книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 1 Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы

всю СУ, включая мотогондолу, то может быть за­ дана масса всей СУ.

Удельная масса проектируемого двигателя, как правило, не должна превышать удельной массы лучших двигателей аналогичного типа и класса тяги (мощности). Снижение массы достигается выбором рациональной конструк­ тивной схемы двигателя и его основных узлов, использованием конструкционных материалов с большей удельной прочностью и рациональ­ ным конструированием всех деталей и элемен­ тов двигателя.

2.3.3. Возможность развития ГТД по тяге (мощности)

Требование развития ГТД по тяге связано с су­ ществующей в настоящее время практикой созда­ ния семейств самолетов на основе базовой моде­ ли. Как правило, после разработки базовой модели самолета создаются модификации с укороченным и удлиненным фюзеляжем, соответственно - с по­ ниженной и повышенной пассажировместимостью, а также модификации с увеличенной дально­ стью полета и грузовые варианты.

Варианты базового самолета с увеличенными пассажировместимостью и дальностью полета, имеют увеличенный взлетный вес и требуют пропорционального повышения тяги двигателей для сохранения тяговооруженности и летно-тех­ нических характеристик. Поэтому конструкция базовой модели двигателя должна допускать раз­ витие двигателя в сторону повышения тяги. При использовании самолетов на высокогорных аэро­ дромах или в условиях постоянного жаркого кли­ мата может потребоваться расширение условий эксплуатации. Например, поддержание взлетной тяги до +45 °С, а не до +30 °С, что равносильно повышению тяги в стандартных условиях.

Повышение тяги до 10 % обеспечивается без изменения конструкции двигателя. Путем регулировки САУ повышают частоту вращения турбокомпрессора (возрастает температура газа перед турбиной) в пределах существующих за­ пасов по температуре. Форсирование двигателя осуществляется обычно после накопления оп­ ределенного опыта эксплуатации базовой моде­ ли и устранения первоначальных дефектов. При необходимости могут применяться более эффек­ тивные ТЗП лопаток турбины.

Модификация двигателя с повышением тяги до 20 % без изменения габаритных диаметров двигателя может повлечь за собой значительное изменение конструкции и повышение парамет­ ров. Например, может потребоваться увели­ чение числа подпорных ступеней, повышение

2.3. Требования к авиационным ГТД

расхода воздуха и степени сжатия вентилятора за счет увеличения частоты вращения ротора НД, если имеется запас по производительности вен­ тилятора. Или возникнет необходимость перепро­ филирования лопаток вентилятора, применение более жаропрочных материалов в турбине и пос­ ледних ступенях компрессора, интенсификация охлаждения турбины.

Повышение тяги свыше 20 % может потребо­ вать увеличения диаметра вентилятора для зна­ чительного повышения расхода воздуха. А это означает фактически разработку нового двигате­ ля на базе существующего газогенератора, новой мотогондолы, реверса и т.д.

Создание модификаций ГТД различной тяги (мощности) на базе единого газогенератора рас­ сматривается в разд. 2.5.2.

2.3.4. Требования к используемым горюче-смазочным материалам

К горюче-смазочным материалам (ГСМ) отно­ сятся используемые в двигателе топлива, масла и гидравлические жидкости.

2.З.4.1. Топлива авиационных ГТД

Топливо - один из важнейших компонентов в системе летательного аппарата и его СУ, яв­ ляющийся основным источником получения энергии.

Основными требованиями, предъявляемыми

ктопливу авиационных ГТД, являются:

-высокие теплотворная способность и удель­ ный вес, обеспечивающие повышенную даль­ ность полета при фиксированной емкости топ­ ливных баков;

-безопасность эксплуатации: безвредность топлива и продуктов сгорания для человека и ок­ ружающей среды;

-возможность применения в широком диа­ пазоне окружающих температур (от -60 °С до +60 °С);

-высокая химическая и термическая ста­

бильность: низкое коксообразование и нагарообразование в топливной системе и камере сго­ рания; обладание высоким хладоресурсом при использовании в качестве поглотителя тепла в системах охлаждения масла, воздуха и элемен­ тов конструкции;

-удобство использования продуктов сгора­ ния в качестве рабочего тела двигателя;

-наличие в большом количестве в природе при экономически рациональных способах до­ бычи и переработки;

-экономичность и безопасность наземной инфраструктуры доставки, хранения и заправки.

Практическое использование криогенных топ­ лив в гражданском ГТД впервые было осущест­ влено в «СНТК имени Н.Д. Кузнецова» (г. Сама­ ра). В 1988 г. на летающей лаборатории Ту-155 был испытан опытный двигатель НК-88 с ис­ пользованием в качестве топлива жидкого во­ дорода, а в 1989 г. - с использованием сжижен­ ного природного газа. Высокий хладоресурс криогенных топлив делает привлекательным их применение для двигателей летательных аппа­ ратов, рассчитанных на высокие сверхзвуковые скорости полета.

2.3.4.2. Авиационные масла

Смазочные масла применяются в авиацион­ ных ГТД и редукторах для обеспечения надеж­ ной и долговечной работы узлов, в которых име­ ются пары трения, в первую очередь подшипни­ ков и зубчатых передач. К основным функциям смазочных масел относятся:

-уменьшение трения движущихся относи­ тельно друг друга деталей;

-снижение износа трущихся поверхностей;

-отвод выделяющегося при трении тепла,

ав подшипниковых узлах роторов ГТД также от­ вод тепла, поступающего посредством теплопе­ редачи от более нагретых деталей и от горячего воздуха или газа, проникающего в опору через уплотнения;

-защита деталей ГТД от коррозии.

Энергия давления масла может использовать­ ся для управления агрегатами двигателя и воз­ душного винта. Для выполнения перечисленных функций современные авиационные масла долж­ ны удовлетворять следующим основным требо­ ваниям:

- хорошие смазывающие свойства во всем диапазоне рабочих температур, обеспечивающие высокую несущую способность масляной пленки

(пленка не должна исчезать при максимальных нагрузках);

-пологая вязкостно-температурная характе­ ристика, обеспечивающая достаточную вязкость масла при максимальных рабочих температурах

инаименьшее увеличение вязкости при отрица­ тельных температурах для обеспечения надежно­ го запуска двигателя;

-высокая термостабильность;

-малая испаряемость при рабочих темпера­ турах;

- отсутствие коррозионного воздействия на металлы и резинотехнические изделия;

-отсутствие в составе масла токсичных ве­ ществ;

-совместимость с другими маслами;

-приемлемая стоимость.

Используемые в авиационных ГТД масла мож­ но разделить на две основные группы - мине­ ральные и синтетические.

Минеральные масла вырабатываются путем перегонки нефти при пониженном давлении. Полученные масляные фракции очищаются различными способами для удаления неже­ лательных примесей асфальто-смолистых ве­ ществ, органических кислот, высокоплавких парафиновых углеводородов и т.п. Для улуч­ шения рабочих свойств в минеральные мас­ ла могут добавляться различные антиокислительные, противоизносные и антикоррозийные присадки.

В настоящее время минеральные масла при­ меняются в основном в низкотемпературных ГТД устаревших моделей. В этих двигателях макси­ мальная рабочая температура масла не превыша­ ет 150 °С. Основные марки и рабочие темпера­ туры отечественных минеральных масел, а так­ же зарубежные аналоги-заменители приведены в табл. 2.5.

В современных высокотемпературных ГТД применяются синтетические масла. Синтетичес­ кие масла вырабатываемые на основе полиальфаолефинов, сложных эфиров двухосновных орга­ нических кислот, эфиров неопентилполиолов, силоксанов, ортосилоксанов и других с добав­ лением антиокислительных, антикоррозионных, противоизносных и противозадирных присадок. Синтетические масла значительно превосходят минеральные по термической и термоокисли­ тельной стабильности, огнестойкости, испаря­ емости и по ряду других специальных требова­ ний. Марки и рабочие температуры современных синтетических масел, а также зарубежные анало­ ги-заменители и рекомендации по применению масел приведены в табл. 2.6.

2.3.4.3. Авиационные гидравлические жидкости

Вгидросистемах летательных аппаратов и СУ

вкачестве рабочей жидкости применяются специ­ альные гидравлические жидкости. В современ­ ных самолетах гидравлические жидкости приме­ няются в агрегатах шасси, тормозной системы, системы управления. В авиационных СУ гидрав­ лические жидкости могут применяться в сило­ вых узлах гидросистем управления реверсом, соплом, поворотных лопаток компрессора и др. Необходимо отметить, что в системах управления сопла и поворотных лопаток в качестве рабочей жидкости широко используется также авиацион­ ное топливо (керосин).

К гидравлическим жидкостям предъявляются следующие основные требования [2.3]:

-оптимальная вязкость, обеспечивающая до­ статочно быструю реакцию гидроустройств и плав­ ное движение деталей гидросистемы, отсутствие перетеканий и потерь жидкости через уплотнения;

-широкий интервал рабочих давлений и тем­ ператур;

-хорошие смазочные свойства;

-отсутствие легкокипящих составных час­ тей для предотвращения образования паровых пробок в гидросистеме;

-жидкость не должна разлагаться, расслаи­ ваться, выделять какие-либо вещества, способ­ ные засорить каналы гидросистемы;

-нетоксичность и взрывопожаробезопасность.

Основные марки и свойства авиационных гид­ равлических жидкостей на минеральной и синте­ тической основе приведены в табл. 2.7.

2.3.5. Надежность авиационных ГТД

2.З.5.1. Основные показатели

Требования к надежности ГТД определяются показателями безотказности, основными из кото­ рых являются следующие:

-показатели, непосредственно влияющие на безопасность работы двигателя;

-показатели, характеризующие технико-эко­ номическое совершенство двигателя.

Рассмотрим обе группы подробнее.

Применение

Основная марка гидравлической жидкости об­ щего назначения для авиационной техники, ра­ ботающей в интервале температур -60...+150 °С. Огнеопасна

Вгидравлических устройствах, работающих

винтервале температур -55...+125 °С. Взрывопожаробезопасная.

Свыше 200 °С разлагается

Вгидравлических устройствах, работаю­ щих в интервале температур -60.. .+ 150 °С. Взрывопожаробезопасная

выключению двигателя, задаются из условия обеспечения практической невероятности вы­ ключения двух двигателей (полной потери тяги для двухдвигательных самолетов).

В настоящее время значение коэффициента К\ ОООпв задается на уровне не менее 0,02 незави­ симо от числа двигателей на самолете.

2.З.5.1.2. Показатели безотказности, характеризующие технико-экономическое совершенство двигателя

Коэффициент частоты съемов двигателей с самолета на 1000 часов наработки для отправ­ ки в ремонт при эксплуатации по техническому состоянию с управлением ресурсами по второй стратегии ( У П 0 0 0 Сд р Л

Численное значение коэффициента определя­ ется по формуле

/П000Сдр= ЮООЛГсдр/ г*

где Л^сдр - количество снятых двигателей для от­ правки в ремонт в рассматриваемый период эксплуатации;

/с - суммарная наработка двигателей в рас­ сматриваемый период эксплуатации, ч.

Коэффициент /ПОООсдр близок к показате­ лю /ClOOOsv, применяемому зарубежными фир­ мами.

Средняя наработка на съем двигателей для отправки в ремонт, Тст ч-

Значение показателя Г С Д р определяется по формуле

Г С Д Р = 1 0 0 0 / / П 0 0 0 СДр.

Этот показатель характеризует среднюю про­ должительность использования двигателя на са­ молете («на крыле») между отправками в ремонт.

Значения определяются технико-экономическим анализом и обеспечением экономической конку­ рентоспособности двигателя и носят рекоменда­ тельный характер.

Коэффициент надеэ/сности вылетов, Кзв.

-Кзв характеризует уровень обеспечения беспе­ ребойной эксплуатации, предполагающий предо­ твращение отказов двигателя, которые приводят к задержкам вылетов. Численное значение коэф­ фициента определяется по формуле

K3B = ( l - N J N Dbm)\0 0 % 9

где N3B - количество задержек вылетов из аэро­ порта на 15 минут и более за рассмат­ риваемый период эксплуатации по при­ чинам, связанным с двигателем;

К’выл - количество вылетов за рассматривае­ мый период эксплуатации.

Коэффициент Къв задают исходя из обеспече­ ния конкурентоспособности двигателя по данно­ му признаку. Значения на уровне 99,98 % счита­ ются конкурентоспособными.

2.3.5.2. Методология обеспечения надежности

Надежность двигателя обеспечивается целым комплексом работ на всех этапах жизненного цикла (ЖЦ) двигателя.

2.З.5.2.1. Этап проектирования

Первым этапом является этап проектирова­ ния, на котором определяется конструктивный образ двигателя. Для обеспечения надежности двигателя уже на этом самом первом этапе необ­ ходимо выполнить анализ целого комплекса дан­ ных, накопленных в ходе эксплуатации.

Выполняются следующие работы: -формирование согласованных требований

к надежности двигателя и определение требо­

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД

сами авиационных ГТД. Традиционная методоло­ гия обоснования ресурсов предполагает установ­ ление и подтверждение фиксированного времени

ичисла полетных циклов (ПЦ) между ремонта­ ми двигателя до окончания его эксплуатации. Двигатель в эксплуатацию передается с невы­ соким значением подтвержденного начального ресурса, как правило, - часового. Затем в тече­ ние всего периода эксплуатации по мере про­ ведения ресурсных испытаний представителей парка двигателей по эксплуатационным про­ граммам на стендах завода-изготовителя или на основе результатов летных испытаний ре­ сурс периодически увеличивается. Такой метод подтверждения ресурса известен как стратегия 1 управления ресурсом.

Стратегия 1 широко использовалась при уп­ равлении ресурсом двигателей первых поколе­ ний. У этих двигателей межремонтные и полные ресурсы были невелики, а прочность и долго­ вечность деталей практически однозначно оп­ ределялась параметрами несущей способности

идлительной прочности. Цикличность нагруже­ ния также была невелика. Выявляемые в эксплу­ атации дефекты устранялись при относительно частых ремонтах.

Удвигателей последующих поколений цик­ личности нагружения возросли и основным пов­ реждающим фактором стала малоцикловая ус­ талость материала деталей. Это привело к тому, что разрушения (поломки) деталей стали проис­

ходить от действия циклического нагружения с высоким уровнем знакопеременных напряже­ ний при ограниченном (до 105) числе циклов. Это явление связано с наличием в деталях так называемых концентраторов напряжений (крити­ ческих зон). В концентраторах напряжений дейс­ твующие номинальные напряжения, как правило знакопеременные, локально возрастают - созда­ ются условия для быстрого развития дефектов и последующего разрушения детали. Возникла необходимость подробного исследования поведе­ ния материала в критических зонах и определе­ ния прогнозируемого ресурса деталей, который связан с их наличием.

В рамках стратегии 1 традиционные ресурс­ ные испытания полноразмерных двигателей ста­ ли проводиться по эквивалентно-циклическим программам. Эти программы учитывали и отра­ батывали все переменные режимы двигателя, ха­ рактерные для его работы в ПЦ. Одновременно развивались и усложнялись расчетные методики определения напряженно-деформированного со­ стояния деталей в критических зонах.

Развивается производство двигателей, ре­ сурсы которых исчисляются десятками тысяч

циклов и часов, и методика обоснования ресур­ са путем проведения эквивалентно-цикличес­ ких испытаний полноразмерных двигателей требует огромных затрат времени и средств. А для подтверждения полного ресурса тако­ го двигателя с необходимыми нормативными запасами по циклической долговечности нуж­ ны многие годы и чрезвычайно большое коли­ чество топлива. Поэтому в мировой практике в последние годы разработаны новые подходы к управлению ресурсами авиационных двига­ телей. Особенностью новых подходов является самое пристальное внимание, уделяемое ресур­ су двигателя с самого начала создания двига­ теля, т.е. осуществление ресурсного проектиро­ вания. Одновременно с проектированием дви­ гателя решаются вопросы о системе увеличения его ресурса, которая используется в процессе эксплуатации.

Основное положение новой методологии уп­ равления ресурсом двигателей состоит в том, чтобы эксплуатировать двигатель по техниче­ скому состоянию его основных деталей. В сов­ ременном понимании эксплуатация по техни­ ческому состоянию не требует испытаний пол­ норазмерного двигателя для подтверждения возрастающего ресурса. Ресурс увеличивается на основе большего объема проверок техни­ ческого состояния двигателя и его основных деталей после отработки различных этапов ресурса, а также на основе опыта предыду­ щей эксплуатации, эксплуатации прототипов, назначенного циклического ресурса основных деталей. Ресурс основных деталей, в свою оче­ редь, определяется путем опережающих цик­ лических испытаний на стендах поузловой доводки вне двигателя (стратегия 2) или рас­ четным путем на базе развитого банка данных по механическим свойствам материалов дета­ лей (iстратегия 3).

2.3.6.2. Количественные показатели ресурса

Для эксплуатирующихся по стратегии 1 ави­ ационных ГТД первых поколений устанавлива­ ется полный (назначенный) и межремонтный ресурс в часах. При проектировании современ­ ных двигателей учитывается то, что эксплуати­ роваться они будут по техническому состоянию. Поэтому по стратегии 2 и 3 управления ресур­ сом для них устанавливается ресурс для деталей «горячей» и «холодной» части, который опреде­ ляется количеством ПЦ.

Типовой ПЦ двигателя включает в себя ус­ тановившиеся и переменные режимы - запуск на земле перед полетом, полет, посадка и ру­ ление (до выключения двигателя). Исходными

данными для тепловых и прочностных расчетов деталей и узлов являются режимы ПЦ. Для этого ПЦ задается набором расчетных режимов двига­ теля и распределением времени наработки на этих режимах. При распределении времени наработки необходимо учитывать режимы с отклонением параметров атмосферы от стандартных, ухудше­ ние параметров двигателя с увеличением наработ­ ки («новый двигатель» и двигатель «в конце ре­ сурса»), а также возможный разброс параметров по причинам производства («плохой» двигатель и «средний» двигатель). Кроме этого, двигатель может иметь несколько типовых ПЦ (например, при установке на различные типы самолетов).

В качестве примера приведены значения тре­ буемых показателей ресурса типового ТРДД пя­ того поколения - для перспективного ближне­ среднемагистрального самолета, длительность обобщенного ПЦ 2,5 ч.

1.На этапе развитой эксплуатации ТРДД:

-ресурс основных деталей «холодной» час­ ти двигателя >30000 ПЦ (75000 ч);

-ресурс основных деталей «горячей» части двигателя > 15000 ПЦ (37500 ч);

-календарный срок службы в пределах ре­ сурса основных деталей «холодной» части дви­ гателя > 25 лет.

2. К началу эксплуатации подтвержденные эк­ вивалентно-циклическими испытаниями (с необ­ ходимыми запасами) начальные ресурсы:

-основных деталей «холодной» части дви­ гателя >7500 ПЦ (18750 ч);

-основных деталей «горячей» части двига­ теля > 5000 ПЦ (12500 ч).

2.3.7. Требования производственной технологичности

Одним из требований при проектировании

иконструировании ГТД является обеспечение технологичности конструкции. Технологичность конструкции двигателя - это совокупность свойств конструкции, которые определяют ее приспо­ собленность к достижению оптимальных затрат при производстве, техническом обслуживании

иремонте при заданном качестве, объеме выпус­ ка и условиях выполнения работ.

Конструкция двигателя может считаться техно­ логичной при выполнении следующих условий:

-простота конструкции основных узлов идвигателяв целом,легкость изготовления, удоб­ ство при сборке и эксплуатации;

-элементы конструкции по возможности унифицированы и стандартизированы;

-при изготовлении деталей и узлов макси­ мально использованы типовые, групповые и про­

2.3. Требования к авиационные ГТД

грессивные технологические процессы, в том чис­ ле обработка на станках с ЧПУ;

-ограничена номенклатура используемых материалов и их типоразмеров;

-при изготовлении минимизированы затра­ ты материальных и людских ресурсов;

- конструкция обладает конструктивной и технологической преемственностью, что поз­ воляет сократить сроки изготовления и освое­ ния двигателя в производстве;

- обеспечивается надежность двигателя в экс­ плуатации.

Производственная технологичность конструк­ ции двигателя отрабатывается особенно эффектив­ но, когда есть тесное взаимодействие конструкто­ ров и технологов на всех стадиях проектирования изделия.

Руководящими документами при отработ­ ке конструкции на технологичность являются ГОСТ14.201 - 83, ГОСТ14.205 - 83.

2.3.8. Требования эксплуатационной технологичности

2.З.8.1. Эксплуатационная технологичность - показатель совершенства ГТД

Эксплуатационная технологичность (ЭТ) яв­ ляется важным технико-экономическим показа­ телем совершенства авиационных ГТД.

ЭТ двигателя - совокупность свойств двигате­ ля и его узлов (например, проектные характерис­ тики, конструктивные решения, новые материалы и прогрессивные технологии), которые позволяют выполнять его техническое обслуживание ограни­ ченным количеством исполнителей средней ква­ лификации с применением простых средств для технического обслуживания и минимальными за­ тратами. Современные двигатели проектируются с учетом требований ЭТ. Двигатель должен иметь такую конструкцию, которая может сохранять или восстанавливать пригодное к эксплуатации состо­ яние на протяжении всего периода эксплуатации.

Опыт разработки, производства и эксплуата­ ции авиационных двигателей свидетельствует о том, что в решающей степени ЭТ закладывается на этапе разработки двигателя. Но на всех других этапах ЭТ должна оцениваться и подтверждать­ ся. Обеспечить требования ЭТ на самых ранних этапах проектирования позволяют современные трехмерные графические программы. Они ши­ роко применяются при проектировании ГТД. В дальнейшем ЭТ отрабатывается и подтвержда­ ется на макетах двигателя. Конструкторы полу­ чили возможность видеть работу проектируемых деталей во всей системе в целом. Это позволяет избежать ситуаций, когда крепеж деталей, часто

обслуживаемые элементы или агрегаты распола­ гаются в труднодоступных местах или когда для демонтажа того или иного блока необходимо снять несколько смежных. Такой подход уже на этапах проектирования и доводки нового двигателя поз­ воляет свести к минимуму возможные конструк­ тивные изменения по причине ЭТ, а значит, - сни­ зить стоимость эксплуатации двигателя.

Самый совершенный двигатель и самолет бу­ дет бесполезен и неинтересен эксплуатанту, если из-за плохой ЭТ его техническое обслуживание или ремонт потребует средств и времени едва ли не больше, чем на эксплуатацию.

2.3.8.2. Основные качественные характеристики ЭТ

Качество ЭТ двигателя определяется его при­ способленностью к техническому обслуживанию и ремонту (ТО и Р) с минимальными затратами. К основным качественным характеристикам ЭТ относятся:

1) модульность - возможность простой за­ мены некоторых основных секций двигателя в эксплуатации без отправки двигателя в ремонт (например, рабочее колесо вентилятора, коробка приводов), возможность разборки на модули при ремонте двигателя;

2) ремонтопригодность -приспособленность конструкции двигателя к восстановлению ра­ ботоспособности двигателя, его характеристик и параметров с помощью ремонтных техноло­ гий и замены деталей, агрегатов и модулей;

8)простота технологических процессов при ТО и Р - возможность выполнения ТО и Р огра­ ниченным количеством обслуживающего пер­ сонала средней квалификации с минимальными затратами;

9)регулируемость - свойство конструкции дви­ гателя, обеспечивающее возможность и удобство регулирования при ремонте и испытаниях для поддержания заданных параметров и работоспо­ собности. При этом объем необходимых регули­ ровочных работ при ТО в эксплуатации должен быть сведен к минимуму;

10)преемственность - приспособленность конструкции двигателя к применению стандар­ тного ручного инструмента для проведения об­ служивания, регулировок, сборки и разборки. Возможность применения специального инстру­ мента, испытательного оборудования, контроль­ но-проверочной аппаратуры и технологических процессов, которые существуют и используются для обслуживания двигателей других типов, на­ ходящихся в эксплуатации. Потребность в новых специальных инструментах, контрольно-прове­ рочной аппаратуре и технологических процессах должна быть сведена к минимуму, и обосновы­ ваться технико-экономической эффективностью их применения.

2.3.8.3. Количественные показатели ЭТ

Количественные показатели ЭТ определяют­ ся на основе статистических данных по затратам времени, труда и средств расходуемых на ТО и Р,

конструкции двигателя для контроля механи­ ческого состояния, характеристик и парамет­ ров двигателя, достаточных для обнаружения ранних признаков неисправности или разруше­ ния, а также для проведения наземного анализа

иконтроля текущего технического состояния;

4)доступность - свободный доступ к систе­ мам, узлам, агрегатам, контрольным элементам

идеталям двигателя, требующим регламентного обслуживания, проверки, регулировки или час­ той замены, без снятия других деталей или узлов

ибез разборки двигателя;

5) легкосъемность - приспособленность конс­ трукции к снятию и установке узлов, агрегатов

идеталей с минимальными трудозатратами;

6)взаимозаменяемость - свойство конструк­ ции, обеспечивающее возможность замены без подгонки одноименных деталей, узлов, агрегатов

имодулей с сохранением заданных характерис­ тик двигателя;

7)восстанавливаемость после эксплуатаци­ онных повреждений без отправки двигателя в ре­ монт;

показатели ЭТ характеризуют достигнутые конс­ труктивно-технологические свойства и совер­ шенство конструкции двигателя, а также совер­ шенство применяемых методов ТО и Р, хранения и транспортирования.

Основной параметр количественной оценки ЭТ - количество затраченных на ТО и Р челове­ ко-часов, отнесенное на один час работы двига­ теля в полете.

Уровень ЭТ двигателя оценивается как в со­ ставе воздушного судна, так и отдельно. Для оценки достигнутой ЭТ составляется паспорт на двигатель с расчетом ЭТ, которая в дальней­ шем подтверждается на этапе государственных испытаний и эксплуатации.

2.3.9. Экономические требования к авиационным ГТД

2.З.9.1. Себестоимость производства

В настоящее время жесткая конкуренция на мировом рынке авиадвигателей вынуждает проектировщиков при создании новой техники