2.1 Аналіз умов роботи вузлів та деталей ГТУ

Силовий корпус - складається з корпусів компресора, турбіни, камери згорання, корпусів підшипників та елементів, що поєднують складові у єдину конструкцію. Силовий корпус сприймає масу всіх частин двигуна, газодинамічні сили і обертові моменти, а також інер­ційні навантаження. Частина цих сил і моментів врівноважується в самому двигуні, частина передається через вузли кріплення (до літа­ка). Деякі навантаження змінюються циклічно, із високою частотою, викликаючи вібрації елементів корпуса [4, 5, 6]. Елементи працюють у різних температурних умовах, може існувати значна розбіжність у те­мпературах між окремими точками. Елементи корпуса, що мають фо­рму тонкостінних оболонок, під дією високого зовнішнього тиску або моменту обертання, можуть втрачати стійкість, деформуючись з утво­ренням складок і хвиль. Виходячи з призначення й умов роботи сило­вого корпуса, до його конструкції висуваються такі вимоги: 1) висока міцність і жорсткість при мінімальній масі; 2) устрій корпуса повинен сприяти простоті і зручності складання і розбирання двигуна і його вузлів; 3) в конструкції повинна передбачатися спроможність вільного теплового розширення окремих деталей, виконаних із різних матеріа­лів або якщо вони мають різні температури.

За способом виготовлення корпус може бути литим або звар­ним. Литво дозволяє, навіть при складній конфігурації окремих еле­ментів корпуса, виконувати їх як одне ціле, майже в готовому виді. Товщина литих стінок визначається як міцністю так і технологічністю. Для збільшення місцевої або загальної жорсткості застосовують під­силюючі ребра. Для зменшення маси, деякі деталі корпуса виконують­ся з порожнинами [6].

Для виготовлення литих корпусів звичайно використовують ле­гкі сплави - магнійові або алюмінійові (робочі температури до 150­250°С). Елементи корпуса, що розігріваються до температури 350­550°С, виготовляють із ковкого або жароміцного чавуну.

З урахуванням збільшення робочої температури у двигуні і пра­гненням зменшити масу конструкцій, застосовуються зварні корпуса здеталей отриманих деформуванням листового матеріалу з приварени­ми елементами: стійками, ребрами, фланцями. Як наслідок, маса конс­трукції й відходи металу при її виготовленні є меншими, ніж при литві з наступною механічною обробкою.

Вибір матеріалу для елементів зварного корпусу визначається температурними умовами. До іекспл=400-450°С, застосовують маловуг-лецеві і низьколеговані сталі з високою технологічністю при зварю­ванні - типу хромансиль. У зоні більш високої температури (600­700°С) - нержавіючі аустенітні сталі типу 10Х18Н9Т.

Ротори. Вали роторів звичайно виконуються з декількох час­тин, рідше - з однієї поковки. У цьому випадку вал жорстко з'єднується з дисками турбіни і компресора. При виконанні вала з де­кількох частин з'єднання цих частин здійснюється за допомогою шліц, фланців, болтів, або сполучних муфт. Матеріали валів - леговані сталі 18ХНВА , 40ХНМА, ЗИ395.

Лабіринтові ущільнення. Розділяють порожнини з різним ста­тичним тиском і призначені для запобігання виходу газів або повітря з порожнини високого тиску. Лабіринтові ущільнення, встановлені біля підшипників, перешкоджають перетіканню мастила. Лабіринтові ущі­льнення повинні:

1) забезпечувати надійність ущільнення при мінімальних габа­ритах і масі;

2) бути простими у виробництві і монтажі;

3) матеріал не повинний викришуватись під час роботи, тому що це може призвести до засмічення масла в підшипниковому вузлі або до ушкодження лопаточного апарата (в компресорі або турбіні).

