Содержание к диссертации
Введение
1. Конверсия авиационных двигателей в газотурбинные приводы для наземных установок 8
Выводы 26
2. Режимы работы, характеристики, ресурс, конструктивные особенности авиапривода 27
2.1. Основные требования к газотурбинным авиаприводам ...27
2.2. Режимы работы газотурбинных авиаприводов 30
2.3. Характеристики газотурбинных авиаприводов и основные направления их обеспечения и улучшения 39
2.4. Ресурс газотурбинных авиаприводов и основные принципы его обеспечения 74
2.5. Конструктивные особенности газотурбинных авиаприводов ...85
Выводы 100
3. Методология испытаний и оценки характеристик газотурбинных авиаприводов 102
3.1. Стендовые испытания 102
3.2. Оценка характеристик при стендовых испытаниях и в эксплуатации 109
Выводы 120
4. Системы автоматического управления и законы регулирования газотурбинных авиаприводов 121
4.1. Системы автоматического управления газотурбинным приводом 121
4.2. Законы регулирования газотурбинного привода 134
Выводы 140
5. Методология диагностики и поддержания технического состояния газотурбинного привода в эксплуатации .. 141
Выводы 149
6. Реконверсия опыта создания, доводки и эксплуатации газотурбинного авиапривода в авиационный двигатель 151
Выводы 156
Основные выводы 158
Список литературы 160
Приложения 168
- Характеристики газотурбинных авиаприводов и основные направления их обеспечения и улучшения
- Конструктивные особенности газотурбинных авиаприводов
- Оценка характеристик при стендовых испытаниях и в эксплуатации
- Реконверсия опыта создания, доводки и эксплуатации газотурбинного авиапривода в авиационный двигатель
Введение к работе
Динамичное развитие во всем мире энергоёмких производств, таких как газовая промышленность, энергетика, нефтяная промышленность, металлургия и др., обуславливают необходимость ввода новых мощностей, замены морально и (или) физически устаревшего оборудования, реконструкции объектов. Техническое перевооружение отраслей промышленности является исключительно актуальной проблемой, так как наличие в промышленности изношенного, выработавшего свой ресурс оборудования вводит производства в зону повышенного риска: приводит к перерасходу топлива, нарушению экологических требований, снижению промышленной безопасности и эксплуатационной надежности. Решение этих проблем связано с разработками нового оборудования с высокими характеристиками как по энергосбережению, так и по экологии, ресурсу, надежности и затратам на эксплуатацию.
В связи с этим перед учеными, организаторами производств всего мира стоят проблемы резкого повьппения эффективности продукции на основе ускорения научно-технического прогресса.
Для решения этих задач необходимы знания условий эксплуатации производимой продукции, опыта её эксплуатации, опыта создания и эксплуатации аналогичной продукции других производителей, новейших достижений в областях науки и техники, связанных с разрабатываемой и производимой продукцией.
В настоящее время для энергоемких производств большое развитие получила газотурбинная техника в виде механических приводов и парогазовых установок с комбинированной выработкой электрической энергии и тепла.
Основой такой техники стали газотурбинные приводы в том числе и созданные на основе авиационных газотурбинных двигателей (так назы-
5 ваемые конверсионные газотурбинные авиаприводы ), что в немалой степени связано с резким сокращением выпуска стационарных газотурбинных установок.
Целесообразность применения конверсионных газотурбинных приводов обусловлена их высокими экономическими показателями, а успех их применения в энергетике, газовой отрасли и др. во многом зависит от решения проблем ресурса, надежности, экономичности и экологических характеристик. При использовании в таком оборудовании в качестве топлива природного газа обеспечиваются высокие экологические и экономические характеристики. Современные газотурбинные установки имеют коэффициент полезного действия (КПД) до 40...42% в простом цикле и до 58% в комбинированном.
Высокие экологические характеристики позволяют размещать энергоустановки в границах промышленных зон, в районах жилых зон, тем самым, в случае, применения комбинированных установок для вьфаботки электрической энергии и тепла, существенно сокращать потери тепла при подаче его потребителям.
