Направляю Вам технический отчет № 65.617.4621 о причине отстранения от эксплуатации на самолете Ил-114 RA-91105 двигателя ТВ7-117С № К65010005.
    Приложение. Технический отчет № 65.617.4621.
    
    

Технический отчет № 65.617.4621
о причине отстранения от эксплуатации двигателя № К65010005

    1. Исследование причины отстранения от эксплуатации двигателя № К65.01.0005 проводилось комиссией в соответствии с приказом № 234 от 23.07.2003 по ФГУП "Завод им. В.Я. Климова" по программе разборки № 65.665.1034 и программе работ по исследованию № 65.617.5052.

    2. Характер проявления неисправности
    08.07.2003 г. при выполнении рейса ШГ-104 по маршруту Мурманск-Петербург (а/п "Пулково") на самолете Ил-114 RA-91105 ООО "Северо-Западная авиационная транспортная компания "Выборг" в процессе набора высоты (на высоте 5400 м), через 19 мин после взлета, экипаж услышал хлопок с левой стороны самолета с одновременным рывком в левую сторону.
    Сработала речевая информация "Левый двигатель - неисправность", на экране КСЭИС появилась информация "Двигатель 1 - вибрация предельная". Левый двигатель был переведен на режим полетного малого газа.
    После доклада от членов экипажа о визуальном обнаружении пламени в жалюзи сброса воздуха из подкапотного пространства (без срабатывания сигнализации о пожаре и системы автоматического пожаротушения) и появления на экране КСЭИС информации. "Двигатель 1 - стружка в масле" двигатель был зафлюгирован. Экипаж применил первую очередь пожаротушения. Возврат на аэродром вылета и посадка произведены благополучно.
    При осмотре левого двигателя после посадки при открытых капотах обнаружено:
    - наличие следов масла на коммуникациях и агрегатах двигателя с правой стороны в районе корпуса камеры сгорания и корпуса опор турбин;
    - следов локализованного пожара и обгорания краски на внутренней обшивке мотогондолы и капотов не обнаружено;
    - разрушены по перу все рабочие лопатки IV ступени 065.042.004-03. Повреждений осевого компрессора не обнаружено;
    - две трещины L=40 мм, L=40 мм (сверху и снизу) на корпусе топливного центробежного насоса ДЦН. Трещины сквозные, наблюдается течь топлива;
    - в месте крепления к корпусу опор турбин обрыв фланца трубки сброса воздуха;
    - деформация и вырыв материала стойки корпуса опор турбин вокруг штуцера подвода масла;
    - вырвана часть внешней обшивки стойки выхлопного устройства размером 4х6 мм;
    - осмотрен маслофильтр двигателя. На фильтроэлементах обнаружены крупинки черного цвета, неметаллические;
    - замерено количество масла в маслобаке - 8,5 л. Перед полетом уровень масла в маслобаке составлял 22 л;
    - осмотрены сигнализаторы стружки от опор двигателя и редуктора. На сигнализаторе стружки от опор - металлические частицы, полностью покрывшие зазор между магнитами сигнализатора. Проверена цепь сигнализатора - цепь замкнута.
    - на сигнализаторе стружки от редуктора незначительное количество аналогичных металлических частиц;
    - проверена легкость вращения роторов ТК и СТ. Роторы не вращаются;
    - Произведен отбор проб ГСМ. Пробы ГСМ отправлены на исследование в Центр ГСМ ГЦ БПВТ;
    - на мотогондоле (слева по полету) имеет место нештатный заход сектора плавающего кольца длиной ~ 45 мм за пределы фиксирующего его буртика;
    - на разрезном кольце и проставке выхлопного устройства (слева по полету): часть кольца деформирована, вышедшая из паза часть кольца зашла за задний бурт, поверхность деформированного кольца имеет наклеп;
    По решению комиссии по расследованию авиационного инцидента на самолете Ил-114 RA-91015 левый двигатель ТВ7-117С № К65.01.0005, проставка, уплотнительное кольцо с ответной частью выхлопного устройства были направлены на дальнейшее исследование на ФГУП "Завод им. В.Я.Климова" с привлечением специалистов ГЦ БП ВТ, ЦИАМ, СЗ АТК "Выборг", ОАО "ММП им. В.В.Чернышева", ОМО им. Баранова для определения причины отказа двигателя.