Робочі лопатки компресорів. У робочій лопатці розрізняють профільну частину (перо) і замкову частину (хвостовик) [7]. Профіль­на частина обтікається на робочому режимі потоком повітря (інколи з надзвуковою швидкістю). Від аеродинамічних характеристик лопаток залежать напор ступені і ККД.

Конструкція, матеріал, технологія виготовлення лопаток пови­нні забезпечувати високі аеродинамічні якості профільної частини, високі міцність і вібростійкість. Бажаною є мала маса профільної і замкової частини, низька вартість і пристосованість до серійного ви­робництва.

Матеріалами для лопаток осьового компресора (в залежності від умов роботи) обирають високоміцні алюмінійові сплави (АК6, ВД17)зо

або леговані сталі (ЗОХГСА, 40ХМНА, 18ХНВА, Х17Н2, ЗИ961Ш, ЗП517Ш, ЗП866Ш, ЗИ787ВД, 15Х16Н22М, ЗИ962Ш, ХНЗОВМТ, 14Х17Н2, ЗП609, ЗИ7З6Ш, 12Х18Н9). Значно зменшує масу констру­кції (без втрат міцності до температур 400-450°С) використання тита­нових сплавів (ВТЗ-1, ВТ8, ВТ8М-1, ВТ9, ОТ4-1, ВТ5, ВТЗЗ, ВТЗ0, ВТ20, ВТ18, ВТ18У, ВТ25) [7]. В окремих випадках є доречним вико­ристання жароміцних сплавів ЗП718-ИД, ЗИ4З7ВД. Для сучасного авіаційного двигуна частка титанових сплавів у компресорі складає 57%, сталей - З7%, жароміцних сплавів - 6%.

Лопатки можуть виготовляться штампуванням або литвом, після якого полірується профільна частина і проводиться механічна обробка хвостовика.

Ротори осьових компресорів. За конструкцією поділяють на ротори:

1. Барабанного типа (рис.2.1,а) - тонкостінний циліндр або ко­нус, на зовнішній поверхні якого виконані канавки під лопатки, до йо­го кінців кріпляться фланці з цапфами. Барабан сприймає відцентрові сили лопаток та згинаючі моменти від дії сил маси, інерції і передає обертовий момент;

2. Дискового типа (рис.2.1,б) - відцентрові сили лопаток сприймаються дисками, моменти згинання і обертання - валом, що проходить крізь усі диски і сполучений із ними.

 

Барабан

/ииуи

ан /

 

Лопатки

а

вал ПППП

Цапфа

Вал

Ь-Диск ООП 0—Лопатка

б

а - ротор барабанного типа; б - ротор дискового типа Рисунок 2.1 — Конструкція роторів осьових компресорів [4]

3. Змішаного типа — складається з окремих дисків але не має загального вала. Диски сполучені між собою тонкостінними кільцями. В цій конструкції відцентрові сили лопаток сприймаються дисками, а іноді, частково, і барабаном, а моменти крутіння та згину — барабаном.

Найважливішою вимогою до ротора є забезпечення високої міц­ності, а також достатньої жорсткості проти згину при малій масі конс­трукції. Всі основні деталі ротора: диски, цапфи, барабани і вали ви­конуються штампуванням, рідше, куванням. При цьому напрямок во­локон матеріалу в заготовці повинен відповідати геометричній формі деталей із тим, щоб при наступній механічній обробці волокна не пе­рерізалися.

Матеріалами для дисків і барабанів служать або алюмінійові сплави (К200-250°С) АК-4, ВД-17, або леговані сталі типу 18ХНВА, З0ХГСА, 40ХНМА [З]. Сталь звичайно застосовують для нагрітих ди­сків. Цілком сталевими ротори виконуються в компресорах ТРД для великих надзвукових швидкостей польоту. Останнім часом досить широко використовуються титанові сплави. З метою підвищення ре­сурсу двигуна деталі ротора піддають антикорозійній обробці.

