发动机的改进新动态
V3 q G5 ^+ X- e. X1 d# x; v7 @( h杨国才 伍 玥 范 怡
! s8 Y* l& o* {, R c# R$ J) q成都飞机设计研究所 成都
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AL_31F发动机的改进新动态4 Y- T1 X7 |4 ~, I2 N" E6 z
成都飞机设计研究所 杨国才 伍 王月 范 怡' m. y# n. A1 T5 q8 I
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- } g' k( J% o1 f+ O6 k附：
' }8 N; C" w) \( w- aAL-31F技术数据
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AЛ-31Ф(AL-31F) * p2 j( d2 c# {- O! n* X
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结构形式 双转子加力式
' K1 y5 l$ C9 D& u推力范围 加力12258daN、中间7620daN。
! E7 a2 T; C% m" U. }$ Y9 R现 状 生产 ( j( q: O, o. Q
价 格 300万美元 " q D9 C( i1 n1 ?
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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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。 4 h4 D% t9 P8 j) |" u
AЛ-31Ф(AL-31F)
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---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据 + a8 [) k- {3 p. A& y
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结构和系统
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9 s/ r* w- {5 l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
' X8 Z( U+ g! |7 I 压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。
! \% S9 ]# ]" H3 u6 ?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 + d6 K* D7 b$ f% R
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 + L3 c2 E) K0 X$ w7 v
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
, ?, H8 [# o9 d6 d8 A9 ` 栅。
, r+ ?* s" F' k7 e& }高 压 % ^' d% t2 B$ W+ M* V
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 , X2 t8 J3 J2 Z+ t8 e
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～
& f* N: V# M% ]* B9 g 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 0 z1 B% L5 E) K! Z
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 5 `0 T! g) \1 \0 H
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
# P% q% S8 K, L( L g3 q5 m ～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。 5 S7 F8 c% ]' ]9 Z# K. m. H
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。
E" z4 F( _8 v7 k3 D2 ?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 : T: _* n- W4 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
# X+ t( X+ u6 o' H) j$ y) ~4 \ 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
* t& j X3 T6 A4 a2 q' E1 b4 v 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
; [* \' @) p, I- H8 n 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%， ; G8 E T) [% F6 G: Q8 x
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 4 D3 O" e- L0 o+ i" T6 E# P
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，
$ o+ k, C; e( x! 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
. @: ?& L9 I( E 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 * H; i$ U1 i d6 h0 E, m
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， # r* @6 ^- i+ C* s6 Y) W
再进入低压涡轮叶片。
5 V" `! E+ r( z加 力
; u- s i" f G5 a( G, z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 " h# ~# o G/ _5 i) O
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
" ^! W9 y/ }: ^" t3 g. g+ \ 开有大量的防振孔。
% ~- c7 V! _5 v, `4 }/ q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
) j# {- Y" S/ k, E( P 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 , G: t& Q% T. d
作动改变喷口的出口截面面积。
6 Y' r3 j7 T5 S' C! D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 5 }, a# @2 x. Y Z9 h) r
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
/ h" Y: z5 J6 s1 r `4 Y! l1 I 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
/ `6 Y; ^1 Z, B/ {9 M8 }7 ]) i* C. ^- r 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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N! {9 x' e( C" f---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据
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技术数据
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最大加力推力(daN) 12258 , p' f. z( J" S# c2 r, j: T
中间推力(daN) 7620
; j k$ E3 ]7 w {! J. p加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.00
6 u2 e' R/ X# f+ r4 D0 p8 Y中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.795 9 n- ?: B' w* {8 @1 a- P$ @; Y
推重比 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准) G0 [, @2 F- s+ w' D
7.14(按国际上一般规定计算)
* S7 \! }9 k L- G s# o' f空气流量(kg/s) 112.0 + u# r/ q3 _+ `- { ^
涵道比 0.60
4 f" l* h7 o3 e) q, x' D总增压比 23.8 ) H9 ?: O3 x5 o! d
涡轮进口温度(℃) 1392 8 j; q) I9 F; w o1 m% k
最大直径(mm) 1300
5 p4 Y/ {& T+ N7 f1 v& R" T! |长度(mm) 4950 7 u: |. U; i% j% r
质量(kg) 1530 (按前苏联标准)
3 a0 ~! \0 x% E( u 1750 (按国际上一般规定) |
发表于 2009-10-5 14:10:24
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