    
    3. Данные по двигателю № К65010005
    Завод изготовитель двигателя: ОАО "ММП им. В.В. Чернышева"
    Дата изготовления 06.06.2001 г.
    Гарантийный срок эксплуатации до 31.12.2002 г.
    Гарантийная наработка 800 ч в пределах гарантийного срока эксплуатации.
    Ресурс двигателя: до первого капитального ремонта 800 ч назначенный ресурс 1600 ч
    Изготовитель корпуса опоры турбины с трубопроводом подачи масла        ОМО им. Баранова
    Двигатель ремонтов не имел.
    21.11.2002 г. при наработке в эксплуатации 14 ч 46 мин двигатель проходил доработку корпуса опор турбин по бюллетеню № К65-004БД/БЭ на ФГУП "Завод им. В.Я. Климова".
    Наработка СНЭ - 224 ч 54 мин.
    Последнее периодическое техническое обслуживание выполнено в а/п "Пулково" 31.03.03 в объеме формы Ф-2.
    
    4. Результаты разборки двигателя
    При разборке модуля СТ и выходного устройства обнаружены фрагменты разрушения размерами 10х20 мм, 25х30 мм силовых стоек, обтекателей силовых стоек, внутренней и наружной обечаек обтекателя корпуса опор турбин и экрана CAIII.
    Два фрагмента обтекателя стоек опор размером 115х40 и 90х40 обнаружены в проточной части перед CAIII.
    4.1. При разборке модуля СТ 065.24.6600 обнаружено:
    4.1.1. На роторе свободной турбины 065.42.9100:
    - разрушение по перу всех 68 рабочих лопаток IV ступени 065.42.004-03. Пять рабочих лопаток IV ступени разрушены по перу у нижней полки. Указанные лопатки расположены в 3-х местах рабочего колеса, причем в 2-х местах - по две лопатки рядом.
    Разрушение большей части лопаток произошло на 2/3 высоты лопатки и более от нижней полки. Разрушение пяти лопаток, расположенных непосредственно за оборванными у нижней полки по вращению ротора, находятся на 1/31/2 высоты лопатки от нижней полки (см. фото 1). 10 рабочих лопаток частично вышли из пазов и сместились вперед по полету из-за разрушения зацепов под контровку. На нижней полке рабочих лопаток надиры от врезания в кок;
    - разрушение по перу у нижней полки всех 76 рабочих лопаток III ступени 065.42.003-03;
    - надиры на рабочих поверхностях зубьев индуктора на дуге ~ 300°;
    - надир на контровке внутренней обоймы подшипника V опоры от роликов подшипника;
    - на вале СТ обнаружена отвернутая гайка специальная 065.41.0358 крепления внутренней обоймы подшипника III опоры. Контровочные обжатия на юбке гайки в удовлетворительном состоянии.
    4.1.2. Ha CAIV
    - забоины и вмятины на лопатках узла CAIV с вырывами и деформацией на входных и выходных кромках;
    - отделение кольца лабиринтного уплотнения диаметром 152 от диафрагмы по ~ диаметром 160 мм;
    - износ нижней полки лопаток CAIV от врезания рабочих лопаток III ступени и диска III.
    4.1.3. На САIII 065.46.0134:
    - забоины и надиры на лопатках CAIII со стороны входной и выходной кромок;
    - выработка ~ 2 мм в пазах под шипы опоры;
    - разрушен (отсутствует) экран CAIII;
    4.1.4. На корпусе опор турбин 065.24.0590:
    - полное разрушение 3-х стоек опоры (отсутствуют).
    Две стойки (с трубкой подвода масла и трубкой слива) остались на наружном корпусе и загнуты в сторону вращения ротора.
    Внутренний и наружный корпус опоры разделены (не имеют связи);
    - разрушение верхней и нижней обечаек обтекателя;
    - оторван штуцер сброса воздуха из предмасляной полости по заделке;
    - разрушение трубки подачи масла 065.24.2390 в районе сварного шва приварки трубки к втулке 065.24.0672;
    - разрушение трубки откачки масла из опоры в районе внутреннего корпуса опоры.
    4.1.5. На корпусе с графитовым уплотнением III опоры 065240680:
    - грубая выработка на графитовом уплотнении. Гнездо подшипника 065.24.3120 III опоры имеет грубый надир на торце 1 форсунки.
