CFM56-2涡扇发动机介绍.doc
-作者xxxx-日期xxxxCFM56-2涡扇发动机介绍【精品文档】CFM56-2系列发动机2CFM56-2系列发动机2 用于DC-8换装发动机的CFM56发动机命名为CFM56-2C，是CFM56家族中第1个型号，研制工作始于1971年11月，早于CFMI公司成立前两年多，由于核心部分采用了F101的核心部分，研制工作进展较为顺利。第1台发动机于1974年6月底上台架试车，1979年11月以10.8 kN推力获得适航证，并被美国三角航空公司、联合航空公司、飞虎航空公司选用为换装DC-8的发动机。装在波音707改装的飞行试车台上的试飞工作完成于1980年。 DC-8-70系列飞机于1982年4月投入航线使用。截至1982年9月，共生产了用于试验的发动机35台；在4种不同的飞机上进行过3500 h的飞行试验，包括飞行试验在内共进行了32100 h、34368循环的整机试验；并生产、交付了529台发动机。后来，DC-8-71,-72,-73分别命名为DC8-Super71，DC8-Super72、DC8-SuPer73。 由于DC-8系列飞机换装CFM56后取得较为明显的效益，因此美国空军决定将它所用的，由波音公司生产的空中加油机KC-135、C-135 FR、KE-3和预警机E-3换装CFM56-2发动机；美国海军也将它的E-6预警机换装CFM56-2发动机。这种换装到上述军用飞机上的发动机被命名为CFM56-2A、-2B，美国军方命名为F108-CF-100。 2.2 CFM56-2系列发动机性能参数 CFM56-2系列中，有用于DC8-Super70系列飞机的-2-C1、-2-C2，用于E-3、E-8B、KE-3、E-6的-2A-2，用于KC-135R、C-135FR的-2-B1等型发动机。表3列出了它们的主要参数。 CFM56-2发动机(见图6)由单级风扇加3级增压压气机(或称低压压气机)、9级高压压气机、短环形燃烧室，单级高压涡轮与4级低压涡轮组成。 图6 CFM56-2发动机结构图 CFM56-2发动机总体结构紧凑，低压和高压转子共用5个轴承支承，其中有1个中介轴承，低压转子支承方案为0-2-1高压转子支承方案为1-0-1，高压后轴通过中介轴承(4号)支承于低压涡轮轴上；前面3个轴承装在中介机匣上，共用1个滑油腔；后面2个轴承支承于涡轮后轴承机匣中，共用1个滑油腔。CFM56-2总体结构设计概括起来是：2个转子、5个支点(其中1个中介支点)、2个承力框架(中介机匣、涡轮后轴承机匣)、2个滑油腔。图7示出了它们的简图。CFM56-3,-5,-7等系列采用了同一种总体结构设计。 图7 CFM56系列发动机转子支承简图 CFM56总体结构继承了F101发动机的布局，其中引人注目的是高压涡轮后轴通过中介支点支承于低压轴上，选样使承力框架、滑油腔可以少一个，大大简化了总体布局。例如，CFM56-2系列发动机的总体结构 2 JT9D-7R4发动机共有4个支点(低压转子支承方案为0-1-1，高压转子支承方案为1-10)，但却有3个承力框架；而CFM56有5个支点，却仅有2个承力框架。图8(a)、(b)分别示出了这两种布局的比较。 图8JT9D-7R4与CFM56转子支承方案的比较 由于高压涡轮后轴通过中介支点支承于低压轴上的设计能使发动机总体布局简单，因此，由F101发动机衍生的各种发动机，例如F110、F404，M88和CFM56均采用了这种布局。苏联设计的一些发动机也采用了这种布局，例如HK-8、P-33和AJI-31等。在普惠公司的发动机设计中，传统的做法是将高压涡轮处的轴承置于高压涡轮盘前，通过燃烧室机匣将负荷外传，如图8(a)中JT9D-7R4的3号支点。在普惠公司早期的发动机JT3D、JT8D和JT9D，到20世纪80年代发展的Pw2037、Pw4000和V2500，20世纪90年代新发展的的PW4084等民用发动机以及F100军用发动机，均采用了这一设计。但是，它们在1995年推出的、为100座支线客机发展的、推力为75102 kN的MTFE(小推力系列发动机)却改用了如CFM56中介支点的设计，如图9所示。