, metody organizacji i kierowania systemem eksploatacji, komputerowe metody symulacji systemów i procesów eksploatacyjnych, opis procesów fizycznych i chemicznych uszkodzeń elementów i zespołów statków powietrznych, diagnostyka techniczna i instrumentalna, techniczna analiza niesprawności SP i wypadków lotniczych w ramach ogólnych i szczegółowych problemów bezpieczeństwa lotów, badania eksploatacyjne statków powietrznych w locie i na ziemi, odnowa statków powietrznych (wymiana zespołów i elementów, naprawa i remont), gospodarka częściami wymiennymi, zamiennymi i zespołami, organizacja pracy w systemie eksploatacji statków powietrznych, kompatybilność SP z infrastrukturą lotniczą, wyposażeniem portów lotniczych służących do realizacji zadań utrzymania w sprawności statków powietrznych i realizacji lotów.

109 108 Jerzy LEWITOWICZ Już dziś opisuje się zjawiska eksploatacyjne poprzez charakterystyki niezawodnościowe, bezpieczeństwa itp., które mogą przybierać postać liczbową lub funkcyjną w ujęciu deterministycznym lub probabilistycznym. Postacie funkcyjne mają rozwiązanie w przestrzeni zmiennej niezależnej w postaci trajektorii rozwiązania. Nauka, która rozpatruje te zagadnienia, nosi nazwę eksploatyka. Eksploatyka rozpatruje zdarzenia eksploatacyjne, które opisuje się pojęciami w kategoriach prawdopodobieństwa; są to: niezawodność, bezpieczeństwo, gotowość, podatność, na przykład eksploatacyjna, remontowa, diagnostyczna itp. Pojęcia te dobrze dziś opisują przyszłe zdarzenia w kategoriach probabilistycznych. Taki opis wynika z oddziaływania istniejących (w bardzo dużej liczbie) czynników otoczenia, zjawisk nierozpoznanych zachodzących w procesie eksploatacji obiektów technicznych. Taką sytuację rozpatrywać można w kategoriach współczesnych teorii chaosu, często zawężając do teorii chaosu deterministycznego. Rys. 3. Schemat współzależności między aspektami eksploatacyjnymi formuł pragmatycznych w czasoprzestrzeni eksploatacyjnej B badania; U ustalenia; P pragmatyka; I infrastruktura eksploatacyjna; D doktrynalne; S strategiczne; T taktyczne; F formuła pragmatyczna

110 Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki 109 Zdarzenia eksploatacyjne (proces przejścia z jednego stanu do innego itp.) zachodzą w przestrzeni i czasie zachodzą (zdarzają się) w przestrzeni zwaną przestrzenią eksploatacyjną. Zdarzeniom eksploatacyjnym można zatem przypisać określone miejsce i odległość od wybranego punktu w przestrzeni eksploatacyjnej. Można zatem mówić o odległościach pomiędzy zdarzeniami. Dalej można rozważać przyjęcie takich pojęć jak: masa eksploatacyjna (jako zbiór obiektów technicznych) i energia eksploatacyjna (wyrażana w kategoriach kosztów). W rozważaniach eksploatacyjnych interesuje nas określony OT i jego stan. Stany obiektów technicznych wyznaczają możliwość realizacji zadań poprzez określone zdarzenie eksploatacyjne, w którym wykorzystuje się bądź odtwarza (akumuluje) energię eksploatacyjną (E). Zdarzenie eksploatacyjne jest czymś, co zachodzi w określonym punkcie n-wymiarowej przestrzeni eksploatacyjnej (fazowej) i w określonym przedziale czasu. Aby opisać zdarzenie, należy podać jego współrzędne przestrzenno-czasowe i właściwości eksploatacyjne UT. Te współrzędne wyznaczają położenie zdarzenia eksploatacyjnego (ZE) w czasoprzestrzeni eksploatacyjnej, n+1=n-wymiarowej. Liczba n wymiaruje przestrzeń, a jedynka zwiększa ją ze względu na czas, co przedstawiono na rys. 3. W działaniach eksploatacyjnych uwidaczniają się wyraźnie dwa obszary: czynnik ludzki i eliminacja błędów eksploatacyjnych. Przez pojęcie eksploatyki, jako naukowej podwaliny eksploatacji rozumieć należy: opracowane modele rzeczywistości, zbiór reguł wiążących modele z obserwacjami, teorię (lub teorie) odwzorowania matematycznego. A zatem rozwój eksploatyki doprowadza do sformułowania: aksjomatów, praw (zasad i związków) oraz teorii tej nauki. Eksploatykę i eksploatację można zatem uważać przez analogię np. do fizyki, którą dzieli się na fizykę teoretyczną i fizykę doświadczalną za nauki: teoretyczną i doświadczalną zjawisk związanych z użytkowaniem urządzeń technicznych. Opis probabilistyczny stanów i zdarzeń eksploatacyjnych sugeruje możliwość stanów skwantowanych w czasoprzestrzeni eksploatacyjnej. Doprowadza to do zapostulowania tzw. zasady nieoznaczoności eksploatacyjnej, według której iloczyn zmiany miary eksploatacyjnej (np. bezpieczności ΔS) i zmiany energii eksploatacyjnej (ΔE) powinien być większy od pewnego parametru eksploatacyjnego Ł. Cechy zdarzeń eksploatacyjnych opisuje się w kategoriach prawdopodobieństwa. Przez analogie do mechaniki kwantowej można wydedukować zasadę nieoznaczoności o uniwersalnym znaczeniu w eksploatyce [4, 19] opisane wyrażeniami (4). Wyrażenia te wyznaczają tzw. związki matematyczne zasady nieoznaczoności eksploatacyjnej. Zasada ta łączy odpowiednio przypisaną cechę (właściwość) np. bezpieczności z energią eksploatacyjną lub kosztem zmiany w równanie, w jakim znajduje się określony parametr eksploatacyjny Ł. Parametr

111 110 Jerzy LEWITOWICZ Ł określa się (w jednostkach energii lub walorach finansowych) w zależności od strat, jakie powstają w procesie eksploatacji. ΔS ΔE Ł lub ΔS ΔC Ł E C, (4) gdzie: S w kategoriach prawdopodobieństwa: niezdatność, niebezpieczeństwo, niewykonanie zadania, niezawodność bezpieczeństwa, gotowość, związana z zależnością: S=1-Z, Z przeciwieństwo danej własności eksploatacyjmej; E energia eksploatacyjna; C odpowiadający ekwiwalentny koszt; Ł E, Ł C parametry eksploatacyjne (o wymiarze energii eksploatacyjnej lub kosztów uogólnionych). 4. Podsumowanie Współczesna eksploatacja statków powietrznych jest złożoną formułą działań, pochłaniającą duże środki finansowe. Wymaga myślenia eksploatacyjnego. Myślenie eksploatacyjne najogólniej to świadome działanie zgodne ze zrozumieniem praw, zasad i twierdzeń eksploatacyjnych ze wszystkimi wynikającymi z tego skutkami. Dojrzała już myśl, aby uznać, że powstaje nowa dziedzina naukowa zwana: nauki eksploatacyjne. Według Lindleya R. Higginsa,...EKSPLOATACJA jest nauką ze względu na to, że jej wykonywanie, prędzej czy później, oddziałuje na wiele lub wszystkie nauki. Jest też sztuką, gdyż pozornie proste zagadnienia zwykle wymagają i uzyskują zróżnicowane podejście i działania oraz ponieważ wielu kierowników, mistrzów i mechaników ujawnia większe uzdolnienia do niej niż okazują lub nawet uzyskują inni. Jest także filozofią z uwagi na to, że stanowi dyscyplinę, która może mieć zastosowania intensywne lub w ograniczonym, choć niezupełnie, zakresie, zależnie od szerokiego zbioru zmiennych, które często wykraczają poza rozwiązania zwykle uśrednione i oczywiste [8].

112 Eksploatacja statków powietrznych rozwój teorii i praktyki 111 Literatura 1. Aboulafia R.: Uncertainties Lurk in Jetliner Market. Aerospace America 2004, No Adams Ch.: MRO Titans: Changing Landscape. Aviation Maintenance Dec. 2012/Jan Błachnio J.: Badanie uszkodzeń statków powietrznych powstających w procesie eksploatacji. [w:] Problemy Badań i Eksploatacji Techniki Lotniczej, t. 2. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Carbaugh D.: The safety gained by equipment and procedures used to perform constant angle approaches. Conference ICAS, Anchorage Alaska, USA Cempel C.: Nowoczesne zagadnienia metodologii i filozofii badań. Wydawnictwo ITE, Radom Dygnatowski S., Mitkow S.: Standardy NATO we wzajemnym obsługiwaniu statków powietrznych. Wybrane zagadnienia logistyki stosowanej, Oficyna Wydawnicza TEXT, Nr , Kraków Garber R. M., Van Kirk L.: Updates to 737 conditional maintenance inspection procedures. AERO Boeing, No Higgins L.R.: Maintenance Engineering Handbook, McGraw-Hill, NY Kundler J.: Long-trem maintenance of aeronautical information system on the base of statistical methods. Maintenance and Reliability 2007, No. 4 (36). 10. Kustroń K., Lewitowicz J.: Niesprawności i uszkodzenia statków powietrznych. XXXIII Szkoła Niezawodności. Szczyrk Lewitowicz J.: Podatność eksploatacyjna statku powietrznego. Zagadnienia Eksploatacji Maszyn PAN, Z. 2 (134) Vol. 38, Lewitowicz J.: Relacja pomiędzy logistyką a eksploatacją. IV Konferencja pt.: Logistyka Stosowana. Ustronie Lewitowicz J.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 1: Statek powietrzny i elementy teorii. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Lewitowicz J., Kustroń K.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 2: Własności i właściwości statku powietrznego. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Lewitowicz J.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 3: Systemy eksploatacji statków powietrznych. Wydawnictwo ITWL. Warszawa Lewitowicz J. i inni: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 4: Badanie eksploatacyjne statków powietrznych. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Lewitowicz J., Żyluk A.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 5: Techniczna eksploatacja statków powietrznych. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Lewitowicz J.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. T. 6: Eksploatacyjne problemy w projektowaniu i modernizacji statków powietrznych. Wydawnictwo ITWL, Warszawa Lewitowicz J.: Eksploatyka aksjomaty, prawa i teorie. Zagadnienia Eksploatacji Maszyn 1996, z. 3 (107), Vol Lewitowicz J.: Fizyczne aspekty niesprawności i uszkodzeń statków powietrznych. Przegląd Wojsk Lotniczych i Obrony Powietrznej 2002, z. 2.

113 112 Jerzy LEWITOWICZ 21. Lewitowicz J.: Problems of failures of airplanes and helicopters. Journal of KONES Powertrain and Transport 2007, Vol. 14, No Luo Y., Kang Z., Yue Z: Maximal Stiffness Design o f Two-Material Structures by Topology Optimization with Nonprobabilistic Reliability. AIAA Journal 2012, Vol. 50. No MacKenzie H.: Accelerated Testing with the Inverse Power Law. Reliability EDGE 2012, Vol. 12, Issuse Nowakowski T.: Modelowanie niepewności wiedzy pozyskiwanej z badań niezawodności. XXX Zimowa Szkoła Niezawodności, Szczyrk Ogden D.: New Analysis Capabilities in Synthesis Applications. Reliability EDGE 2012, Vol. 12, Issuse Powierża L.: Eksploatacja, Eksploatyka, eksploatologia czyli kognitywistyka eksploatacyjna. Zagadnienia Eksploatacji Maszyn 2000, 2 (122). 27. Rządkowski R., Szczepanik R., Kwapisz L., Przysowa R., Drewczyński M.: Natura frequncies of the last stage turbine bladed disco the aicraft engine. AIRDIAG 05, Warszawa Przemieniecki J.S.: Mathematical Methods in Defence Analyses. AIAA. Reston Tomaszek H., Żurek J., Jasztal M.: Prognozowanie uszkodzeń zagrażających bezpieczeństwu statków powietrznych. Wydawnictwo ITE, Radom Van Muijden J., Prananta B.B., Veul R.P.G.: Efficient aeroelastic simulation in a parametric procedure for fatigue analysis. Conference ICAS, Anchorage Alaska, USA Żurek J.: Procesy starzenia jako podstawowy aspekt prognozowania niezawodności i trwałości urządzeń osprzętu lotniczego. Konferencja LOGISTYKA. Zakopane 2007.

114 Janusz LISIECKI, Teresa BŁAŻEJEWICZ, Sławomir KLIMASZEWSKI, Sylwester KŁYSZ Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. BADANIA MODELI KASET OCHRONNYCH REJESTRATORA KATASTROFICZNEGO W artykule przedstawiono badania modeli kaset ochronnych lotniczego rejestratora katastroficznego z zastosowaniem kilku wariantów farb ogniochronnych, materiałów termoizolacyjnych i materiałów z przemianą fazową endotermiczną PCM (Phase Change Materials). Do wykonania modeli kaset zastosowano farby ogniochronne: rozpuszczalnikową i chemoutwardzalną, płyty termoizolacyjne: włóknistą i mikroporowatą oraz substancje PCM. Słowa kluczowe: farba ogniochronna, materiał termoizolacyjny, płyta mikroporowata, substancja z przemianą fazową endotermiczną, kaseta ochronna, rejestrator katastroficzny. 1. Wstęp Zgodnie np. z normą NO-16-A200:2006, od kasety ochronnej bloku przechowywania informacji rejestratora katastroficznego statku powietrznego, w zakresie odporności na pożar, wymaga się odzyskania całości zapisanych w pamięci danych, po wykonaniu próby w następujących warunkach: ogień o minimalnym strumieniu cieplnym wynoszącym 158 kw/m 2, minimalna temperatura płomienia 1100 o C, mierzona w odległości 25 mm od powierzchni rejestratora, czas narażenia na działanie ognia całej zewnętrznej powierzchni rejestratora co najmniej 30 minut w sposób nieprzerwany, chłodzenie rejestratora po badaniu w sposób naturalny do temperatury otoczenia.

115 114 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ Według dokumentu EUROCAE ED-112, informacja zapisana w pamięci danych rejestratora powinna przetrwać po wykonaniu próby, w czasie której kaseta jest narażona na działanie ognia w sposób nieprzerwany na całej zewnętrznej powierzchni przez co najmniej 60 minut [1]. Celem pracy było sprawdzenie, jak i z jakich materiałów powinno być wykonane zabezpieczenie termiczne kasety, aby spełnione zostało wymaganie tego dokumentu. Do badań wykorzystano wyniki wcześniejszych prac dotyczących rozpoznania oraz właściwości termicznych i ogniowych pęczniejących farb ogniochronnych i płyt termoizolacyjnych 1. W substancjach z przemianą endotermiczną reakcja chemiczna endoenergetyczna polega na pobraniu ciepła i przebiega pod wpływem energii, np. cieplnej, doprowadzanej do układu z otoczenia [2]. Zastosowanie określonych ilości materiałów endotermicznych dla uzyskania wymaganej absorpcji ciepła może przebiegać w dwojaki sposób: przez umieszczenie materiału w bezpośrednim kontakcie z wrażliwym na ciepło urządzeniem, w celu odebrania ciepła wytwarzanego przez urządzenie, przez umieszczenie endotermów pomiędzy czułym na ciepło urządzeniem i generatorem ciepła. W zależności od lokalizacji endotermy powinny się charakteryzować innymi zakresami temperatury przemiany. Przyjęto, że maksymalna temperatura bloku przechowywania informacji powinna być utrzymywana na poziomie ok. 100 o C. W związku z tym do badań wytypowano substancje o przemianie fazowej w zakresie temperatur do około 200 C [3]. 2. Model kasety rejestratora i zastosowane materiały Do badań laboratoryjnych wykonano model kasety ochronnej bloku przechowywania informacji katastroficznego rejestratora parametrów lotu (rys. 1), składający się z obudowy (1), wkładki termoizolacyjnej I (2), korpusu pancernego (3), wkładki termoizolacyjnej II (4) i powłoki ogniochronnej (5). Szkic modelu kasety i widok wykonanego modelu pokazano na rys Zob. J. Lisiecki, T. Błażejewicz, S. Klimaszewski, S. Kłysz: Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę termiczną kasety ochronnej rejestratora katastroficznego, s. 123 tego numeru.

