автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Проблемы обеспечения эффективности и надежности триботехнических систем роторов авиационных двигателей и их решение

На правах рукописи

IЮНЬКИ! I ВЛАДИМИР НИКОЛАЕВИЧ

ПРО КЛЕММ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ И НАДЕЖНОСТИ ТРИПОТЕХИНЧЕСКНХ СИСТЕМ РОТОРОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ РЕШЕНИЕ

Специальность 05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

"^о^иаЗБЗ

диссертации на соискание ученой степени

кандида та технических наук ^ Л

Казань 2009

003489963

Работа выполнена на кафедре «Газотурбинные, паротурбинные установки и двигатели» Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева и в ОАО КПП «Авиамотор», г. Казань.

Научный руководитель: доктор технических наук,

профессор Горюнов Л.В.

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор Тунаков А.П.

кандидат технических наук, доцент Зинчук А.А.

Ведущая организация: ЦИАМ им. ГШ. Баранова, г. Москва

Защита диссертации состоится «17 » 2010 г. в 10 часов

на заседании диссертационного совета S2iZ.Q99.0Z в Казанском государственном техническом университете им. А.Н. Туполева по адресу: 420111, Казань, ул. К.Маркса, 10.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева. Электронный вариант автореферата размещен на сайте КГТУ им. А.Н. Туполева (www.kai.ru)

Автореферат разослан « _ 2009 года.

Ученый секретарь диссертационного совета, кандидат технических наук, доцент

А.Г. Каримова

ОШЦАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. Повышение температуры /аза перед турбиной и степени сжатия п компрессоре - определяющая тенденция мри создаппн сонремеи-пых конкурентоспособных авиационных П'Д. Улучшение характеристик ГГД сопровождается усложнением конструкции двигателя за счет применения двух и трех вольных схем, повышением скорости вращения роторов. Н этих условиях являекя актуальной задача обеспечения надежности трпботехпическнх систем (ТС) ¡шшан'ля. [5 первую очередь это относится к подшипникам качения (ПК) роторов компрессоров низкого и высокого давления (КПД, КВД), а также контактных уплотнений опор. Решение этой задачи требует совершенствования методой расчета и конструирования опор в направлении более полного учета факторов, определяющих работоспособность ТС во всем многообразном диапазоне рабочих условии. Актуальной проблемой является обобщение опыта доводки ГС авиационных двигателей при их модернизации. Более точные представления об отказах ТС п их использование в проектировании и техническом обслуживании является определяющим фактором повышения надежности двигателя. Надежность работы подшипником зависит также от физико-химических свойств масла и его очистки в процессе работы двигателя. Актуальным направлением повышения эффективности системы смазки является разработка устройств на новых принципах организации процесса циркулирования масла в системе смазывания и его очистки.

Цель работы повышение показателей надежности ТС роторов, системы смазывания, па базе изучения причин отказов и разработка алгоритмов их доводки в системе авиационных н конвертируемых ГТД.

Задач» нсследоцаиия: .

1. Обобщение опытно-расчстпого исследования факторов, влияющих па долговечность /./, роторных подшипников: скоростного параметра с1п, осевого усилия /■'„, возникающего в результате воздействия газового потока на рабочие поверхности лопаток и дисков; рабочей температуры ПК.

2. Анализ п обобщение опыта доводки роторных ПК по установленной безотказной наработке Ту и результатов исследования вибрационных характеристик элементов КВД.

3. Разработка алгоритмов доводки по надежности роторных ПК па базе изучения их отказов при работе в системе двигателя.

4. Исследование дефектов, связанных с разгерметизацией опор роторов авиационных ГТД.

5. Создание метода совершенствования системы смазки авиационных ГГД с использованием диспергирования моторного масла.

Научна» попита:

1. Выполнено комплексное исследование и обобщение факторов, влияющих па I.;, иТ,. роторных подшипников авиационных двигателей семейства «ПК».

2. Даны рекомендации по формированию оптимальной геометрии и структуры поверхности зон трения в условиях перекоса колец и проскальзывания элементов ПК в процессе работы 1ТД с целью повышения его ресурса.

3. В результате исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД установлено наличие максимальной осевой вибрации ротора с виброскоро-

\

стыо V = 25 мм/с на режимах перекладки лопаток регулируемого направляющего аппарата и открытия - закрыта клапанов перепуска (п„д= 83.3 с"1).

4. IIa базе анализа н обобщения выполненных исследований по устранению дефектов разработаны алгоритмы доводки ТС авиационных ГТД.

5. Создан экспериментальным стенд для диспергирования авиационного масла с использованием патента с участием автора. 13 процессе экспериментов установлено. что физико-химические свойства масла не изменяются. Максимальный диаметр размера т вердых частиц составляет пс более 3 мкм.

Достоверность и обоснованность результатов подтверждается и обеспечивается использованием: отраслевых и общепринятых апробированных методов н методик проведения теплофнзического эксперимента; аттестованной измерительной аппаратуры, отвечающей современным требованиям точности замеров; расчетом погрешностей; удовлетворительной сходимостью опытных результатов и расчетных данных, многократным повторением замеров в ходе экспериментов; практикой эксплуатации изделий.

Практнчеекан ценность работы. Результаты проведенного исследования позволяют: совершенствовать существующие и создавать новые триботехничсские системы роторов газотурбинных двигателей; в установленные сроки решать проблему увеличения ¿А и 71. опорных узлов; осуществлять диагност ику технического состояния ПК; разработать новые системы фильтрации масла. Работа выполнена в соответст вии с национальным стандартом РФ (ГОСТ Р 52526-2006 г.).

Автор защищает:

1. Научно обоснованные технические разработки по повышению надежности ТС роторов авиационных двигателей.

2. Экспериментальный стенд и результаты совершенствования системы смазки с использованием диспергирования авиационного масла.

Реализация работы на производстве. Основные научные результаты, представленные п работе, используются в ОАО СПТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), в ОАО КМ) 10 (]'. Казань), в ОАО КПП "Авиамотор"(г. Казань) при модернизации конвергируемых авиационных двигателей.

Аиробации работы. Работа обсуждалась по частям и полностью на 12 научно-технических конференциях и семинарах российского и международного уровня.

- Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях: "Внутрика-мерпые процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология". г.Казань, КВАКУ пм.Марщала M.II. Чистякова. - 2000, 2001, 2002, 2003, 2004, 2005. 2006 г.г.

- XI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, посвященной 170-летию МГТУ им. Н.Э. Ьаумана "Газотурбинные и комбинированные установки н двигатели" г.Москва. - 2000 г.

- Международном научно-практическом симпозиуме "СЛАВЯНТРИШ-5. Наземная и аэрокосмичсская трибология - 2000: проблемы и достижения". BMI 1АВТО, МФСЕЗАМУ. РГАТА. - Санкт-Петербург - Рыбинск. - 2000г.

- 4-ой Международной конференции "Научно-технические проблемы прогнозирования надежности и долговечности конструкций и методы их решения" - Санкт-Петербур1ский гос. техн. ун-т. - 2001 г.

- Международной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения". г.Самара, СГАУ им. СЛ. Королева - 2003,2006 г.г.

- II Международной научно-технической конференции "Авиадвигатели XXI века".- Москва, ЦИАМ. - 2005 г.

Доклады и тезисы докладов опубликованы. Работа в целом заслушана на расширенном заседании кафедры «Газотурбинные паротурбинные установки и двигатели» КГТУ им. А.Н. Туполева. Во всех случаях работа получила одобрение и поддержку.

Личный вклад автора в работу заключается в постановке цели и задач исследования; анализе и обобщении факторов, влияющих на ¿а и Гу роторных ТС, разработке алгоритмов их доводки по надежности. Создании стенда и проведении экспериментов по диспергированию авиационного масла и обобщении полученных результатов.

Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 19 печатных работ, в том числе одна статья в рекомендованном ВАК журнале, 2 препринта и один патент РФ.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, выводов, списка литературы из 130 наименований и 5 приложений. Диссертация изложена на 153 страницах текста, содержит 70 рисунков И 34 таблицы.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении на основе анализа проблем, возникающих в процессе эксплуатации авиационных двигателей, дано обоснование актуальности темы диссертационной работы по повышению надежности ТС роторов, сформулированы цели и задачи исследования, изложены основные научные положения, выносимые на защиту.

В первой главе приводится обзор конструкций опор, применяемых в быстроходных турбомашинах авиационных двигателей. Приведенное краткое описание полезных свойств и недостатков известных опор позволяет сделать следующий вывод. На стадии разработки и проектирования быстроходных турбомашин повышение надежности опор может быть достигнуто в результате использования принципа совмещения и сочетания на отдельных режимах работы полезных свойств опор различного класса и отдельных элементов конструкций двигателя. Такие опоры получили название комбинированных или совмещенных опор СОП [10]. Классическая конструкция СОП, широко применяемая в современных авиационных ГТД, - комбинация ПК с масляным демпфером. Такая конструкция позволяет снизить уровень вибрации роторов и устранить опасные резонансные колебания. Рассматривая опоры двигателей семейства «НК» отметим, что все они относятся к СОП. Два роликовых подшипника (РП): межвальный и турбинный образуют СОП с последовательной передачей радиальной нагрузки Рг. Остальные опоры упруго-демпферные. В диссертации приведены конструкции опор и уплотнений, дается их описание и приводятся типы подшипников, используемых в двигателях семейства «НК».

Обычно критерием оценки эксплуатационных свойств ПК является ¿а, соответствующая 90% - ной надежности. Базовая долговечность распространяется на обычные подшипниковые стали при нормальных условиях эксплуатации. В авиа-

ционных двигателях роторные ПК работают в условиях, отличных от общего машиностроения. Эти условия определяются высокими скоростями вращения, большими Ра , повышенными температурами. В связи с этими обстоятельствами возникает необходимость исследования влияния указанных факторов на ¿/, ГОС. Важное значение приобретает методика выбора ПК и конструкции опорного узла.

Во второй главе рассматриваются вопросы повышения £/, роторных ПК быстроходных турбомашин, приведены результаты опытно-теоретического определения характеристик СОП с разделением скорости [10], осевых сил и температурного состояния подшипников при различных условиях работы двигателя.

Влияние скорости вращения вала на Ьн оценивается скоростным параметром с!т• п ТО6 мм-об-мин'1, где е?т - диаметр окружности, проходящей через центр тел качения. Для ПК общего применения со стальным штампованным сепаратором, работающих при температуре не выше 373 К, значения с1„- п не должно превышать 0,55-106 мм-об-мин"1. В современных авиационных двигателях скоростной параметр равен (1,3...1,4) -106 мм-об-мин"1. Предполагается, что ПК перспективных авиационных ГТД будут работать при скоростях, соответствующих скоростному параметру ¿4 • л = (3...4,2)-106 мм-об-мин"1. Высокие скорости и значительные нагрузки приводят к появлению в ПК больших контактных напряжений до отах = 2000...4000 МПа, что существенно сокращает £/,. В связи с этим является актуальной задача исследования СОП с разделением скоростей.

Для решения этой задачи на стенде КГТУ им. Л.Н. Туполева [10] был исследован радиально-упорный ШП А176130Р2, устанавливаемый на двигателе НК 8-2У в передней опоре КВД. В качестве рабочей жидкости использовалось масло МК-8. Этот подшипник исследовался в составе СОП (ШП + конический гидростатический подшипник). Эксперименты показали, что применение СОП данной конструкции позволяет увеличить ¿а ШП, входящего в ее состав, в 2,4...3 раза, снижает суммарные затраты мощности на привод опоры и прокачку до 2,5 раз.

Возникающая на роторе ГТД в процессе полетного цикла самолета Ра, является одним из определяющих факторов, лимитирующих Ьк радиалыю-упорных ШП. Существующие методы расчета Ра обладают достаточной точностью в основном на расчетном режиме. В процессе работы ГТД Ра может существенно изменяться. Поэтому важной задачей является опытно-теоретическое определение действующих на радиально-упорные ШП роторов КНД, КВД и силовой турбины (СТ). Методика испытаний была утверждена в НПО «Труд» г. Самара генеральным конструктором Н.Д. Кузнецовым и согласована с ЦИАМ и ГОСНИИ ГА г. Москва.

Замер проводится на установившихся режимах работы изделия при снятии дроссельных характеристик, а также при приемистости и сбросе газа. Силовым элементом, воспринимающим Ра является динамометрическое кольцо с наклеенными тензодатчиками, соединенными в мостовую или полумостовую схему. Регистрация значений Ра производилась с использованием электронного самописца, магнитно-элеюрического осциллографа или любого другого многоточечного регистрирующего прибора, защищенного от высокочастотных колебаний специальным устройством. Перед постановкой на двигатель динамометрические кольца были протарированы. Параметры изделия по результатам замеров при снятии дроссельных характеристик должны соответствовать техническим данным.

Анализ полученных результатов исследования позволил сформулировать основные направления работ на двигателях по повышению ¿а роторных радиально-упорных ШП, выявить влияние разгрузки на Ра для ротора КНД (рис. 1, а), уменьшения площади проходного сечения рабочего колеса турбины первой ступени (рис. 2) на Ра для ротора КВД.

Рис.1. Зависимость от п„л: а - с разгрузкой от осевых сил; б - без разгрузки от осевых сил; -постоянный режим работы; 2 - режим приемистости и сброса нагрузки;

г^-с-

1 \ И \

/

«¿и д— \ 2

¡Пу

40

60 ВО ПК1, с

б

20 15 10 5,0 0,0 -5,0 -10

-15 -20

Ра, кН

X

х -1 сборка о-2 сборка Д - 3 сборка

60

100 „71,

и.

20 15

Ра, кН

X

X

х - 1 сборка о - 2 сборка А - 3 сборка

—приемистость --■ сброс

60

80

100 Л , с'1

Рис.2. Зависимость от л,д при различных режимах работы ГТД: а - при разных сборках и постоянных режимах; б - при разных сборах и переменных режимах; 1 сборка - /"'р( 1-й ступени занижена на 4%; 2 сборка — 1-й ступени занижена на 8%; 3 сборка - в соответствии с чертежом

Получена расчетно-экспериментальным путем зависимость от п„ для ротора СТ при различных диаметрах дроссельного отверстия с!и системы осевой разгрузки (рис. 3).

Высокие скорости вращения вала приводят к существенному нагреву ПК роторов ГТД. Опытом эксплуатации установлено, что ПК могут работать при температурах по наружному кольцу подшипника Т„ на 40...50 К ниже температуры

отпуска материала, из которого они изготовлены. Для стали ШХ-15 это 397...407 К. Дальнейшее повышение температуры вызывает изменение геометрических размеров ПК и впоследствии структуры материала. В результате возникают изменения посадок колец ПК и их радиальных зазоров, что может привести к аварии двигателя. Таким образом, температура ПК является одним из важнейших критериев

Вопросами потерь энергии на привод авиационных ПК занимались H.A. Спицын, А.И. Ерошкин, В.М. Демидович и другие исследователи. Установлено, что в условиях установившихся режимов и отсутствии перекоса, на тепловой режим ПК влияют размер тела качения / и dm. При значении скоростного параметра dm • п > 0,5-106 мм-об-мин'1 рекомендовано производить выбор ПК на основании экспериментальных данных.

При стендовых испытаниях изменения температуры наружного кольца Т„ ШП серии А176130 средней опоры при различных режимах работы двигателя и видах установки подшипников в корпус опоры показаны на рис. 4. Термометрирование наружных колец радиаль-но-упорных ШП производилось с помощью хромель-копелевых термопар с выводом на электронный самописец. Использовались штатные термопары Т-96. Для термометриро-вания внутренних колец ШП применялись термоплавкие штифты, равномерно расположенные по окружности.

Из анализа температурных зависимостей, представленных на рис. 4, можно сделать следующие выводы: для ШП КНД с ростом оборотов в интервале от 60 до 90 с-1 величина Т„ изменялась практически линейно от 328 до 363 К; при наличии преднамеренного перекоса апрпср = 1,55-Ю"3 рад (5,34') в ШП КВД Тп всегда выше, чем без перекоса; в диапазоне оборотов от 60 до 120 с"1 величина АТ=Т\- Т2 изменяется в пределах от 22 до 8 К.

При эксплуатации в процессе доводки двигателей семейства «НК» замерялась температура ШП А176130Р1 средней опоры. Рассматривая результаты выполненных работ можно сделать вывод о том, что на 46 двигателях Т„ не превышала 378 К при настройке системы сигнализации на температуру 453 ±20 К.

оценки надежности его работы.

Fa. kII

Рис. 3. Зависимость F, от п„ при разных значениях <1П\ /— d, = 0,016м; 2— d, -0,018 м,; 3— 0,02м; 4—dH = 0,032 м

Рис. 4. Зависимость Т„ от и:

о - ШП КВД без перекоса колец; Д - ШП КВД с преднамеренным перекосом колец;

• и А - ШП КНД без перекоса колец

Эффективным методом определения надежности узлов авиационных ГТД являются стендовые эквивалентно-циклические испытания (ЭДИ). Большой вклад в развитие стендовых ЭЦИ и использование их в авиадвигателестроении принадлежит Биргеру И.А., Кузнецову Н.Д., Цейтлину В.И., Гриценко Е.А. и другим ученым и практикам. Стендовые ЭЦИ двигателей ведутся по эквивалентно-циклическим программам.

Для тяжело нагруженных ПК на основных режимах были установлены коэффициенты эквивалентности К3 с использованием основной зависимости ¿а от

эквивалентной динамической нагрузки Р: К, = • Здесь Ртт,Ржа —

эквивалентные динамические нагрузки, действующие на ПК при стендовых ЭЦИ и эксплуатации; д = 3 (ШП) и # = 3,33 (РП). Для легко нагруженных ПК величина определяется условиями их работы на переменных режимах. Коэффициент эквивалентности в этом случаи определяется по формуле: К!, - . Здесь А^ши, — количество циклов при стендовых ЭЦИ и эксплуатации соответственно.

Проведенные стендовые ЭЦИ позволили установить для роторных ПК Ь/, ~ 20000 часов, что значительно превышает их расчетную долговечность.

В третьей главе рассматриваются вопросы доводки роторных ПК авиационных ГТД ао Тг

При досрочном снятии двигателей с эксплуатации или после стендовых ЭЦИ из-за дефектов роторных ПК и достаточном запасе по вступает в силу вторая часть процесса - доводка по Гу. На базе опыта доводки ГТД и по характеру дефекта ПК устанавливаются факторы, влияющие на снижение Ту. На основании анализа литературных источников и опыта доводки и эксплуатации авиационных двигателей была разработана классификация факторов, влияющих на Тг В данной работе изучалось воздействие на надежность роторных ПК факторов, наиболее характерных и часто встречающихся при доводке и эксплуатации как отечественных, так и зарубежных ГТД: взаимный перекос колец ПК и проскальзывание сепаратора и тел качения относительно беговых дорожек колец.

Неблагоприятное сочетание всех видов погрешностей обработки, сборки и деформации ПК, вала и деталей корпуса под действием нагрузок по ГОСТу оценивается допустимым углом взаимного перекоса 0тах между осями внутреннего и наружного колец ПК, установленных в опорных узлах. В качестве допустимого принимается наибольший угол взаимного перекоса ПК, смонтированных в опорных узлах, при котором Ь/, сохраняется не ниже расчетной. Для радиально-упорных ШП с углом контакта а = 26° величина 0гаах = 1,45-10"3 рад (5'), для РП с цилиндрическими роликами без модифицированного контакта 0шах = 0,58-10'3 рад (2'). Взаимный перекос колец проявлялся в процессе стендовых испытаний и эксплуатации двигателей на передней и задней опорах ротора КНД, на передней опоре ротора КВД и в радиалыю-упорном ШП задней опоры ротора СТ.

В передней опоре ротора КНД возникали следующие дефекты: усталостное выкрашивание материла на дорожке качения внутреннего кольца РП А672118Б1Т2, образование усиленного следа при работе РП 5АВ1032924Б1Т2. Перекос колец РП происходил на режиме максимальной тяги при неблагоприятном сочетании минимальной жесткости статора, максимальных биениях посадочных мест под РП при центровке и недостаточной величине монтажного радиального зазора Огм.

В задней опоре ротора КПД после ликвидации системы разгрузки при проведении сдаточных испытаний и последующей разборке двигателя на шариках были обнаружены следы одноосного вращения. Выполненные экспериментальные исследования по определению Р„ на роторе К1ГД показали, что при отсутствии разгрузки от осевых сил, величина Ра возрастает более чем в 9 раз.

Исследование работоспособности ИША126130Р2 с целью выяснения режимов эксплуатации, на которых возникал эффект одноосного вращения шариков, но заказу ОАО КПП «Авиамотор» г. Казань проводилось в КГТУ им. А.Н. Туполева под научным руководством д. т. п., профессора В.М. Демидовича. Выявлено два режима:

1) Р„ = 42...46 кН, п = 60 с'1, 0 = 0,87-10"3 рад(З');

2) Ра = 59...61 кП, (¡=83,9 с', 0 = 0,87-10"3 рад (рис. 1,6).

11а этих режимах наблюдается резкий скачок в изменении крутящего момента температуры Т„ и суммарной мощности на привод ШП (рис. 5).

Анализ изменения Ра на режимах приемистости и сброса газа (рис. 1, б) показал, что одноосное вращение шариков может возникать на режиме сброса газа при Ра = 38...40 кП. п = 60 с"', 0 = 0,87-10"3 рад. В ПК в зоне трибологического контакта при высоком давлении может происходить затвердевание масла (М. Хебда). Исследования ПК на ГПЗ (г. Саратов) показало, что на поверхностях шариков и наружного кольца имеются сдиры, царапины, что говорит о механическом нарушении свойств масла. Учитывая это обстоятельство, увеличен расход масла через форсунки. Наличие одноосного вращения шариков не повлияло на их работоспособность. По результатам исследования внедрен фотообразец для дефектации Г1К со следами одноосного вращения п допуску их к эксплуатации.

В передней опоре ротора КВД в процессе эксплуатации авиационных двигателей в радиально-упорных ШГ1 возникали следующие дефекты: разрыв боковой иеремычки сепаратора; выкрашивание материала на беговых дорожках и шариках.

Дефект, связанный с разрывом боковой перемычки сепаратора, проявлялся на двигателях 11К-8-2У в подшипниках: А176130Р1 - 20 раз; А176130Р2 - 28 раз; А176130Р8 - 19 раз. Дефект сопровождался износом центрирующих поверхностей сепаратора и наружного кольца ШП, а также повышением температуры. Причиной дефекга являлся взаимный перекос колец ШП. Диагностирование дефекта происходило в результате загорания табло «Опасная температура подшипника (Гш)».

На двигателях ИК-86 этот дефект проявлялся на 14 двигателях с наработкой т = 304...3625 час. Разрыв боковой перемычки сепаратора был обнаружен: на 1-ом

50 60 70 80 11, с

Рис. 5. Влияние перекоса на параметры ШП средней опоры КНД на разных режимах: /—изменение 2—изменение Ти; J—изменение Л^

двигателе при дефектации на предприятии; 5-тн двигателях в полете по температуре 7„,; 8-ми двигателях при визуальном осмотре. Причиной дефекта па этих двигателях являлось неблагоприятное соотношение Рг и из-за заниженной площади проходного сечения рабочего колеса 1-ой ступени турбины высокого давления (рис. 2, а).

Па двнгаи'лях ПК-8-4 выкрашивание профиля внутреннего базового полукольца происходило на 7-ми изделиях с наработкой в диапазоне т = 1114...5375 час., выкрашивание профиля наружного кольца на 5-ти изделиях с х = 2832...6484 час., выкрашивание профиля наружного кольца (по всей поверхности) и шариков на 2-х изделиях с т = 6841 л 7204 час. Выкрашивание материала колец на беговых дорожках и шариков происходило в местах контакта колец и тел качения под воздействием Р„.

Возникновение перекоса колец ШП может быть вызвано большими усилиями н осевом направлении, имеющими место при максимальной тяге К, создаваемой двигателем; недостаточной жесткостью статора или ротора; видом нодвескн двигателя к самолету и другими причинами.

Выполненными с ОАО КПП «Авиамотор» исследованиями выявлено, что средняя опора двигателя смещается на взлетном режиме ог своего исходного положения вперед но полету с одновременным угловым разворотом в плоскости, проходящей через тягонередающую подвеску и продольную ось двигателя на угол м|1Ср ~ 5.8-И)"3 рад (20'). Такой угловой разворот в четыре раза превышает максимально допустимый угол перекоса 0тах = 1,45-Ю""1 рад (5') для радиалыю-угюрных ШП с углом контакта ы = 26°. В соответствие с ГОСТом 3325-85 величина эксплуатационного перекоса колец радиально-упорных ШГ1 должна удовлетворять условию и,,,.,, < 0,7 0,шх = 1,02-10"3 рад (3,5'). Для выполнения этого условия были проведены следующие исследования: статические испытания корпусов КВД; введение преднамеренного перекоса колец при сборке «пр мер; геометрии зон трения в ШП.

Анализ выполненных исследований показал, что усиление колец статора и тарированная затяжка стыков фланцев крутящим моментом Мкр = 15...20 Нм увеличивают жесткость корпуса на 28%. Внедрение модифицированных корпусов в серийное производство привело к уменьшению а„ер до величины 1,68 рад (5,8').

Поскольку указанная величина превышает 0,„м был введен преднамеренный перекос колец ШП при сборке - ипр1,ер, величина которого выбиралась по результатам исследований па двигателе. Критерием выбора были концентричность следа качения шариков и постоянство его расположения от кромки беговой дорожки наружного кольца (постоянство угла контакта). Выполненные исследования позволили рекомендовать для реализации в производстве величину «„„„,,,= 1,55-10"3 рад (5,34').

I! результате анализа проведенных экспериментов была рекомендована формула для определения величины и„ер < 0,7 0тах + а11р ,1ер.

В авиационных подшипниках вместо величины 0,7-0,шх сводится величина допускаемого перекоса колец ШП ад0П.и|;р, которая зависит от геометрии зон трения, посадок в корпус и на нал, рабочей температуры колец и величины радиального зазора Сг н подшипнике.

Совершенствование геометрии зон трения выполнялось за счет оптимизации радиуса беговой дорожки внутреннего кольца ШП. Для этого использовался параметр прилегания шарика к боговон дорожке р, предложенный Хитоном, Этот параметр определялся но формуле (1 = (К2 - К|)/Кь где Д, - радиус шарика, Кг -

радиус желоба внутреннего кольца подшипника. В результате исследований были рекомендованы к применению радиально-упорные ШП с Р = 0,47.

Посадки ШП в корпус и на вал, рабочая температура колец и Су определяются индивидуально для каждой опоры. На основании обработки статистических данных был предложен минимальный компенсационный запас, учитывающий эти факторы Упиа = адаптер + апрпср = 2,75-10"3 рад.

При сравнении величины у,™ и апср установлено их совпадение. Предложено условие апр.пср > 2,75-Ю'3 рад.

В случае выполнения этого условия дефект «разрыв боковой перемычки сепаратора» серийно не проявлялся. При нарушении данного условия резко взрастала вероятность появления дефекта.

На двигателях серии НК-8-4 при внедрении преднамеренного перекоса на втулке имели случаи излома плоскости преднамеренного перекоса (рис. 6).

В результате проявлялся дефект - «выкрашивание материала» на беговых дорожках и телах качения ШП. По результатам исследования данного дефекта были ужесточены требования к изготовлению и контролю преднамеренного перекоса ДВ на втулке подшипника. Реализация этих требований позволила исключить появление в плоскости преднамеренного перекоса излома, который приводил к защемлению тел качения ШП. Был увеличен также осевой зазор 5а между торцем подшипника и форсуночным кольцом с (0,1...0,8)'Ю"3 м до (0,3...0,8)10"э м.

При работе радиально-упорных ШП передней опоры КВД с перекосом колец кроме защемления шариков и вибрации сепаратора могут возникать условия, способствующие температурной деформации сепаратора. Так в базовых двигателях семейства «НК» для охлаждения и смазки этой опоры применялся односторонний подвод смазки с использованием форсуночного кольца, имеющего три форсунки, равномерно расположенных по окружности. Направление струи смазки обеспечивалось в радиальный зазор между сепаратором и наружным кольцом ШП. Общий расход смазки, прокачиваемой через подшипник при работе двигателя, составлял (?м = 0,3 1 840'03 м /с. В результате эксплуатации подшипника в системе двигателя после его разборки наблюдалось потемнение сепаратора со стороны, противоположной подаче смазки.

Анализ результатов экспериментальных исследований температурного состояния радиально-упорных ШП передней опоры КВД показал, что при одностороннем подводе смазки сепаратор подшипника теряет свою форму. В этом случае изменяется зазор плавания и уменьшается сила центрирования сепаратора относительно наружного кольца. Становится возможным касание поверхностей сепаратора и наружного кольца и, как следствие, возникновение износа поверхности сепаратора. В связи с изложенными обстоятельствами на следующих модификациях авиационных двигателей серии «НК» был внедрен двухсторонний подвод смазки,

Величина преднамеренного перекоса Бьто Стало

Место! Точка излома \OZZZZ/

двйо,4

. Линия преднаме-_ " рённого перекоса

Рис. 6. Изменение геометрии втулки ШП передней опоры ротора КВД для обеспечения преднамеренного перекоса

У77771<

изменено количество и расположение форсунок, что привело к уменьшению перепада температур по торцовым поверхностям наружного кольца подшипника.

В дальнейшем ШП А176130 с 4-х точечным контактом был заменен на ШП А126130 с 3-х точечным контактом (одна точка контакта на наружном кольце и две на внутреннем). Это обусловлено тем, что ШП А126130 менее чувствителен к перекосу осей (больше величина адоп), имеет более простую кинематику движения шариков и меньшие потери на трение.

В задней опоре СТ двигателя НК-16СТ в пяти случаях возникали дефекты «усталостное выкрашивание» беговых дорожек колец и роликов РП , а также «разрыв сепаратора» РП 56-2672934Р5. Причина дефектов работа РП в условиях недопустимого перекоса колец из-за отклонения посадочных мест от нормативных значений. Кроме того, в задней опоре СТ двигателя НК-16СТ имел место дефект -«износ и раскатка желобов внутренних полуколец». Дефект мог проявляться на том или другом полукольце из-за незначительных величин Fa„ и ее перекладки. Всего исследовано 11 случаев с наработкой двигателей т = 4515...14079 часов. Причина дефекта - работа подшипника Al 176734Б1Т1 в условиях проскальзывания шариков на режимах перекладки Fa„. На основании экспериментальных данных по замерам давления в разгрузочпых полостях выполнен расчет осевых сил. С целью стабилизации Fa.сг установлена дроссельная шайба d„ = 0,018 м в системе разгрузочной полости воздухом (рис. 3).

В связи с появлением дефекта «разрыв боковой перемычки сепаратора» ради-ально-упорного ШП ротора КВД было проведено вибрографирование опоры. Для проведения замеров вместо кронштейна термопар была установлена плита ЭП.ЗОЗО с тремя вибродатчиками ИС-579. Замеры производились виброаппаратурой ПИВ-3 с записью на осциллограмму в диапазоне работы двигателя с малого газа до взлетного режимов.

В результате вибрографирования были получены величины вибрации в осевом, радиалыто-поперечном и радиальном направлениях. Из анализа виброграмм следует: торцовое биение в диапазоне 5 = (0,015...0,055)- 10"3м практически не влияет на максимальные величины виброперегрузок, которые фиксировались на частотах/= 1200...2800 Гц; величины виброперегрузок в радиальном и радиально-поперечном направлениях при фиксированной частоте вращения «квд значительно меньше, чем в осевом направлении [1]. Зависимость виброскорости опоры от лкм показана на рис. 7. Максимальная виброскорость Утгх = 25 мм/с достигается при пт = 83,3 с'1 и /= 1200 Гц. Проведенный частотный анализ колебаний не выявил источники максимальной вибрации, замеренной на опорах.

В связи с этим обстоятельством были продолжены исследования вибрационных характеристик ПК методом голографической интерферометр™. Исследования проводились в центре технологических комплексов лазерной голографической интерферометрии КГТУ им. А.Н. Туполева, научный руководитель - д.т.н., профессор J1.B. Горюнов.

Все интерферограммы были получены методом усреднения по времени. В качестве объекта был выбран ШП A176130P3. В области колебаний от 200 до 1300 Гц найдены собственные частоты по сложным формам совместных колебаний элементов ШП, получены голографические интерферограммы колебаний ШП и основные отзвуки на резонансных частотах. Установлено, что частота 1290 Гц соответствует четвертому тону критических колебаний ШП (рис. 8.).

В ОАО КПП «Авиамотор» опытными и расчетными методами определялись вибрационные характеристики рабочих лопаток ротора КВД. В состав КВД входи т регулируемый направляющий аппарат (РНА) и клапана перепуска воздуха (КПВ).

Рис. 7. Зависимость виброскорости Кв осевом направлении от птп

Рис 8. Голографцческая интерфе-рограмма подшипника при частоте/ = 1290 1 ц

Анализ результатов исследования показал, что возникающие максимальные динамические напряжения ау в рабочих лопатках (РЛ) 4-й ступени (рис. 9) наблюдаются в моменты перекладки лопаток РИА с пускового на рабочий угол «,,= 27е и

закрытия КПВ в диапазоне /¡кт ci , M Па

100

80

60

40

20

= 78...85 с .

Сравнение вибрационных характеристик радиалыю-упорного ШП (рис. 7) и PJI 4-й ступени (рис. 9) показывает, что максимальная виброскорость в осевом направлении на ШП и максимальные динамические напряжения на РЛ 4-й ступени возникают в момент перекладки лопаток РНА и закрытия КПВ. Отсюда следует, что в момент увеличения оборотов двигателя от режима малого газа до номинального режима в системе КВД, возникают осевые колебания давления и расхода воздуха. В результате на ШП значения осевой виброскорости достигают величины Ктах = 25 мм/с, что существенно выше значений виброскорости в радиальном (К = 7 мм/с) и радиалыю-поперечном (V - 12 мм/с) направлениях. Указанные максимальные величины виброскорости ПН! происходили в диапазоне частот / = 1200... 1300 Гц, что соответствует 4-му тону колебаний подшипника.

В современных ГТД для уменьшения их осевого размера используют межваль-ный РП, который передает радиальную нагрузку с вала турбины высокого давления па вал турбины низкого давления. Далее через РП опоры турбины низкого давления нагрузка передается на корпус задней опоры двигателя. Такая конструктивная схема применяется в двигателях серии НК-8.

- ZELEE

"Г =4500 Гц

и 10

1 5000,

1 / \

1

7(1

80

90

J'uc. 9. Зависимость ov при ир = 21°

В целом конструкция опоры турбины относится к классу совмещенных опор с последовательным нагруженнем в радиальном направлении.

В процессе эксплуатации изделий возникали ситуации досрочного снятия двигателей в связи с выходом из строя межвального подшипника. Признаком появления дефекта было появление стружки в масле. Во время доводки двигай-лей ПК-144 в течение года было снято 41 изделие. Причиной дефекта являлось выкрашивание и разрушение элементов 1'11 в результате их проскальзывания. Аналогичные случаи имели место па двигателях НК-8-2У при эксплуатации в условиях Севера.

Изучением проскальзывания сепаратора и тел качения занимались Бопесс, Мархо, Смит, Лейлор, Проткни А.И., Иванов Ь.А. н др., а также организации ЦИАМ им. П.И. Баранова, ОАО СИ'ГК им. Н.Д. Кузнецова, ОАО КПП «Авиамотор» и др.

Выполненный анализ исследований по изучению проскальзывания позволил сделан, следующий вывод. Все исследования можно разделить на два направления. Псрное направление связано с установлением различных факторов, влияющих па работу РП, который рассматривается как отдельный объект вне двигателя. Второе направление -- изучение факторов, влияющих па работу РП в системе двигателя

Автором разработана концепция повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД (рис. 10). В концепции приведен анализ факторов, влияющих па Ту легкопагружепных РП, которые также сгруппированы но двум направлениям, оказывающим взаимное влияние. Наиболее полно изучены факторы 1-го направления: (7,, Гг, //-и, влияние температуры, вязкости и расхода масла.

Полученные результаты относятся к исследованию отдельных РП, имеющих различные геометрические размеры и рабочие параметры. Обобщение результатов отсутствует, что зафудняет их использование при доводке межвальпых РП авиационных 1ТД.

По второму направлению обобщение результатов также затруднено, так как двигатели имеют различную конструкцию и рабочие характеристики.

Для устранения проскальзывания и трибологического износа межвальпых РП, работающих в системе авиационных двигателей семейства «ПК», в ОАО КПП «Авиамотор» было принято решение направить основные усилия на изучение следующих факторов: влияние 0'г , 1<'г и влияние температуры окружающей среды на работу РП. Для этого была создана специальная установка для исследования этих факторов, в том числе при низких температурах 238...233 К. Захолаж1н!нне осуществлялось двумя способами: с помощью сухого льда и обдува РП воздухом: с помощью жидкого аргона. В обоих случаях контролировалась температура захола-жнваиия Т). Исследовалось три варианта нодшшшиков, представленных в таблице.

№ 1 [одшшшнк т, Количество Состояние

РП роликовый Ю'м к запусков подшшшика

1 6-2672934 Р4У 32 0,09 238 3 след проскальзывания длиной 45-К)'3 м

2 6-2672934 Р4 32 0,043 233 3 след проскальзывания длиной азнг'м

3 6-2672934 Р4У 16 0,07 233 3 проскальзывание отсутствует

Рис. 10. Концепция повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД

Для устранения дефекта было принято решение о сокращении величины Оги. С этой целью подшипник № 1 (см. табл.) был заменен на подшипник № 2 с меньшим значением Огм = 0,0056...0,09-Ю"3 м. Указанный подшипник успешно прошел ЭЦИ на двигателе и был рекомендован к внедрению с серийное производство.

Следует отметить, что при проведении ЭЦИ учитывается нестационарность процесса работы двигателя (см. II направление рис. 10): режимы запуска, приемистости и сброса газа и т.д. Проведенные ЭЦИ подтвердили правильность предложенной концепции повышения надежности РП роторов турбин авиационных ГТД. Разработанная концепция может быть использована при доводке и модернизации других типов двигателей.

Создание высоконадежных опорных узлов роторов ГТД семейства «Ж», удовлетворяющих современным эксплуатационным требованиям по I/, и Ту, потребовало разработки и исследования в натурных условиях в системе двигателя 8-ми модификаций радиалыю-упорных ШП и 4-х модификаций межвальных РП. В диссертации приведен алгоритм доводки авиационных роторных ПК по надежности, который можно распространить и на другие модификации двигателей.

В четвертой главе представлены результаты доводки уплотнительных элементов системы смазывания. Анализ работы системы смазывания на различных этапах жизненного цикла двигателей показал, что доминирующим является дефект "повышенный расход масла". Статистика появления дефекта на различных двигателях показана на рис. 11. На уплотнениях опор ротора КНД негерметичность наблюдалась всего на 5 двигателях. В основном дефект возникал в результате нарушения герметичности уплотнений ротора КВД. Нарушение герметичности межвального ТКУ изделия НК-86 исследовался 20 раз. Дефект "раскрытие ТКУ опоры ротора КВД" на изделиях НК-86, НК-86-А исследовался в период с 1998 по 2003 год 61 раз. Повышенный расход масла через уплотнения задней опоры наблюдался на двигателях: НК-8-2У — 48 раз, НК-86 — 31 раз. В связи с большим количеством отказов в работе уплотнений были приведены исследования по выяснению причин отказов и найдены решения по их устранению.

3 2 1

0,5 0,1 0

1 /шигат ел ь I

1 2

4

11 6 1

21.......1 .31

3 2 1

0,5 0,1 0

Гу-10" ,час

2 д4иг ат ел я |

1 1 ПГ

31-? 1X1

2| 7 44

ю||

2 4 6 8 10 20 40 " 2 4 6 8 10 20

Количество двигателей с дефектом Количество двигателей с дефектов а) в)

Рис. 11. Наработка авиационных ГТД до появления дефекта- повышенный расход масла через уплотнения задней опоры: а - нк-8-2у; б - нк-86; П - двигатель без переборки; 0 - двигатель с переборкой

Анализ дефекта "повышенный расход масла" в уплотнениях ротора КВД показал, что он проявлялся в результате следующих причин.

Раскрытие межвального ТКУ. Дефект сопровождался обмасливанием паровоздушного тракта и второго контура двигателя, появлением запаха гари в системе кондиционирования, ростом давления воздуха в средней опоре и увеличением расхода масла.

Один из двигателей, снятый по дефекту "повышенный расход масла" был разобран и продефекггирован. Демонтаж межвальной втулки и осмотр деталей уплотнения позволил установить, что на сухариках имеются следы грубого износа с образованием клиновидного уступа на боковых рабочих поверхностях по местам контакта с пазами втулки. Установлено также, что у сухариков отсутствует притупление острой кромки, а пазы имеют повышенную по сравнению с чертежом конусность.

Таким образом раскрытие межвального ТКУ вызвано торможением межвальной втулки по сухарикам в результате износа и образования клиновидного ступенчатого износа на рабочих поверхностях.

Раскрытие ТКУ опоры ротора КВД. Раскрытие ТКУ происходило в следствии торможения подвижной втулки. Подвижная втулка включает в себя торцовое контактное уплотнение, два уплотнительных резиновых кольца и пружины, обеспечивающие прижатие контактного уплотнения к поверхности рабочей части

неподвижной втулки. Торможение подвижной втулки происходит в результате действия знакопеременной Fa , возникающей на режимах приемистости и сброса газа, а также вследствие увеличенного натяга на резиновом уплотнительном кольце по сравнению с ТУ, недостаточного усилия пружин на отжатие подвижной втулки.

Торможение подвижной втулки приводит также к повышению давления воздуха в средней опоре. На одном из снятых двигателей НК-86-А при выполнении расшифровки полетной информации системой АСД "Анализ 86" после выполнения полета обнаружено: повышение давления масла Рм.вх 0,47 МПа, повышение давления воздуха в средней опоре Рса = 0,15 МПа при наборе высоты.

Дефекты маслосистемы турбины. В двигателях НК-8-2У имел место дефект "повышенный расход масла через лабиринтное уплотнение задней опоры". Причинами дефекта были: негерметичность соединения деталей на валу ТНД (недозатяжка гайки), некомплектная постановка деталей лабиринтного уплотнения, коробление вставок кромки лабиринта задней опоры, разрыв прокладок под крышкой лабиринта задней опоры, повышенные зазоры по лабиринтным уплотнениям, недостаточная величина перекрытия гребешков лабиринтного уплотнения. Мероприятия по устранению дефекта: уточнение технологий ремонта, сборки и конструктивного выполнения деталей.

На некоторых двигателях проявлялся дефект: "волосовидная стружка в мас-лосистеме двигателя". Причина дефекта: касание гребешков вала ТНД о вставки кромки лабиринта задней опоры, наличие технологической стружки между экран-лабиринтом и торцем вала ТНД. Для серийных двигателей и ремонта внедрены следующие мероприятия: уменьшен зазор в демпфере задней опоры с (0,24...0,4)-10'3 до (0,16...0,31)Т0'3 м, увеличен зазор между гребешками вала и вставками с (0,15...0,21)-Ю"3 до (0,18...0,25)Т0'3 м, осмотр гребешков и впадин вала ТНД через лупу с 4-х кратным увеличением на отсутствие заусенцев и острых кромок и их полировка.

