А.ЛЮЛЬКА-САТУ

РТД-1

Разрез РТД-1 [20]

авиационный турбореактивный двигатель

Конструктивная схема РТД-1 [56]

Проект реактивного турбодвигателя РТД-1 с центробежным компрессо­ром был разработан в 1938 г. А. М. Люлькой на кафедре авиадвига­телей Харьковского авиационного института. Различные варианты дви­гателя предусматривали применение одно- и двухступенчатого центробеж­ного компрессора с приводом от газо­вой турбины и реактивного сопла. Большое внимание при разработке проекта уделялось возможности ско­рейшего создания двигателя. С этой целью предусматривалось использо­вание в нем узлов, уже проверенных в практике турбокомпрессостроения для поршневых двигателей, и узлов, разработанных при создании паро­турбинных установок. В связи с этим была обоснована возможность полу­чения хорошей эффективности цикла при температурах газа перед турби­ной до 923 К. Обоснование возможно­сти применения ТРД с такой сравни­тельно низкой температурой газа бы­ло тем более важно, что этим реша­лась возможность постройки работо­способной турбины при существовав­ших в то время материалах без при­менения специальных систем охлаж­дения.

РТД-1 предполагалось установить на скоростном истребителе ХАИ-2. Рас­четы показывали, что на ХАИ-2 с двигателем РТД можно было развить скорость до 900 км/ч, что в 1,5-2 ра­за превышало скорости, достигнутые самолетами в 30-е годы. Мощность двигателя при скорости полета 900 км/ч составляла 800 л.с.

РД-1

авиационный турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором РД-1 (1939 г.) спроекти­рован А.М.Люлькой в Ленинградском конструкторском бюро, где были цент­рализованы работы по созданию этого ТРД, и в 1940 г частично изготовлен на Кировском заводе. При проектиро­вании и изготовлении компрессора и камеры сгорания РД-1 использовался опыт постройки паротурбинных уста­новок.

В течение 1941 г. планировалось про­ведение стендовых испытаний, но с началом Великой Отечественной вой­ны дальнейшие разработки были пре­кращены. Было изготовлено лишь 75% деталей и узлов. Рвзл. = 530 кгс гек = 3,2 Тг = 940 К

Разрез РД-1 [20]

Конструктивная схема РД-1 [67]

Суд.взл. = 1,43 кг/кгс.ч Не был осуществлен и проект более мощного двигателя ВРД-2 со взлетной тягой 2000 кгс.

ТР-1

авиационный турбореактивный двигатель

Основанию ОКБ Люльки предшество­вали поисковые работы по реактивным двигателям, начатые им с группой ин­женеров в 1937 г. 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 лишь в 1943 г в ЦИАМ, а затем в 1944 г. в специальном отделе ТРД НИИ Наркомата авиационной промы­шленности. Руководителем отдела стал А.М.Люлька.

ТР-1 [67]

В 1945 г. по чертежам отдела на опытном заводе изготовлен стендо­вый ТРД С-18 (при его разработке ис­пользовался опыт создания РД-1), ко­торый в этом же году прошел стендо­вые испытания. Летный вариант двигателя C-18 получил обозначение ТР-1.

24-27 февраля 1947 г двигатель ТР-1 прошел государственные испытания. Он изготавливался малой серией и предполагался для истребителей 154, Су-10, Су-11 (первый), И-211 С.М.Алексеева и И-305 (КБ А.И.Микоя­на), бомбардировщика Ил-22. Однако, самолеты не поднялись в воз­дух, поскольку двигатель тогда еще не был доведен, постоянно ломался на стендовых испытаниях.

На Ил-22 двигатели были отрегулирова­ны на тягу 940 кгс для увеличения ре­сурса. Первоначальное же требование по тяге для ТР-1 составляло 1600 кгс. Ил-22 в серию не пошел и в дальнейшем использовался при создании Ил-28. Двигатель выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным восьми- ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания и одноступенчатой турбиной.

Рвзл. = 1300…1400 кгс (ТР-1)

1500 кгс (ТР-1А) Суд.взл. = 1,27…1,35 кг/кгс.ч (расчеты показывали 1,2 кг/кгс.ч) Суд.кр. = 1,29 кг/кгс.ч Gb взл. = 31,5 кг/с Як взл. = 3,16 Тг взл. = 1050 К Мдв. = 856 кг Эдв. = 856 мм Ьдв. = 3860 мм

Ресурс ТР-1 даже с пониженной тягой составлял всего около 20 часов.

Су-11 (первый) [6]

Разрез ТР-1 [7]

Разрез С-18 [20]

Конструктивная схема ТР-1 [20]

ТР-2/3

авиационные турбореактивные двигатели

Конструктивная схема ТР-3 [20]

В 1947-48 гг. спроектирован и изготов­лен более совершенный ТРД ТР-2 тя­гой 2500 кгс, который прошел только стендовые испытания.

В 1948-50 гг. создается ТРД ТР-3 (АЛ-3) тягой 4500 кгс. В 1950 г. он прошел Го­сударственные испытания и предпола­гался к установке на опытных самоле­тах Ил-30 и Су-17, которые так и не поднялись в воздух.

Ресурс двигателя ТР-3 составлял 50 ча­сов.

АЛ-5

авиационный турбореактивный двигатель

АЛ-5 [7]

Ла-190 [57]

Двигатель АЛ-5 (иногда его называют ТР-3А) создан в 1947-53 гг. В 50-е гг. АЛ-5 был одним из самых мощных ТРД в мире. Он имел осевой семиступенчатый компрессор, кольце­вую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жесткое коническое сопло. Запуск двигателя осуществляется автономно с помощью турбостартера типа ТС. В начале 1952 г. АЛ-5 прошел летные испытания на самолете Ил-46. После

прохождения Государственных испы­таний двигатель изготавливался ма­лой серией для установки на самолеты Ил-46 и Ла-190, которые выполнили только опытные полеты и реализова­ны не были. Рвзл. = 5000 кгс Суд.кр. = 0,95 кг/кгс.ч Ов взл. = 95 кг/с Як взл. = 4,5 Тг взл. = 1100 К Мдв. = 1770 кг Эдв. = 1200 мм Ьдв. = 4310 мм

В марте 1953 г. было завершено изго­товление двигателя второго поколения АЛ-7 тягой 6830 кгс, состоящего из де- вятиступенчатого одновального ком­прессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступен­чатой турбины, конического нерегули­руемого сопла. Он имел масляную сис­тему закрытого типа (масло охлажда­лось топливом), автономную систему запуска. Раскрутка двигателя осуществ­лялась турбостартером. Розжиг основ­ного топлива в камере сгорания произ­водился с помощью двух пусковых бло­ков, снабженных 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 са­молета, подверженных обледенению при эксплуатации.

lij АЛ-7 авиационный турбореактивный двигатель

И-75Ф [99]

Одной из главных проблем при проек­тировании и изготовлении АЛ-7 было создание высоконапорного компрессо­ра. В результате был создан одноваль- ный девятиступенчатый компрессор со сверхзвуковой ступенью, имевший сте­пень повышения давления 10. Подоб­ных компрессоров в то время в миро­вой практике еще не было.

При проектировании и изготовлении теплонапряженной камеры сгорания и газовой турбины, работающей при вы­соких температурах с большими тепло- перепадами в одной ступени, решались вопросы стабилизации процесса горе­ния в камере, достижения оптимально­го поля температур газа перед турби­ной, охлаждения конструкции и др. Был 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 г. АЛ-7 прошел Государ­ственные 100-часовые испытания и устанавливался на самолетах Ил-54 и Ту-98.

АЛ-7 [12]

Су-7Б [1]

Разрез АЛ-7Ф-1 [7]

Дальнейшие работы по АЛ-7 велись в направлении совершенствования его узлов и повышения энергонапряжен­ности путем сжигания дополнительно­го топлива за турбиной, в форсажной камере. Двигатель получил обозначе­ние АЛ-7Ф-1 и в 1959 г был запущен в серийное производство. АЛ-7Ф-1 (1953-57 гг) — это ТРД с высо­конапорным осевым компрессором со сверхзвуковой первой ступенью, авто­матическим регулированием компрес­сора, двухступенчатой газовой турби­ной, форсажной камерой. Форсажная камера прямоточная, с разделением потока газа на две части (малого и большого контура) с кольцевыми ста­билизаторами пламени и противовиб- рационным экраном. Сопло регулируе­мое, двухпозиционное снабжено 24 створками. Для подачи топлива в фор­сажную камеру и регулирования фор­сажного режима установлен специаль­ный агрегат.