    4.1.6. На корпусе с графитовым уплотнением IV опоры 143.582.400-01 разрушение задних сегментов графитового уплотнения;
    4.1.7. Подшипники опор двигателя.
    4.1.7.1. Подшипник 25-126114Р I опоры и подшипник 55-1032914Р1 II опоры в удовлетворительном состоянии.
    4.1.7.2. Подшипник 5-1292914РУ III опоры.
    У подшипника III опоры выбран зазор плавания сепаратора, центрирующая поверхность сепаратора приварена к бортикам наружного кольца. Со стороны базового торца подшипника торец сепаратора имеет глубокий кольцевой износ. На всех роликах имеется выработка в виде площадок от скольжения их по гайке крепления внутреннего кольца.
    Внутреннее кольцо в удовлетворительном состоянии, на торце со стороны гайки наплыв сепаратора.
    4.1.7.3. Подшипник 35-126218Р IV опоры
    У подшипника IV опоры глубокая выработка в желобах внутренних полуколец на дуге ~ 270° , более интенсивная в желобе базового полукольца. Шарики имеют огранку от скольжения в желобах полуколец при заклинивании. В желобе наружного кольца следы налипания материала шариков. Сепаратор в удовлетворительном состоянии.
    4.1.7.4. Подшипник 5-292106 V опоры
    У подшипника V опоры выбран зазор плавания сепаратора. Со стороны противобазового торца на роликах вмятины на фасках и выработка на внутренней фаске сепаратора. Один ролик выпадает из окна сепаратора, т.к. он начал разворачиваться вокруг своей оси.
    Внутреннее кольцо подшипника в удовлетворительном состоянии.
    Контровка внутреннего кольца развальцована.
    4.1.8. Гнездо под подшипник IV опоры 065.24.2840 имеет деформированные стойки беличьего колеса ~ на 30° по ходу вращения и сколы по кромкам предохранительных фиксаторов. На торцевой поверхности беличьего колеса нагар масла на секторе ~ 100 мм.
    4.1.9. Отсутствуют фиксирующие выступы на стакане подшипника 065.22.0082-02 III опоры.
    4.1.10. Надиры до h=2,0 мм по торцам лопаток крыльчатки.
    4.1.11. Рабочие лопатки I и II ступени турбины компрессора разрушены примерно на 1/4 длины лопатки от торца.
    4.1.12. Ротор компрессора имеет надир по торцам рабочих лопаток всех ступеней и гребешках заднего лабиринта h=0,1 мм.
    4.1.13. Коллектор термопар 065.890.500-01 имеет оплавление фторопластовых втулок;
    4.1.14. Термопары Т-80 имеют грубые изломы наконечников.
    4.1.15. Корпуса и датчики ДТА-13 имеют грубую деформацию по ходу вращения ротора СТ.
    4.1.16. Деформировано выходное устройство 065.37.1030 со смещением кока против полета.
    Подробное состояние материальной части двигателя после разборки отражено в ведомости № 060.365.601 осмотра и дефектации двигателя от 24.07.03 и дополнении № 1 к ведомости от 31.07.03 г.

    5. Результаты исследований
    5.1. Анализ изменения газодинамических параметров двигателя (N, n, n, G, Т, Р, М)
    До момента появления нештатной ситуации на двигателе в 17 ч 23 мин 40 с параметры двигателя соответствовали ТУ. Изменение параметров произошло в момент "хлопка" и связано с разрушением свободной турбины и турбины компрессора (Техническая справка отдела газодинамических расчетов по изменению параметров двигателя К65.01.0005 от 30.07.03 г.
    5.2. Анализ изменения вибросостояния двигателя. Анализ изменения уровня вибрации на двигателе показал, что уровни вибрации по всем каналам изменений до 17 ч 23 мин 40 с находились в пределах норм ТУ и составляли с кратностью ротора турбокомпрессора V=2 мм/с, V=7 мм/с, а кратностью ротора СТ V=2 мм/с, V=4 мм/с.
    В момент появления "хлопка" на двигателе вибрации двигателя превысили 100 м/с по V и V и держались на этом уровне 44 с до момента выключения двигателя.
    Сигналы "Повышенная вибрация" и "Опасная вибрация" появились в момент нештатной ситуации на двигателе в 17 ч 23 мин 40 с и исчезли через 45 с (Экспресс-отчет отдела прочности по анализу изменения вибросостояния двигателя от 30.07.03).
