На тему
«Газодинамический расчет ТРДДФ»
Студент: Чеснова В.А.
Группа: 2АДУ – 4ДБ – 082
Преподаватель: Попов В.Г.
Москва 2008
Бланк задания .............................................................................................. 2
1. Определение состава силовой установки, выбор прототипа и его описание .................................................................................................................... 4
1.1. Определение количества двигателей.............................................. 4
1.2. Описание самолёта-прототипа....................................................... 4
2. Описание ТРДДФ АЛ-31Ф ...................................................................... 18
2.1. Общие сведения............................................................................... 18
2.2. Компрессор..................................................................................... 19
2.3. Основная камера сгорания............................................................. 26
2.4. Турбина........................................................................................... 30
2.5. Теплообменник................................................................................ 36
2.6. Форсажная камера.......................................................................... 36
2.7. Реактивное сопло............................................................................ 39
2.8. Основные данные............................................................................ 42
3. Энергетический расчёт ТРДДФ ............................................................. 45
3.1. Цель. Данные. Допущения методики............................................. 45
3.2. Определение параметров ТРДДФ.................................................. 47
4. Расчёт скоростных и высотных характеристик ТРДДФ .................... 58
4.1. Расчёт скоростной характеристики................................................ 59
4.2. Расчёт высотной характеристики................................................... 118
5. Турбина ТРДДФ АЛ-31Ф ........................................................................ 170
5.1. Общая характеристика турбины.................................................... 170
5.2. Конструкция турбины высокого давления.................................... 170
5.3. Конструкция турбины низкого давления...................................... 194
5.4. Опора турбины............................................................................... 208
5.5. Охлаждение турбины...................................................................... 209
5.6. Особенности эксплуатации турбины.............................................. 211
6. Газодинамический расчёт ТРДДФ ........................................................ 218
6.1. Цель. Допущения методики............................................................ 218
6.2. Газодинамический расчёт КНД...................................................... 219
6.3. Газодинамический расчёт КВД...................................................... 228
6.4. Газодинамический расчёт ТВД...................................................... 237
6.5. Газодинамический расчёт ТНД...................................................... 245
6.6. Расчет камеры сгорания................................................................. 253
6.7. Расчет форсажной камеры.............................................................. 255
6.6. Расчет выходного устройства........................................................ 255
7. Графическая часть .................................................................................. 257
Список литературы ..................................................................................... 258
Определение состава силовой установки, выбор прототипа и его описание
Определение количества двигателей
Исходные данные:
Взлётная масса самолёта
Максимальная полётная скорость 
Тяга одного двигателя 
1) Определение суммарной потребной тяги силовой установки (принимаем коэффициент тяговооружённости )
2) Определение количества двигателей в составе силовой установки
Количество двигателей – 2.
Описание самолета-прототипа
Су-30МК2
Страна: Россия
Разработчик: ОКБ Сухого
Первый полет: 2002 г.
Тип:многоцелевой истребитель
Сокращение парка самолётов истребительной авиации и повышение требований к ним, большая протяжённость воздушных границ и небольшое число имеющихся на севере России аэродромов, а также нехватка воздушных командных пунктов и самолётов дальнего радиолокационного обнаружения заставили конструкторов ОКБ Сухого заняться проектированием нового специализированного перехватчика на базе учебно-боевого самолёта Су-27УБ. По результатам летных испытаний модернизированных машин было принято правительственное решение о развертывании их серийного производства на ИАПО под обозначением Су-30.
Су-30МК – двухместный ударный самолет, коммерческий модернизированный вариант, предназначенный для поставок на экспорт.
Су-30МК2 – многофункциональный двухместный истребитель, усовершенствованная версия Су-30МКК, имеющая возможность нести противокорабельную ракету и расширенные возможности действий по морским целям.
Самолет Су-30МК2 предназначен для завоевания господства в воздухе путем уничтожения пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов управляемыми ракетами средней дальности и ближнего воздушного боя, поражения надводных и наземных целей всеми видами вооружения, в первую очередь высокоточным, при ведении автономных и групповых действий в любых метеоусловиях. Самолет может использоваться для обучения летного состава технике пилотирования и применения авиационных средств поражения. Наличие второго члена экипажа снижает нагрузку на летчика при выполнении боевых заданий с применением управляемого оружия большой дальности, в ночных операциях, а также в продолжительных полетах с дозаправкой топливом в воздухе.
Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме «тандем» две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.
Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.
Самолет спроектирован по концепции «электронной устойчивости» и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале – вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крылом и технологически расчленен на следующие основные части:
· головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;
· среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;
· хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);
· воздухозаборники.
В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.
В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.
Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой – отклоняемым вверх.
Кабина экипажа, выполненная по схеме «тандем», герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).
Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа во все стороны.
Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми креслами
К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины – аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.
В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.
В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.
Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.
К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования.
Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором – стрингерами и лонжеронами.
Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
· передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности - узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;
· центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель - клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя - сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);
· гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части - центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;
· передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.
На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2,6 м 2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54°. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.
Хвостовая часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
· две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);
· хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;
· центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.
В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.
В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последней стенкой центроплана и двигательными агрегатами в «тени» центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов – по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбостартер – автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливный насос.
К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, – разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.
Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).
Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности – узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах – узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.
Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения.
В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором были размещены устройства выброса пассивных помех.
Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника – горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.
Механизация воздухозаборников – подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.
Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены «плавающими», т.е. открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.
Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42°. Удлинение крыла 3,5, сужение – 3,4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4,9 м 2 , выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4,6 м 2 . Углы отклонения флаперонов +35°...-20°, носков – 30°. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.
На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов, систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы системы пожаротушения и системы контроля двигателей.
Основные отличительные особенности самолета Су-30МК2:
· модифицированная система управления вооружением с расширенными возможностями по поражению наземных и морских целей;
· новая система индикации в кабине экипажа на основе цветных многофункциональных жидкокристаллических индикаторов;
· улучшенная система навигации и радиосвязи;
· современная аппаратура бортового комплекса обороны;
· широкая номенклатура вооружения классов «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», размещаемого на 12-ти точках подвески;
· система дозаправки топливом в полете;
· усиленная конструкция планера и шасси, обеспечивающая эксплуатацию самолета с полной заправкой топливом и максимальной боевой нагрузкой при взлетной массе до 38 тонн.
Существенный запас топлива, наряду с возможностью дозаправки в воздухе, значительно расширяет возможности боевого применения вне зоны ПВО, от длительного патрулирования и сопровождения до дальних перехватов и нанесения ударов по наземным целям. С нормальным запасом топлива 5270 кг Су-30МК2 способен выполнять боевую задачу продолжительностью 4,5 часа. Система дозаправки в воздухе увеличивает продолжительность полета до 10 часов с дальностью 8000 км на крейсерской высоте от 11 до 13 км.
Система управления вооружением самолета Су-30МК2 обеспечивает обнаружение, сопровождение и уничтожение авиационными средствами поражения воздушных, наземных и морских целей в любых погодных условиях днем и ночью.
Она включает в себя две основные системы:
· систему управления вооружением класса «воздух-воздух», состоящую из радиолокационного прицельного комплекса, оптико-электронной прицельной системы и системы индикации на фоне лобового стекла.
· систему управления вооружением класса «воздух-поверхность», обеспечивающую применение широкой номенклатуры высокоточного оружия для поражения наземных целей, а также отображение всей прицельно-навигационной информации на 4-х многофункциональных индикаторах, располагающихся на приборных досках кабины экипажа.
Основу информационно-управляющего поля кабины самолета составляют четыре цветных многофункциональных индикатора (МФИ), индикатор на фоне лобового стекла (в первой кабине), на которые в графической и цифровой форме выводится весь необходимый объем прицельно-пилотажной и навигационной информации, а также информация о работе бортовых систем самолета. Наряду с МФИ на приборных досках кабины размещаются и традиционные электромеханические индикаторы, которым отводятся в основном дублирующие функции.
Радиолокационная станция (РЛС) самолета Су-30МК2 в режиме «воздух-воздух» обеспечивает: поиск воздушных целей; опознавание государственной принадлежности обнаруженных целей; атаку целей ракетам и малой и средней дальности с различными системами наведения; поиск, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем маневренном бою; в режиме «воздух-поверхность»: всепогодное обнаружение, измерение координат радиоконтрастных наземных и надводных целей; выдачу координат наземных (надводных) целей для обеспечения применения ракет Х-31А, Х-35Э, Х-59МК.
Оптико-электронная прицельная система включает в себя оптико-локационную станцию и нашлемную систему целеуказания. Оптико-локационная станция самолета Су-30МК2, представляющая собой комбинацию обзорно-следящего теплопеленгатора и лазерного дальномера-целеуказателя, используется для обнаружения и сопровождения воздушной цели в передней и задней ее полусферах по ее тепловому излучению, измерения дальности лазерным лучом до воздушной и наземной цели, а также может применяться для лазерного подсвета наземной цели при применении управляемых ракет класса «воздух-поверхность» с полуактивной лазерной головкой самонаведения.
Вооружение самолета Су-30МК2 включает встроенную автоматическую скорострельную одноствольную пушку калибра 30 мм типа ГШ-301 с боекомплектом 150 патронов и ракетно-бомбовое вооружение, размещаемое на 12 точках подвески под крылом и фюзеляжем.
Ракетное вооружение класса «воздух-воздух» включает управляемые ракеты средней дальности типа Р-27 - с тепловыми ГСН (Р-27Т1, Р-27ЭТ1), с полуактивными радиолокационными ГСН (Р-27Р1, Р-27ЭР1), ракеты Р-27П1, Р-27ЭП1, а также ракеты ближнего маневренного боя Р-73Э с ИК ГСН и ракеты средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными ГСН.
Для поражения наземных (надводных) целей на самолете Су-30МК2 используется большая номенклатура управляемого и неуправляемого вооружения.