该公司为第四代战斗机F-22研制的F119也采用了中介支点的设计，从这一点来看，也说明CFM56采用的支承方案是一种较好的方案。 高压涡轮后轴采用中介支点虽能使发动机总体布局简化，但是，在结构设计中也带来一些需注意的地方。首先，是轴承的打滑问题。这是因为中介轴承的外环装在转速较高的高压转CFM56-2系列发动机的总体结构 3 图9 普惠公司的MTFE发动机 子上，内环装在转速较低的转子上，工作中会由于两者在不同的离心力作用下游隙会加大所致；解决的办法是精心选择轴承的原始游隙，保持架定位于外环，精心设计喷油方向等。也可采用类似于HK-8、RB199发动机中的将轴承外环固定于低压转子上，内环固定于高压转子上的设计。另一问题是在三支点支承的低压转子中，它的联轴器不能采用常用的柔性联轴器，而要采用对加工提出较高要求的刚性联轴器。在P-33发动机中，将中介轴承置于低压涡轮后轴承同一轴向位置上(即两个轴承套装在同一平面内)；但中介轴承的径向尺寸受到极大的限制，只能采用尺寸极小的轴承，使轴承的工作极为不利。 CFM56-2发动机如同其他新型发动机一样，采用了单元体结构设计。它共分为4个主单元体，即风扇、核心机、低压涡轮和附件传动装置，如图10所示：4个主单元体又可分解为17个维修单元体(见图11)。 图10 CFM56系列发动机4个单元体 CFM56-2与GE公司原有的高涵道比涡扇发动机CF6-50相比，结构简单、零件数目少，这也是先进发动机结构设计发展的趋势。表4列出这两型发动机结构设计中的一些数据比较。CFM56-2系列发动机的总体结构 4图11 CFM56系列发动机4个主单元体分为17个维修单元体表4 CFM56-2,CF6两型发动机零件数目比较 在CFM56-2的风扇部件设计中有3处较为突出。首先，工作叶片带冠，这是目前所见到的唯一一种在风扇叶片上带冠的结构。风扇叶片、特别是高涵道比涡扇发动机的风扇叶片，有两个突出问题要解决，那就是防外来物的击伤与抗振。CFM56-2利用带冠来解决这两个问题，在冠上还作有三遭封严篦齿，用以封严，提高效率，这是比不带冠叶片优越之处。但是，带冠后，必然会对叶片、特别是叶根的强度带来问题；因为它在直径最大处加了一块重量，为了尽量降低它的影响，只能加多叶片数目，增加稠度，使叶冠面积减少。-2型的风扇叶片数是CFM56各系列中最多的，为46片；而-3、-5型中则分别为38片、36片。另外，带冠的风扇叶片也增加了加工的难度。 由于采用了大展弦比设计，叶片窄而薄，带冠后的抗外物击伤能力不如在叶高距叶尖13CFM56-2系列发动机的总体结构 5处带中间凸肩的强。因此，在以后发展的系列中，没有采用这一独特的设计。-3型的风扇叶尖直径由-2型的1.7348m减为1.524 m，叶高度减小了0.105m，按理，叶片缩短后刚性相对提高，其抗外物击伤能力有所提高；但它却抛弃了-2型的带冠设计，采用了带中间凸肩的设计。这也说明带冠风扇叶片不是一种好的设计。图12 CFM56-2风扇轴穿过风扇盘心 其次，风扇轴穿过轮盘中心孔与轮盘前缘的安装边相连接(图12)。这是-2型风扇中的又一突出点，也是在诸多的中、大型发动机中独有的结构，它的好处是使风扇轮盘与轴承靠得较近；但却使风扇轮盘的中心孔孔径较大，轮盘要做得较厚，在其以后的系列中没有采用这种结构形式。图13 两种形式进气锥结冰试验结果比较 风扇部件设计中的第三个特点是旋转的前进气锥体做成锥形，而未做成像WP7、WP13和Pw4000等发动机中那样的椭圆形。采用锥形可防止在进气锥上的结冰。在CFM56-2发展过程中，进行过上述两种形式进气锥防冰的试验研究，试验结果如图13所示。采用锥形后，大大减少了在锥面上冰的形成与累积，因而不须采用任何(例如通热空气、涂憎水涂层等)CFM56-2系列发动机的总体结构 6 防冰或除冰措施。这种旋转的锥形进气锥已在-3、-5型上采用，GE90也采用了类似的结构。罗·罗公司的TAY、RB211和TRENT等系列发动机以及V2500发动机都是采用这种形式；但普惠公司的JT9D、PW2000和PW4000系列发动机上投有采用这种形式。 