Основные сведения о двигателе

Двигатель, вид слева

Двигатель, вид справа

Турбореактивный двухконтурный двигатель АИ-25ТЛ предназначен для установки на учебно-тренировочные самолёты Aero L-39 Albatros (Чехословакия) и k-8j (Китай).

Двигатель состоит из следующих основных узлов:

- двухкаскадного 12-ступенчатого компрессора;

- разделительного корпуса;

- кольцевой камеры сгорания с корпусом камеры;

- двухвальной 3-ступенчатой турбины;

- корпуса задней опоры с реактивным соплом;

- агрегатов, обеспечивающих работу систем двигателя.

Степень двухконтурности, или отношение расхода воздуха через наружный (второй) контур к расходу воздуха через внутренний (первый) контур двигателя на расчетном режиме, равна 2. Примененная в двигателе двухвальная схема обеспечивает устойчивую работу компрессора на запуске и приемистости.

Компрессор двигателя состоит из двух основных узлов:

- трехступенчатого осевого компрессора низкого давления;

- девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления с клапанами перепуска воздуха из-за III и V ступеней.

Разделительный корпус предназначен для:

- разделения потока воздуха на два контура;

- установки агрегатов и узлов передней плоскости подвески двигателя на самолете.

Спереди к разделительному корпусу крепится компрессор низкого давления, сзади – компрессор высокого давления и кожух наружного контура. Привод основных агрегатов двигателя осуществляется от ротора компрессора высокого давления через систему зубчатых передач.

Камера сгорания – кольцевого типа, с двенадцатью головками, в центральных отверстиях которых размещены рабочие форсунки, подающие мел­кораспыленное топливо во внутреннюю полость жаровой трубы. Жаровая труба камеры сгорания заключена в силовой корпус, к которому спереди крепится компрессор высокого давления, сзади – турбина высокого давления.

Турбина – двухвальная, трехступенчатая, бандажированная. Первая ступень (турбина высокого давления) приводит во вращение ротор компрессора высокого давления и агрегаты двигателя. Вторая и третья ступени (турбина низкого давления) приводят во вращение ротор компрессора низкого давления. В корпусе задней опоры турбины устанавливается роликоподшипник ротора турбины низкого давления и выполнены реактивные сопла обоих контуров. В меридиональном сечении проточная часть турбины представляет собой плавно расширяющийся канал, переходящий в реактивное сопло.

Роторы двигателя механически не связаны между собой, а имеют только газодинамическую связь. Обороты роторов различные и изменяются в зависимости от режима работы двигателя и параметров воздуха на входе в двигатель. Ротор низкого давления имеет четыре опоры: передняя опора – шариковый подшипник, остальные три – роликовые подшипники. Ротор высокого давления устанавливается на две опоры, из которых передняя – шариковый подшипник, задняя – роликовый подшипник.

Масляная система двигателя – автономная, циркуляционная, под давлением. В масляную систему входят следующие установленные на двигателе основные узлы: маслобак, маслоагрегат с фильтром, воздухоотделитель, центробежный суфлер, топливно-масляный агрегат, трубопроводы, сливные краны.

Суфлирование внутренних масляных полостей двигателя и маслобака осуществляется трубопроводами в разделительный корпус, который суфли­руется через приводной центробежный суфлер в реактивное сопло.

Система топливопитания и регулирования двигателя обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания согласно заданному режиму работы двигателя и условиям полета и работу агрегатов управления двигателем.

Запуск двигателя – автоматический, автономный, производится воздушным стартером, питание воздухом которого осуществляется от установленного на борту самолета газотурбинного двигателя АИ-9 или от аэродромного источника питания.

Система защиты двигателя от обледенения обеспечивает обогрев лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления, ко­ка, а также приемника полного давления воздухом, отбираемым за компрессором высокого давления, и снабжена автоматическим терморегулятором расхода воздуха.

Система сигнализации пожара выдает сигнал при возникновении пожара во внутренних полостях двигателя.

Подвеска двигателя на самолете осуществляется в двух плоскостях: передней, расположенной на разделительном корпусе, и задней, расположенной на силовом кольце корпуса задней опоры турбины. С целью универсальности подвески двигателей при различных вариантах установки на самолете в каждой плоскости предусмотрено по шесть мест крепления узлов подвески двигателя, позволяющих осуществить либо боковую подвеску за три узла в каждой плоскости, либо подвеску за два. средних узла в обеих плоскостях. Тяга двигателя передается к элементам самолета через средние узлы крепления двигателя в передней плоскости подвески.

Двигатель оборудован средствами раннего обнаружения неисправностей:

- сигнализатором опасных вибраций;

- стружкосигнализатором;

- системой сигнализации пожара;

- магнитной пробкой;

- сигнализатором закрытого положения клапана СВ-25;

- сигнализатором перепада давления в топливно-масляном агрегате 4717Т; .

- сигнализатором минимального уровня масла СУЗ-14.

Для осмотра лопаток ВНА КВД на разделительном корпусе имеются смотровые окна.