    5.3. Анализ изменения параметров маслосистемы двигателя. Анализом изменения параметров маслосистемы двигателя установлено:
    - давление масла на входе в двигатель К65.01.0005 находилось в ТУ и составляло примерно Р=3,1 кгс/см (режим МП, t° v = - 15°С, Р = 0,5 кгс/см).
    На правом двигателе К65.01.0004 давление масла на входе в двигатель составляло Р = 3,2 кгс/см.
    Данные величины значений Р хотя и находятся в ТУ (3,04,5 кгс/см), но являются предельными.
    Анализ параметров маслосистемы других двигателей ТВ7-117С показывает, что низкое давление масла на входе в двигатель свойственно для двигателей производства ОАО "ММП им. В.В. Чернышева";
    - температурное состояние двигателей К65.01.0005 и К65.01.0004 при перелете в Мурманск было практически одинаково, при этом расход масла на обоих двигателях находился в ТУ и составлял 0,1-0,2 л/час;
    - при перелете из Мурманска в параметрах маслосистемы двигателя К61.01.0005 произошли изменения.
    С первых минут полета прослеживается значительное увеличение расхода масла на двигателе, что свидетельствует о появлении внешней течи масла.
    Уровень масла в маслобаке перед полетом составлял 22 литра, в течение 19 мин полета уровень масла снизился до 20,31 литра.
    По сравнению с предыдущим полетом температура масла на выходе из двигателя на режиме МП стала несколько выше и со временем увеличилась. Это говорит о росте подогрева масла в двигателе.
    На режиме МП температура масла на выходе из двигателя установилась равной 113 °С, а далее начиная с 12 минуты полета начала увеличиваться. К моменту "хлопка" на двигателе температура масла на выходе из двигателя составляла 118°С. К моменту выключения двигателя температура масла на выходе составляла 150°С, что было зафиксировано срабатыванием сигнализации "температура масла предельная";
    - в 17 ч 23 мин 42 с уровень масла в маслобаке составлял 20,31 л. В течение последующих 2 секунд уровень масла снизился до 19,62 л. До момента выключения двигателя уровень масла в маслобаке снизился с 20,31 л до 8,5 л, что составило 11,81 литров за 1 мин 10 с. За 16 с до останова двигателя произошло включение сигнализации "Стружка в масле". (Техническая справка о работе маслосистемы двигателя К65.01.0005 от 30.07.03 г.).
    5.4. Результаты спектрального анализа масла с двигателя
    По результатам спектрального анализа масла Б-ЗВ с двигателя К65.010005, взятого 15.12.2002 г. после проведения опробования двигателя на самолете после проведения доработки по бюллетеню № К65-004БД-БЭ содержание продуктов износа в масле соответствовало требованиям ТУ и составило: железа - 1,85 г/т, меди - 0,45 г/т, титана - 0,63 г/т. (Исследование ОГМет № 1561 от 15.12.03).
    По результатам спектрального анализа масла взятого 06.04.2003 г. при наработке двигателя 23 ч содержание продуктов износа в масле составило:
    железа - 2,3 г/т, меди - 0,38 г/т, титана - 0,63 г/т, а взятого 11.04.2003 г. при наработке двигателя 42 часа содержание железа - 2,7 г/т, меди - 0,96 г/т, титана - 0,95 г/т, (заключение ОГМет № 450 от 11.04.03 и № 455 - 456 от 11.04.03).
    По результатам спектрального анализа масла взятого 11.07.03 после проявления отказа на двигателе содержание продуктов износа в масле значительно превысило допустимые нормы ТУ и составило: железа - 34,95 г/т, меди - 7,5 г/т, титана 4,45 г/т (Заключение ОГМет № 764/410 от 17.07.03)
    5.5. Результаты анализа стружки с сигнализатора стружки опор и сигнализатора стружки редуктора.
    Основой стружки (всего 0,04 г) с сигнализатора стружки опор двигателя и стружки (всего 0,015 г) из редуктора является железо с наличием легирующих элементов хрома, вольфрама, никеля, титана. Предположительно (по внешнему виду и составу) стружка представляет собой продукты износа деталей из стали 15х12Н2МВФАБ-Ш(ЭП-517) и титанового сплава. (Заключение ОГМет № 764/418 от 31.07.2003 г.)
    Материал вала СТ - сталь 15х12Н2МВФАБ-Ш.
    5.6. Металлургические исследования подшипников 5-1292914РУ III опоры и 35-126218Р IV опоры установлено:
    - тела качения и обоймы подшипников изготовлены из стали ЭИ347, сепараторы - БрАЖМц 10-3-1,5, что соответствует требованиям технической документации;
    - в структуре материала обойм и тел качения наблюдаются значительные изменения, связанные с разогревом деталей подшипников в процессе трения и скольжения деталей в зонах контакта до температур превышающих 800° С;
    - дефектов усталостного характера на деталях подшипников не обнаружено. (Исследование ОГМет № 438-03 от 30.07.03).
    Внешний вид подшипников характерен для подшипников, работающих при недостаточной смазке. Дальнейшее повреждение подшипника 35-126218P IV опоры связано с работой подшипника в условиях повышенного дисбаланса и перекоса колец. (Техническая справка отдела маслосистем от 30.07.03).
    Произведена прокачка форсунок подачи масла на подшипник IV опоры в гнезде подшипника 065.24.1170. Расход масла через форсунки соответствует ТТ чертежа. (Справка БТК цеха 33 по прокачке гнезда подшипника 065.24.1170 от 24.07.03) Гнездо подшипника III опоры не проливалась из-за грубого надира на торце 1 форсунки.
    5.7. Металлургическим исследованиям трубки подвода масла 065.24.2390 корпуса опор турбин установлено:
    - марка материала трубки - 12х18Н10Т, что соответствует ТТ чертежа.
    - разрушение трубки произошло в 2-х мм от зоны сварного шва приварки трубки 065.24.0669 к втулке 065.24.0672 и имеет усталостный характер разрушения. Зона усталостного разрушения составляет 70% плошади излома, зона статического долома - 30%. (Исследование ОГМет № 437-03 от 29.07.03).
    - торцевая поверхность штуцера 065.24.0668 имеет намины от уступов кронштейна 065.24.0487;
   - контактный износ (фреттинг износ) материала штуцера и кронштейна по посадочному диаметру 12,8 мм в виде взрывов глубиной до 0,060,1мм. Контактный износ на диаметр 12,8 мм штуцера составляет примерно 60% площади, на кронштейне - 100% площади;
    - марки материалов штуцера и кронштейна соответствуют маркам 12х18Н10Т и ХН50ВМТЮБ, что соответствует требованиям чертежей. (Заключение ОГМет № 214-03 от 29.07.03)
    Усталостное разрушение трубки подачи масла корпуса опор турбины могло быть вызвано повышенным уровнем напряжений в трубке из-за монтажа с натягом трубопровода подвода масла 065022250 к опоре турбины при переработке модуля свободной турбины по бюллетеню № К65-004 БД/БЭ.
    5.8. Металлургическим исследованием гнезда подшипника 065.24.2840 установлено, что на обоих фиксаторах имеются скол, составляющий ~ 40% от общей площади фиксаторов. Изломы по месту скола фиксаторов забиты, определить характер разрушения не представляется возможным. (Исследование ОГМет № 448-03 от 30.07.03).
    Нагар масла на торцевой поверхности гнезда подшипника является следствием подтекания масла через переднее уплотнительное кольцо № 165-170-36-2-043А беличьего колеса.
    5.9. Металлургическим исследованием 2-х уплотнительных колец (заднее № 170-175-36-2-043 и переднее № 165-170-36-2-043А) установлено:
    - поверхность обоих колец черного цвета;
    - кольца приняли форму посадочного места;
    - частичная потеря эластичности резины;
    - многочисленные надрывы, частичное расслоение резины, многочисленные продольные сквозные разрезы.
    Был произведен поперечный разрез колец. Цвет резины внутри разреза черный.
    Частичная потеря эластичности резины, принятие формы посадочного места, изменение формы резинового уплотнения связаны с воздействием масла при температуре выше 150°С.
    Надрывы и расслоение колец связаны с приложением к ним циклических нагрузок при повышенных температурах.
    5.10. Металлургическим исследованием рабочих лопаток 065.042.003-03 III ступени и рабочих лопаток 065.042.004-03 IV ступени свободной турбины установлено:
    - материал рабочих лопаток III и IV ступеней - сплав ЖС6К-ВИ, что соответствует требованиям чертежей;
    - дефектов металлургического характера в изломах не обнаружено;
    - все исследованные изломы являются статическими и возникли вследствие механического воздействия (исследование ОГМет № 215-03 от 30.07.2003 г.).
    5.11. Металлургическим исследованием наружного корпуса опоры турбины установлено, что разрушение стоек корпуса произошло в околошовной зоне по месту приварки стоек к манжете наружной обоймы в результате проворачивания внутреннего корпуса относительно наружного по ходу вращения ротора СТ.
    Изломы по местам разрушения стоек окислены до темно-серого цвета, притерты, имеют несколько очагов зарождения трещины и характерны для разрушения под действием больших циклических нагрузок.
    (Исследование ОГМет № 447-03 от 30.07.2003 г.)
    5.12. Металлургическим исследованием наружного обтекателя 065.24.7009 корпуса опор турбин установлено:
    - обтекатель сильно деформирован, имеет множество механических повреждений, трещин и вырывов материала.
    Изломы трещин, получивших свое развитие по образующей обтекателя, сильно повреждены, притерты, окислены до темно-серого цвета.
    Сохранившиеся участки изломов имеют очаги зарождения трещин, расположенные со стороны внутренней поверхности обтекателя, и характерны для разрушения под действием больших циклических нагрузок.
    Трещины, получившие свое распространение в окружном направлении менее окислены, что свидетельствует об их вторичном возникновении. Наличие нескольких очагов возникновения трещин и слабовыраженные макробороздки свидетельствуют об усталостном образовании вышеуказанных трещин.
    Прочностные характеристики материала ЭП648 обтекателя соответствуют требованиям, предусмотренным ТУ14-1-1052-74.
    Характеристики пластичности материала обтекателя требованиям ТУ 14-1-1052-74 не удовлетворяют. Фактическое относительное удлинение =6,7 % при значении по ТУ 17 %.
    (Исследование ОГМет № 449-03 от 30.07.2003 г.)
    Анализом "Дела сборки" и "Формуляра" двигателя установлено, что при наработке в эксплуатации 14 ч 46 мин двигатель был доработан 21.11.2002 г. ФГУП "Завод им. В.Я. Климова" по бюллетеню К65-004БД/БЭ.
    Осмотр эндоскопом обтекателя корпуса опор турбин в соответствии с требованиями бюллетеня производился 11.04.03 г. при наработке двигателя в эксплуатации 44 часа (через 25 ч в эксплуатации) и 12.05.03 г. при наработке в эксплуатации 102 ч 34 мин.
    При осмотре двигателя с наработкой 44 ч замечаний по состоянию обтекателя корпуса опор турбин не выявлено.
    При осмотре двигателя с наработкой 102 ч 34 мин на внутренней поверхности внешней оболочки обтекателя у одной из стоек (~ 11 часов по полету) обнаружена темная тонкая нитевидная полоса, похожая на трещину или след от касания эндоскопа. С одной стороны от входной кромки она имеет длину ~ 12 мм и направлена по окружности оболочки, с другой ~ 35 мм и распространяется по окружности с уходом вглубь проточной части.
    На выходе из обтекателя корпуса опор трещин не обнаружено.
    (Технический акт УПЗ от 14.05.03 г.).
    Эксплуатация двигателя была продолжена с проведением осмотра корпуса опор турбин по бюллетеню № К65-004 БД/БЭ с указанием обратить особое внимание на состояние и характер изменения выявленной полосы.
    5.13. Замерами в ЛГИ геометрических размеров деталей выхлопной трубы самолета:
    - уплотнительное (разрезное) кольцо 114.01.6800.227000;
    - кольцо (плавающее) 114.01.6800.105000;
    - профили (ограничители) 114.01.6800.105000 установлено,
    что плавающее кольцо и профили имеют незначительные отклонения от чертежных размеров, а уплотнительное кольцо имеет значительные отклонения от чертежных размеров, из-за деформации. Зазор щель между кольцом 114.01.6800.22600 в крайнем положении и профилями 114.01.6800.10500 составляет ~ 5 мм, что может приводить к попаданию горячего газа из выхлопной трубы самолета на двигатель. (Заключение по состоянию подвижного соединения выхлопной трубы самолета Ил-114 № 91015 с выхлопным устройством двигателя от 30.07.03).

    Выполненными работами по исследованию установлено:
    Усталостное разрушение трубки подача масла корпуса опор турбины привело к работе подшипников 5-126218Р IV опоры и 5-1292914РУ III опоры в условиях недостаточной подачи масла, что в конечном итоге привело к заклиниванию подшипника IV опоры, разрушению стоек корпуса опор турбины с нарушением связи наружного и внутреннего корпуса опоры турбины и разрушению рабочих лопаток III и IV ступеней свободной турбины.
    Частичная потеря эластичности, изменение формы, потемнение и расслоение переднего уплотнительного кольца № 165.170-36-2-043А произошло из-за работы в условиях повышенной температуры при работе подшипника с недостаточной смазкой.
    Сравнительный анализ материалов по нештатной ситуации на двигателе К65.01.0005 (при разрушении подшипника IV опоры) и двигателях К65.01.99.01, Т65.92.010 (при разрушении рабочих лопаток III и IV ступеней С.Т.) показывает, что характер протекания вибраций по времени и зависимость их от частот вращения роторов на двигателе К65010005 отличны от двигателей К65.01.9901 и Т6592010. Основное отличие нештатной ситуации на двигателе К65010005 от других случаев заключается в резком возрастании вибраций (2 секунды) как по переднему узлу крепления двигателя V, так и по заднему узлу крепления V V, а также резкое падение частот вращения роторов n и n. (Экспресс-отчет отдела прочности по анализу параметров двигателя К65.01.0005).
    Характер протекания вибраций по времени, зависимость их от частот вращения роторов, характер изменения газодинамических параметров двигателя и параметров маслосистемы, а также состояние материальной части двигателя свидетельствует о тепловой заклинке подшипника IV опоры.
    
    6. Выводы
    6.1. Отказ двигателя К65.01.0005 в полете вызван заклиниванием подшипника 35-126218Р IV опоры двигателя вследствие работы в условиях недостаточной подачи масла на подшипник.
    6.2. Недостаточная подача масла на подшипник вызвана усталостным разрушением трубки подачи масла корпуса опор турбины и утечкой масла через резиновое уплотнительное кольцо беличьего колеса IV опоры.
    6.3. Усталостное разрушение трубки подачи масла корпуса опор турбины вызвано повышенным уровнем напряжений в трубке из-за монтажа с натягом трубопровода подвода масла 065.02.2250 к опоре турбины при переборке модуля свободной турбины по бюллетеню № К65-004 БД/БЭ.
    Дефект единичный.
    6.4. Утечка масла через резиновое уплотнительное кольцо № 165-170-36-2-043А беличьего колеса вызвана изменением формы резинового уплотнения и частичной потери эластичности из-за воздействия масла при температуре выше 250°С, возникшей в следствие начавшегося разогрева подшипника 35-126218Р IV опоры.
    
    7. Рекомендации
    Для обеспечения безопасности полетов самолета Ил-114 с двигателями ТВ-7И7С - ФГУП "Завод им. В.Я. Климова":
    7.1. Разработать методику контроля в эксплуатации состояния трубки подвода масла корпуса опор турбины;
    Срок-12.08.2003г.
    Отв.: Ващенко М.Г.
    7.2. Внедрить в серийное производство разработанные мероприятия по трубке подвода масла корпуса опор турбины, введенные в конструкторскую документацию по ИИ № 65-11260.
    Срок - по срокам ИИ.
    Отв.: ОАО "ММП им. В.В. Чернышева"
    7.3. Контроль состояния обечайки опоры турбины производить через 50 5 ч наработки в эксплуатации в соответствии с технологией, изложенной в бюллетене № К65-004 БД/БЭ;
    7.4. Отбор проб масла на спектральный анализ производить с периодичностью 50 5 ч наработки в эксплуатации.
    
    8. Заключение
    8.1. Причиной отстранения от эксплуатации двигателя К65.01.0005 является заклинивание подшипника 35-126218Р IV опоры двигателя вследствие работы в условиях недостаточной подачи масла на подшипник из-за усталостного разрушения трубки подачи масла корпуса опор турбины.
    Дефект единичный, производственный.
    8.2. Эксплуатацию двигателей ТВ7-117С в составе самолета Ил-114 продолжить с выполнением пунктов 7.1., 7.3., 7.4 рекомендаций.