Конструкция АЛ-31ф

 

                                                                                   

                                                       ВСТУП

Технічний розвиток авіаційних двигунів значною мірою зумовлює завоювання авіацією якісно нових показників і областей застосування. Такі, наприклад, революційні перетворення в авіаційній техніці, пов'язані з впровадженням газотурбінних і реактивних двигунів, появи літаків вертикального зльоту і посадки і т. п. У той же час вже в сформованих класах авіаційних систем логіка розвитку літальних апаратів, зміна об'єктивних вимог до них надають значне зустрічне вплив на двигуни, визначають напрями їх вдосконалення.Удосконалення літальних апаратів (ЛА) по шляху збільшення швидкостей і висот польоту, вантажопідйомності в значній мірі досягається за рахунок збільшення основних показників силових установок, складовою частиною яких є авіаційне двигуни. До них в першу чергу можна віднести потужність і тягу, що забезпечується одним або декількома, спільно працюючими двигунами, питому масу, питома витрата палива, габаритні розміри. Залежно від призначення ЛА і умов польоту, при яких розраховується двигун, вибираються параметри циклу і відповідні їм режими роботи на характеристиках. В основу оптимізації параметрів закладаються різні критерії: мінімум питомої витрати палива, витрат палива на I т • км і маси силової установки; максимум потужності; забезпечення надійності на надзвичайних режимах і т.п.

Навіть короткий огляд факторів, що формують вигляд двигунів на сучасному етапі розвитку авіації, показує, що для вибору раціональної схеми і параметрів силової установки необхідно комплексний аналіз її як теплової машини (ефективний ККД циклу), як рушія (польотний і повний ККД), як механічної конструкції (вигляду газогенератора, геометричне і кінематичне узгодження компресорів і турбін, обмежена складність, мала маса), як джерела шкідливого впливу на навколишнє середовище та ін. Цей аналіз повинен враховувати конкретне призначення і умова застосування двигуна в системі силової установки літака.

Проведення подібного аналізу в достатньому обсязі неможливо без широкого використання ЕОМ, без розробки математичних моделей двигунів та їх елементів, без переходу в подальшому до методам оптимального автоматизованого проектування на всіх етапах розробки і створення двигунів.

Аналізувати властивості і характеристики двигунів (особливо перспективних) доцільно при реальних сполученнях їх різних параметрів, що відповідають певному рівню газодинамічного конструкторсько-технологічної досконалості елементів. Тому вибір параметрів аналізованого двигуна повинен бути орієнтований на певне чи передбачуваний час поява його в експлуатації.

 

1.1. Вибір основних технічних  даних двигуна

Для вибору технічних даних двигуна виникає необхідність порівняння декількох різних двигунів одного типу (ТРДДФ). Ця задача вирішується створенням таблиці порівняльних характеристик (табл.1).

1.2. Порівняльний аналіз параметрів  двигуна

Основною відмінністю двоконтурного турбореактивного двигуна (ТРДДФ) від одноконтурного ТРД є поділ повітряного потоку за компресором низького тиску вентилятора на два потоки, один з яких (з витратою Gп1) надходить у внутрішній контур, де до нього в камері згоряння зводиться тепло, а другий ( з витратою Gп2) надходить у зовнішній контур. У ТРДДФ з невеликою величиною ступеня двухконтурности (m = Gп2 / Gп1) зазвичай за турбіною встановлюється камера змішання, в якій змішуються повітря зовнішнього та газ внутрішнього контурів.

 

Економічність двигуна оцінюється питомою витратою палива:Суд = Ст.ч / Р (кількістю палива, який витрачає двигун даного типу на заданій швидкості польоту в одиницю часу для створення тяги, рівної 1 Н) або, однозначно пов'язаним з ним повним ККД (ŋп = ŋвн • ŋтяг, де: ŋвн - внутрішній ККД, характеризує досконалість двигуна як теплової машини; ŋтяг - тяговий ККД, характеризує досконалість двигуна прямої реакції як реактивного рушія).

 

Тяговий ККД - ŋ тяг оцінює втрати (які властиві ВРД як рушію) рівні невикористаної кінетичної енергії минулого че-рез двигун газового потоку. Фізична сутність утворення цих витрат полягає в наступному. Газовий потік, після його проходження через двигун, набуває певну швидкість по відношенню до нерухомого навколишнього середовища. Оскільки швидкості закінчення з контурів мають направлення протилежне, а величину більше, ніж швидкість польоту V, газовий потік, який проходить через двигун і залишається в сліді за літаком, рухається в сторону, протилежну напрямку польоту. Кінетична енергія потоку, в кінцевому рахунку, розсівається в навколишній атмосфері, тобто, величина (Сс - V) 2/2 характеризує втрати. Їх для стислості називають втратами з вихідною швидкістю.

 У ТРДДФ при однакових з ТРД параметрах робочого процесу (π*к Σ; Т*3) параметри газу на виході з камери змішування нижче, ніж за турбіною ТРД. Тому швидкість витікання газу з реактивного сопла на не форсуваних режимах (Сс) у ТРДДФ менше, ніж у ТРД, причому це відмінність тим більше, чим вище ступінь двухконтурності.

Зниження швидкості (Сс) відповідає зменшенню втрат з вихідною швидкістю, збільшенню тягового ККД, що дорівнює: ŋ тяг = 2 / (1+Сс / V) і повного ККД (ŋп) і зниження питомої витрати палива (Суд).

Водночас, внаслідок менших значень (Сс), ТРДДФ має меншу, ніж у ТРД питому тягу ( Руд ≈ Сс – V ), а при однакових з ним витратах повітря - відповідно меншу тягу двигуна ( Р = Gв · Руд ). Ця тенденція посилюється з ростом ступеня двухконтурности m.

Разом з тим, двоконтурна схема двигуна дозволяє легше вирішувати питання забезпечення стійкої роботи високонапірного компресора і надійного охолодження високотемпературної турбіни. Тому, на відміну від ТРД, в ТРДДФ можна реалізувати більш високі параметри робочого про-процесу (π*к Σ; Т*3), що забезпечує підвищення внутрішнього ККД (ŋвн).Одночасне збільшення π*к Σ и Т*3 веде до зростання Сс , що при малих значеннях m = 0,3 ... 0,7 значно компенсує негативний вплив ступеня двухконтурности m на величину питомої тяги Pуд і тяги двигуна Р.

З іншого боку, зростання Сс при збільшенні π* до Σ та Т*3 знижує позитивний вплив ступеня двухконтурности m на втрати з вихідною швидкістю, що уповільнює зростання ŋтяг при збільшенні m.

Отже, ТРДДФ з малим ступенем двухконтурности m і вищими, ніж у ТРД параметрами робочого процесу π* до Σ та Т*3 на нефорсованих режимах роботи дещо поступається ТРД по питомій тязі Pуд , але помітно перевершують його по економічності внаслідок більш високих значень тягового (ŋтяг) і, головним чином, внутрішнього (ŋвн) ККД.

Форсований ТРДДФ із загальною для обох контурів ФК володіє ще однією перевагою: він має значно більшу, ніж ТРДФ, ступінь форсування, яка дорівнює відношенню тяги двигуна на форсованому режимі до тяги двигуна на нефорсованих режимі (Рф / Р), що забезпечує високу злітну тягу на повному форсованому режимі.

Таким чином, ТРДДФ з невеликим ступенем двухконтурности m не поступається (або незначно поступається) ТРДФ аналогічного призначення по тяговим характеристикам, але істотно перевершує його за еконо-мічності, що і визначило широке застосування ТРДДФ на сучасних літаках фронтової авіації.

 

 

	ЛА		США	Вин. F-16	Франция	Вин. Міраж-2000	Росія	Вин. СУ-27
	Розмір	L мм		4850		4853		4950
		Д мм		1194		1055		1240
	Основні вузли	ВП		Рег.		Рег.		Рег.
		Тур-біна		2-2		2		1-1
		ОКЗ		Кіль кіль		кільцева		кільцева
		Компре-сор		3-10		3-5		4-9
	Мдв кг			1400		1450		1530
	T*г/Tф  К			1678/ -		1548		1660
	m			0.71		0.36		0,78
	Gв1/πв Gв2/πΣ			102/23 106/25		86(Σ)/ 9.0		76.5(Σ)/3.2/21
	Питома маса mП/ mП кг/Н			0.021/ 0.125		0.0226/ 0.0153		0.0214/ 0.013
	Питома втрата CП/CПФ кг/Н  ч			0.073/ 0.216		0.092/ 0.209		0,67/ 1,96
	Тяга P/PФ кН			66,640/ 111.720		64.288/ 95.060		122,6
	Тип та назва двигуна			F-100		V-53-P2		АЛ-31Ф
	№ п/п			1.		2.		3.

 

1.3. Основні режими роботи  двигуна

Режими Работи двигуна		ПФ	МФ	М	Кр	МГ
Тяга(Р), кг		12500	≤ 8450	7700	3300-4200	≤ 250
Св, кг		112 +1–2	112 +1–2	112 +1–2
n1	%	99	99	99		(30+5–5)пр
	мин –1	10100	10100	10100
n2	%	101,5	101,5	101,5	85...90	(70+2–2)пр
	мин –1	13300	13300	13300	11300... 11970
Суд , кг/кгс ч		≤ 1,92 ±0,04	≤ 0,93 ±0,02	≤ 0,75 ±0,02	≤ 0,67 ±0,02
Gт.ч , кг/ч						430+100–30

 

 

 

 

 

 

 

ОСНОВНІ РЕЖИМИ РОБОТИ ДВИГУНА

У бойовому «Б» режимі:

- Повний форсований (ПФ);

- Частково (проміжні) форсовані;

- Мінімальний форсований;

- Максимальний;

- Дросельні;

- Малий газ.

У навчально-бойовому «У» режимі

- Повний форсований;

- Частково (проміжні) форсовані;

- Мінімальний форсований;

- Максимальний;

- Дросельні;

- Малий газ.

Частота обертання ротора на сталому режимі

Сталим вважається режим, на якому положення РУД не змінюється протягом 10 с.

Гранична частота обертання РНТ (n1) на максимальному і форсованих режимах при температурі t1 = +15 ° С на вході в двигун:

- У режимі «ВР»  - 103%;

- У режимі «Б»     - 99%;

- У режимі «У»    -  96%.

 Гранична частота  обертання РВТ (n2) на максимальному  і форсованих режимах при температурі t1 = +15 ° С на вході в двигун:

- У режимі «ВР»   -  103,5%;

- У режимі «Б»      - 101,5%;

- У режимі «У»     -  99,0%.

Максимальна наведена частота обертання РНТ (n1np):

- У режимі «ВР»  - 111%;

- У режимі «Б»     - 107%;

У режимі «У»       -  104%.

Наведена частота обертання на режимі малого газу (на землі):

- РВД (n2пр)          -  (70 ± 2)%;

- РНД (n1пр)          -  (30 ± 5)% .

 Частота обертання  РВД на режимі малого газу n2

При збільшенні температури палива від + 20 ° С до + 120 ° С допускається

збільшення n2 в режимі малого газу на ≤ 4% порівняно з відрегульованим значенням.При збільшенні висоти (Н) експлуатації двигуна n2 М.Г. збільшується, але не більше 2 = 95%  на Н = 18 км.

 

Точність підтримки заданої частоти обертання РНТ і РВТ регуляторами КРТ на максимальному режимі ± 0,5%.

Коливання частоти обертання при n2 ≥ 82%, не більше:

- N2 -  ± 0,4%;

- N1 -  ± 0,6%.

Допускається коливання частоти обертання роторів в межах:                             ± 0,75% при n2 <82%.

Максимальний час безперервної роботи двигуна на форсованих режимах з ПРС, відхиленим на кути:

- +14 ° або -14 °  - 1 секунда

- Від +14 ° до +7 °  або від-14 ° до-7 °- час роботи  змінюється лінійно по куту  відхилення ПРС від1 з до9, 5 с;

- +7 ° або-7 °-16 с;

- Від +7 ° до +2,5 °  або від-7 ° до-2, 5 °- час роботи  змінюється

лінійно по куту відхилення ПРС від 16 с до18 с.

 Час безперервної  роботи на землі:

- На форсованих  режимах –не більш 20 с, з моменту  висвічування сигналу «ФОРСАЖ»;

- На «ВР» - не  більш 10 с(У польоті не більш 7 хв).

УПРАВЛІННЯ ДВИГУНОМ

Вивід двигуна на будь-який режим роботи здійснюється одним важелем РУД і перемикачем режимів «Б» - «У» в кабіні літака;

включення «ВР» - вимикачем в кабіні літака при роботі двигуна на режимі

«ПОВНИЙ ФОРСАЖ» (РУД на упорі «ПФ») в режимі «Б» в умовах: