Дросельні характеристики двигун ал 31ф. Фнпц "ммпп "салют". ніоктр. розробки для авіації. Силові характеристики покращуються

Використання: Роки експлуатації: з 1984 року Застосування: Су-27 та його модифікації Розвиток: АЛ-41Ф1 Виробництво: Конструктор: А. М. Люлька, В. М. Чепкін Рік створення: з початку 1970-х до 1985 року Виробник: ВАТ «УМПО» Роки виробництва: з 1981 року Варіанти: АЛ-31Ф
АЛ-31ФП
АЛ-31A серії 3
АЛ-31ФН
АЛ-31Ф-М1
АЛ-31Ф-М2
Р-32
АЛ-31СТ Масогабаритні
Характеристики Суха маса: 1530 кг Довжина: 4950 мм Діаметр: 1180 мм Робочі характеристики Тяга: 7670 кгс Тяга на форсажі: 12500 кгс Ресурс: 1000 год Температура турбіни: 1427 °C Ступінь підвищення тиску: 23 Управління: електромеханічне Витрата повітря: до 112 кг/сек Витрати палива: 3,96 кг/ Питома витрата палива: 0,75 кг/кгс · Ступінь двоконтурності: 0,571 Питома тяга: 8,22 кгс/кг

АЛ-31- серія авіаційних високотемпературних турбореактивних двоконтурних двигунів з форсажними камерами, розроблена під керівництвом А. М. Люльки у НВО «Сатурн». Назва розшифровується як Архіп Люлька, "Ф"-форсажна камера, на заводі АЛ-31 має назву Виріб 99. Проектування двигуна почалося у 1973 році, перші випробування пройшли у 1977, а державні випробування успішно завершилися у 1985 році. З 1981 року двигуни АЛ-31 виробляються на УМПО (м. Уфа) та «ММПП Салют» (м. Москва). Після смерті А. М. Люльки у 1984 році роботи з двигуна та його модифікацій очолив генеральний конструктор В. М. Чепкін. В даний час ОКБ ім. Люльки є частиною НВО «Сатурн».

Орієнтовна вартість одного двигуна АЛ-31Ф (станом на 2008 рік) складає 96,4 млн рублів.

Особливості конструкції

АЛ-31Ф - Базовий двоконтурний двовальний турбореактивний двигун зі змішуванням потоків внутрішнього та зовнішнього контурів за турбіною, загальною для обох контурів форсажною камерою та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом. Двигун модульний.

Складається з компресора низького тиску осьового 4-ступінчастий з регульованим вхідним напрямним апаратом (ВНА), компресора високого тиску осьовий 9-ступінчастий з регульованим ВНА та направляючими апаратами перших двох ступенів, турбіни високого та низького тиску - осьові одноступінчасті; лопатки турбін та соплових апаратів охолоджувані. Основна камера згоряння кільцева. У конструкції двигуна широко застосовуються титанові сплави (до 35% маси) та жароміцні сталі. Лопатки турбін мають порожнини у вигляді лабіринтів для охолодження зсередини, для кріплення лопатки до диска використовується хвостовик ялинкового типу. Ротори кріпляться до валу із використанням роликових підшипників.

Двигун має електричну систему запалювання. Пускова система може запускати двигун як на землі, так і в польоті. Для запуску двигуна на землі використовується пусковий пристрій, розташований у виносній коробці двигуна. На звичайних режимах роботи двигуна для економії палива охолодження турбін частково відключається.

Застосування ВНА дало високу стійкість до помпажу, на практиці це означало, що двигуни збережуть працездатність при попаданні літака в штопор. Двигун у польоті може використовуватись на всіх режимах без обмежень. Час приймання з режиму малого газу до режиму максимал на малій висоті 3-5с, на середній 5 с, на великій висоті 8с. Максимальна частота обертання 13300 об./хв.

Модифікації

На базі АЛ-31Ф розроблено велику кількість модифікацій.

АЛ-31Ф

Базовий варіант двигуна використовується на винищувачах Су-27 та його модифікаціях. Температура газів перед турбіною 1665 К. Спочатку призначений ресурс серійних АЛ-31Ф становив всього 100 годин, при вимогі ВПС в 300 годин, але потім він був доведений до 1500 годин. Міжремонтний ресурс на максимальних режимах становив від 5 до 15 годин. Максимальна кількість циклів запуску (TAC) 300.

АЛ-31ФП

Основна відмінність від базового двигуна АЛ-31Ф - керований вектор тяги, що значно підвищує маневрені характеристики літака. Зміна вектора можлива на кут до ±16° у вертикальній площині і до ±15 у будь-якому напрямку. "ФП" означає форсажний поворотний. Двигун розроблений у НУО Сатурн, проводиться на УМПО.

Двигуни АЛ-31ФП встановлюються на винищувачі покоління «4++»: деякі модифікації Су-30 та Су-37.

Р-32

Форсований двигун АЛ-31Ф для рекордного літака П-42, створеного на базі Су-27. Форсажна тяга двигуна була підвищена до 13 600 кгс.

АЛ-31Ф серії 3

Варіант двигуна АЛ-31Ф для палубного винищувача Су-33. На відміну від базового АЛ-31Ф з'явився додатковий режим (ОР) з тягою 12800 кгс, що короткочасно використовується при зльоті літака з палуби з повним бойовим навантаженням або при екстреному догляді на друге коло.

АЛ-31ФН

Модифікація АЛ-31Ф з нижнім розташуванням коробки агрегатів для китайського винищувача Chengdu J-10. Має підвищену на 200 кг силу тяги в порівнянні з базовим варіантом. Розроблено в ММПП Салют, з 2009 року за двома контрактами буде поставлено 300 двигунів.

Контракт на проведення НДДКР між Китаєм та Росією було підписано у 1992 році, фінансування так само здійснювалося з боку Китаю. 1994 року двигун був остаточно спроектований.

Спочатку двигун розроблявся спільно НВО Сатурн з ММПП Салют, але після 1998 року ММПП Салют розробив документацію і налагодив серійне виробництво АЛ-31ФН самостійно. У 1999 р. при Міністерстві юстиції було створено Федеральне агентство захисту результатів інтелектуальної діяльності (ФАПРІД). Прагнучи делегитимізувати права розробника, генеральний директор ММПП Салют Юрій Єлісєєв зумів підписати з ФАПРИД ліцензійний договір (№ 1-01-99-00031), який став найпершим договором такого роду, укладеним новоствореним агентством. Посилаючись на нього, Салют розглядає ліцензійний договір 1998 р. із Сатурном як нікчемний

АЛ-31Ф-М1

Модернізований двигун АЛ-31Ф ММПП Салют із чотириступінчастим компресором низького тиску КНД-924 зі збільшеним з 905 до 924 мм діаметром, що забезпечує на 6% більшу витрату повітря, а також більш досконалою цифровою системою автоматичного керування. Температура газів перед турбіною цього двигуна підвищена на 25°С. Двигун двоконтурний, перший контур проходить через сорочку для охолодження, потім змішується за турбіною з гарячим другим двовальний контуром.

Перший політ 25 січня 2002 року, серійно проводиться з 2006 року для винищувачів сімейства Су-27, встановлюється без доопрацювань у будь-які винищувачі, у тому числі ранніх років випуску, встановлені на 1 полку Су-27СМ/СМ2 і вже встановлюються на Су-34 . Прийнятий на озброєння ВПС РФ в 2007 році. Має на 1000 кгс підвищену силу тяги (13 500 кгс), міжремонтний ресурс 1000 годин, призначений ресурс 2000 годин при збереженні габаритних розмірів та ваги. Питома витрата палива була знижена. Має модифікацію з керованим вектором тяги з ресурсом 800 годин.

Довжина 4,945 м
Максимальний зовнішній діаметр 1,14 м
Маса 1520 кг

АЛ-31Ф-М2

Двигун АЛ-31ФМ2 – турбореактивний двоконтурний двигун на базі АЛ-31Ф. Лопатки з перфорацією по кромках, що виготовляються литтям, температура перед входом у турбіну збільшена на 100°С порівняно з Ал-31Ф. Тяга двигуна на особливому режимі 14300 кгс, на режимі повний форсаж 14100 кгс. Призначений ресурс модернізованого двигуна перевищує 3000 годин. Двигун має мінімальні відмінності від серій 3, 20 та 23. Підвищено тягові характеристики при зниженні питомих витрат палива, у тому числі на безфорсажних режимах. Не вимагає доопрацювання борту літака при постановці літаки типу Су-27, Су-30, Су-34, на відміну двигунів інших серій. У 2012 році двигун планується вивести на льотні випробування.

ФАЛ:АЛ-31м2 АЛ-31Ф-М2 - виробництва ФГУП "НВЦ газотурбобудування "Салют" АЛ-31-M2

АЛ-31Ф-М3

3-й етап модернізації АЛ-31Ф ММПП Салют, додатково встановлюється новий триступеневий КНД з широкохордними лопатками просторового профілювання та підвищеним ступенем стиснення до pk = 4.2, що дозволяє збільшити тягу до 15 300 кгс (отримано на статичних випробуваннях). Лопатки і диск є єдиним цілим. З 2002 року двигун перебував на стендових випробуваннях.

АЛ-41Ф1

Двигун "першого етапу" для перспективного авіаційного комплексу п'ятого покоління з тягою 15000 кгс. Створено на основі двигунів АЛ-31Ф, АЛ-31ФП та АЛ-41Ф. Незважаючи на схожу з АЛ-31Ф схему, двигун на 80% складається з нових деталей. Від попередників його відрізняє підвищена тяга (15000 кгс проти 12500 у АЛ-31Ф), повністю цифрова система управління, плазмова система запалювання, нова турбіна більшого діаметра, значно підвищений ресурс (4000 годин проти 1000 у АЛ-31Ф) та покращені витратні характеристики. Розробка склала 3 млрд руб.

АЛ-31СТ

«Наземна» стаціонарна модифікація АЛ-31Ф потужністю 16 МВт для застосування як привод газоперекачувальних станцій.

Двигун двоконтурний, двовальний, зі змішуванням потоків внутрішнього та зовнішнього контурів за турбіною, із загальним для двох контурів форсажною камерою та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом.

Двигун має модульну конструкцію, що забезпечує високу технологічність складання і дозволяє проводити заміну модулів за мінімального обсягу регулювань. До модулів входять:

компресор низького тиску;

газогенератор (включає компресор високого тиску, основну камеру згоряння, повітряно-повітряний теплообмінник, турбіну високого тиску, турбіну низького тиску, змішувач);

фронтовий пристрій форсажної камери згоряння;

реактивне сопло із корпусом форсажної камери згоряння;

коробка приводів рухових агрегатів із агрегатами.