Спрямляючі апарати компресора (СА) - кільцеві набори про­фільованих лопаток, закріплених у корпусі. Лопатки СА навантажені газовими силами і зазнають в основному напруження вигину. При на­явності нерівномірного поля швидкостей і тисків можливі значні віб­раційні напруження, особливо в довгих лопатках перших СА. Лопатки вхідного направляючого апарата, а також лопатки СА останньої сту­пені одночасно можуть виконувати роль спиць у силових рамах кор­пуса вхідного устрою і корпуса підшипників, навантажені додаткови­ми зовнішніми зусиллями. Лопатки СА виготовляють точним штам­пуванням, прецизійним литтям, для підвищення опору корозії викори­стовують спеціальні покриття.

Для виготовлення лопаток, що працюють при 1=200-250°С до­сить часто використовуються сплави на основі алюмінію (АК-4, ВД-17), при підвищеній температурі - сталі З0ХА, З0ХГСА, 14Х17Н2. Відповідно до умов роботи, на різних ступенях одного компресора можуть застосовуватися лопатки з різних матеріалів. За силовою схе­мою СА виконуються з консольними лопатками (рис. 2.2, а) або з ло­патками зкріпленими на кінцях, тобто рамного типу (рис.2.2, б). Кон­сольні лопатки схильні до вібрацій. Кільце-бандаж перешкоджає розвитку низькочастотних вібрацій, зменшує зазор між СА і ротором. Для розширення діапазону робочих характеристик компресора в сучасних конструкціях застосовується СА з поворотними лопатками. Найчастіше така конструкція використовується в авіаційних двигунах.а б а - з консольними лопатками; б - рамного типу Рисунок 2.2 - Схеми будови спрямляючих апаратів компресора

Корпус компресора. Корпус осьового компресора - порожнин­ний тонкостінний круговий циліндр або зрізаний конус з елементами кріплення. Внутрішня поверхня корпуса утворює контур проточної частини. Корпус - силовий елемент, навантажений внутрішнім тис­ком, осьовими силами і обертовими моментами від СА, а також масою і силами інерції як власного корпуса, так і закріпленого на ньому устаткування та агрегатів. Найбільш навантаженою є задня частина корпуса, що має підвищений тепловий режим. Корпус повинний за­безпечувати достатню міцність і високу жорсткість при малій масі конструкції. Матеріалами для виготовлення корпусів компресора слу­жать легкі алюмінійові і магнійові сплави типу АЛ5, ВЗ00, МЛ5, а та­кож титанові сплави або конструкційні сталі 20, З0ХГСА. Вибір мета­лу визначається тепловим режимом корпуса. У корпусах компресорів надзвукових літаків на останніх ступенях використовують сталі.

Направляючі лопатки турбіни (соплові) (НЛ) - є найбільш нагрітими (за винятком жарової труби камери згорання і газозбірника) деталями турбіни. На відміну від робочих лопаток, температура яких визначається середньою температурою газу, окремі НЛ можуть мати температуру на 50, а в деяких випадках і на 100-150°С вище середньої температури газу [8]. Оскільки площа поперечного перетину в НЛ звичайно більше, ніж у робочих лопатках, зміни температури газу, що мають місце при пусках, зупинках і змінних режимах призводять до підвищення температурних напружень. У залежності від конструкції направляючого апарата, в лопатках виникають розтягуючі напружен­ня від маси статорних деталей і згинаючі напруження, проте сумарний рівень напружень значно нижчий, порівняно з робочими лопатками.

Найбільш типові види ушкоджень при тривалій експлуатації на­правляючих лопаток: корозійні, що призводять до ущільнення кромок лопатки, появи виразок і підвищення шорсткості поверхні; термічна втома, в результаті якої утворюються тріщини на кромках, а в окремих випадках відриваються шматочки металу; зміна геометрії лопаток у зв'язку з втратою стабільності при термоциклічному навантаженні; крихкі руйнування лопаток із малопластичних матеріалів при надхо­дженні в проточну частину турбіни сторонніх предметів.

Корозійні ушкодження направляючих лопаток турбін обумовле­ні процесами взаємодії металу лопаток із обтікаючим їх газом та золо-вими відкладеннями, що містять різноманітні компоненти продуктів згорання палива. Особливо агресивно процеси корозії лопаток проті­кають при використанні важких видів палив, що містять V, 8, і при влученні в турбіну солей морської води.

Для одержання деталей застосовуються як деформовані, так і ливарні жароміцні сплави. Для литих лопаток - сплави на основі Со (ЛК-4), на основі N1 (ЖСЗ, ЖС6). Ці матеріали використовуються для лопаток перших (найбільш гарячих) ступеней. У випадку високої ко­розійної активності газів (для забруднених палив або стаціонарних установок) можуть використовуватися сплави типу СНЛ-1, ЗП5З9Л, або застосовуються захисні покриття.

Для лопаток із меншою температурою газу можуть застосовува­тися менш жароміцні хромонікельові сплави ЗИ4З5, ЗИ4З7Б, сталь ЗИ417. У цьому випадку лопатки виготовляють деформуванням, для підвищення жаростійкості поверхня піддається алітуванню або хромо-алітуванню (поверхневий шар лопаток насичують А1, або Сг та А1 од­ночасно).

Робочі лопатки турбіни - знаходяться під дією відцентрових сил, що створюють у них змінні за висотою профілю напруження, ма­ксимум котрих звичайно знаходиться в основі пера. Під дією газового потоку в лопатці виникають напруження вигину, максимальні в основі пера. Робочі лопатки мають температуру змінну за висотою і перети­ном [8]. Рівень напружень та температура лопаток різних ступеней га­зової турбіни наведено у таблиці 2.1.

Градієнт температур залежить від параметрів потоку і геометри­чних розмірів лопаток. Градієнти температур за перерізом різко зрос­тають під час пусків і зупинок, створюючи помітне поле температур­них напружень. У закручених лопатках розтягуючі напруження від відцентрових сил розподілені за поперечним перерізом нерівномірно, в центральній частині напруження вище середніх, у кромок - нижче.

Таблиця 2.1 - Рівень температур металу і напружень в лопатках перспективних ГТУ, створених в 1998-2000 р.р._

 

 

 

Середня темпе­ратура метала, °С

Границя плинності

а02, МПа

Границя міцності стВ, МПа

Границя тривалої міцності,

Рівень напружень від відцентрових сил та зги­ну аек, МПа за ступенями

сі' МПа

І          ІІ ІІІ

Направляючі лопатки

900

650

800

130

90

850

700

850

200

120

800

750

900

260

130

750

720

950

 

 

Робочі лопатки

850

750

900

240

150

820

800

950

320

200

780

859

960

380

250

Для підвищення працездатності лопаток застосовуються конс­труктивні заходи, наприклад забезпечення охолодження при експлуа­тації. Лопатка виготовляється з порожнинами, при продуванні через них повітря з більш низькою температурою здійснюється зниження температури в лопатці. Кромки охолоджуваних лопаток практично не охолоджуються. Середня зона таких лопаток має більш низьку темпе­ратуру. Крім статичних напружень у лопатках розвиваються напру­ження від вібрації, під впливом яких відбувається більшість поламок.

Ушкодження робочих лопаток турбіни - є одним з найбільш по­ширених видів руйнування високотемпературних деталей ГТУ. Причи­нами поламок можуть бути сторонні частинки, що потрапили в проточ­ну частину, підвищений рівень вібраційних напружень, високі циклічіні напруження, перегріви, в умовах яких метал лопаток має недостатню жароміцність. Важливими чинниками, які необхідно враховувати при виборі матеріалу для виготовлення робочих лопаток, є врахування умов роботи (короткочасний, тривалий ресурс), робочі температури, рівень напружень, вплив навколишнього середовища. При експлуатації ГТУ в морських умовах необхідно враховувати можливе прискорення коро­зійних процесів при наявності солей що змішуючись із гарячими продуктами горіння, потрапляють у проточну частину турбіни і впли­вають як на направляючі, так і на робочі лопатки [1].

