На базі ФГУП «НВЦ газотурбобудування «Салют» відбулася науково-технічна рада, присвячена результатам дослідно-конструкторських робіт з модернізації двигуна АЛ-31Ф другого етапу (АЛ-31Ф М2). «ОКБ «Сухого» зацікавлене у виробі для подальшої ремоторизації літаків Су-27СМ та Су-34, які стоять на озброєнні ВПС РФ.

Науково-технічна рада, в якій взяли участь усі зацікавлені сторони- Представники «ОКБ «Сухого», «НТЦ ім. Люльки», «Об'єднаної авіабудівної корпорації» та «Об'єднаної двигунобудівної корпорації» відбувся вперше за останні п'ять років. З доповіддю про результати роботи, досягнуті під час модернізації двигуна АЛ-31ФМ2 другого етапу, виступив начальник відділу провідних конструкторів Сергій Родюк.

Усі роботи, пов'язані з другим етапом модернізації двигуна, проводяться відповідно до заданих планів-графіків. Наразі завершено спеціальні стендові випробування двигуна другого етапу в термобарокамері ЦИАМ, які підтвердили можливість досягнення статичної тяги 14 500 кгс та забезпечення заявлених характеристик у польоті. Порівняно з АЛ-31ФМ першого етапу на 9% збільшено потяг на польотних режимах.

«Модернізація двигуна АЛ-31Ф ведеться без зміни його габаритних розмірівта спрямована на збереження можливості ремоторизації всього літакового парку Су-27 без додаткових змінпланера літака або мотогондоли двигуна», - сказав виконувач обов'язків генерального конструктора «Салюту» Геннадій Скірдов.

До кінця 2012 року планується завершити програму спеціальних стендових та ресурсних випробувань, а також розпочати виконання програми спеціальних льотних випробувань, що передують державним спеціальним випробуванням.

За словами генерального директора ФГУП «НВЦ газотурбобудування «Салют» Владислава Масалова, серійне постачання модернізованого двигуна може бути розпочато вже з 2013 року. «Двигун АЛ-31Ф М2 може розглядатися як недорогий варіант для ремоторизації парку літаків типу Су-27, Су-30 та Су-34, які експлуатуються в МО РФ, а також для постачання інозамовникам», - зазначив генеральний директор"Салюта". Для задоволення вимог технічного завдання та ТУ літаками Су-27СМ та Су-34 необхідне застосування двигуна з підвищеною тягою та кращими витратами. Застосування двигуна АЛ-31Ф М2 на цих літаках забезпечить виконання вимог. Його установка не вимагатиме жодних доопрацювань літака і може бути проведена безпосередньо в експлуатації.

Коротка інформація:

Двигун АЛ-31ФМ2– турбореактивний двоконтурний двигун на базі АЛ-31Ф. Тяга двигуна на особливому режимі 14500 кгс. Призначений ресурс модернізованого двигуна перевищує 3000 годин. Двигун має мінімальні відмінності від серій 3, 20 та 23. Підвищено тягові характеристики при зниженні питомих витрат палива, у тому числі на безфорсажних режимах. Не вимагає доопрацювання борту літака під час постановки на літаки типу Су-27, Су-30, Су-34 замість двигунів інших серій. Модернізація можлива під час проведення ремонту двигунів ранніх серій. ЛТХ та експлуатаційні характеристики ЛА покращені за рахунок підвищення параметрів та виключення системи кисневого підживлення. Підвищено точність регулювання та якість діагностики.

Через модернізацію - до нових двигунів

Ситуація над ринком нині визначає дві основні тенденції у створенні авіаційних двигунів:

• Поетапна модернізація існуючих двигунів та створення нових на базі наявних модулів та вузлів. Даний шлях дозволяє суттєво скоротити терміни та вартість розробки нового двигуна, а також знизити технічний ризик, зберігаючи при цьому наступність поколінь. Шляхом вдосконалення одного двигуна можна отримати досить широкий ряд нових двигунів та забезпечити поступовий перехід до нових поколінь, не перериваючи циклу "проектування - виробництво - продаж".
• Створення абсолютно нових двигунів на базі накопиченого науково-технічного доробку. Тут, з одного боку, важливо правильно вибрати розмірність та основні параметри двигуна, щоб надалі на його основі мати можливість створювати максимально широкий спектр двигунів. З іншого боку, універсальний двигун (або газогенератор) за технічними характеристиками програватиме двигуну, спеціально створеному для конкретного застосування. Тому, враховуючи високу вартість розробки нового двигуна, необхідно точно знайти грань, на якій найбільш оптимально поєднуються дуже суперечливі вимоги до ВМД, що створюється.

Зважаючи на обмежені можливості держави з фінансування галузі, на ФГУП "ММВП "Салют" розроблено концепцію модернізації випускається серійно двигуна АЛ-31Ф. Ця концепція базується на таких основних положеннях:

Етапи модернізації двигуна АЛ-31Ф

Перший етап

Тяга R ф =13300 кгс

Другий етап

Тяга R ф =14100 кгс

Третій етап

Тяга R ф =14600 кгс

1. Модернізація АЛ-31Ф має на меті підвищення тяговоекономічних характеристик, надійності та ресурсу шляхом поетапного впровадженняу серійну конструкцію двигуна прогресивних проектних та конструкторсько-технологічних рішень. Основним тенденціям у розвитку сучасної авіації (обтяження літальних апаратів (ЛА), збільшення дальності та висоти польоту, маневреності та водночас зниження вартості виробництва та експлуатації) відповідає використання саме модернізованого двигуна, що базується на відпрацьованій конструкції та забезпечує виконання викладених вище завдань без припинення використання існуючого парку Ла.
2. Реалізація комплексу робіт (розробка, доведення, серійне постачання, експлуатація та ремонт) під єдиним керівництвом дозволяє вирішувати проблеми, що виникають на кожному етапі, в мінімальні терміни. Об'єднання на підприємстві під єдиним початком усіх робіт - перспективних розробок, доведення, виробництва, серійного супроводу, обслуговування та ремонту - роблять ФГУП "ММВП "Салют" єдиним і повністю відповідальним за створення модернізованого двигуна. У зв'язку з цим на підприємстві на додаток до раніше існуючим технологічним службам, роль яких зросла, було створено конструкторське бюро перспективних розробок (КБПР).
   Наразі КБПР укомплектовано кваліфікованими фахівцями та плідно працює. Оснащення робочих місць сучасними засобами обчислювальної техніки, об'єднаними в єдину інформаційну мережу, дозволяє вести комплексне автоматизоване проектування за допомогою новітніх методів моделювання та розрахунки двигуна в цілому, його окремих вузлів та деталей. Сучасні комп'ютерні технології застосовуються для проведення теплових та розрахунків на міцність, розрахунків газодинаміки та горіння, для тривимірного моделювання та підготовки конструкторської документації.
3. Проблема створення науково-технічного та технологічного заділів на одному підприємстві, що володіє високою технологічною культурою та певними фінансовими можливостями, може бути вирішена за значно менших витрат з боку держави. Негативним прикладом у цьому плані може бути історія створення однієї з двигунів 5-го покоління, не доведеного свого часу через наявність зазначених проблем.
   Сучасний двигун - найскладніша у конструктивному та технологічному відносинах технічна система. Конструкція двигуна, технологічні процеси, що забезпечують його працездатність та високу економічну ефективність виробництва, повинні відповідати вимогам світового рівня. Тому із сучасних технологій на "Салюті" обирають ті, які найбільш раціональні з технічної та економічної точок зору. Керуючі програми для такого обладнання розробляються фахівцями підприємства та за кордоном. Поряд з використанням програм, що закуповуються, ми ведемо розробку власних спеціалізованих процесорів для програмування обробки деталей турбомашин. Виробництво на ФГУП "ММВП "Салют" сертифіковане. Завод має вагу необхідні російські та міжнародні сертифікати системи якості, а також ліцензію на проектування газотурбінних двигунів Послідовного покращення основних параметрів двигуна ми маємо намір досягти шляхом проведення трьох етапів модернізації. Перед кожним із них реалізується певний обсяг експериментально-проектних та конструкторських робіт, а також перелік критичних технологій, що забезпечують впровадження модернізованих агрегатів. При цьому передбачається, що двигуни кожного етапу модернізації будуть випускатися серійно, взаємозамінні між собою на ЛА і мати поліпшені характеристики порівняно з попередніми. Поліпшення показників із забезпеченням взаємозамінності досягається в такий спосіб.

На І етапі модернізації (двигун АЛ-31Ф-М1):

• встановлюється ККД зі збільшеною витратою повітря
• температура газів Т3 перед турбіною збільшується на 25 o , допустимість чого підтверджена необхідними тепловими розрахунками турбіни
• аналоговий регулятор роботи двигуна замінюється на цифровий
• використовується турбостартер з підвищеними на 15-20% потужністю та до 3500 м висотністю запуску.

Тяга двигуна при цьому зростає на 800 кгс порівняно з 12500 кгс базового АЛ-31Ф. Двигун І етапу модернізації успішно пройшов стендові та льотні випробування. Ведеться підготовка виробництва для його впровадження у серію.

На ІІ етапі модернізації (двигун АЛ-31Ф-М2) на додаток до попередніх:

• застосовуються високотемпературні модернізовані турбіни ТВД та ТНД із лопатками просторового профілювання. Для двигунів АЛ-31Ф-М2, АЛ-31Ф-МЗ розроблено ливарний варіант робочої лопатки (РЛ) багатоходової поздовжньо-поперечної схеми охолодження з перфорацією вхідної кромки. Тут охолоджувальне повітря надходить у район вхідної кромки, де частково видувається на профіль, а частково через горизонтальні (поперечні) канали подається район вихідної кромки, де викидається в проточну частину. Дана конструкція РЛ дозволяє отримати рівномірно нагріте перо лопатки з мінімальною температурною напругою. Температура газів збільшується ще на 75°
• використовується новорозроблена перспективна камера згоряння (КС) з двостінковою жаровою трубою. При цьому забезпечуються організація горіння з високою повнотою згоряння, надійний запуск КС без застосування кисню, зменшена окружна нерівномірність поля температур на виході з КС, збільшений ресурс КС при суттєвому зменшенні витрат повітря, що охолоджує
• встановлюється електронно-цифрова САУ з повною відповідальністю та гідромеханічним резервуванням.

Тяга двигуна збільшується до 14 100 кгс.

Триступеневий компресор
низького тиску АЛ-31Ф-М3

На ІІІ етапі модернізації (двигун АЛ-31Ф-МЗ) додатково встановлюється новий триступеневий КНД із широкохордними лопатками просторового профілювання та підвищеним ступенем стиснення до p k = 4.2, що дозволяє збільшити потяг до 14600 кгс.

На будь-якому етапі модернізації на двигун може бути встановлене всеракурсне поворотне сопло, що проходить нині тривалі випробування. Реалізація трьох етапів дозволить забезпечити створення двигуна, що має характеристики покоління 4+. Опробовані в процесі модернізації нові конструкторські та технологічні рішення при їх подальшому розвитку можуть бути взяті за основу розробки перспективних двигунів.

Турбореактивний авіаційний двигун АЛ-31Ф.

Розробник: НВО «Сатурн» (під керівництвом А.М.Люльки)
Країна: СРСР
Випробування: 1977
Серійне виробництво: 1981

АЛ-31Ф («виріб 99») – базовий двигун серії авіаційних високотемпературних турбореактивних двоконтурних двигунів із форсажними камерами. Розроблено під керівництвом А.М.Люльки у НВО «Сатурн». Проектування двигуна почалося 1973 року, перші випробування пройшли 1977 року, державні випробування завершилися 1985 року. З 1981 року двигуни АЛ-31 виробляються на УМПО (м. Уфа) та «ММПП Салют» (м. Москва). Після смерті А.М.Люльки у 1984 році роботи з двигуна та його модифікацій очолив генеральний конструктор В.М.Чепкін. В даний час ОКБ ім. Люльки (м. Москва) є частиною УМПО.

АЛ-31Ф - базовий двоконтурний двовальний турбореактивний двигун зі змішуванням потоків внутрішнього та зовнішнього контурів за турбіною, загальною для обох контурів форсажною камерою та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом. Двигун модульний.

Складається з компресора низького тиску осьового 4-ступінчастого, з регульованим вхідним напрямним апаратом (ВНА), компресора високого тиску, осьового 9-ступінчастого, з регульованим ВНА та направляючими апаратами перших двох ступенів, турбіни високого та низького тиску - осьові одноступінчасті; лопатки турбін та соплових апаратів охолоджувані (плівкове охолодження). Основна камера згоряння кільцева.

У конструкції двигуна широко застосовуються титанові сплави (до 35% маси) та жароміцні сталі. Лопатки турбін мають порожнини у вигляді лабіринтів, для охолодження гази подаються з диска в лопатку і проходять через отвори по кромках (плівкове повітряне охолодження), для кріплення лопатки до диска використовується хвостовик ялинкового типу. Після турбіни встановлений 11-пелюстковий змішувач. Для забезпечення стабільної роботи ФК, встановлений затурбінний кок, потік, що плавно переводить, з кільцевого в круглий переріз, з антивібраційними отворами, а також у форсажній камері встановлені антивібраційні поздовжні екрани.

Двигун має електричну систему запалювання. Пускова система може запускати двигун як у землі, і у польоті. Для запуску двигуна на землі використовується пусковий пристрій, розташований у виносній коробці двигуна. На звичайних режимах роботи двигуна для економії палива охолодження турбін частково відключається.

Застосування регульованих ВНА КНД і КВД дає більш високу стійкість до помпажу, на практиці це означало, що двигуни збережуть працездатність при попаданні літака в штопор і при пуску ракет. Двигун у польоті може використовуватись на всіх режимах без обмежень. Час прийомистості з режиму малого газу до режиму "максимал" на малій висоті 3-5 с, на середній 5 с, на великій висоті 8 с. Максимальна частота обертання 13300 об./хв.

Двигун працює на авіаційній гасі марок Т-1, ТС-1, РТ.

Поставлявся на експорт до Індії та Китаю. Капітальний ремонтздійснюється на авіаремонтному заводі № 121 у Кубинці.

Модифікації:
АЛ-31Ф - базовий. Встановлюється на Су-27, Су-27УБ, Су-30, Су-34, Су-35. Спочатку призначений ресурс серійних АЛ-31Ф становив всього 100 годин, при вимогі ВПС в 300 годин, але потім він був доведений до 1500 годин.

АЛ-31К - двигун для палубного літака Су-33. Тяга на форсажі збільшена до 13300 кгс. Відрізняється додатковим антикорозійним захистом.

АЛ-31ФM1 - модернізований. Тяга на форсажі збільшена до 13 500 кгс. З чотириступеневим компресором низького тиску КНД-924-4 зі збільшеним з 905 до 924 мм діаметром, що забезпечує на 6% більшу витрату повітря, а також більш досконалою цифровою системою автоматичного керування (ступінь стиснення 3,6). Температура газів перед турбіною цього двигуна підвищена на 25°С. Двигун двоконтурний, перший контур проходить через сорочку для охолодження, потім змішується за турбіною з гарячим другим двовальний контуром. Серійно виробляється з 2006 року для винищувачів сімейства Су-27, встановлюється без доопрацювань будь-які винищувачі, у тому числі ранніх роківвипуску, встановлені на 1 полку Су-27СМ/СМ2 і вже встановлюються на Су-34.

АЛ-31ФM2 - форсований до 14000 кгс. Відрізняється триступеневим компресором низького тиску. Призначений ресурс модернізованого двигуна перевищує 3000 годин. Не вимагає доопрацювання борту літака при постановці літаки типу Су-27, Су-30, Су-34, на відміну двигунів інших серій.

АЛ-31ФM3 - форсований. 3-й етап модернізації АЛ-31Ф ММПП Салют, додатково встановлюється новий триступеневий КНД з широкохордними лопатками просторового профілювання та збільшеним ступенем підвищення тиску до 4.2 (КНД-924-3), що дозволяє збільшити тягу до 15 300 кгс (отримано . Лопатки та диск 3-х ступінчастого КНД є єдиним цілим (блиском), замість 9 ступенів КВД планується зменшити число до 6.

АЛ-31ФП (АЛ-31ФУ) - з поворотним соплом. Розроблено у 1988-1994 роках. Маса збільшена на 110 кг, довжина - на 0,4 м. Встановлювався на Су-33КУБ, Су-37. Основна відмінність від базового двигуна АЛ-31Ф - керований вектор тяги, що значно підвищує маневрені характеристики літака. Зміна вектора можлива на кут до ±16° у вертикальній площині і до ±15 у будь-якому напрямку. ФП означає форсажний поворотний. Двигун розроблений у НУО Сатурн, проводиться на УМПО. Двигуни АЛ-31ФП встановлюються на винищувачі покоління 4++ - Су-35.

Р-32 - форсований двигун АЛ-31Ф для рекордного літака П-42, створеного на базі Су-27. Форсажна тяга двигуна була підвищена до 13 600 кгс.

АЛ-31ФН - з нижнім розташуванням коробки приводів. Розроблено на замовлення Китаю.

Двигун АЛ-31ФП.

.
Список джерел:
Крила Батьківщини. № 8 за 1999 Уфімські мотори.
Журнал "Двигун". № 3 за 2000 р. В.М.Чепкін. Шедевр ХХ століття.
Фотоархів сайту russianplanes.net

Малюнок 2.1 – Загальний вигляд АЛ-31Ф

Розглянутий ТРДДФ (рисунок 2.1) виконаний за двовальною схемою зі змішуванням потоків зовнішнього та внутрішнього контурів за турбіною, із загальною для двох контурів форсажною камерою згоряння та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом.

Двигун включає наступні основні вузли:

компресор, що складається з компресора низького тиску (КНД) та компресора високого тиску (КВД);

основна камера згоряння;

турбіна, що складається з турбіни високого тиску (ТВД) та турбіни низького тиску (ТНД);

зовнішній контур, в якому розміщено повітро-повітряний теплообмінник (ВВТ);

форсажна камера згоряння зі змішувачем та надзвуковим соплом;

приводи допоміжних пристроїв

Крім того, двигун має масляну, паливну, протиобледенительную, протипомпажну та пускову системи, систему аварійного зливу палива та систему управління.

Для забезпечення високої технологічності складання та заміни в експлуатації (в бойових умовах) окремих вузлів за мінімального обсягу перевірок та регулювань двигун виконаний за модульною схемою.

2.2 Компресор

2.2.1. Загальна характеристика компресора

Малюнок 2.2 – Компресор АЛ-31Ф

На цьому малюнку представлені: 1- вхідний напрямний апарат ; 2 – ротор КНД ; 3 – статор КНД ; 4 - вихідний напрямний апарат КНД ;

5 - проміжний корпус ; 6 – статор КВД ; 7 - ротор КВД ; 8 - вихідний напрямний апарат КВД ; 9 - основна камера згоряння ; 10 - вал ротора ТНД ; 11 - стяжна труба ; 12 - передня опора КВД ; 13 - ресора ; 14 - центральна конічна передача ; 15-ресора ; 16-гайка ; 17-задня опора КНД ; 18 – труба ; 19 - передня опора КНД ; 20 - маслонасос, що відкачує ; 21 – кок.

Компресор двигуна осьовий, двокаскадний, тринадцятиступінчастий. Складається з чотириступінчастого вентилятора та дев'ятиступінчастого компресора високого тиску (КВД), з'єднаних перехідним корпусом.

Для забезпечення високих значень параметрів компресора на нерозрахункових режимах і забезпечення необхідних запасів стійкості, компресор обладнаний вхідним напрямним апаратом з регульованою поворотною частиною лопатки, трьома регульованими направляючими апаратами перших ступенів КВД та пристроєм щілинного перепуску повітря над робочими лопатками четвертої.

Основні параметри компресора наведено в таблиці 2.1 і в таблиці 2.2 наведено основні конструктивні та геометричні характеристики компресора та матеріали його основних деталей.

Таблиця 2.1 - Конструктивні та геометричні характеристики компресора (по входу в робоче колесо)

Параметри		Зовнішній діаметр, мм	Внутрішній діаметр, мм	Відносний діаметр втулки	Число робочих лопаток, шт	Число лопаток НА, шт
Вентилятор

Таблиця 2.2 - Матеріали деталей компресора

			Матеріали
Вентилятор
	Робочі лопатки, диски, статор, лопатки НА
	Робочі лопатки 1,2 ст.
	Робочі лопатки 3,4,5 ст.
	Робочі лопатки 6,7,8,9 ст.
	Диски 1,2,3,4,5,6 ст.
	Диски 7,8,9 ст. та диск лабіринту
	Корпус 4-9 ст.
	Лопатки НА 3-9 ст.
	Розпірні втулки

1-зовнішній корпус;

2-ротор низького тиску;

3-внутрішній корпус;

4-ротор високого тиску;

5-проміжний корпус;

6-вузли кріплення до літака.

Кріплення двигуна до літака.

Кріплення двигуна на літаку, а також підвіска вузлів при транспортуванні проводиться за допомогою спеціальних кріплень, що встановлюються на силовому корпусі двигуна. Загалом вузли кріплення до двигуна передає навантаження:

1. Реактивну тягу
2. Сили інерції мас двигуна, що виникають при маневрах літака
3. Гіроскопічний момент від ротора двигуна
4. Сили інерції та момент, що виникає від неврівноваженості двигуна відбалансованого з певним ступенем точності.

Крім цього, у ТВД діє реактивний момент від гвинта, спрямований у бік, протилежний обертанню. За наявності на двигуні двох гвинтів, що обертаються в різні боки, реактивний момент дорівнює різниці моментів гвинтів. Конструкція та розташування на двигуні вузлів кріплення пред'являються такі основні вимоги:

1. Точки підвіски повинні бути розташовані так, щоб забезпечувати кріплення двигуна в шести напрямках: осьовому, вертикальному, бічному напрямках та поздовжній, вертикальній та горизонтальній осі. При цьому система підвіски не повинна допускати подвійного кріплення у напрямку та навколо названих осей. Завдяки цьому ізолюється корпусна система двигуна від деформації літакової конструкції та попереджається виникнення у вузлах підвіски великих нерозрахункових навантажень.
2. Точки кріплення двигуна за всіх умов польоту та режимів роботи не повинні перешкоджати термічним деформаціям корпусу двигуна.
3. Основні точки підвіски повинні бути розташовані на силових корпусах компресорів у порожнині, близькій до центру маси двигуна. Зазвичай, такими площинами є площини внутрішніх силових зв'язків опор ротора компресора.
4. Додаткові точки підвіски повинні бути розташовані на корпусі турбіни, а також у площині внутрішніх зв'язків опор турбіни.
5. Форсажна камера повинна мати додаткову точку підвіски в площині корпусу реактивного керованого сопла і також форсажна камера повинна бути приєднана до корпусу турбіни за допомогою шарнірного з'єднання.
6. У разі тонкостінних конструкцій корпусів для уникнення великих і місцевих радіальних деформацій та зачеплення лопаток за корпус не допускається в точках підвіски великі радіальні зусилля.
7. Для проведення такелажних, монтажних та транспортних робіт на двигуні повинні бути додаткові точки підвіски та підтримки, які відповідають вимогам для основних точок підвіски. При виконанні монтажних робіт на літаку, підвіска та підтримка двигуна в довільних точках не допускається, щоб уникнути деформацій.

Конструкція осьових компресорів.

Класифікація осьових компресорів.

Всі компресори можна розділити на надзвукові та дозвукові. Крім цього компресора поділяються за кількістю роторів на однороторні однокаскадні, двороторні двокаскадні та трироторні.

Двороторні компресори розташовуються послідовно. Трироторні компресори застосовуються у двоконтурних ТРД. Вони наводяться від трьох газових турбін.

Компресори поділяються по конструкції ротора на дискові, барабанні та барабанно-дискового типу.

По конструкції проточної частини компресори бувають: з постійним середнім діаметром, з постійним зовнішнім діаметром і діаметром втулки, що змінюється, з постійним діаметром втулки і змінним зовнішнім діаметром.

Компресор складається з ротора та статора. На статорі розташовуються лопатки спрямовуючих і направляючих апаратів, які змінюють напрямок потоку. На роторі розташовані робочі лопатки, які обертаючись стискають потік повітря.

Ротор компресора.

За конструктивним виконанням ротор осьового компресора може бути барабанного, дискового та змішаного типу. На роторі цього типу кілька рядів робочих лопаток закріплені на циліндричному або конічному барабані, що є канавкою з алюмінієвого сплаву або сталі, механічно оброблену з усіх боків. Дві сталеві кришки закривають барабан із торців і мають цапфи, якими ротор спирається на підшипники. Крутний момент кожної турбіни передається через стінку барабана. Перевагою ротора барабанного типу є простота конструкції, що визначає порівняльну простоту його виготовлення та велика поперечна жорсткість, завдяки якій критична частота обертання дуже висока. Критичною частотою обертання називається частота обертання, при якій ротор, що обертається, має великі прогини, що викликають вібрацію двигуна і його руйнування. До недоліків такого ротора можна віднести неможливість його використання в швидкохідних компресорах через те, що на його поверхні з умов міцності допускається окружна швидкість не більше 200 м/с, а також через те, що у нього велика маса і габарити. Ротори такого типу застосовувалися на перших двигунах, нині вони застосовуються.

p align="justify"> Ротор дискового типу має з'єднані з валом спеціально спроектовані диски, на периферії яких прикріплені робочі лопатки. Диски мають велику точність і допускають на своїй зовнішній поверхні окружні швидкості 250-360 м/с, тому щаблі компресора з дисковими роторами є високонапірними і застосовуються в двигунах з великими ступенями підвищення тиску. Крутний момент кожного ступеня передається через вал. Недоліком ротора цього є невелика поперечна жорсткість проти ротором барабанного типу. Критична частота обертання не велика і близька до робочої. Ротор дискового типу, порівняно з ротором барабанного типу, має невелику конструктивну та технологічну складність.

5-конічні пояски.

Ротори барабанно-дискового типу поєднують переваги роторів барабанного та дискового типів. Вони складаються з секцій, які є диском з барабанною проставкою. Ротори барабанно-дискової конструкції мають високу згинальну жорсткість, що допускає високі окружні швидкості обертання, тому вони набули широкого поширення в сучасних осьових компресорах. Ротори барабанно-дискової конструкції виконуються нерозбірними та розбірними. Кожна з конструкції має свої переваги та недоліки, наприклад, ротор компресора, в якому з'єднання дисків здійснюється за допомогою штифтів.

1 - диск I ступеня;

2- робоча лопатка;

3-диски проміжних ступенів;

4- штифти;

5- полотно задньої цапфи.

В даному випадку секція ротора є диском з барабанним ділянкою, яка з'єднується з аналогічним диском радіальними штифтами і посадкою з натягом по циліндричних поясах. Таке з'єднання має такі особливості: сталеві штифти запресовуються в отвори, що знаходяться в пазах лопаток. Це забезпечує фіксацію штифтів від випадання під впливом відцентрових сил. За допомогою цих же штифтів передаються моменти, що крутять, барабанні частини дисків центруються в розточках суміжних дисків. Описана конструкція відрізняється великою жорсткістю та надійним центруванням елементів, що з'єднуються. Це пояснюється тим, що з'єднання дисків та центрування виконано на максимально можливих діаметрах із відносно великими натягами. У цій конструкції навіть у разі втрати натягу або перетворення його на зазор, центрування надійно забезпечується штифтами. Проте виконання дисків з барабанними ділянками ускладнює технологію їх виготовлення, хоча дана конструкція має порівняно мало сполучних стиків. Це підвищує жорсткість ротора, робить його легшим. Основним недоліком роторів такої конструкції є складність монтажу та демонтажу, т.к. по суті, це нероз'ємна конструкція.

Іншим типом з'єднання, що дуже часто застосовується в двигунах, є з'єднання дисків за допомогою торцевих щілин і стяжного болта.

2-задня цапфа;

3-торцеві шліци;

4-стяжний болт.

Торцеві шліци, виконані на торцях барабанних ділянок трикутного профілю. Шлиці передають момент, що крутить, і центрують диски відносно один одного. Для поліпшення прилягання трикутних шліців при складанні деталі, що стикуються, попередньо обтискаються під пресом зі значним зусиллям, щоб зняти мікронерівності на поверхні контакту. Затяжка болта проводиться також під пресом і контролюється витяжкою болта. Ця конструкція відрізняється надійним центруванням на відносно великих діаметральних розмірах. Конструкція ця розбірна та дозволяє легко замінювати диски. Недоліками такого ротора є технологічна складність виконання торцевих трикутних шліців і дисків з барабанними ділянками, а також складність монтажу через необхідність затягування ротора під пресом. З досвіду експлуатації встановлено, що на роторі даної конструкції на перехідних режимах роботи двигуна (запуск, розгін, гальмування) з'являється різниця температур між дисками та стяжним болтом, тому що, наприклад, при запуску двигуна пакет дисків нагрівається швидше, ніж стяжний болт. Це збільшує затягування болта, і навпаки, при вимиканні двигуна пакет дисків охолоджується швидше, ніж стяжний болт, тому затягування болтів слабшає. З цього випливає, що стяжний болт зазнає великої напруги, тому що його початкова затяжка повинна компенсувати всілякі температурні деформації, а напруги втоми стяжного болта викликають важкі наслідки, тому в сучасних двигунах використовуються з'єднання дисків за допомогою призонних болтів. Диски таких роторів мають тонкостінні барабанні ділянки з фланцями. Фланці з'єднуються між собою за допомогою проміжного диска, на полотнах цих дисків є кільцеві майданчики, якими фланці барабанних ділянок стягуються за допомогою призонних болтів, які передають крутний момент і забезпечують центровку. Задня цапфа ротора сполучається з останнім диском аналогічно, тобто. за допомогою призонних болтів передня цапфа виконується заодно з диском. Поширення такої конструкції пояснюється такими перевагами ротора даної конструкції: великою жорсткістю, надійним центруванням, на всіх режимах роботи двигуна, простотою заміни дисків. Руйнування одного або декількох болтів не призводить до серйозних несправностей. До недоліків цих роторів можна віднести залежність стабільності з'єднання від згинальної жорсткості фланців барабанних пристроїв. Навантаження болтів напругою зрізу при можливості відносного переміщення дисків, що з'єднуються. Крім цього, існує технологічна складність: постановка призоних болтів не можлива, якщо отвори не розгорнуті спільно. З іншого боку наявність барабанних пристроїв, виконуваних разом із дисками ускладнює технологію виготовлення, т.к. складне виконання канавок дисків ускладнює забезпечення належних фізико-механічних властивостей поверхні у радіальних та осьових напрямках. Ротори компресорів низького та високого тиску двигуна АЛ-31Ф барабанно-дискової конструкції із застосуванням новітніх технологійзбирання. Кожен ротор складається з нерозбірної частини, секції, що з'єднуються між собою за допомогою зварювання, та розбірної, секції, що з'єднуються за допомогою призонних болтів та стяжок. Це забезпечує при відповідній модульній конструкції компресора ремонтопридатність роторів у польових умовах.

Робочі лопатки.

Робоча лопатка- це найбільш відповідальна деталь ротора від досконалості та довговічності якої залежить надійна робота компресора. Лопатка працює у складних умовах, на неї діють інерційні та аеродинамічні сили. Ці сили викликають напруження розтягування, вигину та кручення. Крім цього, на робочі лопатки останніх ступенів діє висока температура близько 1000 К. Тому робоча лопатка ротора компресора повинна забезпечувати:

1. Високу міцність та жорсткість.
2. Високий рівень чистоти обробки. Це необхідно для зменшення втрати на тертя при перебігу повітря по міжлопатковому каналі.
3. Високу точність виконання розмірів під час виготовлення лопаток, т.к. від цього залежить параметри повітряного потоку в проточної частини компресора.
4. Можливі менші концентратори напруги, особливо в місцях переходу профільної частини до хвостовика.
5. Мінімальна маса хвостовика. Наприклад, зниження маси на 1% знижує масу ротора, що припадає на одну лопатку на 4-5%.
6. Конструкція хвостовика повинна дозволяти зручне складання ротора та заміну лопатки у разі її пошкодження.
7. Мінімальна залишкова напруга. Необхідна довговічність лопатки визначається призначенням літального апаратудля якого призначений компресор.

Робоча лопатка складається з профільної частини (перо лопатки) та хвостовика. Форми та розміри профільної частини лопатки визначаються аеродинамічним розрахунком. Остаточна конструкція уточнюється з урахуванням вимог забезпечення статичної та динамічної міцності. Робоча лопатка має бути легкою і досить технологічною, що допускає масове виробництво. Робоча лопатка компресора виконується з тонкою вхідною кромкою та малими кутами повороту потоку. Хвостовики лопаток виконуються трьох типів:

1. Ластівчин хвіст
2. Ялинковий
3. Шарнірний.

Такими робляться профілі пазів під лопатки в дисках ротора. При з'єднанні хвостовика лопатки з пазом утворюється замок для кріплення лопаток. З'єднання лопатки з диском має відповідати таким вимогам:

1. Висока міцність
2. можливість розміщення необхідної кількості лопаток на диску;
3. легкість складання та заміни лопаток;
4. мала маса.

Найбільшого поширення набула сполука типу ластівчин хвіст. Перетин лопатки виконаний у формі трапеції з плоскими робочими поверхнями. Паз у диску також є трапецією, яка розміщується під деяким кутом до осі ротора.

З'єднання типу ластівчин хвіст має такі переваги:

1. Відрізняється невеликою висотою, це дозволяє використовувати легкі диски;
2. має відносно невелику товщину, це забезпечує можливість розміщення потрібної кількості лопаток на диску з метою отримання ґрат потрібної густоти;
3. технологічність конструкції.

Істотним недоліком є ​​низька здатність гасити коливання лопаток, внаслідок коливання лопаток з'являються змінні контактні напруги, які спричиняють руйнування хвостовика або виступу диска.

Ялинкове з'єднання практично не застосовується в компресорах через складність виробництва.

Шарнірне кріплення лопаток виглядає так:

4-заклепка;

5-лопатка.

У наведеній схемі лопатка 5 вушками замків вставлена ​​в пази диска 1 і з'єднується з диском допомогою пальців 3. Від осьового переміщення пальці обмежені з одного боку радіальними виступами, а з іншого боку за допомогою шайби 2 закріпленою заклепкою 4.

Шарнірне з'єднання дозволяє лопатці самовстановлюватися при дії на неї газодинамічних та інерційних сил. Таку лопатку можна застосовувати за помірних окружних швидкостях на периферію лопаток приблизно менше 320 м/с. Для зменшення зносу та усунення заїдання в шарнірі застосовується тверде мастило. У вуха лопатки зсередини, з торців і зовнішню поверхню вісь натирають порошком двосірчистого молібдену.

Корпус компресора.

Корпус компресора є порожнистим циліндром або усіченим конусом в залежності від способу профілювання проточної частини компресора. З торців до корпусу компресора кріпляться корпуси переднього та заднього підшипників.

Корпус компресора може бути цілісним та роз'ємним, з поздовжнім роз'ємом або поперечним роз'ємом. Корпус з поздовжнім розніманням дозволяє виконати складання компресора з остаточно зібраним і відбалансованим ротором. Якщо корпус не роз'ємний, то ротор разом із напрямними лопатками вводиться з торця. У деяких випадках виготовляються технологічні роз'єми, наприклад, поперечні технологічні роз'єми, що застосовуються при виготовленні корпусів з різних матеріалів. Наприклад, для перших ступенів використовується алюмінієвий сплав, для останніх – сталеві сплави. Фланці, що служать для з'єднання частин корпусу між собою збільшує жорсткість та зменшує роботу корпусу на вигин. Однак, нерівномірна жорсткість роз'ємного корпусу по колу призводить до нерівномірного теплового розширення і жолоблення при нагріванні, тому зазвичай з зовнішнього боку корпусу встановлюються ребра, за допомогою яких домагаються однакової жорсткості по колу. Корпуси компресорів відливаються з алюмінієвих сплавів або зварюються з листової сталі та титанових сплавів. Корпус компресора зазвичай складається з переднього корпусу, кількох проміжних корпусів та заднього корпусу. У передньому корпусі встановлюється вхідний напрямний апарат, який змінює напрямок на вході.

1-різьбова цапфа;

3, 5-півкільця;

4-внутрішня цапфа.

На проміжних корпусах та задньому корпусі встановлюються лопатки направляючого апарату. Крім цього задній корпус служить для силового зв'язку з корпусом згоряючої камери, тому його виготовляють з більш жароміцного матеріалу. Направляючий апарат компресора встановлюється на проміжних корпусах і є кільцевою набір профільованих лопаток, які встановлюються за відповідними щаблями робочих лопаток. Вони можуть кріпитися консольно – з одного боку або з обох боків. До конструкції направляючого апарату пред'являється ряд спеціальних вимог, наприклад, напрямний апарат повинен забезпечити свободу розширення температур лопаток. Крім цього потрібно, щоб зберігалася концентричність внутрішніх та зовнішніх кріплень щодо осі ротора. Найчастіше зустрічаються напрямні апарати з двостороннім кріпленням лопаток. Двостороннє кріплення лопаток може бути жорстким, коли лопатка жорстко прикріплена до зовнішнього корпусу та внутрішнього кільця. Такі лопатки зазвичай встановлюються на перших щаблях компресорів, де температура повітря незначно змінюється. На останніх щаблях компресора встановлюються лопатки направляючого апарату, що допускають радіальне переміщення лопатки радіусом при нагріванні. Це необхідно для компенсації температур деформації на останніх щаблях. Крім цього, на корпусі компресора кріпиться пристрій перепуску повітря.

Клапан перепуску повітря:

2-корпус клапана;

3-поршень;

4-штуцер підведення олії;

5-штуцер зливу олії;

6-пружина;

7-захисна сітка.

Перепуск повітря з компресора за допомогою стрічки:

1-вікна в корпусі компресора;

2-силовий циліндр механізму перепуску;

3-поршень;

4-пружина;

5-шток поршня;

6-зубчасті сектори;

7-стрічка перепуску;

8-корпус компресора.

Перепуск повітря може здійснюватися за допомогою стрічки та клапанів. На корпусі компресора розташовані вікна, що закриваються стрічками перепуску. Якщо необхідно вікна відкрити, натяг стрічки послаблюють за допомогою зубчастої передачі і здійснюється перепуск повітря. Крім цього існує клапан перепуску повітря, який здійснює перепуск повітря по виконавчій команді, що подається системою управління.