Компресор двигуна – осьовий, двокаскадний, тринадцятиступінчастий. До складу компресора входять:

чотириступінчастий компресор низького тиску з регульованим вхідним напрямним апаратом;

дев'ятиступінчастий компресор високого тиску з трьома регульованими напрямними апаратами - вхідним та перших двох ступенів;

проміжний корпус.

Основна камера згоряння – кільцева.

До складу ГКС входять корпус з дифузором та жарова труба.

Паливо надходить в ГКС через двадцять вісім двокаскадних форсунок. Запалення паливоповітряної суміші при запуску двигуна здійснюється електричною системою запалювання.

Турбіна двигуна – осьова, двоступінчаста. До складу вузла турбіни входять: одноступенева турбіна високого тиску з диском, що охолоджуються повітрям, сопловими і робочими лопатками, а також деталями зовнішнього і внутрішнього корпусів; одноступінчаста турбіна високого тиску з диском, що охолоджується повітрям, і сопловими лопатками.

Форсажна камера згоряння - загальна для двох контурів зі змішуванням потоків на вході у фронтовий пристрій. До складу форсажної камери входять корпус змішувача, змішувач та фронтовий пристрій.

Регульоване реактивне сопло з корпусом форсажної камери – надзвукове, всережимне, із зовнішніми стулками. До складу РС входять:

стулки частини, що звужується;

надстулки розширюється частини;

зовнішні стулки;

проставки;

пружні елементи; стяжний пристрій з пневмоприводом.

РС змонтовано на корпусі ФК. Зовнішні стулки забезпечують плавне обтікання хвостової частини літака, зменшуючи опір. Запалення палива у форсажній камері забезпечує «вогнева доріжка».

Повітряно-повітряний теплообмінник призначений для зниження температури повітря, що охолоджує турбіну. До складу повітро-повітряного теплообмінника входять корпус, трубчасті теплообмінні модулі та апарат відключення охолодження.

Зовнішній контур складається з двох корпусів – переднього (роз'ємного) та заднього.

Вузол приводів допоміжних пристроїв складається:

із центральної конічної передачі;

з коробки приводів рухових агрегатів (зубчасті передачі якої обертаються ротором високого тиску через ЦКП);

з редуктора датчиків РНД (зубчасті передачі якого обертаються ротором високого тиску через привід редуктора датчиків РНД).

Від КДА через гнучкий вал здійснюється привід літакових агрегатів, встановлених на ТКА.

Масляна система - автономна, циркуляційна, з двома паливомасляними теплообмінниками. Система забезпечує підведення масла до вузлів тертя, відведення його та охолодження, суфлювання масляних порожнин та наддув передмасляних порожнин.

Паливна система – гідромеханічна, із застосуванням електронного комплексного регулятора двигуна.

Система протизледеніння двигуна призначена для обігріву поверхонь ВНА та кока компресора гарячим повітрям із КВД в умовах можливого зледеніння.

Система керування охолодженням турбіни забезпечує подачу повітря від КВД на деталі турбіни.

Система запуску забезпечує:

запуск двигуна на землі та в польоті;

займання палива при включенні ФК;

прокручування та помилковий запуск двигуна.

Для запуску двигуна землі служить газотурбінний двигун, встановлений на ВКА.

На двигуні встановлені датчики та приймачі систем контролю, призначені для інформації про роботу двигуна, що подається візуально та в записі на носії інформації бортових та наземних реєструючих систем.

Виносна коробка агрегатів з розміщеними на ній газотурбінним двигуном, літаковим генератором та гідронасосами встановлена у фюзеляжі літака та з'єднана з КДА гнучким валом. ВКА служить передачі обертального руху:

на агрегати літака від КДА під час роботи двигуна;

на РВД та агрегати літака від ВМДЕ при запуску двигуна на землі.

Компресор - осьовий, двокаскадний, з регульованими напрямними апаратами.

У вузол входять компресор низького тиску (КНД), компресор високого тиску (КВД) та проміжний корпус.

Управління механізацією компресора здійснюють система управління поворотними закрилками ВНА КНД та система ліквідації помпажу.

Компресор низького тиску призначений для стиснення повітря, що надходить у зовнішній та внутрішній контури двигуна.

КНД складається з ротора 2 та статора 3.

До складу статора входять: вхідний напрямний апарат; кок; передня опора; корпус першого, другого, третього та четвертого ступенів; напрямні апарати першого, другого, третього та четвертого ступенів.

Вхідний напрямний апарат – титановий, є силовим елементом двигуна.

У ньому змонтовано: передня опора КНД; відкачуючий маслонасос; кок.

До складу ВНА входять: зовнішнє кільце; маточина; стійки.

Обичайка колектора із зовнішнім кільцем утворює порожнину, в яку через отвір у бобишке подається гаряче повітря через сьомий щабель КВД (системи протизледеніння двигуна) до стійок і кока.

Стійки утворюють єдиний аеродинамічний профіль із поворотними закрилками. Поворот закрилків здійснюється за командою системи управління ВНА КНД важелями через приводне кільце з десятьма фіксаторами, розташованими по колу.

Через сім стояків проходять трубопроводи: суфлювання масляної порожнини; підведення олії; відкачування олії; суфлювання передмасляної порожнини; зливу олії.

Кок складається з двох обичайок, що утворюють порожнину, в яку надходить гаряче повітря через сьомий щабель КВД.

Передня опора ротора силовий елемент двигуна, закріплена на задньому фланці маточини ВНА. До її складу входять: корпус роликопідшипників; роликопідшипник; вузол масляного ущільнення; кришки лабіринтного ущільнення.

Корпус роликопідшипника складається із зовнішнього та внутрішнього корпусів. Пружно-рухлива передня частина корпусу пов'язана з нерухомим фланцем маточини п'ятдесятьма пружними перемичками.

Пружність корпусу, наявність масляної плівки у порожнині розташування пружного кільця гасять коливання ротора.

Вузол масляного ущільнення запобігає витоку масла в проточну частину компресора і повітря - з проточної частини масляні порожнини.

Корпуси першого, другого, третього, і четвертого ступенів виконані у вигляді кільцевих оболонок. Порожнина Р над робочими лопатками повідомляється з проточною частиною компресора через прорізи Б і утворює щілинний перепуск, що розширює діапазон режимів сталої роботи компресора. У корпусах є вікна Е для огляду та поточного ремонту лопаток компресора. Пробка має прямокутний фланець та різьбовий отвір для ключа. З'єднання корпусів – фланцеве. Передній фланець корпусу з'єднаний із ВНА, задній фланець корпусу – з проміжним корпусом.

Напрямні апарати першого, другого та третього ступенів складаються відповідно з лопаток із зовнішніми та внутрішніми полицями, а також внутрішніх напівкілець, що є нерухомими елементами повітряних лабіринтних ущільнень; рухомими елементами служать гребінці на барабані ротора.

Ротор - барабанно-дискової конструкції, що спирається передньою цапфою на роликовий підшипник, задньою цапфою - на кульковий підшипник. Привід відкачувального маслонасоса здійснено від ротора КНД.

У диск першого ступеня встановлено 37 робочих лопаток, диск другого ступеня - 45, диск третього ступеня - 57 і диск четвертої щаблі - 43. Болти виконують функцію балансувальних вантажів, навіщо є отвори А для підведення повітря з проточної частини компресора у внутрішню порожнину ротора для розвантаження від осьових сил.

Проміжний корпус – основний елемент силової схеми двигуна.

У проміжному корпусі повітря, що надходить із КНД, ділиться на два потоки: зовнішнього та внутрішнього контуру.

У проміжному корпусі встановлено: вихідний НА КНД; задня опора ротора КНД; передня опора ротора КВД; центральна конічна передача

Проміжний корпус - титановий, складається з обода та опорного обода, з'єднаних стійками. До стійок приварено роздільне кільце.

Обід має фланці: до переднього кріпиться вихідний НА КНД та статор КНД, до заднього – передній корпус зовнішнього контуру. У пазах обода встановлені стійки.

На зовнішній поверхні обода розміщено: два вузли кріплення двигуна до літака; кронштейни приводу механізму повороту НА; трубопроводу суфлювання масляної порожнини

Стійки проміжного корпусу – порожнисті. Через стійку проходить вертикальна ресора, що з'єднує ЦКП з КДА, здійснюється суфлювання масляної порожнини проміжного корпусу. Порожнини стояків служать для суфлювання передмасляних порожнин задньої опори КНД та передньої опори КВД.

Усередині стійки проходять: трубопровід підведення олії до підшипників задньої опори ротора КНД, передньої опори ротора КВД та до підшипників ЦКП, трубопровід відкачування олії з порожнини проміжного корпусу. Через стійку проходить ресора приводу маслонасоса. Порожнини стояків служать для наддуву ущільнень опор КВД та КНД. Через стійку проходить ресора приводу редуктора датчиків РНД.

Кільце розділення має дванадцять вирізів під стійки корпусу.

Внутрішнім фланцем кільце приєднано до статора КВД, зовнішнім – до екрану зовнішнього контуру.

Вихідний НА КНД складається із зовнішнього кільця, двох рядів лопаток та внутрішнього кільця. Фланцями на зовнішньому та внутрішньому кільцях вихідний НА кріпиться до проміжного корпусу.

Задня опора ротора КНД сприймає сумарне осьове навантаження від роторів КНД і ТНД, а також радіальне навантаження від ротора КНД. До її складу входять: корпус підшипника, кульковий підшипник, радіально-контактне масляне ущільнення, кришки лабіринтного ущільнення та вал КНД. У задній опорі змонтовано привод редуктора датчиків РНД.

Суфлювання масляної порожнини здійснено через трубопровід та втулку. Підведення повітря в порожнині наддуву масляних ущільнень проводиться через два трубопроводи.

Вал має два ряди внутрішніх шліц: передній – для зачеплення зі шліцами задньої цапфи ротора КНД; задній - для з'єднання роторів КНД та ТНД через ресора. Ротори КНД та ТНД з'єднані стяжною трубою. На валу закріплена гайкою провідна шестерня редуктора приводу датчиків РНД.

Передня опора ротора КВД сприймає сумарну осьову та радіальну навантаження від ротора КВД та РНД.

До передньої опори входять: корпус підшипника; кульковий підшипник; радіально-контактне ущільнення.

Демпфування шарикопідшипника забезпечене пружністю корпусу, деформацією вигину пружного кільця та опором коливанням ротора, яке виникає від видавлювання масляної плівки з порожнини, в якій розміщено пружне кільце.

Компресор високого тиску стискає повітря, що надходить у внутрішній контур двигуна.

До складу КВС входять статор та ротор.

Статор КВД включає: корпус ВНА та першого ступеня; корпус другого та третього щаблі; задній корпус; В НА; дев'ять НА.

Переднім фланцем статор з'єднаний із проміжним корпусом, а заднім - з корпусом ГКС. У корпусах статора є вікна огляду лопаток КВД.

