Донецк, Украина
сотрудник
Брянск, Брянская область, Россия
сотрудник
Донецк, Россия
УДК 621.45 Реактивные двигатели
Выполненный анализ особенностей эксплуатации вертолетных газотурбинных двигателей позволил установить, что на элементы их структуры действуют неравномерные эксплуатационные воздействия, которые ведут к возникновению неравномерных износов элементов структуры авиационного двигателя. В работе предложено, в этих условиях, обеспечивать функционально-ориентированные свойства элементов структуры авиационного двигателя. На основе системной модели комплексного процесса создания эксплуатационных свойств, формирования функционально-ориентированных свойств и реализации параметров технологического обеспечения структуры вертолетного газотурбинного двигателя показана система условий формирования необходимых свойств структуры двигателя, которая позволяет комплексно решать вопросы повышения эксплуатационных свойств и технико-экономических показателей авиационных двигателей. При этом разработанный способ распределения функционально-ориентированных свойств структуры элементов вертолетного газотурбинного двигателя в зависимости от системы условий распределения параметров дает возможность обеспечения эксплуатационных свойств и выполнения их необходимых параметров в условиях действия неравномерных эксплуатационных воздействий. Разработанное технологическое обеспечение и алгоритм его формирования позволяет создавать конкретный интегрированный многосвязный технологический процесс формирования функционально-ориентированных свойств структуры вертолетного газотурбинного двигателя как интегрированный многосвязный процесс на основе определенных закономерностей и связей параметров технологического обеспечения. При этом показано, что главной особенностью интегрированного многосвязного технологического процесса обеспечения функционально-ориентированных свойств структуры является реализация многосвязности создаваемых технологических процессов, которая определяется системой условий обеспечения эксплуатационных свойств, функционально-ориентированным подходом и задается на этапе комплексного инжиниринга параметров обеспечения свойств вертолетного газотурбинного двигателя, что определяет его как единый технологический процесс формирования функционально-ориентированных свойств авиационного двигателя с качественно новыми свойствами эксплуатации.
газотурбинный двигатель, структура элементов, технологическое обеспечение, функцио-нально-ориентированные свойства, закономерности параметров, система условий, эксплуатация
Введение
Современный вертолетный газотурбинный двигатель (ГТД) представляет собой сложную техническую систему, содержащую множество элементов и подсистем, работающих в тяжелых условиях эксплуатации, которые обусловлены особенностями газо-термодинамического цикла Брайтона [1, 2]. Причем в особо сложных условиях эксплуатируются элементы и их группы, располагающиеся в проточной части авиационного двигателя. Это связано с тем, что именно на них действуют неравномерные эксплуатационные воздействия потоков среды, к которым можно отнести абразивно-эрозионное, температурное, кислотное, солевое и другие действия, а также их комбинация [3]. При этом для повышения качества элементов ГТД необходимы специальные подходы [4, 5].
Выполненные исследования позволили установить [6 – 8], что при эксплуатации вертолетного ГТД на его элементы и всю структуру деталей действуют комплексные неравномерные воздействий, которые приводят к возникновению неравномерных износов и разрушений, как у отдельных его элементов, так и у всей структуры в целом. В качестве примера на рис. 1 представлены некоторые особенности неравномерного износа лопаток компрессора вертолетного ГТД модели ТВ3-117. Проведенный анализ особенностей обеспечения функционально-ориентированных свойств (ФОС) вертолетного ГТД показал, что дальнейшее повышение эксплуатационных и технико-экономических показателей возможно только на базе комплексного обеспечения ФОС, и элементов, и всей структуры авиационного двигателя в целом.
Вместе с тем, эти исследования позволили установить, что процесс формирования ФОС элементов и структуры вертолетного ГТД должен выполняться на базе системы условий, которые рассматриваются в данной работе.
В данной работе рассмотрено повышение эксплуатационных свойств вертолетного ГТД на базе функционально-ориентированного подхода, способа распределения параметров свойств и системы условий его эксплуатации, формирования ФОС и реализации технологического обеспечения (ТО) отдельных элементов и структуры системы двигателя, работающего в условиях действия неравномерных эксплуатационных воздействий.
Системная модель процесса создания
эксплуатационных, ФОС и параметров ТО структуры вертолетного ГТД
Можно отметить, что системный подход при комплексном формировании эксплуатационных свойств (ЭС), ФОС и ТО структуры авиационного двигателя позволяет создавать процесс обеспечения параметров структуры целостно, с позиций системного подхода. Он обеспечивает требуемое формирование и распределение ФОС в зависимости от ЭС и ТО по элементам структуры вертолетного ГТД на базе принципов и особенностей реализации функционально-ориентированного подхода (ФОПО) [9, 10].