116 Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego 115 Rys. 1. Model kasety rejestratora katastroficznego [4, 5]: 1 obudowa, 2 wkładka termoizolacyjna I (zewnętrzna), 3 kaseta pancerna, 4 wkładka termoizolacyjna II (wewnętrzna), 5 materiał PCM, 6 moduł elektroniczny, 7 powłoka ogniochronna Na wkładki termoizolacyjne I i II zastosowano: płytę mikroporowatą Microtherm Super G (M); płytę mikroporowatą Promalight 320 (P); płyty włókniste PT-3 i CV1430 (PT3CV1430). Na powłokę ogniochronną zastosowano pęczniejącą farbę ogniochronną rozpuszczalnikową Flame Stal (FS) zbrojoną siatką z włókna szklanego. Jako substancję endotermiczną (PCM) zastosowano: wodorowęglan sodu NaHCO 3 (HCNa), kwas borowy H 3 BO 3 (KB), dziesięciowodny węglan sodu Na 2 CO 3 10H 2 O (10H2OCNa), dwunastowodny fosforan sodu Na 3 PO 4 12H 2 O (12H2OPNa), wodorowęglan amonu NH 4 HCO 3 (HCN), uwodniony dwuwodorofosforan sodu NaH 2 PO 4 2H 2 O (H2O2HPNa), uwodniony dwuwodorofosforan wapnia Ca(H 2 PO 4 ) 2 H 2 O (H2O2HPCa). Podczas badań model podlegał modyfikacjom w zależności od stosowanych materiałów. Do badania wpływu płyt termoizolacyjnych na temperaturę wewnątrz kasety model wykonywano z powłoką ogniochronną i bez powłoki, z wprowadzonym do środkowej wolnej przestrzeni modułem elektronicznym i bez modułu. Do badania wpływu substancji endotermicznych na temperaturę wewnątrz kasety model wykonywano z pocienioną wkładką termoizolacyjną II i bez tej wkładki, z powłoką ogniochronną i bez powłoki, z wprowadzonym do środkowej wolnej przestrzeni modułem elektronicznym i bez modułu, z wkładką termoizolacyjną zewnętrzną I o różnej grubości.

117 116 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ 3. Stanowisko do badań Schemat ideowy stanowiska do badania modeli kaset rejestratora pokazano na rys. 2. Rys. 2. Schemat ideowy stanowiska do badania modeli kaset rejestratora wg NO-16-A200:2006 Przed rozpoczęciem badania stanowisko podlegało kalibracji za pomocą kalorymetru wodnego o wymiarach odpowiadających badanemu modelowi kasety. Wykonane stanowisko do badania modeli kaset ochronnych pokazano na rys. 3 [6]. Rys. 3. Stanowisko podczas badań modeli kasety ochronnej

118 Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego 117 Podstawę stanowiska stanowi rama pozioma w kształcie litery C, wykonana z kształtownika. Do końców ramy przymocowana jest pionowa, płaska ściana, a do niej płyta termoizolacyjna. Ruszt stanowiska składa się z prętów podłużnych i poprzecznych, służących do ustawiania badanej kasety. Do ramy przymocowano za pomocą wsporników pięć palników oraz cztery czujniki termoelektryczne umożliwiające pomiar temperatury w ustalonej odległości od górnej, bocznej, przedniej i dolnej powierzchni badanej kasety. Piąty czujnik służy do pomiaru temperatury wewnątrz modelu kasety. Palniki zasilane są propanem z pięciu 30-kilogramowych butli poprzez rampę z zaworami, zawór odcinający ZCN-16 i reduktor ciśnienia RBGP-0,4 połączony wężem gumowym z kolektorem stanowiska. Temperatury w otoczeniu kasety i w środku kasety są rejestrowane za pomocą wielokanałowego rejestratora temperatury WRT-9 umożliwiającego bieżący odczyt i rejestrację wskazań czujników za pomocą oprogramowania Rejestrator, zainstalowanego na przenośnym komputerze. Model kasety ochronnej na stanowisku badawczym pokazano na rys. 4. a) b) c) Rys. 4. Model kasety na stanowisku badawczym: przed próbą, b) w trakcie próby, c) po próbie

119 118 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ 4. Wyniki badań Wyniki badań w postaci wykresów przedstawiono na rys Na rys. 5 pokazano zmianę w czasie temperatury wewnątrz modelu kasety niepokrytej farbą ogniochronną dla modeli z termoizolacją I i II wykonaną z płyt z włókna ceramicznego PT-3 i CV 1430, materiału mikroporowatego Microtherm i materiału mikroporowatego Promalight. Dla porównania pokazano również wyniki dla modeli z termoizolacją Microtherm i Promalight z nałożoną powłoką z farby ogniochronnej Flame Stal o grubości 1,5 mm. Na rys. 6 pokazano zmianę w czasie temperatury wewnątrz modelu kasety dla modeli kaset bez powłoki ogniochronnej z wkładką termoizolacyjną I i II. Wnętrze wkładki II wypełniano substancją endotermiczną: wodorowęglanem sodu (HCNa), kwasem borowym (KB), dziesięciowodnym węglanem sodu (10H 2 OCNa), dwunastowodnym fosforanem sodu (12H 2 OPNa), wodorowęglanem amonu (HCN), uwodnionym dwuwodorofosforanem sodu (H 2 O2HPNa), uwodnionym dwuwodorofosforanem wapnia (H 2 O2HPCa). Rys. 5. Zmiana w czasie temperatury wewnątrz modelu kasety ochronnej dla modeli kaset z powłoką ogniochronną Flame Stal (FS) i bez niej Rys. 6. Zmiana w czasie temperatury wewnątrz modeli kasety ochronnej dla modeli wykonanych bez powłoki ogniochronnej z wypełnieniem substancją endotermiczną Na rys. 7 pokazano zmianę w czasie temperatury wewnątrz modelu kasety dla modeli kaset z usuniętą wkładką termoizolacyjną II z kasety pancernej, w której umieszczono moduł elektroniczny i wypełniono wodorowęglanem sodu HCNa. Przedstawiono wpływ grubości wkładki zewnętrznej (I) i nałożenia powłoki ogniochronnej z farby Flame Stal na temperaturę wewnątrz modułu elektronicznego. Wyniki badania modelu kasety pokrytej powłoką ogniochronną o grubości ok. 2 mm wykonaną z farby rozpuszczalnikowej Flame Stal zbrojonej siatką z włókna

120 Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego 119 szklanego, z wkładką termoizolacyjną I z materiału mikroporowatego Microtherm Super SG o grubości 15 mm, w której umieszczono kasetę pancerną (a w niej moduł elektroniczny z zapisaną informacją testową), którą wypełniono wodorowęglanem sodu, pokazano na rys. 8. Po próbie, po ostygnięciu modelu kasety do temperatury otoczenia, przecięto na pół powłokę ogniochronną na górnej ścianie, wzdłuż dłuższego boku kasety i usunięto jedną część w celu oceny jej grubości (rys. 9). Powłoka uległa spęcznieniu do grubości ok. 30 mm. Rys. 7. Zmiana w czasie temperatury wewnątrz modeli kasety ochronnej dla różnych grubości wkładki termoizolacyjnej I Rys. 8. Zmiana w czasie temperatury wewnątrz modelu kasety ochronnej i temperatury płomieni Rys. 9. Widok kasety ochronnej podczas pomiaru grubości spęcznienia powłoki ogniochronnej po próbie ogniowej Rys. 10. Widok modułu elektronicznego po wyjęciu z kasety pancernej Widok modułu elektronicznego po wyjęciu z kasety pancernej pokazano na rys. 10.

121 120 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ Określono skuteczność ekranowania osłony jako różnicę masy początkowej i końcowej odniesioną do masy początkowej materiału z przemianą fazową, wyrażoną w procentach, odejmowaną od 100%. Skuteczność ekranowania badanej osłony wyniosła 82% [7]. Zapisana informacja testowa została zachowana w całości. 5. Podsumowanie Z przedstawionych wyników badań wynika, że materiały mikroporowate Microtherm i Promalight mają porównywalne właściwości termoizolacyjne i w zastosowaniu do kasety ochronnej zdecydowanie lepsze w porównaniu do materiałów z włókien ceramicznych PT-3 i CV1430. Nałożenie powłoki o grubości 1,5 mm z farby ogniochronnej Flame Stal dodatkowo obniża temperaturę w środku kasety. Na podstawie badań modeli kaset z substancjami endotermicznymi ustalono, że stosując zarówno wodorowęglan amonu, jak i wodorowęglan sodu można uzyskać wewnątrz kasety temperaturę dopuszczalną ( 130 o C) dla modułu elektronicznego. Ze względu na niewystarczającą trwałość wodorowęglanu amonu należy rozważyć zastosowanie wodorowęglanu sodu. Zwiększenie grubości wkładki termoizolacyjnej zewnętrznej (I) i nałożenie powłoki ochronnej z farby pęczniejącej Flame Stal skutkuje obniżeniem temperatury wewnątrz modelu kasety o ponad 5 o C. W badanych modelach kaset z wkładką termoizolacyjną I o grubości 15 mm i wodorowęglanem sodu z powłoką ogniochronną z farby Flame Stal uzyskano temperaturę maksymalną na poziomie 124 o C. Obliczona skuteczność osłony termicznej wyniosła 82 85%, co jest wielkością zapewniającą zachowanie informacji w module elektronicznym rejestratora. W badanych modelach kaset bez powłoki ogniochronnej, z wkładką termoizolacyjną I o grubości 10 mm, uzyskano temperatury maksymalne w zakresie o C. Skuteczność osłony termicznej wyniosła 67 69%. W badanych modelach kaset z wkładką termoizolacyjną I o grubości 10 mm, z powłoką ogniochronną z farby Flame Stal uzyskano temperaturę maksymalną na poziomie 127 o C i skuteczność osłony termicznej w zakresie 76 79%. W próbie ogniowej z modułem elektronicznym z zapisaną informacją testową uzyskano skuteczność osłony termicznej rzędu 82%. Zapisana informacja przetrwała godzinną próbę w ogniu o temperaturze 1100 o C.

122 Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego 121 Literatura 1. Document ED-112, Minimum Operational Performance Specification for Crash Protected Airbone Recorder Systems, EUROCAE, Kolditz L.: Chemia nieorganiczna Część 1 i 2, WN PWN, Warszawa, Lisiecki J.: Błażejewicz T.: Analiza materiałów PCM do zastosowania w kasecie ochronnej pod kątem temperatury przemiany, Sprawozdanie ITWL nr 140/31/2008, Lisiecki J.: Sposób nakładania zewnętrznej powłoki ogniochronnej na kasetę rejestratora katastroficznego, P Lisiecki J.: Kaseta ochronna, PL Lisiecki J. Błażejewicz T., Gmurczyk G.: Stanowisko do badania kasety rejestratora katastroficznego na działanie ognia, PL Lisiecki J., Błażejewicz T.: Sposób oceny skuteczności zewnętrznej osłony termicznej zwłaszcza modułu elektronicznego kasety rejestratora katastroficznego na działanie pożaru, P

123 122 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ

124 Janusz LISIECKI, Teresa BŁAŻEJEWICZ, Sławomir KLIMASZEWSKI, Sylwester KŁYSZ Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. BADANIA MATERIAŁÓW OGNIOCHRONNYCH I TERMOIZOLACYJNYCH NA OSŁONĘ TERMICZNĄ KASETY OCHRONNEJ REJESTRATORA KATASTROFICZNEGO W artykule przedstawiono sposób badania farb ogniochronnych i materiałów termoizolacyjnych przeznaczonych do zastosowań w technice lotniczej, np. do ochrony elementów konstrukcyjnych czy rejestratorów katastroficznych przed działaniem pożaru. Przedstawiono wyniki badania próbek typu sandwich w postaci modelu jednej ściany kasety, w których zastosowano farby ogniochronne: rozpuszczalnikową i chemoutwardzalną oraz płyty termoizolacyjne: włóknistą i mikroporowatą. Słowa kluczowe: farba ogniochronna, materiał termoizolacyjny, płyta mikroporowata, kaseta ochronna, rejestrator katastroficzny. 1. Wstęp Jednym ze sposobów ochrony lotniczego elementu konstrukcyjnego przed działaniem pożaru jest pokrycie go warstwą pęczniejącej farby ogniochronnej. Pokrycia takie stosuje się np. do ochrony skrzydeł samolotu przed uplastycznieniem i oderwaniem podwieszonych silników na wypadek pożaru [1, 9] czy też do ochrony rejestratorów katastroficznych, dla których ponadto wymagana jest wielowarstwowa izolacja termiczna umożliwiająca zachowanie zapisanych informacji w określonym czasie od wybuchu pożaru [3]. Podczas katastrofy samolotu najczęściej dochodzi do zapalenia się paliwa lotniczego. W tym przypadku mamy do czynienia z pożarem z gwałtownym wzrostem temperatury. Zależności temperatury od czasu trwania pożaru są opisywane przez różne modele uwzględniające rodzaj pożaru (celulozowy, węglowodorowy)

125 124 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ i miejsce (np.: obiekt zamknięty, otwarta przestrzeń, tunel), palącego się materiału [6 8, 10]. W rzeczywistości pożary mają charakter bardziej złożony, ponieważ ma na nie wpływ wiele czynników otaczających, np.: skład chemiczny materiałów objętych pożarem, temperatura otoczenia, wilgotność i ruch powietrza. Ze względu na rodzaj i złożoność elementów konstrukcji, w których są stosowane powłoki ogniochronne, charakter i przebieg każdego pożaru jest inny. Na przykład w rejestratorze katastroficznym statku powietrznego, zgodnie np. z normą NO-16-A200:2006, od kasety ochronnej bloku przechowywania informacji w zakresie odporności na pożar wymaga się odzyskania całości zapisanych w pamięci danych po wykonaniu próby w następujących warunkach: ogień o minimalnym strumieniu cieplnym wynoszącym 158 kw/m2, minimalna temperatura płomienia 1100 C, mierzona w odległości 25 mm od powierzchni rejestratora, czas narażenia na działanie ognia całej zewnętrznej powierzchni rejestratora co najmniej 30 minut w sposób nieprzerwany, chłodzenie rejestratora po badaniu w sposób naturalny do temperatury otoczenia. 2. Farby ogniochronne i materiały termoizolacyjne Spośród pęczniejących farb ogniochronnych do zastosowań zewnętrznych wyróżnia się farby rozpuszczalnikowe i chemoutwardzalne. Utwardzanie farb rozpuszczalnikowych polega na odparowaniu rozpuszczalnika. Mechanizm utwardzania farb chemoutwardzalnych polega na wiązaniu chemicznym składników. Czas odporności ogniowej obu typów farb nowej generacji zależy od rodzaju elementu (współczynnika masywności) i jego kształtu oraz grubości wykonanego pokrycia zazwyczaj określa się go w zakresie od 15 min do 3 godzin. Przykładowo, typowa grubość farby rozpuszczalnikowej wynosząca 1,3 mm zapewnia godzinną ochronę, podczas gdy do zapewnienia takiego samego czasu ochrony przez farbę epoksydową należy zastosować warstwę o grubości 8 mm. Wynika to z różnicy współczynnika pęcznienia, który dla farb rozpuszczalnikowych wynosi od kilkudziesięciu do 100, podczas gdy dla farb chemoutwardzalnych kilka, jest o ponad rząd wielkości mniejszy. Tym niemniej ogniochronne farby epoksydowe pęczniejące przewyższają farby rozpuszczalnikowe pod względem właściwości mechanicznych i odporności chemicznej. Dlatego znalazły one zastosowanie przede wszystkim do zabezpieczania przed ogniem w przemyśle ciężkim, obronnym i petrochemicznym (platformy wiertnicze) [2].