Корпус ВНА та першого ступеня виконаний з двома фланцями та поздовжнім роз'ємом. У корпусі змонтовані лопатки ВНА та НА першого ступеня.

Корпус другого та третього ступенів - з двома фланцями та поздовжнім роз'ємом. У корпусі змонтовано лопатки НА.

Задній корпус - з двома фланцями та поздовжнім роз'ємом. До корпусу приварена обичайка колектора, що утворює з ним кільцеву порожнину відбору повітря з-за сьомого ступеня.

Лопатки ВНА – поворотні, двоопорні. Поворотні лопатки НА першого та другого ступенів - консольні. Поворот лопаток ВНА, НА першого та другого ступенів за сигналом системи управління здійснюється гідроциліндрами через приводні кільця та систему важелів.

Напрямні апарати з третього по восьму ступені - нерегульовані. Через прорізи в зовнішньому кільці в зовнішньому кільці НА сьомого ступеня та отвори в корпусі проводиться відбір повітря для потреб літака, системи протизледеніння двигуна та системи наддуву масляних ущільнень опор двигуна. Вихідний НА КВД виконаний дворядним, фланцем на зовнішньому кільці кріпиться до корпусу ГКС.

Ротор включає: диски з робочими лопатками; вал; передню цапфу; лабіринт.

Барабан ротора складається з двох секцій дисків; перша секція включає диски першого, другого та третього ступенів; друга секція - диски четвертого, п'ятого та шостого ступенів; з трьох дисків сьомого, восьмого та дев'ятого ступенів; перший ступінь має 47 лопаток, другий - 62, третій - 73, четвертий - 94, п'ятий - 99, шостий - 101, сьомий - 103, восьмий - 105 і дев'ятий - 107 лопаток.

Вал з'єднує ротори КВД та ТВД і передає крутний момент від ротора ТВД.

Передньою цапфою ротор КВД спирається на шарикопідшипник, змонтований у проміжному корпусі.

На цапфі встановлені: лабіринт, що запобігає витоку повітря з порожнини наддуву в передмасляну порожнину передньої опори ротора КВД; лабіринт, що запобігає витоку повітря з порожнини наддуву передньої опори в проточну частину КВД.

Кришка ущільнення запобігає витоку повітря з передмасляної порожнини міжвального ущільнення в порожнину наддуву передньої опори КВД.

Лабіринт призначений для запобігання витоку повітря на тракті компресора в розвантажувальну порожнину КВД.

Основна камера згоряння - кільцева, складається із зовнішнього корпусу, внутрішнього корпусу та жарової труби. Корпуси ГКС та теплообмінника утворюють зі стінками жарової труби кільцеві канали, якими повітря з КВД надходить у жарову трубу. Паливо в ГКС подається паливним колектором через двадцять вісім форсунок. Запалення палива в ГКС здійснюється системою запалювання. Паливний колектор та запальні пристрої розміщені на корпусі ГКС.

Корпус-елемент силової схеми двигуна. Передня частина корпусу утворює кільцевий дифузор, в якому знижується швидкість повітря, що надходить в ГКС з компресора.

Корпус складається із зовнішнього та внутрішнього корпусів, з'єднаних чотирнадцятьма порожніми стійками. На семи стійках є кронштейни для кріплення жарової труби та паливного колектора до корпусу ГКС. На передньому фланці внутрішнього корпусу укріплено кришки лабіринтного ущільнення розвантажувальної порожнини. Задній фланець внутрішнього корпусу кріпиться до корпусу соплового апарату ТВД. Передній фланець зовнішнього корпусу кріпиться до фланця корпусу КВД, а задній фланець - переднього фланця корпусу теплообмінника.

Жарова труба призначена для спалювання паливоповітряної суміші та формування поля температур газу на вході в турбіну.

Жарова труба складається з набору профільованих секцій, з'єднаних між собою зварюванням, або профільованих точених секцій.

Фронтова частина жарової труби складається з кільцевої обічайки з двадцятьма вісьма циліндричними камерами змішування і завихрювачів лопатки, рухомо встановлених на вході в камери змішування.

Для створення паливної паливоповітряної суміші у фронтовій частині жарової труби є ряд отворів підведення повітря - повітрозабірників. Камера змішування служить для підготовки паливно-повітряної суміші, що надходить у жарову трубу. Формування поля температур на виході з камери згоряння здійснюється повітрям, що надходить через чотири ряди отворів, розташованих на частині змішувача жарової труби. Для охолодження стінок жарової труби на її внутрішній і зовнішній оболонках є кільцеві щілини, які через отвори надходить повітря, що утворює загороджувальну пелену вздовж стінок. На внутрішню поверхню жарової труби нанесено жаростійке покриття.

Для компенсації переміщень від теплових впливів жарова труба та паливний колектор кріпиться до кронштейнів стійок радіальними штифтами. Компенсація взаємних переміщень жарової труби та СА ТВД здійснюється за допомогою телескопічного з'єднання фланцями.

Вузол турбіни включає послідовно розташовані одноступінчасті осьові турбіни високого та низького тиску, а також опору.

Турбіна високого тиску обертає компресор високого тиску і агрегати, встановлені на коробці приводів рухових агрегатів і на виносній коробці агрегатів.

Турбіна низького тиску обертає компресор низького тиску.

Кожна з турбін включає ротор та сопловий апарат.

Опора вузла турбіни – елемент силової схеми двигуна.

Радіальні зусилля від ротора ТВД передаються на опору через підшипник міжроторний, вал ТНД і розташований в опорі підшипник ротора ТВД. У вузол входять корпус опори та корпус підшипника.

Сопловий апарат ТВД кільцем з'єднаний з фланцями обода СА ТНД, корпусу теплообмінника та телескопічним з'єднанням через кільце - із жаровою трубою ГКС. зовнішнє кільце СА ТВД має отвори для підведення вторинного повітря з ГКС та ОВТ на охолодження соплового апарату та робочих лопаток ТВД. Внутрішнє кільце СА ТВД з'єднане фланцем з апаратом 3 закрутки і з внутрішнім корпусом ОКС.

Внутрішнє кільце через кільце телескопічно з'єднане з жарової трубою ГКС, кільця і утворюють канал підведення вторинного повітря з ГКС на охолодження внутрішніх полиць соплових лопаток. Сопловий апарат має сорок дві лопатки, об'єднані в чотирнадцять литих трилопаткових блоків, що досягає зменшення перетічок газу.

Соплова лопатка - пустотіла, охолоджувана. Перо, зовнішня та внутрішня полиці утворюють з пером та полицями сусідніх лопаток проточну частину. Внутрішня порожнина соплової лопатки розділена перегородкою. На вхідній кромці лопатки є перфорація, що забезпечує плівкове охолодження зовнішньої поверхні пера. У передній порожнині розміщений дефлектор, а задній - дефлектор. Дефлектори мають отвори для охолодження повітря.

Ротор ТВД складається з: диска із 90 лопатками робочого колеса; цапфи з лабіринтами та маслоущільнювальними кільцями.

У диску виконані отвори для підведення охолоджуючого повітря до робочих лопаток.

Робоча лопатка ТВД - порожня, що охолоджується. У внутрішній порожнині її в організацію процесу охолодження є поздовжній канал з отворами в перегородці і ребра. Хвостовик лопатки "ялинкового типу". У хвостовику цапфи 36 розміщені масляне ущільнення та обойма роликового підшипника, що є задньою опорою високого ротора тиску.

Сопловий апарат ТНД з'єднаний з корпусом теплообмінника і зовнішнім кільцем турбіни 6 високого тиску, а також з корпусом опори турбіни.

Сопловий апарат ТНД має тридцять три лопатки, спаяні в одинадцять трилопаткових блоків для зменшення перетікань газу.

Соплова лопатка - лита, пустотіла, охолоджувана. Перо, зовнішня та внутрішня полиці утворюють з пером та полицями сусідньої лопатки проточну частину соплового апарату ТНД. У внутрішній порожнині пера лопатки розміщений перфорований дефлектор. На внутрішній поверхні пера є поперечні ребра і турбулізуючі штирі для організації спрямованої течії охолоджуючого повітря. Діафрагма служить розділення порожнин між робочими колесами ТВД і ТНД.

Ротор ТНД включає: диск із 90 робочими лопатками; цапфу; вал; напірний диск.

Диск має пази для кріплення робочих лопаток та похилі отвори для підведення охолоджуючого повітря до них.

Робоча лопатка ТНД - лита, порожня, що охолоджується. На периферійній частині має бандажну полицю з гребінцем лабіринтного ущільнення, що забезпечує зменшення радіального проміжку між ротором і сопловим апаратом ТНД.

Цапфа має на передній частині внутрішні шліци, що передають крутний момент на вал. На зовнішній поверхні передньої частини цапфи встановлена внутрішня обойма роликового підшипника (на який спирається ротор високого тиску), лабіринт і набір кілець ущільнювачів, що утворюють переднє ущільнення масляної порожнини задньої опори ТВД.

На циліндричному поясі в передній частині цапфи є набір кілець ущільнювачів, що утворюють ущільнення масляної порожнини між роторами турбін високого і низького тисків. На циліндричному поясі в задній частині цапфи встановлений набір кілець ущільнювачів, що утворюють ущільнення масляної порожнини опори ТНД.

Вал складається із трьох частин, з'єднаних штифтами. У задній частині валу є привід відкачувального маслонасоса опори турбіни. У передній частині валу є шліци, що передають крутний момент на ротор КНД через ресору.

Напірний диск забезпечує збільшення тиску повітря, що охолоджує, на вході в робочі лопатки ТНД.

До складу опори турбіни входять корпус опори та корпус підшипника. Корпус складається із зовнішнього корпусу та внутрішніх кілець, з'єднаних силовими стійками та утворюючих силову схему опори турбіни. До складу опори також входять екран.

Усередині силових стійок розміщені трубопроводи: підведення та відкачування олії; суфлювання масляних порожнин; зливу олії.

Через порожнини силових стійок підводиться повітря на охолодження ТНД та відводиться повітря з передмасляної порожнини. Силові стійки 18 закриті зовні обтічниками. Екран із обтічниками утворює проточну частину газоповітряного тракту за ТНД.

Корпус підшипника і кришки утворюють масляну порожнину опори турбіни. Масляна порожнина термоізольована. На корпусі підшипника встановлені маслонасосний і масляний колектор. Між зовнішньою обоймою роликопідшипника ротора ТНД та корпусом підшипника розміщений пружномасляний демпфер.

До складу форсажної камери згоряння входять: змішувач; фронтовий пристрій; корпус із теплозахисним екраном; кок-стекатель.

Змішувач - елемент силової схеми двигуна, здійснює зв'язок корпусів внутрішнього та зовнішнього контурів двигуна. Змішувач складається з корпусу та змішувача.

Корпус переднім фланцем прикріплений до зовнішнього корпусу контуру. До заднього фланця прикріплено фронтовий пристрій.

На шпангоуті встановлено: вісім термопар; відцентрова форсунка системи "вогневої доріжки" ФК; трубопровід зливу палива із зливного бачка двигуна в проточну частину ФК; приймач повного тиску Р04.

Змішувач перемішує потоки газу внутрішнього контуру та повітря зовнішнього контуру перед фронтовим пристроєм.

Змішувач переднім фланцем прикріплений до корпусу опори турбіни, а кільцем рухомо спирається на корпус. Рухливість змішувача забезпечує осьову компенсацію внутрішнього контуру щодо зовнішнього.

Змішувач має двадцять дві кишені

Фронтовий пристрій призначений для організації стійкого горіння палива у камері форсажу.

Фронтовий пристрій складається з: корпуса із двосекційним теплозахисним екраном; системи стабілізації полум'я; паливні колектори.

Корпус – кільцева обічайка з фланцями.

У корпус вварені: силовий пояс із вузлами кріплення двигуна до літака; два фланці для встановлення іонізаційних датчиків полум'я; п'ять втулок для виводів паливних колекторів; одинадцять фланців для кріплення тягами стабілізаторів форсажної камери із паливними колекторами; заходи із паливними колекторами; патрубок для приєднання аварійного зливу палива; фланець для встановлення приймача повного тиску Р04.

Теплозахисний екран – двосекційний. Екран з обичайкою корпусу утворюють кільцевий канал підведення повітря із зовнішнього контуру на охолодження форсажної камери та реактивного сопла. Перша секція має на вході двадцять два гофри, а на виході - сорок чотири.

Друга секція екрану має сорок чотири гофри і одночасно є антивібраційним елементом.

Система стабілізації полум'я складається з кільцевої форсажної камери, двох V-подібних стабілізаторів - великого та малого, а також двадцяти двох стійок і відповідно великого та малого стабілізаторів. Форсажна камера - V-подібний кільцевий стабілізатор, усередині якого розташований карбюратор, утворений одинадцятьма трубами, перфорованими отворами, із забірниками на вході. У кожну трубку надходить паливо від пускового колектора та газ із тракту. Паливо та газ проходить через карбюратор, і надходять у внутрішню порожнину форсажної камери.

Великий та малий стабілізатори закріплені на форсажній камері кожен одинадцятьма стійками, які одночасно виконують функції радіальних стабілізаторів.

Форсажна камера закріплена в корпусі одинадцятьма тягами.

На внутрішній полиці профілю малого стабілізатора є одинадцять V-подібних радіальних стабілізаторів.

Паливні колектори розташовані перед форсажною камерою та закріплені на ній сережками, які забезпечують свободу переміщення колекторів під час нагрівання.

Колектор, який постійно працює у всьому діапазоні форсованих режимів двигуна, є пусковим. Він має одинадцять струменевих форсунок, що живлять паливом карбюратор, і тридцять три отвори в кільці, спрямованих на відбивачі, що живлять форсажну камеру.

Кожен із колекторів має по двадцять дві форсунки. У колекторів форсунки встановлені на зовнішньому діаметрі кілець або на внутрішньому.

Колектори мають екрани для захисту внутрішніх порожнин кільцевих труб від нагароутворення.

Корпус ФК складається з корпусу та теплозахисного екрану. На конічній частині корпусу розташований шпангоут для кріплення реактивних елементів сопла. У нижній частині встановлено дренажний клапан для зливу палива. Теплозахисний екран складається з чотирьох секцій, кожна з яких має гофр і перфорована отворами.

Кок-стекатель зменшує втрати енергії при виході газу з турбіни. Перфорація на коке-стекателі служить зменшення пульсаційного горіння в форсажной камері.

Потік газу та повітря із змішувача надходить у порожнину фронтового пристрою. Частина повітря потрапляє в порожнину, утворену екранами та стінками корпусів фронтового пристрою та корпусу ФК, і охолоджує корпуси та реактивне сопло.

У системі стабілізації полум'я фронтового пристрою створюється широка зона зворотних струмів, що забезпечує повноту згоряння палива, надійний запуск та стійкість роботи ФК у широкому діапазоні режимів.

Включення ФК здійснюється системою запуску при переміщенні РУД діапазон форсованих режимів.

Полум'я «вогневої доріжки», досягнувши зони зворотних струмів форсажної камери, займає повітряну суміш, підготовлену форсажною камерою та пусковим колектором. При цьому витрати пального через пусковий колектор становить приблизно 10% від сумарної витрати всіх колекторів. Після займання палива у ФК за сигналом іонізаційних датчиків полум'я знімається блокування в РРФ, що відповідає його роботі на мінімальному форсованому режимі.

Паливо через форсунки паливних колекторів 3, 4, 5, 6 першого та другого каскадів (або тільки першого) подається в проточну частину фронтового пристрою і разом із потоком газу надходить у зону горіння ФК. Кількість палива, що подається визначається регулятором сопла і форсажу в залежності від ступеня форсування двигуна.

Регульоване реактивне сопло (РС) – надзвукове, всережимне, із зовнішніми стулками.

До складу РС входять: дозвукове звуження сопло з приводом і синхронізуючими механізмами регулювання площі критичного перерізу; надзвукова частина РС з механізмами приводу, синхронізації та регулювання площі зрізу, що здійснюється через зовнішні стулки та дозвукове сопло; зовнішні стулки з пружними елементами, що є рухомою частиною фюзеляжу літака.

Шістнадцять стулок з ущільнюючими їх шістнадцятьма проставками утворюють дозвукове сопло, що звужується.

Кожна стулка двома вушками рухомо закріплена в корпусі шарніра на задньому фланці корпусу форсажної камери. Корпус шарніра закріплений нерухомо на задньому фланці корпусу ФК.

Кожна проставка рухомо закріплена обмежувачем на двох сусідніх стулок, а передня частина проставок вільно спирається штифтами на ті самі сусідні стулки.

Штифти нерухомо закріплені на проставках.

Шістнадцять гідроциліндрів з шістнадцятьма важелями і з тридцятьма двома тягами утворюють синхронізуючий привід стулок.

Робочим тілом гідроциліндрів є паливо двигуна.

Гідроциліндри та важелі рухомо закріплені на траверсах. Траверса нерухомо закріплена на задньому фланці корпусу ФК та рухомо - на шпангоуті корпусу ФК.

Штоки гідроциліндрів рухомо закріплені на важелях, а кожен важіль тягами рухомо пов'язаний із двома сусідніми стулками, що забезпечує синхронне переміщення стулок.

Надзвукова частина РС із зовнішніми стулками та пружними елементами.

Шістнадцять надстворок з ущільнювальними проставками утворюють надзвукову частину РС, що розширюється.

Кожна надстулка рухомо з'єднана зі стулкою, а проставки надстворок рухомо з'єднані з проставками стулок. Кожна проставка рухомо закріплена на двох сусідніх надстулках трьома обмежувачами, які рухомо закріплені на проставках. Обмежувач, розташований біля заднього торця проставки, забезпечує мінімальне перекриття бічних кромок надстворок проставками при максимальній площі зрізу РС.

Шістнадцять зовнішніх надстворок з шістнадцятьма проставками, що їх ущільнюють, є продовженням рухомої частини фюзеляжу літака.

Зовнішні стулки передньою частиною рухомо закріплені на траверсах, а задній - кронштейнами з двома роликами введені в направляючі пази надстворок.

Кожна проставка передньою частиною рухомо закріплена на двох сусідніх зовнішніх стулках, а задньою - вільно спирається на ті самі сусідні зовнішні стулки.

Обмежувачі, що нерухомо закріплені на зовнішніх стулках з внутрішньої сторони на кронштейні, не допускають переміщення проставок в окружному напрямку.

Середньою частиною проставка входить у пази сусідніх нижніх стулок. Пази утворені нерухомо закріпленими обмежувачами та днищем.

Шістнадцять кронштейнів із тридцятьма двома тягами утворюють синхронізуючий механізм надзвукової частини РС та зовнішніх стулок.

Кронштейни закріплені рухомо на важелях приводу дозвукового сопла. Кожен кронштейн тягами рухомо пов'язаний з двома сусідніми стулками, чим забезпечується синхронне переміщення надзвукової частини, що розширюється через зовнішні стулки.

Шістнадцять пневмоциліндрів утворюють механізм регулювання площі зрізу РС.

Пневмоциліндри попарно, кришка з кришкою, шток зі штоком, закріплені рухомо в окружному напрямку з внутрішньої сторони в середній частині на кронштейнах кожної зовнішньої стулки і утворюють «браслет».

Шістнадцять регульованих обмежувачів телескопічного типу обмежують граничну площу зрізу РС. Обмежувачі рухомо закріплені із внутрішньої сторони на кронштейнах наприкінці зовнішньої стулки в окружному напрямку та утворюють «браслет».

Шістнадцять регульованих упорів телескопічного типу утворюють механізм регулювання мінімальної та максимальної площ зрізу РС.

Кожен упор рухомо закріплений гільзою на траверсі та штоком – на кронштейні.

Тридцять два пружні елементи забезпечують плавний перехід від зовнішніх стулок з проставками РС до фюзеляжу літака. Пружні елементи закріплені на кільці, яке шістнадцятьма тягами рухомо закріплене на траверсах.

Кожен пружний елемент кріпиться двома гвинтами.

Робота сопла полягає у зміні площ критичного перерізу та зрізу залежно від режиму роботи двигуна.

Площа критичного перерізу сопла визначається положенням стулок.

Площа зрізу визначається положенням надстворок і за постійної площі критичного перерізу сопла змінюється у межах зміни довжини телескопічних упорів.

Оптимізація площі зрізу сопла в межах ходу телескопічних упорів при постійній площі критичного перерізу забезпечується автоматично під впливом газових та аеродинамічних сил, що діють на надстулки та зовнішні стулки, а також під впливом стискаючих сил пневмоциліндрів.

Пневмоциліндри - односторонньої дії, що постійно працюють на стиск надзвукової частини РС від повітря з тиском Р2. При максимальній довжині телескопічного упору площа зрізу сопла мінімальна.

Зовнішній контур - зовнішня оболонка двигуна, утворює разом із корпусами КВД, ГКС, ОВТ і турбіни канал для перепуску частини повітря, стиснутого в КНД, до змішувача ФК.

Зовнішній контур складається з двох профільованих корпусів – переднього та заднього. Корпуси входять до силової схеми двигуна.

Передній корпус має поздовжній роз'єм для забезпечення доступу до КВД, ГКС і два поперечні силові шпангоути.

На корпусах зовнішнього контуру є фланці систем відбору повітря, кріплення запальних пристроїв, вікон огляду двигуна, а також боби для кріплення агрегатів та комунікацій.