В 1960 г. проведены Государственные 100-часовые испытания двигателя и двигатель был запущен в серийное производство на ММПП Салют и ОАО Рыбинские моторы в качестве силовой установки самолетов Су-9, Су-7Б, Су-17 КБ Сухого, И-7 и И-75 КБ Микояна.

Выпущено более 2000 двигателей АЛ-7Ф-1. Рвзл. = 9200 кгс (АЛ-7Ф-1)

9600 кгс (АЛ-7Ф-1-100/100У)

Су-9 [2]

Суд.ф.взл. = 2,0 кг/кгс.ч

Су-11 [2]

pi

АЛЮМА-САТУ

Разрез АЛ-7Ф-2 [7]

Ту-128 [2]

Бе-10 [7]

Суд.кр. = 0,91 кг/кгс.ч Ркр. = 6240 кгс (АЛ-7Ф-1)

6800 кгс (АЛ-7Ф-1-100/100У) Ов взл. = 114 кг/с Кк взл. = 9,1 Тг взл.макс. = 1200 К Тг взл. = 1133 К Мдв. = 2010 кг Эдв. = 1250 м Ьдв. = 6630 мм Ресурс 250 часов

В конце 50-х гг. АЛ-7Ф-1 модернизиру­ется с целью улучшения основных дан­ных и повышения надежности работы. В модификации двигателя, получившей обозначение АЛ-7Ф-2 (1956-62 гг), уве­личена тяга и снижен удельный расход топлива главным образом за счет усо­вершенствования второй ступени тур­бины и увеличения диаметра форсаж­ной камеры.

Ту-110 [11]

Х-20 [99]

Ла-250 [2]

В компрессоре АЛ-7Ф-2 установлены восьмая и девятая ступени повышения напорности. Рабочие колеса первой и второй ступеней изготовлены из тита­на. В масляной системе вместо колов­ратных насосов применены центро- бежно-шестеренные. Усовершенство­вана система регулирования: введены ограничители максимальной темпера­туры газа перед турбиной и макси­мальной приведенной частоты враще­ния ротора.

Двигатель АЛ-7Ф-2 имел несколько больший ресурс, чем АЛ-7Ф-1: 300 ча­сов против 250.

В конце 1963 г. АЛ-7Ф-2 прошел Госу­дарственные испытания на самолете Су-11, после чего было начато его се­рийное производство. Устанавливался АЛ-7Ф-2 на самолеты Су-11 и Ту-128. Рф.взл. = 10100 кгс Суд.ф.взл. = 2,0 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,89 кг/кгс.ч Ов взл. = 115 кг/с 7Гк взл. = 9,3 Тг взл. = 1200 К Мдв. = 2100 кг Эдв. = 1300 мм Ьдв. = 6650 мм

В 1962 г. форсажную тягу АЛ-7Ф-2 уве­личивают до 11200 кгс. Двигатель с та­кой тягой имел обозначение АЛ-7Ф-4. Другие модификации:

• АЛ-7П (первый летный экземпляр лайнера Ил-62 и Ту-110, модификация Ту-104) .

• АЛ-7ПБ (гидросамолет Бе-10) Рвзл. = 7260 кгс

Суд.взл. = 0,97 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,872 кг/кгс.ч Ов взл. = 114 кг/с Кк взл. = 9,1 Тг взл. = 1133 К Тг макс. = 1200 К Мдв. = 1746 кг Эдв. = 620 мм Ьдв. = 3310 мм

• АЛ-7Ф (самолеты Ла-250, И-7/75 КБ Микояна) . Рб/ф. = 6420 кгс . Рф. = 9215 кгс

• АЛ-7ФК (крылатые ракеты Х-20/20М . высота пуска — до 15000 м . дальность стрельбы 350-800 км . скорость полета 1850 км/ч.)