Системная модель комплексного процесса создания необходимых ЭС, ФОС и параметров ТО структуры вертолетного ГТД представлена на рис. 2. С позиций системного подхода, представлен процесс преобразования входных параметров в выходные
и комплексное обеспечение ЭС, ФОС и ТО структуры вертолетного ГТД, которые выполняются в нижнем блоке системной модели. Представленный процесс технологических преобразований параметров моделируется посредством технологических воздействий (ТВ) орудий и средств производства, которые реализуются в модели на базе ФОПО [6] посредством потоков материального, энергетического и информационного характеров
.
Следует отметить, что процесс преобразования входных V параметров в выходные W (см. рис. 2) выполняется за счет действия изменяющихся параметров потоков ТВ , в соответствии с особенностями и принципами ФОПО [6], которые имеют входные параметры материального, энергетического и информационного характеров
. В данном случае, изменение параметров ТВ производится посредством процесса управления параметрами ТВ на базе ФОПО (верхний блок, рис. 2) на базе системы условий формирования ЭС, ФОС и ТО структуры, состоящей из множества конкретных условий. С помощью этой системы условий обеспечивается процесс управления параметрами ТВ для структуры элементов с ФОС ГТД.
Процесс формирования структуры и параметров ЭС, ФОС и ТО на базе системной модели (рис. 2) выполняется в соответствии со следующим алгоритмом:
1. Задаются начальные входные параметры процесса V.
2. Задается система условий формирования ЭС, ФОС и ТО структуры, при этом реализуется процесс управления параметрами ТВ на базе ФОПО в соответствии с группой особых принципов обеспечения ФОС и разработанным способом распределения ЭС, ФОС и ТО по структуре элементов вертолетного ГТД (параметры распределения этих свойств определяются на основе комплексного инжиниринга процесса [7]). Эта система условий содержит следующие условия: условие (принцип) обеспечение ЭС для всего ГТД (общее условие), условие обеспечения ЭС по структуре (структурное условие) и так далее.
3. Выполняется процесс управления параметрами ТВ на базе ФОПО. В этом случае, реализуются необходимые ТВ на базе ФОПО, то есть выполняется группа особых принципов обеспечения ФОС по элементам и реализуется разработанный способ распределения параметров ЭС, ФОС и ТО по структуре элементов ГТД.
4. Происходит процесс преобразования входных параметров V в выходные параметры W под действием ТВ. При этом обеспечиваются необходимые ЭС, ФОС и ТО элементов (деталей) и структуры элементов в целом для авиационного двигателя.
5. Весь процесс формирования параметров ФОС, ТО и ЭС выполняется поэлементно для всей структуры вертолетного ГТД на базе основных этапов системы «эксплуатация – формирование ФОС – создание ТО».
Можно отметить, что при реализации данного алгоритма, одним из главных моментов реализации ЭС, ФОС и ТО для структуры вертолетного ГТД является наличие системы условий их формирования. Поэтому далее, рассмотрим более детально эту систему условий формирования ЭС, ФОС и ТО структуры ГТД.
Система условий для формирования функционально-ориентированных свойств
структуры вертолетного ГТД
Для формирования ФОС структуры вертолетного ГТД необходимо комплексное обеспечение ЭС, ФОС и ТО для структуры. Данное комплексное обеспечение формируется на базе системы условий. Система условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры показана на рис. 3. Она включает следующие группы основных условий: начальные условия для формирования ЭС, ФОС и ТО структуры; условия эксплуатации; условия формирования ФОС структуры; условия синтеза ТО.
Рассмотрим более детально эти группы условий и особенности их взаимодействия. Заметим, что отдельные группы условий (рис. 3) могут состоять из нескольких вариантов условий. При этом между этими условиями действуют определенные связи, которые можно представить структурой связей параметров системы условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры (рис. 4).
Структура связей элементов системы – групп условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры приведена на рис. 4. Между элементами этой структуры действуют прямые и обратные связи , где i – номер элемента (оператора) связывающего с j элементом (операндом). Один и тот же элемент может быть и оператором, когда воздействует на соседний элемент, и операндом, когда на него действует соседний элемент. Можно отметить, что позиции 1, 2, 3 – показывают элементы структуры связей системы условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры.
