Содержание к диссертации
Введение
Глава I. Обзор конструкций опор, применяемых в быстроходных турбомашинах авиационных ГТД 13
1.1. Надежность опор роторов быстроходных турбомашин 13
1.2. Опоры роторов авиационных ГТД семейства «НК» 18
1.2.1. Передняя опора 19
1.2.2. Средняя опора 22
1.2.3. Турбина (подшипники и смазка) 27
1.2.4. Опоры ротора свободой турбины (СТ) конвертируемых авиационных двигателей 31
1.3. Постановка задачи исследования 34
Глава II. Повышение долговечности роторных подшипников быстроходных турбомашин 36
2.1. Экспериментальное и теоретическое исследование СОП с разделением скорости 37
2.2. Опытно-теоретическое определение осевых сил, действующих на радиально-упорные ШП роторов ГТД 44
2.3. Опытное определение температурного режима роторных подшипников при различных условиях работы 47
2.4. Стендовые эквивалентно-циклические испытания 50
Глава III. Доводка роторных подшипников ГТД по безотказной наработке 53
3.1. Повышение Ту в условиях перекоса колец ПК, установленных в опорах авиационных ГТД 53
3.1.1. Передняя опора ротора КНД 54
3.1.2. Задняя опора ротора КНД 58
3.1.3. Передняя опора ротора KBД 66
3.1.4. Задняя опора СТ двигателя НК-16СТ 74
3.1.5. Вибрографирование радиально-упорного ШП передней опоры ротора КВД 76
3.1.6. Методы и результаты исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД 81
3.2. Повышение Ту при проскальзывании сепаратора и тел качения в авиационных роторных ПК 91
3.3. Совершенствование технологии обработки зон трения авиационных ПК 98
3.4. Обобщение опыта доводки ПК авиационных ГТД 101
Глава IV. Доводка роторных уплотнительных элементов системы смазывания авиационных ГТД 108
4.1. Системы уплотнений роторов 108
4.2. Статистика отказов уплотнительных систем и методы их исследования 110
4.2.1. Раскрытие МТКУ в процессе работы авиационного ГТД 111
4.2.2. Раскрытие ТКУ опоры ротора КВД 113
4.3. Дефекты маслосистемы турбины двигателей серии НК-8 115
4.3.1. Маслосистема турбины двигателя НК-8-2У 115
4.3.2. Маслосистема турбины двигателя НК-86 117
Глава V. Пути повышения эффективности триботехнических систем конвертируемых авиационных ГТД 118
5.1. Повышение эффективности работы масляной системы 118
5.2. Применение диспергирования масла для повышения эффективности работы масляной системы 121
5.2.1. Экспериментальная установка для диспергирования авиационного масла 124
5.2.2. Описание объекта исследования 128
5.2.3. Программа и методика проведения испытаний на установке ЛИРА-М 129
5.2.4. Анализ результатов экспериментального исследования 132
Основные выводы по работе 134
Список использованных источников 135
Приложения 149
- Опоры роторов авиационных ГТД семейства «НК»
- Опытно-теоретическое определение осевых сил, действующих на радиально-упорные ШП роторов ГТД
- Повышение Ту при проскальзывании сепаратора и тел качения в авиационных роторных ПК
- Статистика отказов уплотнительных систем и методы их исследования
Введение к работе
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 Lh и Ту роторных подшипников авиационных двигателей се
мейства «НК».
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.
В результате исследования вибрационных характеристик деталей и узлов КВД установлено наличие максимальной осевой вибрации ротора с виброскоростью V= 25 мм/с на режимах перекладки лопаток регулируемого направляющего аппарата и открытия - закрытия клапанов перепуска (яКВд ~ 83.3 с"1).
На базе анализа и обобщения выполненных исследований по устранению дефектов разработаны алгоритмы доводки ТС авиационных ГТД.
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 трибо-
технические системы роторов газотурбинных двигателей; в установленные сроки решать проблему увеличения Lh 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:
Научно обоснованные технические разработки по повышению надежности ТС роторов авиационных двигателей.
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. СП. 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 Lh 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.
