CC BY
25
Vol. 23, No. 01, 2020
Civil Aviation High Technologies
УДК 621.438-226.739.6
DOI: 10.26467/2079-0619-2020-23-1-41-48
СРАВНИТЕЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАЩИТНЫХ ПОКРЫТИЙ
НА ТЕРМОСТОЙКОСТЬ
А.В. ЗОРИЧЕВ1, Г.Т. ПАЩЕНКО2, О.А. ПАРФЕНОВСКАЯ3, В.М. САМОЙЛЕНКО4,
Т.И. ГОЛОВНЕВА5
1 Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков им. Героя Советского Союза А. К. Серова, г. Краснодар, Россия
2Военное представительство МО РФ, г. Москва, Россия Московский политехнический университет, г. Москва, Россия 4Московский государственный технический университет гражданской авиации,
г. Москва, Россия 5Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия
Современные ГТД работают в условиях изменения температурных нагрузок, поэтому одной из важных характеристик применяемых защитных покрытий на рабочих лопатках турбины является их высокая сопротивляемость возникновению и развитию трещин при механических и термических нагрузках. Применяемые эффективные системы внутреннего теплоотвода охлаждаемых лопаток турбины приводят к росту их теплонапряженности. В настоящее время возникающие трещины от термической усталости являются одним из распространенных дефектов, применяемых на лопатках турбины защитных покрытий. Термостойкость покрытий при высоких температурах определяется тремя факторами: формой детали, на которую нанесено покрытие, толщиной покрытия и фазовым составом поверхностных слоев или максимальным содержанием алюминия в покрытии. Поэтому при выборе защитного покрытия для данных условий эксплуатации важно знать влияние данных факторов на термостойкость покрытия. В работе проведено сравнительное исследование различных покрытий на их стойкость к образованию трещин при циклическом изменении температуры. Установлена зависимость термостойкости рассматриваемых покрытий от метода их нанесения и фазово-структурного состояния. Особенно ценным является установленный механизм образования и распространения термоусталостных трещин в зависимости от фазового состава исходного покрытия. Показано, что долговечность защитных покрытий при циклическом изменении температуры зависит от химического состава покрытия и способа его формирования. Установлена зависимость образования термоусталостных трещин на образцах с исследуемыми покрытиями от количества циклов изменения температуры.
Ключевые слова: термостойкость, трещина, защитное покрытие, долговечность, рабочая лопатка.
ВВЕДЕНИЕ
Одной из важных характеристик покрытий, применяемых для защиты жаропрочных сплавов от газовой коррозии, является высокая их сопротивляемость возникновению и развитию трещин при механических и термических нагрузках [1, 2]. Увеличение температуры газа перед турбиной в современных двигателях без обеспечения эффективного охлаждения лопаток турбины привело к росту термических напряжений в материале самих лопаток. Термоусталостные трещины как материала лопатки, так и защитного покрытия на них стали одним из наиболее часто повторяющихся дефектов лопаток турбины ГТД (рис. 1).
В строгом смысле термостойкость материалов не является физической константой материалов, а представляет собой своеобразную интегральную техническую характеристику вещества, зависящую от состава, микроструктуры, размеров, геометрической формы и теплофизиче-ских свойств материала и его соединений. На этих зависимостях основаны формулы расчёта коэффициентов и критериев термостойкости. На практике термостойкость оценивают обычно числом теплосмен (циклов нагрева и охлаждения), выдерживаемых образцом (изделием) до по-
Civil Aviation High Technologies
Vol. 23, No. 01, 2020
явления трещин, частичного или полного разрушения, либо температурным градиентом, при котором возникают трещины.
Наибольшее влияние на относительный уровень термической стойкости оказывает характер фазово-структурных превращений, происходящих при нагревании и охлаждении материалов [3].
Рис. 1. Трещины в покрытии, проникающие в сплав (а), и на внутренней поверхности рабочей лопатки турбины двигателя ПС90А (б) Fig. 1. Cracks in the coating penetrating the alloy (a) and on the inner surface of the turbine blade
of the PS90A engine (б)
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Термостойкость лопаток турбин определяется конструктивными факторами и свойствами материала, и их защитными покрытиями.
Конструктивные факторы можно разделить на два вида: решаемые и трудно решаемые [4].
