CFM56系列发动机结构设计与研制特点(共60页).doc

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1、精选优质文档-倾情为你奉上CFM56系列发动机结构设计与研制特点1概述1.1发展背景 CFM56发动机是由美国通用电气公司(GE)和法国国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)共同组成的CFM国际公司(CFMI)，在F101核心机技术的基础上，为适应20世纪80年代后国际军、民用飞机市场的需要而研制的100 kN级高涵道比涡扇发动机。从它的第1个型号CFM56-2于1979年11月取得适航证后，到2005年已发展了CFM56-3，CFM56-5A、cFM56-5B、CFM56-5c、CFM56-7等6个系列，共有28个型号，其推力覆盖了71151 kN，已成为22个型号飞机的动力。 GE公司

2、与SNECMA两家的合作是从20世纪70年代初开始的。SNECMA公司一直是研制军用发动机的，从未涉及民用发动机的研制；但到了20世纪60年代末感到应该插手潜力极大的民用发动机市场，不仅可以开拓市场，积累资金；而且通过发展民用发动机，也可以提高技术水平。当时，SNECMA考虑7090 kN推力级的高涵道比涡轮风扇发动机在市场上还是缺门，而它的应用前途却非常广泛。它不仅可以用于民用飞机上，例如有相当数量的DC-8系列飞机、波音737系列飞机在航线上使用，但当时均采用小涵道比涡扇发动机，可以用新发动机取代这些耗油率高、噪声大的发动机；在军用飞机方面，例如E-3预警机、KC-135加油机也需用新发动

3、机取代老一代的发动机。在考虑到飞机的发展的需要后，SNECMA决定发展一种推力级为100 kN的高涵道比涡扇发动机来满足市场的需求。但是，如何开展这一型号的民用发动机的发展研制工作，SNECMA公司经过认真分析研究后，抉定走与外国发动机公司合作研制的道路。这是因为研制民用高涵道比发动机，要采用许多先进技术，才能使它的性能优越，有竞争力量；但是sNECMA当时还缺少这方面的技术储备。另外，研制费用不仅高，而且具有较大的风险，由它自己一家公司是承担不起的。除此之外，SNECMA一直是搞军用发动机的，民用发动机的销售、支援工作，与航空公司的协调工作不仅没有经验，而且没有相应的机构等。 在决定走国际合

4、作的道路来发展拟意中的这种发动机后，SNECMA于20世纪70年代初与三大发动机公司：GE、普惠和罗罗广泛地进行了协商，就进一步合作研制发动机的可能性进行探讨，由于当时罗罗公司遇到了财政问题，自顾不暇，因而后来集中在GE与普惠公司上，并达成了两项单独的合作协议。1971年底，SNECMA最终决定与GE公司合作来完成该项发动机的开发研制工作，之所以这么做是由于下面几方面因素：SNECMA于1969年就参与了GE公司的高涵道比涡轮风扇发动机cF6研制工作，分担了一部分工作，有合作的经验；另外，GE公司对这一推力级的发动机也很感兴趣，因为他们不像普惠公司有JT3D、JT8D系列发动机，因此，也急于想

5、搞出这一推力级发动机以与普惠公司抗衡；关键还在于GE公司已发展了用于B-1轰炸机的F101发动机，这是一种技术先进、性能优越的发动机，它的核心机技术可直接用于新发展的民用发CFM56系列发动机结构设计与研制特点2动机中，这无疑促进了SNECMA与GE两家公司的合作发展。1971年11月，SNECMA与GE两家公司决定联合研制100 kN级的高涵道比涡扇发动机。该发动机即以两公司原来生产的发动机的名字组合而成，即用GE公司的CF6发动机的“CF6”与SNECMA公司的M53的“M5”五个字组合成CFM56，字母符号中，GE公司的CF占前位，因而数字中，SNECMA的5字占前位，达到在名称上的平衡

6、。联合研制工作开始进行得比较顺利，到1972年2月就完成了设计出图任务，并开始进行生产。但到了1972年中，联合研制工作由于美国政府出于保密原因，不允许用于B1轰炸机的F101发动机核心机的技术出口，因而未批准这一国际合作的项目，使研制工作中断。直到1973年中，法国总统到美国访问时，直接向美国总统提出继续进行这项国际合作项目的要求后，在美国总统的干预下，才使这项合作工作在中断一年多后于1973年7月恢复。1974年9月两家公司经过协商，决定共同投资(每方投资50)联合成立CFM国际公司(CFMI)，统一协调发动机的研制、生产、销售和服务工作。 1974年6月底，第1台CFM56发动机在GE公