风扇的增压比较高，约为1.7(叶尖处)，空气在叶片通道中压缩得较多，因而叶片的前缘高度比后缘的大很多，除叶冠做成斜的外，叶根处的通道也做成斜度很大的坡面(见图14)，一般称之为叶片底座。在CFM56中，底座与叶片做成一体，与燕尾榫头间有一过渡段。这种设计不仅加工较难，且榫根承受的离心负荷也较大。在RB211系列等发动机中，底座是单独做成的，可避免上述问题。图14 CFM56-2风扇叶片根部结构 由于叶冠做成平行四边形，各个叶片的叶冠相互抵住，单独拆换1片叶片是不可能的；但是风扇叶片往往会遭到外来物打伤，需在外场飞机上更换叶片，为此，轮盘上固定叶片的榫槽做得较深，叶片榫头下端与榫槽槽底间留有一间隙，在此间隙中插入特别的垫块，当需拆换叶片时，先将垫块取出，再将叶片向下压，使叶冠与相邻叶片叶冠脱开，这样就能方便地将叶片单个取出(见圈14)。 3级增压压气机转子采用了鼓式结构，直接与风扇轮盘后缘安装边用螺栓连接。由于增压压气机转子转速低，直径小，轮缘处的切向速度小，因此，在所有高涵遭比涡扇发动机中，均采用纵向刚性好、结构简单的鼓式转子。只是在CFM56-2发动机中，3级转子固定叶片的燕尾棒槽是用拉刀一次拉出的，也即3级转子中，各级的叶片数完全一样，叶根处的直径也一样。 这样，使结构设计与加工均较简单，但对性能不利，好在增压压气机本身由于切线速度低，加功能力不大。因而3级采用同样数目的叶片，对整体性能影响不大。在-3型上仍然采用了这一结构设计(见图1 5)，到了-5型就改用环形燕尾槽了。 风扇机匣卫称包容环(见图1 6)，是用17-4pH合金钢做成的，它的前端内径处装有声学衬套。该村套称为前声学村套，沿圆周做成12段，用螺栓固定于机匣上。在风扇叶片后，出口导向叶片前、后也装有声学衬套，分别称为中、后声学衬套，也是沿圆周做成12段。所有这些衬套均能在外场更换。与风扇叶片相对应处的机匣内，装有用易磨材料做的摩擦带，避免工作中叶冠与机匣直接相磨。机匣外径上直接加工出四道加强肋条，用以增强机匣的刚性，提高机匣的包容能力。CFM56-3系列发动机7图15 CFM56-3增压压气机结构图（与CFM56-2增压压气机结构相同） 图16 CFM56-2风扇机匣（包容机匣） CFM56发动机中，高压压气机、燃烧室、高低压涡轮等部件结构设计，在-2、-3系列中基本保持不变，因此有关这些部件的设计特点放在-3系列中进行分析。3 CFM56-3系列发动机 如前所述,DC-8客机换装CFM56-2发动机后，使飞机性能得到大幅度提高，因而激发了波音公司将它的中程旅客机波音737换装高涵道比涡扇发动机的兴趣。1981年波音公司与CFMI公司商定，为波音737换装新一代的高涵道比涡扇发动机进行合作。当时的波音737为-200系列，装用普惠公司的JT8D发动机，其推力为71 kN级，比DC-8用的JT3D发动机推力小(JT3D的推力为84.5 kN级)，因此，不能直接采用CFM56-2来换装到波音737飞机上。为此，CFMI公司在-2型的基础上，维持核心机不变，将风扇直径由1734 8 m缩小为1.524 m，发展成推力小于-2型的-3型发动机，其推力为89kN级，相应的涵道比也由6.0降为5.0。换装CFM56-3型发动机的波音737称为波音737-300。未完） CFM56-3系列发动机8 CFM56-3型发动机于1984年取得适航证，并于1984年11月装于波音737-300型飞机上投入航线营运。目前此系列发动机已发展了4种型号用于波音737-300、-400、-500系列飞机上。表5列出了3种型号的CFM56-3发动机的主要参数。表5 CFM56-3系列各种发动机主要参数 截至2005年2月，装有CFM56-3的波音737共有1969架在航线上使用，共有4457台CFM56-3发动机在使用中，发动机总累积工作时数为140180 931发动机飞行小时(EFH)、100 5l0l3循环。 由于JT8D发动机风扇叶尖直径为1.0287 m，比CFM56-3的小(见图17),如直接在波音737原来装JT8D的位置上安装CFM56-3，则发动机进口距地面太近，为此，将发动机向机翼前方外伸较多，进口处比JT8D向前延伸了1.93m，这样，可将发动机上抬以使发动机最低处距地面能保持0.457 m的高度(JT8D为0.508m)，(见图18)。但进口下唇距地面仍太近，为此，发动机进气道进口处未做成整圆，而是将下半部做成椭圆，形成一非圆形的进口，这CFM56-3与JT8D的比较样才使进口处下缘与地面保持了0.711m的高度(仍比JT8D的0.762m低)。从图19可以看出，波音737-300飞机发动机进口处的外形做成椭圆形，这是各种飞机中少见的一种进口形状。图17CFM56-3与JT8D发动机外形尺寸图18CFM56-3,JT8D装在飞机机翼下尺寸比较图19 装在波音737-300机翼下的CFM56-3,进气口为椭圆形 CFM56-3(见图20)是在CFM56-2的基础上，将风扇直径改小而成的，因此，除风扇部件外，其余结构均同与-2型的，图21示出两型发动机的共同之处及不同之处。CFM56-3与-CFM56-2发动机的比较图20 CFM56-3发动机主要特点 由图21可以看出，新的风扇叶片是由CF6-80的风扇叶片按比例缩小而成，用中间凸肩取代了-2型中的叶冠结构，另外，增压压气机也稍做了改动，而承力框架及外机匣、包容环则改用了新的结构。图21 CFM56-3与-2发动机主要共同及不同处CFM56-风扇 始片TiTA6v钛合金做的实心、带中间凸肩的风扇叶片取代了-2型中的46片带冠叶片，叶身高368mm根部为燕尾形榫头。其安装方式同于-2型，虽然叶身上带有减振的中间凸肩，但在使用中叶片中振动应力仍大，因此，1989年12月起在根部加装减振块(见图22)，利用减振块与叶片中间根间的相互干摩攘减振，将振动应力减低。据俄罗斯的研究表明，采用干摩擦的减振块后，能将叶片的振动应力降低60左右，减振效果甚佳。罗·罗公司的RB211-535E4、TRENT等发动机的高压涡轮叶片(带冠)中，也装有类似结构的减振块。 在CFM56-5型上，沿用了-3型的这种减振块。图22还示出了减振块的安装结构，减振块装于叶身底座与榫头间截面较窄的中间根处，夹在两叶片间，由于中间根呈前小后大的三角形，因此，减振块也做成三角形的，为避免减振块由后端逸出，在轮盘后缘安装了由螺栓固定到轮盘上的保持块，减振块后端铣出的台阶面卡在保持块中。 -3型的风扇轮盘做了较大的改动，由图23可见，与轮盘做成一体小轴，在-2型中是由盘前缘向前伸的(见图12)，因此，风扇轴是穿过盘孔与小轴相连接的；在-3型中，小轴是由轮盘后缘向后伸出的，因此，风扇轴是在轮盘后端与小轴相连接，不需穿过盘心，这样，盘心的孔径可以小些，相应地轮盘厚度可以薄些。 CFM56-3与白色螺线形条带 固定在轮盘前缘的进气锥做成两段，后段用RR58AU2GN铝合金做成，用后安装边与轮盘相连，并作为风扇叶片的前挡环，防止叶片由前端逸出。前锥是用KINEL5504复合材料做成的锥形薄壳件，它与后段用过盈配合并用螺钉连接。全锥形进气锥具有较好的防冰能力，但是砂石、雨水和碎冰等外物易于进入核心部分，在CFM56-3出现几次飞机遇到大雨造成空中停车事件后，除了采取其他措施(后文将叙述)外，对前锥的形状进行了试验研究，结果发现如果前锥做成椭圆形，有利于将外物甩向外涵道，因此，1991年2月将前锥改成椭圆形。目前，这两种形式的前锥同时在使用中的发动机存在，新生产的发动机则按椭圆形前锥生产,GE90采用了类似的前椭后锥的结构。 为了使人们容易发现发动机是否在工作，于1984年5月起，在进气锥上加涂一白色螺线形条带，如图24所示。据称，当发动机工作时这种白色条带形成的变幻的色带不仅使人们看出发动机是在旋转着，而且可驱散远方的飞鸟。罗.罗公司的发动机，也采用了类似的白色条带。 按FAR33部要求，发动机在获取适航证时所进行的各项试验中，有一项吞水试验，即发动机在运转中，在慢车状态与起飞状态下进行吞水试验，吞水量不得少于空气质量流量的4，吞水后发动机要求能够安全地加速和减速，CFM56-3型在取证时是满足了这些试验要求的，但在实际使用中，却遇到几次大雨而造成空中丧失推力事件。