收费发动机？

单单在喷口来看,不太像

不像。。

АЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机 32o=R5&'  
牌　　号　АЛ-31Ф >y"tuh5:H  
用　　途　军用涡扇发动机 d 2Jos|  
类　　型　涡轮风扇发动机 )fzb_DC%  
国　　家　俄罗斯  VhX1U.+  
厂　　商　留里卡“土星”科研生产联合体 ycio7pM{Ah  
生产现状　生产 RB73s0"d)  
装机对象　用于苏-27歼击机。不带加力的АЛ-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。 zrs-NR#R  
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研制情况 `,N2$;dTK  
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　　АЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。 od&$Mn|+9
  
　　АЛ-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。 Ox 2K4Qb'  
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结构和系统 "Y2JCV 3M  
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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 Vs?"@'g&  
　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。 `zLP:&FL  
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 N7%2_h:nj  
　　　　　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 VrELT6"  
　　　　　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 HB_zGVmxm  
　　　　　栅。 U r'9L^E  
高　　压 I:s^&?kd"  
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 zFG8Jo/  
　　　　　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～ X`H<~+$  
　　　　　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 [D/QE!=b:,  
　　　　　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 M.65kBmu  
　　　　　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 SiD)]0sO  
　　　　　～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。 9I@$,
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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。 zS!V+:>  
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 {XY(TSBv  
　　　　　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 8)uK
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　　　　　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 1fAH^
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　　　　　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 E+PR [P  
　　　　　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%， dsys4 #V
  
　　　　　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 & UMIg0jmG  
　　　　　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， G-1mA'nz  
　　　　　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 S}Wmnx %  
　　　　　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 44W\u9VZ  
　　　　　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， >8GkE<I  
　　　　　再进入低压涡轮叶片。 `e)yr]|Q  
加　　力 ?VL;KRE  
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 ~n
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o  
　　　　　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 Vaj{C.uHI  
　　　　　开有大量的防振孔。 W u8;KR3  
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 / hb+xf'  
　　　　　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 *L% V@J;  
　　　　　作动改变喷口的出口截面面积。 L Tc#W^1^H  
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 k2_H`}1B  
　　　　　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 -y#L5:h$  
　　　　　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 b%L1Z&W$  
　　　　　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。 8(RZ KyBz  
$c 34XgI  
技术数据  L%I82 Kt  
v@E4R?  
最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258 wN.- 4Hb\  
中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620 Hq~>YG[%  
加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　2.00 ~rfEhn4  
中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　　0.795 M'(R$*2~[  
推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准) `&8: Xv&  
　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算) 30*JBkYsz  
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0 6cLu7<s  
涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60 )qssDzw_(  
总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8 7cqfe  
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392 _%/kgDK  
最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300 ;l(:nEg?  
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950 6h sIY1V"  
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准) 0aq|+xt  
　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定) lO ?q]R9  
——《世界航空发动机手册》 1smC7"_`3Y  
x|q<];.1  
另有资料介绍АЛ-31Ф的主要性能参数，在设计状态下，最大加力推力约12250kgf，推重比7.1，涵道比0.571，压气机总增压比约23、低压3.54、高压6.46，涡轮前温度1665K。

丫丫狗狗 发表于 2011-2-21 21:29

照片上市太行。

scsxp 发表于 2011-2-21 20:26


    不是，标准版太行模型而已。

有点像 都是发动机

模型干嘛弄成紫铜色？

看不出来

{:qiliang:}歼11B装的太行也是银白色喷口

这是师昌续老先生办公室里的那只模型吧，元宵节某晚会上是师老爷子而不是那些唱歌的坐胡core旁边，我还小小激动了一把~
顺便歪个楼，楼上签名里还是法国软妹优势比较明显