发动机的改进新动态
& V0 S% ], T+ A; l& l1 t杨国才 伍 玥 范 怡
% s+ [5 L" Z/ \! ]; P成都飞机设计研究所 成都; y E% {! |7 P' b: s. w
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0 l4 ~) X$ f8 | AL_31F发动机的改进新动态
7 x2 v" h: R0 Y成都飞机设计研究所 杨国才 伍 王月 范 怡
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( g! }5 M4 G2 ~4 I0 W! n: y; B. |$ |! n0 Q/ c, w) ^2 |
附:# x { K) O' Q' P a: @7 c
AL-31F技术数据
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AЛ-31Ф(AL-31F)
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$ p. l+ T! }2 u结构形式 双转子加力式
2 W* P4 |4 s6 O$ [. f1 p4 M2 T推力范围 加力12258daN、中间7620daN。 4 `" v# u$ h7 p1 L$ U
现 状 生产
+ u+ s4 p5 P& K u价 格 300万美元
7 o* I( b0 u0 ^; z% W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。 ; P" Z2 N Q- P
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研制情况 ' S6 I1 m7 @" w* G# s+ d: K/ {* T& D
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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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5 x' E6 h. x& D) r1 Z7 c. d---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据 ) m! Z' O* @3 Y1 M) _+ B Q8 r
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$ j0 N! ^1 d. }8 L4 `3 A- v结构和系统 . K5 {9 N( E) u. F2 }' n
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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
, @, w) I! b4 ?7 ~ 压气机第7级的空气防冰,后部则为可调叶片。 / M I4 @) U" t2 |! s2 }
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
, [( S5 @( r- Q" k0 M0 ~/ G! u 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 6 n$ S$ W' u1 i
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 : ?/ m3 e) _ A* D
栅。
1 n5 y( C- x) ^# O& X. T2 G# n0 a0 Z高 压
( o C" B- w, G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 ' p1 ^ h; y$ D' 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~
5 A4 }$ n1 T8 H; D+ L 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
5 \" C; z% Q! 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
* B6 @ ?4 ^* O) g" ]) J. i# ~ 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
8 ]$ S4 d, `7 C, L ~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。 0 `1 B6 R% j, m6 N, `
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。 % Q7 J; Z( k7 {' u% f* M: t
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 ( E; t6 ]" \( H% H/ A' Q* }
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 ! v- t2 \/ B1 g% D
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
) X+ R! F0 ?+ {- j 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 2 j5 M, K" l P6 G) V+ W; Y
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%, 4 i; q" S5 n5 u& J: O2 A/ c
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 ' q: |7 }7 L/ M7 e* |; O( B3 ~
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, 4 }; z" o* J( s
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 % X: B6 d4 x6 k$ Y
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 2 }6 n5 Z; [5 ^. y
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,
% ~6 h6 a& e- i% r/ L) H& N# D 再进入低压涡轮叶片。
* R! y+ G" |& b0 o! w加 力 % ]( i# M* M; T7 r( h
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
/ N: b; H1 l3 w: R, y 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
3 f( b9 y0 \$ D, H 开有大量的防振孔。
4 C0 j/ @+ g0 Y( X1 S. W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 4 y" j/ ~/ D) A2 P: |" g" 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 : q0 z% M" Y! G. R3 A/ f9 ]
作动改变喷口的出口截面面积。 ) b9 \8 z+ H. E; b2 [8 M5 A8 |
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 8 P) n( P8 [, N9 e8 x
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
6 l$ j7 o1 R, P+ f( n 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
% P9 e/ P0 y( c, v0 | 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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---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据
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9 z5 ]$ q( S" K技术数据 - o# f% I' g2 }; c6 I( o. D7 _
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( ?: m) C4 Z l1 o0 S3 ^% V
最大加力推力(daN) 12258 ) ^, O: b- n7 w5 Z
中间推力(daN) 7620
- X' I4 F, y4 ~& f. U5 E) j加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.00
/ i0 W8 r8 E* H6 e# |中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.795
7 r/ x6 A4 w; f推重比 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
' H1 }; P! J: h7 t& E 7.14(按国际上一般规定计算)
- F0 U. p# a' O5 X空气流量(kg/s) 112.0 4 ` K! W7 o2 s k
涵道比 0.60 3 M% f" p7 U7 T7 B
总增压比 23.8 0 s g; ~! L' K
涡轮进口温度(℃) 1392
: a: n+ a- c3 z; S. V: i" P" d' I$ V P最大直径(mm) 1300 7 K2 C& I. m) ~& j7 G! g
长度(mm) 4950 + v! t3 |; q! z/ o" G$ v% k
质量(kg) 1530 (按前苏联标准)
) K9 R# j. i7 }: { 1750 (按国际上一般规定) |