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:

- Н ≥ 11000 м при  М ≥ 1,4,

- Н ≤ 2000 м пріM ≥ 0,65 (забезпечується датчиками  літака).

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Експлуатаційний діапазон значень частоти обертання n1 залежно від t1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Експлуатаційний діапазон значень частоти обертання n2 залежно від t1

 

2. ВИБІР ТА ОБГРУНТУВАННЯ  КОНСТРУКТИВНОЇ СХЕМИ ДВИГУНА, ЩО  ПРОЕКТУЄТЬСЯ

Силова установка літаків СУ-27 включає в себе:

- Два надзвукових  регульованих повітрозабірника  з повітряними каналами;

- Два ТРДДФ - АЛ-31Ф.

Тяга на режимі «повний форсаж», кгс - 12 500

 Тяга на максимальному  режимі, кгс - 7770

Питома витрата палива на режимі «повний форсаж», кг / кгс.ч - 1,96

Питома витрата палива на максимальному режимі, кг / кгс.ч - 0,78

Мінімальний питома витрата палива, кг / кгс.ч - 0,67

Ступінь двухконтурности - 0,56

 Витрата повітря, кг / с - 112

Температура газів перед турбіною, К – 1665

 Довжина, мм - 4945 (4990)

Двигун розвиває стендову тягу 12500 кгс на режимі "повний форсаж" і 7600 кгс - на режимі "максимал". На винищувачі Су-27 можливе використання так званого особливого режиму роботи двигуна, на якому тяга короткочасно підвищується до 12800-13000 кгс. Питома витрата палива на максимальному режимі роботи 0.75 кг / (кгс.ч), на форсажі - 1.92 кг / (кгс.г), мінімальний крейсерський питома витрата палива 0.67 кг / (кгс.г). Високонапірний двохкаскадний компресор забезпечує 23-кратне стиснення повітря, що поступає при його витраті через двигун до 110 кг / с і ступеня двухконтурности близько 0.59. Температура газів перед турбіною досягає 1665 К. Габаритна довжина двигуна 4950 мм, діаметр входу 905 мм, максимальний діаметр 1180 мм. Суха маса двигуна 1530 кг, питома вага двигуна 0.12. Ресурс двигуна до першого ремонту становить 1000 год, призначений ресурс – 1500 г. АЛ-31Ф - високоекономічний, високотемпературний двоконтурний, турбореактивний двигун з двохкаскадним компресором, з теплообмінником системи охолодження турбіни, зі змішанням потоків зовнішнього та внутрішнього контурів за турбіною, з форсажною камерою згоряння і надзвуковим всережимним регульованим реактивним соплом, із зовнішніми стулками реактивного сопла, модульної конструкції. Має високу газодинамической стійкістю і міцністю, що дозволяє працювати в екстремальних умовах за рівнем нерівномірності і пульсацій тиску повітря на вході.

Модульна схема двигуна, як і інші оригінальні конструкторські рішення, дають можливість простоти його експлуатації та заміни елементів в аеродромних умовах.

 

 

У число модулів двигуна АЛ-31Ф входять:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

A-Б - вхідний направляючий апарат;

Б-В - компресор низького тиску;

В-Г - проміжний корпус;

Г-Д-передній корпус зовнішнього контуру; 

Д-Е - задній корпус зовнішнього контуру;

Е-Ж - корпус змішувача;

Ж-И- фронтовий пристрій;

И-К - корпус форсажної камери;

К-Л - поворотне реактивне сопло.

1. –  компресор низького тиску;      2. – центральна конічна передача (ЦКП);

3. – проміжний корпус; 4. –  компресор високого тиску; 5. –  зовнішній контур; 6. –  основна камера згоряння; 7. – повітро-повітряний теплообмінник; 8. –  турбіна високого тиску; 9. –  турбіна низького тиску; 10. –  опора турбіни; 11. – змішувач; 12. –  фронтовий пристрій;                  13. –  форсажна камера згоряння; 14. –  поворотний пристрій (ПП);            15. – реактивне сопло (PC).

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Зовнішній контур   є зовнішньою оболонкою двигуна. Він утворює спільно з корпусами КВТ, ОКЗ, ОВТ та турбіни канал для проходження повітря.

Зовнішній контур складається з двох профільованих корпусів:

- Переднього корпусу (верхнього і нижнього),

- Заднього корпусу  .

Корпуси входять в силову схему двигуна.

 Передній корпус  конічної форми має:

- Посилений фрезерованими ребрами передній фланець,

- Поздовжній роз'єм  для забезпечення доступу до КВТ і до ОКЗ,

- Два зовнішніх  силових шпангоута,

- Три внутрішніх  силових шпангоута.