126 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę Farby ogniochronne, poza farbą Flame Stal, nie są produkowane w kraju. Dostępne są poprzez przedstawicielstwa firm, głównie zachodnich i amerykańskich. Przykładowe farby i ich producentów przedstawiono w tabeli 1. Wykaz wybranych farb pęczniejących i ich producentów Tabela 1 Nazwa farby Producent Farby chemoutwardzalne Nullifire system E PPG PITT-CHAR XP Chartek 7 Chartek 1709 Flamarest 1600BTX Flame Control No Burn Barrier Nullifire Ltd (Wielka Brytania) Carboline Europe Ltd PPG Industries Inc. (USA) AMERON International International Protective Coatings (Wielka Brytania) AKZO NOBEL (Holandia) AKZO NOBEL AEROSPACE COATINGS (Holandia) FLAME CONTROL COATINGS INC (USA) FIRE RETARDANTS INC (USA) Farby rozpuszczalnikowe Farby dla przemysłu lotniczego Flame Control No 173 Flame Control No 170 Flame Control No 180 Flame Control No 188 Nullifire S 605 Steelguard 2549 FMS Stellguard 2550 FMA Stellguard 2560 FMO Hensotherm 3KS Pyrotect Aussen 60 Flame Stal FLAME CONTROL COATINGS INC (USA) NULLIFIRE LTD (Wielka Brytania) AMERON B.V. (Holandia) RUDOLF HENSEL GmbH (Niemcy) DESOWAG GmbH (Niemcy) A+B POLSKA Sp. z o. o. (Polska) Ze względu na właściwości fizyczne, chemiczne, mechaniczne, ogniochronne i technologiczne wszystkie kompozycje pęczniejące mogą być brane pod uwagę przy modernizacji powłoki ogniochronnej kasety ochronnej katastroficznego rejestratora parametrów lotu. W tym przypadku decydujące są specjalistyczne badania ogniowe na opracowanym w ITWL stanowisku [4], spełniającym wymagania normy NO-16-A200.

127 126 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ Izolacje termiczne Materiał izolacji termicznej powinien charakteryzować się małą gęstością i jednocześnie małym przewodnictwem cieplnym. Wymagania te spełniają takie materiały jak: materiały włókniste w postaci maty, płyty z włókna ceramicznego i materiały mikroporowate w postaci prasowanych bloków [3]. Maty włókniste, ze względu na ich właściwości mechaniczne, nie były rozpatrywane do zastosowania na izolację termiczną kasety. Płyty z włókna ceramicznego są wytwarzane z wodnych zawiesin włókien oraz odpowiednio dobranych spoiw lub formowane próżniowo. Charakteryzują się: doskonałą stabilizacją objętości, dobrą wytrzymałością mechaniczną, niską gęstością pozorną, małą skurczliwością liniową. Materiały te są łatwo obrabialne mechanicznie poprzez cięcie, wiercenie i frezowanie. W tabeli 2 przedstawiono materiały w postaci płyt z włókna ceramicznego i szklanego oraz ich producentów. Wykaz materiałów w postaci płyt z włókna ceramicznego i szklanego Tabela 2 Płyta PT-2 Płyta PT-3 Płyta PU-2 Płyta PU-3 Nazwa materiału Płyta CV 1430 Płyta CV 1260 Promaform Promafelt Promaglaf HT1 Uniform B Mag-30 Producent Thermal Ceramics Polska (Polska) GAMBIT Lubawka Sp. z o. o. (Polska) Promat n.v. (Belgia) ZIRCAR Ceramics (USA) Mikroporowate materiały izolacyjne mają najniższe wartości przewodnictwa cieplnego i najwyższy stopień izolacji cieplnej ze wszystkich materiałów izolacyjnych. Przewodnictwo cieplne materiałów mikroporowatych jest niższe nawet niż powietrza w stanie bezruchu. Zapewniają to mikropory o rozmiarach w zakresie nanometrów i dodanie substancji rozpraszającej promieniowanie podczerwone i tym samym zmniejszającej ilość ciepła transportowanego drogą radiacji. W tabeli 3 przedstawiono materiały mikroporowate oraz ich producentów. Podstawowym kryterium oceny do zastosowania materiałów termoizolacyjnych w danej konstrukcji jest temperatura klasyfikacyjna lub temperatura pracy ciągłej.

128 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę W zakresie odporności na pożar osłony termicznej rejestratora jest wymagana temperatura oddziaływania równa C i czas oddziaływania 1 h. Zachowanie danych w pamięci modułu przechowywania informacji będzie zapewnione, jeżeli materiały zastosowane na osłonę termiczną będą charakteryzowały się temperaturami pracy ciągłej co najmniej C. Innym ważnym parametrem przy wyborze materiałów termoizolacyjnych jest przewodnictwo cieplne. Ponieważ grubość powłok termoizolacyjnych jest ograniczona uwarunkowaniami konstrukcyjnymi, należy dobierać materiały o jak najniższym przewodnictwie cieplnym, aby zapewnić jak najlepszą izolację przy małych grubościach. Poza tym osłony termoizolacyjne powinny być szczelne, dokładnie wypełniać komory przeznaczone do umieszczenia materiału. Ważna jest więc dokładność wymiarów, elastyczność i możliwie mały skurcz liniowy materiału termoizolacyjnego. Wykaz mikroporowatych materiałów termoizolacyjnych Tabela 3 Nazwa materiału Aeroguard HD Microtherm Quilted Panel Mikrotherm Super G* Mikrotherm Super A Min-K 2000* Min-K 1303* Promalight 1000 Promalight 310 Promalight 320 Promalight 330 Excelblok DR* Excelfrax Microsil Flexipor Producent Microtherm Ltd. (Wielka Brytania) Morgan Thermal Ceramics (USA) Promat n.v. (Belgia) TermoDyne(USA) Unifrax Corp. (USA) ZIRCAR Ceramics (USA) Culimeta Textilglas-Technologie GmbH & Co.KG (Niemcy) * materiały stosowane w rejestratorach parametrów lotu Do badań odporności na pożar zostały wytypowane materiały dostępne w kraju i spełniające wyżej opisane podstawowe wymagania.

129 128 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ 3. Próbki do badań Próbki wykonywano w postaci modeli jednej ściany kasety ochronnej rejestratora katastroficznego. Wykonano trzy rodzaje próbek o kształcie i powierzchni proporcjonalnej do powierzchni największej ściany kasety, tj mm i grubości 2 mm (rys. 1): próbka z powłoką ogniochronną Flame Stal (grubość 2 mm); próbka o strukturze typu sandwich 1 Microtherm 15/15 mm próbka o strukturze typu sandwich 2 Rys. 1. Próbki do badań NullifireE 10 mm Promalight 10/15 mm W badaniach modeli zastosowano materiały dostępne na rynku krajowym: 1. Na powłokę ogniochronną: farbę ogniochronną rozpuszczalnikową Flame Stal, farbę epoksydową Nullifire E. 2. Na wkładkę termoizolacyjną I i II: płytę z włókna ceramicznego PT-3/260 o grubości 15 mm i CV 1430 o grubości 10 mm, płytę z materiału mikroporowatego Microtherm Super G o grubości 10 i 15 mm, płytę z materiału mikroporowatego Promalight 320 o grubości 10 i 15 mm. Powłoki ogniochronne wykonano w postaci warstw zbrojonych siatką z włókna szklanego o grubości 2 mm (Flame Stal), 3 mm (Flame Stal), 4 mm (Flame Stal, Nullifire E) i 10 mm (Nullifire E) nałożonych na blachę stalową o wymiarach mm. Płytki z włókna ceramicznego PT-3/260 i CV 1430 o wymia-

130 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę rach mm wycinano z płyt o wymiarach mm i grubości odpowiednio 15 i 10 mm. Płytki z materiału Microtherm Super G zastosowano w otrzymanej, gotowej postaci o wymiarach mm i grubości 10 i 15 mm. Płytki z materiału Promalight 320 o wymiarach mm i grubości 10 i 15 mm wycinano z płyt o wymiarach mm. 4. Badania Schemat ideowy stanowiska do badania próbek pokazano na rys. 2. Rys. 2. Schemat ideowy stanowiska do badania próbek: 1 próbka; 2 korpus termoizolacyjny; 3 wspornik stalowy; 4 czujnik temperatury z termoelementem typu K; 5 palnik na propan; 6 miernik temperatury LM-104; 7 przełącznik miejsc pomiarowych PMP 201; 8 miernik temperatury EMT 200; 9 komputer Widok wykonanego stanowiska do badania próbek pokazano na rys. 3. Wyposażenie stanowiska stanowią: palnik gazowy typu PG-011Ppa3P o średnicy 60 mm, zasilany propanem, umieszczony centralnie na wprost powierzchni próbki, podłączony do kolektora i ciśnieniomierza, czujnik temperatury z termoelementem typu K (NiCr-NiAl), wskazujący temperaturę płomienia, połączony z tablicowym miernikiem temperatury typu LM-104,

131 130 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ czujnik temperatury z termoelementem typu K, wskazujący temperaturę pomiędzy blachą stalową i wkładką termoizolacyjną I w próbkach o strukturze typu sandwich 1 i sandwich 2, połączony z tablicowym miernikiem temperatury typu LM-104, czujnik temperatury z termoelementem typu K, wskazujący temperaturę pomiędzy płytą pancerną i wkładką termoizolacyjną II w próbkach o strukturze typu sandwich 1 i sandwich 2, połączony z tablicowym miernikiem temperatury typu LM-104, czujnik temperatury z termoelementem typu K, wskazujący temperaturę powierzchni blachy stalowej w próbkach pierwszego rodzaju oraz temperaturę powierzchni wkładki termoizolacyjnej II w próbkach o strukturze typu sandwich 1 i sandwich 2, połączony z tablicowym miernikiem temperatury typu LM-104, komputer przenośny z oprogramowaniem rejestratora, połączony poprzez wielokanałowy rejestrator temperatury WRT-9 z czujnikami temperatury, umożliwiający bieżący odczyt i rejestrację wskazań wszystkich czujników z minimalnym czasem przełączania kanałów 4 s. Rys. 3. Stanowisko podczas badań modeli osłony kasety ochronnej

132 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę Korpus termoizolacyjny, w którym umieszczano próbki postawiono w środku stanowiska, na wsporniku stalowym mocowanym do ramy stanowiska, tak aby środek korpusu znajdował się dokładnie nad środkiem palnika. Temperaturę płomienia (regulowaną ciśnieniem gazu) i temperaturę w ustalonych miejscach próbki mierzono i rejestrowano na bieżąco za pomocą czujników temperatury z termoelementami typu K, sprzężonych z miernikami temperatury, wielokanałowym rejestratorem temperatury i komputerem przenośnym z oprogramowaniem rejestratora. Badania wykonano w temperaturze płomienia 1100 o C. Czas trwania każdej próby wynosił 60 min. Po zakończeniu próby wyłączano palnik i w dalszym ciągu rejestrowano wszystkie temperatury, do momentu aż temperatura powierzchni ostatniej (górnej) warstwy spadnie poniżej 70 o C. Na rys. 4 pokazano próbki na stanowisku, od strony oddziaływania płomienia, pod koniec próby. Wyniki badań w postaci wykresów przedstawiono na rys Podczas badania próbek zawierających powłokę z farby Flame Stal, ze względu na znaczne pęcznienie tej farby podczas próby, po 2 3 minutach usuwano termoparę rejestrującą temperaturę płomienia poza powłokę i kontrolowano wartość ciśnienia gazu zmierzoną przy temperaturze minimum 1100 o C, ustaloną podczas pierwszych minut. a) b) c) Rys. 4. Widok próbek od strony płomienia: a) próbka typu sandwich 1 Microtherm 15/10 mm, b) próbka typu sandwich 2 z powłoką Flame Stal Flame Stal 4 mm_microtherm 15/10 mm, c) próbka typu sandwich 2 z powłoką Nullifire E Nullifire E 4 mm_microtherm 10/15 mm Widok niektórych próbek z powłoką ochronną Flame Stal i Nullifire E po próbie ogniowej pokazano na rys. 5.

133 132 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ a) b) c) Rys. 5. Próbki z powłoką ogniochronną po próbie ogniowej: a) Flame Stal (grubość 2 mm), b) Nullifire E (grubość 4 mm), c) Nullifire E (grubość 10 mm) Rys. 6. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek z powłoką ogniochronną Flame Stal i Nullifire E Rys. 7. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek o strukturze sandwich 1 : 1, 2, 3, 4 na płycie pancernej; 1*, 2*, 3*, 4* na wkładce termoizolacyjnej II Rys. 8. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek o strukturze sandwich 2 : 1, 2, 3 na blasze stalowej 1*, 2*, 3* na płycie pancernej; 1**, 2**, 3** na wkładce termoizolacyjnej II Rys. 9. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek o strukturze sandwich 2 : 1, 2, 3 na blasze stalowej 1*, 2*, 3* na płycie pancernej; 1**, 2**, 3** na wkładce termoizolacyjnej II

134 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę Rys. 10. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek o strukturze sandwich 2 ; 1, 2, 3, na blasze stalowej 1*, 2*, 3* na płycie pancernej; 1**, 2**, 3** na wkładce termoizolacyjnej II Rys. 11. Przebieg temperatur podczas próby ogniowej próbek o strukturze sandwich 2 ; 1, 2, na blasze stalowej 1*, 2* na płycie pancernej; 1**, 2** na wkładce termoizolacyjnej II Przedstawione wyniki badań zostały wykorzystane do wykonania modelu kasety ochronnej rejestratora katastroficznego, w którym dodatkowo zastosowano substancję z przemianą endotermiczną w otoczeniu modułu elektronicznego z zapisem informacji testowej [5]. Badanie wykonano na stanowisku ogniowym do badania kaset ochronnych [4]. Widok modelu kasety podczas próby ogniowej pokazano na rys. 12. Na rys. 13 pokazano przebieg temperatury w środku modelu kasety. Rys. 12. Model kasety ochronnej podczas próby ogniowej

135 134 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ Rys. 13. Zależność temperatury od czasu w środku modelu kasety ochronnej podczas próby ogniowej 5. Podsumowanie W badaniach struktur modeli ściany kasety porównano właściwości użytkowe materiałów termoizolacyjnych z włókien ceramicznych i mikroporowatych oraz farb ogniochronnych epoksydowych i rozpuszczalnikowych. Na podstawie przeprowadzonych badań powłok ogniochronnych nałożonych na płytki stalowe stwierdzono, że powłoki z farby rozpuszczalnikowej Flame Stal w czasie próby zwiększają grubość krotnie i spęczniałe powłoki mają słabe właściwości mechaniczne, natomiast powłoki z farby epoksydowej Nullifire E zwiększają grubość 3 5-krotnie i powłoka po narażeniu termicznym jest stabilna i twarda. Właściwości ogniochronne badanych farb zależą od grubości powłok. Dla farby Flame Stal, przy grubości powłoki równej 2 mm temperatura na powierzchni stali po 1 godzinie wyniosła 286 C, a przy grubości 3 i 4 mm odpowiednio 213,6 i 214,3 C i była niższa w porównaniu do powłok z farby Nullifire E o grubości 4 i 10 mm, dla których uzyskano temperatury na stali odpowiednio 378,8 i 301,1 C. Wykonywanie grubszych powłok z tych farb na tak małych wyrobach, jakimi są kasety ochronne byłoby skomplikowane technologicznie. W badaniach próbek typu sandwich 1 zawierających wkładki termoizolacyjne o grubości 10 i 15 mm najniższą temperaturę na górnej powierzchni wkładki II uzyskano dla wkładki mikroporowatej Microtherm wynoszącą po 60 min C. Dla materiału Promalight temperatura ta wynosiła C, a dla włókna ceramicznego PT-3/CV1430 ok. 250 C. Najniższą temperaturę uzyskano przy pogrubieniu wkładki I z Microthermu do dopuszczalnych 15 mm i wyniosła ona