Матеріалами для виготовлення робочих лопаток, у залежності від конструкції й умов навантаження можуть бути обрані: жароміцні аустенітні сталі із карбідним або інтерметалідним зміцненням (09Х14Н19В2БР, 10Х16Н25, 10Х11Н20ТЗМР, ХНЗ8Т (ЗИ70З), ЗИ612 (ХНЗ5ВТ)); сплави на основі нікелю (ЗИ607 (ХН80ТБЮ), ЗИ4З7Б (ХН77ТЮР), ХН70ВМТЮФ, ЗП99, ЗП220, ЖСЗ, ЖС6К, ЖС6У, ВЖЛ12, ЗМИ-З, ЧС70ВИ). Робочі температури деяких сплавів наве­дено у таблиці 2.2. Виготовляють робочі лопатки куванням або точ­ним литтям.

Таблиця 2.2 - Жароміцні сплави для виготовлення лопаток тур­бін авіадвигунів [8]

Робоча температура лопаток,°С

Марка сплава

650-800

ЗИ4З7А, ЗИ4З7Б

800-850

ЗИ617, ЗИ598, ЗИ896

850-950

ЗИ929, ЗИ867, ЗП109

950-1000

ЖС6К, ЖС6У

1000-1200*

ЖС6К, ЖСЗДК, ВЖЛ12, ВЖЛ12З, ЖС26ВИ, ЖСЗ2ВИ

*для охолоджуваних лопаток.

Диски турбін. Через високі колові швидкості і робочі темпера­тури в більшості турбін сучасних ГТД застосовуються ротори диско­вого типу. Матеріали для дисків - жароміцні сталі, у тому числі аус­тенітні, і жароміцні сплави. Найбільш важливими для роботи дисків характеристиками цих матеріалів є опір пластичним деформаціям і тривала міцність. При високих значеннях цих характеристик метал за­безпечує невеличкі залишкові деформації диска і достатній рівень мі­цності в умовах тривалого навантаженого стану [1].

Умови навантаження диска передбачають наявність відцентрових сил і градієнтів температур (за радіусом й уздовж осі), що призводять до виникнення радіальних, тангенціальних і осьових напружень (у сту-пиці). Градієнти температур за радіусом в деяких дисках при стаціонар­них режимах можуть сягати 400°С, а при введенні в дію - 600°С.

Характер напруженого стану диска в процесі експлуатації змі­нюється як через перерозподіл напружень внаслідок повзучості, і, як результат, різких змін температурних напружень, що виникають при пусках і зупинках.

В залежності від конструкції диска та умов роботи ГТУ співвід­ношення діючих в різних місцях диска напружень істотно змінюються, в деяких місцях дисків максимальними є радіальні напруження. Різкі пуски і зупинки двигуна викликають термічні напруження, що перева­жують напруження від відцентрових сил. При роботі на забрудненому паливі засмічуються монтажні зазори в пазах дисків, у результаті чого змінюються умови теплопередачі від лопаток до дисків, а також жорст­кість закріплення лопаток. Все це впливає на напружений стан диска.

Якщо температура ободу не перевищує 600-650°С, диски виго­товляють зі сталей ЗИ481, ЗИ424, ЗИЗ95. При більш низьких темпе­ратурах використовують менш леговані сталі, наприклад, ЗИ415, при температурі, що перевищує 700°С - хромонікельові сплави, напри­клад, ЗИ4З7Б.

Виготовляють диски куванням із наступною механічною оброб­кою, інколи диски виготовляють складовими (за допомогою зварю­вання): серцевина - феритна сталь, обод - аустенітна сталь.

На відміну від дисків авіаційних і транспортних ГТУ, диски стаціонарних турбін великої потужності мають дуже великі діаметри і товщини. Тому вони, найчастіше, виготовляються зі сплавів на основі заліза, що легше обробляються тиском.

Камери згорання. Конструкція камери згорання повинна забез­печувати:

- максимально можливу повноту перетворення хімічної енер­гії палива в теплову;

- стабільність процесу згорання при всіх режимах і умовах роботи двигуна;

найменшу довжину смолоскипа полум'я і рівномірне поле температур перед апаратом турбіни. Нерівномірне поле температур може призвести до місцевого перегріву і прогару лопаток, а також до різної швидкості витікання газів із каналів до лопаток, отже, до вібра­цій робочих лопаток турбіни;

- мінімальний об' єм, розміри та масу камери;

- простоту конструкції, зручність обслуговування і контролю за роботою камери і максимальний термін її експлуатації.

Камера згорання ГТД працює у важких умовах, пов'язаних із високою температурою продуктів згорання, їх хімічною активністю, наявністю місцевих перегрівів, пульсуючим характером тиску [9]. Унайбільш складних умовах знаходяться жарові труби. Стінки їх мають температуру до 1000-1200°С і дуже нерівномірне поле температур за довжиною і в поперечному перерізі.

Пульсація газового потоку може викликати поламку камери. Для виготовлення її деталей, що знаходяться у зоні підвищених тем­ператур, застосовуються жаростійкі матеріали: сплави на основі ніке­лю ЭИ435, ЭИ602. Камери згорання виготовляють із тонкого листа із застосуванням холодної пластичної деформації та зварювання.

Регенератори ГТУ призначені для підвищення економічності за рахунок використання тепла відпрацьованого газу шляхом підігріву повітря, що надходить від компресора до камери згорання турбіни. Забезпечення високої тепловіддачі від газу до повітря досягається за­стосуванням тонкостінних (листових або трубчастих) елементів, через які повітря, що нагрівається, і гази, що відходять, рухаються противо­током [9].

У регенераторах, що експлуатуються у морських умовах, у не­робочий період часу осаджуються солі морської води, що при експлу­атації створюють умови для корозійних ушкоджень: МКК (для хромо-нікельових сталей); виразкової, щілинної корозії, контактного розтріс­кування. При виготовленні регенераторів найчастіше використовують сталі типу 12Х18Н10Т.

Системи змащування. Призначення системи змащення полягає в підтримці нормального температурного стану деталей тертя (підши­пників, шестерен), у зменшенні втрат на тертя. Для забезпечення не­обхідного прокачування і тиску масла в ГТД застосовують шестерен­часті масляні насоси і рідше - коловоротні. У більшості авіаційних ГТД застосовуються декілька насосів, що відсмоктують і один, рідше два, що нагнітають. Корпуси насосів - литі з алюмінійових (АЛ4, АЛ5) або магнійових (МЛ5, МЛ2) сплавів. У підшипниках та для цапф шестерен застосовують бронзові або алюмінійові втулки.

Шестерні насоса виготовляють з хромонікельової сталі (12Х2Н4А, 18ХНВА), поверхня зуба зміцнюється цементацією і шлі­фується.

Ємкість масляних баків не перевищує 35-40л. У найбільш поту­жних ТВД ємкість сягає 170 л. Баки виготовляють з алюмінійових сплавів АМг-М або АМц-М зварюванням листових заготовок.

Паливні насоси за призначенням поділяють на:

-   основні - подають паливо до форсунок;

- підкачуючі - забезпечують постійність тиску палива на вхо­ді в основні насоси для запобігання виникнення кавітації палива зі збільшенням висоти польоту або підвищенням температури палива;

- пускові - забезпечують подачу палива до пускових форсу­нок під час запуску двигуна.

