Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / 2-3-Trebovanija_k_GTD

к.п.д. современных ГТД простого цикла составляет η å = 0,18…0,43.

Удельная стоимость ГТД – экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощности ГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется для механического привода, в состав оборудования входят: системы запуска, управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор и некоторые др. С ростом мощности ГТД существенно снижается его удельная стоимость. Так, например, удельная стоимость ГТД для механического привода составляет от 400…450 $/кВт (для ГТД класса мощности ~1 МВт) до 170…180 $/кВт (для ГТД мощностью 30…40 МВт).

2.3 - Требования к авиационным ГТД

К авиационным ГТД предъявляются следующие требования:

-общие технические требования, изложенные

âнормативных документах,

-технические требования к конкретному разрабатываемому двигателю с учетом его установки на конкретный летательный аппарат.

В числе важнейших технических требований к конкретному двигателю - технические характеристики, надежность, ресурс, живучесть и безопасность, производственная и эксплуатационная технологичность, экологические характеристики, экономические показатели.

2.3.1 - Требования к тяге (мощности)

Тяга и удельный расход топлива – важнейшие характеристики двигателя, определяющие размеры и основные внутренние параметры (Ò*ÑÀ, π *Ê, m).

Тяга авиационного двигателя должна обеспе- чивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных условиях полета. Тяго-

вооруженность – это отношение суммарной тяги всех установленных на самолете двигателей (RÂÇË∑ ), к взлетной массе самолета (GÑÀÌ.ÂÇË):

.

Для транспортных дозвуковых самолетов тяга задается исходя из следующих условий.

Первое - обеспечение необходимой тяговооруженности на взлетном режиме (с ограничением

времени работы двигателей). Тяговооруженность должна обеспечивать нормальный взлет при заданной взлетной дистанции, безопасный взлет и набор высоты при отказе двигателя, уход на второй круг при снижении и посадке, а также минимальное акустическое воздействие при взлете и пролете. Тяговооруженность современных транспортных самолетов в зависимости от числа двигателей находится в пределах 0,25…0,35. Меньшее значение относится к четырехдвигательным самолетам, большее – к двухдвигательным.

Второе - получение необходимой тяговооруженности (избытка тяги) для набора высоты по заданной траектории H=f(L) с постоянной приборной скоростью (VÏÐ=const) и с оптимально-минималь- ным временем набора крейсерского эшелона (τ ≈ 30 мин), который определяется навигационными и экономическими факторами (расход топлива).

Третье - получение необходимой тяговооруженности на максимальном крейсерском режиме (предельный режим с неограниченным временем работы), для обеспечения устойчивого полета с поддержанием оптимальных заданных скорости (ÌÏ) и эшелона (Í) крейсерского полета. Самый выгодный по расходу топлива полет совершается по статическому потолку - с набором высоты по мере выгорания топлива. Однако, такой режим непригоден для пассажирских маршрутов.

При недостаточной тяговооруженности на взлетном режиме допускается применение максимального взлетного режима (ЧР, APR) с очень ограниченным суммарным временем работы (τ ≈ 5…30 мин). Такое может происходить при отказе двигателя на взлете и других чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном полете используется так называемый «промежуточный режим». Для поддержания безопасной высоты полета такой режим имеет меньшие параметры, чем взлетный режим, но бoльшие, чем режим набора высоты.

Поддержание заданной тяги на режимах производится, как правило, до температуры атмосферного воздуха tÍ = (ÌÑÀ+15 0С) при взлете и tÍ=(ÌÑÀ+10 ÎС) на режимах набора высоты и крейсерских. Поскольку скоростные характеристики двигателей с разной удельной тягой (различной степенью двухконтурности m) отличаются, то, как правило, дополнительно задается также тяга на взлетном режиме при скорости отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП), обычно соответствующей ÌÏ=0,20…0,24.

Дополнительным к сверхзвуковым транспортным самолетам предъявляется требование высокой тяговооруженности при ÌÏ = 0,95…1,15 äëÿ

преодоления звукового барьера на возможно большей высоте (Í ≥ 9…11 êì) è ïðè ÌÏ = 2,0…2,2 на высоте крейсерского полета (Í = 17…18 êì).