136 Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę ,8 C. Należy zwrócić uwagę na wzrost temperatury wewnątrz próbek wykonawykonanych z materiałów mikroporowatych (na powierzchni płyty pancernej) po zakończeniu próby ogniowej i obniżenie się maksymalnej temperatury o ok. 80 C przy zastosowaniu grubszej wkładki I. W próbkach wykonanych z włókna ceramicznego temperatura wewnątrz próbek nie narastała po zakończeniu próby. W próbach ogniowych (po 60 min) próbek typu sandwich 2 oceniano zachowanie jednocześnie powłok ogniochronnych i materiałów termoizolacyjnych. Po badaniach próbek z powłoką ogniochronną Flame Stal stwierdzono, że: dla powłok o grubości 2 i 2,5 mm z wkładkami Microtherm i Promalight o grubości 10/15 i 15/15 mm temperatura powierzchni górnej wkładki II mieściła się w zakresie od 75,5 C do 92,7 C; dla powłok o grubości 2 i 3 mm z wkładkami PT-3/CV1430 o grubości 10/15 i 11/13,5 mm temperatura powierzchni górnej wkładki II mieściła się w zakresie od 128,6 C do 134 C; temperatura powierzchni górnej wkładki II z materiału Microtherm i Promalight w pierwszej fazie próby (do 30 min) jest porównywalna lub niższa (o 5 16 C) od temperatury wewnątrz próbek (na powierzchni płyty pancernej), co oznacza wpływ szybko narastającej temperatury w otoczeniu korpusu termoizolacyjnego na pomiar temperatury na powierzchni górnej wkładki II, temperatura wewnątrz próbek (na powierzchni płytki tytanowej) po zakończeniu próby ogniowej narasta w czasie kilkudziesięciu minut i osiąga maksimum najniższe ( C) dla wkładek I/II o grubości 15/15 mm, powłoka ogniochronna o grubości powyżej 2,5 mm w czasie próby ogniowej jest niestabilna; wystąpiły takie uszkodzenia jak pęknięcia powłoki oraz oderwania jej fragmentów. Po badaniach próbek z powłoką ogniochronną Nullifire E stwierdzono, że: dla powłok o grubości 4 i 5 mm z wkładkami Microtherm i Promalight o grubości 10/15 i 15/15 mm temperatura powierzchni górnej wkładki II mieściła się w zakresie od 80 C do 107,4 C; dla powłok o grubości 4 mm z wkładkami PT-3/CV1430 o grubości 10/15 mm temperatura powierzchni górnej wkładki II wyniosła 188,6 C; dla powłok o grubości 10 mm z wkładkami Microtherm i Promalight o grubości 10/15 mm temperatura powierzchni górnej wkładki II mieściła się w zakresie od 82,4 C do 87,8 C, a dla wkładek PT-3/CV1430 o grubości 10/15 mm wyniosła ona 117,3 C; temperatura powierzchni górnej wkładki II z materiału Microtherm i Promalight w pierwszej fazie próby (do 30 min) jest porównywalna z temperaturą wewnątrz próbek (na powierzchni płyty pancernej), co wyjaśniono wyżej;

137 136 J. LISIECKI, T. BŁAŻEJEWICZ, S. KLIMASZEWSKI, S. KŁYSZ temperatura wewnątrz próbek (na powierzchni płyty pancernej) po zakończeniu próby ogniowej narasta w czasie kilkudziesięciu minut nawet do 294 C, nie powodując istotnego wzrostu temperatury na powierzchni górnej wkładki II w próbkach zawierających wkładki Microtherm i Promalight oraz wzrost tej temperatury do 146,7 C w próbce zawierającej wkładkę PT-3/CV1430. Na podstawie przeprowadzonych badań można stwierdzić, że najlepszym z badanych w pracy materiałów termoizolacyjnych jest materiał mikroporowaty Microtherm; materiał mikroporowaty Promalight można traktować jako materiał zastępczy dla Microthermu. Na ściany kasety rejestratora należy nakładać powłokę zbrojoną siatką szklaną z farby Flame Stal o grubości ok. 3 mm lub z farby Nullifire E o grubości powyżej 4 mm. Technologia nakładania farby Flame Stal, w odniesieniu do małego wyrobu, jakim jest kaseta ochronna, jest znacznie prostsza niż farby Nullifire E. W badanym modelu kasety ochronnej rejestratora katastroficznego poddanej próbie ogniowej o strumieniu cieplnym wynoszącym 158 kw/m 2 przy minimalnej temperaturze płomienia 1100 C działającego na całą zewnętrzną powierzchnię kasety przez 60 minut informacja testowa została zachowana. Literatura 1. Bennett M.V.: A method for extinguishing engine nacelle fires by use of intumescent materials, Report 4D/17/0, U.S. Government Agencies, April Lisiecki J., Błażejewicz T.: Identyfikacja, analiza właściwości i dobór farb pęczniejących rozpuszczalnikowych i epoksydowych pod kątem powłok ogniochronnych kaset ochronnych, Sprawozdanie ITWL nr 112/31/2007, Lisiecki J., Błażejewicz T.: Identyfikacja, analiza właściwości i dobór materiałów termoizolacyjnych na wkładkę termiczną kasety ochronnej, Sprawozdanie ITWL nr 1/31/2008, Lisiecki J., Błażejewicz T, Gmurczyk G.: Stanowisko do badania kasety rejestratora katastroficznego na działanie ognia, PL Lisiecki J., Błażejewicz T, Ziencik P.: Wykonanie modeli kasety ochronnej z materiałem endotermicznym i przeprowadzenie badań, Sprawozdanie ITWL nr 50/31/2009, Norma PN-EN Badania odporności ogniowej. Wymagania ogólne. 7. Norma PN-EN Badania odporności ogniowej. Procedury alternatywne i dodatkowe. 8. UL 1709 UL Standard for Safety Rapid Rise Fire Tests of Protection Materials for Structural Steel,

138 Marzena ŁOSIEWICZ PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. OZNACZANIE ZAWARTOŚCI KWASU DI-LINOLOWEGO DODATKU PRZECIWKOROZYJNO-SMARNOŚCIOWEGO W PALIWIE LOTNICZYM W pracy przedstawiono wymagania jakościowe i metody badań dodatków przeciwkorozyjno-smarnościowych, których zadaniem jest poprawa właściwości tribologicznych paliw do turbinowych silników lotniczych (TSL). Zamieszczono wyniki badań laboratoryjnych dla próbek paliwa z różną zawartością dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowego, oznaczonego metodą spektrofotometrii w podczerwieni. Słowa kluczowe: dodatki przeciwkorozyjno-smarnościowe, właściwości tribologiczne, spektrofotometria w podczerwieni 1. Wprowadzenie Współczesne statki powietrzne pracują w skrajnie niekorzystnych warunkach atmosferycznych: duża wilgotność powietrza, bardzo niskie albo bardzo wysokie temperatury oraz narażenie na działanie czynników, które mogą spowodować korozję mechanizmów. Z tego względu, do budowy samolotów stosowane są materiały o najwyższej jakości i celowo dobranych właściwościach. Za prawidłowe funkcjonowanie układu zasilania odpowiada nie tylko mechanika, ale również odpowiedzialne są stosowane materiały pędne, smary i inne ciecze techniczne. Podobnie jak w przypadku materiałów konstrukcyjnych, wysoka jakość paliw ma istotny wpływ na trwałość i niezawodność działania całego systemu zasilania statku powietrznego. Podstawową funkcją paliwa jest dostarczanie odpowiedniej ilości energii, ale spełnia ono również funkcję cieczy hydraulicznej, czynnika odprowadzającego ciepło i usuwającego produkty zużycia z mechanizmów. Odgrywa również rolę substancji smarującej. W ciągu jednej godziny lotu przez silnik samolotu przepływa kilka ton paliwa, na które oddziałuje wysoka temperatura.

139 138 Marzena ŁOSIEWICZ Dlatego od jakości paliwa, w dużej mierze, zależy bezpieczeństwo i ekonomiczność transportu lotniczego. Równolegle z rozwojem techniki lotniczej rosły wymagania stawiane lotniczym materiałom pędnym. Obecnie stosowane paliwa są wynikiem kompromisu pomiędzy potrzebami techniki lotniczej a technicznie i ekonomicznie uzasadnionymi możliwościami producentów. Współczesne metody badań i dokumenty normujące jakość są wyrazem tego kompromisu, a wiedza z tego zakresu jest przydatna personelowi technicznemu, konstruktorom statków powietrznych oraz pracownikom prowadzącym dystrybucję i kontrolę jakości paliwa. 2. Paliwo lotnicze i jego podstawowe właściwości 2.1. Zadania paliwa Pod pojęciem paliwa rozumie się ciecze węglowodorowe, w których w procesie spalania w silniku lotniczym energia chemiczna zostaje przetworzona na energię kinetyczną gazów spalinowych, które wytwarzają siłę ciągu statku powietrznego [3]. Współczesne paliwa do TSL powinny spełniać wiele wymagań jakościowych, a zatem [1 3, 7, 9]: mieć odpowiednią lotność, umożliwiającą łatwy rozruch silnika w niskich temperaturach otoczenia; jednocześnie lotność paliwa nie może być zbyt duża, gdyż w podwyższonych temperaturach mogłyby występować niekorzystne zjawiska w instalacjach jak np.: korki parowe; mieć odpowiednie właściwości reologiczne w niskich temperaturach, mieć możliwie największą wartość opałową; odznaczać się dużą stabilnością chemiczną; odznaczać się dobrą stabilnością termiczną i termooksydacyjną; być neutralnymi chemicznie w stosunku do materiałów używanych w układach zasilania silnika i dystrybucyjnym; nie wywoływać korozji materiałów konstrukcyjnych traktu gazowego silnika; mieć skład chemiczny zapewniający całkowite spalanie, a produkty spalania nie powinny zatruwać środowiska; być nietoksyczne. Jakość paliwa przeznaczonego dla lotnictwa narzucana jest przez cywilne specyfikacje stowarzyszeń skupiających przewoźników lotniczych i przedstawicieli przemysłu lotniczego w ASTM, względnie też przez organizacje wojskowe, w tym głównie specyfikacje Departamentu Obrony Stanów Zjednoczonych, Brytyjskiego Ministerstwa Obrony (DERD) oraz NATO.

140 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku Większość wymagań normatywnych poszczególnych krajów lub armii dopuszcza stosowanie dowolnych technologii produkcji paliw do TSL, ograniczając jednak rodzaj i skład chemiczny dodatków do paliw. Skład paliwa bazowego ograniczony jest wymaganiami normatywnymi finalnego produktu i dlatego nie może być on dowolny. Wymagane jest, aby paliwo było rafinowanym destylatem węglowodorowym i zawierało wyspecyfikowane normą dodatki, które ze względu na różnice w technologii wytwarzania oraz okresy magazynowania paliwa mogą być różne [4]. W Polsce paliwo lotnicze JET A-1 jest wytwarzane wg dwóch odmiennych technologii: 1. Paliwo produkuje się poprzez rafinację wodorem wyciętej frakcji paliwowej w temperaturze C, pod ciśnieniem 2 3,8 MPa, następnie wprowadza się kolejno dodatek inhibitorowy utlenienia (Hitec 4733 lub Hitec 4737) i dodatek antyelektrostatyczny (Stadis 450). Dokumentacja patentowa na paliwo przewiduje również wprowadzenie dodatku o działaniu smarującym [6]. 2. Druga technologia produkcji paliwa to proces słodzenia, gdzie do wydzielonej frakcji naftowej wprowadza się powietrze i roztwór ługu sodowego zawierający katalizator Merox, po czym całą mieszaninę kieruje się do reaktora, w którym przebiega zasadniczy proces. Do paliwa, po opuszczeniu instalacji, w zależności od potrzeb i jego przeznaczenia, wprowadza się dodatek antyelektrostatyczny (Stadis 450). Różnice w technologiach produkcji paliw sprawiają, że charakteryzują się one różnymi właściwościami. Paliwa produkowane wg technologii Merox zawierają pewne ilości związków chemicznych, które są naturalnymi inhibitorami utleniania oraz wykazują właściwości smarujące. Równocześnie mają one negatywny wpływ na oddziaływanie z wodą i stabilność termooksydacyjną. Paliwa produkowane z hydrorafinatu prawie całkowicie pozbawione są związków siarki i innych związków aktywnych chemicznie. W związku z powyższym do tego typu paliw obligatoryjnie wprowadza się dodatki Dodatki stosowane w celu polepszenia właściwości paliwa Ogólnie dopuszcza się stosowanie odpowiednich dodatków uszlachetniających właściwości paliwa do TSL. Są to m.in.: 1. Inhibitory utleniania, czyli dodatki zapobiegające tworzeniu się żywic ze składników paliwa oraz zapobiegające procesom starzenia się i utleniania paliwa w czasie magazynowania, poprzez zapobieganie tworzeniu się nadtlenków. 2. Dodatki antyelektrostatyczne, które zapobiegają niebezpieczeństwu powstawania ładunków elektryczności statycznej podczas przepływu paliwa w ukła-

141 140 Marzena ŁOSIEWICZ dach dystrybucyjnych oraz zbiornikach paliwowych samolotów. Działanie ich polega na zwiększeniu przewodności elektrycznej paliwa, co w rezultacie zapobiega gromadzeniu się ładunków jednoimiennych, a następnie wyładowaniom elektrycznym w wyniku gwałtownego przepływu ładunków elektrostatycznych. 3. Dodatek zapobiegający krystalizacji wody przeciwdziała powstawaniu kryształków lodu w bardzo niskich temperaturach. Krople wody zawarte w paliwie, podczas lotów na bardzo dużych wysokościach, gdzie panują bardzo niskie temperatury powietrza, zamieniają się w kryształki lodu, które mogą powodować oblodzenie elementów systemu zasilania, zatykając filtry paliwowe zainstalowane w układzie. 4. Deaktywatory metali dodatki przeciwdziałające katalicznemu wpływowi rozpuszczonych w paliwie związków metali, zwłaszcza związków miedzi, kobaltu i chromu, na procesy starzenia się paliwa i wydzielania osadów. 5. Biocydy to dodatki, które zapobiegają rozwojowi mikroorganizmów (grzybów, drożdży i bakterii) tworzących się na granicy faz paliwo woda w zbiornikach magazynowych oraz zbiornikach paliwowych statków powietrznych. 6. Dodatki przeciwkorozyjno-smarnościowe są to dodatki zapobiegające korozji materiałów żelaznych w zbiornikach magazynowych oraz układach dystrybucji paliwa. Poprawiają one równocześnie właściwości przeciwzużyciowe paliwa, istotne dla skojarzeń trących pracujących w środowisku paliwa, tj. pomp nurnikowych, regulatorów, par suwakowych itp., powodując zwiększenie jego smarności [5] Dodatek przeciwkorozyjno-smarnościowy zastosowanie W turbinowych silnikach lotniczych paliwo jest nie tylko źródłem energii cieplnej, ale spełnia również wiele innych funkcji, które mają istotny wpływ na niezawodność działania silników, ich trwałość i ekonomiczność oraz bezpieczeństwo lotów. Paliwo we współczesnych TSL wykorzystywane jest m.in. jako czynnik chłodzący w chłodnicach, jako ciecz robocza w agregatach mechanizacji sprężarki, dyszy wylotowej oraz w niektórych agregatach instalacji paliwowej jako czynnik smarujący dla par trących. Statki powietrzne, ze względu na specyfikę użytkowania na dużych wysokościach, muszą spełniać rygorystyczne wymagania w zakresie niezawodności. Z analizy ogólnej liczby uszkodzeń turbin lotniczych, jakie miały miejsce w latach , wynika, że najczęściej uszkodzeniom ulegał zasadniczy układ zasilania paliwem. Najwięcej uszkodzeń powstałych w locie dotyczyło również układu zasilania paliwem [5, 10]. Najliczniejszą grupą przyczyn, do której kwalifi-

142 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku kowano powstałe uszkodzenia, były tzw. inne właściwości techniczne, spośród których największą liczbę stanowiło przedwczesne zużycie. O przyczynach przedwczesnego zużycia decyduje przede wszystkim smarność paliwa. Właściwość ta decyduje o niezawodności w funkcjonowaniu układu paliwowego silnika, a przede wszystkim pomp paliwowych i par suwakowych układów regulacji. Smarność jest własnością substancji smarującej, która charakteryzuje jej zachowanie w warunkach tarcia granicznego. Własność tę określa zdolność do wytworzenia w wyniku adsorpcji (chemisorpcji) trwałej warstwy granicznej na ciałach stałych. Zdolność ta jest różna w stosunku do różnych rodzajów ciał stałych, z którymi kontaktuje się substancja smarująca. Trwałość warstwy granicznej można określić pośrednio na podstawie oceny zjawisk zużycia, np. wielkości śladu zużycia, masy lub oceny współczynnika tarcia i innych kryteriów ocenowych. Smarność nie jest jedynie własnością substancji smarującej, lecz także układu ciecz smarująca podłoże, na którym się sorbuje. Twierdzi się, że smarność związana jest z różnymi własnościami, takimi jak napięcie powierzchniowe, ciepło zwilżania itp. W odniesieniu do paliw stwierdza się związek smarności paliwa z jego lepkością. Jednakże ze względu na związek lepkości ze składem węglowodorowym, a tym samym związek ze skłonnością do adsorpcji, sprowadza się to do problemu wytrzymałości warstwy granicznej. Czynnikiem o istotnym wpływie na smarność paliw jest zawartość siarki. Jej działanie daje się również wytłumaczyć silnymi zdolnościami do adsorpcji na powierzchniach metalowych polarnych związków siarki [5]. Poszukiwanie korelacji między właściwościami tribologicznymi a lepkością jest próbą znalezienia cechy, która jest odpowiedzialna za trwałość i wytrzymałość warstwy granicznej. Pierwotny skład paliwa nie gwarantuje wytworzenia wytrzymałej warstwy granicznej. Konsekwencją małej nośności zaadsorbowanych warstw granicznych tworzonych przez paliwa jest częste ich przerywanie i bezpośredni kontakt powierzchni współpracujących elementów. Pojawia się zjawisko sczepiania, a w ślad za tym zwiększone zużycie i w konsekwencji zwiększenie rzeczywistej powierzchni styku. Zjawiskom tym towarzyszy wzrost temperatury. Każdy z wymienionych czynników może spowodować zmianę kierunku dalszego przebiegu procesu. Zużycie powoduje zwiększenie rzeczywistej powierzchni styku, a więc odsłonięcie nowej powierzchni, bardzo aktywnej i chętnej do zaadsorbowania aktywnych składników paliwa. Dodatkowym skutkiem jest wzrost temperatury trących powierzchni skojarzenia. Proces adsorpcji ma charakter dynamiczny. W każdych warunkach ustala się równowaga pomiędzy adsorpcją i desorpcją. Równowaga ta decyduje o grubości powstałej warstwy granicznej. Ogólnie stwierdza się wzrost temperatury, z jednej strony po-

143 142 Marzena ŁOSIEWICZ woduje zwiększenie liczby cząsteczek ulegających desorpcji, a z drugiej strony sprzyja przejściu w obszar chemisorpcji. Jednocześnie wzrost temperatury powoduje destrukcję cząsteczek paliwa i uwalnianie cząsteczek tlenu. Skutkiem tego jest utlenianie nie tylko świeżej powierzchni metalu, ale i aktywnych chemicznie cząstek paliwa. Utlenianie metalu powoduje zwiększenie zużycia, natomiast utlenianie paliwa powoduje zwiększenie stężenia składników aktywnych, łatwo ulegających adsorpcji [5]. Kierunki działania poszczególnych czynników są sobie przeciwstawne. W miarę wydłużania się czasu współpracy elementów ustala się równowaga, właściwa dla danych warunków, która skutkuje zużyciem powierzchni trących, charakterystycznym dla danych warunków. Każda taka równowaga, z uwagi na charakter pracy pomp paliwowych, może zostać łatwo zakłócona. Przyczyną może być np. zmiana prędkości obrotowej silnika lub chwilowe zwiększenie oporów ruchu posuwisto-zwrotnego nurnika pompy, np. na skutek zanieczyszczenia paliwa cząsteczkami stałymi. W rezultacie mogą ulec zwiększeniu naciski jednostkowe i proces dopasowywania się par trących następuje od nowa. Jak więc widać, na właściwości tribologiczne paliw ma wpływ wiele czynników, a szczególnie te, które są związane lub mają wpływ na tworzenie maksymalnie wytrzymałych warstw granicznych. W celu poprawienia właściwości smarnych i przeciwzużyciowych (przy okazji przeciwkorozyjnych), do paliw do TSL wprowadza się specjalne dodatki. Taki dodatek przeciwkorozyjno-smarnościowy, zwany również inhibitorem korozji (symbol CI) lub dodatkiem poprawiającym smarność (symbol LI), często oznaczany łącznym symbolem CI/LI, jest wprowadzany do paliwa F-34 [5]. Możliwość stosowania dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowego w paliwie F-34 określa STANAG 3747 Specyfikacja (wymagania minimalne) dla lotniczych paliw turbinowych (F-34, F-35, F-40 i F-44). Drugą normą, która reguluje zasady stosowania dodatków przeciwkorozyjno-smarnościowych w paliwach do TSL jest Porozumienie Normalizacyjne NATO STANAG 3390 Specyfikacja i normy do sprawdzania rozpuszczalnych w paliwie dodatków polepszających smarność (S-1747). Norma ta reguluje zarówno rodzaj stosowanych dodatków, jak i metody dopuszczone w celu kontroli parametru istotnego dla paliwa, tj. smarności, oraz metodę oznaczania zawartości kwasu di-linolowego w paliwach do TSL. W tabeli 1 przedstawiono minimalne normatywne wymagania dla rozpuszczalnych dodatków polepszających smarność paliwa wg załącznika A do STANAG 3390 [8].

144 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku Wymagania dla dodatków polepszających smarność Właściwości j.m. Wymagania Gęstość kg/m 3 podawać wynik Temperatura zapłonu o C podawać wynik Lepkość mm 2 /s podawać wynik Liczba kwasowa mgkoh/ g podawać wynik ph - podawać wynik Pozostałość po spopieleniu % m/m max. 0,10 Temperatura płynięcia Wskaźnik wydzielania wody (MSEAP) Minimalna, skuteczna zawartość dodatku zapewniająca wymaganą smarność Rozpuszczalność w paliwie Wygląd o C max. -18 ocena liczbowa g/m 3 Tabela 1 Metoda badania ASTM D 4052/ IP 365 ASTM D 93/ IP 34 ASTM D 445/ IP 71 ASTM D 664/ IP 177 ASTM D 664/ IP 177 ASTM D 482/ IP 4 ASTM D 97/ IP 15 min. 70 ASTM D 3948 podawać wynik (dla max. średnicy śladu zużycia 0,65 mm ) brak wytrąceń, zmętnień i innych oznak niezgodności brak wytrąceń, zmętnień i innych oznak niezgodności ASTM D ) według specyfikacji krajowych według specyfikacji krajowych 1) Badane paliwo ma mieć niską smarność (poniżej 0,65 mm), zgodną z krajową specyfikacją. Do paliw wojskowych powinny być stosowane wyłącznie dodatki dopuszczone, które zostały wymienione w załączniku B STANAG Głównym aktywnym składnikiem w tych dodatkach jest kwas di-linolowy. W tabeli 2 podano przybliżone ilości każdego dodatku wprowadzanego do paliwa [8].

145 144 Marzena ŁOSIEWICZ Tabela 2 Zawartość kwasu di-linolowego w paliwie Dodatek Minimalne, wymagane stężenie dodatku w paliwie [mg/dm 3 ] Odpowiadająca zawartość kwasu di-linolowego w paliwie [mg/dm 3 ] DCI-4A 9 5,4 HITEC ,7 NALCO ,1 TOLAD ,3 TOLAD ,2 UNICOR J 9 4,3 3. Metody oznaczania kwasu di-linolowego H H H H H H H H H H H H H OH H-C-C-C-C-C-C=C-C-C=C-C-C-C-C-C-C-C-C=O H H H H H H H H H H H H H H H H H Rys. 1. Wzór strukturalny kwasu linolowego Dimer kwasu linolowego (rys. 1) jest zasadniczym składnikiem dodatków zapobiegających korozji rurociągów i polepszających smarność paliw lotniczych i służy do monitorowania zawartości tych dodatków na wymaganym poziomie. Norma STANAG 3390 reguluje te wymagania i określa metody stosowane w celu kontroli jakości paliw do TSL [8] Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego w paliwach metodą permeacyjnej chromatografii żelowej Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego w paliwach metodą permeacyjnej chromatografii żelowej polega na tym, że paliwo jest ekstrahowane przy użyciu alkoholowego roztworu wodorotlenku sodu. Ten zasadowy ekstrakt jest zakwaszany i ekstrahowany przy użyciu chloroformu. Następnie roztwór chloroformu przenosi się do zlewki i odparowuje prawie do sucha w łaźni wodnej. Pozostałość ze zlewki rozpuszcza się w małej ilości tetrahydrofuranu, a następnie przelewa do kolby miarowej o pojemności 10 ml i dopełnia do kreski. Zawartość

146 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku kwasu di-linolowego oznacza się na wysokosprawnym chromatografie cieczowym, który powinien [8]: być zdolny do pracy w temperaturze otoczenia, być wyposażony w detektor współczynnika załamania, posiadać rejestrator taśmowy lub moduł do przetwarzania danych, posiadać automatyczny podajnik próbek i refraktometr różnicowy. Ponadto: jako gaz odgazowujący należy stosować hel, fazą ruchomą ma być tetrahydrofuran (THF), jako rozpuszczalnika do płukania strzykawek należy używać n-heptanu, wszystkie płyny przetłaczane przez chromatograf trzeba filtrować przez filtr Nylon 66 o rozmiarze 0,45 μm x 47 mm, kolumna musi pozwolić na separację kwasu di-linolowego od monomeru i trimeru, efekt taki uzyskuje się dzięki kolumnie dla ciężaru cząsteczkowego w zakresie < Do obliczenia zawartości kwasu di-linolowego w paliwie stosuje się zależność: Hs C 100 Hc P (1) gdzie: C zawartość kwasu di-linolowego (równoważna 10,0 mg/l, jeżeli sporządzono wg niniejszej metody), H c wysokość piku kwasu di-linolowego nad linią bazową dla roztworu wzorcowego, H s wysokość piku kwasu di-linolowego nad linią bazową dla próbki, P czystość, %, kwasu di-linolowego użytego jako wzorzec. Wynik zawartości kwasu di-linolowego należy podawać w mg/l, z zaokrągleniem do 0,05 mg/l. Powyższa metoda jest bardzo pracochłonna i wymaga bardzo drogiej aparatury, dlatego wiele państw opracowało specyfikacje krajowe, które są tańsze i przystępniejsze do wykonania.

147 146 Marzena ŁOSIEWICZ 3.2. Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowego w paliwach lotniczych metodą spektrofotometrii w podczerwieni W badaniach materiałów pędnych i smarów spektrometria absorpcyjna w podczerwieni jest stosowana do ustalania budowy chemicznej indywidualnych węglowodorów, dodatków, olejów syntetycznych, składu chemicznego heterozwiązków zawartych w produktach naftowych, określania jakościowego i ilościowego składu mieszanin, identyfikacji paliw, olejów, smarów i innych cieczy technicznych [3]. Na rys. 2 przedstawiono schemat spektrofotometru IR, na którym wykonywane jest omawiane badanie. Rys. 2. Schemat spektrofotometru IR Z źródło promieniowania, Cz czoper, M monochromator, D detektor, W wzmacniacz, R rejestrator, K komputer Stosowana w SZ RP metoda polega na wyekstrahowaniu badanego dodatku (ściśle kwasu di-linolowego) z paliwa przy pomocy alkaliów, przeniesieniu go do warstwy organicznej i oznaczeniu jego stężenia metodą spektrofotometrii w podczerwieni. W niniejszej metodzie dodatek ekstrahuje się za pomocą wodnoalkoholowego roztworu wodorotlenku sodowego, wyciąg alkaliczny zakwasza się i ponownie ekstrahuje za pomocą tetrachlorku węgla. W warstwie organicznej, po jej osuszeniu, oznacza się stężenie dodatku metodą spektrofotometrii w podczerwieni, dokonując pomiaru maksimum absorbancji w paśmie o długości fali odpowiadającej zakresowi liczby falowej cm -1 i porównując je z absorbancją ekstraktu uzyskanego z próby odniesienia (bez dodatku) i z próby wzorcowej o znanej zawartości oznaczanego dodatku. Zawartość dodatku (X) w badanym paliwie, w mg/dm 3, obliczamy według wzoru:

148 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku ( Ax Ao) C ( Aw Ao) (2) gdzie: A w absorbancja zmierzona dla ekstraktu z paliwa z dodatkiem wzorca, A o absorbancja zmierzona dla ekstraktu z paliwa odniesienia, A x absorbancja zmierzona dla ekstraktu z paliwa badanego, C x liczb ml dodanego roztworu wzorcowego. Wynik obliczeń i wynik końcowy należy podawać z dokładnością do 0,1 mg/dm 3. Za wynik końcowy należy przyjąć średnią arytmetyczną z co najmniej dwóch równoległych oznaczeń, nie różniących się między sobą o więcej niż 1 mg/dm 3 dla stężeń w zakresie 1 9 mg/dm 3 oraz 2 mg/dm 3 dla stężeń w zakresie mg/dm Procedura badań 4.1. Przygotowanie wzorców i mieszanek paliwa do badań Odczynniki i materiały 1. W badaniach zastosowano paliwo JET A-1 pochodzące z Rafinerii Gdańskiej SA, Grupa Lotos, rok produkcji 2008, paliwo zostało przebadane i spełniało wymagania NO-91-A Dodatki przeciwkorozyjno-smarnościowe powołane w załączniku B normy STANAG 3390 wyd. 10. a) DCI-4A ciecz klarowna, oleista o barwie ciemnobrązowej i specyficznym zapachu węglowodorów aromatycznych, b) HITEC 580 ciecz o konsystencji oleistej, klarowna o barwie jasnobrązowej, c) NALCO 5403 ciecz klarowna, płynna o barwie jasnobrązowej i charakterystycznym zapachu węglowodorów aromatycznych, d) TOLAD 4410 ciecz ciemnobrązowa, oleista o dużej lepkości, posiadająca charakterystyczny zapach węglowodorów aromatycznych. 3. Roztwory dodatków smarnościowych 0,080 g dodatku odważone z dokładnością do 0,0002 g, rozpuszczone w małej ilości tetrachlorku węgla, przeniesione ilościowo do kolby miarowej o poj. 100 cm 3 i dopełnione do kreski tetrachlorkiem węgla. 4. Paliwo odniesienia świeżo przedestylowane paliwo JET A-1, po odrzuceniu ok. 5% przedgonu i ok. 10% pozostałości po destylacji.