Управляемое вооружение класса «воздух-поверхность» включает ракеты Х-59МЭ, Х-35Э и Х-59МК, высокоскоростные противокорабельные ракеты средней дальности Х-31А с активными радиолокационными ГСН и противорадиолокационные ракеты средней дальности Х-31П с пассивными радиолокационными ГСН, ракеты малой дальности Х-29Т (ТЕ) с телевизионными или Х-29Л с лазерными ГСН, корректируемую авиабомбу КАБ-1500Кр с телевизионной ГСН и корректируемые авиабомбы КАБ-500Кр (КАБ-500-ОД).
В состав неуправляемого вооружения входят авиабомбы калибра 500, 250 и 100 кг, разовые бомбовые кассеты, зажигательные баки и неуправляемые ракеты С-8, С-13, С-25-ОФМ.
Тактико-технические характеристики:
| Модификация | Су-30МК2 |
| Год принятия на вооружение | |
| Размах крыла, м | 14,70 |
| Длина самолета, м | 21,90 |
| Высота самолета, м | 6,40 |
| Площадь крыла, м 2 | 62,00 |
| Масса, кг – пустого самолета – нормальная взлетная – максимальная взлетная | |
| Масса топлива, кг – нормальная –максимальная | |
| Двигатели | 2 ТРДДФ АЛ-31 |
| Максимальная тяга, кгс | 2×12500 |
| Максимальная скорость, км/ч: – у земли – на высоте | 2100 (М = 2) |
| Практическая дальность, км: – без дозаправки – с одной дозаправкой в воздухе | |
| Практический потолок, м | |
| Максимальная эксплуатационная перегрузка | |
| Экипаж, чел | |
| Вооружение: | · 30-мм пушка ГШ-301 с боезапасом 150 выстрелов, установленной справа в наплыве крыла. · На 12 пилонах подвешивается 8000 кг боевой нагрузки (при этом каждый отдельный пилон может брать до 1500 кг.) В её состав входят: – до 6 УР класса «воздух-воздух» типов Р-27Р/ЭР/, Р-73Э и Р-77 (РВВ-АЕ) или 2 Р-27П(ЭП), Р-27Т1(ЭТ1) – до 6 УР класса «воздух-поверхность» типов Х-29Т/Л, Х-25МЛ, Х-25ЛД, Х-31А/П и С-25Л; или 2 УР Х-59МЭ – 6 авиабомб КАБ-500КР, КАБ-500ОД или 3 КАБ-1500КР, КАБ-1500Л – свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; – 8 бомбовых кассет РБК-500 CПБЭ-Д; – до 8 зажигательных баков ЗБ-500 ПТ – НУРС С-8, С-13 и С-25. · Предусмотрена подвеска контейнеров с аппаратурой РЭП, лазерными дальномерно-целеуказательными системами, ИК-станциями. |
Описание ТРДДФ АЛ-31Ф
Общие сведения
Рассматриваемый ТРДДФ выполнен по двухвальной схеме 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, состоящий из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД);
– основная камера сгорания;
– турбина, состоящая из турбины высокого давления (ТВД) и турбины низкого давления (ТНД);
– наружный контур, в котором размещён воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ);
– форсажная камера сгорания со смесителем и сверхзвуковым соплом;
– приводы вспомогательных устройств.
Кроме того, двигатель имеет масляную, топливную, противообледенительную, противопомпажную и пусковую системы, систему аварийного слива топлива и систему управления.
Для обеспечения высокой технологичности сборки и замены в эксплуатации (в боевых условиях) отдельных узлов при минимальном объёме проверок и регулировок двигатель выполнен по модульной схеме.
Компрессор
Общая характеристика компрессора
Компрессор двигателя осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатый. Компрессор состоит из четырёхступенчатого КНД с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатого КВД с регулируемыми ВНА и направляющими аппаратами (НА) первых двух ступеней. Управление механизацией компрессора осуществляет система управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками НА КВД, а также система предупреждения и ликвидации помпажа.
АЛ-31ФП
АЛ-31A серии 3
АЛ-31ФН
АЛ-31Ф-М1
АЛ-31Ф-М2
Р-32
АЛ-31СТ
характеристики
АЛ-31 - серия авиационных высокотемпературных турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажными камерами , разработанная под руководством А. М. Люльки в НПО «Сатурн» . Название расшифровывается как Архип Люлька,"Ф"-форсажная камера, на заводе АЛ-31 имеет название Изделие 99. Проектирование двигателя началось в 1973 году,первые испытания прошли в 1977, а государственные испытания успешно завершились в 1985 году . С 1981 года двигатели АЛ-31 производятся на УМПО (г. Уфа) и «ММПП Салют » (г. Москва). После смерти А. М. Люльки в 1984 году работы по двигателю и его модификациям возглавил генеральный конструктор В. М. Чепкин. В настоящее время ОКБ им. Люльки является частью НПО «Сатурн» .
Ориентировочная стоимость одного двигателя АЛ-31Ф (по состоянию на 2008 год) составляет 96,4 млн рублей .
Особенности конструкции
АЛ-31Ф - Базовый двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, общей для обоих контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Двигатель модульный.
Состоит из компрессора низкого давления осевого 4-ступенчатый с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА), компрессора высокого давления осевой 9-ступенчатый с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами первых двух ступеней, турбины высокого и низкого давления - осевые одноступенчатые; лопатки турбин и сопловых аппаратов охлаждаемые. Основная камера сгорания кольцевая. В конструкции двигателя широко применяются титановые сплавы (до 35 % массы) и жаропрочные стали. Лопатки турбин имеют полости в виде лабиринтов для охлаждения изнутри, для крепления лопатки к диску используется хвостовик ёлочного типа. Роторы крепятся к валу с использованием роликовых подшипников.
Двигатель имеет электрическую систему зажигания. Пусковая система может запускать двигатель как на земле так и в полёте. Для запуска двигателя на земле используется пусковое устройство расположенное в выносной коробке двигателя. На обычных режимах работы двигателя для экономии топлива охлаждение турбин частично отключается.
Применение ВНА дало высокую устойчивость к помпажу, на практике это означало что двигатели сохранят работоспособность при попадании самолета в штопор. Двигатель в полёте может использоваться на всех режимах без ограничений. Время приемистости из режима малого газа до режима максимал на малой высоте 3-5с, на средней 5 с, на большой высоте 8с. Максимальная частота вращения 13 300 об./мин.
Модификации
На базе АЛ-31Ф разработано большое количество модификаций.
АЛ-31Ф
Базовый вариант двигателя используется на истребителях Су-27 и его модификациях. Температура газов перед турбиной 1665 К. Первоначально назначенный ресурс серийных АЛ-31Ф составлял всего 100 часов, при требовании ВВС в 300 часов, но затем со временем он был доведён до 1500 часов. Межремонтный ресурс на максимальных режимах работы составлял от 5 до 15 часов. Максимальное количество циклов запуска (TAC) 300.
АЛ-31ФП
Основное отличие от базового двигателя АЛ-31Ф - управляемый вектор тяги , значительно повышающий маневренные характеристики самолета. Изменение вектора возможно на угол до ±16° в вертикальной плоскости и до ±15 в любом направлении."ФП" означает форсажный поворотный. Двигатель разработан в НПО Сатурн, прозводится на УМПО.
Двигатели АЛ-31ФП устанавливаются на истребители поколения «4++»: некоторые модификации Су-30 и Су-37 .
Р-32
Форсированный двигатель АЛ-31Ф для рекордного самолета П-42 , созданного на базе Су-27 . Форсажная тяга двигателя была повышена до 13600 кгс.
АЛ-31Ф серии 3
Вариант двигателя АЛ-31Ф для палубного истребителя Су-33 . В отличие от базового АЛ-31Ф появился дополнительный режим (ОР) с тягой 12800 кгс, кратковременно используемый при взлёте самолёта с палубы с полной боевой нагрузкой или при экстренном уходе на второй круг.
АЛ-31ФН
Модификация АЛ-31Ф с нижним расположением коробки агрегатов для китайского истребителя Chengdu J-10 . Имеет повышенную на 200 кгс силу тяги по сравнению с базовым вариантом. Разработан в ММПП Салют, с 2009 по двум контрактам будет поставлено 300 двигателей.
Контракт на проведение НИОКР между Китаем и Россией был подписан в 1992 году, финансирование так же осуществлялось со стороны Китая. В 1994 году двигатель был окончательно спроектирован.
Первоначально двигатель разрабатывался совместно НПО Сатурн с ММПП Салют,но после 1998 года ММПП Салют разработал документацию и наладил серийное производство АЛ-31ФН самостоятельно.В 1999 г. при Министерстве юстиции было создано Федеральное агентство по защите результатов интеллектуальной деятельности (ФАПРИД). Стремясь делегитимизировать права разработчика, генеральный директор ММПП Салют Юрий Елисеев сумел подписать с ФАПРИД лицензионный договор (№ 1-01-99-00031), который стал самым первым договором такого рода, заключенным вновь созданным агентством. Ссылаясь на него, Салют рассматривает лицензионный договор 1998 г. с Сатурном как ничтожный
АЛ-31Ф-М1
Модернизированный двигатель АЛ-31Ф ММПП Салют с четырехступенчатым компрессором низкого давления КНД-924 с увеличенным с 905 до 924 мм диаметром, обеспечивающим на 6% больший расход воздуха, а также более совершенной цифровой системой автоматического управления. Температура газов перед турбиной у этого двигателя повышена на 25°С. Двигатель двухконтурный, первый контур проходит через "рубашку" для охлаждения, затем смешивается за турбиной с горячим вторым контуром двухвальный.
Первый полет 25 января 2002 года, серийно производится с 2006 года для истребителей семейства Су-27 ,устанавливается без доработок в любые истребители, в том числе ранних годов выпуска,установлены на 1 полку Су-27СМ/СМ2 и уже устанавливаются на производимые Су-34 . Принят на вооружение ВВС РФ в 2007 году .Имеет на 1000 кгс повышенную силу тяги(13 500 кгс), межремонтный ресурс 1000 часов , назначенный ресурс 2000 часов при сохранении габаритных размеров и веса. Удельный расход топлива был снижен. Имеет модификацию с управляемым вектором тяги, с ресурсом 800 часов.