Специфические требования по тяговооруженности предъявляются к двигателям боевых самолетов (истребителей). Требуется в 3…4 раза большая тяговооруженность на взлете и в большей части так называемой области полетов Í = f(M), чтобы обеспечить:

-максимальную скороподъемность, минимальное время разгона и минимальную длину взлетной полосы;

-максимальный избыток тяги для ведения воздушного боя на виражах без потери высоты;

-сверхзвуковой крейсерский полет при

ÌÏ = 1,6…1,8 на большой высоте (для истребителей 5-го поколения - без включения ФК).

Двигатели для боевых самолетов (истребители) для экономии ресурса материальной части

в мирное время могут иметь боевые и учебные режимы, меньшие по тяге на 10…15 %.

Требования к тягам гражданских и военных ТРДД приведены в таблице 2.1.

2.3.2 – Требования к габаритным и массовым характеристикам

Требования к габаритным размерам авиационных ГТД обусловлены возможностью и удобством размещения СУ на самолете. Важнейшее значение имеет максимальный диаметр двигателя, поскольку во многом от него зависит диаметр мотогондолы. Максимальный диаметр мотогондолы зависит также и от рациональной компоновки двигательных и самолетных агрегатов и трубопроводов обвязки, размещаемых снаружи двигателя. Диаметр мотогондолы имеет особенно важное значение при размещении СУ под крылом самолета. При такой

компоновке необходимо обеспечить минимально допустимое расстояние от поверхности ВПП до нижней кромки мотогондолы. Это расстояние определяется исключением возможности попадания посторонних предметов в двигатель с поверхности ВПП, а также безопасностью посадки самолета с креном при полностью обжатой основной стойке шасси со стороны крена. Для удовлетворения указанных требований мотогондолы могут быть выполнены с некруглым сечением, несколько обжатым в нижней части (например, мотогондолы ТРДД семейства CFM56, устанавливаемых на самолетах Boeing 737). Уменьшение диаметральных габаритов двигателя

èмотогондолы имеет также важное значение для снижения аэродинамического сопротивления СУ

èсамолета в целом.

Малая длина двигателя также относится к важным показателем его качества, т.к. способствует уменьшению объема двигателя, длины мотогондолы или двигательного отсека, если СУ располагается внутри фюзеляжа. В последнем случае уменьшение длины двигателя способствует повышению полезного объема внутри самолета. При размещении СУ на пилоне под крылом уменьшение длины двигателя и мотогондолы облегчает задачу оптимальной компоновки системы «крыло- пилон-мо- тогондола» с целью минимизации вредного воздействия интерференции (дополнительного аэродинамического сопротивления, связанного с взаимодействием реактивной струи сопла (сопел) и потоков воздуха, обтекающих крыло, пилон и мотогондолу).

Современная тенденция развития ТРДД в сторону увеличения степени двухконтурности и, соответственно, увеличения диаметров вентилятора и мотогондолы усложняет размещение и компоновку СУ под крылом самолета и требует согласованной проработки данного вопроса совместно с разработчиком самолета.

Требования к массе проектируемого двигателя задаются проектировщиком летательного аппарата. Для гражданских ТРДД регламентируется сухая масса двигателя (ГОСТ 17106-90), а также отдельно масса реверсивного устройства, которое считается самолетным агрегатом, но разрабатывается обычно двигателестроительным или специализированным предприятием. Если предприятие-проекти- ровщик двигателя проектирует всю СУ, включая мотогондолу, то может быть задана 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 конструктивной схемы

двигателя и его основных узлов, использованием конструкционных материалов с большей удельной прочностью и рациональным конструированием всех деталей и элементов двигателя.

2.3.3 - Возможность развития ГТД по тяге (мощности)

Требование развития ГТД по тяге связано с существующей в настоящее время практикой создания семейств самолетов на основе базовой модели. Как правило, после разработки базовой модели самолета создаются модификации с укороченным и удлиненным фюзеляжем, соответственно - с пониженной и повышенной пассажировместимостью,

àтакже модификации с увеличенной дальностью 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-техничес- ких характеристик. Поэтому конструкция базовой модели двигателя должна допускать развитие двигателя в сторону повышения тяги. При использовании самолетов на высокогорных аэродромах или в условиях постоянного жаркого климата может потребоваться расширение условий эксплуатации. Например, поддержание взлетной тяги до + 45 °С,

àне 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 запасов по температуре. Форсирование двигателя осуществляется обычно после накопления определенного опыта эксплуатации базовой модели и устранения первоначальных дефектов. При необходимости могут применяться более эффективные ТЗП лопаток турбины.

