发动机的改进新动态
6 H/ I% C; p' a8 R杨国才 伍 玥 范 怡
2 F2 I0 y% A$ R成都飞机设计研究所 成都* W' r* o8 e; b3 B: T+ L0 K6 f2 Q
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$ H) q$ C$ V- u" X$ }0 h AL_31F发动机的改进新动态' S; @+ s+ K4 @6 R" P
成都飞机设计研究所 杨国才 伍 王月 范 怡
) P; P) K) e: F+ X7 }; y# Z! L F
0 T7 G3 y8 {+ b5 h* P附:
( S* ]1 i' u, H: w s+ KAL-31F技术数据
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$ @8 r; R0 p7 Y6 ^0 X& [7 @6 dAЛ-31Ф(AL-31F)
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结构形式 双转子加力式 7 t2 O+ F# U0 h3 i# g
推力范围 加力12258daN、中间7620daN。 0 ~/ U) B3 i! u2 u6 @) g
现 状 生产
' q) `# P( U9 M价 格 300万美元 : r( Q3 b, M. X, J0 a" @9 P
用 途 用于苏-27歼击机。不带加力的AЛ-31Ф曾用于“暴风雪”(БУРАН)航天飞机在大气层中试飞时的动力装置(机上装6台)。改进型还用于苏-35等飞机上。
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研制情况
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0 Q2 T) F4 u5 u4 B8 U5 q% z* a, z AЛ-31Ф为留里卡设计局在1976~1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初,发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重,达1600kg,而推力仅11000daN,不得不进行大改。改后的方案,风扇仍为4级,但高压压气机减为9级,高低压涡轮各为1级,总级数降到15级,于1976年将重量降到1520kg,但故障很多。为排除故障重量又有增加,约增加了10%,后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法,减轻了70公斤,实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%,后来决定接受这个现实。但为了达到性能,只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹,为此改进了冷却流路,流路十分复杂,采用了旋流冷却,用了新的工艺和好的材料,表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976~1985年期间,共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利,使用51台发动机,总运转22900h,其中台架试车16625h,试飞6275h。
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AЛ-31Ф还有改进型,其中包括带有矢量喷管的改进型,但未见详细报道。
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---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据
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结构和系统 ; I; v$ Q4 ^. p6 [9 P
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进 气 口 进气机匣为全钛结构,有23个可变弯度的进口导流叶片,导流叶片前缘固定,由来自高压
$ c2 w2 \- U2 t0 ~ 压气机第7级的空气防冰,后部则为可调叶片。
& B& r/ g% a% N0 {" e4 Y风 扇 4级轴流式,增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风
) M0 N, M* r6 t+ ] t) a 扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上,带有机匣处理环 , u% u; C0 Q2 V J! `
腔,开有400个斜槽,用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶 / U2 O6 p5 Q+ U: l( t% y
栅。
! ]# F6 R" R/ H n高 压 9 @" B# T) f/ m. K* ^
压 气 机 9级轴流式。第1~3级盘用电子束焊焊在一起,而第4~6级盘同样用电子束焊焊为一个整 , U0 o+ g5 l+ d( U5 Z- [
体。第7~9级则为单盘,而用长螺栓与6级盘连在一起,第1~6级盘为钛合金构件,第7~
& o3 S0 O& u& v& w- _ 9级则用耐热合金制成。第1~5级转子叶片用钛合金制成,第6~9级转子叶片用耐热合金
1 j/ ?1 C' w8 k4 W 制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并 : X# o" e9 S2 _* K1 R
装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1~2级导流器,共三排是可调的。1
9 \" R; ]" D7 e ~8级导流器均为悬臂式结构,出口导流器也是双排串列叶栅。
; x) E, |* s" \0 u: U! |0 {燃 烧 室 环形。有28个双油路离心式喷嘴,两个点火装置和半导体电嘴。 % _8 O! G Q4 ~" i; v$ B$ ]
涡 轮 高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组,每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90 - s; w" {7 K2 e. }! y
片,不带冠,榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组,每组亦为3个叶片。转子叶片
, P$ v% \& `. \4 I7 a" [. i 亦为90片,带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段,前、后段由耐热不锈钢制成,中
4 y4 p8 @* S: w N; E+ Q 段由钛合金制成,三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片
" n8 @$ i+ x9 m/ y( A 均为气冷式叶片,总冷气量占内涵空气流量的17.5%,其中直接引自第二股气流的为7.5%, $ n* l. q6 ?: A$ p
主要冷却高压涡轮导向器前缘等处,另一股气流为8.9%,自燃烧室机匣外壁处引出,经设 ! {8 k2 ?0 G/ M' ?8 T6 Z
置在外涵流路中的空气-空气换热器冷却,可使冷却空气降温125~210℃,这些空气中, ) y3 r$ w3 z7 I, L+ Q
占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入,除用于冷却导向叶片外,有4.6%进入高压涡
! _2 i0 o5 `) }* @: i- d" K$ b$ w 轮盘前,并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行
; u# }' W( L0 o( _( V/ Z 冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部,经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压, 4 c/ z6 ]; O) E, s3 ^$ s" h
再进入低压涡轮叶片。
8 V$ E# j9 a2 l9 n4 R( U( d加 力
S3 k! e0 e# d, X9 {; i燃 烧 室 进口处有混合器,分5区供油,其中第5区为加力起动区,采用“热射流”方式点火。火焰
6 ]) E* u! H# x, e, g0 I 稳定器有3圈“V”形稳定器,并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处 * q; d7 g) L! z) C; p, u
开有大量的防振孔。 0 j& g# j! k: s7 L
尾 喷 管 收敛-扩张式喷口,各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵,扩张喷 2 |1 v9 \8 f/ d2 ~, `( O
口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧,随着喷口落压比的变化,靠气动力
8 e( f3 e9 p Q' e7 U 作动改变喷口的出口截面面积。
3 M: e8 c4 a7 s9 c7 O) T控制系统 基本部分为机械-液压系统,包括主泵-主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要
6 f! d! h. L/ ^: N0 o 附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置,控制发动机的主要工作状态的极限 & E$ x7 d9 f6 W
值,并有其他多种功能。当电子系统出现故障时,便自动转换由机械-液压系统控制。还 7 L6 X0 Q3 k* e+ L
具有多项参数的监测系统,以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。
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8 g' {5 ]5 E5 z1 v9 F- k3 B---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据 2 s; j2 s$ m) R2 B0 J8 I
+ ^; g- I2 Q9 [. Z V3 h技术数据 . i( \, M" K; R# a( ^
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最大加力推力(daN) 12258
8 q' p% Y$ F, o, }' I% y- h中间推力(daN) 7620
1 I( m, U' ]0 E7 \加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.00 % h/ N2 P1 N$ N3 J/ v: N. b% r
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.795 * o% y' @, ?9 A# D
推重比 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准) 5 M# P9 |5 `( B9 \/ O: d
7.14(按国际上一般规定计算)
: {7 e" `* Z" E( v, O4 T空气流量(kg/s) 112.0 3 A" x* B$ n. {
涵道比 0.60
) n/ y; Z R) b' g- l总增压比 23.8 / ^/ m5 K0 F' [+ S: I
涡轮进口温度(℃) 1392 5 o/ T! Y# ~# z! F( H/ c: e
最大直径(mm) 1300 ! p. I9 u& I( C" z, i
长度(mm) 4950
! |" N. A; W% ?8 G质量(kg) 1530 (按前苏联标准) # T3 t$ W' q+ h# [( R
1750 (按国际上一般规定) |