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AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机

AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机结构图

结构形式　双转子加力式 推力范围　加力12258daN、中间7620daN。 现　　状　生产 价　　格　300万美元 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。 研制情况 　　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。 　　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。 结构和系统 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 　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。 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栅。 高压压气机　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7～9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。1～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。 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。 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%，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，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，再进入低压涡轮叶片。 加力燃烧室　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开有大量的防振孔。 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，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。 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。 技术数据 最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258 中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620 加力耗油率[kg/(daN•h)]　　　　　2.00 中间状态耗油率[kg/(daN•h)]　　　0.795 推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准) 　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算) 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0 涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60 总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392 最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300 长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950 质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准) 　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定)  AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机

AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机结构图

结构形式　双转子加力式 推力范围　加力12258daN、中间7620daN。 现　　状　生产 价　　格　300万美元 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。 研制情况 　　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。 　　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。 结构和系统 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 　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。 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栅。 高压压气机　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7～9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。1～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。 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。 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%，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，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，再进入低压涡轮叶片。 加力燃烧室　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开有大量的防振孔。 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，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。 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。 技术数据 最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258 中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620 加力耗油率[kg/(daN•h)]　　　　　2.00 中间状态耗油率[kg/(daN•h)]　　　0.795 推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准) 　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算) 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0 涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60 总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392 最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300 长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950 质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准) 　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定)

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图片都成了红叉叉！[em06][em07]

LZ的帖子看了科普中~~

图片贴到WORD里就能看到了。

牛！！！！！！！！！！！！！！！！

呵呵,又是哪个大侠在用马甲发大图鸟嘛.

图片不能显示问题已彻底解决。

科普贴,顶一下~~~~~~~~~~[em02][em02]

[此贴子已经被作者于2006-4-24 22:11:51编辑过]

以前听教员讲，从英国进口的斯贝202油封了20年，启封后胶圈一点都没有老化。

建议置顶11!!!

真不错，不顶不行，而且收录了，是否有SR-71的发动机，听说很大

<div class="quote">以下是引用wwqq在2006-4-25 11:57:00的发言： 真不错，不顶不行，而且收录了，是否有SR-71的发动机，听说很大</div>SR71的发动机就是13楼介绍的J58，这是一种冲压发动机，文中的英文图解就是在亚/超音速两种状态时的工作方式。

不是说继续吗，还有没有？？顶上去

一楼AL-31F的结构图不对，31F的后段有个向下倾斜的角度

路过，好贴！！！

真是太好了,难得的详细资料

<a href="http://www.cjdby.net/dispbbs.asp?BoardID=25&ID=110299&replyID=&skin">http://www.cjdby.net/dispbbs.asp?BoardID=25&ID=110299&replyID=&skin</a>这里还有一些，就算做是替楼主补充吧。

很全面的帖子，顶！

这也是艺术，我们的好久能进入前列

<div class="quote">以下是引用lws0624在2006-4-21 11:10:00的发言： 遄达(Trent)

遄达涡轮风扇发动机结构结构形式　三转子 推力范围　遄达768:30060daN,遄达772:31660daN,遄达871:33360daN,遄达882:37720daN。 现　　状　生产 产　　量　截至1995年初已生产用于研制试验和早期生产型的遄达共42台(其中遄达700为31台，遄达800为11台)，预计到2004年将再生产639台(其中遄达700为228台，遄达800为411台)。 价　　格　930～1040万美元(1995年)。 用　　途　遄达700系列　A330、MD-12。 　　　　　遄达800系列　波音777。 研制情况 　　遄达是罗尔斯•罗伊斯公司迄今发展的推力最大、性能最好的大涵道比民用涡扇发动机。它是在RB211-524G/H的基础上改进的。与RB211-524G/H相比，遄达的风扇直径加大，增加1级中压压气机，低压涡轮增加1～2级并采用了一些其他新技术，其耗油率比-524G/H低4%，比早期的-524B2低17.6%。此外，遄达的单元本拆换顺序不同于其他各型RB211，它的全部单元体由后端拆下更换的方式可使整个核心机从风扇机匣拆下，因而更便于维修。 　　遄达与美国采用的双转子涡扇发动机相比，它的三个转子可分别在最佳转速下工作，使转子级数、叶片数和可调叶片数减少。由于转子级数少，转子可较短，提高转子刚性，减小性能衰退率。双转子发动机的高压涡轮一般为2级，第2级处于高转速下工作，需要冷却转子叶片，而三转子的中压涡轮在较低的转速下工作，不需要冷却，减少了冷却空气要求，保使发动机耗油率降低1.5%。三转子的一个缺点是滚珠轴承安排比较复杂，但遄达采用了圆弧端齿联轴器，使发动机装配和分解都比未采用这种联轴器的双转子发动机简单。 　　遄达的压气机寿命为40000～70000h，中、高压涡轮为25000～40000h，燃烧室经修理后可达40000h，盘轴为20000循环。目前遄达的有两个系列： 　　遄达700系列　1989年4月开始发展，1994年1月取得适航证并进行了首飞，装遄达700的A330已于1995年3月投入航线使用。 　　遄达800系列　遄达的最新系列，1995年1月27日获得适航证，取证的推力为40083daN。 结构和系统 (遄达700) 进气口　环形，无进口导流叶片，复合材料制的进气锥随风扇一起转动，有消声措施。 风　　扇　单级轴流式。26片超塑成形/扩散粘结的无凸台宽弦空心钛合金风扇叶片。榫头沿长度方向作成圆弧形，允许轮盘小，从而减小了轮毂比，增大空气流通量。 中压压气机　8级轴流式。转速7000r/min。核心流量比-524G/H的大。进口导流叶片和前2级整流叶片可调。整个转子用钛合金焊成一体，第1级轮盘在盘心处向前伸出一段，形成与前轴颈相连的短轴。后2级转子叶片采用与气流方向垂直的设计，称为“正交”叶片，工作时叶根有附加弯矩，但效率较高。 高压压气机　6级轴流式。转速10000r/min。整个转子用IMI834钛合金焊接成整体结构，前轴颈用圆弧端齿联轴器与第1级盘盘心处的斜轮毂相连。整流叶片外环与机匣间环腔中装有隔热材料，以控制机匣温度，提高被动间隙控制能力，使叶尖间隙在工况瞬变时变化不大。 燃烧室　环形。钢制机匣，镍基Nimonic合金火焰筒，装有24个气动雾化喷嘴。 高压涡轮　单级轴流式。转子叶片和导向器叶片均为气冷式。92片转子叶片带冠，用定向凝固材料MARM002铸造。导向器叶片采用三维流复合倾斜设计，可减少附面层损失。 中压涡轮　单级轴流式。126片转子叶片不冷却，用可控涡变功量设计，用SRR99单晶材料铸造。26片导向器叶片按三维流复合倾斜设计，用MARM002定向凝固材料铸造。 低压涡轮　遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。全部按三维流设计，转子叶片也是按正交原理设计，叶片呈弯曲状。 尾喷管　采用强迫掺混的整体式喷管。 控制系统　全权数字式电子控制系统。 技术数据 起飞推力(daN) 　　遄达768　　　　　30627(30℃) 　　遄达772　　　　　31666(30℃) 　　遄达875　　　　　34694(30℃) 　　遄达877　　　　　35986(33℃) 　　遄达884　　　　　38480(30℃) 巡航推力(H=10668m, M=0.82, daN) 　　遄达768/772　　　5121 　　遄达875/877/884　5789 巡航耗油率[kg/(daN•h)] 　　遄达768/772　　　0.576 　　遄达875/877/884　0.567 推重比 　　遄达768　　　　　4.94 　　遄达772　　　　　5.20 　　遄达871　　　　　4.68 　　遄达882　　　　　5.30 空气流量(kg/s) 　　遄达768　　　　　877.1 　　遄达772　　　　　898.0 　　遄达875　　　　　1127.1 　　遄达877　　　　　1134.9 　　遄达884　　　　　1177.5 涵道比 　　遄达768　　　　　4.97 　　遄达772　　　　　4.89 　　遄达875　　　　　6.21 　　遄达877　　　　　6.16 　　遄达884　　　　　5.96 总增压比 　　遄达768　　　　　35.16 　　遄达772　　　　　36.84 　　遄达875　　　　　36.0 　　遄达877　　　　　36.91 　　遄达884　　　　　39.88 最大直径(mm) 　　遄达768/772　　　2474(风扇直径) 　　遄达875/877/884　2794(风扇直径) 长度(mm) 　　遄达768/772　　　3911 　　遄达875/877/884　4368 质量(kg) 　　遄达768/772　　　6515 　　遄达875/877/884　8211 </div>不能不提它吧 GE90    <img height="298" src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=1&id=149" width="534" border="0" alt=""/> <table cellspacing="0" cellpadding="0" width="360" align="center" border="0"><tbody><tr><td align="center" height="30">GE90涡轮风扇发动机结构</td></tr></tbody></table>牌　　号　GE90 用　　途　军用/民用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　美国 厂　　商　通用电气公司航空发动机集团 生产现状　生产 装机对象　大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯的MD-12X、空中客车公司的 　　　　　A330的派生型等。 研制情况　　1990年1月16日，美国通用电气公司(GE)正式推出大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。它满足了B777的需要，也能适应未来民航市场的发展。1992年11月23日GE90首次进行核心机试验，1993年3月29日进行全尺寸的发动机试验，1995年2月2日获得FAA发动机适航证。装GE90的B777于1995年8月取得适航证，9月投入使用。GE90发动机的研制费约12～30亿美元，研制计划以GE公司为主，它承担57%的份额。法国SNECMA公司承担25%，负责低压和高压压气机以及增压级、润滑系统、全权数字式电子控制系统的子部件和起动机，此外，还从事备份的钛合金风扇和10级压气机的发展工作，日本石川岛播磨重工业公司承担8%，负责低压涡轮和主轴；意大利菲亚特公司承担7%，负责齿轮箱和传动系统，并参与低压涡轮的设计和研制工作。 　　GE90发动机采用了通用电气公司CF6和CFM56系列发动机的经验以及通用电气公司与NASA合作的节能发动机E3的先进技术。除了能提供最大推力以外，GE90与现有的高涵道比发动机相比，将降低耗油率9%，减少氧化氮排放33%。 　　GE90采用直径为3124mm的宽弦复合材料风扇以及与之匹配的E3的10级压气机，其优异的效率和操作性能业已得到证实。该发动机的双环腔燃烧室极为经久耐用，且排放污染非常低。同样地，双级高压涡轮采用先进材料和主动间隙控制技术，以提高效率和使用寿命。6级低压涡轮则采用CF6和CFM56系列发动机极其成功的经验。 　　GE90取适航证时的推力为37675daN，但装在B777“A”市场飞机时用降功率(降低10%)工作，即以34250daN的推力投入初期服役。 　　在发展试验中，发动机推力在大于取证推力下累积的工作时间达380h。其中，有7台发动机推力超过44480daN(100000 lb)，工作时间为65h。 　　截至1995年8月24日，GE90发展试验已累积地面工作5153h，15079循环，飞行226次计501.5h。 　　其主要改型有： 　　GE90-B3　用于B777“A”市场，该型为1995年投入使用的初始型号，推力为34250 daN。 　　GE90-B2　用于B777“A”市场，改进了高空性能，推力为34250daN。 　　GE90-B1　用于B777“B”市场，推力为38660daN。 　　GE90-B4　用于B777“B”市场，推力为38920daN。 　　GE90-92B　为满足B777进一步发展的要求，GE公司于1994年5月提出发展GE90的第1个推力加大型即GE90-92B的发展计划，编号中的92B表示它用于B777，推力为92000 lb(41000daN)。此改型将改进高、低压涡轮材料与冷却技术，以提高燃气温度40℃，但仍保留与原型相同温度裕度，还将改进低压涡轮轴等。计划于1996年5月取得适航证，同年年底投入使用。 　　今后还将发展推力分别为：43200、46700、51200daN的推力增长型，以满足B777加长型与“C”市场之需。

有没有涡扇10呀？

06年的帖子，图居然没挂。。。
图霸啊。。。

如此好贴怎能不顶

差距所在啊，谢谢楼主

真是太好了,难得的详细资料

好贴，不知有没有RB199三转子发动机？还有涡扇十、九等？没想到发动机这么贵！31算便宜的