Модификация двигателя с повышением тяги до 20 % без изменения габаритных диаметров двигателя может повлечь за собой значительное изменение конструкции и повышение параметров. Например, может потребоваться увеличение числа подпорных ступеней, повышение расхода воздуха и степени сжатия вентилятора за счет увеличения частоты вращения ротора НД, если имеется запас по производительности вентилятора. Или возникнет необходимость перепрофилирования лопаток вентилятора, применение более жаропрочных материалов в турбине и последних ступенях компрес-

сора, интенсификация охлаждения турбины. Повышение тяги свыше 20 % может потребо-

вать увеличения диаметра вентилятора для значи- тельного повышения расхода воздуха. А это озна- чает фактически разработку нового двигателя на базе существующего газогенератора, новой мотогондолы, реверса и т.д.

Создание модификаций ГТД различной тяги (мощности) на базе единого газогенератора рассматривается в разделе 2.5.2.

2.3.4 - Требования к используемым горюче-смазочным материалам

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

2.3.4.1 - Топлива авиационных ГТД

Топливо – один из важнейших компонентов

âсистеме летательного аппарата и его СУ, являющийся основным источником получения энергии.

Основными требованиями, предъявляемыми к топливу авиационных ГТД являются:

-высокие теплотворная способность и удельный вес, обеспечивающие повышенную дальность полета при фиксированной емкости топливных баков;

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

-возможность применения в широком диапазоне окружающих температур (от –60 °Ñ äî + 60 °Ñ);

-высокая химическая и термическая стабильность - низкое коксообразование и нагарообразование в топливной системе и камере сгорания; обладание высоким хладоресурсом при использовании

âкачестве поглотителя тепла в системах охлаждения масла, воздуха и элементов конструкции;

-удобство использования продуктов сгорания

âкачестве рабочего тела двигателя;

-наличие в большом количестве в природе при экономически рациональных способах добы- чи и переработки;

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

В настоящее время в качестве реактивных топлив наиболее распространены авиационные керосины. Они удовлетворяют большинству указанных требований. Авиационный керосин является продуктом прямой перегонки сырой нефти и имеет в своем составе, в основном, керосиновые фракции (с добав-

лением более легких - лигроиновых) и различные присадки. Авиационный керосин состоит из углеводородов метанового ряда СnH2n+2, нафтенового ряда СnH2n, ароматического ряда СnH2n-6 и содержит в среднем 85 % углерода и 15 % водорода.

Марки отечественных авиационных керосинов, применяемых в качестве рабочего, дублирующего и резервного топлива приведены в таблице 2.2.

Таблица 2.2 Марки авиационных керосинов

Основные топлива предназначены для постоянной эксплуатации ГТД и должны обеспечивать работу в полном соответствии с предъявленными к ним требованиями. Дублирующие топлива применяются при отсутствии основных и должны обеспечивать работу ГТД с учетом некоторых оговоренных ограничений. Резервные топлива используются в неотложных случаях при отсутствии основных и дублирующих с учетом ограничений, в т.ч. по ресурсу.

Рекомендации по применению топлив, некоторые свойства топлив и рекомендованные ЦИАМ зарубежные заменители приведены в таблице 2.3.

Для предотвращения образования кристаллов льда при низких температурах к топливам могут добавляться специальные противокристаллизационные присадки: этилцеллозольв технический (жидкость И), спирт тетрагидрофурфуриловый (жидкость И-М).

В связи с ограниченностью мировых запасов нефти в будущем планируется применение так называемых альтернативных топлив - синтетического керосина (продукт переработки каменных углей), природного газа (метана) и водорода. Основные теплофизические свойства альтернативных топлив в сравнении со свойствами авиационного керосина ТС-1 приведены в таблице 2.4.

Необходимо отметить, что водород и метан имеют пониженную плотность в жидкой фазе и, как следствие, пониженную по сравнению с керосином объемную теплоту сгорания (метан - в 1,4 раза; водород - в 4 раза), несмотря на значительно большую массовую теплоту сгорания. Так как водород и метан являются криогенными топливами, их при-

менение требует установки на летательном аппарате теплоизолированных криогенных топливных баков и криогенной топливной аппаратуры (тепло- обменник-газификатор, криогенный насосный агрегат и др.), а также и системы обеспечения пожа- ро-взрывобезопасности на двигателе.

Практическое использование криогенных топлив в гражданском ГТД впервые было осуществлено в «СНТК имени Н.Д.Кузнецова» (г. Самара). В 1988 г. на летающей лаборатории ТУ-155 был испытан опытный двигатель НК-88 с использованием в качестве топлива жидкого водорода, а в 1989 г. – с использованием сжиженного природного газа. Высокий хладоресурс криогенных топлив делает привлекательным их применение для двигателей летательных аппаратов, рассчитанных на высокие сверхзвуковые скорости полета.

2.3.4.2 – Авиационные масла

Смазочные масла применяются в авиационных ГТД и редукторах для обеспечения надежной

и долговечной работы узлов, в которых имеются пары трения, в первую очередь подшипников и зуб- чатых передач. К основным функциям смазочных масел относятся:

-уменьшение трения движущихся относительно друг друга деталей;

-снижение износа трущихся поверхностей;

-отвод выделяющегося при трении тепла, а

âподшипниковых узлах роторов ГТД также отвод тепла, поступающего посредством теплопередачи от более нагретых деталей и от горячего воздуха или газа, проникающего в опору через уплотнения;

-защита деталей ГТД от коррозии.

Энергия давления масла может использоваться для управления агрегатами двигателя и воздушного винта. Для выполнения перечисленных функций современные авиационные масла должны удовлетворять следующим основным требованиям:

- хорошие смазывающие свойства во всем диапазоне рабочих температур, обеспечивающие высокую несущую способность масляной пленки (пленка не должна исчезать при максимальных

нагрузках);

-пологая вязкостно-температурная характеристика, обеспечивающая достаточную вязкость масла при максимальных рабочих температурах и наименьшее увеличение вязкости при отрицательных температурах для обеспечения надежного запуска двигателя;

-высокая термостабильность;

-малая испаряемость при рабочих температурах;

-отсутствие коррозионного воздействия на металлы и резинотехнические изделия;

-отсутствие в составе масла токсичных веществ;

-совместимость с другими маслами;

-приемлемая стоимость.

Используемые в авиационных ГТД масла можно разделить на две основные группы - минеральные и синтетические.

Минеральные масла вырабатываются путем перегонки мазута при пониженном давлении. Полученные масляные фракции очищаются различ- ными способами для удаления нежелательных примесей асфальто-смолистых веществ, органических кислот, высокоплавких парафиновых углеводородов и т.п. Для улучшения рабочих свойств в минеральные масла могут добавляться различные антиокислительные, противоизносные и антикоррозийные присадки.

Âнастоящее время минеральные масла применяются, в основном, в низкотемпературных ГТД устаревших моделей. В этих двигателях максимальная рабочая температура масла не превышает 150 °С. Основные марки и рабочие температуры отечественных минеральных масел, а также импортные аналоги-заменители приведены в таблице 2.5.

Âсовременных высокотемпературных ГТД применяются синтетические масла. Синтетические масла вырабатываемые на основе полиальфаолефинов, сложных эфиров двухосновных органи- ческих кислот, эфиров неопентилполиолов, силоксанов, ортосилоксанов и др. с добавлением антиокислительных, антикоррозионных, противоизносных и противозадирных присадок. Синтети- ческие масла значительно превосходят минеральные по термической и термоокислительной стабильности, огнестойкости, испаряемости и по ряду других специальных требований. Марки и рабочие температуры современных синтетических масел, а также импортные аналоги-заменители

èрекомендации по применению масел приведены в таблице 2.6.