- Длина 4,945 м
- Максимальный внешний диаметр 1,14 м
- Масса 1520 кг
АЛ-31Ф-М2
Двигатель АЛ-31ФМ2 - турбореактивный двухконтурный двигатель на базе АЛ-31Ф. Лопатки с перфорацией по кромкам, изготавливаются литьём, температура перед входом в турбину увеличена на 100°С в сравнении с Ал-31Ф. Тяга двигателя на особом режиме 14 300 кгс, на режиме полный форсаж 14 100 кгс . Назначенный ресурс модернизированного двигателя превышает 3 000 часов. Двигатель имеет минимальные отличия от серий 3, 20 и 23. Повышены тяговые характеристики при снижении удельных расходов топлива, в том числе и на бесфорсажных режимах. Не требует доработки борта самолета при постановке на самолеты типа Су-27, Су-30, Су-34, в отличие от двигателей других серий. В 2012 двигатель планируется вывести на летные испытания.
Файл:АЛ-31м2 АЛ-31Ф-М2 - производства ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют" АЛ-31-M2
АЛ-31Ф-М3
3-й этап модернизации АЛ-31Ф ММПП Салют, дополнительно устанавливается новый трёхступенчатый КНД с широкохордными лопатками пространственного профилирования и повышенной степенью сжатия до pk= 4.2, что позволяет увеличить тягу до 15 300 кгс(получено на статических испытаниях). Лопатки и диск представляют собой единое целое. С 2002 года двигатель находился на стендовых испытаниях.
АЛ-41Ф1
Двигатель «первого этапа» для перспективного авиационного комплекса пятого поколения с тягой 15000 кгс . Создан на основе двигателей АЛ-31Ф, АЛ-31ФП и АЛ-41Ф . Несмотря на схожую с АЛ-31Ф схему, двигатель на 80% состоит из новых деталей . От предшественников его отличает повышенная тяга (15000 кгс против 12500 у АЛ-31Ф), полностью цифровая система управления, плазменная система зажигания, новая турбина большего диаметра, значительно повышенный ресурс (4000 часов против 1000 у АЛ-31Ф) и улучшенные расходные характеристики .Стоимость разработки составила 3 млрд руб.
АЛ-31СТ
«Наземная» стационарная модификация АЛ-31Ф мощностью 16 МВт для применения в качестве привода газоперекачивающих станций.
Турбореактивный авиационный двигатель АЛ-31Ф.
Разработчик: НПО «Сатурн» (под руководством А.М.Люльки)
Страна: СССР
Испытания: 1977 г.
Серийное производство: 1981 г.
АЛ-31Ф («изделие 99») — базовый двигатель серии авиационных высокотемпературных турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажными камерами. Разработан под руководством А.М.Люльки в НПО «Сатурн». Проектирование двигателя началось в 1973 году, первые испытания прошли в 1977 году, государственные испытания завершились в 1985 году. С 1981 года двигатели АЛ-31 производятся на УМПО (г. Уфа) и «ММПП Салют» (г. Москва). После смерти А.М.Люльки в 1984 году работы по двигателю и его модификациям возглавил генеральный конструктор В.М.Чепкин. В настоящее время ОКБ им. Люльки (г. Москва) является частью УМПО.
АЛ-31Ф — базовый двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, общей для обоих контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Двигатель модульный.
Состоит из компрессора низкого давления осевого 4-ступенчатого, с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА), компрессора высокого давления, осевого 9-ступенчатого, с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами первых двух ступеней, турбины высокого и низкого давления — осевые одноступенчатые; лопатки турбин и сопловых аппаратов охлаждаемые (пленочное охлаждение). Основная камера сгорания кольцевая.
В конструкции двигателя широко применяются титановые сплавы (до 35 % массы) и жаропрочные стали. Лопатки турбин имеют полости в виде лабиринтов, для охлаждения газы подаются из диска в лопатку и проходят через отверстия по кромкам (пленочное воздушное охлаждение), для крепления лопатки к диску используется хвостовик ёлочного типа. После турбины установлен 11-лепестковый смеситель. Для обеспечения стабильной работы ФК, установлен затурбинный кок, плавно переводящий поток, из кольцевого в круглое сечение, с антивибрационными отверстиями, а также в форсажной камере установлены антивибрационные продольные экраны.
Двигатель имеет электрическую систему зажигания. Пусковая система может запускать двигатель как на земле, так и в полёте. Для запуска двигателя на земле используется пусковое устройство расположенное в выносной коробке двигателя. На обычных режимах работы двигателя для экономии топлива охлаждение турбин частично отключается.
Применение регулируемых ВНА КНД и КВД дает более высокую устойчивость к помпажу, на практике это означало что двигатели сохранят работоспособность при попадании самолета в штопор и при пуске ракет. Двигатель в полёте может использоваться на всех режимах без ограничений. Время приемистости из режима малого газа до режима «максимал» на малой высоте 3-5 с, на средней 5 с, на большой высоте 8 с. Максимальная частота вращения 13 300 об./мин.
Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ.
Поставлялся на экспорт в Индию и Китай. Капитальный ремонт осуществляется на авиаремонтном заводе № 121 в Кубинке.
Модификации:
АЛ-31Ф — базовый. Устанавливается на Су-27 , Су-27УБ , Су-30 , Су-34 , Су-35 . Первоначально назначенный ресурс серийных АЛ-31Ф составлял всего 100 часов, при требовании ВВС в 300 часов, но затем со временем он был доведён до 1500 часов.
АЛ-31К — двигатель для палубного самолёта Су-33 . Тяга на форсаже увеличена до 13300 кгс. Отличается дополнительной антикоррозионной защитой.
АЛ-31ФM1 — модернизированный. Тяга на форсаже увеличена до 13500 кгс. С четырехступенчатым компрессором низкого давления КНД-924-4 с увеличенным с 905 до 924 мм диаметром, обеспечивающим на 6 % больший расход воздуха, а также более совершенной цифровой системой автоматического управления (степень сжатия 3,6). Температура газов перед турбиной у этого двигателя повышена на 25°С. Двигатель двухконтурный, первый контур проходит через «рубашку» для охлаждения, затем смешивается за турбиной с горячим вторым контуром двухвальный. Серийно производится с 2006 года для истребителей семейства Су-27, устанавливается без доработок в любые истребители, в том числе ранних годов выпуска, установлены на 1 полку Су-27СМ/СМ2 и уже устанавливаются на производимые Су-34.
АЛ-31ФM2 — форсированный до 14000 кгс. Отличается трёхступенчатым компрессором низкого давления. Назначенный ресурс модернизированного двигателя превышает 3 000 часов. Не требует доработки борта самолета при постановке на самолеты типа Су-27, Су-30, Су-34, в отличие от двигателей других серий.
АЛ-31ФM3 — форсированный. 3-й этап модернизации АЛ-31Ф ММПП Салют, дополнительно устанавливается новый трёхступенчатый КНД с широкохордными лопатками пространственного профилирования и увеличенной степенью повышения давления до 4.2 (КНД-924-3), что позволяет увеличить тягу до 15 300 кгс (получено на статических испытаниях). Лопатки и диск 3-х ступенчатого КНД представляют собой единое целое (блиск), вместо 9 ступеней КВД планируется уменьшить число до 6.
АЛ-31ФП (АЛ-31ФУ) — с поворотным соплом. Разработан в 1988-1994 годах. Масса увеличена на 110 кг, длина — на 0,4 м. Устанавливался на Су-33КУБ , Су-37 . Основное отличие от базового двигателя АЛ-31Ф — управляемый вектор тяги, значительно повышающий маневренные характеристики самолета. Изменение вектора возможно на угол до ±16° в вертикальной плоскости и до ±15 в любом направлении.»ФП» означает форсажный поворотный. Двигатель разработан в НПО Сатурн, прозводится на УМПО. Двигатели АЛ-31ФП устанавливаются на истребители поколения 4++ — Су-35.
Р-32 — форсированный двигатель АЛ-31Ф для рекордного самолета П-42 , созданного на базе Су-27. Форсажная тяга двигателя была повышена до 13600 кгс.
АЛ-31ФН — с нижним расположение коробки приводов. Разработан по заказу Китая.
Двигатель АЛ-31ФП.
.
Список источников:
Крылья Родины. № 8 за 1999 г. Уфимские моторы.
Журнал «Двигатель». № 3 за 2000 г. В.М.Чепкин. Шедевр двадцатого века.
Фотоархив сайта russianplanes.net
Технические характеристики:
Длина, мм 4945
Максимальный диаметр, мм 910
Высота, мм 1240
Масса, кг 1530
Удельный расход топлива, кг/Н ч:
на форсажном режиме 1,96
на максимальном режиме 0,75
на крейсерском режиме 0,66
Расход воздуха через компрессор, кг/с 112
Степень повышения давления в компрессоре 12,7
Температура газа перед турбиной, °C 1387
Тяга, кгс:
максимальная бесфорсажная 7850
на форсаже 12500
Двигатель АЛ-31Ф предназначен для установки на самолетах Су-27 и его модификациях (Су-27СК, Су-30МК, Су-32МФ).
Модификации:
АЛ-31К — двигатель для палубного самолёта Су-33. Тяга на форсаже увеличена до 13300 кгс. Отличается дополнительной антикоррозионной защитой.
АЛ-31СТ — двигатель для газоперекачивающих станций.
АЛ-31Ф — базовый. Устанавливается на Су-27, Су-27УБ, Су-30, Су-34, Су-35.
АЛ-31ФM1 — модернизированный. Тяга на форсаже увеличена до 13500 кгс.
АЛ-31ФM2 — форсированный до 14000 кгс. Отличается трёхступенчатым компрессором низкого давления.
АЛ-31ФM3 — форсированный.
АЛ-31ФН — с нижним расположение коробки приводов. Разработан по заказу Китая.
АЛ-31ФП (АЛ-31ФУ) — с поворотным соплом. Разработан в 1988-1994 годах. Масса увеличена на 110 кг, длина — на 0,4 м. Устанавливался на Су-33УБ, Су-37.
Серийно производился с 1981 года на заводе № 165 в Москве (Московское МПП «Салют») и на УМПО (г. Уфа)
Разрабатывался с первой половины 1970-х годов в ОКБ им. А.М. Люльки. В настоящее время ОКБ им. Люльки является частью НПО «Сатурн».
История создания и особенности конструкции:
Турбореактивный двигатель АЛ-31Ф («изделие 99») разработан в 70-х годах на Московском машиностроительном производственном предприятии "Салют" под руководством генерального конструктора В.М.Чепкина для самолёта Су-27 и его модификаций. (После смерти А. М. Люльки в 1984 году работы по двигателю и его модификациям возглавил генеральный конструктор В. М. Чепкин).Серийное производство организовано в 1981 году на Уфимском машиностроительном производственном объединении и ММПП «Салют».
АЛ-31Ф представляет собой двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель со смещением потоков за турбиной. Двигатель имеет модульную конструкцию. Он состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 10-ступенчатого компрессора высокого давления с регулируемой первой группой ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления, форсажной камеры и сверхзвукового реактивного сопла. Двигатель имеет верхнее расположение агрегатов. Маслосистема замкнутая. Запуск осуществляется от воздушного стартера. Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ.
Поставлялся на экспорт в Индию и Китай. Капитальный ремонт осуществляется на авиаремонтном заводе №121 в Кубинке.
Двигатель двухконтурный, двухвальный, со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общим для двух контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом.
Двигатель имеет модульную конструкцию, обеспечивающую высокую технологичность сборки и позволяющую производить замену модулей при минимальном объеме регулировок. В число модулей входят:
компрессор низкого давления;
газогенератор (включает компрессор высокого давления, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбину высокого давления, турбину низкого давления, смеситель);
фронтовое устройство форсажной камеры сгорания;
реактивное сопло с корпусом форсажной камеры сгорания;
коробка приводов двигательных агрегатов с агрегатами.
Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатый. В состав компрессора входят:
четырехступенчатый компрессор низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом;
девятиступенчатый компрессор высокого давления с тремя регулируемыми направляющими аппаратами - входным и первых двух ступеней;
промежуточный корпус.
Основная камера сгорания - кольцевая.
В состав ОКС входят корпус с диффузором и жаровая труба.
Топливо поступает в ОКС через двадцать восемь двухкаскадных форсунки. Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания.
Турбина двигателя - осевая, двухступенчатая. В состав узла турбины входят: одноступенчатая турбина высокого давления с охлаждаемыми воздухом диском, сопловыми и рабочими лопатками, а также деталями наружного и внутреннего корпусов; одноступенчатая турбина высокого давления с охлаждаемыми воздухом диском и сопловыми лопатками.
Форсажная камера сгорания - общая для двух контуров, со смешением потоков на входе во фронтовое устройство. В состав форсажной камеры входят корпус смесителя, смеситель и фронтовое устройство.
Регулируемое реактивное сопло с корпусом форсажной камеры - сверхзвуковое, всережимное, с внешними створками. В состав РС входят:
створки сужающейся части;
надстворки расширяющейся части;
внешние створки;
проставки;
упругие элементы; стяжное устройство с пневмоприводом.
РС смонтировано на корпусе ФК. Внешние створки обеспечивают плавное обтекание хвостовой части самолета, уменьшая ее сопротивление. Воспламенение топлива в форсажной камере обеспечивает «огневая дорожка».
Воздухо-воздушный теплообменник предназначен для снижения температуры охлаждающего турбину воздуха. В состав воздухо-воздушного теплообменника входят корпус, трубчатые теплообменные модули и аппарат отключения охлаждения.
Наружный контур состоит из двух корпусов - переднего (разъемного) и заднего.
Узел приводов вспомогательных устройств состоит:
из центральной конической передачи;
из коробки приводов двигательных агрегатов (зубчатые передачи которой приводятся во вращение ротором высокого давления через ЦКП);
из редуктора датчиков РНД (зубчатые передачи которого приводятся во вращение ротором высокого давления через привод редуктора датчиков РНД).
От КДА через гибкий вал осуществляется привод самолетных агрегатов, установленных на ВКА.
Масляная система - автономная, циркуляционная, с двумя топливомасляными теплообменниками. Система обеспечивает подвод масла к узлам трения, отвод его и охлаждение, суфлирование масляных полостей и наддув предмаслянных полостей.
Топливная система - гидромеханическая, с применением электронного комплексного регулятора двигателя.
Система противообледенения двигателя предназначена для обогрева поверхностей ВНА и кока компрессора горячим воздухом из КВД в условиях возможного обледенения.
Система управления охлаждением турбины обеспечивает подачу воздуха от КВД на детали турбины.
Система запуска обеспечивает:
запуск двигателя на земле и в полете;
воспламенение топлива при включении ФК;
прокрутку и ложный запуск двигателя.
Для запуска двигателя на земле служит газотурбинный двигатель, установленный на ВКА.
На двигателе установлены датчики и приемники систем контроля, предназначенные для информации о работе двигателя, представляемой визуально и в записи на носители информации бортовых и наземных регистрирующих систем.
Выносная коробка агрегатов с размещенными на ней газотурбинным двигателем, самолетным генератором и гидронасосами установлена в фюзеляже самолета и соединена с КДА гибким валом. ВКА служит для передачи вращательного движения:
на агрегаты самолета от КДА при работе двигателя;
на РВД и агрегаты самолета от ГТДЭ при запуске двигателя на земле.
Компрессор - осевой, двухкаскадный, с регулируемыми направляющими аппаратами.
В узел входят компрессор низкого давления (КНД), компрессор высокого давления (КВД) и промежуточный корпус.
Управление механизацией компрессора осуществляют система управления поворотными закрылками ВНА КНД и система ликвидации помпажа.
Компрессор низкого давления предназначен для сжатия воздуха, поступающего в наружный и внутренний контуры двигателя.
КНД состоит из ротора 2 и статора 3.
В состав статора входят: входной направляющий аппарат; кок; передняя опора; корпус первой, второй, третьей и четвертой ступеней; направляющие аппараты первой, второй, третьей и четвертой ступеней.
Входной направляющий аппарат - титановый, является силовым элементом двигателя.
В нем смонтированы: передняя опора КНД; откачивающий маслонасос; кок.
В состав ВНА входят: наружное кольцо; ступица; стойки.
Обечайка коллектора с наружным кольцом образует полость, в которую через отверстие в бобышке подается горячий воздух из-за седьмой ступени КВД (системы противообледенения двигателя) к стойкам и к коку.
Стойки образуют единый аэродинамический профиль с поворотными закрылками. Поворот закрылков осуществляется по команде системы управления ВНА КНД рычагами через приводное кольцо с десятью расположенными по окружности фиксаторами.
Через семь стоек проходят трубопроводы: суфлирования масляной полости; подвода масла; откачки масла; суфлирование предмасляной полости; слива масла.
Кок состоит из двух обечаек, образующих полость, в которую поступает горячий воздух из-за седьмой ступени КВД.
Передняя опора ротора силовой элемент двигателя, закреплена на заднем фланце ступицы ВНА. В ее состав входят: корпус роликоподшипников; роликоподшипник; узел масляного уплотнения; крышки лабиринтного уплотнения.
Корпус роликоподшипника состоит из наружного и внутреннего корпусов. Упруго-подвижная передняя часть корпуса связана с неподвижным фланцем ступицы пятьюдесятью упругими перемычками.
Упругость корпуса, наличие масляной пленки в полости расположения упругого кольца гасят колебания ротора.
Узел масляного уплотнения предотвращает утечки масла в проточную часть компрессора и воздуха - из проточной части в масляные полости.
Корпуса первой, второй, третьей, и четвертой ступеней выполнены в виде кольцевых оболочек. Полость Г над рабочими лопатками сообщается с проточной частью компрессора через прорези Б и образует щелевой перепуск, расширяющий диапазон режимов устойчивой работы компрессора. В корпусах имеются окна Е для осмотра и текущего ремонта лопаток компрессора. Пробка имеет прямоугольный фланец и резьбовое отверстие для ключа. Соединение корпусов - фланцевое. Передний фланец корпуса соединен с ВНА, задний фланец корпуса - с промежуточным корпусом.
Направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней состоят соответственно из лопаток с наружными и внутренними полками, а также внутренних полуколец, являющихся неподвижными элементами воздушных лабиринтных уплотнений; подвижными элементами служат гребешки на барабане ротора.
Ротор - барабанно-дисковой конструкции, опирается передней цапфой на роликовый подшипник, задней цапфой - на шариковый подшипник. Привод откачивающего маслонасоса осуществлен от ротора КНД.
В диск первой ступени установлены 37 рабочих лопаток, в диск второй ступени - 45, в диск третьей ступени - 57 и в диск четвертой ступени - 43. Болты выполняют функцию балансировочных грузов, для чего имеются отверстия А для подвода воздуха из проточной части компрессора во внутреннюю полость ротора для разгрузки от осевых сил.
Промежуточный корпус - основной элемент силовой схемы двигателя.
В промежуточном корпусе воздух, поступающий из КНД, делится на два потока: наружного и внутреннего контура.
В промежуточном корпусе установлены: выходной НА КНД; задняя опора ротора КНД; передняя опора ротора КВД; центральная коническая передача.
Промежуточный корпус - титановый, состоит из обода и опорного обода, соединенных стойками. К стойкам приварено разделительное кольцо.
Обод имеет фланцы: к переднему крепится выходной НА КНД и статор КНД, к заднему - передний корпус наружного контура. В пазах обода установлены стойки.
На наружной поверхности обода размещены: два узла крепления двигателя к самолету; кронштейны привода механизма поворота НА, бобышки крепления клапана переключения наддува (КПН) и трубопроводы наддува полостей подпора масляных уплотнений опор КНД и КВД, бобышка для крепления трубопроводов подвода и откачки масла, бобышка и две подвески крепления КДА, бобышка крепления редуктора датчиков РНД, бобышка крепления трубопровода суфлирования масляной полости.
Стойки промежуточного корпуса - полые. Через стойку проходит вертикальная рессора, соединяющая ЦКП с КДА, и осуществляется суфлирование масляной полости промежуточного корпуса. Полости стоек служат для суфлирования предмасляных полостей задней опоры КНД и передней опоры КВД.
Внутри стойки проходят: трубопровод подвода масла к подшипникам задней опоры ротора КНД, передней опоры ротора КВД и к подшипникам ЦКП, трубопровод откачки масла из полости промежуточного корпуса. Через стойку проходит рессора привода маслонасоса. Полости стоек служат для наддува уплотнений опор КВД и КНД. Через стойку проходит рессора привода редуктора датчиков РНД.