Фланці систем відбору повітря на передньому корпусі з'єднані з фланцями на корпусі КВД двошарнірними елементами, що забезпечують можливість переміщення взаємного корпусу.

Потік повітря, що протікає через канал зовнішнього контуру, надходить у змішувач ФК.

Частина повітря зовнішнього контуру використовується для охолодження деталей ФК та РС. У каналі зовнішнього контуру охолоджуються трубчасті модулі ОВТ.

Система приводів допоміжних пристроїв призначена передачі обертального руху від ротора двигуна до агрегатів і ВКА, і навіть розміщення агрегатів і датчиків.

Система складається із центральної конічної передачі, КДА, редуктора датчиків.

Основна силова передача йде від: валу ведучої шестерні ЦКП через конічні шестерні, вертикальну ресору та КДА і далі через гнучкий вал на ВКА; а при запуску – від ВКА на ЦКП та вал РВД двигуна; валу провідної шестерні ЦКП через ряд шестерень в ЦКП на насоси, що відкачують; вала КНД через ряд шестерень, малу ресору до редуктора датчиків.

Центральна конічна передача розміщена на задньому фланці опорного обода проміжного корпусу компресора.

КДА передає обертальний рух від ЦКП на агрегати, що обслуговують системи двигуна, та служить для кріплення агрегатів.

На КДА встановлено такі агрегати: відцентровий суфлер; паливний насос високого тиску; паливопідкачуючий відцентровий насос; маслоагрегат; насос-регулятор; форсажний насос.

Коробка приводів рухових агрегатів встановлена на проміжному корпусі компресора. На коробці приводів встановлені два кронштейни кріплення коробки до проміжного корпусу.

Підвіска КДА на пальцях дозволяє їй за змін температури переміщатися в горизонтальному напрямку. Переміщення КДА у вертикальному напрямку здійснюється по циліндричному пояску опори на кришці КДА телескопічно вставленої в опору проміжного корпусу компресора.

КДА представляє коробку передач, що складається з циліндричних та однієї пари конічних шестерень, розміщених у корпусі. Між корпусом та кришкою встановлена паронітова прокладка.

У нижній частині коробки є отвори для відкачування олії. Вихідний вал до ВКА має свободу осьового переміщення щодо шестерні. Цим компенсується відхилення лінійних розмірів гнучкого валу та відстані між ВКА та КДА, а також лінійні температурні розширення.

Редуктор датчиків призначений для розміщення індукційного та трьох частотних датчиків частоти обертання. Редуктор має гніздо для ручного прокручування РНД. Система мастила редуктора – автономна.

Редуктор кріпиться шпильками до боби на проміжному корпусі компресора.

Редуктор складається із двох пар циліндричних шестерень, розміщених у корпусі.

На валику-шестірні є індуктор - диск із торцевими виступами. Проти виступів індуктора розміщено три датчики частоти обертання. На валику-шестірні встановлено індукційний датчик частоти обертання.

Масляна система призначена для охолодження та змащення підшипників із зубчастих передач двигуна.

Олійна система складається з наступних систем: нагнітання; відкачування;

суфлювання масляних порожнин; наддува опор двигуна

Система нагнітання призначена для подачі олії під тиском до вузлів та деталей двигуна.

Система нагнітання включає: нагнітаючий насос маслоагрегату; перепускний клапан маслоагрегату; маслофільтр; паливомасляні теплообмінники; Зворотній клапан; клапан перемикання; трубопроводи; форсунки.

Нагнітальний насос маслоагрегату призначений для подачі олії під тиском у систему нагнітання. Нагнітаючий насос - відцентрово-шестеренний тип, об'єднаний в одному маслоагрегаті з перепускним клапаном і насосом, що відкачує масло з КДА.

Для запобігання витоку масла з порожнини нагнітального насоса в порожнину насоса, що відкачує при роботі двигуна і перетікання масла на стоянці з маслобака в двигун на валах встановлені ущільнювальні манжети. Тиск масла на виході з насоса регулюється перепускним клапаном маслоагрегату. Маслоагрегат встановлений на КДА.

Перепускний клапан маслоагрегату призначений для підтримки заданого тиску на режимах n2 85%.

Регулювання клапана основного режиму роботи здійснюється за допомогою упору.

Тонкість фільтрації маслофільтра не гірша за 70 мкм.

Маслофільтр призначений для очищення масла, що надходить до системи нагнітання, а також для контровки стану деталей. Маслофільтр складається з набору сітчастих секцій, що фільтрують, з монтованих на каркасі з кришкою. Каркас має поздовжні наскрізні пази для виходу олії. У кришці розташоване кільце ущільнювача. Корпус маслофільтра – елемент конструкції маслобака. Маслофільтр кріпиться в корпусі гвинтом та траверсою. Для зливу олії з порожнини фільтра є зливальний трубопровід. При засміченні секцій, що фільтрують (опір фільтруючого пакета більше 1,8 кгс/см2) масло, минаючи фільтропакет, проходить через перепускний клапан.

Теплообмінник охолоджує масло паливом, що надходить до основної камери згоряння.

Охолодження олії відбувається на всіх режимах двигуна. Теплообмінники охолоджують масло, що надходить до опор двигуна при більш інтенсивному їх розігріві, що відбувається при польоті літака на великих швидкостях. Охолодження олії в теплообміннику проводиться паливом, що живить форсажну камеру. Увімкнення теплообмінника проводиться за командою від РФ при включенні форсованого режиму.

До обидві приварені кронштейни для кріплення теплообмінника на двигуні. Холодне паливо через вхідне телескопічне з'єднання надходить у порожнину кришки і, пройшовши через трубки стільника, відводиться через телескопічне вихідне з'єднання з теплообмінника.

При підвищенні опору паливної порожнини теплообмінника відкривається клапан, і частина палива надходить у двигун, минаючи теплообмінник. Гаряча олія з нагнітального насоса через вхідне телескопічне з'єднання надходить у міжтрубну порожнину теплообмінника і звідти через вихідне телескопічне з'єднання надходить у двигун.

При підвищенні опору міжтрубної порожнини теплообмінника відкривається клапан, і частина масла надходить у двигун, минаючи теплообмінник.

Паливомасляні теплообмінники розміщені у верхній частині корпусу зовнішнього контуру.

Тиск відкриття зворотного клапана трохи більше 0,05 кгс/см2.

Зворотний клапан служить для запобігання попаданню олії з ВКА до системи нагнітання двигуна.

Клапан перемикання призначений для підключення теплообмінника на форсованих режимах за командою РСФ.

Клапан встановлений на фланці маслобака.

Герметичність порожнин клапана забезпечується кільцями ущільнювачів.

Система призначена для відкачування олії в маслобак з опор двигуна, КДА та ТКА.

Система включає: відкачувальний насос передньої опори; відкачувальний насос задньої опори КНД та передніх опор РВД та ТНД; нижній насос, що відкачує; відкачуючий насос маслоагрегату; відкачувальні насоси ВКА; зворотні клапани; перепускний клапан; сигналізатор стружки в маслі; магнітну пробку із клапаном; клапан-пробку; непривідний відцентровий віддільник повітря; трубопроводи; додатковий зливний бачок.

Насос передньої опори КНД, що відкачує, призначений для відкачування масла з передньої опори КНД, встановлений в порожнині передньої опори. Насос, що відкачує - відцентрово-шестеренного типу. Насос наводиться у обертання валом ротора КНД через гнучкий вал; забезпечений двома парканами із захисними сітками.

Насос, що відкачує, призначений для відкачування масла з задніх опор РВД і ТНД, а також із задньої опори КНД і передніх опор РВД і ТНД. Насос приводиться у обертання від валу КВД через ЦКП та вертикальну ресору.

Насос має три забірники із захисними сітками.

Нижній маслонасос, що відкачує, призначений для відкачування олії із задніх опор РВД і ТНД, а також із задньої опори КНД і передніх опор РВД і ТНД. Насос приводиться у обертання від валу КВД через ЦКП та вертикальну ресора.

На верхньому корпусі нижнього відкачувального маслонасоса є фланець для підведення масла із системи нагнітання для підживлення насоса маслом на режимах, коли масло з опор відкачується в основному насосами, розміщені в них.

Насос задніх опор РВД і ТНД, що відкачує, призначений для відкачування масла з опор РВД і ТНД, встановлений в порожнині опор. Насос, що відкачує задніх опор РВД і ТНД аналогічний по конструкції відкачувального насоса передньої опори КНД. Насос наводиться у обертання від валу ТНД через гнучкий вал. Насос має два забірники із захисними сітками.

Насос, що відкачує маслоагрегата призначений для відкачування масла з КДА, розміщений в одному корпусі маслоагрегата з нагнітаючим насосом і перепускним клапаном. Олія з КДА надходить у насос через канал, відлитий у корпусі КДА. Усередині каналу встановлено сітчастий фільтр грубої очистки.

Два насоси, що відкачують, ВКА - призначені для відкачування масла з ВКА і встановлені на корпусі ВКА через ресору. Кожен насос має один паркан із захисною сіткою.

Зворотні клапани встановлені:

у магістралі відкачування олії з ВМДЕ;

у магістралі відкачування олії з двигуна.

Перепускний клапан призначений для перепуску масла, що відкачується з ГТДЕ, при збільшенні тиску лінії відкачування більше 0,3(-0,05;-0,10) кгс/см2. Перепуск олії через клапан запобігає підвищенню тиску в системі відкачування з ВМДЕ. Зворотний клапан встановлений у блоці клапанів.

Магнітна пробка з клапаном призначена для виявлення руйнувань і зносу деталей ВКА, що омиваються маслом, методом уловлювання сталевих (феромагнітних) частинок. Магнітна пробка з клапаном встановлена у магістралі відкачування олії з ВКА. Корок встановлений у корпус клапана, фіксується в ньому замком байонетного типу і контриться дротом.

У корпусі клапана є три отвори для підведення олії до магніту пробки. При вийманні пробки ці отвори перекриваються клапаном, що перешкоджає витіканню олії із магістралі. Для забезпечення герметичності з'єднань по циліндричній поверхні пробки та під фланець корпусу встановлені кільця ущільнювачів. Корпус клапана кріпиться до фланця корпусу двома болтами. Огляд магнітної пробки забезпечує виявлення дефектів деталей ВКА та полегшує пошук несправності двигуна при спрацьовуванні сигналізатора стружки в маслі.

Непривідний відцентровий відокремлювач повітря призначений для відділення масла, що надходить з магістралей системи відкачування, від повітря. Повітрявідділювач розташований у заливній горловині маслобака. Маслоповітряна емульсія в тангенціальному напрямку підводиться трубопроводом до повітровідділювача, в яку масло, відокремлюючись від повітря, стікає в маслобак, а повітря через отвори повітровідділювача виходить у верхню частину маслобака.

Олія зварної конструкції. Заправка маслобака може здійснюватися через штуцер заправки під тиском або, за відсутності штатного заправника, через горловину заправки з кришкою. Маслобак прикріплений до двигуна двома металевими стрічками.

Паливна система включає: паливну систему низького тиску; основну паливну систему; паливну систему форсажної камери; систему управління регульованим реактивним соплом; систему ліквідації помпажу; систему управління поворотними закрилками ВНА КНД та поворотними лопатками НА КВД; систему аварійного зливу палива; дренажну систему

Усі гідромеханічні агрегати паливної системи встановлені на двигуні

Комплексний регулятор двигуна (КРД) встановлений літаком.

Виконавчі механізми КРД, встановлені на двигуні, наведено у таблиці 1.

Управління подачею палива здійснюється важелем керування двигуном, електричними командами та регулятором автоматики.

Паливна система низького тиску призначена для підвищення тиску палива, що надходить з паливної системи літака, його фільтрації, подачі в агрегати та зливу з агрегатів паливної системи двигуна.

До складу системи входять: - проставка; паливопідкачуючий відцентровий насос; паливний фільтр; трубопроводи; трубопроводи зливу.

Основна паливна система призначена для подачі палива в основну камеру згоряння та автоматичної підтримки заданого режиму роботи двигуна.

До системи входять: насос-регулятор; розподільник палива; два датчики температури "ТДК"; комплексний регулятор двигуна; паливний колектор першого та другого каскадів з форсунками ГКС; вузол управління НР та РРФ від РУД; трубопроводи та електроджгути; паливний фільтр.

Паливна система форсажної камери призначена для подачі та розподілу палива в колектори форсажної камери.

До паливної системи входять: форсажний насос; регулятор сопла та форсажу; розподільник форсажного палива; повітряний фільтр-редуктор; паливні колектори; вузол управління НР та РРФ від РУД; трубопроводи та електроджгути; комплексний регулятор двигуна

Система управління регульованим реактивним соплом (РС) призначена для зміни площі його критичного перерізу (Fс) відповідно до законів регулювання РС та режимів роботи двигуна.

Система включає: паливний насос високого тиску (НВ); паливний фільтр системи керування РС; агрегат керування насосом високого тиску (АУНП); гідроциліндри РС; Зворотній зв'язок; регулятор сопла та форсажу (РСФ); пневмоциліндри; трубопроводи;

Система ліквідації помпажу призначена для захисту двигуна від помпажу: короткочасним вимкненням його з одночасним поворотом лопаток НА КВД та ВНА КНД збільшенням площі критичного перерізу реактивного сопла; увімкненням зустрічного запуску з подальшим відновленням вихідного режиму роботи двигуна.

Система ліквідації помпажу включає: електронний блок протипомпажного захисту БПЗ у КРД; приймач тиску повітря; сигналізатор помпажу (СПТ); виконавчі механізми у НР;

Система управління поворотними закрилками ВНА КНД та поворотними лопатками НА КВД призначена для зміни положення:

Закрилків ВНА КНД – за програмою;

Лопаток НА КВД – за програмою.

Система складається з: регулятора ВНА КНД; регулятора НА КВД; гідроциліндрів повороту закрилків ВНА КНД; із гідроциліндрів повороту лопаток НА КВД; механічного зворотного зв'язку ВНА КНД; механічного зворотного зв'язку НА КВС; трубопроводів; датчиків положення ДП-11, ДС-11В

Система аварійного зливу призначена для зливу палива із баків літака в польоті.

Система включає: - агрегат аварійного зливу; форсажний насос; трубопроводи; Електричні комунікації.

Дренажна система призначена для відведення з двигуна палива та олії, що проникають через ущільнення агрегатів, та для зливу залишків палива з паливної системи та порожнин двигуна після його вимкнення.

Основні експлуатаційні технічні дані:

Максимальний тиск повітря в системі протизледеніння за агрегатом управління – 5,5 кгс/см2

Максимальна температура повітря в системі протизледеніння - 480С

Система протизледеніння двигуна призначена для обігріву повітрям кока та ВНА КНД. Система автоматично вмикається за сигналом сигналізатора зледеніння або вручну вимикачем у кабіні.

Система протизледеніння включає: агрегат управління; пневматичний електромагнітний клапан; повітряний фільтр; сигналізатор зледеніння; трубопроводи та електропроводи; Електричні комунікації.

При утворенні льоду на коку, ВНА КНД сигналізатор зледеніння або вручну увімкнена система протизледеніння подає електричну команду на відкриття пневматичного клапана. Клапан відкриває підведення повітря з колекторної порожнини за ОВТ через повітряний фільтр та клапан у безштокову порожнину пневмоциліндра агрегату управління.

Регулювання витрати повітря для обігріву відбувається залежно від температури повітря за сьомим щаблем КВД.

При зміні температури повітря від 120 до 480С довжина термобіметалічної пружини змінюється, що викликає поворот барабана. Прохідна площа вікон склянки змінюється, витрата гарячого повітря збільшується чи зменшується. Вікна склянки відкриті за нормальної температури повітря 120С і закриті за нормальної температури 480С.

При знятті електричної команди з пневматичного електромагнітного клапана закривається прохід повітря до пневмоциліндра агрегату управління, а безштокова порожнина пневмоциліндра повідомляється з атмосферою. При цьому під дією зусилля пружини поршень переміщається та повертає заслінку, яка закриває прохід повітря до ЗНА КНД та кока. При переміщенні поршня вліво вимикається мікровимикача і знімає електричний сигнал з бортового реєстратора про включення системи протиобледенювання.

Автомат запуску двигуна призначений для автоматичного запуску двигуна 99 стартером газотурбінним ГТДЕ-117-1, для управління системами двигуна.

Автомат забезпечує: запуск двигуна землі; прокручування двигуна; прокручування стартера; запуск двигуна в повітрі (при стартовому стартері: автоматичний запуск по РУД; дубльований запуск вимикачем; зустрічний запуск двигуна); припинення процесів запуску, прокручування двигуна та стартера, підготовку автомата до повторного включення; управління системами двигуна (аварійного зливу палива; прикриття стулок.; зміни темпу скидання частоти обертання двигуна).

Принцип дії автомата полягає у видачі електричних команд на включення та відключення агрегатів запуску двигуна та стартера за часом або сигналами, що надходять від стартера або від двигуна.

Автомат забезпечує проведення всіх операцій експлуатації виробу.

Робота

Повітря з літакового повітрозабірника надходить до КНД. У проміжному корпусі (за КНД) повітря поділяється на два потоки - внутрішній та зовнішній.

Потік повітря у внутрішньому контурі надходить на КВД в основну камеру згоряння, де змішується з паливом, що впорскується через двокаскадні форсунки колектора основної паливної системи. Суміш спалахує розрядом напівпровідникових свічок. Паливо, згоряючи, підвищує температуру суміші. Газ, що утворився, надходить за турбіну (ТВД і ТНД), що обертає ротори високого і низького тиску.

Потік повітря у зовнішньому контурі обтікає трубчасті модулі теплообмінника, знижуючи температуру повітря, що надходить охолодження елементів турбіни.

Змішування потоків газу внутрішнього контуру та повітря зовнішнього контуру відбувається в змішувачі.

На форсованих режимах до ФК подається паливо, яке, згоряючи, підвищує енергію газу. Додаткова енергія реалізується в РС, у результаті збільшується тяга двигуна.

1-зовнішній корпус;

2-ротор низького тиску;

3-внутрішній корпус;

4-ротор високого тиску;

5-проміжний корпус;

6-вузли кріплення до літака.

Кріплення двигуна до літака.

Кріплення двигуна на літаку, а також підвіска вузлів при транспортуванні проводиться за допомогою спеціальних кріплень, що встановлюються на силовому корпусі двигуна. Загалом вузли кріплення до двигуна передає навантаження:

Реактивну тягу
Сили інерції мас двигуна, що виникають при маневрах літака
Гіроскопічний момент від ротора двигуна
Сили інерції та момент, що виникає від неврівноваженості двигуна відбалансованого з певним ступенем точності.

Крім цього, у ТВД діє реактивний момент від гвинта, спрямований у бік, протилежний обертанню. За наявності на двигуні двох гвинтів, що обертаються в різні боки, реактивний момент дорівнює різниці моментів гвинтів. Конструкція та розташування на двигуні вузлів кріплення пред'являються такі основні вимоги:

Точки підвіски повинні бути розташовані так, щоб забезпечувати кріплення двигуна в шести напрямках: осьовому, вертикальному, бічному напрямках та поздовжній, вертикальній та горизонтальній осі. При цьому система підвіски не повинна допускати подвійного кріплення у напрямку та навколо названих осей. Завдяки цьому ізолюється корпусна система двигуна від деформації літакової конструкції та попереджається виникнення у вузлах підвіски великих нерозрахункових навантажень.
Точки кріплення двигуна за всіх умов польоту та режимів роботи не повинні перешкоджати термічним деформаціям корпусу двигуна.
Основні точки підвіски повинні бути розташовані на силових корпусах компресорів у порожнині, близькій до центру маси двигуна. Зазвичай, такими площинами є площини внутрішніх силових зв'язків опор ротора компресора.
Додаткові точки підвіски повинні бути розташовані на корпусі турбіни, а також у площині внутрішніх зв'язків опор турбіни.
Форсажна камера повинна мати додаткову точку підвіски в площині корпусу реактивного керованого сопла і також форсажна камера повинна бути приєднана до корпусу турбіни за допомогою шарнірного з'єднання.
У разі тонкостінних конструкцій корпусів для уникнення великих і місцевих радіальних деформацій та зачеплення лопаток за корпус не допускається в точках підвіски великі радіальні зусилля.
Для проведення такелажних, монтажних та транспортних робіт на двигуні повинні бути додаткові точки підвіски та підтримки, які відповідають вимогам для основних точок підвіски. При виконанні монтажних робіт на літаку, підвіска та підтримка двигуна в довільних точках не допускається, щоб уникнути деформацій.

Конструкція осьових компресорів.

Класифікація осьових компресорів.

Всі компресори можна розділити на надзвукові та дозвукові. Крім цього компресора поділяються за кількістю роторів на однороторні однокаскадні, двороторні двокаскадні та трироторні.

Двороторні компресори розташовуються послідовно. Трироторні компресори застосовуються у двоконтурних ТРД. Вони наводяться від трьох газових турбін.

Компресори поділяються по конструкції ротора на дискові, барабанні та барабанно-дискового типу.

По конструкції проточної частини компресори бувають: з постійним середнім діаметром, з постійним зовнішнім діаметром і діаметром втулки, що змінюється, з постійним діаметром втулки і змінним зовнішнім діаметром.