Рассмотрим более детально эти отдельные группы условий. При этом процесс формирования ФОС структуры вертолетного ГТД должен начинаться с определения группы начальных условий формирования ФОС структуры. Это целый комплекс условий, к основным из них можно отнести следующие:
– исходные данные (структура элементов и связей, назначенный ресурс двигателя Т0, параметры комплексного инжиниринга системы жизненного цикла «эксплуатация, обеспечение ФОС, реализация ТО» и другие параметры);
– производственно-технические параметры структуры и элементов (показатели конструктивной стандартизации и унификации, трудоемкость, материалоемкость, энергоемкость);
– параметры структуры элементов (геометрические, кинематические, энергетические, состав материала и тому подобные);
– физико-механические свойства (ФМС) элементов структуры (твердость, прочность, износостойкость и другие параметры);
– база данных № 1 – зависимость параметров в системе жизненного цикла «эксплуатация-формирование ФОС», база данных № 2 – зависимость параметров в системе жизненного цикла «формирование ФОС-реализация ТО», база данных № 3 – зависимость параметров в системе жизненного цикла «реализация ТО-эксплуатация», бинарные связи параметров [10, 11].
В системе условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры важнейшими является группа условий эксплуатации, которые представлены на рис. 5.
Следует отметить, что для формирования ФОС структуры вертолетного ГТД, основными и обязательными из эксплуатационных условий являются первые два условия (рис. 5).
На базе 1-го условия определяются и назначаются эксплуатационные свойства для всего вертолетного ГТД, например, назначается ресурс всего авиационного двигателя. В этом случае, на основе комплексного инжиниринга [10] обеспечиваются необходимые эксплуатационные свойства самого слабого элемента (звена) вертолетного ГТД (предельного элемента структуры) из всей его структуры, например, обеспечиваются ЭС лопаток 1-й ступени компрессора или 1-й ступени турбины, на который действует предельные эксплуатационные воздействия и происходит максимальный износ или разрушения этого элемента по сравнению с другими элементами. При этом при назначении эксплуатационных свойств этого элемента выбирается один из возможных вариантов 1-го условия обеспечения ЭС (рис. 5), и за счет необходимых физико-механических свойств материала, группы особых принципов ориентации параметров и ФОПО реализуются заданные ЭС этого элемента. Далее, в соответствии с одним из вариантов 2-го условия обеспечения ЭС между элементами структуры (структурное условие по связям) на базе разработанного способа распределения ЭС и физико-механических свойств материала обеспечиваются необходимые свойства структуры элементов вертолетного ГТД.
Можно отметить, что 1-е и 2-е условия связаны между собой определенными зависимостями, а именно на базе 1-го условия обеспечивается ЭС и физико-механические свойства предельного элемента структуры, а затем выполняется последовательное распределение ЭС и физико-механических свойств материала элементов структуры в зависимости от параметров предельного элемента структуры [11]. Этот процесс выполняется на основе определенных закономерностей связей параметров ЭС и физико-механических параметров материала элементов структуры.
Процесс формирования ФОС структуры вертолетного ГТД включает следующую группу условий:
– условие формирования ФОС структуры вертолетного ГТД на базе функционально-ориентированного подхода (ФОПО) [10];
– условие обеспечение ФОС структуры вертолетного ГТД на базе группы особых принципов ориентации свойств и параметров;
– условие распределение параметров ФОС и эксплуатации по структуре элементов ГТД в соответствии с разработанным способом ФОПО;
– условие реализации ФОС структуры в зависимости от объема ее охвата обеспечением ФОС; объем охвата обеспечением ФОС структуры может иметь следующие варианты: обеспечение ФОС элементов для всех уровней структуры, обеспечение ФОС элементов для части уровней структуры; обеспечение ФОС для всех элементов любого уровня структуры; обеспечение ФОС для части элементов любого уровня структуры, и другие варианты;
– параметры эксплуатации, ФОС и ТО структуры определяются на базе комплексного инжиниринга [10];
– и ряд других условий.
Система условий создания вертолетного ГТД с ФОС структуры (рис. 3) включает следующую группу условий синтеза ТО, которая содержит следующее:
– ТО формирования ФОС структуры вертолетного ГТД определяется параметрами интегрированного многосвязного технологического процесса (ИМТП);
– наличие связей параметров между элементами ИМТП обеспечения ФОС структуры (связи между параметрами функционально-ориентированных операций (ФОО), связи между функционально-ориентированными технологическими процессами (ФОТП));
– число ФОТП в ИМТП изоморфно соответствует количеству элементов структуры ГТД с ФОС;
– структура элементов технологической системы для формирования ФОС структуры ГТД гомоморфно соответствует структуре ИМТП;
– параметры эксплуатации, ФОС и ТО структуры определяются на базе комплексного инжиниринга;
– другие условия.
Таким образом, на базе представленной системы условий выполняется процессы обеспечения эксплуатационных свойств, формирования ФОС и создания ТО структуры вертолетного ГТД на этапах его жизненного цикла «эксплуатация – формирование ФОС - технология».
Способ распределения
функционально-ориентированных
свойств по структуре элементов ГТД
Можно отметить, что в целом процесс формирования ФОС структуры элементов вертолетного ГТД, работающего в условиях действия неравномерных эксплуатационных воздействий R-родов, реализуется в соответствии с уровнями структуры ГТД и имеет следующий состав [11]: структура ФОС 1-го вида; структура ФОС 2-го вида; структура ФОС 3-го вида; структура ФОС r-го вида; структура ФОС R-го вида.
Следует отметить, что процесс формирования ФОС по элементам, в зависимости от особенностей действия эксплуатационных воздействий (ЭВ), выполняется на базе способа реализации ФОС (ФМС) по элементам структуры ГТД [8]. Для структуры элементов процесс распределения ФОС выполняется в соответствии с представленным способом или схемой реализации способа распределения ФОС, представленной на рис. 6.
1. Выполняются исследования особенностей эксплуатации элементов структуры вертолетного ГТД (комплексный инжиниринг процесса [7, 10]). Определяется множество интенсивностей износа (разрушения) для множества элементов структуры (данный процесс реализуется на этапе комплексного инжиниринга параметров:
(1)
где µ – множество интенсивностей износа (разрушения) элементов структуры мощностью n; 
– интенсивностей износа (разрушения) i-го элемента структуры. Далее выполняется выбор на множестве интенсивностей износа (разрушения) из выражения (1) критичный i-й элемент множества с предельной интенсивностью его износа (разрушения).
2. Производится выбор одного из вариантов 1-го условия (принципа) обеспечения ЭС для всего вертолетного ГТД (заданные ЭС, требуемые ЭС, предельные ЭС, ограниченные ЭС или другие варианты ЭС) и выполняется назначение параметров ФМС из условия 
которые могут быть выбраны из базы данных и на основании параметров их интенсивности износа критичного элемента μ1. При этом назначаются параметры эксплуатационных свойств, например, параметры назначенного ресурса для всей структуры элементов вертолетного ГТД, то есть параметры для предельного элемента структуры.
3. Производится 1-й структурный переход (рис. 6) с 1-го уровня на 2-й уровень структуры. На 2-м иерархическом уровне структуры выполняется распределение ФМС по элементам всей группы 2-го уровня структуры. При этом этот процесс производится на базе одного из вариантов 2-го условия (принципа) обеспечения ЭС (равные ЭС, кратные ЭС, функционально-зависимые ЭС или другие ЭС). Процесс распределения ФМС выполняется из условия которые могут быть выбраны из базы данных и на основании параметров их интенсивности износа критичного элемента μ1. В этом случае, процесс распределения ФМС по элементам структуры данной группы выполняется на основании следующих зависимостей:
– для структуры с равным ресурсом элементов
(2)
– для структуры с кратным ресурсом элементов
(3)
– для структуры с функционально-зависимым ресурсом элементов
(4)
где и
– 1-й и i-й допуск на износ толщины покрытия или допуск на величину износа материала или допуск по количеству циклов нагружения элемента 1-го и i-го элемента структуры, соответственно;
и 
– 1-я и i-я интенсивность на износ толщины покрытия или допуска на величину износа материала или допуска по количеству циклов нагружения элемента 1-го и i-го элемента структуры, соответственно; и
– кратность ресурса 1-го и i-го элемента структуры, соответственно;
и
– функциональная зависимость ресурса 1-го и i-го элемента структуры, соответственно.
Выполнив анализ выражений (2), (3) и (4) можно отметить, что параметры ФОС элементов структуры ГТД зависимы между собой относительно 1-го или предельного элемента структуры, именно относительно этого элемента формируются ФОС всей структуры авиационного двигателя. Поэтому можно сделать вывод, что параметры ФОС структуры ГТД связны между собой, а это обеспечивает выполнение необходимых ЭС всей структуры (рис. 6), в соответствии со 2-м условием обеспечения ЭС.
Можно также отметить, что в процессе распределения ФМС (ФОС) по элементам группы на этом уровне структуры выполняется выбор ФМС элемента структуры из условия которые могут быть выбраны из базы данных и на основании параметров интенсивности износа критичного элемента .
4. Выполняется 2-й структурный переход (рис. 6) с 2-го уровня на 3-й уровень структуры. На 3-м иерархическом уровне структуры выполняется распределение ФМС по элементам всех групп 3-го уровня структуры. При этом этот процесс производится на базе одного из вариантов 2-го условия (принципа) обеспечения ЭС (равные ЭС, кратные ЭС, функционально-зависимые ЭС или другие ЭС). Процесс распределения ФМС по группам структуры выполняется из условия которые могут быть выбраны из базы данных и на основании параметров их интенсивности износа критичных элементов 2-го уровня структуры. Процесс распределения ФМС по элементам каждой группы выполняется на основании зависимостей (2), (3) и (4). В этом случае, процесс распределения ФМС выполняется из условия которые могут быть выбраны из базы данных и на основании параметров их интенсивности износа критичного элемента данной группы 3-го уровня структуры.
5. Далее, выполняется 3-й структурный переход (рис. 6) с 3-го уровня на 4-й уровень структуры. При этом все циклы распределения ФМС по элементам структуры на 4-м уровне повторяются аналогично тому, как они выполняются на 3-м уровне структуры в предыдущем пункте.
6. Процесс распределения ФМС по элементам структуры осуществляется до тех пор, пока не будет выполнены все циклы до уровня R. После этого, производится реализация необходимого технологического обеспечения (ТО) формирования ФОС структуры вертолетного ГТД на базе алгоритма синтеза интегрированного многосвязного технологического процесса.
Таким образом, представленный способ распределения эксплуатационный свойств и ФОС по структуре вертолетного ГТД позволяет решать вопросы создания заданных свойств элементов структуры авиационного двигателя в соответствии с особенностями их эксплуатации и обеспечения ФОС в соответствии с системой условий эксплуатации и формирования ФОС.
Технологическое обеспечение и алгоритм
Процесс создания технологического обеспечения (ТО) формирования ФОС структуры вертолетного ГТД имеет определенные особенности, к которым можно отнести следующее:
1. Задаются начальные параметры процесса синтеза интегрированного многосвязного технологического процесса (ИМТП) формирования ФОС структуры вертолетного ГТД. А также необходимо задать систему условий обеспечения эксплуатационных свойств, к которой относятся следующие условия: 1-е условие обеспечения эксплуатационных свойств (общее условие) вертолетному ГТД; 2-е условие обеспечения эксплуатационных свойств (структурное условие) структуры двигателя; другие условия обеспечения эксплуатационных свойств структуры вертолетного ГТД (рис. 2).
Следует отметить, что приведенные условия задаются в процессе комплексного инжиниринга параметров в обеспечении ФОС структуры вертолетного ГТД [10].
2. Процесс формирования технологических параметров интегрированного технологического процесса (ИМТП) [11] имеет следующие иерархические циклы формирования элементов связного технологического процесса, а именно:
– цикл проектирования функционально-ориентированных методов (ФОМ) обработки или воздействий орудий и средств обработки на детали, обеспечивающих ФОС детали (изделия) на уровне методов;
– цикл проектирования функционально-ориентированных операций (ФОО), обеспечивающих ФОС детали (изделия) на уровне операций;
– цикл проектирования функционально-ориентированных технологических процессов (ФОТП), обеспечивающих ФОС детали (изделия) на уровне технологических процессов;
– цикл проектирования, интегрированного многосвязного технологического процесса (ИМТП), обеспечивающего ФОС всех деталей (изделий) вертолетного ГТД на уровне единой связной технологии.
3. Процесс задания связей параметров элементов технологии выполняется по циклам по следующим уровням: на уровне ФОМ обеспечения ФОС структуры авиационного двигателя; на уровне ФОО обеспечения ФОС структуры авиационного двигателя; на уровне ФОТП обеспечения ФОС структуры авиационного двигателя; на уровне ИМТП обеспечения ФОС структуры авиационного двигателя.
4. Следует иметь ввиду, что в процессе проектирования ИМТП обеспечения ФОС структуры вертолетного ГТД необходимо решать вопросы технологичности обработки элементов детали, всей детали и всех деталей авиационного двигателя. А также проектируется структура маршрутного и операционного ИМТП обеспечения ФОС деталей вертолетного ГТД.
5. Далее выполняется подготовка необходимой технологической документации ИМТП обеспечения ФОС структуры вертолетного ГТД.
Для пояснения процесса создания ИМТП обеспечения ФОС структуры вертолетного ГТД на рис. 7 представлен алгоритм его формирования, учитывающий описанные технологические особенности синтеза его структуры.
Таким образом, разработанное ТО и алгоритм формирования технологического процесса обеспечения ФОС позволяет создавать конкретный ИМТП формирования ФОС структуры вертолетного ГТД. Этот алгоритм имеет иерархическую многоуровневую структуру формирования свойств элементов на уровне ФОМ, ФОО, ФОТП и ИМТП. При этом главной особенностью ИМТП обеспечения ФОС структуры является реализация многосвязности создаваемых технологических процессов, которая определяется системой условий обеспечения эксплуатационных свойств, функционально-ориентированным подходом [6] и задается на этапе комплексного инжиниринга параметров обеспечения свойств вертолетного ГТД [11], что определяет его как единый интегрированный многосвязный технологический процесс формирования ФОС авиационного двигателя с качественно новыми свойствами эксплуатации.
Заключение
Таким образом, в данной работе выполнены исследования, направленные на повышение эксплуатационных свойств вертолетного ГТД на базе функционально-ориентированного подхода, способа распределения параметров свойств и системы условий его эксплуатации, формирования ФОС и реализации ТО отдельных элементов и структуры авиационного двигателя.
В целом, проведенные исследования позволили с позиций системного подхода комплексно рассматривать процессы формирования ФОС структуры авиационного двигателя и устанавливать закономерности особенностей реализации ТО. При этом установленная система условий определения, формирования и создания параметров дает возможность учитывать особенности обеспечения ФОС структуры вертолетного ГТД на основных этапах его жизненного цикла «эксплуатация – формирования ФОС – реализация ТО». А также разработанное ТО и алгоритм формирования технологического процесса обеспечения ФОС позволяет создавать конкретный ИМТП формирования ФОС структуры вертолетного ГТД.
1. Григорьев В.А. Вертолетные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 2007. 491 с.
2. Богуслаев В.А. Отделочно-упрочняющая обработка деталей. Запорожье: ОАО «Мотор Сич», 2005. 559 с.
3. Демин Ф.И. Технология изготовления основных деталей газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 2002. 328 с.
4. Суслов А.Г. Качество поверхностного слоя деталей машин. М.: Машиностроение, 2000. 320 с.
5. Хандожко А.В., Стешков А.Е., Бизюкина Н.А. Проблемы алмазно-абразивной обработки заготовок из лейкосапфира // Сб. тр. XX межд. Науч.-техн. конф. в г. Севастополе 16–21 сентября 2013 г. Донецк: ДонНТУ, 2013. Т. 3. C. 97–99.
6. Михайлов А.Н. Основы синтеза функционально-ориентированных технологий. Донецк: ДонНТУ, 2009. 346 с.
7. Михайлов Д.А. Общие особенности технологического инжиниринга газотурбинного двигателя с функционально-ориентированными свойствами структуры // Наукоемкие технологии в машиностроении. 2021. № 10 (124). С. 28–38. doi:https://doi.org/10.30987/2223-4608-2021-10-28-38.
8. Патент на изобретение № 2718877 RU. Заявка № 2018107164 от 26.02.2018. Способ нанесения функционально-ориентированного износостойкого покрытия на лопатку газотурбинного двигателя. Авторы: А.Н. Михайлов, Д.А. Михайлов, В.А. Михайлов.
9. Михайлов Д.А. Особенности структурирования многослойных функционально-ориентированных покрытий лопаток газотурбинных двигателей // Прогрессивные технологии и системы машиностроения. Междунар. сб. науч. тр. Донецк: ДонНТУ. 2020. Вып. 2 (69). С. 36–49.
10. Михайлов Д.А., Михайлов А.Н., Пичко Н.С., Шейко Е.А. Общие особенности технологического инжиниринга газотурбинного двигателя с функционально-ориентированными свойствами структуры // Наукоемкие технологии в машиностроении. 2021. № 10 (124). С. 28–38. doi:https://doi.org/10.30987/2223-4608-2021-10-28-38.
11. Михайлов А.Н., Михайлов Д.А., Пичко Н.С., Шейко Е.А. Методологические и технологические основы обеспечения функционально-ориентированных свойств структуры элементов газотурбинного двигателя // Наукоемкие технологии в машиностроении. 2022. № 9 (135). С. 38–48. doi:https://doi.org/10.30987/2223-4608-2022-9-26-37