АЛ-21Ф

авиационный турбореактивный двигатель

В 1965 г. началась разработка про­екта ТРД третьего поколения. В кон­це 1966 г. изготовлены первые эк­земпляры АЛ-21Ф для самолета Су- 17. Двигатель производился на ММПП Салют. Рвзл. = 8900 кгс Суд.ф. = 1,901 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,725 кг/кгс.ч Об = 88,5 кг/с Кк = 12,7 Тг = 1263 К Мдв. = 1580 кг Эдв. = 1030 мм Ьдв. = 5340 мм

В 1969 г АЛ-21Ф форсирован по тяге на 25-30%. Форсирование достигнуто уве­личением расхода воздуха, повышени­ем давления и температуры газа перед турбиной. Для этого во все узлы были введены значительные изменения. В марте 1970 г изготовлен первый эк­земпляр модифицированного АЛ-21Ф — двигатель АЛ-21Ф-3, состоящий из осе­вого 14-ступенчатого компрессора, осе­вой одновальной активно-реактивной трехступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, пита­ния топливом и маслом, электрообору­дования, противообледенения и др.

В компрессоре получена степень по­вышения 15, что в одновальной схеме достигнуто применением развитой механизации. Десять направляющих аппаратов, включая входной, имеют поворотные лопатки, управляемые ре­гулятором в зависимости от приведен­ной частоты вращения ротора ком­прессора. Ротор компрессора барабан- но-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по которым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи трех телескопических труб. Ротор компрессора со шлицевыми со­единениями дисков, обладающих при сравнительно малой массе большой же­сткостью, является конструктивной особенностью всех двигателей марки 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 ступени турбины охлаждаются возду­хом, отбираемым за компрессором. На крейсерских режимах с целью повы­шения экономичности двигателя ох­лаждающий воздух в турбину не пода­ется. Над рабочими лопатками всех трех 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.

Разрез АЛ-21Ф-3А [7]

Су-17М4 [2]

Детали компрессора, за исключением заднего корпуса и диска последней сту­пени, выполнены из титана, что суще­ственно снизило массу конструкции. По сравнению с лучшим двигателем второго поколения АЛ-21Ф-3 имеет удельную тягу выше на 23%, удельный

А.ЛЮЛЬКА-САТУРН

расход топлива и удельную массу ни­же на 17 и 30% соответственно. АЛ-21Ф-3 выпускался на ММПП Са­лют и Омском моторостроительном ПО имени П.И.Баранова. Устанавли­вался на самолеты Су-17М, Су-24 и МиГ-23Б. Рф.взл. = 11215 кгс Рвзл. = 7800 кгс Суд.ф.взл. = 1,86 кг/кгс.ч Суд.взл. = 0,88 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,76 кг/кгс.ч Ов = 104 кг/с Кк взл. = 14,6 Тг = 1385 К Мдв. = 1800 кг Эдв. = 1030 мм Ьдв. = 5340 м

В АЛ-21Ф-3А установлен осевой 14- ступенчатый компрессор с поворот­ными лопатками направляющих ап­паратов, прямоточная трубчато- кольцевая камера сгорания, трехсту­пенчатая осевая активно-реактивная турбина, прямоточная трехстабили- заторная форсажная камера, регули­руемое всережимное со сверхзвуко­вой расширяющейся частью реак­тивное сопло.

РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОГО ФОРСАЖА Р = 11250 + 225 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55

Суд. = 1,86 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5…2,0 кг/с

РЕЖИМ МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ Р = 9700 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55

Суд. = 1,36 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5.2,0 кг/с

РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОГО УДЕЛЬ­НОГО РАСХОД ТОПЛИВА Р = 7800 + 234 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55

Суд. = 0,88 + 0,5 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5.2,0 кг/с

РЕЖИМ МИНИМАЛЬНОГО УДЕЛЬ­НОГО РАСХОД ТОПЛИВА Р = 3300.4500 кгс n = 6890.7400 об./мин. Кк = 9,0.11,35 Суд. = 0,76 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 75.90 кг/с РЕЖИМ МАЛОГО ГАЗА

Р = 350 кгс

n = 5630 об./мин.

Кк = 3,3

Суд. = 900 кг/ч

Ов = 30 кг/с

Су-24М [22]

Ьдв.с форс.камерой = 5160 мм Эмакс. = 885 мм Мдв. = 2005 кг

АЛ-31Ф

авиационный турбореактивный двигатель

Разработка АЛ-31Ф началась в 1976 г под руководством А.М.Люльки. В 1984­85 гг. двигатель прошел доводку и Госис­пытания под руководством В.М.Чепкина, ставшего Генеральным конструктором предприятия в 1984 г Данный ТРДДФ предназначен для ус­тановки на истребитель Су-27 и его модификации Су-27УБ, Су-32ФН, Су-34 и др.

АЛ-31Ф представляет собой двух- вальный ТРДД со смешением потоков за турбиной. Конструктивно он со­стоит из четырехступенчатого регу­лируемого компрессора низкого дав­ления, девятиступенчатого компрес­сора высокого давления (управление радиальным зазором), камеры сгора­ния кольцевого типа, одноступенча­той турбины высокого давления, од­ноступенчатой турбины низкого дав­ления (управление радиальным зазо­ром), форсажной камеры, сверхзву­кового регулируемого сопла. Воздуховоздушный теплообменник системы охлаждения турбин установ­лен в наружном контуре двигателя. Он оснащен устройством отключения части воздуха на дроссельных бесфор­сажных режимах.

Двигатель характеризуется верхним расположением агрегатов, замкнутой маслосистемой и автономной систе­мой запуска.

АЛ-31Ф [20]

Су-27 [104]

Серийное производство осуществля­ется на ММПП Салют и Уфимском моторостроительном ПО с 1981 г.

АЛ-31ФП [1] Су-37 [31]

Рф.взл. = 12500 кгс

Суд.ф.взл. = 1,96 кг/кгс.ч

Рвзл. = 7850 кгс

Суд.кр. = 0,666 кг/кгс.ч

Об = 112 кг/с

К к взл. = 23,0

твзл. = 0,571

Тг взл.= 1660 К

Мдв. = 1530 кг

Ьдв. = 4945 мм

Ьдв. = 1240 мм

Эдв. = 910 мм

Назначенный ресурс 900 часов Межремонтный ресурс 300 часов Модификация АЛ-31ФП (1988 г.) — это высокоэкономичный, высокотемпера­турный двухконтурный двигатель мо­дульной конструкции с поворотным

АЛ-31ФП на Су-37 [97]

реактивным соплом. Устанавливается на самолеты Су-37, Су-30МК и другие модификации самолета Су-27. АЛ-31ФП эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета, устойчиво работает в режимах глубоко­го помпажа воздухозаборника при Мп до 2, а также в условиях плоского, пря­мого и перевернутого штопора, обеспе­чивает уникальные маневренные ха­рактеристики самолета, в том числе при выполнении фигур высшего пило­тажа в динамическом режиме работы на минусовых скоростях до 200 км/ч. Двигатель обладает высокой газоди­намической устойчивостью и прочно­стью, что позволяет ему надежно ра­ботать в экстремальных условиях по уровню неравномерности и пульсаций давления воздуха на входе. При создании двигателя разработан ряд мер по снижению инфракрасной заметности на бесфорсажном режиме. На первом образце самолета Су-30МКИ под обозначением Су-30И-1 с борто­вым номером 56, в отличие от сило­вой установки самолета Су-37, вектор тяги правого и левого двигателей от­клоняется вокруг оси, расположенной между вертикальной и горизонталь­ной осями симметрии двигателя. Та­ким образом при отклонении сопла появляются горизонтальная и верти­кальная составляющие вектора тяги. На самолете Су-37, где сопла отклоня­ются в вертикальной плоскости, мо­мент для выполнения горизонтально-

Поворотное сопло АЛ-100 [1]

Су-30МКК [2]

го маневра получается за счет разной тяги левого и правого двигателя. Кро­ме того, на самолете 56 система УВТ работает на керосине, а на самолете Су-37 номер 711 — на гидросмеси. Отклонение сопел может производить­ся синхронно или дифференциально с поворотом горизонтального оперения Су-37. Одним из наиболее сложных уз­лов АЛ-31ФП является уплотнение в месте сочленения поворотного сопла с концевой частью форсажной камеры, где температура достигает 2000°С, а давление 5… 7 атмосфер. В ближайшем будущем планируется заменить сталь­ное поворотное устройство на конст­рукцию из титана.

На опытном самолете с бортовым но­мером 711 установлены модифици­рованные двигатели типа АЛ-31ФП с системой УВТ с осесимметричным по­воротным соплом, закрепленным на поворотном устройстве из стали. Все силовые элементы управления соплом — гидравлические.

На серийных двигателях планируется использование топливной системы уп­равления механизацией сопла. Систе­ма управления двигателем интегриро­вана в ЭДСУ самолета. Для управле­ния силовой установкой летчик ис­пользует только тензоРУД. Резервная пневматическая система автоматически возвращает сопла в го­ризонтальное положение в случае от­каза основной системы. Сопло АЛ-100 представляет собой сопло с управляемым в двух плоско­стях вектором тяги двигателя: угол по­ворота вектора тяги в вертикальной плоскости ±15°, в горизонтальной пло­скости ± 8°.

Pecypc двигателя до первого ремонта со­ставляет 1000 часов, а поворотного соп­ла — 250 часов. После проведения полно­го цикла стендовых испытаний pecypc отклоняемого сопла будет повышен до 500 часов и после его выработки сопло может быть заменено на новое. Конструкторская документация для подготовки серийного производства АЛ-31ФП разработана и серийное про­изводство могло быть начато еще в 1997 г. Ближайшей целью разработчи­ка является доводка двигателя, те. до­стижение максимальной тяги на кор­сажном и бесфорсажном режиме, ми­нимального удельного расхода топлива. АЛ-31ФП изготавливается на ММПП Салют и АО Уфимское моторострои­тельное ПО в обычном и тропическом исполнении.

Рполн.ф. = 12500 кгс Суд.мин. = 0,67 кг/кгс.ч Мдв. = 1570 кг Ьдв. = 4990 мм Эдв.вх = 910 мм Эдв.макс. = 1280 мм Муд. = 0,115

А.ЛЮЛЬКА-САТУ

DI

АЛ-31ФН [20]

Су-35 [1]

Су-33 [2]

Двухконтурный турбореактивный двигатель модульной конструкции АЛ-31ФН (1992-94 гг.) является дру­гой модификацией ТРДДФ АЛ-31Ф. Это высокотемпературный, двухваль- ный двигатель со смешением потоков за турбиной, с нижним расположени­ем коробки двигательных агрегатов. Коробка самолетных агрегатов рас­положена на двигателе. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Системы ликвидации помпажа, авто­матического запуска в полете, встреч­ного запуска основной и форсажной камер обеспечивают устойчивую ра­боту силовой установки при примене­нии бортового оружия. Модульная схема двигателя вместе с оригинальными конструкторскими решениями обеспечивает простоту эксплуатации двигателя и замену по­врежденных элементов в условиях аэ­родрома, в том числе и лопаток ком­прессора высокого давления. Рвзл.ф. = 12500 кгс Суд.мин. = 0,705 кг/кгс.ч Мдв. = 1538 кг Ьдв. = 5000 м Эдв.вх = 910 мм Эдв.макс. = 1180 мм

АЛ-34 — это первый в мире двигатель с управляемой регенерацией, высоко­экономичный, безопасный на взлете за счет значительного увеличения мощности, с низким уровнем шума. Предназначен для легких многоцеле­вых самолетов и вертолетов (в частно­сти, для самолетов Т-108, М-101Т Гжель, Молния-100, Молния-200, Витязь, Гераклит и др.), а также энергетических установок широкого применения.

АЛ-34-1 [43]

АЛ-34-1 авиационный турбовинтовой двигатель

Nsp. = 550 л.с. (Н = 5180 м, Мп = 0,478) ^зл.макс. = 1000 л.с. Суд.кр. = 0,159 кг/л.с.ч Габариты 640 х 676 х 1609 мм Мдв. = 178 кг

АЛ-55

авиационный турбореактивный двигатель

АЛ-55 — это многофункциональный ГТД для учебно-тренировочных и лег­ких военных самолетов. Один из вариантов применения — УТС Як-130.

Разрабатывается на базе моделирова­ния ТРДД АЛ-31Ф.

АЛ-55 [43]

Опытное производство осуществляет­ся на ММПП Салют и АО Уфимское моторостроительное ПО.

Модификации: