Akademik

Ал

Ал: — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. М. Люльки (см. Машиностроительный завод Сатурн), (см. Научно-производственное объединение Сатурн имени А. М. Люльки). Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице.
Основанию опытного конструкторского бюро Люльки предшествовали поисковые работы по реактивным двигателям, начатые им с группой инженеров в 1937 в Харьковском авиационном институте и продолженные в Ленинграде на Кировском заводе и в Центральном котлотурбинном институте. В начале Великой Отечественной войны работы были прерваны и возобновлены в 1943 в ЦИАМ, а затем в 1944 в специальном отделе по турбореактивным двигателям НИИ Наркомата авиационной промышленности (руководитель отдела — Люлька). В 1945 по чертежам отдела на опытном заводе изготавливается стендовый турбореактивный двигатель С-18, который в этом же году успешно проходит стендовые испытания. Отделу (а затем опытному конструкторскому бюро) поручается создание летного варианта турбореактивного двигателя. В феврале 1947 первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1 прошёл государственные испытания. Двигатель выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным компрессором. Схема стала традиционной для последующих двигателей, разрабатываемых в опытном конструкторском бюро. ТР-1 имел восьмиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину. Устанавливался на экспериментальных самолётах Су-11 и Ял-22.
В 1947—1948 спроектирован и изготовлен более совершенный турбореактивный двигатель ТР-2 тягой 24,5 кН, который прошёл стендовые испытания. В 1948—1950 создаётся АЛ-3 тягой 44,1 кН. В 1950 двигатель успешно выдержал государственные испытания, устанавливался на опытных самолётах. В этом же году создан АЛ-5 — последний из серии двигателей первого поколения, разработанных в опытном конструкторском бюро. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жёсткое коническое сопло. В начале 1952 АЛ-5 прошел лётные испытания на самолёте Ил-46. Он устанавливался также на некоторых опытных истребителях, например на Ла-190. Однако создание серийных сверхзвуковых самолётов ставило задачу разработки более мощных и совершенных турбореактивных двигателей.
В марте 1953 было завершено изготовление двигателя второго поколения Ал-7 тягой 67 кН, состоящего из девяти ступенчатого одновального осевого компрессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступенчатой турбины, конического нерегулируемого сопла. Масляная система закрытого типа, масло охлаждалось топливом. Система запуска автономная. Раскрутка двигателя осуществлялась турбостартером. Розжиг основного топлива в камере сгорания — с помощью двух пусковых блоков, снабжённых центробежными форсунками и искровыми свечами. На двигателе установлен всережимный гидромеханический регулятор топлива. Противообледенительная система основана на подогреве горячим воздухом (отобранным за седьмой ступенью компрессора) деталей двигателя и самолёта, подверженных обледенению при эксплуатации.
Одной из главных проблем при проектировании и изготовлении АЛ-7 было создание высоконапорного компрессора. В начале 50 х гг. совместно с ЦИАМ проведены предварительные работы по изготовлению и отработке экспериментального восьмиступенчатого компрессора ТР-11 со степенью повышения давления (π)*к = 7. В 1952 в ЦИАМ и ЦАГИ получены экспериментальные характеристики нескольких типов сверхзвуковых ступеней компрессора. Было принято решение установить перед ТР-11 (для увеличения расхода воздуха через него и напора) сверхзвуковую ступень и в итоге получить в одновальном девятиступенчатом компрессоре (π)*к = 10, на которую рассчитывался новый двигатель. Подобных компрессоров а то время в мировой практике не было, сверхзвуковые ступени были мало изучены, отсутствовал опыт применения их в многоступенчатых компрессорах, не было данных по согласованию характеристик сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью компрессора. Потребовалась длительная доводка компрессора, чтобы получить требуемые характеристики и обеспечить его устойчивую работу на всех эксплуатационных режимах. При проектировании и изготовлении теплонапряжённой камеры сгорания и газовой турбины, работающей при высоких температурах с большими теплоперепадами в одной ступени,
решались вопросы стабилизации процесса горения в камере, достижения оптимального поля температур газа перед турбиной, охлаждения конструкции и др. Разработан ряд новых конструктивных решений турбины; спицевая конструкция статора, соединение вала с диском с помощью радиальных штифтов, термическая. развязка в статоре, конструкция уплотнений, работающих при высоких температурах, осевая разгрузка и др.
В августе 1955 АЛ-7 прошёл государственные 100-часовые испытания. Дальнейшие работы по АЛ-7 велись в направлении совершенствования его узлов и повышения энергонапряжённости путём сжигания дополнительного топлива за турбиной, в форсажной камере. Двигатель получил обозначение АЛ-7Ф-1 и в 1959 был запущен в серийное производство. На нём установлена прямоточная форсажная камера с разделением потока газа на две части — малого и большого контура, с кольцевыми стабилизаторами пламени и противовибрационным экраном. Сопло регулируемое, двухпозиционное, снабжено 24 створками. Для подачи топлива в форсажную камеру и регулирования форсажного режима установлен специальный агрегат. В 1960 проведены государственные 100-часовые испытания двигателя. В 1961 на базе АЛ-7Ф-1 создан и запущен в серийное производство двигатель АЛ-7ПБ, предназначенный для пассажирских и транспортных самолётов. На двигателе вместо форсажной камеры установлено жёсткое нерегулируемое реактивное сопло, сняты агрегаты, обслуживающие форсажный контур.
В конце 50 х гг. АЛ-7Ф-1 модернизируется с целью улучшения основных данных и повышения надёжности работы. В модификации двигателя, получившей обозначение АЛ-7Ф-2, увеличена тяга и снижен удельный расход топлива главным образом за счёт усовершенствования второй ступени турбины и увеличения диаметра форсажной камеры. В компрессоре АЛ-7Ф-2 установлены восьмая и девятая ступени повышения напорности, рабочие колёса первой и второй ступеней изготовлены из титана. В масляной системе вместо коловратных насосов применены центробежно-шестерённые. Усовершенствована система регулирования: введены ограничители максимальной температуры газа перед турбиной и максимальной приведённой частоты вращения ротора. В 1960 АЛ-7Ф-2 запущен в серийное производство. В конце 1963 он прошёл государственные испытания на самолёте Су-11. В 1962 форсажную тягу увеличивают до 110 кН. Двигатель с такой тягой имел обозначение АЛ-7Ф-4. Двигатели семейства АЛ-7 длительное время эксплуатировались на самолётах различного назначения.
В 1965 началась разработка проекта турбореактивных двигателей третьего поколения. Реализация предъявленных требований была на пределе возможностей одноконтурных одновальных турбореактивных двигателей, однако было принято решение схему двигателя не менять. В конце 1966 изготовлены первые экземпляры АЛ-21Ф (устанавливался на опытном самолёте). В 1969 АЛ-21Ф форсируется по тяге на 25—30%. Форсирование достигалось увеличением расхода воздуха, повышением давления и температуры газа перед турбиной. Для этого во все узлы были введены изменения. В марте 1970 изготовлен 1 й экземпляр модифицированного АЛ-21Ф — двигатель АЛ-21Ф-3 , состоящий из осевого 14-ступенчатого компрессора, осевой одновальной активно-реактивной трёхступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, питания топливом и маслом, электрооборудования, противообледенения и др. В компрессоре получена (π)*к = 15, что в одновальной схеме достигнуто применением развитой механизации. 10 направляющих аппаратов, включая входной, имеют поворотные лопатки, управляемые регулятором в зависимости от приведённой частоты вращения ротора компрессора. Ротор компрессора барабанно-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по которым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи трёх телескопических труб. Ротор компрессора со шлицевыми соединениями дисков, обладающих при сравнительно малой массе большой жёсткостью, является конструктивной особенностью всех двигателей АЛ. Надроторная часть статора компрессора покрыта «мягкой» специальной смесью, которая защищает торцы рабочих лопаток от износа, поддерживает минимальные радиальные зазоры. Камера сгорания трубчато-кольцевая, с 12 жаровыми трубами, имеющими центробежные форсунки. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступеней турбины охлаждаются воздухом, отбираемым за компрессором. На крейсерских режимах с целью повышения экономичности двигателя охлаждающий воздух в турбину не подаётся. Над рабочими лопатками всех трёх ступеней турбины и по лабиринтам дисков применено сотовое уплотнение для поддержания минимальных зазоров. Форсажная камера состоит из фронтового устройства, форсажной трубы и всережимного сверхзвукового сопла. Фронтовое устройство имеет три кольцевых стабилизатора и шесть топливных коллекторов с центробежными и струйными форсунками. Стенки форсажной трубы, в которой происходит горение форсажного топлива, охлаждаются с внешней стороны набегающим потоком воздуха, с внутренней — потоком пристеночного газа за турбиной. Для организации внутреннего охлаждения вдоль всего корпуса трубы установлен перфорированный экран. Реактивное сопло состоит из дозвукового сужающегося и сверхзвукового расширяющегося венцов, охлаждается потоком газов, выходящих из щели в заднем экране форсажной трубы. Детали, работающие при высоких температурах, изготовлены из жаропрочных сплавов. Детали компрессора, за исключением заднего корпуса и диска последней ступени, выполнены из титана, что существенно снизило массу конструкции.
Особенностью АЛ-21Ф-3 являются высокие удельные параметры в широком диапазоне эксплуатационных режимов работы. Они достигнуты повышением эффективности основных узлов, применением теплопрочного титана и жаропрочных стальных сплавов, использованием прогрессивных технологических. процессов изготовления. По сравнению с лучшим двигателем второго поколения АЛ-21Ф-3 имеет удельную тягу выше на 23%, удельный расход топлива и удельную массу ниже на 17 и 30% соответственно.
Для истребителя Су-27 в опытном конструкторском бюро создан ТРДДФ АЛ-31Ф (тяга 123 кН, масса 1530 кг, максимальный диаметр 1,24 м, длина 4,95 м, степень двухконтурности 0,571, удельный расход топлива на экономичном режиме 0,069 кг (Н-ч).

Табл. — Двигатели Научно-производственного объединения «Сатурн»