Раздел 1. Конструкция основных узлов двигателя Тема 1. Общая характеристика двигателя

1. Общая характеристика двигателя

Двигатель АЛ-31Ф предназначен для установки на самолет Су-27, Су-27 УБ, Су-33, Су-30, Су-35, Су-34 (Су-32ФН). Силовая установка самолета включает в себя два двигателя. Условный индекс двигателя – изделие 99.

Двигатель АЛ-31Ф – двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной, с общей для двух контуров форсажной камерой сгорания и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом.

Двигатель включает в себя следующие основные узлы:

компрессор (КНД и КВД);
основная камера сгорания;	форсажная камера;
турбина (ТВД и ТНД);	выходное устройство.

Двигатель также имеет ряд функциональных систем:

1. Масляную;

2. Топливную;

3. Пусковую;

4. Систему управления;

5. Противообледенительную;

6. Противопомпажную;

7. Систему контроля работы двигателя.

Двигатель АЛ-31Ф модульной конструкции, что обеспечивает высокую технологичность сборки и позволяет производить в процессе эксплуатации замену следующих модулей:

• рабочих лопаток 1-й ступени КНД;

• компрессора низкого давления (КНД);

• рабочих лопаток компрессора высокого давления (КВД);

• центральной конической передачи (ЦКП);

• реактивного сопла.

(Рис.1.1)

Конструктивно он состоит: (Рис.1.1)

1-компрессор низкого давления (КНД);

2-центральная коническая передача (ЦКП);

3- промежуточный корпус;

4-компрессор высокого давления (КВД);

5-наружный корпус;

6-основная камера сгорания (ОКС);

7-воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ);

8-турбина высокого давления (ТВД);

9-турбина низкого давления (ТНД);

10-смеситель;

11-коллектор форсажной камеры;

12-стабилизатор форсажной камеры;

13-форсажная камера сгорания (ФКС);

14-реактивное сопло (РС);

15-опора турбины;

Компрессор – осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатый. Компрессор состоит из четырехступенчатого КНД с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатого КВД с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами (НА) первых двух ступеней.

Основная камера сгорания – кольцевая, состоит из корпуса с диффузором и жаровой трубы. Топливо в камеру сгорания поступает через двухкаскадные форсунки.

Турбина – осевая, двухступенчатая, состоит из одноступенчатой ТВД и одноступенчатой ТНД. Обе турбины имеют охлаждаемые воздухом сопловые и рабочие лопатки. На пониженных дроссельных режимах работы с целью повышения экономичности двигателя выполнено частичное отключение охлаждения турбины.

Форсажная камера сгорания – общая для двух контуров, прямоточная, со смешением потоков на входе во фронтовое устройство. В состав форсажной камеры входят смеситель лепесткового типа и фронтовое устройство. В смесителе перемешиваются потоки газа внутреннего контура и воздуха наружного контура. Фронтовое устройство предназначено для организации устойчивого горения топлива в форсажной камере. Воспламенение топлива в форсажной камере обеспечивает «огневая дорожка».

Реактивное сопло – регулируемое, сверхзвуковое, всережимное, с внешними створками. В состав реактивного сопла входят створки сужающейся части, надстворки расширяющейся части, внешние створки, проставки, упругие элементы, стяжное устройство с пневмоприводом. Реактивное сопло смонтировано на корпусе форсажной камеры. Внешние створки обеспечивают плавное обтекание хвостовой части самолета, уменьшая ее сопротивление.

Конструктивной отличительной особенностью двухконтурного двигателя является наличие наружного контура. Воздух за КНД делится на два потока, один из которых с расходом воздуха наружного контура (G_{в нар. конт.}) поступает в кольцевой канал наружного контура, а второй поток с расходом воздуха (G_{в вн. конт}) поступает в КВД.

Основными преимуществами данного двигателя перед ТРДФ являются:

• значительно лучшая экономичность на дозвуковых скоростях полета V_п;

• более высокая степень форсирования двигателя.

На «Максимале» и дроссельных режимах работы двигателя скорость истечения газов из сопла ТРДДФ ниже, чем у ТРДФ, что приводит к уменьшению потерь с выходящими газами и увеличению тягового КПД, а имеющиеся при этом потери тяги компенсируются большим расходом воздуха.

Идея двухконтурного двигателя состоит в том, чтобы протолкнуть через двигатель как можно большую массу воздуха, но выбросить его с меньшей скоростью.

Кроме того, двухконтурная, двухвальная схема позволяет легче решить вопросы обеспечения устойчивой работы высоконапорного компрессора и надёжного охлаждения высокотемпературной турбины. Поэтому в ТРДДФ можно реализовать более высокие значения p_к^* и t₃^*, что приводит к увеличению и внутреннего КПД (h _вн).

В связи с тем, что у ТРДДФ параметры газа за турбиной ниже чем у ТРДФ, есть возможность получить больший прирост тяги на форсажном режиме за счёт увеличения G _{т.ф .}

В настоящее время в эксплуатации находятся в основном двигатели 2-й серии. Помимо основного («Боевого») режима работы, двигатели имеют «Учебно-Боевой» режим. Двигатели 3-й серии (изд. 99А) имеют «Особый» режим.

Подвод воздуха в двигатели осуществляется через плоские регулируемые воздухозаборники расположенные под крылом. При виде в плане продольные оси двигателей параллельны оси самолёта. При виде сбоку ось двигателя наклонена вниз на 3° относительно строительной горизонтали фюзеляжа, а реактивное сопло отклонено вниз на 5° относительно оси двигателя.