例如，由1987年5月到1989年9月的两年多时间内，曾出现过四次飞机着陆过程中遇到特大雨/雹的恶劣气候条件下，雨水被吞入发动机造成发动机丧失推力。这四起事件的情况如下：1987年8月，飞机下降到2424 m时，双发丧失推力。在发动机降速过程中，发动机重新启动成功；1988年5月飞机下降到5000m时双发丧失推力，重新启动成功；1988年7月，飞机下降到5800m时单发丧失推力,1989年9月飞机下降到5300m时双发丧失推力，重新启动成功。 发动机在大雨中，吸入的雨水未能在进入核心机前甩出到外涵气流中，是造成这四起事件的主要原因，因为在发动机设计阶段，对此了解不够，因而在设计中没有采取较好的措施，例如风扇出口的分流环距风扇叶片后缘太近等。为了解决遇大雨，雨水进入核心机过多的问题，采取了下述几个措施： (1)加大风扇叶片与分流环的间距，将分流环(风扇后外涵，内涵气流分流处的环形结构)的进口整流罩换装长度较小的，使分流环与风扇叶片后缘的间距加长(1989年5月)，便于将进入风扇后的雨水甩到外涵。在CFM56-3的原设计中，分流环与风扇叶片后缘的间距很短，见图25。由图25可看出，风扇叶片后缘与分流环之间的距离太近。因此，在CFM56-3之后发展的发动机，分流环与风扇叶片后缘的间距均 风扇叶片与分流环的结构 做得较长，图26、27分别示出GE90-115B、RB211-535E4风扇叶片与分流环的结构图，由图26，27上可见分流环与风扇叶片后缘的间距均较大，即是2例。 (2)加装放气活门。重新在增压压气机后加装12个放气活门，在发动机慢车状态下打开可将进入发动机的外物包括雨水甩到外涵气流中(1989年5月)。一般放气活门设置在增压压气机出口拐弯处，便于水在拐弯处离心力作用下甩到外涵，如图26中GE90-115B的放气活门。 (3)提高空中慢车转速。在坏天气条件下着陆时，将发动机空中慢车转速加高到45N1(正常情况为32N1)，以增加雨水流过风扇、增压压气机的离心力，增加将雨水甩到外涵的能力。 (4)进气锥改形。将进气锥改成先椭后锥的形式。 对于前两项，不仅新生产的发动机要贯彻，在外场使用的约1500台发动机也进行改装。为了考核这些改进是否能在特大雨中有救，进行了一次特有的飞行试验，如图28所示，利用一架美空军的KC-135空中加油机盛满水，作为喷水设备，飞在用波音707改装的飞行试车台的前上方，试验的CFM56-3发动机装在左翼外侧发动机吊舱中。加油机的加油管正对试验发动机的进气口处喷水，以模拟飞机在空中遇到大雨的条件，试验结果表明，这些改进是合适的，因此，在CFM56-5型中也采用了。 V2500发动机在设计中，将风扇叶片后缘与分流环间的间距拉得很开，加上采用了宽弦风扇的叶片，使进入核心机的水量较小。在取证试验中，它的吞水量比FAR33部要求的4大5倍，也即吞入了空气质量流量20的水进行试验结果仍然很佳。因此，在新设计的发动机中，都在此处留有较大间距，图9所示的普惠公司的MTFE发动机即是一例。在CFM56发动机中，它的最新型号CFM56-7也采用了大的间距。CFM56发动机高压压气机的结构 在各系列的CFM56发动机中，高压压气机的结构(见图29)基本相同。9级压气机压比约为12.0，平均级压比为1.32，第1级工作叶片叶尖切线速度为400 m/s，平均展弦比为1.49，转子做成盘鼓混合式的结构，由5个组件组成，即钛合金做的前轴、12级转子、3级轮盘，由镍基合金做的49级转子，压气机后篦齿封严盘，在第3级轮盘处用螺栓将12级转子、49级转子,前轴连接起来，在后篦齿封严盘处，用螺栓将压气机转子与高压涡轮转子连接组成发动机的高压转子。 钛合金做的13级工作叶片用轴向燕尾榫头装在相应级中的轮盘轴向榫槽中，而镍基合金做的49级工作叶片则分别装在各级轮盘的环形燕尾槽中，所有的工作叶片均可在不分解转子的情况下拆换，4级盘与59级转子均用低压(增压)压气机后的空气通过前轴上的几个孔引入转子内腔中，进行内部冷却，图30示出了转子内部冷却空气流动情况。第1级工作叶片上，作有增加刚性的肋条，用以防止流入核心机的外物打坏第1级工作叶片，除此之外，进口导流叶片不仅做成弯刀形式，还与工作叶片前缘间留有较大缝隙，以避免外来物(鸟等)卡在静叶与工作叶片间弄坏工作叶片。各级工作叶片数为：38，53，60，68，75，82，82，80，76。新闻摘要： 压气机机匣材质压气机 机匣 钛合金 M152 ncol F/A-18 压气机机匣材质 机匣做成沿圆周是对开的两半由前至后又做成两段，前机匣的前段上装有从进口导向叶片到第5级静叶共6排静叶，前机匣的后段从第3级静叶后向后呈扩张形，直至第5级静子叶片后缘，然后与也做成扩散形的延伸机匣用螺栓相连，延伸机匣向后延伸直到第9级工作叶片后缘处，与燃烧室外机匣前伸段相连，形成压气机后段的外层承力机匣，用Incol718做成的延伸机匣与用钛合金做的前机匣虽是用螺栓连接在一起，但一经连接后，就不允许再分解。 由于前机匣与13级工作叶片均是用钛合金做的，为避免工作中钛制工作叶片与钛制机匣相磨碰引起钛着火问题，在机匣内径与工作叶片相对应的位置上，嵌有防火隔层及易磨层，见图29中圆图中所示。 由进口导流叶片至第3级静叶共4排，做成安装角是可以调节的。安装68静叶的后机匣由Incol903做成，用后安装边与燃烧室外机匣前安装边用螺栓相连，前端是悬臂地插在前机匣中。第9级的静叶做在燃烧室中的扩散通道内。 压气机前后机匣在使用中均做了较大的改动，前机匣于1988年2月改用M152合金钢做，而且将原来用Incol718做的延伸段也改用M152，将两者作为一整体。改用合金钢后，取消了原来装在机匣内的防火隔层，这一改进，使零件数目减少了约140件，重量增加5.64k由于M152的膨胀系数低于钛台金的，因此机匣内径向内缩小了0.127mm。 采用了与CFM56核心机相同核心机的F404发动机装于美国海军用舰载F/A-18飞机，1987年11月，美国海军宣布当年共损失9架FA-18，其中4架是由于发动机中钛合金的高压压气机机匣被钛合金工作叶片断片卡住相磨而引起钛机匣着火所造成的。因此，GE公司立即将钛机匣改用M152合金钢来做，同时，将外涵机匣由钛合金改用复合材料PMR15，这种改动使发动机重量增加O.454kg，由时间看，CFM56-3将高压压气机机匣的材料由钛合金改为合金钢似乎是受到F404钛失火的影响而采取的措施。 CFM56-3的高压压气机后机匣原来用低膨胀系数的Incol1903合金做，1986年11月改用了Incol1907做，Incol1907也是低膨胀系数合金，但它抗锈能力较好，用以提高后机匣的抗锈蚀能力。 后机匣原来沿圆周做成上下对半的，但在1984年12月改成沿圆周做成四段，即每90°一段，分开面分别在垂直与水平位置上。但在-5系列中又恢复成上下两半的结构。在使用中曾出现第1、第2级工作叶片燕尾型榫头在轮盘的榫槽中磨蚀并引起叶根断裂的事件，反映出榫头长度不够，为此，由1991年1O月起，将叶片榫头加长，相应地将轮盘厚度也加大。第1级叶片掉头轴向长度增加7.6mm，叶身未做变化，第2级叶片榫头轴向长度增加了6.4 mm，叶身只是在靠近根部处厚度稍为增大了一点，其他全部未变。为适应叶片榫头轴向尺寸加大，1,2级轮盘相应地做了改动，由于榫头尺寸加大，叶片重量相应加大，为此，轮盘其他尺寸也稍做修改，见图31所示。做了上述改动后，发动机重量增加了2.7 kg。CFM56-5系列上。原来的结构同于-3的，在-3型做了改进后，-5系列发动机上也于1991年底做了类似的改动。 图32示出了CFM56-3高压压气机转子出现过的几种故障。由吸入的外来物(FOD)打坏高压压气机工作叶片是造成CFM56-3拆换的第三个主要原因，根据1993年1月至1995年1月两年时间的统计，两年中发动机总累积运转时间为：1599410EFH，1159 900循环，由Fod造成高压压气机故障而拆换的发动机共有61台，其中，在日常的捡查中查出32起，吸鸟后发现22起，在发动机排故中查出7起。其拆换率为O.003 81/1000 EFH，即由于Fod造成高压压气机故障引起的发动机拆换，平均每262200EFH出现一次。