Пятая глава. Большую роль в обеспечении требуемой долговечности подшипников играет качество масла, его физико-химические свойства и их сохранение в процессе эксплуатации. В системах смазывания тепловых двигателей особое внимание уделяется фильтрации масла. Для оценки качества очистки моторного масла используется критерий ATO - абсолютная тонкость очистки. Величина ATO определяется максимальным диаметром твердых частиц, возникающих в процессе износа рабочих поверхностей элементов при сертификационных испытаниях. В крупноразмерных авиационных ГТД величина ATO с большим трудом была повышена со 100 до 40 мкм. В настоящее время ATO достигает 25...30 мкм. Экспериментальные исследования показали, что при повышении ATO масла с 40 до 6 мкм и выше, относительная долговечность подшипников качения

/ - ^h чистое масло

Mi j увеличивается в несколько раз (Франкштейн Л.И.).

"^i засор. масло

Многие исследования показывают, что частицы размером менее 5 мкм уменьшают износ и в процессе эксплуатации коагулируют. Частицы размером более 5 мкм увеличивают износ. Проведенное Е.С. Венцелем диспергирование механических частиц в масле гидрооборудования показало перспективность этого метода в части уменьшения износа деталей, увеличения срока служба масла, повышения КПД и надежности работы машин. Таким образом, исследования свойств масла при диспергировании является актуальной задачей.

На базе патента РФ Пат. 2257948 (Понькнн В.Н. и др. [2]) была разработан экспериментальный стенд с модернизированным диспергатором авиационного масла рис. 12. В качестве рабочей жидкости использовалось масло МС-8П, широко применяемое при эксплуатации двигателей "НК-86". Ротор диспергатора 5 сбалансирован с валом привода рабочего агрегата 7 и имеет на внутренней поверх-

Рис. 12. Конструктивная схема установки для диспергирования авиационного масла:

— элементы статора;-— элементы ротора;

] — рабочий агрегат «Лира-М»; 2,6 — однорядный

радиально-упорный шариковый подшипник; 3 — статор диспергирующего устройства; 4 — ребра корпуса; 5 — ротор диспергирующего устройства; 7 —вал привода; 8 — картер установки; 9 — радиальное ребро

ности радиальные ребра 9. Масло заливается в картер 8, объем масла - 3,5 литра. К полости картера через отдельные трубы подсоединен распределительный бачок (на чертеже условно не показан), через который осуществляется заправка масла. При вращении ротора под действием ребер 9 и диска диспергатора возникает циркуляция масла. При указанной циркуляции (на рис.12 показана стрелками) масло после подшипников 2, б проходит диспергирование в зазорах между статором 3 и ротором 5. При работе установки процесс диспергирования идет непрерывно. На корпусе 8 имеются ребра 4, обдуваемые воздухом с помощью вентилятора приводного электродвигателя. Цель испытаний: определение физико-химических показателей моторного масла МС-8П при длительной работе установки. Проводились предварительные, контрольные и длительные испытания [15].

В работе приведены результаты экспериментального исследования: физико-химические показатели моторного масла МС-8П при 200-часовой продолжительности испытаний.

Анализ результатов экспериментального исследования показал, что физико-химические свойства масла остались в пределах нормы по ОСТ 38.11163-78. Размер твердых частиц после диспергации не превышает 3 мкм, что свидетельствует о практически полном отсутствии в масле механических примесей и воды, выявляемых стандартными методами физико-химического анализа.

Спектральным анализом установлено отсутствие деструктурных изменений по химическому составу масла исходного и после наработки 200 часов.

Произведен визуальный осмотр подшипников. Техническое состояние подшипников признано удовлетворительным.

Для сравнения масел была взята проба масла МС-8П из коробки моторных агрегатов двигателей НК-86 с общей наработкой 8760 час и наработкой в 200 час после очередной замены масла. Установлено, что параметры масла без диспергирования, но с фильтрацией, сопоставимы с параметрами масла с диспергированием без фильтрации.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Выполнено обобщение факторов (dn, Fa, Г„), влияющих на Lf, роторных подшипников авиационных ГТД. Показана эффективность использования СОП с разделением скорости, нагрузок и демпфирующих свойств их элементов.

2. Изучены основные причины, влияющие на Ту роторных ПК - перекос колец и проскальзывание. На базе исследования опорных узлов определены: режим возникновения одноосного вращения шариков длярадиально-упорных ШП задней опоры КНД; границы возможного перекоса в радиально-упорных 1ПП передней опоры КВД; величины GrH и количество тел качения в межвальных РП. Разработана концепция повышения надежности межвальных РП.

3. Совместный анализ вибрационных характеристик элементов КВД позволил сделать вывод о том, что максимальная виброскорость в осевом направлении достигает V = 25 мм/с на радиально-упорнном ШП передней опоры КВД и соответствует режиму перекладки лопаток РИА и открытию-закрытию КПВ.

4. На базе обобщения опыта доводки и результатов исследований разработан алгоритм доводки роторных ПК авиационных ГТД по надежности.

5. Изучены дефекты, связанные с разгерметизацией опор роторов. Представлена статистика съема двигателей с эксплуатации. Разработан алгоритм доводки уплотнений и рекомендации для их проектирования и эксплуатации.

6. Создан экспериментальный стенд для диспергирования авиационного масла МС-8Г1. Анализ результатов экспериментального исследования показал, что физико-химические свойства масла после диспергации остались в пределах нормы по ОСТ 38.11163-78, при этом размер твердых частиц в масле не превышал 3-х мкм.

ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ

В РАБОТАХ:

Научная статья, опубликованная в издании, рекомендованном ВАК:

1. Понькин, В. Н. Анализ состояния деталей и узлов компрессора высокого давления авиационного двигателя // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2007. - №3. -С. 32-34.

2. Понькин, В. Н. Пат. 2257948 Российская Федерация, МПК7 B01F7/00. Пульса-ционный аппарат роторного типа / Понькин В.Н., Кесель Б.А., Воскобойников Д.В., Паерелий Д.А. ; заявитель и патентообладатель Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие «Авиамотор» г. Казань; заявл. 09.12.03; опубл. 10.08.05 г.

Работы, опубликованные в других изданиях:

3. Понькин, В. Н. Диагностика технического состояния и доводка маслосистемы турбины двигателей серии НК / Л.В. Горюнов, В.В. Такмовцев, В.Н. Понькин, Л.И. Бурлаков // Тезисы докладов XII Межвузовского постоянно действующего научно-технического семинара научно-исследовательской акустической лаборатории им. A.C. Фигурова 17 - 18 мая 2000 г. «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология». Казань: Казанский филиал ВАУ. - 2000. - С.78-79.

4. Понькин, В. II. Влияние нарушения сплошности смазочной пленки на характеристики трибосистсм аэрокосмичсской техники / JI.B. Горюнов, В.II. Понькин.

B.В. Такмовцев. C.B. Подковкип, Д.Р. Холодкова // Материалы международною научно-практического симпозиума «СЛАВЯ! ПРИБО-5. Наземная и аэрокосмическая трибология - 2000: проблемы и достижения» / BMIIABTO. МФСГ.ЗАМУ. PI А ГА. Под обш. ред. Л.И. Иогодасва, Ю.П. Замятина. - СПб-Рыбинск. - 2000. -

C.77,

5. Понькин, В. П. Совершенствование опор роторов приводных газотурбинных установок, создаваемых на базе авиационных двигателей / В.II. Понькин. Л.В. Горюнов. В.В. Такмовцев. C.B. Подковкпн //Тезисы докладов XI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, посвяшспной 170-летию МП'У им. Н.Э. Баумана «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». - М.: Изд-во ГПНТБ. - 2000. - С. 26-27.

6. Понькин, В. 11. Доводка по надежности элементов трибогехннческнх систем авиационных ГТД / Л.В. Горюнов, В.В. Такмовцев, В.II. Понькин, Л.И. Бурлаков // Тезисы докладов XIII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Внутрпкамерпые процессы в энергетических установках, акустика, диагностика. экология». Ч.1.- Казань: Казанский филиал ВАУ(15-17 мая 2001 г). - 2001. - С. 77-78.

7. Понькин, В. II. Метод оценки надежности элементов трнботехнических систем авиационных ГГД / JI.B. Горюнов, В.В. Такмовцев, В.II. Понькин. Л.И. Бурлаков // Тезисы докладов 4-ой Международной конференции «Научно-технические проблемы прогнозирования надежности и долговечности конструкций и методы их решения».- СПб.: Санкт-Петербургский гос. техн. уп-г.(26-28 нюня 2001 г.). -2001.-С. 92-93.

8. Понькин, В. П. Повышение надежности опорных узлов авиационных ГГД наземного применения / JI.B. Горюнов. C.B. Подковкнн, В.П. Понькин // Тезисы докладов XII Международной конференции по компрессорной технике ( 18-20 июля 2001 г.). - Казань. -2001. - С.175-176.

9. Понькин. В. II. Анализ процессов доводки но надежности элементов триботех-ннчсских систем авиационных ГГД/ Л.В. Горюнов, В.В. Такмовцев. В.П. Понькин // Материалы докладов XIV Всероссийской научно-технической конференции «Внутрпкамерпые процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология». Ч.1.- Казань: Казанский филиал ВАУ(14-16 мая 2002 г.). - 2002. - С.75.

10. Понькин. В. И. Совмещенные опоры быстроходных турбоманшп, принципы конструирования и экспериментальное исследование / В.П. Понькин. Л.В. Горюнов. В.В. Такмовцев. - Казань. - 2003. - 62с. (Препринт / Изд-во Казан, гос. техн. ун-та; Казань. П305).

I 1. Понькин, В. Н. Проблемы обеспечения эффективности и надежности трибо-техпических систем авиационных двигателей / В.П. Понькин, JI.B. Горюнов. В.В. Такмовцев // Сборник материалов XV Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Электромеханические >г пнутрнкамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий». 4.2. - Казань: Казанский государственный университет им. В.И. Ульянова - Ленина (Казанский филиал Михайловского ВАУ, 20-22 мая 2003 г.). - 2003. - С.15-16. 12. Понькин, В. Н. Особенности эксплуатации и надежность трнботехпнчеекнх систем авиационных двигателей / В.II. Понькин, JI.B. Горюнов. В.В. Такмовцев

// Тезисы докладов Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигатслестроения».Ч.1. - Самара: СГАУ им. С.11. Королева (26-27 июня 2003г.). - 2003. - С.123 - 125.

13. Понькнн, 1!. II. Конструктивные мероприятия по повышению ресурса работы опор роторов авиационных ГТД / В.Н. Понькин, Л.В. Горюнов, В.В. Гакмовцев,

A.M. Ерзиков // Сборник материалов XVI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Электромеханические и внугрнкамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика, диагностика технических систем, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий». 4.2. - Казанг.: Михайловский ВАУ (филиал г. Казань). - 2004. - С.34-36.

14. Понькин, В. II. Доводка и совершенствование системы смазывания авиационных ГГД / В.Н. Понькин, Л.В. Горюнов // Сборник материалов XVII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Электромеханические и внугрнкамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий». 4.1. - Казань: Изд-во «Отечество», Михайловский ВАУ (филиал г. Казань). -2005.-С.323-324.

15. Понькин, В. Н. Повышение эффективности трибологических систем авиационных двигателей / В.Н. Понькин, Ь'.А. Кессль, Л.В. 1 органов. В.В.'Гакмовцев. -Казань. - 2005. - 80с. (Препринт / Изд-во Казан: гос. техн. ун-та; Казань. 05111).

16. Понькин, В. П. Влияние осевых вибраций ротора на надежность трибосистем авиационных ГТД / В.II. Понькин, Л.И. Бурлаков. Л.В. Горюнов, В.В. Такмовцев // Сборник тезисов докладов II Международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века». Том 2. - М.: ЦИАМ (6-9 декабря 2005 г.). - 2005. -С. 177-178.

17. Понькин, В. Н. Автоматический параметрический контроль неисправностей и эквивалентной наработки ТРДЦ по полетной информации / А.Н. Королев,

B.II. Понькин, ЭЛ. Симкин II Сборник тезисов докладов II Международной науч-по-техннческой конференции «Авиадвигатели XXI века». Том 2. - М.: ЦИАМ (6-9 декабря 2005 г.). - 2005. - С.248-249.

18. Понькнн, В. П. Исследование причин возникновения одноосного вращения тел качения в роторных подшипниках авиационных ГТД // Сборник материалов XVIII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Электромеханические и впутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная кустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов н изделий». 4.1. - Казань: Изд-во «Отечество», (КВАКУ (Военный институт) им. маршала артиллерии Л.И. Чистякова. 16-18 мая 2006 г.). - 2006. •

C.34(-343.

19. Понькин. В. И. Этапы доводки по надежности роторных подшипников авиационных ГГД // Материалы докладов Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателсстроения». 4.2. - Самара: СГАУ им. С.П. Королева (21-23 нюня 2006 г.). - 2006. - С .4-6.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ.л. 1,25. Усл.печ.л. 1,16. Уч.-изд.л. 1,05. Тираж 100. Заказ М267.

Типография Издательства Казанского государственного технического университета 420111, Казань, К. Маркса, 10

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА I. Обзор конструкций опор, применяемых в быстроходных турбомашинах авиационных ГТД.

1.1. Надежность опор роторов быстроходных турбомашин.

1.2. Опоры роторов авиационных ГТД семейства «НК»

1.2.1. Передняя опора.

1.2.2. Средняя опора.

1.2.3. Турбина (подшипники и смазка).

1.2.4. Опоры ротора свободой турбины (СТ) конвертируемых авиационных двигателей.

1.3. Постановка задачи исследования.

ГЛАВА II. Повышение долговечности роторных подшипников быстроходных турбомашин.

2.1. Экспериментальное и теоретическое исследование СОП с разделением скорости.

2.2. Опытно-теоретическое определение осевых сил, действующих на радиально-упорные

ШП роторов ГТД.

2.3. Опытное определение температурного режима роторных подшипников при различных условиях работы.

2.4. Стендовые эквивалентно-циклические испытания.

ГЛАВА III. Доводка роторных подшипников ГТД по безотказной наработке.

3.1. Повышение Ту в условиях перекоса колец ПК, установленных в опорах авиационных ГТД.

3.1.1. Передняя опора ротора КНД.

3.1.2. Задняя опора ротора КНД.

3.1.3. Передняя опора ротора КВД.

3.1.4. Задняя опора СТ двигателя НК-16СТ.

3.1.5. Вибрографирование радиально-упорного ШП передней опоры ротора КВД.

3.1.6. Методы и результаты исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД.

3.2. Повышение Ту при проскальзывании сепаратора и тел качения в авиационных роторных ПК.

3.3. Совершенствование технологии обработки зон трения авиационных ПК.

3.4. Обобщение опыта доводки ПК авиационных ГТД.

ГЛАВА IV. Доводка роторных уплотнительных элементов системы смазывания авиационных ГТД.

4.1. Системы уплотнений роторов.

4.2. Статистика отказов уплотнительных систем и методы их исследования.

4.2.1. Раскрытие МТКУ в процессе работы авиационного ГТД.

4.2.2. Раскрытие ТКУ опоры ротора КВД.

4.3. Дефекты маслосистемы турбины двигателей серии НК-8.

4.3.1. Маслосистема турбины двигателя НК-8-2У.

4.3.2. Маслосистема турбины двигателя НК-86.

ГЛАВА V. Пути повышения эффективности триботехнических систем конвертируемых авиационных ГТД.

5.1. Повышение эффективности работы масляной системы.

5.2. Применение диспергирования масла для повышения эффективности работы масляной системы.

5.2.1. Экспериментальная установка для диспергирования авиационного масла.

5.2.2. Описание объекта исследования.

5.2.3. Программа и методика проведения испытаний на установке ЛИРА-М.

5.2.4. Анализ результатов экспериментального исследования.

Актуальность проблемы. Повышение температуры газа перед турбиной и степени сжатия в компрессоре - определяющая тенденция при создании современных конкурентоспособных авиационных ГТД. Улучшение характеристик ГТД сопровождается усложнением конструкции двигателя за счет применения двух и трех вальных схем, повышением скорости вращения роторов. В этих условиях является актуальной задача обеспечения надежности триботехнических систем (ТС) двигателя. В первую очередь это относится к подшипникам качения (ПК) роторов компрессоров низкого и высокого давления (КНД, КВД), а также контактных уплотнений опор. Решение этой задачи требует совершенствования методов расчета и конструирования опор в направлении более полного учета факторов, определяющих работоспособность ТС во всем многообразном диапазоне рабочих условий. Актуальной проблемой является обобщение опыта доводки ТС авиационных двигателей при их модернизации. Более точные представления об отказах ТС и их использование в проектировании и техническом обслуживании является определяющим фактором повышения надежности двигателя. Надежность работы подшипников зависит также от физико-химических свойств масла и его очистки в процессе работы двигателя. Актуальным направлением повышения эффективности системы смазки является разработка устройств на новых принципах организации процесса циркулирования масла в системе смазывания и его очистки.

Цель работы - повышение показателей надежности ТС роторов, системы смазывания, на базе изучения причин отказов и разработка алгоритмов их доводки в системе авиационных и конвертируемых ГТД.

Научная новизна:

1. Выполнено комплексное исследование и обобщение факторов, влияющих на Ь}1 и Гу роторных подшипников авиационных двигателей семейства «НК».

2. Даны рекомендации по формированию оптимальной геометрии и структуры поверхности зон трения в условиях перекоса колец и проскальзывания элементов ПК в процессе работы ГТД с целью повышения его ресурса.

3. В результате исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД установлено наличие максимальной осевой вибрации ротора с виброскоростью У= 25 мм/с на режимах перекладки лопаток регулируемого направляющего аппарата и открытия - закрытия клапанов перепуска (иКВд — 83.3 с"1).

4. На базе анализа и обобщения выполненных исследований по устранению дефектов разработаны алгоритмы доводки ТС авиационных ГТД.

5. Создан экспериментальный стенд для диспергирования авиационного масла с использованием патента с участием автора. В процессе экспериментов установлено, что физико-химические свойства масла не изменяются. Максимальный диаметр размера твердых частиц составляет не более 3 мкм.

Достоверность и обоснованность результатов подтверждается и обеспечивается использованием: отраслевых и общепринятых апробированных методов и методик проведения теплофизического эксперимента; аттестованной измерительной аппаратуры, отвечающей современным требованиям точности замеров; расчетом погрешностей; удовлетворительной сходимостью опытных результатов и расчетных данных, многократным повторением замеров в ходе экспериментов; практикой эксплуатации изделий.

Практическая ценность работы. Результаты, проведенного исследования позволяют: совершенствовать существующие и создавать новые триботехнические системы роторов газотурбинных двигателей; в установленные сроки решать проблему увеличения Ьк и Ту опорных узлов; осуществлять диагностику технического состояния ПК; разработать новые системы фильтрации масла. Работа выполнена в соответствии с национальным стандартом РФ (ГОСТ Р 52526-2006 г.).

Автор защищает:

1. Научно обоснованные технические разработки по повышению надежности ТС роторов авиационных двигателей.

2. Экспериментальный стенд и результаты совершенствования системы смазки с использованием диспергирования авиационного масла.

Реализация работы на производстве. Основные научные результаты, представленные в работе, используются в ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), в ОАО КМПО (г. Казань), в ОАО КПП "Авиамотор"(г. Казань) при модернизации конвертируемых авиационных двигателей.

Апробация работы. Работа обсуждалась по частям и полностью на 12 научно-технических конференциях и семинарах российского и международного уровня.

- Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях: "Внут-рикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология". г.Казань, КВАКУ им.Маршала М.Н. Чистякова. - 2000, 2001, 2002, 2003, 2004, 2005, 2006 г.г.

- XI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, посвященной 170-летию МГТУ им. Н.Э. Баумана "Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели" г.Москва. - 2000 г.

- Международном научно-практическом симпозиуме "СЛАВЯНТРИБО-5. Наземная и аэрокосмическая трибология - 2000: проблемы и достижения". ВМПАВТО, МФСЕЗАМУ, РГАТА. - Санкт-Петербург - Рыбинск. - 2000г.

- 4-ой Международной конференции "Научно-технические проблемы прогнозирования надежности и долговечности конструкций и методы их решения". - Санкт-Петербургский гос. техн. ун-т. - 2001 г.

- Международной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения". г.Самара, СГАУ им. С.П. Королева -2003, 2006 г.г.

- II Международной научно-технической конференции "Авиадвигатели XXI века",- Москва, ЦИАМ. - 2005 г.

Доклады и тезисы докладов опубликованы. Работа в целом заслушана на расширенном заседании кафедры «Газотурбинные паротурбинные установки и двигатели» КГТУ им. А.Н. Туполева. Во всех случаях работа получила одобрение и поддержку.

Личный вклад автора в работу заключается в постановке цели и задач исследования, анализе и обобщении факторов, влияющих на Ьи и Ту роторных ТС, разработке алгоритмов их доводки по надежности. Создании стенда и проведении экспериментов по диспергированию авиационного масла и обобщении полученных результатов.

Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 19 печатных работ, в том числе одна статья в рекомендованном ВАК журнале, 2 препринта и один патент РФ.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, выводов, списка литературы из 130 наименований и 5 приложений. Диссертация изложена на 152 страницах текста, содержит 73 рисунка и 34 таблицы.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Выполнено обобщение факторов (й-п, Ра, Тп), влияющих на X/, роторных подшипников авиационных ГТД. Показана эффективность использования СОП с разделением скорости, нагрузок и демпфирующих свойств их элементов.

2. Изучены основные причины, влияющие на Ту роторных ПК - перекос колец и проскальзывание. На базе исследования опорных узлов определены: режим возникновения одноосного вращения шариков для радиально-упорных ШП задней опоры КНД; границы возможного перекоса в радиаль-но-упорных ШП передней опоры КВД; величины (3>м и количество тел качения в межвальных РП. Разработана концепция повышения надежности меж-вальных РП.