2.3.4.3 - Авиационные гидравлические жидкости

Âгидросистемах летательных аппаратов

èСУ в качестве рабочей жидкости применяются специальные гидравлические жидкости. В современных самолетах гидравлические жидкости применяются в агрегатах шасси, тормозной системы, системы управления. В авиационных СУ гидравлические жидкости могут применяться в силовых узлах гидросистем управления реверсом, соплом, поворотных лопаток компрессора и др. Необходимо отметить, что в системах управления сопла

èповоротных лопаток в качестве рабочей жидкости широко используется также авиационное топливо (керосин).

К гидравлическим жидкостям предъявляются следующие основные требования [2.3]:

- оптимальная вязкость, обеспечивающая достаточно быструю реакцию гидроустройств и плавное движение деталей гидросистемы, отсутствие перетеканий и потерь жидкости через уплотнения; - широкий интервал рабочих давлений и тем-

ператур; - хорошие смазочные свойства;

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

- жидкость не должна разлагаться, расслаиваться, выделять какие-либо вещества, способные засорить каналы гидросистемы;

- нетоксичность и взрывопожаробезопасность. Основные марки и свойства авиационных гидравлических жидкостей на минеральной и синте-

тической основе приведены в таблице 2.7.

2.3.5 – Надежность авиационных ГТД

2.3.5.1 – Основные показатели

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

-показатели, непосредственно влияющие на безопасность работы двигателя,

-показатели, характеризующие технико–эко- номическое совершенство двигателя.

Рассмотрим обе группы подробнее.

2.3.5.1.1 – Показатели безотказности, непосредственно влияющие на безопасность работы двигателя

Коэффициент частоты нелокализованных отказов на 100000 часов наработки; средняя наработка на нелокализованный отказ (К100000).

Численное значение коэффициента частоты нелокализованных отказов определяется по формуле:

Ê100000ÍËÄ = 100000NÍËÄ / tÑ,

ãäå NÍËÄ - число нелокализованных отказов (нелокализованных разрушений, нелокализованных пожаров) в рассматриваемый период эксплуатации;

tÑ - cуммарная наработка парка двигателей в рассматриваемый период эксплуатации, ч.

Величина средней наработки на нелокализованный отказ, ч:

ÒÍËÄ = 100000 / Ê100000ÍËÄ.

Требования к величине коэффициента Ê100000 определяются условиями безопасности полетов и устанавливаются Нормами летной годности (НЛГ). По Авиационным правилам НЛГ (АП–25, АП–33) этот коэффициент не должен превышать 0,03 (ÒÍËÄ >3,3 ìëí.÷).

Коэффициент частоты отказов, приводящих к неустранимому в полете выключению двигателя на 1000 часов наработки (Ê1000ÏÂ). Средняя наработка на отказ, приведший к неустранимому в полете выключению двигателя (TПВ).

Численное значение коэффициента Ê1000ÏÂ определяется по формуле:

Ê1000ÏÂ = 1000NÏÂ / tÑ,

ãäå NÏÂ - количество отказов, приведших к неустранимому в полете выключению двигателя в рассматриваемый период эксплуатации;

tC - суммарная наработка двигателей в рассматриваемый период эксплуатации, ч.

При этом средняя наработка на отказ, приведший к неустранимому в полете выключению равна:

ÒÏÂ = 1000 / Ê100000ÏÂ.

Требования к уровню коэффициента частоты отказов, приводящих к неустранимому в полете выключению двигателя, задаются из условия обеспечения практической невероятности выключения двух двигателей (полной потери тяги для двухдвигательных самолетов).

В настоящее время значение коэффициента Ê1000ÏÂ задается на уровне не менее 0,02 независимо от числа двигателей на самолете.

2.3.5.1.2 – Показатели безотказности, характеризующие технико–экономи- ческое совершенство двигателя

Коэффициент частоты съемов двигателей с самолета на 1000 часов наработки для отправки в ремонт при эксплуатации по техническому состоянию с управлением ресурсами по второй стратегии (Ê1000ÑÄÐ).

Численное значение коэффициента определяется по формуле:

Ê1000ÑÄÐ = 1000NÑÄÐ / tÑ,

ãäå NÑÄÐ - количество снятых двигателей для отправки в ремонт в рассматриваемый период эксплуатации;

tÑ -суммарная наработка двигателей в рассматриваемый период эксплуатации, ч.