Опоры роторов авиационных ГТД семейства «НК»
Задняя опора вентилятора - это силовой элемент, воспринимающий осевую и радиальные нагрузки от ротора КНД. Опора состоит из: корпуса, узла ШГТ, узла пакета шестерни привода ограничителя оборотов ОГ-8-4. В центральное отверстие корпуса запрессована стальная втулка б, в которую монтируется узел ШП, который является задней опорой ротора КНД. Он состоит из радиально-упорного ШП 15, демпферного пакета 14 и форсуночного кольца. ШП 15 наружным кольцом монтируется во втулку демпферного пакета, а внутренние полукольца напрессовываются на задний вал ротора КНД. Демпферный пакет 14 состоит из набора стальных лент и втулок. Пакет 14 от проворачивания фиксируется шпонкой. Форсуночное кольцо 16 обеспечивает подвод смазки к узлу подшипника, одновременно являясь упорным фланцем ШП и демпферного пакета. Коническая шестерня 18 узла привода ограничителя частоты вращения ротора КНД смонтирована на заднем валу ротора и служит для передачи вращения через пакет шестерни и рессору на привод ограничителя частоты вращения.
Корпус средней опоры 10 с узлом подшипника является силовым элементом, воспринимающим тягу, массу двигателя, осевую Fa и радиальную Fr нагрузки от роторов КНД и КВД, и нагрузки, возникающие при эксплуатации двигателя. Корпус состоит из наружного кольца, среднего и внутреннего конических колец, соединенных между собой ребрами.
Внутреннее коническое кольцо спереди переходит во фланец 11 крепления задней опоры вентилятора. Сзади внутреннее кольцо имеет развитую конусную часть с центральным отверстием, в которое монтируется узел ШП, который имеет одинаковую конструкцию с узлом ШП задней опоры вентилятора. К нижнему наружному фланцу 21 корпуса крепится коробка приводов моторных агрегатов (КПМА).
Центральный привод 12 служит для передачи мощности и вращения от ротора КВД на КПМА и коробку самолетных агрегатов (КСА). Привод представляет собой пакет шестерен с подшипниками, размещенный в корпусе. Крутящий момент КПМА передается от ротора КВД через центральную цилиндрическую шестерню 1, блок конических шестерен и рессору 9.
Уплотнения средней опоры служат для разделения масляной полости от воздушной. Уплотнение между ротором и статором обеспечивается торцевыми контактными уплотнениями (ТКУ). Перед подшипником 15 КНД установлено уплотнение 17, за подшипником 4 КВД уплотнение 2, между торцами валов ротора КНД и ротора КВД - межвальное торцевое контактное уплотнение (МТКУ) 19. ТКУ состоит из втулки с графитовым кольцом, пружин и стальной хромированной втулки. Уплотнение обеспечивается прижатием графитового кольца к торцу вращающейся хромированной втулки пружинами, а также за счет избыточного давления в газовоздушном тракте. Для уменьшения нагрева детали ТКУ охлаждаются маслом из форсуночных колец 16 и 20. Уплотнение между статорными деталями обеспечивается уплотнительными резиновыми кольцами.
Смазка деталей и узлов средней опоры (рис. 1.8) осуществляется следующим образом. Масло из нагнетающего насоса через маслоподводяшую трубку поступает в проточку корпуса центрального привода и через сверления в корпусе и переходнике 7 подается к форсуночным кольцам 16, 20 и к форсунке центрального привода. ШП 4, 15 и пластинчатые демпферные пакеты 5, 14 смазываются под давлением через форсуночные кольца. Шестерни, шлицевые соединения и подшипники центрального привода смазываются под давлением через форсунку центрального привода и барботажем.
В передней опоре ротора КВД на двигателях НК-8-2 и НК-8-2У устанавливались подшипники, данные которых приведены в табл. 1.5.
Для очистки масла, поступающего в форсуночные кольца, в переходнике 7 и в корпусе центрального привода смонтированы сетчатые фильтры. Отработанное масло через внутреннюю полость нижнего ребра корпуса средней опоры стекает в КПМА.