3. Совместный анализ вибрационных характеристик элементов КВД позволил сделать вывод о том, что максимальная виброскорость в осевом направлении достигает V = 25 мм/с на радиально-упорнном ШП передней опоры КВД и соответствует режиму перекладки лопаток РНА и открытию-закрытию КПВ.

4. На базе обобщения опыта доводки и результатов исследований разработан алгоритм доводки роторных ПК авиационных ГТД по надежности.

5. Изучены дефекты, связанные с разгерметизацией опор роторов. Представлена статистика съема двигателей с эксплуатации. Разработан алгоритм доводки уплотнений и рекомендации для их проектирования и эксплуатации.

6. Создан экспериментальный стенд для диспергирования авиационного масла МС-8П. Анализ результатов экспериментального исследования показал, что физико-химические свойства масла после диспергации остались в пределах нормы по ОСТ 38.11163-78, при этом размер твердых частиц в масле не превышал 3-х мкм.

1. Авиационные газотурбинные вспомогательные силовые установки / A.M. Поляков, Ю.И. Шальман, В.И. Кричакин и др. М.: Машиностроение, 1978. 200 с.

2. Агранат Б. А. Исследование механизма воздействия мощного ультразвука на процессы в жидкой фазе /Ультразвуковые методы интенсификации технологических процессов. М.: Металлургия, 1970. С. 13-35.

3. Акимов В. М. Основы надежности газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981. 207 с.

4. Анурьев В. И. Справочник конструктора-машиностроителя. В 3-х т. Т. 2. -8-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 2001. 912 с.

5. Артеменко Н. П., Чайка А. И., Доценко В. Н. Гидростатические опоры роторов быстроходных машин. Харьков: Изд-во «Основа», 1992. 198 с.

6. Бабаков, И.М. Теория колебаний: учеб. пособие для втузов. М.: Наука, 1965. 560 с.

7. Бамбергер, Зарецкий, Зингер. Долговечность и характер разрушения подшипника главного вала реактивного двигателя при d-n = ЗТО6 // Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1976. №4. С. 105 112.

8. Биргер И. А. Техническая диагностика. М.: Машиностроение, 1978. 240 с.

9. Бондин Ю., Михайлов А. Основные результаты опытно-промышленной эксплуатации ГТД ДН80Л №2 на КС «Софиевская» // Газотурбинные технологии. 2002. №4(19). С. 6 10.

10. Библиографические ссылки оформлены по ГОСТ Р 7.0.5-2008.

11. Бонесс. Влияние подачи масла на кинематику сепаратора и роликов в смазываемом роликоподшипнике //Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1970. №1. С. 48-62.

12. Бурлаков JI. И., Горюнов Л. В. Доводка средней опоры авиационного газотурбинного двигателя //Новые технологические процессы и надежность ГТД / Тр. ЦИАМ, 1986. Вып. 3(59). С. 85 89.

13. Бурлаков JI. И., Горюнов JI. В. Оценка работоспособности опорных подшипников авиационных ГТД в условиях эксплуатации //Новые технологические процессы и надежность ГТД /Тр. ЦИАМ, 1983. Вып. 1(41). С. 100- 109.

14. Бурлаков JI. И., Соколов Ю. Г. Технологические методы повышения работоспособности сепаратора подшипников ГТД // X Всесоюзн. научно-техн. конф. «Конструкционная прочность двигателей»: Тез. докл. Куйбышев, 1985. С. 32-33.

15. Бурлаков JI. И., Горюнов JI. В., Ковалев А. А. Проблема проектированияопор роторов высокого давления авиационных ГТД большего ресурса //Тр. ЦИАМ /Новые технологические процессы и надежность ГТД, 1982. Вып. 5 (37). С. 1 8.

16. Бурлаков JI. И., Горюнов JI. В., Такмовцев В. В. Обеспечение работоспособности легко нагруженных роликовых подшипников газотурбинных двигателей //Тр. ЦИАМ /Новые технологические процессы и надежность ГТД, 1991. Вып. 2. С. 95 105.

17. Венцель C.B. Применение смазочных масел в ДВС. М.: Химия, 1979. 237с.

18. Гагай B.C., Королев А.Н., Бурлаков Л.И. и др. Доводка опор роторов авиационных ГТД по надежности //Вестник Казан, гос. техн. ун-та им. А.Н. Туполева. 1998. № 1. С. 11 14.

19. Гаркунов, Д. Н. Триботехника (износ и безызносность): учебник. 4-е изд., перераб. и доп. М.: Изд-во МСХА, 2001. 616 с.

20. Гинстлинг A.M. Ультразвук в процессах химической технологии. JL: Госхимиздат, 1960. 96 с.

21. Голографические неразрушающие исследования: Пер. с англ. /Под ред. Р.К. Эрфа. М.: Машиностроение, 1979. 448 с.

22. Голубев А. И. Торцовые уплотнения вращающихся валов. М.: Машиностроение, 1974. 212 с.

23. Голубев Г. А., Кукин Г. М., Лазарев Г. Е., Чичинадзе А. В. Контактные уплотнения вращающихся валов. М.: Машиностроение, 1976. 264 с.

24. Горюнов Л.В., Демидович В.М., Клюшкин А.П., Якимов H.A. Комбинированные опоры авиационных двигателей // Изв. высш. учеб. заведений. Авиационная техника. 1980. №1. С. 96-98.

25. Горюнов Л.В., Демидович В.М., Клюшкин А.П., Якимов H.A. К экспериментальному исследованию шарикоподшипников в комбинированной опоре роторов ГТД // Изв. высш. учеб. Заведений. Авиационная техника. 1983. №1. С. 82-84.

26. Горюнов Л.В., Демидович В.М., Якимов H.A. Характеристика комбинированной опоры ГТД при отсутствии подачи масла на шарикоподшипник //Изв. высш. учеб. заведений. Авиационная техника. 1989. №1. С. 108-109

27. Горюнов Л.В., Клюшкин А.П., Якимов H.A. Исследование потерь на трение в комбинированной опоре ГТД //Тепловое состояние охлаждаемых деталей высокотемпературных ГТД: Межвуз. сб. / Казан, авиац. ин-т. Казань, 1984. С. 126-128.

28. Горюнов JL В., Такмовцев В.В., Гагай B.C. и др. Особенности работы совмещенной опоры в системе авиационного ГТД // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева. 1998.№3. С. 12-14.

29. Горюнов Л.В., Такмовцев В.В., Бурлаков Л.И. Доводка опор роторов авиационных ГТД: Учебное пособие для курсового и дипломного проектирования /Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2000. 46 с.

30. Горюнов Л. В., Ржавин Ю.А., Такмовцев В. В. Формирование конструктивного облика опор роторов быстроходных турбомашин // Изв. высш. учеб. заведений. Авиационная техника. 1998. № 3. С. 106 109.

31. Горюнов Л. В., Якимов Н. А., Такмовцев В. В. К исследованию комбинированной опоры ротора ГТД с раздельными полостями для подшипников // Изв. высш. учеб. Заведений. Авиационная техника. 1994. № 2. С. 93-95.

32. ГОСТ 8.011-72. Государственная система обеспечения единства измерений. М.: Изд-во стандартов, 1981.

33. ГОСТ 8.207-76. Прямые измерения с многократными наблюдениями. Методы обработки результатов наблюдений. М.: Изд-во стандартов, 1981.

34. ГОСТ Р 8.000-2000. Государственная система обеспечения единства измерений. Основные положения: научное издание. М.: ИГЖ Изд-во стандартов, 2001.

35. ГОСТ Р 8.563-96. Методики выполнения измерений: государственная система обеспечения единства измерений. М.: ИПК Изд-во стандартов, 2002.

36. Гупта. Динамика подшипников качения. Ч. IV. Результаты расчетов шарикоподшипников //Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1979. № 3. С. 84-92.

37. Гупта, Дилл, Артузо, Форстер. Реакция шарикового подшипника на дисбаланс сепаратора //Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1986. №3. С. 125-131.

38. Демидович В.М. Исследование теплового режима подшипников ГТД. М.:

39. Машиностроение, 1978. 172 с.

40. Диагностика авиационных деталей /В. Н. Лозовский, Г. В. Бондал, А.О. Каксис, А.Е. Колтунов. М.: Машиностроение, 1988. 280 с.

41. Домотенко Н.Т. Масляные системы газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 1972. 96 с.

42. Дроздович В.Н. Газодинамические подшипники. Л.: Машиностроение, 1976. 208 с.

43. Елисеев Ю.С., Манушин Э.А., Михальцев В.Е. Теория и проектированиегазотурбинных и комбинированных установок. М.: Изд-во МГТУ, 2000. 640 с.

44. Ерошкин А.И. и др. Обеспечение работоспособности и надежности радиального шарикоподшипника опоры ротора изделия «88» // Новые технологические процессы и надежность ГТД/Тр. ЦИАМ, 1980. Вып. 1(21). С.43 56.

45. Жильников Е.П. Оценка режима смазывания подшипников качения //Трение и износ, 1995. Т. 16. № 5. С. 847 850.

46. Жирицкий Г. С., Локай В. И., Максутова М. К., Стрункин В. А. Газовыетурбины двигателей летательных аппаратов.-2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1971. 620 с.

47. Зайцев А. М., Коросташевский Р. В. Авиационные подшипники качения.

48. М.: Оборонгиз, 1960. 340 с.

49. Зайцев А. М., Коросташевский Р. В. Эксплуатация авиационных подшипников качения. М.: Транспорт, 1968. 224 с.

50. Зрелов В. А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы. М.: Машиностроение, 2005. 336 с.

51. Иванов Б. А., Рейнер М. Г., Блинов Б. Д. Об интенсивном фрикционном износе роликоподшипника ГТД //Динамика и прочность механических систем/Межвуз. сб. научн. трудов, ПЛИ, Пермь, 1985. С. 29-34.

52. Иванов Б. А., Фоменко А. Н., Блинов Б. Д., Рейнер М. Г. Особенности износа деталей недогруженного роликоподшипника //Межвуз. сб. научн. трудов, ППИ, Пермь, 1983. С. 11 16.

53. Комбалов В. С. Оценка триботехнических свойств контактирующих поверхностей. М.: Наука, 1983. 136 с.

54. Комиссар А. Г. Уплотнительные устройства опор качения. М.: Машиностроение, 1980. 192 с.

55. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей /Под общ. ред. Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989. 368 с.

56. Сиротин H.H. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей: учебник для вузов. М.: РИА «ИМ-Информ», 2002. 442 с.

57. Коросташевский Р. В. Применение подшипников качения при высоких частотах вращения. М.: Специнформцентр НПО ВНИПП, 1989. 119 с.

58. Косточкин В. В. Надежность авиационных двигателей и силовых установок. М.: Машиностроение, 1988. 272 с.

59. Кузнецов Н. Д., Цейтлин В. И. Эквивалентные испытания двигателей. М.:

60. Машиностроение, 1976. 210 с.

61. Ловенталь, Мойер. Влияние фильтрации на долговечность и состояние шариковых подшипников, работающих в загрязненной смазке //Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1979. №2. С. 65 75.

62. Лучинин Г. А., Пешти Ю. В., Снопов А. И. Газовые опоры турбомашин. М.: Машиностроение, 1989. 240 с.