Современные тенденции развития газотурбинной техники для авиации и наземного применения обуславливают разработку конструкций с высокими параметрами термогазодинамического цикла, большими ресурсами, хорошей эксплуатационной технологичностью и низкой стоимостью.
Проблемы создания такой техники значительно усложняются в связи с ужесточением требований по защите окружающей среды от выбросов вредных веществ с продуктами сгорания.
Большой опыт успешной разработки передовых образцов техники для военной авиации, обобщенный в двигателях семейства АЛ, позволил также создать авиапривод для наземного применения АЛ-31СТ.
Конвертирование авиационных двигателей в наземные газотурбинные
6 авиаприводы освещено в ряде научных работ и статей отечественных и зарубежных специалистов.
В данной работе осуществляется обобщение опыта создания, доводки и эксплуатации конвертированного газотурбинного двигателя АЛ-31СТ с опытом в этой области других отечественных и зарубежных фирм и формулируются основные принципы методологии их создания, доводки и эксплуатации. Эти основные принципы могут быть полезны при создании высокоэффективного, отвечающего современным требованиям, конверсионного газотурбинного привода как для рынка России, так и для зарубежных рынков.
Обобщение опыта положено в основу цели работы, для достижения которой выполнен комплекс исследований и анализ, направленных на решение следующих задач:
Изучение взаимосвязи режимов работы, характеристик, ресурса и надежности газотурбинных авиаприводов.
Разработка методологии испытаний газотурбинных авиаприводов в стендовых условиях и в эксплуатации.
Обоснованы требования к системам управления и законам регулирования газотурбинного авиапривода.
Разработана методология поддержания технического состояния газотурбинного авиапривода в эксплуатации.
Обоснована методология реконверсии опыта доводки и эксплуатации газотурбинного авиапривода в авиадвигатель.
Практическая значимость работы состоит в том, что сформулированные основные принципы методологии создания, доводки и эксплуатации конверсионного газотурбинного двигателя на базе значительного объема опыта работы по авиаприводу АЛ-31СТ и других, как отечественных, так и зарубежных, представляют собой инструмент при конвертировании авиадвигателя в наземную газотурбинную
7 установку. Этот инструмент позволит сократить затраты и время конвертирования.
Содержание работы по главам:
В главе 1 проведен анализ отечественных и зарубежных конверсионных разработок газотурбинных приводов.
В главе 2 сформулированы основные требования к газотурбинным авиаприводам, проанализированы их режимы работы, сформулированы основные направления обеспечения и улучшения их характеристик и обеспечения ресурса, проанализированы конструктивные особенности газотурбинных авиаприводов.
В главе 3 сформулированы основные положения методологии испытаний и оценки характеристик авиаприводов в стендовых условиях и в эксплуатации.
В главе 4 проанализированы системы управления и законы регулирования газотурбинных авиаприводов.
В главе 5 излагается методология диагностики и поддержания технического состояния газотурбинного авиапривода в эксплуатации.
В главе 6 рассмотрена целесообразность переноса опыта доводки и эксплуатации газотурбинного авиапривода на базовый авиадвигатель и его модификации с целью их совершенствования.
Работа выполнена в научно-техническом центре им. А. Люльки ОАО "НПО Сатурн".
По результатам проведенных исследований опубликовано 12 печатных работ, получено 5 патентов.
Характеристики газотурбинных авиаприводов и основные направления их обеспечения и улучшения
Одними из основных характеристик газотурбинных приводов являются: мощностные показатели - номинальное значение мощности, зависимость мощности от температуры атмосферного воздуха; экономические показатели — эффективный КПД ( за рубежом, кроме того, широко используется показатель Heat Rate - удельный расход теплоты ) и экологические показатели - выброс вредных веществ ( в основном, оксидов азота NOx и оксида углерода СО). Номинальное значение мощности ( "размерность" ) конверсионного авиапривода должно соответствовать одному из значений мощностного ряда: 2,5 - 4,0 -6,3-( 8,0 ) - 10,0 - ( 12,5 ) - 16,0 - 25,0 МВт для стандартных атмосферных условий (температура и давление окружающей атмосферы-+15 С и 0,1013 МПа) в станционных условиях (с потерями полного давления на входе в авиапривод не более 100 мм вод. столба и на выходе из силовой турбины не более 150мм вод. столба). Кроме того, должны выполняться требования по обеспечению номинальной мощности при плюсовых температурах атмосферного воздуха в диапазоне от +15 С до +25 С и максимальной ( предельной ) мощности, которая должна быть до 20% выше номинальной, при отрицательных температурах атмосферного воздуха. На рис. 2.3.1 представлены зависимости мощности от температуры атмосферного воздуха ряда авиаприводов (отечественных и зарубежных) в классе мощности от 13,5 до 25,0МВт (для станционных условий).
Вид зависимости мощности от температуры атмосферного воздуха определяет параметры рабочего процесса авиапривода и в первую очередь температуру газа перед турбиной.
Из всех отечественных и зарубежных авиаприводов в классе мощности от 6 до 25 МВт на сегодняшний день только на отечественных авиаприводах АЛ-31СТ, ГТУ-16П и ГТУ-25П реализовано постоянство номинальной мощности в диапазоне температуры атмосферного воздуха от +15С до +25С. Реализация постоянства мощности в этом диапазоне температуры атмосферного воздуха требует увеличения температуры газа перед турбиной относительно режима номинальной мощности в стандартных атмосферных условиях до 30...50, что " нагружает " авиапривод. Поэтому знание продолжительности работы на этих режимах является крайне важным при расчете ресурса и надежности таких авиаприводов.
На остальных авиаприводах, как зарубежных так и отечественных, в основном, реализованы законы изменения мощности по температуре атмосферного воздуха, показанные на рис. 2.3.1 для авиаприводов LM1600, LM2500, НК-36СТ, НК-38СТ.
На этих авиаприводах значение температуры газа перед турбиной, соответствующее режиму номинальной мощности в стандартных условиях, является максимальным и практически сохраняется в диапазоне температуры атмосферного воздуха от -10...-5 С до +45...50С. При температурах атмосферного воздуха ниже указанного диапазона на всех авиаприводах, в том числе и на АЛ-31СТ, ГТУ-16П, ГТУ-25П, температура газа перед турбиной снижается с понижением температуры атмосферного воздуха.
Кроме того, авиаприводы с реализацией постоянства мощности в диапазоне температуры атмосферного воздуха +15...+25С и при температурах выше +25С являются более теплонапряженными, чем остальные, так как в этом случае сохраняется предельная температура газа перед турбиной, соответствующая режиму номинального значения мощности при температуре атмосферного воздуха +25 С, т. е. на 30...50 выше, чем при температуре атмосферного воздуха +15С. Эта повышенная тешюнапряженность также должна учитываться при расчете ресурсных показателей с учетом статистических данных по наработке на этих режимах.
Авиапривод должен иметь запас по мощности для компенсации ухудшения параметров в процессе эксплуатации. Нормативная документация допускает снижение мощности за межремонтный период до 4% относительно номинального значения. Однако опыт эксплуатации отечественных и зарубежных авиаприводов показывает, что фактическое снижение мощности может достигать более 8...10% [39]. При этом на высокоэффективных высокотемпературных авиаприводах снижение мощности происходит более интенсивно, чем на газотурбинных установках промышленного типа, что в немалой степени связано с более "тонкими" профилями лопаток компрессоров.
Снижение мощности в процессе эксплуатации можно условно разделить на две части: "восстанавливаемую" часть, связанную с загрязнением осевых компрессоров, и "невосстанавливаемую" часть, связанную с износом и старением узлов и деталей ( восстановление показателя мощности в этом случае осуществляется в процессе капитального ремонта ). При этом основной причиной ухудшения характеристик является загрязнение проточной части привода.
Влияние загрязнения осевого компрессора может быть уменьшено за счет промывки его проточной части сочетаниями промывок на ходу с промывками на остановленном агрегате ( на холодных прокрутках привода).
Конструктивные особенности газотурбинных авиаприводов
Подача масла на большинстве авиаприводов осуществляется насосами с приводом от газогенератора. Для откачки масла применяют насосы, как с приводом от газогенератора так и с автономным электроприводом. На силовых турбинах, применяемых в энергетике, из-за большой инерции системы ротор турбины - ротор электрогенератора подачу масла на силовую турбину и откачку на выбеге, который достигает 10..Л5 мин (на газогенераторе выбег роторов обычно не превышает 3...4 мин), осуществляют насосами с электроприводом. На линии подачи масла в авиапривод применяют дублированные (для обеспечения замены фильтрующих элементов без останова агрегата) сетчатые фильтры или фильтры глубинного фильтрования с чистотой фильтрации на авиаприводах нового поколения не более 5... 12 мкм. На авиаприводах предшествующих поколений чистота фильтрации масла, в основном, находилась на уровне 40 мкм.
Ужесточение требований по чистоте масла связано с необходимостью обеспечения больших ресурсов, так как чистота масла является одним из факторов сильно влияющим на долговечность подшипников. Опыт доводки авиапривода АЛ-31СТ уже на ранней стадии выявил необходимость ужесточения требований по чистоте масла с 40 мкм до 5...12 мкм. На этом авиаприводе успешно применяются, как сетчатые фильтры отечественного производства так и фильтры глубинного фильтрования (на агрегатах PGT-21S) производства фирмы PALL США.
Для охлаждения масла на линии откачки применяют, в основном, воздушные маслоохладители (на некоторых типах установок, используемых в жарких странах, применяют водяное охлаждение). В последнее время начаты работы по применению для охлаждения масла компактных высокоэффективных газомасляных теплообменников, в которых в качестве охладителя используется топливный газ. Использование топливного газа в качестве охладителя положительно сказывается на эффективном КПД авиапривода за счет дополнительного подвода тепла в камеру сгорания.
Масло маслосистемы авиапривода во многих случаях используется также в качестве рабочего тела для гидравлической части системы управления.
Для исключения утечек масла из полостей опор авиапривода применяют, в основном, в базовой конструкции, как масляные контактные уплотнения так и лабиринтные уплотнения.
На авиаприводе АЛ-31СТ для обеспечения больших ресурсов ещё на стадии проектирования контактные уплотнения были заменены на лабиринтные. Это несколько увеличило расход воздуха на наддув опор и сброс его в атмосферу при существенных преимуществах - простота конструкции и более высокая надежность.
Изменения конструкции камеры сгорания связаны с использованием в качестве топлива природного газа. Находят ограниченное применение, в основном в энергетике, и авиаприводы с двухтопливными камерами сгорания, в которых в качестве топлив применяются природный газ (основное) и жидкое топливо (резервное) - тяжелые дистилляты нефтепродуктов или сырая нефть. Последнее существенно усложняет конструкцию камеры сгорания, систему топливопитания (в том числе и систему топливоподготовки) и управления.
При конвертировании авиадвигателя под один вид топлива -природный газ, изменения конструкции камеры сгорания могут быть несущественными. В этом случае изменяется, в основном, конструкция форсунок и топливной системы. Такое "простое" конвертирование в части камеры сгорания не обеспечивает низких уровней выбросов вредных веществ. Примерами такого конвертирования являются авиаприводы: низкотемпературные НК-12СТ, НК-16СТ с уровнем выбросов оксидов азота 140...160 мг/нм и оксида углерода 298...638 мг/нм [36]; высокотемпературные АЛ-31СТ, ГТУ-16П с уровнем выбросов оксидов азота 220...205 мг/нм и оксида углерода 10...50 мг/нм . В связи с этим в процессе доводки авиаприводов камеры сгорания претерпевают существенные изменения. Ряд отечественных и зарубежных фирм пошли по пути кардинального изменения конструкции камеры сгорания, применяя камеры сгорания с выносными жаровыми трубами, расположенными перпендикулярно или под углом к продольной оси двигателя, другие фирмы провели модернизацию камеры сгорания практически в габаритах существующей конструкции. Примерами первого направления модерішзации камер сгорания являются авиаприводы RB211, НК-38СТ, а второго - LM6000, АЛ-31СТ.
Первое направление существенно усложняет конструкцию камеры сгорания, увеличивает габариты и вес авиапривода и связано это с необходимостью организации поворота потока воздуха за компрессором на углы более 90 для подачи его с небольшой неравномерностью в жаровые трубы и поворота потока продуктов сгорания для осевой их подачи в турбину также с небольшой неравномерностью. Пример такой камеры сгорания представлен на рис. 2.5.3 [60].
Оценка характеристик при стендовых испытаниях и в эксплуатации
Такой подход к проведению одних из важнейших видов испытаний при создании и доводке газотурбинных авиаприводов существенно снижает затраты и продолжительность этих работ за счет одновременного совершения газотурбинным приводом полезной работы и возможности круглосуточной работы в течение длительных периодов. Как уже отмечено ранее стендовые испытания газотурбинных авиаприводов имеют много общего с испытаниями авиадвигателей, а с учетом и конструктивных сходств этих двигателей часть оборудования стендов для испытаний авиадвигателей применима и для испытаний газотурбинных приводов. Поэтому многие фирмы при конвертировании авиадвигателей отказываются от строительства дорогих стендов, а проводят модернизацию существующих стендов.
Основная проблема при модернизации стенда - обеспечение стенда топливом - природным газом. Коммунальные газопроводы в районе населенных пунктов и промышленных городов обеспечивают подачу природного газа с давлением не выше 0,6...1,0 МПа , а для работы газотурбинных авиаприводов требуются давления топливного газа на уровне от 2,5 до 5,0 МПа . При этом в некоторых случаях пропускная способность коммунальных газопроводов не обеспечивает требуемых расходов топливного газа для испытаний газотурбинных приводов. Технически эта проблема решается применением в качестве стендового оборудования дожимных компрессоров и газовых рессиверов, обеспечивающих подачу необходимых расходов газа без пульсаций давления. Для привода дожимных компрессоров обычно требуются мощности до 0,8...1,5 МВт. Кроме того такой способ подачи топливного газа требует дополнительных систем по очистке его от масла. Все это ограничивает применение такого способа подачи топливного газа на испытательные стенды.
Проблема обеспечения стенда топливным газом может быть решена и другим способом - применением газобаллонных емкостей высокого давления (20...25 МПа) с заправкой их от автомобильных газозаправочных станций. Недостаток такой системы топливопитания это зависимость продолжительности работы газотурбинного привода от ёмкости газобаллонной системы. Обычно применяют газобаллонные системы, обеспечивающие продолжительность испытаний от 1 до 1,5 часов, что достаточно для проведения исследовательских, экспериментальных и приемо-сдаточных испытаний газотурбинных приводов. Преимущество такой системы топливопитания - её простота и низкая стоимость.
Система топливопитания стенда состоит из газового хранилища 1 -баллонной "рампы" емкостью 36 м (90 баллонов по 0,4 м с рабочим давлением 20...22 МПа) с узлом заправки, узла редуцирования 2 с двумя водяно-газовыми теплообменниками, газового успокоителя (рессивера) 3, воздухо-водяного теплообменника 4, насоса прокачки воды 5, водяного бака 6, газотурбинной установки ТА-6 (ВСУ гражданских самолетов) 7, используемой в качестве источника сжатого воздуха, камеры подогрева 8, дополнительного водяно-газового теплообменника 9 перед узлом замера расхода топливного газа 10. Система топливопитания также снабжена перекрывными кранами, датчиками контроля давления и температуры воздуха, отбираемого от установки ТА-6, воды перед и за теплообменниками, природного газа перед и за узлом редуцирования и теплообменниками.