Двигатели серии НК-8 имеют двухкаскадную осевую трехступенчатую турбину реактивного типа. Первая ступень турбины — турбина каскада высокого давления (ТВД), приводит во вращение КВД. Вторая и третья ступени образуют турбину каскада низкого давления (ТНД), работают на привод КНД.
Опытно-теоретическое определение осевых сил, действующих на радиально-упорные ШП роторов ГТД
Возникающая на роторе ГТД в процессе полетного цикла самолета Fa, является одним из определяющих факторов, лимитирующих Li, радиально-упорных ШП [12, 13, 39, 48, 56, 92]. Существующие методы расчета Fa обладают достаточной точностью в основном на расчетном режиме. В процессе работы ГТД Fa может существенно изменяться. Поэтому важной задачей является опытно-теоретическое определение Fa, действующих на радиально-упорные ШП роторов КНД, КВД и 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 Fa проводится на установившихся режимах работы изделия при снятии дроссельных характеристик, а также при приемистости и сбросе газа. Силовым элементом, воспринимающим Fa, являлось динамометрическое кольцо (рис. 2.6) с наклеенными тензодатчиками, соединенными в мостовую или полумостовую схему. Динамометрические кольца устанавливались по торцам радиально-упорных ШП компрессоров КНД и КВД. 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 L/t роторных радиально-упорных ПШ, выявить влияние разгрузки на Fa.Km (рис. 2.7, а), уменьшения площади проходного сечения рабочего колеса турбины первой ступени на/ аквд (рис. 2.8, а). Представляют интерес результаты испытаний двигателя по 1-й сборке (рис. 2.8, а). В этом случае величина Fa изменялась от плюс 3 кН до минус 5 кН во всем диапазоне оборотов ротора KB Д. При этом перекладка Fa происходила дважды. Проведенные длительные испытания двигателя А8694225 с установленным ШП А176130РЗ за ресурс т = 15224 часа подтвердили удовлетворительное состояние роторного подшипника. Выполненное сравнение значений Fa шп, полученных экспериментальным и опытно-теоретическим путем в ОАО КПП «Авиамотор» [32], показало оборотов их хорошую сходимость по всем режимам работы двигателя. На наиболее нагруженном взлетном режиме расхождение результатов не превышало 10... 15%, на остальных режимах расхождение значительно меньше. Таким образом, использование опытно-теоретического метода расчета тяжело нагруженных роторных ПК позволяет упростить расчет и с достаточной точностью определять Fa пт , действующие на радиально-упорный ШП средней опоры на Рис. 2.9. Зависимость Fa от яст стадии проектирования и доводки, при разных значениях dH: /-4, = о,оібм; 2-4,=о,оі8м,; Для ротора СТ (рис. 1.12) расчетно 3— 4,=0,02м; 4— d„ = 0,032м экспериментальным путем получена зависимость Fa = Х«ст)5 представленная на рис. 2.9, для различных диаметров дроссельного отверстия dH системы осевой разгрузки. В результате анализа \ полученных зависимостей выбран вариант дроссельной шайбы с dH = 0,018 м. В этом случае величина Fa всегда положительна, а ее максимум имеет приемлемые значения с точки зрения долговечности подшипника. 2.3. Опытное определение температурного режима роторных подшипников при различных условиях работы Высокие скорости вращения вала приводят к существенному нагреву ПК роторов ГТД. Опытом эксплуатации установлено, что ПК могут работать при температурах по наружному кольцу Гн 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 оценки надежности его работы [4, 59, 128]. Вопросами потерь энергии на привод авиационных ПК занимались Н.А. Спицын, А.И. Ерошкин, В.М. Демидович [99, 46, 41] и другие исследователи. Получено, что в условиях установившихся режимов и отсутствии перекоса, на тепловой режим ПК влияют размер тела качения / и диаметр окружности центра сепаратора. При значении скоростного параметра d-n 0,5-10 мм об мин"1 рекомендовано производить выбор материалов для ПК на основании экспериментальных данных. Термометрированию подлежат опорно-упорные ШП роторов КНД и KB Д.
Повышение Ту при проскальзывании сепаратора и тел качения в авиационных роторных ПК
В современных ГТД для уменьшения их осевого размера используют межвальный РП, который передает радиальную нагрузку с вала турбины высокого давления на 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.