63. Маслов Г. С. Расчеты колебаний валов: Справочник. М.: Машиностроение, 1980. 152 с.

64. Макаева Р. X., Хабибуллин М. Н., Горюнов Л. В., Каримов А. X. Исследование вибрационных характеристик деталей и узлов двигателей методом голографической интерферометрии при их диагностике. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 1998. 55 с.

65. Максимов В. А., Баткис Г. С. Основы триботехники и герметологии: учебник. Казань.: Изд-во Титул-Казань, 2007. 312 с.

66. Маргулис М. А. Звукохимические реакции и сонолюминесценция. М.: Химия, 1986. 288 с.

67. Мархо, Смит, Лейлор. Новая установка для исследования проскальзывания роликов и сепаратора в быстроходных роликовых подшипниках //Проблемы трения и смазки. М.: Мир,1981. №1. С. 48 57.

68. Мельник В. А. Торцовые уплотнения валов: справочник. М.: Машиностроение, 2008. 320 с.

69. Мухин A.A., Кузьмин Ю.Н., Гисин Н.Б. Гомогенизаторы для молочной промышленности. М.: Пищевая промышленность, 1976. 64 с.

70. Найпен, Скиббе, Хемрок. Оптимальное распределение скоростей в сериесном комбинированном подшипнике //Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1973. №1. С. 83-89.

71. Новицкий Б.Г. Применение акустических колебаний в химико-технологических процессах. М.: Химия, 1983. 192 с.

72. Овсянников Б.В., Боровский Б.И. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1971. 540 с.

73. Основы авиационной химмотологии: учеб. пособие для студ. вузов /Л.С. Яновский, В.П. Дмитренко, Н.Ф. Дубовкин и др.; под ред. И.В. Шевченко, Л.С. Яновского. М.: Изд-во МАТИ, 2005. 680 с.

74. Основы физики и техники ультразвука /Б.А. Агранат и др. М.: Высшая школа, 1987. 352 с.

75. Островский Ю. И., Бутусов М. М., Островская Г. В. Топографическая интерферометрия. М.: Наука, 1977. 339 с.

76. Пинегин С. В., Орлов А. В., Табачников Ю. В. Прецизионные опоры качения и опоры с газовой смазкой. М.: Машиностроение, 1984. 215 с.

77. Подшипники качения: Справочник /Р.Д. Бейзельман, Б.В. Цыпкин, Л.Я. Перель. Изд. 6-е перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1975. 572 с.

78. Подшипники качения. 4.1 /Информационный указатель «Государственные стандарты СССР». М.: Издательство стандартов, 1989. 440 с.

79. Понькин В. Н. Анализ состояния деталей и узлов компрессора высокого давления авиационного двигателя //Изв. высш. учеб. заведений. Авиационная техника. 2007. №3. С. 32-34.

80. Казань: Изд-во Отечество, (КВАКУ Военный институт им. маршала артиллерии А.Н. Чистякова, 16-18 мая 2006 г.), 2006. С. 341-343.

81. Понькин В. Н. и др. Влияние осевых вибраций ротора на надежность трибосистем авиационных ГТД //Сборник тезисов докладов II Международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века». Том 2. М.: ЦИАМ (6-9 декабря 2005 г.), 2005. С. 177-178.

82. Понькин В. Н., Горюнов Л. В., Такмовцев В. В. Совмещенные опоры быстроходных турбомашин, принципы конструирования и экспериментальное исследование. Казань, 2003. 62 с. (Препринт /Изд-во Казан, гос. техн. ун-та; Казань, П305).

83. Понькин В. Н., Кесель Б. А., Горюнов Л. В., Такмовцев В. В. Повышениеэффективности трибологических систем авиационных двигателей. Казань, 2005. 80 с. (Препринт /Изд-во Казан, гос. техн. ун-та; Казань, 05П1).

84. Реддклиф, Вор. Гидростатические подшипники криогенных турбонасосовракетных двигателей //Проблемы трения и смазки. 1970. №3. С. 206 -227.

85. Рейнер М. Г. Зависимость эффективности смазки роликоподшипника от некоторых параметров конструкции маслосистемы //Динамика и прочность механических систем /Межвуз. сб. научн. трудов, ППИ, Пермь, 1972. С. 66-73.

86. Розенберг Ю.А. Влияние смазочных масел на долговечность и надежность деталей машин. М.: Машиностроение, 1970. 315 с.

87. Рябченко В.В., Шестаков В.В., Холодный В. П. О достоверности определения причин разрушения деталей //Авиационная промышленность. 1989. №7. С. 80. '

88. Сидоренко М. К. Виброметрия газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1973. 224 с.

89. Силин A.A. Трение и его роль в развитии техники. М.: Наука, 1983. 176 с.

90. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. 5-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1981. 550 с.

91. Смазка авиационных газотурбинных двигателей /М.М. Бич, Е.В. Вейн-берг, Д.Н. Сурнов; под ред. Г.С. Скубачевского. М.: Машиностроение, 1979. 176 с.

92. Соколов Ю. Г., Бурлаков JI. И. Оценка эксплуатационной долговечностии надежности подшипников ГТД стендовыми эквивалентными испытаниями //Новые технологические процессы и надежность ГТД /Тр. ЦИАМ, 1986. Вып. 1(85). С. 118-130.

93. Соколов Ю.Г., Бурлаков Л.И. Технологические методы повышения долговечности и надежности работы подшипников ГТД /ЯХ Всесоюзн. на-учно-техн. конф. «Конструкционная прочность двигателей»: Тез. докл. Куйбышев, 1983. С. 145- 146.

94. Спицын H.A. и др. Расчет и выбор подшипников качения. М.: Машиностроение, 1969.

95. Справочник по триботехнике. В Зт. Т 1. Теоретические основы /под общ. ред. М. Хебды, A.B. Чичинадзе. М.: Машиностроение, 1989. 400 с.

96. Справочник по триботехнике: В Зт. Т. 2: Смазочные материалы, техника смазки, опоры скольжения и качения / под общ. ред. М. Хебды, A.B. Чичинадзе. М.: Машиностроение, 1990. 416 с.

97. Теория и техника теплофизического эксперимента: учеб. пособие для инж.-физ. и энергомашиностроит. спец. вузов / Гортышов Ю.Ф., Дрес-вянников Ф.Н., Идиатуллин Н.С.; ред. Щукин B.K. М.: Энергоатом-издат, 1985. 360 с.

98. Теплотехнические измерения и приборы: учебник для спец. "Автоматизация теплоэнергетических процессов" /Преображенский В.П. 3-е изд., перераб. М.: Энергия, 1978. 703 с.

99. Трение, износ и смазка (трибология и триботехника) /A.B. Чичинадзе, Э.М. Берлинер, Э.Д. Браун и др.; Под общ. ред. A.B. Чичинадзе. М.: Машиностроение, 2003. 576 с.

100. Тунаков, А.П. Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979. 184 с.

101. Уплотнения и уплотнительная техника: Справочник / JI.A. Кондаков, А.И. Голубев, В.Б. Овандер и др.; Под общей ред. А.И. Голубева, JI.A. Кондакова. М.: Машиностроение, 1986. 464 с.

102. Франкштейн Л.И. Некоторые особенности применения авиационной газовой турбины в энергетических агрегатах //Энергия, 1999. № 2. С. 26 — 28.

103. Фрейдман В.М. Ультразвуковая химическая аппаратура. М.: Машиностроение, 1967. 211 с.

104. Ханович М. Г. Опоры жидкостного трения и комбинированные. Л.: Машгиз, 1960. 272 с.

105. Хинтон. Теоретическое исследование влияния углового перекоса в шариковом подшипнике на долговечность сепаратора // «Wear», 1970. №16.

106. Хронин Д. В. Колебания в двигателях летательных аппаратов: учебник для авиац. спец. вузов. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1980. 296 с.

107. Хэмрок. Движение шарика и трение скольжения в шариковом подшипнике с арочным наружным кольцом //Проблемы трения и смазки. 1975. № 2. С. 63-76.

108. Штода А. В. и др. Конструкция авиационных двигателей: 4.2. М.: Издание ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1970. 312 с.

109. Мархо, Смит, Лейл op. Новая установка для исследования проскальзывания роликов и сепаратора в быстроходных роликовых подшипниках // Проблемы трения и смазки. М.: Мир, 1981. №1. С. 48 57.

110. Clark J.C. Fracture tough bearings for high stress applications //"AIAA Pap.", 1985. № 1138. P. 1-7.

111. Hannoch J.G. Ceramic bearing enter the mainstream //Des. News. 1988. 44, №22. P. 224-225.

112. Hannum N.P., Nielson C.E. The performance and Application of High Speed Long Life LH2 Hybrid Bearing for Reusable Rocket Engine Turbomachinery //(NASA TM 83417). AIAA №83-1389, 1983. 26 p.

113. Harker R.G., Sandy L.L. Rolling element bearing monitoring and diagnostics techniques //Trans. ASME. J. Eng. Gas. Turbines and Power, 1989. Vol. 3. P. 2.

114. Richter В., Wächter К. Lebensdauer Wälzlager in Abhängigkeit von Radialspiel und Gehäuse-Elasti-zität. "Maschinenbeautechnik", 1979 (28). №3. S. 102-105.

115. United States Patent №3708215, F16C32/00. Hybrid boost bearing assembly /Donald F. Wilcok, Leo W. Winn, both of Schenectady N.Y.

116. Wood R.W., Loomis A.L. The physical and biological effects of high fregueny sound waves of great intensity // Phil. Mag. 1927 , № 3. P. 417 -421.

117. Zaretsky E.V. Ceramic bearings for use in gas turbin enginess //ASME, 1988, NGT. 138, №1. P. 13.

118. Дегтярев A.A., Колотников M.E., Кульчихин В.Г. и др. Вибрационная диагностика технического состояния ГТД в составе газоперекачивающих агрегатов. Электронный ресурс. Проверено 21.12.09. (http://www.alfatran.com/pubs/vdgteepm.pdf).

119. Кунина П.С., Павленко П.П., Величко Е.И. Анализ технического состояния подшипников конвертированных авиационных двигателей на КС МГ. Электронный ресурс. // Газовая промышленность. 2009. №8/635. (http://gasoilpress.ru). Проверено 10.12.09.

120. ОАО «Авиадвигатель» — ОАО «Пермский Моторный Завод». Мероприятия по повышению надежности роликоподшипника ТВД ПС-90А. Электронный ресурс. Проверено 14.12.09. (http://www.avid.ru/pr/other/aviadv/IB-16/IB-1622/).

121. Смирнов В.А. Вибрационная диагностика подшипников качения двигателя НК-12СТ газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц-6,3. Электронный ресурс., (http://www.vibration.ru/12nks/12nks.shtml). Проверено 15.12.09.

122. Соколова А.Г., Балицкий Ф.Я. Вибромониторинг машинного оборудования и раннее обнаружение эксплуатационных повреждений. Электронный ресурс. // Вестник научно-технического развития. 2008. №7(11). С.45 50. (www.vntr.ru). Проверено 21.17.09.