Авиация и космонавтика 2011 10 - страница 13

На этой модификации установкой дополнительной (так называемой "нулевой") ступени на входе в компрессор добились значительного увеличения расхода воздуха на входе. Регулировка компрессора осуществлялась поворотом входного направляющего аппарата, а также передней и задней групп лопаток направляющих аппаратов, общим числом в десять механизированных ступеней — пять передних и пять задних (неподвижными оставались только средние ряды). Управление компрессором позволяло обеспечить устойчивую и экономичную работу двигателя в различных режимах и условиях полета за счет достижения согласованной работы ступеней и бессрывного обтекания лопаток путем их рационального поворота относительно набегающего потока воздуха (можно сказать, "подстройки" к оптимальным условиям работы каждой ступени компрессора). Согласованная работа регулируемых ступеней повышала устойчивость работы компрессора, предотвращая вероятность помпажа и забросов температуры (особенно на переходных режимах при резких дачах управления двигателем).

Надмоторная часть статора компрессора покрывалась специальным "мягким" слоем, защищавшим торцы рабочих лопаток от износа, поддерживая минимальные радиальные зазоры. Большинство деталей компрессора, включая средний корпус, диски ротора, лопатки направляющего аппарата и рабочие лопатки ступеней с 0-й по 11-ю выполнялись из титановых сплавов (кроме трех последних ступеней, с 12-й по 14-ю, которые первоначально также выполнялись из титана, но в ходе серийного выпуска были заменены на стальные). Степень сжатия воздуха в компрессоре удалось поднять с 12,7 у базового АЛ- 21 Ф до значения 14,6 (у предшественника АЛ-7Ф-1 этот параметр составлял только 9,1). Кроме того, в отличие от предыдущего образца, ступени компрессора были выполнены малонагруженными — степень повышения давления в одной ступени, в среднем, составляла 1,17, а не 1,22, как у АЛ-7Ф-1, что в сочетании с пониженными значениями скорости воздушного потока во всех ступенях обеспечило снижение механических нагрузок на лопатки.

Рабочий процесс в камере сгорания характеризовался высокой полнотой сгорания топлива и устойчивостью горения. От других отечественных двигателей своего класса АЛ-21 Ф-3 выгодно отличался не только лучшей экономичностью, но и меньшей дымностью, что обеспечивало вполне очевидные тактические выгоды, способствуя меньшей заметности самолета. До рекордной величины возросли допустимые температуры газов перед турбиной (параметр, определяющий эффективность термодинамического цикла): если у АП-7Ф-1 это значение составляло 1200 К, то у АЛ-21 Ф-3 допустимые температуры довели до 1370 К (впоследствии за счет технологических улучшений — до 1385 К). Форсажная камера и эжекторное реактивное сопло также имели охлаждение стенок, что повышало их ресурс. Ввиду высоких рабочих температур потребовалось внедрение новых жаростойких конструкционных материалов, ввели также охлаждение рабочих лопаток первой ступени и сопловых лопаток первой и второй ступени турбины на форсажном режиме воздухом, отбираемым от компрессора двигателя (на крейсерских режимах, когда температуры были более "щадящими", с целью повышения экономичности охлаждение отключалось). Всережимное сопло отличалось регулировкой: в закрытом положении на "максимале" оно сужалось, а на форсаже открывалось, расширяясь и образуя контур сверхзвукового сопла Лаваля.

Для ускорения создания перспективного изделия на новой модификации применили турбину, изначально разрабатываемую для АЛ-21 Ф-2, с минимальными переделками — заменили материал рабочих лопаток второй ступени, узлы маслосистемы, систему регулирования и питания топливом, электрооборудование и коммуникации ТРДФ. Коэффициент преемственности "тройки" по сравнению с АЛ-21 Ф равнялся 83,5 %.

Уже в январе 1970 года первый опытный двигатель был собран, а в феврале были проведены его стендовые испытания, подтвердившие заявленные характеристики. Положительно оценивая стендовые и летные испытания первых образцов АЛ-21 Ф-3, Комиссия по военно-промышленным вопросам Совмина СССР решением от сентября 1970 года и МАП приказом от 28 сентября того же года поручили московскому машиностроительному заводу (ММЗ) "Сатурн" довести новый двигатель до серии и предъявить его на совместные с ВВС стендовые сточасовые испытания к концу 1971 года.