149 148 Marzena ŁOSIEWICZ Przygotowanie próbek wzorcowych Wykonano trzy próbki wzorcowe paliw, dla każdego dodatku. Do butelek o pojemności 1000 cm 3 odmierzono po 800 cm 3 paliwa odniesienia, do pierwszej butelki nie dodano roztworu dodatku, a do kolejnych dodano osobno: 20 cm 3 i 40 cm 3 roztworu oznaczanego dodatku. Uzyskano próbki wzorcowe o stężeniach oznaczanego wzorcowego dodatku: 0 mg/dm 3, 20 mg/dm 3 i 40 mg/dm 3. Następnie zawartość dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowego przeliczono na zawartość kwasu di-linolowego w poszczególnych dodatkach Przygotowanie mieszanek paliwa z dodatkami Badaniom poddano cztery dodatki przeciwkorozyjno-smarnościowe. Do butelek o pojemności 1000 cm 3 odmierzono po 800 cm 3 paliwa lotniczego JET A-1. Do pierwszej nie dodano roztworu dodatku, a do następnych dodano po kolei: 1 cm 3, 3 cm 3, 5 cm 3, 10 cm 3, 15 cm 3, 20 cm 3, 25 cm 3, 30 cm 3, 40 cm 3. Próbki oznaczono następująco: a) dodatek DCI 4A: 0D, 1D, 3D, 5D, 10D, 15DC 20D, 25D, 30D, 40D, b) dodatek HITEC 580: OH, 1H, 3H, 5H, 10H, 15H, 20H, 25H, 30H, 40H, c) dodatek NALCO 5403: 0N, 1N, 3N, 5N, 10N, 15N, 20N, 25N, 30N, 40N, d) dodatek TOLAD 4410: 0T, 1T, 3Y, 5T, 10T, 15T, 20T, 25T, 30T, 40T Oznaczenie zawartości kwasu di-linolowego metodą spektrometrii w podczerwieni Wykonanie oznaczenia kwasu di-linolowego metodą spektrofotometrii w podczerwieni odbywa się w następujący sposób: 1. Ekstrakcja dodatku z paliwa: Do rozdzielacza o pojemności 1000 cm 3 wlano 800 cm 3 paliwa i 100 cm 3 roztworu alkoholowo-wodnego wodorotlenku sodowego, po czym wytrząsano mieszaninę przez 3 min i odstawiono na 5 min w celu rozdzielenia się warstw. Dolną warstwę przelano do rozdzielacza o pojemności 250 cm 3, a warstwę paliwową odrzucono. Następnie do rozdzielacza dodano 5 cm 3 kwasu solnego i 25 cm 3 tetrachlorku węgla, po czym całość wytrząsano przez 2 min i mieszaninę odstawiono na ok. 5 min w celu rozdzielenia się warstw. Dolną warstwę przeniesiono do rozdzielacza o pojemności 100 cm 3, a warstwę alkoholowo-wodną odrzucono. Następnie dodano 50 cm 3 roztworu siarczanu sodowego i wytrząsano przez ok. 1 min i odstawiono na 5 min w celu rozdzielenia się warstw.

150 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku Dolną warstwę przeniesiono do rozdzielacza o pojemności 50 cm 3, do uzyskanego ekstraktu dodano ok. 2 g bezwodnego siarczanu sodowego, całość wytrząsano przez 1 min i odstawić na 5 min. Następnie delikatnie zlano ciecz do kolby stożkowej o pojemności 50 cm 3 i zatkano korkiem. Kolbki z ekstraktem oznakowano tak jak próbki do badań. 2. Pomiar absorbancji: Po wykonaniu kalibracji na próbkach wzorcowych uzyskano zależność A = f(c dodatku wzorcowego ). Stężenie każdego dodatku przeliczono na stężenie kwasu di-linolowego. W konsekwencji uzyskano zależność A = f(c kwasu ). Rys. 3. Krzywa kalibracyjna dla dodatku DCI-4A Z tak przygotowanych krzywych kalibracyjnych na podstawie pomiaru absorbancji dla każdego ekstraktu uzyskano zawartość kwasu di-linolowego. Pomiar tła wykonano dla kuwety napełnionej tetrachlorkiem węgla. Dla każdego uzyskanego ekstraktu zmierzono maksimum absorbancji w paśmie 1800 cm -1 do 1660 cm -1. Pomiar absorbancji wykonano przez zmierzenie wysokości piku ponad linią podstawową, poprowadzoną stycznie do podstawy piku.

151 150 Marzena ŁOSIEWICZ 4.3. Wyniki badań Badaniom na zawartość kwasu di-linolowego w paliwie lotniczym metodą spektrofotometrii w podczerwieni poddano cztery dodatki przeciwkorozyjnosmarnościowe. Dodatki te są dopuszczone do stosowania w paliwach lotniczych przez normę STANAG 3390, wyd. 10. Oznaczenie wykonano z zastosowaniem kalibracji na dwa punkty, korzystając z procedury przygotowania próbek wzorcowych p Wyniki badań zostały przedstawione w tabelach 3 6. Na rys. 3 6 przedstawiono zależność absorbancji w funkcji częstości drgań dla próbek o różnym stężeniu badanego dodatku w paliwie. Na rys. 7 przedstawiono zależność stężenia dodatku przeciwkorozyjnosmarnościowego od zawartości kwasu di-linolowego w poddanych badaniom dodatkach. Wyniki badań paliwa z dodatkiem DCI-4A Oznakowanie próbki Stężenie dodatku w paliwie [mg/dm 3 ] Tabela 3 Oznaczone stężenie kwasu di-linolowego [mg/dm 3 ] 0D 0 0 1D 1 0,6 3D 3 1,8 5D 5 3,0 10D 10 6,0 15D 15 9,0 20D 20 11,9 25D 25 14,9 30D 30 17,9 40D 40 23,9

152 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku A b s o r b a n c e Wavenumbers (cm-1) Rys. 4. Zależność absorbancji w funkcji częstości drgań dla próbek o różnym stężeniu dodatku DCI-4A w paliwie Wyniki badań paliwa z dodatkiem HITEC 580 Tabela 4 Oznakowanie próbki Stężenie dodatku w paliwie [mg/dm 3 ] Oznaczone stężenie kwasu di-linolowego [mg/dm 3 ] 0H 0 0 1H 1 0,4 3H 3 1,3 5H 5 2,2 10H 10 4,5 15H 15 6,7 20H 20 8,9 25H 25 11,1 30H 30 13,3 40H 40 17,8

153 152 Marzena ŁOSIEWICZ A b s o r b a n c e Wavenumbers (cm-1) Rys. 5. Zależność absorbancji w funkcji częstości drgań dla próbek o różnym stężeniu dodatku HITEC 580 w paliwie Wyniki badań paliwa z dodatkiem NALCO 5403 Tabela 5 Oznakowanie próbki Stężenie dodatku w paliwie [mg/dm 3 ] Oznaczone stężenie kwasu di-linolowego [mg/dm 3 ] 0N 0 0 1N 1 0,3 3N 3 1,0 5N 5 1,7 10N 10 3,4 15N 15 5,1 20N 20 6,8 25N 25 8,5 30N 30 10,2 40N 40 13,6

154 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku A b s o r b a n c e Wavenumbers (cm-1) Rys. 6. Zależność absorbancji w funkcji częstości drgań dla próbek o różnym stężeniu dodatku NALCO 5403 w paliwie Wyniki badań paliwa z dodatkiem TOLAD 4410 Tabela 6 Oznakowanie próbki Stężenie dodatku w paliwie [mg/dm 3 ] Oznaczone stężenie kwasu di-linolowego [mg/dm 3 ] 0T 0 0 1T 1 0,7 3T 3 2,1 5T 5 3,5 10T 10 7,0 15T 15 10,5 20T 20 14,0 25T 25 17,5 30T 30 21,0 40T 40 28,0

155 154 Marzena ŁOSIEWICZ A b s o r b a n c e Wavenumbers (cm-1) Rys. 7. Zależność absorbancji w funkcji częstości drgań dla próbek o różnym stężeniu dodatku TOLAD 4410 w paliwie Rys. 8. Wykres zależności stężenia dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowego od zawartości kwasu di-linolowego w poszczególnych dodatkach Analizując uzyskane wyniki, stwierdzono, że spośród czterech badanych dodatków przeciwkorozyjno-smarnościowych najwyższą zawartość kwasu di-lino-

156 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku lowego ma dodatek TOLAD 4410, a najniższą NALCO Oznaczoną procentową zawartość kwasu di-linolowego w badanych dodatkach przedstawiono w tabeli 7. Tabela 7 Zawartość kwasu di-linolowego w badanych dodatkach Nazwa dodatku Zawartość kwasu di-linolowego [%] (m/m) DCI-4A 59,7 HITEC ,5 NALCO ,0 TOLAD ,0 Dodatkowo zbadano wpływ stężenia kwasu di-linolowego na smarność paliwa. Do badań wytypowano dwa dodatki: DCI-4A i HITEC 580. Smarność paliwa oznaczono na aparacie BOCLE. Uzyskane wyniki pomiarów smarności w zależności od stężenia kwasu di-linolowego w paliwie przedstawiono w tabelach 8 i 9 i na rys. 8 i 9. Można zauważyć, że przy niskich stężeniach kwasu di-linolowego smarność paliwa jest niska. Przy stężeniach od ok. 6 mg/dm 3 do ok. 12 mg/dm 3 smarność paliwa wykazuje pewną stabilność, wykres w tym zakresie opada minimalnie. Stężenia kwasu di-linolowego powyżej 12 mg/dm 3 powodują wyraźne pogorszenie smarności paliwa. Jak wynika z uzyskanych wyników, najlepszą stabilną smarność paliwa uzyskujemy przy stężeniach kwasu di-linolowego: dla dodatku DCI-4A od 6 mg/dm 3 do 12 mg/dm 3, a dla dodatku HITEC 580 od 9 mg/dm 3 do 12 mg/dm 3. Tabela 8 Wyniki smarności paliwa z dodatkiem DCI-4A Oznakowanie próbki Stężenie kwasu di-linolowego w paliwie [mg/dm 3 ] Smarność paliwa metodą BOCLE [mm] 0D 0 0,628 1D 0,6 0,621 3D 1,8 0,616 5D 3,0 0,599 10D 6,0 0,577 15D 9,0 0,570 20D 11,9 0,565 25D 14,9 0,552 30D 17,9 0,535 40D 23,9 0,492

157 156 Marzena ŁOSIEWICZ Wyniki smarności paliwa z dodatkiem HITEC 580 Tabela 9 Oznakowanie próbki Stężenie kwasu di-linolowego w paliwie [mg/dm 3 ] Smarność paliwa metodą BOCLE [mm] 0D 0 0,625 1D 0,4 0,620 3D 1,3 0,610 5D 2,2 0,605 10D 4,5 0,600 15D 6,7 0,590 20D 8,9 0,585 25D 11,1 0,566 30D 13,3 0,543 40D 17,8 0,494 Rys. 8. Wykres zależności smarności paliwa od stężenia kwasu di-linolowego w dodatku DCI-4A

158 Oznaczanie zawartości kwasu di-linolowego dodatku Rys. 9. Wykres zależności smarności paliwa od stężenia kwasu di-linolowego w dodatku HITEC Wnioski Badane dodatki przeciwkorozyjno-smarnościowe charakteryzuje różna zawartość kwasu di-linolowego od 34% (m/m) dodatek NALCO 5403 do 70% (m/m) dodatek TOLAD Oznaczone zawartości kwasu di-linolowego w badanych dodatkach są zgodne z deklarowanymi przez normę STANAG 3390, wyd. 10. Optymalny zakres stężenia kwasu di-linolowego w dodatku przeciwkorozyjno-smarnościowym zapewniający stabilną smarność paliwa wynosi: dla dodatku DCI-4A od 6 mg/dm 3 do 11,9 mg/dm 3, a dla dodatku HITEC 580 od 6,7 mg/dm 3 do 8,7 mg/dm 3, co odpowiada następującym stężeniom badanych dodatków w paliwie: dodatek DCI-4A stężenie od 9 mg/dm 3 do 23 mg/dm 3, a dodatek HITEC 580 od 15 mg/dm 3 do 23 mg/dm 3. Przeprowadzone badania wpływu stężenia kwasu di-linolowego na smarność paliwa lotniczego pokazują, że rodzaj dodatku ma wpływ na optymalny zakres kwasu di-linolowego powodujący stabilną smarność. Dodatek DCI-4A można wykorzystywać w szerszym zakresie stężeń kwasu di-linolowego. Dodatek HITEC 580 ma dobre właściwości poprawiające smarność paliwa w bardzo wąskim zakresie stężeń kwasu di-linolowego.

159 158 Marzena ŁOSIEWICZ Literatura 1. Geofrey J.B., Cyrus P.H.: Jet Fuels. 2. Gielo-Klepacz H., Ciszewski J.: Paliwo lotnicze, POiSWE. 3. Górska K., Górski W.: Napędy lotnicze, Materiały Pędne i Smary. WKŁ, Warszawa Kolczyński J.: Modyfikacja właściwości tribologicznych paliwa lotniczego JET A-1 do poziomu wymaganego dla olejów napędowych, ITWL, Warszawa Kolczyński J., Surmiak J., Gołębiowski T.: Opracowanie technologii produkcji paliwa uniwersalnego do turbinowych silników lotniczych i samochodowych silników z zapłonem samoczynnym, WOBR, Warszawa Patent Nr P : Sposób wytwarzania paliwa JET A-1 do silników turboodrzutowych. 7. Piskunow W., Zriełow W.: Wlijanie topliw na nadieżnost rieaktywnych dwigatelej samoljetow. Moskwa 1984 r. 8. STANAG 3390 wyd. 10: Specyfikacja i normy do sprawdzania rozpuszczalnych w paliwie dodatków polepszających smarność, Szkolnikow W.M.: Topliwe, samocznyje materiały i technicieskije Zidkosti Assortiment i promienienie, Chimia, Moskwa Żurek J., Piegłas M., Andruszkiewicz S., Grzybkowski M., Kaleta R.: Analiza statystyczno-techniczna przyczyn uszkodzeń silników SO-3 w procesie eksploatacji, ITWL, Warszawa 1992.

160 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych PRACE NAUKOWE ITWL Zeszyt 32, s , 2013 r. PROJEKTOWE, WYKONAWCZE I UTRZYMANIOWE PROBLEMY WSPÓŁCZESNYCH NAWIERZCHNI NA LOTNISKACH W artykule przedstawiono obecne problemy i sposoby ich rozwiązywania, występujące w projektowaniu, realizacji i utrzymaniu współczesnych nawierzchni na krajowych lotniskach. W nawiązaniu do europejskich aktów normalizacyjnych przedstawiono własne ustalenia związane z opracowywaną normą Lotniskowe nawierzchnie betonowe. Wymagania i metody badań nawierzchni z betonu cementowego. Omówiono również zasady funkcjonowania diagnostycznego systemu oceny nawierzchni lotniskowych. Przedstawiono problemy związane z eksploatacją nawierzchni lotniskowych ze zwróceniem szczególnej uwagi na ich zimowe utrzymanie i skutki oddziaływania środków chemicznych na trwałość nawierzchni. Zaprezentowano wybrane problemy i metody badań struktury betonu z wykorzystaniem nowoczesnych technik badawczych, m.in. mikroskopii skaningowej. Omówiono zrealizowaną ideę mobilnych, kompozytowych nawierzchni operacyjnych, które w ostatnim czasie wprowadzono do wyposażenia Sił Powietrznych w naszym kraju. Słowa kluczowe: nawierzchnie lotniskowe, mobilne kompozytowe nawierzchnie lotniskowe, hydrofobizacja, środki odladzające. 1. Wstęp Współczesne statki powietrzne poruszające się z dużymi prędkościami i generujące odpowiednio wysokie obciążenia wymagają nawierzchni lotniskowych dobrze zaprojektowanych, prawidłowo wybudowanych i utrzymanych w wysokiej kulturze technicznej. Czynniki te mają na celu zapewnić bezpieczeństwo przemieszczających się po nich statków powietrznych. Podstawowym rodzajem nawierzchni lotniskowych są nawierzchnie z betonu cementowego. Innego rodzaju nawierzchnie, np. z betonu asfaltowego, są również stosowane, stanowią jednak tylko uzupełnienie podstawowego rodzaju nawierzchni. Ograni-

161 160 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA czone stosowanie nawierzchni z betonu asfaltowego wynika ze skutków emisji gorących gazów spalinowych pochodzących z dysz współcześnie eksploatowanych samolotów, którym nawierzchnie te nie są w stanie sprostać. Dlatego nawierzchnie betonowe obecnie i w dalszej perspektywie czasowej stanowić będą podstawowy rodzaj, który jednak może być modyfikowany i przystosowywany do nowych zadań i potrzeb. 2. Wymagania dla tworzywa betonowego w oparciu o postanowienia współczesnych norm Lotniskowa nawierzchnia betonowa stanowi naziemną część pola manewrowego przeznaczonego do ruchu, postoju i obsługi statków powietrznych. Zadaniem jej jest bezpieczne przeniesienie wszelkiego rodzaju obciążeń użytkowych od poruszających się lub stojących na niej statków powietrznych oraz neutralizowanie termicznych obciążeń naturalnych i wymuszonych oraz przekazywanie tych sumarycznych obciążeń na podłoże gruntowe. Skomplikowany proces oddziaływania statków powietrznych na nawierzchnię wymaga dostosowania jej do ww. skomplikowanych zadań. Obowiązujące dotychczas Polskie Normy zostały wycofane w związku z wejściem naszego kraju do Unii Europejskiej, dlatego też zaistniała potrzeba opracowania nowej wersji normy, która będzie zsynchronizowana z obowiązującymi aktami prawnymi i uwzględniała postanowienia norm europejskich [4]. W opracowanym i znajdującym się w ostatnim etapie ustanowienia projekcie takiej normy (prno-17- A204:2013 Lotniskowe nawierzchnie betonowe. Wymagania i metody badań nawierzchni z betonu cementowego ) [5], położono nacisk na: stosowanie lepszych materiałów, w tym głównie kruszyw, cementów oraz dodatków do betonu i jego modyfikatorów. Do konstrukcji warstwy jezdnej nawierzchni lotniskowych wymaga się stosowania najlepszych gatunków cementów, tzn. cementów portlandzkich, czystoklinkierowych CEM I o wytrzymałości najczęściej od 32,5 MPa do 52,5 MPa. Do wytworzenia betonu nawierzchniowego wymaga się stosowania kruszyw granitowych. Kruszywa wysokiej jakości, których właściwości określono w ww. projekcie normy, mogą nie być dostępne w dostatecznej ilości. Dlatego realizatorzy robót poszukują kruszyw pochodzących z innych skał, których stosowanie powinno być poprzedzone kompleksowym cyklem badań normowych, ze szczególnym zwróceniem uwagi na warunki eksploatacji nawierzchni. Coraz częściej wykonawcy stosują kruszywa pochodzące z krajów sąsiednich, m.in. ze Szwecji, Niemiec lub Ukrainy.

162 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni Nowoczesne rozwiązania konstrukcyjne Mając na uwadze podniesienie walorów konstrukcyjnych nawierzchni i wykorzystywanie bardziej dostępnych technologii, proponuje się stosować w szerszym zakresie także inne metody wykonania podbudów pod nawierzchnie lotniskowe, np. z betonu wałowanego. Technologię tę można zastosować w różnych warunkach i jest ona równie skuteczna jak technologie tradycyjne. Walory konstrukcyjno-użytkowe nowo budowanych nawierzchni lotniskowych proponuje się podnieść przez zwiększenie grubości warstwy mrozoochronnej konstrukcji. Warstwa ta jest stosowana ze względu na głębokość przemarzania gruntu na terenie naszego kraju, a jej grubość zależy od stref klimatycznych. Płyty nawierzchni betonowych ułożone w najbardziej obciążonych strefach ruchu pola manewrowego lotniska, tj. na końcowych odcinkach dróg startowych i płyty postojowe, proponuje się wykonywać z żelbetu. Z punktu widzenia obronności państwa i zapobiegania sytuacjom kryzysowym niezbędne jest posiadanie odpowiedniej liczby kompletów nawierzchni mobilnych, których istotę przedstawiono w p. 7 niniejszej publikacji. 4. System oceny i kwalifikacji stanów eksploatacyjnych z uwzględnieniem zasad diagnostyki technicznej W celu oceny stanów eksploatacyjnych nawierzchni w Zakładzie Lotniskowym ITWL opracowano program komputerowy System Oceny Nawierzchni Lotniskowych (SONL), który obecnie jest na etapie testowania [7]. Jedną z najważniejszych sekwencji programowych tego systemu jest sposób zbierania informacji o stanie technicznym nawierzchni, polegający na ilościowej i jakościowej ocenie występujących uszkodzeń i zakwalifikowaniu ich do odpowiednich grup oraz wyliczeniu sumarycznych wskaźników zużycia nawierzchni. Na rys. 1 pokazano moduł INWENTARYZACJI umożliwiający graficzne przedstawienie uszkodzeń na poszczególnych płytach oraz zliczanie występujących uszkodzeń i określanie wskaźników zużycia nawierzchni lotniskowej.

163 162 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA Rys. 1. Moduł INWENTARYZACJI w Systemie Oceny Nawierzchni Lotniskowych, przykład inwentaryzowania uszkodzeń nawierzchni z betonu cementowego Najważniejszym zadaniem SONL jest to, by wyznaczone wskaźniki oceny stanu technicznego nawierzchni lotniskowych, pozwoliły na prowadzenie dokładnego i ciągłego monitoringu stanu technicznego nawierzchni. Podstawowe zadania stawiane Systemowi Oceny Nawierzchni Lotniskowych są następujące: stworzenie bazy danych o obiektach lotniskowych Sił Zbrojnych RP, zbieranie informacji o sztucznych i naturalnych nawierzchniach lotniskowych, zabiegach utrzymaniowych, stosowanych środkach odladzających, remontach eksploatacyjnych i kapitalnych itd. z poszczególnych elementów funkcjonalnych lotniska (EFL), wspomaganie użytkowników obiektów lotniskowych w wykonywaniu corocznej inwentaryzacji uszkodzeń sztucznych nawierzchni lotniskowych dla wszystkich EFL, zbieranie wyników badań eksploatacyjnych oraz laboratoryjnych dotyczących wszystkich EFL, wyznaczanie wskaźników oceny rzeczywistego stanu technicznego sztucznych i naturalnych nawierzchni lotniskowych, prognozowanie prac remontowych oraz zabiegów utrzymaniowych dla wskazanych EFL, wspomaganie Szefostwa Infrastruktury w monitorowaniu i zarządzaniu stanem technicznym obiektów lotniskowych Sił Zbrojnych RP.

164 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni Tworzona w Zakładzie Lotniskowym baza danych pozwoli na określenie obiektywnych wskaźników oceny stanu technicznego nawierzchni lotniskowych i właściwy rozdział środków na ich utrzymanie. Posiadane w zakładzie urządzenia do oceny stanu technicznego nawierzchni są obecnie na odpowiednio wysokim poziomie i stanowią gwarancję prawidłowej realizacji zadań diagnostycznych w budownictwie lotniskowym. 5. Oddziaływania środków technicznych stosowanych w procesie eksploatacji i ich wpływ na stan techniczny nawierzchni Trwałość betonowych nawierzchni lotniskowych rozumiana jest jako jej zdolność do zachowania własności użytkowych w projektowanym okresie eksploatacji przy zachowaniu wysokiego bezpieczeństwa ruchu. Trwałość nawierzchni związana jest z szeregiem czynników dotyczących odpowiednich rozwiązań projektowych, realizacją robót i poziomem ich technicznego utrzymania. Czynniki wpływające na trwałość nawierzchni podczas eksploatacji to: intensywność ruchu, sposób przekazywania obciążeń i wielkość tego obciążenia, oddziaływanie środowiska (poddawanie konstrukcji zamrażaniu i odmrażaniu), oddziaływanie środków chemicznych stosowanych do zimowego utrzymania i innych płynów eksploatacyjnych, naprężenia termiczne pochodzące z emisji gorących gazów spalinowych silników lotniczych. Wieloletnie obserwacje starannie wykonanych nawierzchni betonowych na lotniskach wykazały, że nawet przy intensywnej eksploatacji i racjonalnych systemach utrzymania, normatywny okres użytkowania (30 lat) może być znacznie wydłużony bez ryzyka zagrożenia bezpieczeństwa ruchu. Występujące w Polsce warunki klimatyczne, charakteryzujące się co najmniej stukilkudziesięcioma przejściami przez 0 o C w ciągu roku, są wyjątkowo niesprzyjające trwałości nawierzchni [4]. Do zimowego utrzymania nawierzchni stosuje się różne związki chemiczne. Dotychczas podstawowym środkiem do zimowego utrzymania nawierzchni był mocznik techniczny. W ostatnim czasie na lotniskach stosuje się środki odladzające na bazie octanów i mrówczanów. Wpływ środków odladzających w warunkach klimatycznych panujących w Polsce nie jest jeszcze wystarczająco poznany. Stosowaniem bezpiecznych i skutecznych środków do zimowego utrzymania nawierzchni zainteresowane są służby lotniskowe cywilnych portów lotniczych oraz wojskowych baz lotniczych. Zagadnieniem szczególnie ważnym jest wykorzystanie ww. środków do odladzania betonów młodych,

165 164 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA czyli takich, których okres od oddania nawierzchni do eksploatacji jest krótszy niż 3 lata. W projekcie normy prno-17-a204:2013 określono metody badań wytrzymałości betonów i stosowane metody badania skutków oddziaływania cyklicznych zamrażań i odmrażań w wodzie i w środkach odladzających. Istota badań polega na określeniu odporności proponowanego na nawierzchnię lotniskową tworzywa na działanie współczesnych środków chemicznych, takich jak mrówczany sodu i potasu, octany sodu i potasu. W badaniach laboratoryjnych przygotowane wcześniej próbki poddaje się odpowiedniej procedurze zamrażania i odmrażania w wybranych roztworach tych środków, które w przyszłości będą stosowane jako podstawowe medium do zimowego utrzymania nawierzchni. Liczba zamrożeń i odmrożeń jest porównywalna z liczbą przejść przez 0 C, właściwą dla terytorium naszego kraju, i wynosi 200 cykli. W ww. normie zaproponowano cztery metody badania odporności betonu nawierzchniowego na działanie tych środków. Miarą mrozoodporności betonu i odporności na środki odladzające, w zależności od zastosowanej metody, może być ubytek masy nieprzekraczający 5% i ubytek wytrzymałości na ściskanie nieprzekraczający 20% w stosunku do próbek porównawczych lub ilość materiału złuszczonego podczas badań. Analizę wpływu różnych czynników środowiskowych na powstawanie uszkodzeń betonu można przeprowadzić na podstawie wyników badań mających na celu określanie własności fizyko-mechanicznych materiałów stosowanych do wytwarzania mieszanki betonowej oraz stwardniałego betonu. Wykorzystuje się w tym celu badania z zastosowaniem np. mikroskopu stereoskopowego, optycznego mikroskopu fluorescencyjnego, mikroskopu skaningowego sprzężonego z mikroanalizą rentgenowską (SEM-EDS) rys. 2, w razie potrzeby metody dyfrakcji rentgenowskiej (rys. 3) i analizy termicznej (rys. 4). Badania strukturalne w ocenie istniejących nawierzchni wprowadzono w Zakładzie Lotniskowym po raz pierwszy. W badaniach tych wyróżnia się trzy poziomy obserwacji struktury: 1) molekularny (skala Å lub nm), 2) strukturalny, niewidoczny gołym okiem (skala mikrometrów), określany mianem mikrostruktury, 3) struktury, widoczny gołym okiem (skala powyżej 1 mm), określany mianem makrostruktury.

166 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni p. 2 Rys. 2. Warstwa powierzchniowa próbki betonowej analiza składu chemicznego metodą SEM/EDS. Na wierzchu warstwa CH (p. 2), nieco głębiej ziarno niezhydartyzowanego cementu (p. 4), ziarna kruszywa miki i kwarcu p. 1 i 2 (wykresów EDS nie zamieszczono). Wykonanie badania zlecono Zakładowi Betonu Instytutu Techniki Budowlanej w Warszawie [7] Rys. 3. Dyfraktogram rentgenowski separatów wykonanych z betonów (beton świadek i betony po narażeniu na mróz i środki odladzające). Wszystkie próbki charakteryzował taki sam skład fazowy: kwarc, skalenie, biotyt (jako składniki kruszywa), portlandyt, ettryngit (oraz rentgenoamorficzna faza C-S-H) jako produkty hydratacji cementu, kalcyt jako składnik kruszywa drobnego i/lub produkt karbonatyzacji zaczynu cementowego, belit (alit) jako relikty cementu. Widoczne są różnice ilościowe (różna intensywność piku ettryngitu i sygnału pochodzącego od reliktów cementu. Wykonanie badania zlecono Zakładowi Betonu Instytutu Techniki Budowlanej w Warszawie [7]

167 166 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA Rys. 4. Oznaczanie składu fazowego betonu metodą analizy termicznej (DTA, TG, DTG). Termogram betonu po badaniu mrozoodporności w wodzie. Wykonanie badania zlecono Zakładowi Betonu Instytutu Techniki Budowlanej w Warszawie [7] Pod pojęciem struktury betonu rozumie się zazwyczaj obraz jego budowy wewnętrznej, w tym rozmieszczenie elementów składowych, np. ziaren kruszywa, spoiwa cementowego, porów powietrznych oraz zespół relacji między tymi elementami, charakterystyczny dla tego układu. Stwardniały w normalnych warunkach beton lub zaprawa zawierają następujące elementy: stwardniały zaczyn cementowy, zwany matrycą cementową, ziarna kruszywa przeważnie o zróżnicowanym składzie mineralnym i wymiarach, pory i pustki powietrzne, różnego rodzaju zbrojenie (stalowe lub kompozytowe), rysy i pęknięcia spowodowane różnymi przyczynami, np. powstałe podczas procesu hydratacji, a także później w trakcie twardnienia i eksploatacji, np. na skutek działania zmiennej temperatury i wilgotności otoczenia, wysokiej temperatury i in., strefy kontaktowe, inaczej zwane też warstwami kontaktowymi między ziarnami kruszywa a zaczynem cementowym, między zbrojeniem a zaczynem cementowym. Najbardziej wrażliwym składnikiem betonu na zmienne warunki otoczenia, w tym wysoką temperaturę i preparaty chemiczne powodujące korozję, jest za-

168 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni czyn cementowy. Zmiany w jego składzie i strukturze determinują właściwości mechaniczne betonu. Stwardniały zaczyn cementowy składa się z uwodnionych krzemianów wapnia, wodorotlenku wapnia, uwodnionych glinianów, glinożelazianów i glinosiarczanów wapnia, pozostałości nieuwodnionych ziaren cementu, węglanu wapnia i porów powietrznych. Na podstawie obserwacji zmian struktury betonu, po poddaniu próbek badaniom mrozoodporności oraz działaniu różnych środków odladzających stosowanych na lotniskach i porównania uzyskanych wyników ze strukturami betonów pobranych z rzeczywistych nawierzchni lotniskowych po różnym okresie eksploatacji np. w pobliżu stwierdzonego uszkodzenia, można podjąć próby oceny trwałości wytypowanego betonu. Badania struktury wykazują, że celowe jest, aby wyniki tych badań dla wybranych betonów nawierzchniowych były powiązane z informacjami podającymi genezę warunków eksploatacji nawierzchni. Pomocne okazać się może stworzenie zbioru w postaci atlasu struktur betonów stosowanych w budowie nawierzchni lotniskowych. 6. Propozycje zwiększenia trwałości nawierzchni lotniskowych w okresie ich eksploatacji W większości procesów prowadzących do uszkodzeń betonu czynnikiem decydującym jest wilgoć. Gdy nie ma wilgoci w dostatecznej ilości, procesy destrukcyjne nie zachodzą lub są spowolnione. Dlatego, poprzez ograniczenie możliwości transportu wilgoci w głąb betonu, możliwe jest zwiększenie trwałości istniejących konstrukcji betonowych i ochrona powierzchniowa nowych i wcześniej eksploatowanych betonów. W normie PN-EN [3] opisano stosowane trzy metody ochrony powierzchniowej betonu: impregnację hydrofobizującą, impregnację oraz nakładanie powłok. Impregnacja hydrofobizująca to obróbka betonu nadająca jego powierzchni zdolność odpychania wody. Pory i kapilary nie zostają wypełnione, a jedynie ich ścianki są powleczone preparatem. Nie powstaje ciągła warstewka preparatu na powierzchni betonu, a jego wygląd zewnętrzny pozostaje niezmieniony lub zmieniony w niewielkim stopniu. Hydrofobizacja polega na radykalnym zmniejszeniu zwilżalności wodą powierzchni zewnętrznej betonu i porów przy zachowaniu jednak pełnej przepuszczalności gazu i pary. Środki do hydrofobizacji materiałów budowlanych powinny m.in. dobrze wnikać w głąb zabezpieczanego materiału (dobra penetracja), wy-

