Проведен анализ конструкции элементов подвода масла к узлам трения в опоре АД и ЭУ, источников тепловыделения и способов тепловой защиты опор. Составлены и рассмотрены классификации узлов трения, способов подвода масла к ним и тепловой защиты опор. Проведен гидравлический расчет системы охлаждения опоры турбины двигателя с учетом подогрева рабочего тела о стенки каналов двигателя. С помощью теплового расчета определены поля температур деталей опоры, которые необходимы как для уточнения средних температур стенок каналов, так и для расчета напряженно-деформированного состояния. Результатом работы является получение зависимостей количества тепла, поступающего в опору от конструктивных и геометрических параметров уплотнений. Разработана методика расчета системы охлаждения опоры турбины авиационного двигателя.

Для достижения минимального удельного расхода топлива в авиационных двигателях и энергетических установках необходимо одновременно с повышением температуры газа перед турбиной увеличивать степень повышения давления в компрессоре. Однако их повышение сопровождается, как правило, падением кпд узлов за счет потерь и увеличением расхода воздуха на охлаждение. Эти обстоятельства сводят к минимуму потенциальный выигрыш от форсирования цикла. Поэтому поддержание минимально возможных зазоров необходимо для обеспечения высокого кпд двигателя. Современные конечно-элементные пакеты позволяют проводить связанный теплоструктурный анализ всего двигателя. Рассмотрен алгоритм расчета нестационарных взаимных перемещений ротора и статора в осесимметричной постановке.

Исследовано уплотнение опоры авиационного двигателя с учетом взаимного влияния его герметичности на параметры внутренней воздушной системы двигателя и масляной системы. Разработана методика расчета герметичности уплотнения, которая связывает термогазодинамический расчет двигателя, гидравлический расчет воздушных потоков и структурный расчет деформаций деталей. Определены основные источники тепла, поступающего в опору, их количественные значения и процентные соотношения для компрессора и турбины. На основании известной величины допустимого подогрева масла рассчитана требуемая герметичность уплотнения.

Рассмотрены особенности расчета лабиринтного уплотнения в составе системы внутреннего воздухоснабжения. Рассмотрено образование конусной формы щели при деформации уплотнительных поверхностей. Исследованы случаи образования конфузорной и диффузорной щели. Описаны особенности выполнения расчетов лабиринтных уплотнений в программных пакетах CFD анализа. Выполнен расчет расходных характеристик лабиринтного уплотнения при различных величинах параметра конусности уплотнительной щели. В формулы определения утечек через лабиринтные уплотнения введен поправочный коэффициент конусности. Построены зависимости поправочного коэффициента конусности от параметра конусности для различных перепадов давления. Описан алгоритм учета конусности уплотнительной щели в расчете систем внутреннего воздухоснабжения.

Рассмотрено трактовое уплотнение турбины и процессы, протекающие в нем. Описаны основные механизмы втекания горячего газа во внутренние полости двигателя. Показаны особенности проведения расчета трактовых уплотнений в программных средствах вычислительной газодинамики. Создан алгоритм расчета трактового уплотнения в нестационарной постановке. Проведен нестационарный расчет полной модели полости совместно с межлопаточными каналами ступени турбины. Проведено сравнение результатов, полученных в стационарной (интерфейс Frozen Rotor) и нестационарной постановках.