Коэффициент Ê1000ÑÄÐ близок к показателю Ê1000SV,применяемому зарубежными фирмами. Средняя наработка на съем двигателей для отправ-

ки в ремонт, ÒÑÄÐ, ÷.

Значение показателя ÒÑÄÐ определяется по формуле:

ÒÑÄÐ = 1000 / Ê1000ÑÄÐ

Этот показатель характеризует среднюю продолжительность использования двигателя на самолете («на крыле») между отправками в ремонт. Зна- чения определяется технико-экономическим

анализом и обеспечением экономической конкурентоспособности двигателя и носят рекомендательный характер.

Коэффициент надежности вылетов, КÇÂ.

ÊÇÂ характеризует уровень обеспечения бесперебойной эксплуатации, предполагающий предотвращение отказов двигателя, которые приводят к задержкам вылетов. Численное значение коэффициента определяется по формуле:

ÊÇÂ = (1 – NÇÂ / NÂÛË)100%

ãäå NÇÂ - количество задержек вылетов из аэропорта на 15 минут и более за рассматриваемый период эксплуатации по причинам, связанным с двигателем;

NÂÛË - количество вылетов за рассматриваемый период эксплуатации.

Коэффициент ÊÇÂ задают исходя из обеспече- ния конкурентоспособности двигателя по данному признаку. Значения на уровне 99,98% считаются конкурентоспособными.

2.3.5.2 – Методология обеспечения надежности

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

2.3.5.2.1 – Этап проектирования

Первым этапом является этап проектирования, на котором определяется конструктивный образ двигателя. Для обеспечения надежности двигателя уже на этом самом первом этапе необходимо выполнить анализ целого комплекса данных, накопленных в ходе эксплуатации.

Выполняются следующие работы:

-формирование согласованных требований

êнадежности двигателя и определение требований

êнадежности покупных комплектующих изделий;

-анализ материалов по отказам изделий–про- тотипов и формирование перечня основных мероприятий по их устранению на разрабатываемом двигателе;

-разработка мероприятий по повышению эксплуатационной технологичности, контролепригодности, ремонтопригодности;

-анализ материалов о производственно–тех- нологических неисправностях и стабильности технологических процессов двигателя–прототипа;

-разработка мероприятий по увеличению ресурса и календарного срока службы;

-анализ и оценка влияния хранения, консервации, упаковки, транспортировки, погрузо–раз- грузочных работ на надежность двигателя (по материалам использования двигателя–прототипа);

-разработка регламента технического обслуживания двигателя;

-оценка ожидаемых уровней показателей безотказности по материалам технического проекта, подготовленного для представления макетной комиссии;

-разработка мероприятий по надежности двигателя по замечаниям макетной комиссии;

-проверка надежной работы двигателя путем проведения стендовых испытаний;

-проверка надежной работы изделия путем проведения испытаний на летающей лаборатории;

-оценка показателей безотказности двигателя по результатам стендовых испытаний для полу- чения заключения о возможности первого вылета самолета;

-обеспечение проведения заводских наземных

èлетных испытаний самолета;

-разработка «Руководства по эксплуатации двигателя»;

-разработка программы увеличения ресурса двигателя и обеспечение перехода на эксплуатацию по техническому состоянию;

-организационное обеспечение устранения дефектов, выявленных в процессе доводочных работ, разработка мероприятий по их устранению, предотвращению;

-обеспечение исследования отказов и повреждений, выявленных в процессе доводочных работ;

-разработка номенклатуры и количественного состава запчастей для восстановления двигателя в процессе эксплуатации и при ремонте;

-оценка показателей безотказности на этапе завершения Государственных стендовых испытаний двигателя.

2.3.5.2.2 – Этап производства серийного двигателя, его эксплуатации и

ремонта

На данном этапе выполняются работы по обеспечению, поддержанию заданных уровней надежности:

-обеспечение информирования конструкторских подразделений о дефектах изделий;

-обеспечение своевременной разработки мероприятий по устранению, предотвращению дефектов двигателя;

-обеспечение анализа и оценки показателей безотказности серийных изделий;