Разделительное кольцо имеет двенадцать вырезов под стойки корпуса.
Внутренним фланцем кольцо присоединено к статору КВД, наружным - к экрану наружного контура.
Выходной НА КНД состоит из наружного кольца, двух рядов лопаток и внутреннего кольца. Фланцами на наружном и внутреннем кольцах выходной НА крепится к промежуточному корпусу.
Задняя опора ротора КНД воспринимает суммарную осевую нагрузку от роторов КНД и ТНД, а так же радиальную нагрузку от ротора КНД. В ее состав входят: корпус подшипника, шариковый подшипник, радиально-контактное масляное уплотнение, крышки лабиринтного уплотнения и вал КНД. В задней опоре смонтирован привод редуктора датчиков РНД.
Суфлирование масляной полости осуществлено через трубопровод и втулку. Подвод воздуха в полости наддува масляных уплотнений производится через два трубопровода.
Вал имеет два ряда внутренних шлиц: передний - для зацепления со шлицами задней цапфы ротора КНД; задний - для соединения роторов КНД и ТНД через рессору. Роторы КНД и ТНД соединены стяжной трубой. На валу закреплена гайкой ведущая шестерня привода редуктора датчиков РНД.
Передняя опора ротора КВД воспринимает суммарную осевую и радиальную нагрузки от ротора КВД и РНД.
В переднюю опору входят: корпус подшипника; шариковый подшипник; радиально-контактное уплотнение.
Демпфирование шарикоподшипника обеспечено упругостью корпуса, деформацией изгиба упругого кольца и сопротивлением колебаниям ротора, которое возникает от выдавливания масляной пленки из полости, в которой размещено упругое кольцо.
Компрессор высокого давления сжимает воздух, поступающий во внутренний контур двигателя.
В состав КВД входят статор и ротор.
Статор КВД включает: корпус ВНА и первой ступени; корпус второй и третьей ступени; задний корпус; ВНА; девять НА.
Передним фланцем статор соединен с промежуточным корпусом, а задним - с корпусом ОКС. В корпусах статора имеются окна осмотра лопаток КВД.
Корпус ВНА и первой ступени выполнен с двумя фланцами и продольным разъемом. В корпусе смонтированы лопатки ВНА и НА первой ступени.
Корпус второй и третьей ступеней - с двумя фланцами и продольным разъемом. В корпусе смонтированы лопатки НА.
Задний корпус - с двумя фланцами и продольным разъемом. К корпусу приварена обечайка коллектора, образующая с ним кольцевую полость отбора воздуха из-за седьмой ступени.
Лопатки ВНА - поворотные, двухопорные. Поворотные лопатки НА первой и второй ступеней - консольные. Поворот лопаток ВНА, НА первой и второй ступеней по сигналу системы управления осуществляется гидроцилиндрами через приводные кольца и систему рычагов.
Направляющие аппараты с третьей по восьмую ступени - нерегулируемые. Через прорези в наружном кольце в наружном кольце НА седьмой ступени и отверстия в корпусе производится отбор воздуха для нужд самолета, системы противообледенения двигателя и системы наддува масляных уплотнений опор двигателя. Выходной НА КВД выполнен двухрядным, фланцем на наружном кольце крепится к корпусу ОКС.
Ротор включает в себя: диски с рабочими лопатками; вал; переднюю цапфу; лабиринт.
Барабан ротора состоит: из двух секций дисков; первая секция включает диски первой, второй и третьей ступеней; вторая секция - диски четвертой, пятой и шестой ступеней; из трех дисков седьмой, восьмой и девятой ступеней; первая ступень имеет 47 лопаток, вторая - 62, третья - 73, четвертая - 94, пятая - 99, шестая - 101, седьмая - 103, восьмая - 105 и девятая - 107 лопаток.
Вал соединяет роторы КВД и ТВД и передает крутильный момент от ротора ТВД.
Передней цапфой ротор КВД опирается на шарикоподшипник, смонтированный в промежуточном корпусе.
На цапфе установлены: лабиринт, предотвращающий утечку воздуха из полости наддува в предмасляную полость передней опоры ротора КВД; лабиринт, предотвращающий утечку воздуха из полости наддува передней опоры в проточную часть КВД.
Крышка уплотнения предотвращает утечку воздуха из предмасляной полости межвального уплотнения в полость наддува передней опоры КВД.
Лабиринт предназначен для предотвращения утечек воздуха на тракте компрессора в разгрузочную полость КВД.
Основная камера сгорания - кольцевая, состоит из наружного корпуса, внутреннего корпуса и жаровой трубы. Корпуса ОКС и теплообменника образуют со стенками жаровой трубы кольцевые каналы, по которым воздух из КВД поступает в жаровую трубу. Топливо в ОКС подается топливным коллектором через двадцать восемь форсунок. Воспламенение топлива в ОКС осуществляется системой зажигания. Топливный коллектор и запальные устройства размещены на корпусе ОКС.
Корпус- элемент силовой схемы двигателя. Передняя часть корпуса образует кольцевой диффузор, в котором снижается скорость воздуха, поступающего в ОКС из компрессора.
Корпус состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединенных четырнадцатью полыми стойками. На семи стойках имеются кронштейны для крепления жаровой трубы и топливного коллектора к корпусу ОКС. На переднем фланце внутреннего корпуса укреплены крышки лабиринтного уплотнения разгрузочной полости. Задний фланец внутреннего корпуса крепится к корпусу соплового аппарата ТВД. Передний фланец наружного корпуса крепится к фланцу корпуса КВД, а задний фланец - к переднему фланцу корпуса теплообменника.
Жаровая труба предназначена для сжигания топливовоздушной смеси и формирования поля температур газа на входе в турбину.
Жаровая труба состоит их набора профилированных секций, соединенных между собой сваркой, или профилированных точеных секций.
Фронтовая часть жаровой трубы состоит из кольцевой обечайки с двадцатью восемью цилиндрическими камерами смешения и лопаточных завихрителей, подвижно установленных на входе в камеры смешения.
Для создания горючей топливовоздушной смеси во фронтовой части жаровой трубы имеется ряд отверстий подвода воздуха - воздухозаборников. Камера смешения служит для подготовки топливовоздушной смеси, поступающей в жаровую трубу. Формирование поля температур на выходе из камеры сгорания осуществляется воздухом, поступающим через четыре ряда отверстий, расположенных на смесительной части жаровой трубы. Для охлаждения стенок жаровой трубы на ее внутренней и наружной оболочках имеются кольцевые щели, в которые через отверстия поступает воздух, образующий заградительную пелену вдоль стенок. На внутреннюю поверхность жаровой трубы нанесено жаростойкое покрытие.
Для компенсации перемещений от тепловых воздействий жаровая труба и топливный коллектор крепится к кронштейнам стоек радиальными штифтами. Компенсация взаимных перемещений жаровой трубы и СА ТВД осуществляется с помощью телескопического соединения по фланцам.
Узел турбины включает последовательно расположенные одноступенчатые осевые турбины высокого и низкого давления, а также опору.
Турбина высокого давления приводит во вращение компрессор высокого давления и агрегаты, установленные на коробке приводов двигательных агрегатов и на выносной коробке агрегатов.
Турбина низкого давления приводит во вращение компрессор низкого давления.
Каждая из турбин включает ротор и сопловой аппарат.
Опора узла турбины - элемент силовой схемы двигателя.
Радиальные усилия от ротора ТВД передаются на опору через межроторный подшипник, вал ТНД и расположенный в опоре подшипник ротора ТВД. В узел входят корпус опоры и корпус подшипника.
Сопловой аппарат ТВД кольцом соединен с фланцами обода СА ТНД, корпуса теплообменника и телескопическим соединением через кольцо - с жаровой трубой ОКС. наружное кольцо СА ТВД имеет отверстия для подвода вторичного воздуха из ОКС и ВВТ на охлаждение соплового аппарата и рабочих лопаток ТВД. Внутреннее кольцо СА ТВД соединено фланцем с аппаратом закрутки 3 и с внутренним корпусом ОКС.
Внутреннее кольцо через кольцо телескопически соединено с жаровой трубой ОКС, кольца и образуют канал подвода вторичного воздуха из ОКС на охлаждение внутренних полок сопловых лопаток. Сопловой аппарат имеет сорок две лопатки, объединенные в четырнадцать литых трехлопаточных блоков, чем достигается уменьшение перетечек газа.
Сопловая лопатка - пустотелая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют с пером и полками соседних лопаток проточную часть. Внутренняя полость сопловой лопатки разделена перегородкой. На входной кромке лопатки имеется перфорация, обеспечивающая пленочное охлаждение наружной поверхности пера. В передней полости размещен дефлектор, а в задней - дефлектор. Дефлекторы имеют отверстия для охлаждения воздуха.
Ротор ТВД состоит из: диска с 90 лопатками рабочего колеса; цапфы с лабиринтами и маслоуплотнительными кольцами.
В диске выполнены отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.
Рабочая лопатка ТВД - полая, охлаждаемая. Во внутренней полости ее для организации процесса охлаждения имеются продольный канал с отверстиями в перегородке и ребра. Хвостовик лопатки «елочного типа». В хвостовике цапфы 36 размещены масляное уплотнение и обойма роликового подшипника, являющегося задней опорой ротора высокого давления.
Сопловой аппарат ТНД соединен с корпусом теплообменника и наружным кольцом 6 турбины высокого давления, а также с корпусом опоры турбины.
Сопловой аппарат ТНД имеет тридцать три лопатки, спаянные в одиннадцать трехлопаточных блоков для уменьшения перетечек газа.
Сопловая лопатка - литая, пустотелая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют с пером и полками соседней лопатки проточную часть соплового аппарата ТНД. Во внутренней полости пера лопатки размещен перфорированный дефлектор. На внутренней поверхности пера имеются поперечные ребра и турбулизирующие штырьки для организации направленного течения охлаждающего воздуха. Диафрагма служит для разделения полостей между рабочими колесами ТВД и ТНД.
Ротор ТНД включает: диск с 90 рабочими лопатками; цапфу; вал; напорный диск.
Диск имеет пазы для крепления рабочих лопаток и наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к ним.
Рабочая лопатка ТНД - литая, полая, охлаждаемая. На периферийной части имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, обеспечивающим уменьшение радиального зазора между ротором и сопловым аппаратом ТНД.
Цапфа имеет на передней части внутренние шлицы, передающие крутящий момент на вал. На наружной поверхности передней части цапфы установлена внутренняя обойма роликового подшипника (на который опирается ротор высокого давления), лабиринт и набор уплотнительных колец, образующих переднее уплотнение масляной полости задней опоры ТВД.
На цилиндрическом поясе в передней части цапфы имеется набор уплотнительных колец, образующих уплотнение масляной полости между роторами турбин высокого и низкого давлений. На цилиндрическом поясе в задней части цапфы установлен набор уплотнительных колец, образующих уплотнение масляной полости опоры ТНД.
Вал состоит из трех частей, соединенных штифтами. В задней части вала имеется привод откачивающего маслонасоса опоры турбины. В передней части вала имеются шлицы, передающие крутящий момент на ротор КНД через рессору.
Напорный диск обеспечивает увеличение давления охлаждающего воздуха на входе в рабочие лопатки ТНД.
В состав опоры турбины входят корпус опоры и корпус подшипника. Корпус состоит из наружного корпуса и внутренних колец, соединенных силовыми стойками и образующих силовую схему опоры турбины. В состав опоры входят также экран.
Внутри силовых стоек размещены трубопроводы: подвода и откачки масла; суфлирования масляных полостей; слива масла.
Через полости силовых стоек подводится воздух на охлаждение ТНД и отводится воздух из предмасляной полости. Силовые стойки 18 закрыты снаружи обтекателями. Экран с обтекателями образует проточную часть газовоздушного тракта за ТНД.
Корпус подшипника и крышки и образуют масляную полость опоры турбины. Масляная полость термоизолирована. На корпусе подшипника установлены маслооткачивающий насос и масляный коллектор. Между наружной обоймой роликоподшипника ротора ТНД и корпусом подшипника размещен упругомасляный демпфер.
В состав форсажной камеры сгорания входят: смеситель; фронтовое устройство; корпус с теплозащитным экраном; кок-стекатель.
Смеситель - элемент силовой схемы двигателя, осуществляет связь корпусов внутреннего и наружного контуров двигателя. Смеситель состоит из корпуса и смесителя.
Корпус передним фланцем прикреплен к корпусу наружного контура. К заднему фланцу прикреплено фронтовое устройство.
На шпангоуте установлены: восемь термопар; центробежная форсунка системы «огневой дорожки» ФК; трубопровод слива топлива из сливного бачка двигателя в проточную часть ФК; приемник полного давления Р04.
Смеситель перемешивает потоки газа внутреннего контура и воздуха наружного контура перед фронтовым устройством.
Смеситель передним фланцем прикреплен к корпусу опоры турбины, а кольцом подвижно опирается на корпус. Подвижность смесителя обеспечивает осевую компенсацию внутреннего контура относительно наружного.
Смеситель имеет двадцать два кармана
Фронтовое устройство предназначено для организации устойчивого горения топлива в форсажной камере.
Фронтовое устройство состоит из: корпуса с двухсекционным теплозащитным экраном; системы стабилизации пламени; топливных коллекторов.
Корпус - кольцевая обечайка с фланцами.
В корпус вварены: силовой пояс с узлами крепления двигателя к самолету; два фланца для установки ионизационных датчиков пламени; пять втулок для выводов топливных коллекторов; одиннадцать фланцев для крепления тягами стабилизаторов форсажной камеры с топливными коллекторами; меры с топливными коллекторами; патрубок для подсоединения аварийного слива топлива; фланец для установки приемника полного давления Р04.
Теплозащитный экран - двухсекционный. Экран с обечайкой корпуса образуют кольцевой канал подвода воздуха из наружного контура на охлаждение форсажной камеры и реактивного сопла. Первая секция имеет на входе двадцать два гофра, а на выходе - сорок четыре.
Вторая секция экрана имеет сорок четыре гофра и одновременно является антивибрационным элементом.
Система стабилизации пламени состоит из кольцевой форсажной камеры, двух V-образных стабилизаторов - большого и малого, а также двадцати двух стоек и соответственно большого и малого стабилизаторов. Форсажная камера - V-образный кольцевой стабилизатор, внутри которого расположен карбюратор, образованный одиннадцатью трубами, перфорированными отверстиями, с заборниками на входе. В каждую трубку поступает топливо от пускового коллектора и газ из тракта. Топливо и газ проходит через карбюратор, и поступают во внутреннюю полость форсажной камеры.
Большой и малый стабилизаторы закреплены на форсажной камере каждый одиннадцатью стойками, которые одновременно выполняют функции радиальных стабилизаторов.
Форсажная камера закреплена в корпусе одиннадцатью тягами.
На внутренней полке профиля малого стабилизатора имеется одиннадцать V-образных радиальных стабилизаторов.
Топливные коллекторы расположены перед форсажной камерой и закреплены на ней серьгами, которые обеспечивают свободу перемещения коллекторов при нагреве.
Коллектор, постоянно работающий во всем диапазоне форсированных режимов двигателя, является пусковым. Он имеет одиннадцать струйных форсунок, питающих топливом карбюратор, и тридцать три отверстия в кольце, направленных на отражатели, питающих форсажную камеру.
Каждый из коллекторов имеет по двадцать две форсунки. У коллекторов форсунки установлены на наружном диаметре колец, либо на внутреннем.
Коллекторы имеют по экранов для защиты внутренних полостей кольцевых труб от нагарообразования.
Корпус ФК состоит из корпуса и теплозащитного экрана. На конической части корпуса расположен шпангоут для крепления элементов реактивного сопла. В нижней части установлен дренажный клапан для слива топлива. Теплозащитный экран состоит из четырех секций, каждая из которых имеет по гофра и перфорирована отверстиями.
Кок-стекатель уменьшает потери энергии при выходе газа из турбины. Перфорация на коке-стекателе служит для уменьшения пульсационного горения в форсажной камере.
Поток газа и воздуха из смесителя поступает в полость фронтового устройства. Часть воздуха попадает в полость, образованную экранами и стенками корпусов фронтового устройства и корпуса ФК, и охлаждает корпуса и реактивное сопло.
В системе стабилизации пламени фронтового устройства создается обширная зона обратных токов, что обеспечивает полноту сгорания топлива, надежный запуск и устойчивость работы ФК в широком диапазоне режимов.
Включение ФК осуществляется системой запуска при перемещении РУД в диапазон форсированных режимов.
Пламя «огневой дорожки», достигнув зоны обратных токов форсажной камеры, воспламеняет воздушную смесь, подготовленную форсажной камерой и пусковым коллектором. При этом расход топлива через пусковой коллектор составляет приблизительно 10% от суммарного расхода всех коллекторов. После воспламенения топлива в ФК по сигналу ионизационных датчиков пламени снимается блокировка в РСФ, соответствующая его работе на минимальном форсированном режиме.
Топливо через форсунки топливных коллекторов 3, 4, 5, 6 первого и второго каскадов (или только первого) подается в проточную часть фронтового устройства и вместе с потоком газа поступает в зону горения ФК. Количество подаваемого топлива определяется регулятором сопла и форсажа в зависимости от степени форсирования двигателя.
Регулируемое реактивное сопло (РС) - сверхзвуковое, всережимное, с внешними створками.
В состав РС входят: дозвуковое сужающееся сопло с приводом и синхронизирующими механизмами регулирования площади критического сечения; сверхзвуковая часть РС с механизмами привода, синхронизации и регулирования площади среза, осуществляемой через внешние створки и дозвуковое сопло; внешние створки с упругими элементами, являющиеся подвижной частью фюзеляжа самолета.
Шестнадцать створок с уплотняющими их шестнадцатью проставками образуют сужающееся дозвуковое сопло.
Каждая створка двумя проушинами подвижно закреплена в корпусе шарнира на заднем фланце корпуса форсажной камеры. Корпус шарнира неподвижно закреплен на заднем фланце корпуса ФК.
Каждая проставка подвижно закреплена ограничителем на двух соседних створках, а передняя часть проставок свободно опирается штифтами на те же соседние створки.
Штифты неподвижно закреплены на проставках.
Шестнадцать гидроцилиндров с шестнадцатью рычагами и с тридцатью двумя тягами образуют синхронизирующий привод створок.
Рабочим телом гидроцилиндров является топливо двигателя.
Гидроцилиндры и рычаги подвижно закреплены на траверсах. Траверса неподвижно закреплена на заднем фланце корпуса ФК и подвижно - на шпангоуте корпуса ФК.
Штоки гидроцилиндров подвижно закреплены на рычагах, а каждый рычаг тягами подвижно связан с двумя соседними створками, что обеспечивает синхронное перемещение створок.
Сверхзвуковая часть РС с внешними створками и упругими элементами.
Шестнадцать надстворок с уплотняющими проставками образуют расширяющуюся, сверхзвуковую часть РС.
Каждая надстворка подвижно соединена со створкой, а проставки надстворок подвижно соединены с проставками створок. Каждая проставка подвижно закреплена на двух соседних надстворках тремя ограничителями, которые подвижно закреплены на проставках. Ограничитель, расположенный у заднего торца проставки, обеспечивает минимальное перекрытие боковых кромок надстворок проставками при максимальной площади среза РС.
Шестнадцать внешних надстворок с уплотняющими их шестнадцатью проставками является продолжением подвижной части фюзеляжа самолета.
Внешние створки передней частью подвижно закреплены на траверсах, а задний - кронштейнами с двумя роликами введены в направляющие пазы надстворок.
Каждая проставка передней частью подвижно закреплена на двух соседних внешних створках, а задней - свободно опирается на те же соседние внешние створки.
Ограничители, неподвижно закрепленные на внешних створках с внутренней стороны на кронштейне, не допускают перемещение проставок в окружном направлении.
Средней частью проставка входит в пазы соседних нижних створок. Пазы образованы неподвижно закрепленными ограничителями и днищем.
Шестнадцать кронштейнов с тридцатью двумя тягами образуют синхронизирующий механизм сверхзвуковой части РС и внешних створок.
Кронштейны подвижно закреплены на рычагах привода дозвукового сопла. Каждый кронштейн тягами подвижно связан с двумя соседними створками, чем обеспечивается синхронное перемещение сверхзвуковой расширяющейся части через внешние створки.
Шестнадцать пневмоцилиндров образуют механизм регулировки площади среза РС.
Пневмоцилиндры попарно, крышка с крышкой, шток со штоком, подвижно закреплены в окружном направлении с внутренней стороны в средней части на кронштейнах каждой внешней створки и образуют «браслет».
Шестнадцать регулируемых ограничителей телескопического типа ограничивают предельную площадь среза РС. Ограничители подвижно закреплены с внутренней стороны на кронштейнах в конце внешней створки в окружном направлении и образуют «браслет».
Шестнадцать регулируемых упоров телескопического типа образуют механизм регулирования минимальной и максимальной площадей среза РС.
Каждый упор подвижно закреплен гильзой на траверсе и штоком - на кронштейне.
Тридцать два упругих элемента обеспечивают плавный переход от внешних створок с проставками РС к фюзеляжу самолета. Упругие элементы закреплены на кольце, которое шестнадцатью тягами подвижно закреплено на траверсах.
Каждый упругий элемент крепится двумя винтами.
Работа сопла заключается в изменении площадей критического сечения и среза в зависимости от режима работы двигателя.
Площадь критического сечения сопла определяется положением створок.
Площадь среза определяется положением надстворок и при постоянной площади критического сечения сопла изменяется в пределах изменения длины телескопических упоров.
Оптимизация площади среза сопла в пределах хода телескопических упоров при постоянной площади критического сечения обеспечивается автоматически под воздействием газовых и аэродинамических сил, действующих на надстворки и внешние створки, а также под воздействием сжимающих сил пневмоцилиндров.
Пневмоцилиндры - одностороннего действия, постоянно работающие на сжатие сверхзвуковой части РС от воздуха с давлением Р2. При максимальной длине телескопического упора площадь среза сопла минимальна.
Наружный контур - внешняя оболочка двигателя, образует совместно с корпусами КВД, ОКС, ВВТ и турбины канал для перепуска части воздуха, сжатого в КНД, к смесителю ФК.
Наружный контур состоит из двух профилированных корпусов - переднего и заднего. Корпуса входят в силовую схему двигателя.
Передний корпус имеет продольный разъем для обеспечения доступа к КВД, ОКС и два поперечных силовых шпангоута.
На корпусах наружного контура имеются фланцы систем отбора воздуха, крепления запальных устройств, окон осмотра двигателя, а также бобышки для крепления агрегатов и коммуникаций.
Фланцы систем отбора воздуха на переднем корпусе соединены с фланцами на корпусе КВД двухшарнирными элементами, обеспечивающими возможность взаимного перемещения корпусов.
Поток воздуха, протекающий через канал наружного контура, поступает в смеситель ФК.
Часть воздуха наружного контура используется для охлаждения деталей ФК и РС. В канале наружного контура охлаждаются трубчатые модули ВВТ.
Система приводов вспомогательных устройств предназначена для передачи вращательного движения от ротора двигателя к агрегатам и ВКА, а также для размещения агрегатов и датчиков.
Система состоит из центральной конической передачи, КДА, редуктора датчиков.
Основная силовая передача идет от: вала ведущей шестерни ЦКП через конические шестерни, вертикальную рессору и КДА и далее через гибкий вал на ВКА; а при запуске - от ВКА на ЦКП и вал РВД двигателя; вала ведущей шестерни ЦКП через ряд шестерен в ЦКП на откачивающие насосы; вала КНД через ряд шестерен, малую рессору к редуктору датчиков.
Центральная коническая передача размещена на заднем фланце опорного обода промежуточного корпуса компрессора.
КДА передает вращательное движение от ЦКП на агрегаты, обслуживающие системы двигателя, и служит для крепления агрегатов.
На КДА установлены следующие агрегаты: центробежный суфлер; топливный насос высокого давления; топливоподкачивающий центробежный насос; маслоагрегат; насос-регулятор; форсажный насос.
Коробка приводов двигательных агрегатов установлена на промежуточном корпусе компрессора. На коробке приводов установлены два кронштейна крепления коробки к промежуточному корпусу.
Подвеска КДА на пальцах позволяет ей при изменениях температуры перемещаться в горизонтальном направлении. Перемещение КДА в вертикальном направлении осуществляется по цилиндрическому пояску опоры на крышке КДА, телескопически вставленной в опору промежуточного корпуса компрессора.
КДА представляет коробку передач, состоящую из цилиндрических и одной пары конических шестерен, размещенных в корпусе. Между корпусом и крышкой установлена паронитовая прокладка.
В нижней части коробки имеются отверстия для откачки масла. Выходной вал к ВКА имеет свободу осевого перемещения относительно шестерни. Этим компенсируется отклонение линейных размеров гибкого вала и расстояния между ВКА и КДА, а также линейные температурные расширения.
Редуктор датчиков предназначен для размещения индукционного и трех частотных датчиков частоты вращения. Редуктор имеет гнездо для ручной прокрутки РНД. Система смазки редуктора - автономная.
Редуктор крепится шпильками к бобышке на промежуточном корпусе компрессора.
Редуктор состоит из двух пар цилиндрических шестерен, размещенных в корпусе.
На валике-шестерне имеется индуктор - диск с торцовыми выступами. Против выступов индуктора размещены три датчика частоты вращения. На валике-шестерне установлен индукционный датчик частоты вращения.
Масляная система предназначена для охлаждения и смазки подшипников из зубчатых передач двигателя.
Масляная система состоит из следующих систем: нагнетания; откачки;
суфлирования масляных полостей; наддува опор двигателя.
Система нагнетания предназначена для подачи масла под давлением к узлам и деталям двигателя.
Система нагнетания включает: нагнетающий насос маслоагрегата; перепускной клапан маслоагрегата; маслофильтр; топливомасляные теплообменники; обратный клапан; клапан переключения; трубопроводы; форсунки.
Нагнетающий насос маслоагрегата предназначен для подачи масла под давлением в систему нагнетания. Нагнетающий насос - центробежно-шестеренного типа, объединен в одном маслоагрегате с перепускным клапаном и насосом, откачивающим масло из КДА.
Для предотвращения утечки масла из полости нагнетающего насоса в полость откачивающего насоса при работе двигателя и перетекания масла на стоянке из маслобака в двигатель на валах установлены уплотнительные манжеты. Давление масла на выходе из нагнетающего насоса регулируется перепускным клапаном маслоагрегата. Маслоагрегат установлен на КДА.
Перепускной клапан маслоагрегата предназначен для поддержания заданного давления на режимах n2 85%.
Регулировка клапана основного режима работы осуществляется при помощи упора.
Тонкость фильтрации маслофильтра не хуже 70 мкм.
Маслофильтр предназначен для очистки масла, поступающего в систему нагнетания, а также для контровки состояния деталей. Маслофильтр состоит из набора сетчатых фильтрующих секций, с монтированных на каркасе с крышкой. Каркас имеет продольные сквозные пазы для выхода масла. В крышке расположено уплотнительное кольцо. Корпус маслофильтра - элемент конструкции маслобака. Маслофильтр крепится в корпусе винтом и траверсой. Для слива масла из полости фильтра имеется сливной трубопровод. При засорении фильтрующих секций (сопротивление фильтрующего пакета более 1,8 кгс/см2) масло, минуя фильтропакет, проходит через перепускной клапан.
Теплообменник охлаждает масло топливом, поступающим в основную камеру сгорания.
Охлаждение масла происходит на всех режимах двигателя. Теплообменники охлаждают масло, поступающее к опорам двигателя при более интенсивном их разогреве, происходящем при полете самолета на больших скоростях. Охлаждение масла в теплообменнике производится топливом, питающим форсажную камеру. Включение теплообменника производится по команде от РСФ при включении форсированного режима.
К обечайке приварены кронштейны для крепления теплообменника на двигателе. Холодное топливо через входное телескопическое соединение поступает в полость крышки и, пройдя через трубки сота, отводится через выходное телескопическое соединение из теплообменника.
При повышении сопротивления в топливной полости теплообменника открывается клапан, и часть топлива поступает в двигатель, минуя теплообменник. Горячее масло из нагнетающего насоса через входное телескопическое соединение поступает в межтрубную полость теплообменника и оттуда через выходное телескопическое соединение поступает в двигатель.
При повышении сопротивления в межтрубной полости теплообменника открывается клапан, и часть масла поступает в двигатель, минуя теплообменник.
Топливомасляные теплообменники размещены в верхней части корпуса наружного контура.
Давление открытия обратного клапана не более 0,05 кгс/см2.
Обратный клапан служит для предотвращения попадания масла из ВКА в систему нагнетания двигателя.
Клапан переключения предназначен для подключения теплообменника на форсированных режимах по команде от РСФ.
Клапан установлен на фланце маслобака.
Герметичность полостей клапана обеспечивается уплотнительными кольцами.
Система предназначена для откачки масла в маслобак из опор двигателя, КДА и ВКА.
Система включает: откачивающий насос передней опоры; откачивающий насос задней опоры КНД и передних опор РВД и ТНД; нижний откачивающий насос; откачивающий насос маслоагрегата; откачивающие насосы ВКА; обратные клапаны; перепускной клапан; сигнализатор стружки в масле; магнитную пробку с клапаном; клапан-пробку; неприводной центробежный воздухоотделитель; трубопроводы; дополнительный сливной бачок.
Откачивающий насос передней опоры КНД предназначен для откачки масла из передней опоры КНД, установлен в полости передней опоры. Откачивающий насос - центробежно-шестеренного типа. Насос приводится во вращение валом ротора КНД через гибкий вал; снабжен двумя заборниками с защитными сетками.
Откачивающий насос предназначен для откачки масла из задних опор РВД и ТНД, а также из задней опоры КНД и передних опор РВД и ТНД. Насос приводится во вращение от вала КВД через ЦКП и вертикальную рессору.
Насос снабжен тремя заборниками с защитными сетками.
Нижний откачивающий маслонасос предназначен для откачки масла из задних опор РВД и ТНД, а также из задней опоры КНД и передних опор РВД и ТНД. Насос приводится во вращение от вала КВД через ЦКП и вертикальную рессору.
На верхнем корпусе нижнего откачивающего маслонасоса имеется фланец для подвода масла из системы нагнетания для подпитки насоса маслом на режимах, когда масло из опор откачивается, в основном, насосами, размещены в них.
Откачивающий насос задних опор РВД и ТНД предназначен для откачки масла из опор РВД и ТНД, установлен в полости опор. Откачивающий насос задних опор РВД и ТНД аналогичен по конструкции откачивающему насосу передней опоры КНД. Насос приводится во вращение от вала ТНД через гибкий вал. Насос снабжен двумя заборниками с защитными сетками.
Откачивающий насос маслоагрегата предназначен для откачки масла из КДА, размещен в одном корпусе маслоагрегата с нагнетающим насосом и перепускным клапаном. Масло из КДА поступает в насос через канал, отлитый в корпусе КДА. Внутри канала установлен сетчатый фильтр грубой очистки.
Два откачивающих насоса ВКА - предназначены для откачки масла из ВКА и установлены на корпусе ВКА через рессору. Каждый насос снабжен одним заборником с защитной сеткой.
Обратные клапаны установлены:
в магистрали откачки масла из ГТДЭ;
в магистрали откачки масла из двигателя.
Перепускной клапан предназначен для перепуска масла, откачиваемого из ГТДЭ, при увеличении давления в линии откачки более 0,3(-0,05;-0,10) кгс/см2. Перепуск масла через клапан предотвращает повышение давления в системе откачки из ГТДЭ. Обратный клапан установлен в блоке клапанов.
Магнитная пробка с клапаном предназначена для выявления разрушений и износа омываемых маслом деталей ВКА методом улавливания стальных (ферромагнитных) частиц. Магнитная пробка с клапаном установлена в магистрали откачки масла из ВКА. Пробка установлена в корпус клапана, фиксируется в нем замком байонетного типа и контрится проволокой.
В корпусе клапана имеются три отверстия для подвода масла к магниту пробки. При извлечении пробки эти отверстия перекрываются клапаном, что препятствует вытеканию масла из магистрали. Для обеспечения герметичности соединений по цилиндрической поверхности пробки и под фланец корпуса установлены уплотнительные кольца. Корпус клапана крепится к фланцу корпуса двумя болтами. Осмотр магнитной пробки обеспечивает обнаружение дефектов деталей ВКА и облегчает поиск неисправности двигателя при срабатывании сигнализатора стружки в масле.
Неприводной центробежный воздухоотделитель предназначен для отделения масла, поступающего из магистралей системы откачки, от воздуха. Воздухоотделитель расположен в заливной горловине маслобака. Масловоздушная эмульсия в тангенциальном направлении подводится по трубопроводу к воздухоотделителю, в которую масло, отделяясь от воздуха, стекает в маслобак, а воздух через отверстия воздухоотделителя выходит в верхнюю часть маслобака.
Маслобак сварной конструкции. Заправка маслобака может производиться через штуцер заправки под давлением или, при отсутствии штатного заправщика, через заправочную горловину с крышкой. Маслобак прикреплен к двигателю двумя металлическими лентами.
Топливная система включает: топливную систему низкого давления; основную топливную систему; топливную систему форсажной камеры; систему управления регулируемым реактивным соплом; систему ликвидации помпажа; систему управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками НА КВД; систему аварийного слива топлива; дренажную систему
Все гидромеханические агрегаты топливной системы установлены на двигателе
Комплексный регулятор двигателя (КРД) установлен на самолете.
Исполнительные механизмы КРД, установленные на двигателе, приведены в таблице 1.
Управление подачей топлива осуществляется рычагом управления двигателем, электрическими командами и регулятором автоматики
Топливная система низкого давления предназначена для повышения давления топлива, поступающего из топливной системы самолета, его фильтрации, подачи в агрегаты и слива из агрегатов топливной системы двигателя.
В состав системы входят: проставка; топливоподкачивающий центробежный насос; топливный фильтр; трубопроводы; трубопроводы слива.
Основная топливная система предназначена для подачи топлива в основную камеру сгорания и автоматического поддержания заданного режима работы двигателя.
В систему входят: насос-регулятор; распределитель топлива; два датчика температуры «ТДК»; комплексный регулятор двигателя; топливный коллектор первого и второго каскадов с форсунками ОКС; узел управления НР и РСФ от РУД; трубопроводы и электрожгуты; топливный фильтр.
Топливная система форсажной камеры предназначена для подачи и распределения топлива в коллекторы форсажной камеры.
В топливную систему входят: форсажный насос; регулятор сопла и форсажа; распределитель форсажного топлива; воздушный фильтр-редуктор; топливные коллекторы; узел управления НР и РСФ от РУД; трубопроводы и электрожгуты; комплексный регулятор двигателя.
Система управления регулируемым реактивным соплом (РС) предназначена для изменения площади его критического сечения (Fс) в соответствии с законами регулирования РС и режимами работы двигателя.
Система включает: топливный насос высокого давления (НП); топливный фильтр системы управления РС; агрегат управления насосом высокого давления (АУНП); гидроцилиндры РС; обратную связь; регулятор сопла и форсажа (РСФ); пневмоцилиндры; трубопроводы;
Система ликвидации помпажа предназначена для защиты двигателя от помпажа: кратковременным выключением его с одновременным поворотом лопаток НА КВД и ВНА КНД увеличением площади критического сечения реактивного сопла; включением встречного запуска с последующим восстановлением исходного режима работы двигателя.
Система ликвидации помпажа включает: электронный блок противопомпажной защиты БПЗ в КРД; приемник давления воздуха; сигнализатор помпажа (СПТ); исполнительные механизмы в НР;
Система управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками НА КВД предназначена для изменения положения:
Закрылков ВНА КНД - по программе;
Лопаток НА КВД - по программе.
Система состоит из: регулятора ВНА КНД; регулятора НА КВД; гидроцилиндров поворота закрылков ВНА КНД; из гидроцилиндров поворота лопаток НА КВД; механической обратной связи ВНА КНД; механической обратной связи НА КВД; трубопроводов; датчиков положения ДП-11, ДС-11В
Система аварийного слива предназначена для слива топлива из баков самолета в полете.
Система включает: агрегат аварийного слива; форсажный насос; трубопроводы; электрические коммуникации.
Дренажная система предназначена для отвода из двигателя топлива и масла, проникающих через уплотнения агрегатов, и для слива остатков топлива из топливной системы и полостей двигателя после его выключения.
Основные эксплуатационные технические данные:
Максимальное давление воздуха в системе противообледенения за агрегатом управления - 5,5 кгс/см2
Максимальная температура воздуха в системе противообледенения - 480С
Система противообледенения двигателя предназначена для обогрева воздухом кока и ВНА КНД. Система включается автоматически по сигналу сигнализатора обледенения или вручную выключателем в кабине.
Система противообледенения включает: агрегат управления; пневматический электромагнитный клапан; воздушный фильтр; сигнализатор обледенения; трубопроводы и электропровода; электрические коммуникации.
При образовании льда на коке, ВНА КНД сигнализатор обледенения или вручную включенная система противообледенения подает электрическую команду на открытие пневматического клапана. Клапан открывает подвод воздуха из коллекторной полости за ВВТ через воздушный фильтр и клапан в бесштоковую полость пневмоцилиндра агрегата управления.
Регулирование расхода воздуха для обогрева происходит в зависимости от температуры воздуха за седьмой ступенью КВД.
При изменении температуры воздуха от 120 до 480С длина термобиметаллической пружины изменяется, что вызывает поворот барабана. Проходная площадь окон стакана изменяется, расход горячего воздуха увеличивается или уменьшается. Окна стакана открыты при температуре воздуха 120С и закрыты при температуре 480С.
При снятии электрической команды с пневматического электромагнитного клапана закрывается проход воздуху к пневмоцилиндру агрегата управления, а бесштоковая полость пневмоцилиндра сообщается с атмосферой. При этом под действием усилия пружины поршень перемещается и поворачивает заслонку, которая закрывает проход воздуху к ВНА КНД и коку. При перемещении поршня влево выключается микровыключеталь и снимает электрический сигнал с бортового регистратора о включении противообледенительной системы.
Автомат запуска двигателя предназначен для автоматического запуска двигателя 99 газотурбинным стартером ГТДЭ-117-1, для управления системами двигателя.
Автомат обеспечивает: запуск двигателя на земле; прокрутку двигателя; прокрутку стартера; запуск двигателя в воздухе (при работающем стартере: автоматический запуск по РУД; дублированный запуск выключателем; встречный запуск двигателя); прекращение процессов запуска, прокрутку двигателя и стартера, подготовку автомата к повторному включению; управление системами двигателя (аварийного слива топлива; прикрытия створок.; изменения темпа сброса частоты вращения двигателя).
Принцип действия автомата заключается в выдаче электрических команд на включение и отключение агрегатов запуска двигателя и стартера по времени или сигналам, поступающим от стартера или от двигателя.
Автомат обеспечивает проведение всех операций по эксплуатации изделия.
Работа
Воздух из самолетного воздухозаборника поступает в КНД. В промежуточном корпусе (за КНД) воздух разделяется на два потока - внутренний и наружный.
Поток воздуха во внутреннем контуре поступает на КВД в основную камеру сгорания, где смешивается с топливом, впрыскиваемым через двухкаскадные форсунки коллектора основной топливной системы. Смесь воспламеняется разрядом полупроводниковых свечей. Топливо, сгорая, повышает температуру смеси. Образовавшийся газ поступает за турбину (ТВД и ТНД), вращающую роторы высокого и низкого давления.
Поток воздуха в наружном контуре обтекает трубчатые модули теплообменника, снижая температуру воздуха, поступающего на охлаждение элементов турбины.
Смешение потоков газа внутреннего контура и воздуха наружного контура происходит в смесителе.
На форсированных режимах в ФК подается топливо, которое, сгорая, повышает энергию газа. Дополнительная энергия реализуется в РС, в результате чего увеличивается тяга двигателя.