За способом подачі палива насоси поділяються на: плунжерні, шестеренчасті, відцентрові.

Основними елементами плунжерного насоса є ротор, золотни­кова шайба, плунжери, похила шайба, корпус насоса.

Ротори виготовляють з алюмінійової бронзи або зі сталі. При максимальній відносній швидкості прямування плунжера 5-8 м/сек ротор виконують бронзовим, при менших швидкостях - сталевим. Плунжери виконуються зі сталей типу ХБГ або спеціальних сплавів. Корпуса насосів виготовляють литвом з алюмінійових сплавів типу

АЛ4, АЛ5, АЛ9.

При виготовленні відцентрових насосів матеріали крильчаток -магнійові або алюмінійові сплави, для високонавантажених - сталі.

Для запобігання корозії поверхню анодують. Корпуса виготов­ляють із сплавів типу АЛ.

Шестерні шестеренчастих насосів виготовляють з легованих цементовних або азотовних сталей (12ХНЗА, ЭИ274 та ін.). Глибина цементованого шару - 0,4-0,б мм.

У низьконапорних насосах, тиск в яких не перевищує 0,8­1,0 МПа, застосовуються підшипники ковзання з олов'янисто-свинцевої бронзи. У високонапорних передбачені голчасті підшипни­ки. їхні зовнішні обойми - сталеві втулки, що запресовані в корпусі, внутрішні обойми з цементовних сталей. Корпуса виготовляють із сплавів типу АЛ.

Редуктори призначені для збільшення крутного момента за ра­хунок зниження частоти обертання валів, є складовою частиною сило­вої установки. Редуктори ТБД літаків та ГТД вертольотів мають ре­сурс однаковий з двигуном, спільну систему маслопостачання. Основ­ними елементами редукторів є вали, ресори, зубчасті колеса, шестерні. Вали одночасно працюють на крутіння, розтягування, стискання, згин із знакозмінними напруженнями. Ці деталі виготовляють порожнин­ними, тонкостінними та ступінчатими. Для валів найчастіше викорис­товують сталі 12Х2Н4А, 18ХН2БА, 40ХН2МА з термообробкою натвердість З2-З8 ИЯС, поверхні азотують або цементують. З метою підвищення опору втомним руйнуванням може бути застосована дро-бострумінева обробка поверхні валу. Ресори - торсіонні вали, що ма­ють на кінцях шліци. Ресори поєднують між собою соосно розміщені вали і забезпечують компенсацію похибок їх взаємного розміщення, деякі з них (у вертольотах) навантажені крутним моментом. Зубчасті колеса редукторів працюють при великих навантаженнях і колових швидкостях, що обумовлює в них високі напруження. Особливістю експлуатації деталей редукторів в ГТД є підвищений рівень темпера­тур, що потребує використання високолегованих теплостійких сталей. Зубчасті колеса виготовляють із сталей типу 12Х2Н4А, 18ХН4ВА, 40ХНМА, З8ХМЮА. Заготовки одержують куванням. Спосіб поверх­невого зміцнення деталі повинен враховувати температуру експлуата­ції, забезпечуючи високий рівень зносостійкості, твердості при підви­щених температурах. Після нарізки зубів деталі (шестерні, зубчасті колеса) цементуються на глибину 1-1,5 мм або азотуються на 0,З-0,8 мм НЯС>58, НЯСсерцев=З0-44. Для авіаційних зубчатих колес використовують цементовні сталі 14ХГСН2МА (ДИ-ЗА), 20ХЗМВФ, 16ХЗНВФМБ, 1ЗХЗНВМ2Ф [10]. Температура експлуатації цих мате­ріалів сягає 220-400°С. Корпуси редукторів виготовляють литтям, час­тіше з сплавів АЛ5, МЛ5. Магнійові сплави мають низьку твердість, тому під вальницеві опори в корпус редуктора запресовують тонко­стінні сталеві втулки.