В целом конструкция опоры турбины относится к классу совмещенных опор с последовательным нагружением 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 двигателей НК-144 в течение года было снято 41 изделие. Причиной дефекта являлось выкрашивание и разрушение элементов РП в результате их проскальзывания. Аналогичные случаи имели место на двигателях НК-8-2У при эксплуатации в условиях Севера.
Изучением проскальзывания сепаратора и тел качения занимались Бо-несс, Мархо, Смит, Лейлор, Ерошкин А.И., Иванов Б.А. и др. [11, 115, 67, 52, 53, 90, 120, 16], а также организации ЦИАМ им. П.И. Баранова, ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, ОАО КПП «Авиамотор» и др.
В работе [11] установлено следующее. Влияние нагрузки и скорости на относительное проскальзывание сепаратора достигает максимума при F, = 132,4 Н. Уменьшение радиального зазора G с 0.5 до 0.025Т0" м влияет на проскальзывание очень слабо. Только существенное снижение величины Gr , например, до 0,00125-10" м или даже создание радиального натяга значительно уменьшает проскальзывание сепаратора или роликов. Установлено также влияние количества масла, подаваемого в подшипник, на проскальзывание роликов и сепаратора. Так, уменьшение подачи масла с 3,4 до 0,28 л/мин приводит к увеличению вдвое скорости вращения сепаратора. Эксперименты проводились на подшипнике с d = 50,8-10" м, D = 112,7-10" Зм, в = 27-10"3м, число роликов z = 12, использовался латунный сепаратор, центрирование которого осуществлялось по внутреннему кольцу. Одним из современных методов снижения влияния проскальзывания является применение радиального предварительного натяга [67], приводящего к увеличению числа роликов, находящихся под нагрузкой. Однако в этом случае повышается опасность преждевременного усталостного разрушения подшипника из-за чрезмерного нагружения. Измерения скорости роликов, произведенные с помощью лазерного доплеровского анемометра [67] показали, что минимум скорости ролика наблюдается на входе в главную зону нагружения. При движении в этой зоне ролик быстро ускоряется, достигая максимума скорости на выходе из нее. Интересным является вывод о влиянии нестационарности процесса [52, 53, 90]. Так, было установлено, что работа РП на неустановившемся режиме (особенно при наборе оборотов) сопровождается более высоким проскальзыванием, а, следовательно, и износом по сравнению с работой на постоянном режиме.
Опыт эксплуатации двигателей серии «НК» позволил установить, что нельзя добиваться уменьшения проскальзывания роликов в межвальном РП снижением расхода масла [16], поскольку оно необходимо также для охлаждения подшипника. Так, на одном из двигателей НК-86, вследствие производственных отклонений при изготовлении маслоподводящих каналов, фактический расход снизился до 7...8 кг/мин, вместо установленного 10...14 кг/мин. Снижение прокачки масла привело к неравномерному охлаждению деталей подшипника, значительному температурному градиенту, разогреву и разрушению РП.
Было установлено также, что величина проскальзывания сепаратора у межвального РП турбины зависит от климатических условий эксплуатации. Особенно сильно эта связь проявляется в моменты запуска двигателя при отрицательной температуре окружающей среды. Ввиду чрезмерно высокой вязкости смазки, а также отставания набора скорости вращения ротора низкого давления от ротора высокого давления при запуске, имеет место запаздывание подачи смазки на межвальный РП. Разность частот вращения валов в этом случае достигает максимума An = 58,33 с"1 (3500 мин"1) по сравнению с An = 33,33 с _1 (2000 мин"1) на установившемся режиме.
Необходимо также отметить, что в двигателях серии «НК» нагрузка с роторов высокого и низкого давления передается на упруго-демпферное устройство последовательно через два роликовых подшипника. Эта особенность конструкции может приводить к тому, что при больших GrM в межвальном РП «излом» геометрических осей роторов КВД и КНД. В результате при определенных режимных условиях на межвальный РП будут действовать значительные динамические нагрузки, обусловленные дисбалансом роторов и их гироскопическим вращением. В таких условиях становится более сложной кинематика проскальзывания в межвальном РП. Превышение динамических усилий над величиной массы ротора КВД приводит к преждевременному выходу из строя РП [114].