169 168 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA twarzać silnie hydrofobowe, niezwilżalne wodą cienkie filmy na jego powierzchni, zachowywać wieloletnią dobrą odporność na zmienne warunki atmosferyczne, promieniowanie UV, agresywne środki chemiczne [3]. Głębokość wnikania (penetracja) zależy od różnych czynników, a przede wszystkim od nasiąkliwości impregnowanych materiałów, zależnej od porowatości i stopnia wysuszenia, od ilości wprowadzonego środka i jego właściwości, a zwłaszcza od ciężaru cząsteczkowego, struktury, lepkości itp. oraz od rodzaju i właściwości rozcieńczalnika, stężenia środka i techniki hydrofobizacji [3]. Środki stosowane do hydrofobizacji nawierzchni lotniskowych to najczęściej preparaty jednoskładnikowe w postaci ciekłej, które zawierają w swoim składzie związki krzemoorganiczne. Czasami stosowane są preparaty hydrofilowe [6]. Środki do hydrofobizacji mogą zawierać następujące związki krzemoorganiczne o różnej masie cząsteczkowej: silikoniany (M = ), żywice silikonowe (M > 2000), silany (M = ), siloksany (M = ). Silikoniany są stosowane w postaci roztworów wodnych lub alkoholowych. Po naniesieniu na beton reagują z dwutlenkiem węgla z powietrza, w wyniku czego powstają nierozpuszczalne hydrofobowe żywice silikonowe. Produkt uboczny reakcji K 2 CO 3 może powodować tworzenie się nalotów solnych na powierzchniach hydrofobizowanych, które stopniowo są zmywane wodą deszczową. Najstarsze i nadal stosowane są roztwory wodne metylosilikonianów sodu lub potasu. Produkt handlowy jest silnie alkalicznym roztworem wodnym zawierającym ok. 20% tych silikonianów. Do zabiegu hydrofobizacji roztwór rozcieńcza się wodą ok. 4 6 razy. Stosowanie wodnych roztworów metylosilikonianów na nawierzchniach lotniskowych wymaga sprawdzenia szorstkości nawierzchni po wykonanym zabiegu, ponieważ duża ilość naniesionego środka lub niewłaściwe rozcieńczenie koncentratu może powodować śliskość nawierzchni. Preparaty na bazie żywic silikonowych (zwykle metylosilikonowych) to roztwory najczęściej benzynowe (zwykle ok. 5%). Efekty hydrofobowe występują prawie natychmiast po impregnacji. Mogą być stosowane tylko na suchych powierzchniach o względnie dużych porach, dlatego rzadko są odpowiednie do hydrofobizacji betonu. Alkiloalkoksysilany (silany) są rozpuszczalne w rozpuszczalnikach alifatycznych i aromatycznych (roztwory ok. 40%). W obecności wody lub pary wodnej ulegają reakcji prowadzącej do powstania polisiloksanów. Ich zaletę stanowi głęboka penetracja (roztwory o niskiej lepkości) w odróżnieniu od silikonianów oraz małe cząsteczki w porównaniu z żywicami silikonowymi. Wadą silanów jest ich lotność, w związku z czym mogą odparowywać razem z rozpuszczalnikiem, co sprawia, że wyniki impregnacji uzależnione są od warunków pogodowych.

170 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni Siloksany (spolimeryzowane w niewielkim stopniu silany) posiadają wszystkie zalety silanów, przy czym są mniej lotne. Siloksany dostępne są w postaci roztworów w rozpuszczalnikach alifatycznych lub w alkoholach. Zawartość składnika aktywnego zawiera się w granicach od 5 do 10%. Po aplikacji zachodzi reakcja prowadząca do powstania żywic silikonowych. Aby zastąpić preparaty zawierające rozpuszczalniki, które odparowują do atmosfery, opracowuje się mikroemulsje silikonowe, dostarczane w postaci stężonych drobnoziarnistych koncentratów (20 60 nm), stanowiących mieszaniny alkilosilanów, siloksanów i emulgatorów, niezawierających rozpuszczalników. Koncentraty po dodaniu wody ulegają łatwemu zemulgowaniu, tworząc gotowe do użycia mikroemulsje [8]. Metodą stosowaną najczęściej do hydrofobizacji nawierzchni lotniskowych jest natryskiwanie aparatami z odpowiednimi dyszami i pod ciśnieniem albo za pomocą pędzli lub wałków. Zgodnie z wytycznymi producentów, nawierzchnia przeznaczona do zabiegu powinna być sucha i czysta, a temperatura otoczenia powinna mieścić się w zakresie od 5 do 30 C. Zaleca się przeprowadzenie dwukrotnej impregnacji w krótkich odstępach czasu. Dobre efekty hydrofobowe udaje się osiągnąć na powierzchniach jednolicie hydrofilowych, dobrze zwilżanych przez wodę. Aby uzyskać dobre efekty hydrofobizacji, zaleca się stosowanie środków wnikających na maksymalną głębokość. Dla nawierzchni lotniskowych, które są wykonywane najczęściej z betonu cementowego klasy C35/45 i C40/45, głębokość penetracji wynosi od 3 do 7 mm. W przypadku stosowania niektórych preparatów, zwłaszcza zawierających duże cząsteczki (np. siloksany), efekt hydrofobowy objawia się zwykle w postaci perlenia wody na powierzchni (rys. 5a). Preparaty oparte na silanach nie wykazują takiego efektu. Zaleca się, aby lotniskowy beton nawierzchniowy zabezpieczyć po upływie ok. 3 miesięcy od jego wybudowania, natomiast beton eksploatowany zabezpieczać okresowo, nie rzadziej niż co 5 lat. Głównym celem stosowania opisanego zabiegu jest ograniczenie zawartości wody w betonie, a tym samym ograniczenie występowania uszkodzeń powstałych na skutek działania mrozu i środków odladzających (pęknięcia, złuszczenia). W Zakładzie Lotniskowym przeprowadzono badania (zgodnie z normą PN- 88/B-06250), które polegały na określeniu nasiąkliwości w wodzie próbek pobranych z warstwy jezdnej nawierzchni lotniskowej z betonu cementowego po różnym okresie eksploatacji i przygotowanych w sposób przedstawiony na rys. 5. Każdą z próbek pocięto w kierunku równoległym do powierzchni nawierzchni, wycinając cztery warstwy: górną z zachowaniem naturalnej faktury nawierzchni o grubości 20 mm (warstwa 1), pozostałe trzy o jednakowej grubości z pozostałej

171 170 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA części próbki (warstwa 2, 3 i 4). Jako kruszywo grube poszczególne betony zawierały: beton I granit, podrzędnie żwir i kruszywo wapienne, beton II amfibolit, beton III bazalt, beton IV żwir, beton V głównie granit, podrzędnie żwir i bazalt, beton VI granit. Po określeniu nasiąkliwości w wodzie poszczególnych warstw, próbki zabezpieczono wybranym preparatem do hydrofobizacji betonu i ponownie określono nasiąkliwość w wodzie. Do badań zastosowano cztery preparaty do hydrofobizacji betonu: preparat nr 1 i preparat nr 3 siloksany w rozpuszczalniku organicznym, preparat nr 2 metylosilikonian potasu, preparat nr 4 mikroemulsja silikonowa. Preparaty nr 2 i nr 4 przed zastosowaniem rozcieńczono wodą, w stosunku zalecanym przez producenta. W wyniku badań określono zmianę nasiąkliwości betonów w czasie oraz skuteczność zabezpieczania poszczególnych preparatów. Rys. 5. Odwierty rdzeniowe przygotowane do badań nasiąkliwości Przeprowadzono również analizę zmian nasiąkliwości betonu w zależności od badanej warstwy odwiertu. Stwierdzono, że nasiąkliwość warstwy jezdnej badanych betonów maleje wraz z głębokością. Na rys. 6 przedstawiono wyniki badań nasiąkliwości w wodzie górnej warstwy nawierzchni wykonanej z betonu II po zabezpieczeniu wszystkimi wybranymi do badań preparatami. W wyniku badań stwierdzono, że największy przyrost nasiąkliwości w czasie wykazują próbki zabezpieczone preparatami, które przed zastosowaniem rozcieńcza się wodą. Spośród preparatów rozcieńczanych wodą mniejszą skuteczność uzyskano po zastosowaniu preparatu nr 2. Skuteczność hydrofobizacji próbek zabezpieczonych preparatami na bazie siloksanów w rozpuszczalnikach organicznych dostarczonych przez różnych producentów jest podobna. Stwierdzono również, że skuteczność zabezpieczenia betonu z kruszywem granitowym i betonu z kruszywem bazaltowym jest podobna (ok. 70%). Najmniejszą skuteczność uzyskano w przypadku betonu zawierającego jako kruszywo grube amfibolit (ok. 35%).

172 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni ,5 3,0 2,5 Nasiąkliwość [%] 2,0 1,5 1,0 0,5 0, Okres nasączania [dni] Seria 1 - Preparat 1 Seria 2 - Preparat 2 Seria 3 - Preparat 3 Seria 4 - Preparat 4 Rys. 6. Zmiana nasiąkliwości górnej warstwy nawierzchni wykonanej z betonu II zabezpieczonej preparatami nr 1, 2, 3 i 4 Przeprowadzone badania wskazują, że w wyniku zastosowania środków ochrony powierzchniowej istnieje możliwość ograniczenia uszkodzeń wynikających z zachodzących reakcji poprzez ograniczenie dostępu wody do betonu (tym samym istnieje kontrola dostępu chemicznych środków odladzających). 7. Problemy zwiększenia zdolności operacyjnej lotnisk Jednym z podstawowych warunków użycia lotnictwa w działaniach wojennych jest zapewnienie odpowiedniej liczby lotnisk oraz utrzymanie ich w stałej gotowości eksploatacyjnej i operacyjnej. Jest to zadanie trudne, gdyż współczesne lotnictwo wymaga w zasadzie lotnisk o nawierzchniach utwardzonych, a czas, jakim dysponują pododdziały lotniskowe przeznaczone do odbudowy lotnisk, jest bardzo ograniczony. Sprawna odbudowa nawierzchni lotniskowych umożliwia wznowienie wykonywania operacji lotniczych w czasie możliwie najkrótszym. Dotychczasowe metody i technologie odbudowy nie były w stanie sprostać wysokim rygorom czasowym, dlatego skonstruowano mobilne, kompozytowe nawierzchnie lotniskowe. Ostatnie konflikty zbrojne, które miały miejsce na Falklandach, w Zatoce Perskiej, Iraku, jak również trwająca obecnie misja sił NATO w Afganistanie, potwierdziły zasadność stosowania mobilnych, składanych nawierzchni lotniskowych. Należy zaznaczyć, że w ostatnich latach wzrosły wyma-

173 172 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA gania wobec tych nawierzchni. Muszą one przenosić coraz większe obciążenia pochodzące od statków powietrznych poruszających się z bardzo dużymi prędkościami. Obecnie, w naszym kraju do naprawy dużych uszkodzeń nawierzchni lotniskowych, stosuje się składane pokrycie kompozytowe typu ELP-1 KRATER wyprodukowane przez Stocznię Żuławy. Do produkcji mobilnej nawierzchni lotniskowej (o wymiarach szer. 1,8 m, dł. 9,1 m i grubość 8,0 mm) wykorzystano jako matrycę żywicę poliestrową, a jako wzmocnienie włókno szklane. Elementy połączone są ze sobą elastycznymi przegubami, które zapewniają współpracę pojedynczych segmentów pod obciążeniem. Zespół tych elementów stanowi pokrycie o wymiarach: 16,5 x 9,1 m. Połączone ze sobą dwa pokrycia tworzą matę o wymiarach: 16,5 18,2 m, która spełnia wymagania naprawy dużych uszkodzeń nawierzchni lotniskowych. Standardowe pokrycie kompozytowe ELP-1 KRATER (rys. 7) waży kg. Wykorzystanie tego rodzaju nawierzchni pozwala na spełnienie wysokich reżimów czasowych i zapewnienie bezpieczeństwa poruszającym się po nich statków powietrznych. Rys. 7. Pokrycie kompozytowe ELP-1 KRATER W latach w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych, na podstawie szczegółowych badań, wydano odpowiednie certyfikaty dla tego rodzaju nawierzchni. Strona teoretyczna pracy tego rodzaju nawierzchni przedstawiona została w [9]. Istota analizy teoretycznej polegała na opracowaniu modelu numerycznego pokrycia kompozytowego ELP-1 KRATER i jego weryfikacji poligonowej. Układ konstrukcyjny, składający się z przenośnej nawierzchni kompozytowej i nowo uformowanego podłoża gruntowego stanowiącego wypełnienie krateru, został zamodelowany metodą elementów skończonych (MES). Mobilne pokrycie kompozytowe ELP-1 KRATER wraz z panelami łączącymi zamodelowano jako cienką płytę zbudowaną z elementów skończonych w kształcie prostokąta o wy-

174 Projektowe, wykonawcze i utrzymaniowe problemy współczesnych nawierzchni miarach cm. W miejscach występowania otworów technologicznych do zakotwienia lub połączenia składanej nawierzchni lotniskowej, tj. na krawędziach równoległych do kierunku najazdu samolotu, przyjęte prostokątne elementy skończone zostały dodatkowo podzielone na cztery elementy trójkątne. Przeguby liniowe także zostały zamodelowane jako cienka płyta i zbudowane z elementów skończonych w kształcie prostokąta o wymiarach 20 7 cm. Cechy materiałowe ww. elementów zostały opisane grubością h 1, modułem sprężystości E 1 i współczynnikiem Poissona ν 1. Podłoże gruntowe to półprzestrzeń sprężysta, którą zamodelowano za pomocą dyskretnych elementów sprężystych typu SPRING, opisanych współczynnikiem reakcji podłoża k. Schemat zbudowanego, globalnego modelu numerycznego przedstawiono na rys. 8. Rys. 8. Globalny model mobilnego pokrycia kompozytowego ELP-1 KRATER Przeprowadzona w dwóch etapach kalibracja zbudowanego modelu MES posłużyła do sprawdzenia poprawności jego działania. Uzyskane wyniki z badań poligonowych oraz weryfikacji numerycznych, w tym wyznaczone współczynniki korelacji (98,4% i 98,2%) potwierdziły prawidłowość funkcjonowania stworzonego modelu. Następnie model ten został wykorzystany do wykonania symulacji nume-

175 174 Piotr NITA, Mariusz WESOŁOWSKI, Adam POŚWIATA, Danuta KOWALSKA rycznych, które uwzględniały rzeczywiste obciążenia dynamiczne wybranych typów statków powietrznych oddziaływających na mobilne pokrycie kompozytowe. Analizę wykonano dla następujących rodzajów samolotów: MiG-29, F-16, Su-22, CASA C-295M i Hercules C-130E. Do symulacji numerycznych przyjęto najbardziej niekorzystny stan obciążeń, jaki może wystąpić na mobilnym pokryciu kompozytowym ELP-1 KRATER podczas jego eksploatacji przez ww. statki powietrzne, będące w wyposażeniu Sił Zbrojnych RP. Na podstawie przeprowadzonych analiz określono wartości przemieszczeń i naprężeń w elastycznej nawierzchni lotniskowej oraz wielkości sił poziomych i naprężeń powstających w kołkach kotwiących ELP-1 KRATER od obciążeń generowanych przez rozpatrywane statki powietrzne. Uzyskane wyniki przedstawiono w formie graficznej na rys Obliczenia wykonano dla dwóch wariantów kotwienia mobilnego pokrycia kompozytowego, tj.: na dwóch krawędziach zgodnych z kierunkiem najazdu samolotu oraz na wszystkich czterech krawędziach w celu porównania uzyskanych wyników. Poniżej zaprezentowano graficzną interpretację wyników uzyskanych dla najcięższego samolotu transportowego eksploatowanego w naszym kraju, czyli dla Herculesa C-130E. Rys. 9. Rozkład przemieszczeń dla mobilnego pokrycia kompozytowego ELP-1 KRATER od oddziaływania samolotu Hercules C-130E kotwienie na kierunku najazdu