Решаемые факторы можно рассмотреть на блоке соплового аппарата. Жесткое закрепление с двух сторон блока СА к неподвижным кольцам (рис. 2,а) приводит к повышенным термическим напряжениям в блоке и появлению в нем трещин. Изменение конструкции: 2 сопловые лопатки (рис. 2,б) попеременно через одну приваривают к внешнему и внутреннему кольцам, что обеспечивает свободное расширение конструкции при нагреве.
Рис. 2. Жесткая конструкция направляющего аппарата (а) и допускающая свободное расширение лопаток (б) [4] Fig. 2. Rigid structure of the guide device (a) and allowing free expansion of the blades (б) [4]
Трудно решаемые факторы. Геометрический профиль рабочей лопатки турбины определяет более высокую скорость нагрева и охлаждения передней кромки лопатки по сравнению с остальной частью лопатки (по хорде). Поэтому в первую очередь трещины будут появляться в передней кромке рабочей лопатки как без покрытия, так и с любым покрытием. Отсюда следует, что определяющим показателем термостойкости покрытия является не количество циклов теплосмен до появ-
Vol. 23, No. 01, 2020
Civil Aviation High Technologies
ления трещин на передней кромке (хотя это тоже следует учитывать), а количество циклов тепло-смен до появления первых трещин на спинке и корите лопатки.
Термостойкость покрытия лопатки зависит от его химического и фазового состава, толщины и его свойств.
1. Увеличение пластичности материала способствует повышению термостойкости. Основной недостаток диффузионных алюминидных покрытий - их низкая пластичность. Пластичность диффузионных покрытий, полученных в порошках (хромоалитирование) или газоциркуляционным способом по изгибу, составляет (0,6 - 0,7) %, а пластичность сплава ЖС32 -от 5 до 15 % [1].
2. Температурный коэффициент линейного расширения (ТКРЛ) - чем меньше ТКРЛ, тем выше термостойкость. Термическое расширение алюминидных покрытий изучено мало. В работе [3, 5] представлен ТКРЛ алюминидов никеля, откуда видно, что ТКРЛ алюминидного покрытия примерно в 2 раза меньше ТКРЛ никеля.
3. Модуль упругости. Материалы с низким модулем упругости (например: углерод-углерод) хорошо сопротивляются термическому удару.
4. Высокая теплопроводность материала способствует уменьшению пиков температуры на поверхности.
На термостойкость покрытий существенное влияние оказывают прочностные характеристики структурных составляющих покрытия. Структурными составляющими алюминидных покрытий являются алюминиды: №Л1, №2Л13 и №3Л1, карбиды и другие интерметаллидные фазы. Наиболее важной фазой является №Л1, так как она отвечает за жаростойкость покрытия и занимает основную долю покрытия. С увеличением содержания алюминия прочность и пластичность [ - фазы уменьшаются [1, 2]. При циклических испытаниях сколы на покрытии начинают происходить уже после охлаждения до комнатной температуры в связи с накоплением покрытием термических напряжений. Прочность [ - фазы можно повысить путем легирования, например, введением хрома.
Основным фактором испытаний на термостойкость является скорость нагрева и особенно охлаждения - более 20 °С/с. При малых скоростях нагрева и охлаждения термические напряжения не значительны. В условиях быстрых нагрева и охлаждений, постоянно сменяющих друг друга, в покрытии происходит быстрое изменение фазового состава из-за обеднения алюминием, затрачиваемым на образование стабильного а-Л1203. Изменения фазового состава влекут за собой снижение пластичности жаростойкого покрытия, что также способствует накоплению внутренних напряжений, что снижает способность покрытия к их компенсации за счет пластических деформаций.
Методика испытаний исследуемых покрытий осуществлялась следующим образом. Электрическую печь сопротивления нагревали до 1100 0С. В нее закладывали лопатки (одной конструкции) и одинаковые образцы, чтобы имитировать одинаковую скорость нагрева и охлаждения для всех покрытий. Выдержку лопаток и образцов при температуре 1100 0С проводили в течение 20 минут в открытой атмосфере. Затем по одной лопатке с исследуемыми покрытиями быстро перемещали на установку, где лопатки охлаждали со скоростью ~ 50 - 70 град/с в течение 15 минут в струе воздуха. После охлаждения в течение ~ 10 минут лопатки осматривали под микроскопом на наличие трещин. После выемки лопаток из печи и достижения температуры 1100 0С закладывали вторую партию лопаток и образцов с теми же покрытиями. Аналогично поступали со следующей партией лопаток, обеспечивая цикличность исследования. После каждого цикла поверхность образцов осматривали с помощью микроскопа МБС-9 при увеличении 12.5 крат на предмет появления трещин и сколов. Сравнительную оценку термостойкости исследуемых покрытий проводили по числу циклов до появления трещин или сколов в поверхностном слое, а также по площади выкрашивания. Характер и глубину проникновения
Civil Aviation High Technologies
Vol. 23, No. 01, 2020
трещин определяли металлографическим способом на 2-3 образцах. Одновременно исследовали термостойкость образцов с покрытиями: хромоалитированием в порошках (ХА), циркуляционное хромоалитирование (ЦХА), циркуляционное алитирование (ЦА) и разработанное авторами новое покрытие, полученное из водной суспензии с протеканием экзотермической реакции (ЭТ-3).
ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ
При испытании на термостойкость лопаток с покрытиями ХА, ЦА, и ЭТ-3 выявились дефекты, которые можно было бы разделить на две категории.
- конструкционные, вследствие геометрического профиля лопатки, которые не связаны с покрытием;
- дефекты, связанные с покрытием.
К конструкционным дефектам следует отнести появление трещин на лопатках со всеми покрытиями в трех местах: место перехода от пера к замку; место перехода с большого сечения к малому - верхняя часть лопатки; места около выходных щелей.
Остановимся на дефектах, связанных с покрытиями ХА, ЦА, и ЭТ-3. Выявилась общая закономерность разрушения покрытия. Сначала появляются локальные выкрашивания покрытия на поверхности на входной кромке, затем на корыте и далее на спинке. С увеличением количества циклов испытания растет общая площадь выкрашивания (рис. 3). Даже невооруженным взглядом видно изменение поверхности образцов этих покрытий.
г д е Х400
Рис. 3. Внешний вид с поверхности лопатки с покрытиями: ХА (а); ЦА (б); ЭТ-3 (в), до испытаний и с покрытиями: ХА (г); ЦА (д); ЭТ-3 (е) после 385 циклов испытаний на термостойкость Fig. 3. Appearance from the surface of the blade with coatings: HA (а); CA (б); ET-3 (в), before the test and with coatings: HA (г); CA (д); ET-3 (е) after 385 cycles of heat resistance tests
При испытании на образцах с циркуляционным алитированием и хромоалитированием покрытием площадь выкрашенного покрытия линейно увеличивается и к тридцати циклам достигает: для ХА - 40.. .50% поверхности, для ЦА - 15.. .20% поверхности. На образцах с покрытием Экзотерма - 3 первые сколы на гранях наблюдаются после 25 циклов испытаний. Это можно объяснить присутствием в покрытии ЭТ-3 до испытания рационального сочетания Р + у' фаз и существенному легированию хромом, подавляющим структурные превращения при охлаждении с высоких температур и увеличивающим предел текучести покрытия [3-5].
Vol. 23, No. 01, 2020
Civil Aviation High Technologies
Затем в местах выкрашивания появляются трещины в покрытиях. Кинетика появления трещин в покрытиях представлена на рис. 4. Покрытие ХА показало самую низкую термостойкость. Начало его разрушения около 200 циклов и через ~ 400 циклов покрытие практически разрушилось. До 500 циклов лопатки с покрытиями ЦА и ЭТ-3Б показывали хорошую термостойкость и трудно было отдать предпочтение какому-то из покрытий. Однако в районе 500 -600 циклов покрытие ЦА начало быстро разрушаться. Покрытие ЭТ-3 до ~ 870 циклов находилось в удовлетворительном состоянии. Затем появились выкрашивания на входной кромке и первые признаки разрушения на корыте.
__ЭТ-3
трещины ^—1
выкрашивание
200 400 600 800 ^ шт 1000
Рис. 4. Термостойкость покрытий ХА, ЦА и ЭТ-3 на лопатках (без учета трещин в местах концентраторов напряжений: около замка, верхняя часть лопатки и около выходных щелей) Fig. 4. The thermal stability of the coating HA, CA and ET-3 on the blades (excluding cracks in areas of stress concentrators: near the lock, the upper part of the blade and near the output slots)
Такое поведение покрытий можно объяснить высоким содержанием алюминия в покрытиях ХА и ЦА. Наличие в покрытии ЭТ-3 более высокого содержания хрома (10...13 % по сравнению с 3.4% хрома в покрытиях ХА и ЦА) подавляет структурные превращения при охлаждении с высоких температур и увеличивающим предел текучести покрытия [6, 7, 8]. Выбор защитного покрытия и способа его нанесения должен проводиться с учетом их термостойкости и влияния на длительную прочность никелевых сплавов [9, 10].
Таким образом, проведенные испытания показали зависимость термостойкости покрытий от фазового и химического состава покрытий и легирования ß - фазы хромом [11]. Кроме того, для покрытия ЭТ-3 высокая термостойкость является особенностью технологии в получении покрытия с применением экзотермической реакции, в результате чего увеличивается его стабильность.
Термостойкость (до появления трещин) исследуемых покрытий представлена в виде диаграммы на рис. 5. Из диаграммы видно, что покрытие, получаемое из водной суспензии по термостойкости, значительно выше ХА и ЦА покрытий.
Высокая термостойкость покрытия ЭТ-3, по сравнению с ЦА и ХА, будет способствовать и высокой стойкости при высокотемпературном окислении за счет повышенной концентрации хрома в наружной зоне покрытия, который обеспечивает формирование защитной пленки Al2O3 при пониженных концентрациях алюминия в слое и получением в структуре покрытия барьерного слоя.
Рис. 5. Термостойкость исследуемых покрытий:
1. ЭТ - 3; 2. ЦА; 3. ХА Fig. 4. Heat resistance of the coatings under study: 1. ET-3; 2. CA; 3. HA
Civil Aviation High Technologies
Vol. 23, No. 01, 2020
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Установлено, что если не учитывать трещин в местах концентраторов напряжений (место перехода пера к замку, переход сечений в верхней части лопатки и около выходных щелей), то основными дефектами покрытий XA, ЦA и ЭТ-3 являются выкрашивания, переходящие в трещины.
При исследованном режиме цикла 1100^-200С термостойкость покрытий составляет: покрытие XA ~ 200 циклов, ЦA ~ 500 циклов и ЭТ-3 ~ 900 циклов.
Установлено, что термостойкость покрытий зависит от химического и фазового состава покрытия, а легирование ß - фазы хромом позволяет увеличить термостойкость покрытия.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Tamarin Y.A. Protective coatings for turbine blades. ASM-International, 2002. 247 p.
2. Абраимов Н.В., Елисеев Ю.С. Xимико-термическaя обработка жаропрочных сталей и сплавов. М.: «Интермет Инжиниринг», 2001. 622 с.
3. Качанов Е.Б., Тамарин Ю.А. Термомеханическая усталость защитных покрытий лопаток турбин // Технология легких сплавов. М.: ВИЛС. 2002. № 4. С. 122-128.
4. Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Серия: Газотурбинные двигатели. Том II. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Общие сведения. Kомпрессоры. ^меры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства: учебник для ВУЗов. М.: Машиностроение, 2008. 366 с.
5. Иванов Е.Г. Температурный коэффициент линейного расширения алюминидов железа, никеля и хрома // Известия AН СССР. Металлы. 1986. № 2. С. 168-169.
6. Moskovic R. Mechanical Properties of precipitation-Strengthened Ni-Al-Cr Alloy based on an NiAl intermetallic compaund // Journal of Materials Science. 1978. Vol. 13, no. 9. Pp. 1901-1906. DOI: https://doi.org/10.1007/BF00552896
7. Tamarin Y.A., Soundyrin V.G., Bychkov N.G. Thermo-mechanical fatigue tests of coatings for turbine blades // High Temperature Surface Engineering, Book 693, Published by IOM Com-muni cations Ltd, Cambridg, 2000. Pp. 157-169.
8. Самойленко В.М., Фатьянов Е.А., Зоричев А.В. Термостойкость лопаток турбины ГТД с теплозащитным покрытием // Аррозия: материалы, защита. 2009. № 12. С. 1-3.
9. Качанов Е.Б., Тамарин Ю.А. Влияние защитных покрытий на длительную прочность жаропрочных сплавов // Технология легких сплавов. 2007. № 1. С. 140-148.
10. Самойлов А.И. Термические напряжения в алюминидных покрытиях / AÄ Самойлов, ИА. Игнатова, A.^ ^ивко, ЮА. Тамарин // Сборник "Вопросы авиационной науки и техники". 1988. С. 45-49.
11. Бахрунов К.К. Aнaлиз свойств хромоалитированных покрытий на никелевых жаропрочных сплавах // Ползуновский вестник. 2012. № 1/1. С. 28-31.
СВЕДЕНИЯ ОБ АВТОРАХ
Зоричев Алексей Викторович, кандидат технических наук, Kрaснодaрское высшее военное авиационное училище летчиков им. Героя Советского союза A.K. Серова, [email protected]
Пащенко Геннадий Трофимович, кандидат технических наук, Военное представительство МО РФ, [email protected].
Vol. 23, No. 01, 2020
Civil Aviation High Technologies
Парфеновская Ольга Алексеевна, кандидат технических наук, Московский политехнический университет, [email protected].
Самойленко Василий Михайлович, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой АТО и РЛА МГТУ ГА, у^атоПепко@т stuca.aero.
Головнева Татьяна Игоревна, кандидат технических наук, Военный учебно-научный центр «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», [email protected].
COMPARATIVE STUDY OF PROTECTIVE COATINGS FOR HEAT
RESISTANCE
1 2 3
Alexey V. Zorichev , Gennady T. Pashchenko , Olga A. Parfenovskaya ,
Vasily M. Samoylenko4, Tatyana I. Golovneva5
1Krasnodar Higher Military Aviation School of Pilots n.a. Hero of the
Soviet Union A. K. Serov, Krasnodar, Russia 2Military Mission of the Russian Federation Defense Ministry, Moscow, Russia
3Moscow Polytechnic University, Moscow, Russia 4Moscow State Technical University of Civil Aviation, Moscow, Russia 5Air Force Education and Research Center "The Zhukovsky and Gagarin
Air Force Academy", Voronezh, Russia
ABSTRACT
Modern gas turbine engines operate under changing temperature loads. Therefore, one of the important characteristics of the protective coatings used on the turbine blades is their high resistance to the occurrence and development of cracks under mechanical and thermal loads. The applied effective systems of internal heat removal of the cooled turbine blades lead to an increase in their heat stress. At present, cracks arising from thermal fatigue are one of the common defects of the protective coatings used on turbine blades. The heat resistance of coatings at high temperatures is determined by three factors: the shape of the part on which the coating is applied, the thickness of the coating and the phase composition of the surface layers or the maximum aluminum content in the coating. Therefore, when choosing a protective coating for these operating conditions, it is important to know the impact of these factors on the thermal stability of the coating. The paper presents a comparative study of various coatings on their resistance to crack formation under cyclic temperature change. The dependence of the heat resistance of the considered coatings on the method of their application and phase-structural state is established. Especially valuable is the established mechanism of formation and propagation of thermal fatigue cracks depending on the phase composition of the initial coating. It is shown that the durability of protective coatings with cyclic temperature change depends on the chemical composition of the coating and the method of its formation. The dependence of the formation of thermal fatigue cracks on the samples with the coatings under study on the number of cycles of temperature change is established.
Key words: heat resistance, crack, protective coating, durability, working blade.
REFERENCES
1. Tamarin, Y.A. (2002). Protective coatings for turbine blades. ASM International, 247 p.
2. Abraimov, N.V. and Eliseev, Y.S. (2001). Khimiko-termicheskaya obrabotka zharo-prochnykh staley i splavov [Chemical and thermal treatment of heat-resistant steels and alloys]. Moscow: "Intermet Engineering", 622 p. (in Russian)
3. Kachanov, E.B. and Tamarin, Y.A. (2002). Termomekhanicheskaya ustalost zashchitnykh pokrytiy lopatok turbin [Thermomechanical fatigue of protective coatings of turbine blades]. Tekhnologiya legkikh splavov [Technology of lightweight alloys], Moscow: VILS, no. 4, pp. 122-128. (in Russian)
4. Inozemtsev, A.A. Nikhamkin, M.A. and Sandratskiy V.L. (2008). Osnovy konstruirovani-ya aviatsionnykh dvigateley i energeticheskikh ustanovok. Seriya: Gazoturbinnyye dvigateli. Tom. II.
Civil Aviation High Technologies
Vol. 23, No. 01, 2020
Osnovy konstruirovaniya aviatsionnykh dvigateley i energeticheskikh ustanovok. Obshchiye svedeniya. Kompressory. Kamery sgoraniya. Forsazhnyye kamery. Turbiny. Vykhodnyye ustroystva. Uchebnik dlya VUZov [Fundamentals of designing aircraft engines and power plants. Series Gas turbine engines. Volume II. Fundamentals of aircraft engines and power plants design. General information. Compressors. Combustion chambers. Afterburners. Turbines. Output devices: Textbook for Universities]. Moscow: Mashinostroyeniye, 366 p. (in Russian)
5. Ivanov, E.G. (1986). Temperaturnyy koeffitsiyent lineynogo rasshireniya alyuminidov zheleza, nikelya i khroma [Temperature coefficient of linear expansion of aluminides of iron, nickel and chromium]. Izvestiya Academy of Sciences of the USSR. Metals, no. 2, pp. 168-169. (in Russian)
6. Moskovic R. (1978). Mechanical properties of precipitation-strengthened Ni-Al-Cr alloy based on an NiAl intermetallic compound. Journal of Materials Science, vol. 13, no. 9, pp. 1901-1906. DOI: https://doi.org/10.1007/BF00552896
7. Tamarin Y. A., Sundyrin, V.G. and Bychkov, N.G. (2000). Thermo-mechanicalfatigue tests of coatings for turbine blades. High Temperature Surface Engineering, Book 693, IOM Published by Communications Ltd, Cambridge, 2000, pp. 157-169.
8. Samoylenko, V.M., Fatyanov, E.A. and Zorichev, A.V. (2009). Termostoykost lopatok turbiny GTD s teplozashchitnym pokrytiyem [The Heat Resistance of GTE turbine blades with thermal protection coating]. Korroziya: materialy, zashchita [Corrosion: materials, protection], no. 12, pp. 1-3. (in Russian)
9. Kachanov, E.B. and Tamarin, Y.A. (2007). Vliyaniye zashchitnykh pokrytiy na dlitelnuyu prochnost zharoprochnykh splavov [Influence of protective coatings on long-term strength of heat-resistant alloys]. Tekhnologiya legkikh splavov [Technology of lightweight alloys] no. 1, pp. 140-148. (in Russian)
10. Samoylov, A.I., Ignatova, I.A., Krivko, A.I. and Tamarin Y.A. (1988). Termicheskiye napryazheniya v alyuminidnykh pokrytiyakh [Thermal stresses in aluminide coatings]. Voprosy avi-atsionnoy nauki i tekhniki [Issues of aviation science and technology], pp. 45-49. (in Russian)
11. Bakhrunov, K.K. (2012). Analiz svoystv khromoalitirovannykh pokrytiy na nikelevykh zharoprochnykh splavakh [Analysis of the properties of chromolithograph coatings on nickel superalloys]. Polzunovskiy Vestnik [Polzunov Bulletin], no. 1/1, pp. 28-31. (in Russian)
INFORMATION ABOUT THE AUTHORS
Alexey V. Zorichev, Candidate of Technical Sciences, the Krasnodar Air Force Institute for Pilots n. a. Hero of the Soviet Union A. K. Serov, [email protected].
Gennady T. Pashchenko, Candidate of Technical Sciences, Military Mission of the Russian Federation Defense Ministry, [email protected].
Olga А. Parfenovskaya, Candidate of Technical Sciences, Moscow Polytechnic University, [email protected].
Vasily M. Samoylenko, Doctor of Technical Sciences, Professor, Head of the Chair of Aviation Fuel Supply and Aircraft Repair, Moscow State Technical University of Civil Aviation, [email protected].
Tatyana I. Golovneva, Candidate of Technical Sciences, Air Force Education and Research Center "The Zhukovsky and Gagarin Air Force Academy", [email protected].
Поступила в редакцию 21.09.2019 Received 21.09.2019
Принята в печать 23.01.2020 Accepted for publication 23.01.2020