Статистика отказов уплотнительных систем и методы их исследования
Анализ работы уплотнительных систем на различных этапах жизненного цикла авиационных ГТД семейства «НК» показал, что доминирующим является дефект «Повышенный расход масла». На уплотнениях опор ротора КНД негерметичность наблюдалась всего на 5 двигателях в течение 1980... 1987 г.г. В основном дефект возникал в результате нарушения герметичности уплотнений КВД. Нарушение герметичности МТКУ на двигателях НК-86 исследовалось 20 раз. Дефект «Раскрытие ТКУ опоры ротора КВД на двигателях НК-86 и НК-86-А исследовался 61 раз в период с 1988...2003 г.г. Повышенный расход масла через уплотнения задней опоры наблюдался на двигателях: НК-8-2У - 48 раз; НК-86 - 31 раз. Наработка авиационных ГТД до появления дефекта приведена на рис. 4.2.
Двигатель НК-86-А №А86А212019 был снят с эксплуатации по дефекту: «Повышенный расход масла». Дефект сопровождался обмасливанием газовоздушного тракта и второго контура двигателя, появлением запаха гари в системе кондиционирования, ростом давления воздуха в средней опоре и увеличением расхода масла.
После съема двигателя с эксплуатации он был направлен на завод для исследования и ремонта. Целью исследования было установление причин повышенного расхода масла. Двигатель НК-86-А был разобран и продефек-тирован. При этом были выполнены следующие работы: - проверена проходимость трубок суфлирования коробки самолетных агрегатов, средней опоры, маслобака, трубки поддува эжектора - замечаний нет; - проверена герметичность полости средней опоры пневмоиспыта нием - соответствует ТУ; - после демонтажа КНД осмотрена межвальная втулка 3 (рис. 4.1) и проверена плавность ее хода — замечаний нет; - выполнен демонтаж межвальной втулки 3 с заднего вала КНД и осмотрено состояние сопрягаемых с ней деталей. Состояние резиновых уплотнительных колец 4 удовлетворительное. На штифтах 5 видны следы контакта от сухариков 8. На обоих сухариках обнаружены следы грубого износа с образованием клиновидного выступа на боковых рабочих поверхностях по местам контакта с пазами межвальной втулки 3. На сухариках 8 имеются острые кромки. Твердость и марка материала сухариков соответствует чертежу. - проведен анализ технологии изготовления межвальной втулки 5 в части выполнения пазов. Установлено, что пазы фрезеруются на вертикально-фрезерном станке с поворотом делительного приспособления. Ширина паза контролируется концевыми мерами 1-Н2 ГОСТ 9038-83. Выполняется также контроль отклонения оси пазов от номинального расположения. Анализ результатов проведенных работ показал следующее.
Повышение расхода масла на двигателе НК-86-А №А86А212019 связано с нарушением герметичности полости средней опоры из-за раскрытия МТКУ и попаданием масла в газовоздушный тракт, следовательно, в систему отбора воздуха для обогрева ВНА и салона самолета.
Раскрытие МТКУ при работе двигателя вызвано торможением межвальной втулки 3 (рис. 4.1) по сухарикам 8 в результате износа их рабочих поверхностей. Причинами интенсивного износа сухариков являются закусывание и потеря подвижности сухариков, имеющих острую кромку.
Для авиационных двигателей, находящихся в эксплуатации, внедрены следующие мероприятия: - согласно РТЭ изделий НК-86 и НК-86-А производится постоянный контроль уровня и давления масла за нагнетающим насосом; - в процессе эксплуатации изделий НК-86-А производится постоянная регистрация давления воздуха в средней опоре на МРСП-256 с использованием системы «Анализ-8 6». При несоответствии давления нормам ТУ по результатам расшифровки замера выдается диагностический сигнал, и проводятся работы согласно РТЭ; - с целью исключения выключения двигателя в полете оформлен бюллетень на уточнение РТЭ двигателей НК-86 по введению рекомендаций экипажу самолета в случае повышения давления масла и появлению запаха гари в салоне.