Воздух, отбираемый от газотурбинной установки ТА-6 7, используется в качестве теплоносителя для нагрева воды в баке 6 с помощью воздухо-водяного теплообменника 4, а также в качестве рабочего тела турбодетандера (газового стартера типа СТВ-ЗГ или СТВ-10Г) для запуска авиапривода АЛ-31СТ. На линии подачи воздуха в воздухо-водяной теплообменник 4 установлена камера дополнительного подогрева воздуха 8 (использующая в качестве топлива авиационный керосин). Насос 5 обеспечивает циркуляцию воды как при нагреве её в баке, так и при подогреве газа в двух водяно-газовых теплообменниках в процессе его редуцирования в узле 2. Нагрев воды в баке 6 перед испытаниями осуществляют до 80С (емкость бака 1 м3), что вполне достаточно для проведения испытаний продолжительностью 1...1,5 часа. Дополнительный водяно-газовый теплообменник 9 поддерживает перед узлом замера топливного газа 10 и перед топливорегулирующей аппаратурой авиапривода АЛ-31СТ (перед стопорным краном и регуляторами расхода топлива по зонам горения) температуру топливного газа в пределах 20...40С. Газовое хранилище, узел редуцирования и газовый успокоитель размещаются в легкой пристройке к существующему стенду для испытаний авиадвигателей. Остальное оборудование размещено в боксе стенда.
Стенды также оборудуют системами управления авиаприводом аналогичными, в части управления двигателем, системам управления наземной установкой. Так стенд для испытаний авиапривода АЛ-31СТ оборудован комплексом систем автоматического управления и регулирования Series-4 и Series-5 фирмы ССС, применяемых в составе систем управления наземными установками МСКУ-СГ (эта система управления получила широкое распространение в газовой отрасли).
Недостаток таких стендов это отсутствие загрузочных устройств для проведения испытаний полноразмерного авиапривода на рабочих и номинальном режимах.
Модульность конструкции авиаприводов - газогенератор и силовая турбина, упрощает исследовательские, экспериментальные и приемосдаточные испытания за счет возможности проведения испытаний только газогенератора с имитацией силовой турбины жестким насадком (сужающимся соплом) на выходе из турбины газогенератора. При этом, как правило, пропускную способность сопла подбирают под режим номинальной мощности.
Реконверсия опыта создания, доводки и эксплуатации газотурбинного авиапривода в авиационный двигатель
Принципы конверсии авиационных двигателей в стационарные газотурбинные приводы, проблемы, возникающие при конверсии и пути их решения, подробно рассмотрены в предыдущих разделах. Вследствие того, что большая часть основных элементов конструкции авиадвигателей без изменений используется в стационарных приводах представляется интересным перенос опыта доводки и длительной эксплуатации последних для модернизации и создания нового поколения авиадвигателей. В ходе доводки и эксплуатации газотурбинных приводов внедряются мероприятия направленные на повышение их эффективности, ресурса и надежности. Многие из таких мероприятий с успехом находят применение в базовых авиадвигателях и при создании новых. Такой перенос опыта со стационарного авиапривода на базовый авиадвигатель называют реконверсией.
Впервые принцип реконверсии был рассмотрен в работе Е. Ю. Марчукова по конверсии высокотемпературного авиадвигателя [50]. При реконверсии, так же как и при конверсии, основными критериями, позволяющими положительные результаты доводки и длительной эксплуатации конверсионных авиаприводов переносить на авиадвигатель, являются интегральные коэффициенты запаса прочности [50,51], которые должны удовлетворять соотношению. Методология диагностики и поддержания технического состояния, применяемая при эксплуатации газотурбинных авиаприводов, также с успехом находит применение на авиадвигателях и позволяет эффективно наращивать ресурс авиадвигателей и, особенно, короткоресурсных.
Внедрение на авиационный двигатель апробированных длительной эксплуатацией технических решений, применение новых подходов в методологии диагностики и поддержания высокого уровня технического состояния, основанных на опыте эксплуатации газотурбинных приводов, существенно сокращает объем специальных испытаний авиадвигателя для проверки внедренных мероприятий по сравнению с традиционными методологиями проверки конструктивных изменений. При этом необходимо отметить, что на авиационный двигатель внедряются не все мероприятия, успешно прошедшие проверку на авиаприводе, а только те, которые отвечают требованиям, предъявляемым к авиадвигателям.
Большой опыт по реконверсии газотурбинного привода АЛ-31СТ в авиадвигатель АЛ-31Ф и его модификации накоплен за последние 7 лет на НТЦ им. А. Люльки "ОАО НПО Сатурн". Опыт этой реконверсии нашел широкое применение и при создании авиадвигателя нового поколения [43].
При конвертировании авиадвигателя АЛ-31Ф в газотурбинный привод АЛ-31СТ в последнем была применена модернизированная турбина газогенератора, так называемая "турбина повышенной эффективности и надежности", по которой получен положительный результат эксплуатации и которая впоследствии была внедрена в модификацию авиадвигателя АЛ-31Ф. На модификации авиадвигателя АЛ-31Ф эта турбина также подтвердила свои высокие характеристики.
Система плазменного зажигания, успешно эксплуатируемая на авиаприводе АЛ-31СТ, прошла апробацию и внедряется на одну из модификаций авиадвигателя АЛ-31Ф. Применение такой системы зажигания существенно улучшило пусковые характеристики авиадвигателя. Многолетний опыт эксплуатации стационарного авиапривода АЛ-31СТ показал, что многие проявившиеся дефекты никогда не присутствовали на авиационном двигателе АЛ-31Ф с ресурсом 500...700 часов. К таким дефектам относятся: износ элементов механизма привода поворотных направляющих аппаратов компрессора, несмотря на то, что эти элементы претерпевают меньшее количество перекладок от упора до упора, чем на авиационном двигателе; износ цапф и втулок поворотных лопаток входного направляющего аппарата компрессора; износ элементов подвески камеры сгорания и наружного контура; выход из строя межроторного роликоподшипника; износ соединительных патрубков в системе наддува межлабиринтных полостей опор газогенератора; износ уплотнительных элементов в местах ввода и вывода трубопроводов через корпуса; перегрев и коксование масла в опоре турбины газогенератора; заклинивание встроенного в опору насоса откачки масла из опоры турбины газогенератора; выход из строя датчиков давления; износ боковых поверхностей полок лопаток направляющих аппаратов компрессора низкого давления. Из приведенного перечня дефектов видно, что большинство из них связано с износовыми явлениями, то есть с длительной работой, которая отсутствовала на короткоресурсном авиадвигателе АЛ-31Ф. По всем дефектам, выявленным в процессе доводки и эксплуатации авиапривода АЛ-31СТ, были разработаны и внедрены мероприятия по их устранению. Эти мероприятия проверены длительной наработкой в эксплуатации и дали положительный результат. Из мероприятий, которые нашли применение в рамках реконверсии на авиадвигателе АЛ-31Ф и его модификациях (изделия 39, 96 и др.), необходимо выделить следующие: улучшение охлаждения внутреннего кольца межроторного роликоподшипника за счет введения винтовых канавок под внутренним кольцом на носке турбины низкого давления и прокачки по ним масла; устранение натяга в посадке внешнего кольца межроторного подшипника в носок турбины высокого давления и ужесточение посадки этого подшипника; увеличение расхода масла на межроторный подшипник; улучшение слива масла из масляного картера турбины низкого давления за счет дополнительного отверстия с целью ликвидации застойных зон; введение паяных секторов лопаток направляющих аппаратов компрессора низкого давления; применение стальных упругих уплотнительных колец в местах соединения трубопроводов маслосистемы со ступицей корпуса опоры турбины; применение высоконадежных датчиков давления типа ADZ российского производителя ООО АЛЛ "Импекс 2001". Мероприятия по уменьшению износа элементов механизма привода направляющих аппаратов компрессора, внедренные на авиапривод АЛ-31СТ, на авиадвигателе АЛ-31Ф проходят проверку. Для исключения межроторного подшипника на авиаприводе АЛ-31СТ разработана и внедрена турбина газогенератора с индивидуальной опорой турбины высокого давления. Аналогичная конструкция разработана и для одной из модификаций авиадвигателя АЛ-31Ф.