Задній корпус циліндричної форми має:

- Фланці ,

- Один зовнішній  силових шпангоута,

- Два внутрішніх силових шпангоута.

На корпусах зовнішнього контуру є фланці:

- Для установки  елементів системи контролю помпажа,

- Відбору повітря  для потреб двигуна і літака,

- Підведення і  зливу палива,

- Підвода, відводу, зливу і відкачки масла,

- Установки запальні  пристрої

- Встановлення заглушок  вікон огляду двигуна,

- Бобишки для  кріплення агрегатів, комунікацій  і електропроводки.

 Зовнішній контур   складається з наступних елементів:

 

1. – передній корпус; 2. – задній корпус; 3, 4 і 5. – поперечні фланці корпусів;  6. – фланці поздовжнього роз'єму; 7. – зовнішні шпангоути переднього корпусу; 8. – зовнішній шпангоут заднього корпусу;                   9. –внутрішні шпангоути переднього корпусу; 10. – внутрішні шпангоути заднього корпусу; 11. – двошарнірний елемент; 12. – канал зовнішнього контуру.

 Схема компресора низького тиску АЛ-31Ф

 

Компресор низького тиску складається з наступних елементів:

1. – Кок; 2. – Відкачує маслонасос; 3. – Ресора приводу масляного насоса;    4. – Стійка ВНА; 5. – Поворотний закрилок ВНА; 6. – Ротор КНТ;                7. – Кільце приводу поворотних закрилків ВНА; 8. – Робоча лопатка;           9. – Направляючий апарат; 10. – Вікно огляду; 11. – Труба суфлювання;     12. – Здвоєний СА; 13. – Гідроциліндр привід поворотного СА КВТ;          14. – Проміжні корпус; 15. – Опора КНТ; 16. – Центральна конічна передача; 17. – Масляні форсунки; 18. – Опора КВТ; 19. – Ротор КВТ;        20. – Графітове ущільнення; 21. – Стопор; 22. – Балансувальний вантаж;    23. – Опора КНТ передня ; 24. – Масляна форсунка.

Компресор низького тиску призначений для стиснення повітря, що надходить в зовнішній і внутрішній контури двигуна.

КНТ складається з ротора і статора.

До складу статора входять: вхідний направляючий апарат; кок; передня опора; корпус першої, другої, третьої і четвертої ступенів; направляючі апарати першої, другої, третьої і четвертої ступенів.

Вхідний направляючий апарат - титановий, є силовим елементом двигуна.

У ньому змонтовані: передня опора КНТ, відкачує маслонасос, кок.

До складу ВНА входять: зовнішнє кільце, маточина, стійки.

Стійки утворюють єдиний аеродинамічний профіль з поворотними закрилками. Поворот закрилків здійснюється по команді системи управління ВНА КНТ важелями через приводное кільце з десятьма розташованими по колу фіксаторами.

Через сім стійок проходять трубопроводи: суфлювання масляної порожнини; підведення масла; відкачування масла; суфлювання предмасляной порожнини; зливу масла.

Кок складається з двох обичайок, що утворюють порожнину, в яку надходить гаряче повітря .

Передня опора ротора силовий елемент двигуна, закріплена на задньому фланці маточини ВНА. До її складу входять: корпус роликопідшипників; роликопідшипник; вузол масляного ущільнення; кришки лабіринтового ущільнення.

Корпус роликопідшипника складається із зовнішнього і внутрішнього корпусів. Пружно-рухома передня частина корпусу пов'язана з нерухомим фланцем маточини п'ятдесятьма пружними перемичками.

Пружність корпусу, наявність масляної плівки в порожнині розташування пружного кільця гасять коливання ротора.

Вузол масляного ущільнення запобігає витоку масла в проточну частину компресора і повітря - з проточної частини в масляні порожнини.

Корпуси першої, другої, третьої, і четвертої ступенів виконані у вигляді кільцевих оболонок. Порожнина Г над робочими лопатками повідомляється з проточною частиною компресора через прорізи і утворює щілинної перепуск, що розширює діапазон режимів стійкої роботи компресора. У корпусах є вікна для огляду і поточного ремонту лопаток компресора. Пробка має прямокутний фланець і отвір для ключа. З'єднання корпусів - фланцеве. Передній фланець корпусу з'єднаний з ВНА, задній фланець корпусу - з проміжним корпусом.

Направляючі апарати першої, другої і третьої ступенів складаються відповідно з лопаток з зовнішніми та внутрішніми полицями, а також внутрішніх півкілець, які є нерухомими елементами повітряних лабіринтових ущільнень; рухомими елементами служать гребінці на барабані ротора.

Ротор - барабанно-дискової конструкції, спирається передньої цапфою на роликовий підшипник, задньої цапфою - на кульковий підшипник. Привід откачивающего маслонасоса здійснений від ротора КНТ.

У диск першого ступеня встановлені 37 робочих лопаток, в диск другого ступеня - 45, в диск третього ступеня - 57 і в диск четвертого ступеня - 43. Болти виконують функцію балансувальних вантажів, для чого є отвори А для підведення повітря з проточної частини компресора у внутрішню порожнину ротора для розвантаження від осьових сил.

Проміжний корпус - основний елемент силової схеми двигуна.

У проміжному корпусі повітря, що надходить з КНТ, ділиться на два потоки: зовнішнього і внутрішнього контуру.

У проміжному корпусі встановлені: вихідний НА КНТ; задня опора ротора КНТ; передня опора ротора КВТ; центральна конічна передача.

Проміжний корпус - титановий, складається з обода і опорного обода, з'єднаних стійками. До стійок приварене розділову кільце.

Обод має фланці: до переднього кріпиться вихідний НА КНТ і статор КНТ, до заднього - передній корпус зовнішнього контуру. У пазах обіду встановлені стійки.

На зовнішній поверхні обода розміщені: два вузла кріплення двигуна до літака; кронштейни приводу механізму повороту НА, бобишки кріплення клапана перемикання наддуву (КПН) і трубопроводи наддуву порожнин підпору масляних ущільнень опор КНТ і КВТ, бобишка для кріплення трубопроводів підведення і відкачки масла, бобишка і дві підвіски кріплення КДА, бобишка кріплення редуктора датчиків РНТ, бобишка кріплення трубопроводу суфлювання масляної порожнини.

Стійки проміжного корпусу - порожнисті. Через стійку проходить вертикальна ресора, з'єднує ЦКП з КДА, і здійснюється суфлювання масляної порожнини проміжного корпусу. Порожнини стійок служать для суфлювання предмасляних порожнин задньої опори КНТ і передньої опори КВТ.

Усередині стійки проходять: трубопровід підведення масла до підшипників задньої опори ротора КНТ, передньої опори ротора КВТ і до підшипників ЦКП, трубопровід відкачки масла з порожнини проміжного корпусу. Через стійку проходить ресора приводу маслонасоса. Порожнини стійок служать для наддуву ущільнень опор КВТ і КНТ. Через стійку проходить ресора приводу редуктора датчиків РНТ.

Розділове кільце має дванадцять вирізів під стійки корпусу.

Внутрішнім фланцем кільце приєднане до статора КВТ, наріжним - до екрану зовнішнього контуру.

Вихідний НА КНТ складається з зовнішнього кільця, двох рядів лопаток і внутрішнього кільця. Фланцями на зовнішньому і внутрішньому кільцях вихідний НА кріпиться до проміжного корпусу.

Задня опора ротора КНТ сприймає сумарну осьову навантаження від роторів КНТ і ТНТ, а так само радіальне навантаження від ротора КНТ. До її складу входять: корпус підшипника, кульковий підшипник, радіально-контактне масляне ущільнення, кришки лабіринтового ущільнення і вал КНТ. У задній опорі змонтований привід редуктора датчиків РНТ.

Суфлювання масляної порожнини здійснено через трубопровід і втулку. Підведення повітря в порожнині наддуву масляних ущільнень проводиться через два трубопроводи.

Вал має два ряди внутрішніх шліц: передній - для зачеплення з шліцами задньої цапфи ротора КНТ; задній - для з'єднання роторів КНТ і ТНТ через ресору. Ротори КНТ і ТНТ з'єднані стягнутий трубою. На валу закріплена гайкою ведуча шестерня приводу редуктора датчиків РНТ.

Передня опора ротора КВТ сприймає сумарну осьову і радіальну навантаження від ротора КВТ і РНТ.

У передню опору входять: корпус підшипника; кульковий підшипник; радіально-контактне ущільнення.

Демпфірування шарикопідшипника забезпечено пружністю корпусу, деформацією вигину пружного кільця і ​​опором коливань ротора, яке виникає від видавлювання масляної плівки з порожнини, в якій розміщено пружне кільце.

 

 

Схема компресора високого тиску АЛ-31Ф

Компресор високого тиску складається з наступних елементів:

1. – Проміжний корпус; 2. – Корпус статора КВТ; 3. – Поворотна лопатка направляючого апарату; 4. – Робоча лопатка; 5. – Привід регульованого НА; 6. – Нерухома лопатка направляючого апарату; 7. – Ротор КВТ;                    8. – Колектор відбору повітря; 9. – Сдвоенній спрямовує і спрямляющий апарат; 10. – Стяжна  шпилька; 11. – Вал ТНТ; 12. – Опора КВТ; 13. – Опора ведучої шестерні ЦКП; 14. – Масляний колектор; 15. – Балансувальний грузик.