究其原因，主要还在于风扇与低压压气机间间距不够大，进气锥的形状对分离外来物的效果不够大所致，虽然在高 新闻摘要： CFM56 导流叶片 燃烧室 CFM56导流叶片压压气机设计中，采取了一些措施，如前述的进口导流叶片做成弯刀形，第1级工作叶片带增加刚性的纵向肋条等，但是由于前面的结构设计中不可能将外来物基本甩出到外涵气流中，因而仍有可能进入核心机。根除的方法是采用宽弦风扇叶片，加大风扇叶片与低压压气之间的间距，在CFM56-7上已采取了这种措施。 1994年11月已对由于外来物打伤叶片后。损伤部位的允许极限值做了修改。 3.5燃烧室 CFM56-3的燃烧室(见图33)为短环形燃烧室，有20个低压喷嘴，由燃油总管来的燃油是单路的，进入喷嘴后，在弹簧加载的分配活门作用下，分成主、副油路进入喷口，这种设计使新闻摘要： CFM56-3燃烧室及火焰筒CFM56-3 燃烧室 火焰筒 漩涡器 CFM56-3燃烧室及火焰筒 外部管路简单了，但却使喷嘴复杂化(通常，分配活门装在燃油控制器后，用两个油管与喷嘴相连)，为了减少启动时燃烧不完全造成排放污染，在1985年1O月后，将4个喷嘴(7，8，14，15号，从后向前看，1号位于最上方)或2个喷嘴(1415号)的主油路燃油量加大(加大43)，造成启动时局部富油。 火焰筒（见图34）外壳、内壳在前端装有20个球状的头部，并装有外、内整流罩，在原设计中，三者是焊接在一起的，1984年10月改为用螺钉连接(自锁螺母先焊在整流罩上)。每个头部的前端均为漩涡器，它是由前端的主漩涡器，后端的副漩涡器组成，两者间由一文氏管相连，漩涡器的叶片不似一般发动机中的轴向安排的，而是做成径向安排的。 为了提高火焰筒的寿命与抗热腐蚀能力，从1985年4月起，火焰筒壳体与燃气接触的表面上，增加了一层隔热涂层(ThermalBarrier Coating，TBC)，该涂层的底层为含铬、铜、镍、镁的铝台金Nicral的镀层，其上复以一层氧化钇一锆，采用这一涂层后，发动机重量增加1.478 kg。 外、内整流罩前缘均在前端卷成圆边，其内装有减振钢丝，在使用中，由于钢丝被卷压得不够紧，造成铜丝在卷边中活动，而使钢丝与卷边的材料均有磨损，当卷边磨损过多，钢丝会弹出，碰到喷嘴油管的拐弯处，造成油管磨损，在外场使用中，曾出现过12起卷边磨穿的事件。其中四起引起喷嘴油管拐弯处磨损，并造成一起燃油外泄引起燃烧室机匣烧穿的事件，为此，要求卷边时，要将钢丝紧紧压住，整流罩的板料厚度不能小于0.73 mm。1993年9月还规定定期用孔探仪对整流罩卷边处进行检测，它规定新装的发动机，在使用11000 EFH后进行第1次检查，以后每隔1700 EFH检查一次。 当发动机遭受鸟撞击后，也会对燃烧室造成一定的影响。它会使头部及内整流罩损坏，还闻摘要： 会造成喷嘴与头部脱开，为此，波音公司修订的维护手册中规定，在遭到鸟撞击后，如有迹象表明核心机已吸入鸟残骸时，应对火焰筒头部进行孔探检查，如果发动机参数无变化，检查可在25 EFH或10个起落以内进行，如发动机参数有异常现象，则应立即进行检查。 CFM56-3 第25篇 会造成喷嘴与头部脱开，为此，波音公司修订的维护手册中规定，在遭到鸟撞击后，如有迹象表明核心机已吸入鸟残骸时，应对火焰筒头部进行孔探检查，如果发动机参数无变化，检查可在25 EFH或10个起落以内进行，如发动机参数有异常现象，则应立即进行检查。 为了彻底解决鸟撞击后对火焰筒造成的损伤问题，从1993年4季度起，新生产的发动机采取了加强措施，即在头部的每两个漩涡器间加了一绰号称为鸟“缓冲器”的加强块(共20块)，以防止漩涡器变形并保持喷嘴的配合。另外，在内整流罩内壁处还加了一加强环(沿圆周做成4段)，用40个螺桂将加强环、加强块固定到内整流罩上。 燃烧室后安装边与高压涡轮机匣前安装边连接用的螺栓，在使用中，曾发生过松脱与折断，引起燃烧室机匣破裂。曾有18根用Waspalloy做的螺栓断裂。为此，1989年5月起，改用Incol 718的螺栓与螺帽。对未改材料的螺栓，1990年9月规定，在对飞机作B检时目视检查该螺栓是否松脱，并检查螺帽的拧紧力矩。 CFM56系列发动机采用了单级、高负荷高压涡轮(见图35)，这在民用高涵道比涡扇发动机中是少有的，一般都是采用双级。采用单级，不仅使结构简单，零件数目少，而且由于只需对1级的静叶、转叶进行冷却，因此，冷却空气量也少，当然，它的效率比双级要低些。经过权衡后，CFM56采用了用轻重量、少零件、低成本等换取效率有所降低的一种设计。 高压涡轮导向器有46片导向叶片，用钴基合金x-40铸造的叶片铸成空心的，空腔中插入一芯块，将内腔分成前后两腔，以便通入冷却空气对叶身进行有效的冷却。每个叶片的上下端带有上盖与底座，两个叶片在上盖、底座的侧面用钎焊焊成一双叶片组，为了提高此叶片的耐久性与抗腐蚀性，1990年3月起改用了DSR 142材料，用定向凝固方法成形。每个叶片底座均带安装边，靠螺栓与内支承环相连，上盖支承于外支承环中，但未采用连接件，以允许工作时叶片能向外自由膨胀，内外支承环均用镍基合金制成，例如，外支承环可用3种材料：Wasp-aloy，Incol 718、Rene 41。 高压涡轮转子(见图36)由轮盘、前封严盘、前大鼓轴、后轴等组成，轮盘带前、后安装凸边，用以与前封严盘，前大鼓轴，后轴相连，前大鼓轴内装有减振衬套，后轴与轮盘连接处的封严环内也装有减振衬套，用Rene 125镍基合金做的工作叶片内腔做成多通道冷却流道，冷却空气是由叶根底部的孔引入，用螺栓将叶片的前后挡板固定在轮盘上，冷却叶片的空气由前挡板与轮缘间的槽道中进入榫槽底部的空腔中，然后流入叶片冷却流道。用短螺栓将叶片前后挡板固定到轮盘的设计，是GE公司采用得较多的一种设计，在各型CF6发动机中均采用了闻摘要： CFM56-3发动机 第26篇 CFM56-3发动机 第26篇 这一结构。由于这种设计在轮缘须开许多通过螺栓的小孔，使盘缘的应力集中大，承力面积减步，大大削弱了轮盘的强度；另外，两端外伸的螺栓头与螺帽，在高速旋转中还会产生煽风效应，使局部空气温度升高，对轮盘的工作不利，因此，在-5型中以及在GE90中，均不采用这种结构了。 由于工作叶片冷却结构愈来愈复杂，不仅有多冷却通孔，而且前缘处有许多小的气膜冷却孔，后缘有很窄的出气缝，如果由压气机引来的冷却空气中，含有细小砂石，则会造成冷却孔的堵塞，冷却空气流动受阻，造成叶片超温甚至烧毁。在T700发动机中，就曾因黑鹰直升机在多砂地区工作，细小砂石随冷却气流流入叶片的冷却腔道而使叶片过烧的故障。为了尽量避免细小砂石进入叶片内腔，CFM56-3中采用了两个措施，见图37，即静止的砂石分离器与离心甩出砂石，在燃烧室内机匣后端引出对涡轮叶新闻摘要： CFM56系列发动机结构设计与研制特点 CFM56系列发动机结构设计与研制特点 片进行冷却的压气机出口空气的孔处，装有一折流板，让空气折流转弯后才流人预旋喷嘴，当空气折流转弯时，细小砂石在转弯时产生的离心力甩向外侧而不会随气流流向预旋喷嘴。另外，当冷却空气由预旋喷嘴喷出穿过封严盘的进气孔时，在封严盘的高速旋转下，使细小砂石甩向外端而不会流向叶片前挡板与轮缘间的缝隙，进一步将空气净化。 涡轮工作叶片原采用定向凝固的DSR 80H合金铸成，1986年6月改用Rene 125合金铸成。表面采用一种C0DEP特种涂层，但在使用中，特别在有腐蚀性的环境下工作时(近海地区)，叶片仍会出现锈蚀现象，并造成在第一次翻修时，叶片的报废率较高。为此，从1994年6月起。涂层改用了铝化铂(Platinwm Aluminide)涂层。这种新的涂层在试验室试验条件下，它的抗氧化能力、抗锈蚀能力比CODEP涂层提高了2至2.5倍。 高压涡轮后轴(见图38)外圈篦齿环与第二圈篦齿环间过渡段处，曾发生一起 断裂故障引起发动机空中停车，事件发生于1995年1月8日，当飞机由美国达拉 斯机场起飞爬升时，后轴封严环闯过渡段 断裂(360°)，甩出的碎块打坏高压涡轮转子与低压涡轮，发动机随即停车，飞机用单发返航，该发动机是1990年lO月装上飞机的，已使用13854EFH/14305循环，一直装在飞机上未拆下过。出事前，发动机工作参数一切正常，无任何异常变化，分解后进行外形、尺寸、金相等检查，表明材质、机械加工、热处理等均无问题。以前发动机翻修中，也未发现该轴出现过类似的故障，对断口金相