Компресор складається з ротора та статора. На статорі розташовуються лопатки спрямовуючих і направляючих апаратів, які змінюють напрямок потоку. На роторі розташовані робочі лопатки, які обертаючись стискають потік повітря.

Ротор компресора.

За конструктивним виконанням ротор осьового компресора може бути барабанного, дискового та змішаного типу. На роторі цього типу кілька рядів робочих лопаток закріплені на циліндричному або конічному барабані, що є канавкою з алюмінієвого сплаву або сталі, механічно оброблену з усіх боків. Дві сталеві кришки закривають барабан із торців і мають цапфи, якими ротор спирається на підшипники. Крутний момент кожної турбіни передається через стінку барабана. Перевагою ротора барабанного типу є простота конструкції, що визначає порівняльну простоту його виготовлення та велика поперечна жорсткість, завдяки якій критична частота обертання дуже висока. Критичною частотою обертання називається частота обертання, при якій ротор, що обертається, має великі прогини, що викликають вібрацію двигуна і його руйнування. До недоліків такого ротора можна віднести неможливість його використання в швидкохідних компресорах через те, що на його поверхні з умов міцності допускається окружна швидкість не більше 200 м/с, а також через те, що у нього велика маса і габарити. Ротори такого типу застосовувалися на перших двигунах, нині вони застосовуються.

p align="justify"> Ротор дискового типу має з'єднані з валом спеціально спроектовані диски, на периферії яких прикріплені робочі лопатки. Диски мають велику точність і допускають на своїй зовнішній поверхні окружні швидкості 250-360 м/с, тому щаблі компресора з дисковими роторами є високонапірними і застосовуються в двигунах з великими ступенями підвищення тиску. Крутний момент кожного ступеня передається через вал. Недоліком ротора цього є невелика поперечна жорсткість проти ротором барабанного типу. Критична частота обертання не велика і близька до робочої. Ротор дискового типу, порівняно з ротором барабанного типу, має невелику конструктивну та технологічну складність.

5-конічні пояски.

Ротори барабанно-дискового типу поєднують переваги роторів барабанного та дискового типів. Вони складаються з секцій, які є диском з барабанною проставкою. Ротори барабанно-дискової конструкції мають високу згинальну жорсткість, що допускає високі окружні швидкості обертання, тому вони набули широкого поширення в сучасних осьових компресорах. Ротори барабанно-дискової конструкції виконуються нерозбірними та розбірними. Кожна з конструкції має свої переваги та недоліки, наприклад, ротор компресора, в якому з'єднання дисків здійснюється за допомогою штифтів.

1 - диск I ступеня;

2- робоча лопатка;

3-диски проміжних ступенів;

4- штифти;

5- полотно задньої цапфи.

В даному випадку секція ротора є диском з барабанним ділянкою, яка з'єднується з аналогічним диском радіальними штифтами і посадкою з натягом по циліндричних поясах. Таке з'єднання має такі особливості: сталеві штифти запресовуються в отвори, що знаходяться в пазах лопаток. Це забезпечує фіксацію штифтів від випадання під впливом відцентрових сил. За допомогою цих же штифтів передаються моменти, що крутять, барабанні частини дисків центруються в розточках суміжних дисків. Описана конструкція відрізняється великою жорсткістю та надійним центруванням елементів, що з'єднуються. Це пояснюється тим, що з'єднання дисків та центрування виконано на максимально можливих діаметрах із відносно великими натягами. У цій конструкції навіть у разі втрати натягу або перетворення його на зазор, центрування надійно забезпечується штифтами. Проте виконання дисків з барабанними ділянками ускладнює технологію їх виготовлення, хоча дана конструкція має порівняно мало сполучних стиків. Це підвищує жорсткість ротора, робить його легшим. Основним недоліком роторів такої конструкції є складність монтажу та демонтажу, т.к. по суті, це нероз'ємна конструкція.

Іншим типом з'єднання, що дуже часто застосовується в двигунах, є з'єднання дисків за допомогою торцевих щілин і стяжного болта.

2-задня цапфа;

3-торцеві шліци;

4-стяжний болт.

Торцеві шліци, виконані на торцях барабанних ділянок трикутного профілю. Шлиці передають момент, що крутить, і центрують диски відносно один одного. Для поліпшення прилягання трикутних шліців при складанні деталі, що стикуються, попередньо обтискаються під пресом зі значним зусиллям, щоб зняти мікронерівності на поверхні контакту. Затяжка болта проводиться також під пресом і контролюється витяжкою болта. Ця конструкція відрізняється надійним центруванням на відносно великих діаметральних розмірах. Конструкція ця розбірна та дозволяє легко замінювати диски. Недоліками такого ротора є технологічна складність виконання торцевих трикутних шліців і дисків з барабанними ділянками, а також складність монтажу через необхідність затягування ротора під пресом. З досвіду експлуатації встановлено, що на роторі даної конструкції на перехідних режимах роботи двигуна (запуск, розгін, гальмування) з'являється різниця температур між дисками та стяжним болтом, тому що, наприклад, при запуску двигуна пакет дисків нагрівається швидше, ніж стяжний болт. Це збільшує затягування болта, і навпаки, при вимиканні двигуна пакет дисків охолоджується швидше, ніж стяжний болт, тому затягування болтів слабшає. З цього випливає, що стяжний болт зазнає великої напруги, тому що його початкова затяжка повинна компенсувати всілякі температурні деформації, а напруги втоми стяжного болта викликають важкі наслідки, тому в сучасних двигунах використовуються з'єднання дисків за допомогою призонних болтів. Диски таких роторів мають тонкостінні барабанні ділянки із фланцями. Фланці з'єднуються між собою за допомогою проміжного диска, на полотнах цих дисків є кільцеві майданчики, якими фланці барабанних ділянок стягуються за допомогою призонних болтів, які передають крутний момент і забезпечують центровку. Задня цапфа ротора сполучається з останнім диском аналогічно, тобто. за допомогою призонних болтів передня цапфа виконується заодно з диском. Поширення такої конструкції пояснюється такими перевагами ротора даної конструкції: великою жорсткістю, надійним центруванням, на всіх режимах роботи двигуна, простотою заміни дисків. Руйнування одного або декількох болтів не призводить до серйозних несправностей. До недоліків цих роторів можна віднести залежність стабільності з'єднання від згинальної жорсткості фланців барабанних пристроїв. Навантаження болтів напругою зрізу при можливості відносного переміщення дисків, що з'єднуються. Крім цього, існує технологічна складність: постановка призоних болтів не можлива, якщо отвори не розгорнуті спільно. З іншого боку наявність барабанних пристроїв, виконуваних разом із дисками ускладнює технологію виготовлення, т.к. складне виконання канавок дисків ускладнює забезпечення належних фізико-механічних властивостей поверхні у радіальних та осьових напрямках. Ротори компресорів низького та високого тиску двигуна АЛ-31Ф барабанно-дискової конструкції із застосуванням новітніх технологій збирання. Кожен ротор складається з нерозбірної частини, секції, що з'єднуються між собою за допомогою зварювання, та розбірної, секції, що з'єднуються за допомогою призонних болтів та стяжок. Це забезпечує при відповідній модульній конструкції компресора ремонтопридатність роторів у польових умовах.

Робочі лопатки.

Робоча лопатка- це найбільш відповідальна деталь ротора від досконалості та довговічності якої залежить надійна робота компресора. Лопатка працює у складних умовах, на неї діють інерційні та аеродинамічні сили. Ці сили викликають напруження розтягування, вигину та кручення. Крім цього, на робочі лопатки останніх ступенів діє висока температура близько 1000 К. Тому робоча лопатка ротора компресора повинна забезпечувати:

Високу міцність та жорсткість.
Високий рівень чистоти обробки. Це необхідно для зменшення втрати на тертя при перебігу повітря по міжлопатковому каналі.
Високу точність виконання розмірів під час виготовлення лопаток, т.к. від цього залежить параметри повітряного потоку в проточної частини компресора.
Можливі менші концентратори напруги, особливо в місцях переходу профільної частини до хвостовика.
Мінімальна маса хвостовика. Наприклад, зниження маси на 1% знижує масу ротора, що припадає на одну лопатку на 4-5%.
Конструкція хвостовика повинна дозволяти зручне складання ротора та заміну лопатки у разі її пошкодження.
Мінімальна залишкова напруга. Необхідна довговічність лопатки визначається призначенням літального апарату, котрого призначений компресор.

Робоча лопатка складається з профільної частини (перо лопатки) та хвостовика. Форми та розміри профільної частини лопатки визначаються аеродинамічним розрахунком. Остаточна конструкція уточнюється з урахуванням вимог забезпечення статичної та динамічної міцності. Робоча лопатка має бути легкою і досить технологічною, що допускає масове виробництво. Робоча лопатка компресора виконується з тонкою вхідною кромкою та малими кутами повороту потоку. Хвостовики лопаток виконуються трьох типів:

Ластівчин хвіст
Ялинковий
Шарнірний.

Такими робляться профілі пазів під лопатки в дисках ротора. При з'єднанні хвостовика лопатки з пазом утворюється замок для кріплення лопаток. З'єднання лопатки з диском має відповідати таким вимогам:

Висока міцність
можливість розміщення необхідної кількості лопаток на диску;
легкість складання та заміни лопаток;
мала маса.

Найбільшого поширення набула сполука типу ластівчин хвіст. Перетин лопатки виконаний у формі трапеції з плоскими робочими поверхнями. Паз у диску також є трапецією, яка розміщується під деяким кутом до осі ротора.

З'єднання типу ластівчин хвіст має такі переваги:

Відрізняється невеликою висотою, це дозволяє використовувати легкі диски;
має відносно невелику товщину, це забезпечує можливість розміщення потрібної кількості лопаток на диску з метою отримання ґрат потрібної густоти;
технологічність конструкції.

Істотним недоліком є низька здатність гасити коливання лопаток, внаслідок коливання лопаток з'являються змінні контактні напруги, які спричиняють руйнування хвостовика або виступу диска.

Ялинкове з'єднання практично не застосовується в компресорах через складність виробництва.

Шарнірне кріплення лопаток виглядає так:

4-заклепка;

5-лопатка.

У наведеній схемі лопатка 5 вушками замків вставлена в пази диска 1 і з'єднується з диском допомогою пальців 3. Від осьового переміщення пальці обмежені з одного боку радіальними виступами, а з іншого боку за допомогою шайби 2 закріпленою заклепкою 4.

Шарнірне з'єднання дозволяє лопатці самовстановлюватися при дії на неї газодинамічних та інерційних сил. Таку лопатку можна застосовувати за помірних окружних швидкостях на периферію лопаток приблизно менше 320 м/с. Для зменшення зносу та усунення заїдання в шарнірі застосовується тверде мастило. У вуха лопатки зсередини, з торців і зовнішню поверхню вісь натирають порошком двосірчистого молібдену.

Корпус компресора.

Корпус компресора є порожнистим циліндром або усіченим конусом в залежності від способу профілювання проточної частини компресора. З торців до корпусу компресора кріпляться корпуси переднього та заднього підшипників.

Корпус компресора може бути цілісним та роз'ємним, з поздовжнім роз'ємом або поперечним роз'ємом. Корпус з поздовжнім розніманням дозволяє виконати складання компресора з остаточно зібраним і відбалансованим ротором. Якщо корпус не роз'ємний, то ротор разом із напрямними лопатками вводиться з торця. У деяких випадках виготовляються технологічні роз'єми, наприклад, поперечні технологічні роз'єми, що застосовуються при виготовленні корпусів з різних матеріалів. Наприклад, для перших щаблів використовується алюмінієвий сплав, для останніх – сталеві сплави. Фланці, що служать для з'єднання частин корпусу між собою збільшує жорсткість та зменшує роботу корпусу на вигин. Однак, нерівномірна жорсткість роз'ємного корпусу по колу призводить до нерівномірного теплового розширення і жолоблення при нагріванні, тому зазвичай з зовнішнього боку корпусу встановлюються ребра, за допомогою яких домагаються однакової жорсткості по колу. Корпуси компресорів відливаються з алюмінієвих сплавів або зварюються з листової сталі та титанових сплавів. Корпус компресора зазвичай складається з переднього корпусу, кількох проміжних корпусів та заднього корпусу. У передньому корпусі встановлюється вхідний напрямний апарат, який змінює напрямок на вході.

1-різьбова цапфа;

3, 5-півкільця;

4-внутрішня цапфа.

На проміжних корпусах та задньому корпусі встановлюються лопатки направляючого апарату. Крім цього задній корпус служить для силового зв'язку з корпусом згоряючої камери, тому його виготовляють з більш жароміцного матеріалу. Направляючий апарат компресора встановлюється на проміжних корпусах і є кільцевою набір профільованих лопаток, які встановлюються за відповідними щаблями робочих лопаток. Вони можуть кріпитися консольно – з одного боку або з обох боків. До конструкції направляючого апарату пред'являється ряд спеціальних вимог, наприклад, напрямний апарат повинен забезпечити свободу розширення температур лопаток. Крім цього потрібно, щоб зберігалася концентричність внутрішніх та зовнішніх кріплень щодо осі ротора. Найчастіше зустрічаються напрямні апарати з двостороннім кріпленням лопаток. Двостороннє кріплення лопаток може бути жорстким, коли лопатка жорстко прикріплена до зовнішнього корпусу та внутрішнього кільця. Такі лопатки зазвичай встановлюються на перших щаблях компресорів, де температура повітря незначно змінюється. На останніх щаблях компресора встановлюються лопатки направляючого апарату, що допускають радіальне переміщення лопатки радіусом при нагріванні. Це необхідно для компенсації температур деформації на останніх щаблях. Крім цього, на корпусі компресора кріпиться пристрій перепуску повітря.

Клапан перепуску повітря:

2-корпус клапана;

3-поршень;

4-штуцер підведення олії;

5-штуцер зливу олії;

6-пружина;

7-захисна сітка.

Перепуск повітря з компресора за допомогою стрічки:

1-вікна в корпусі компресора;

2-силовий циліндр механізму перепуску;

3-поршень;

4-пружина;

5-шток поршня;

6-зубчасті сектори;

7-стрічка перепуску;

8-корпус компресора.

Перепуск повітря може здійснюватися за допомогою стрічки та клапанів. На корпусі компресора розташовані вікна, що закриваються стрічками перепуску. Якщо необхідно вікна відкрити, натяг стрічки послаблюють за допомогою зубчастої передачі і здійснюється перепуск повітря. Крім цього існує клапан перепуску повітря, який здійснює перепуск повітря по виконавчій команді, що подається системою управління.

На базі ФГУП «НВЦ газотурбобудування «Салют» відбулася науково-технічна рада, присвячена результатам дослідно-конструкторських робіт з модернізації двигуна АЛ-31Ф другого етапу (АЛ-31Ф М2). «ОКБ «Сухого» зацікавлене у виробі для подальшої ремоторизації літаків Су-27СМ та Су-34, які стоять на озброєнні ВПС РФ.

Науково-технічна рада, у якій взяли участь усі зацікавлені сторони – представники «ОКБ «Сухого», «НТЦ ім. Люльки», «Об'єднаної авіабудівної корпорації» та «Об'єднаної двигунобудівної корпорації» відбувся вперше за останні п'ять років. З доповіддю про результати роботи, досягнуті під час модернізації двигуна АЛ-31ФМ2 другого етапу, виступив начальник відділу провідних конструкторів Сергій Родюк.

Усі роботи, пов'язані з другим етапом модернізації двигуна, проводяться відповідно до заданих планів-графіків. Наразі завершено спеціальні стендові випробування двигуна другого етапу в термобарокамері ЦИАМ, які підтвердили можливість досягнення статичної тяги 14 500 кгс та забезпечення заявлених характеристик у польоті. Порівняно з АЛ-31ФМ першого етапу на 9% збільшено потяг на польотних режимах.

"Модернізація двигуна АЛ-31Ф ведеться без зміни його габаритних розмірів і спрямована на збереження можливості ремоторизації всього літакового парку Су-27 без додаткових змін планера літака або мотогондоли двигуна", - сказав виконуючий обов'язки генерального конструктора "Салюту" Геннадій Скірдов.

До кінця 2012 року планується завершити програму спеціальних стендових та ресурсних випробувань, а також розпочати виконання програми спеціальних льотних випробувань, що передують державним спеціальним випробуванням.

За словами генерального директора ФГУП «НВЦ газотурбобудування «Салют» Владислава Масалова, серійне постачання модернізованого двигуна може бути розпочато вже з 2013 року. «Двигун АЛ-31Ф М2 може розглядатися як недорогий варіант для ремоторизації парку літаків типу Су-27, Су-30 і Су-34, які експлуатуються в МО РФ, а також для постачання інозамовникам», - зазначив генеральний директор «Салюта». Для задоволення вимог технічного завдання та ТУ літаками Су-27СМ та Су-34 необхідне застосування двигуна з підвищеною тягою та кращими витратами. Застосування двигуна АЛ-31Ф М2 на цих літаках забезпечить виконання вимог. Його установка не вимагатиме жодних доопрацювань літака і може бути проведена безпосередньо в експлуатації.

Коротка інформація:

Двигун АЛ-31ФМ2– турбореактивний двоконтурний двигун на базі АЛ-31Ф. Тяга двигуна на особливому режимі 14500 кгс. Призначений ресурс модернізованого двигуна перевищує 3000 годин. Двигун має мінімальні відмінності від серій 3, 20 та 23. Підвищено тягові характеристики при зниженні питомих витрат палива, у тому числі на безфорсажних режимах. Не вимагає доопрацювання борту літака під час постановки на літаки типу Су-27, Су-30, Су-34 замість двигунів інших серій. Модернізація можлива під час проведення ремонту двигунів ранніх серій. ЛТХ та експлуатаційні характеристики ЛА покращені за рахунок підвищення параметрів та виключення системи кисневого підживлення. Підвищено точність регулювання та якість діагностики.

Опис Турбореактивний двоконтурний двигун із форсажною камерою (ТРДДФ) АЛ-31Ф, створений у НВО «Сатурн» ім. А.М.Люльки - перший нашій країні двоконтурний двигун, відповідний за параметрами у своєму класі вищим світовим досягненням. Це потужний та економічний ТРДДФ модульної конструкції, що складається з 14 блоків. Відношення тяги до маси більше 8. Двигун складається з 4-ступінчастого компресора низького тиску з регульованим вхідним напрямним апаратом, проміжного корпусу з центральною коробкою приводів, 9-ступінчастого компресора високого тиску з регульованою першою групою ступенів, зовнішнього контуру, кільцевої камери згоряння турбіни високого тиску, одноступінчастої охолоджуваної турбіни низького тиску з активним керуванням радіальними зазорами, компактної кільцевої камери згоряння, форсажної камери і надзвукового регульованого реактивного сопла, що звужується-розширюється. АЛ-31Ф оснащений гідроелектронною системою автоматичного управління та паливного живлення з електронним регулятором-обмежувачем.

Основна особливість АЛ-31Ф - унікальні за механічними та експлуатаційними характеристиками лопатки турбіни, виготовлені з жароміцного сплаву з монокристалічною структурою та мають ефективну систему охолодження. Напружена термодинаміка двигуна, високі ступінь підвищення тиску та температура газів перед турбіною (1600-1700 К), компактна конструкція дозволили отримати високу тягу при малій масі (двигун дав виграш у масі літака на цілих 2 т) та невеликих габаритах та забезпечити високу тяговозброєність літака. Маса 1533 кг, діаметр входу 0,91 м, максимальний діаметр 1,22 м, довжина 4,95 м.

Базовий варіант двигуна розвиває стендову тягу 12500 кгс (122.6 кН) на режимі "повний форсаж" та 7600 кгс (74.6 кН) - на "максималі". Питома витрата палива на максимальному режимі роботи становить 0.75 кг/(кгс·год) (0.08 кг/(Н·год)), на форсажі - до 1.92 кг/(кгс·год) (0.20 кг/(Н·год)), а мінімальна крейсерська витрата становить 0.67 кг/(кгс·год) (0.07 кг/(Н·год)). Високонапірний двокаскадний компресор забезпечує 23-кратне стиск повітря, що надходить при витраті його 112 кг/с і ступеня двоконтурності близько 0.6.

АЛ-31Ф експлуатується в широкому діапазоні висот та швидкостей польоту, стійко працює на режимах глибокого помпажу повітрозабірника на числах M=2 в умовах плоского, прямого та перевернутого штопора. Системи ліквідації помпажу, автоматичного запуску в польоті, зустрічного запуску основної та форсажної камер забезпечують надійність силової установки при застосуванні бортової зброї.
Двигун має великий ресурс. При ремонті двигуна в експлуатаційних умовах можна поміняти шість, але в аварійних заводах - все 14 блоків. Ресурс двигуна піднято до ресурсу літака.

АЛ-31Ф експлуатується літаками сімейства Су-27.

Джерела

Ільїн та Левін. .
Polygon. "Су-27".

Статті

Шедевр двадцятого століття АЛ-31Ф є сьогодні першим і єдиним відомим у світі турбореактивним двигуном, що надійно і стійко працює при кутах кабрування літака, що набагато перевищує недоступний і граничний для всіх відомих літаків зарубіжних фірм кут 60°. Двигун забезпечує також виконання польоту в умовах повністю "наверненого" (у напрямку) руху літака на швидкостях, що перевищують 200 км/год, що дозволяє виконувати літаками Су-27 нові, унікальні бойові фігури надманеврування.