7、司试车，推力达到97.97 kN，耗油率为10mg/(Ns)，比原设计值10.3mg/(Ns)低3。第2台发动机于同年12月在SNBCMA试车。在CFMI公司中，两合作伙伴的分工是，GE公司负责核心机、系统的整体设计、发动机主控制系统FADEC；SNECMA负责风扇、低压涡轮、附件传动装置、润滑系统及其附件、燃油系统及其附件、反推装置等，两公司分别完成所承担的部分的设计、生产、发展工作，总装工作在两公司中分别进行，即利用对方公司生产的部件，加上自行生产的部件装配出整台发动机，即GE公司将它所生产的部件送往法国SNECMA，与SNECMA生产的部件在SNECMA总装出完整的发动机；同样，SNEC

8、MA生产的部件运往GE，与GE公司生产的部件在GE公司总装出完整的发动机。因此，航空公司所用的CFM56发动机中，有的是在GE总装的，有的是在SNECMA总装的，由发动机的生产序列号中最后一位数字单、双数予以区别。在CFMI中，销售、售后服务方面，GE公司负责北美、南美、东南亚及太平洋地区；SNECMA负责欧洲、中东、非洲、巴基斯坦及印度。CFM56从1971年两公司签订合作协议开始到1979年11月第1个型号CFM56-2取得适航证，扣除中断的一年半时间研制周期约7年，研制费用约5亿美元；到1982年4月投入使用，历时约11年，用于研制、发展的总费用约10亿美元。 截至2005年2月，使用中

9、的各型CFM56达14553台，发动机累积的工作时间为274 飞行小时、1 61 778 396循环。使用中的由CFM56；作为动力的飞机5796架，平均每4 s有一架飞机起飞(普赢公司称，平均每5 s有一架装该公司所有的民用发动机的飞机起飞)。目前在我国使用中的几型CFM56发动机约800余台。 CFMI公司自创建以来，经历了30余年的时间，生产、发展和销售等工作一直开展得较好，成为当今国际合作联合研制、发展航空发动机的成功典范。1.2发展概况 CFM56发动机的第一个系列为CFM56-2，于1979年11月同时获得美国联邦航空局及法国民航总局颁发的适航证，1 982年4月正式投入使用。它是

10、CFM56各系列的基础，风扇直径为1734mm用于Dc-8-71、DC-8-72、Dc-8-73、E-3，KE-3、E-6、C-135R和C-135FR等民、军用飞机上，截至2005年2月在外场使用的有2651台。为适应波音737改换高涵道比涡扇发动机的需要(波音737原采用JT8D小涵道比涡扇发动机)，在-2系列的基础CFM56系列发动机结构设计与研制特点3上，发展了风扇直径缩小(为1524 mm)、推力减小的-3系列,于1984年1月取得适航证，1984年12月装于波音737-300投入使用。它还用于波音737-400、500系列飞机，截至2005年2月有4457台在航线中使用，是CFM5

11、6发动机交付得最多的一个系列。由于波音737-300于2000年停产，生产线上的最后1台CFM56-3于1999年12月交付波音公司。 1984年春，为满足空中客车公司A320系列飞机的需要，开始发展CFM56-5A系列，其风扇直径恢复到-2系列的1734mm于1987年8月取得适航证，1988年4月投入使用，用于A320-100、-200，A319等飞机上，截至2005年2月有1156台发动机在航线中使用。1987年四季度开始为A840四发客机发展CFM56各系列中推力最大的CFM56-5C系列发动机，其风扇直径在CFM56各系列中也是最大的(1836 mm)。CFM59-5C于1991年1

12、2月取得适航证，1993年2月投入使用，使用-5C的飞机有A340-200、-300系系列，截至2005年2月已有1068台发动机在航线中使用。1981年11月启动了为A821飞机在CFM56-5A的基础上发展CFM56-5B系列的发展工作，其风扇直径与-5A的相同，于1994年2月取得适航证，1995年2月投入使用，用它的飞机有A321-100、A320-200和A319等，截至2005年2月已有1776台发动机在航线中使用。 波音公司于1993年提出发展波音787-600、-700、-800系列飞机，即新一代波音737，为此CFMI于1994年1月提出了发展CFM56-7系列发动机的工作。

13、CFM56-7型的风扇直径比-3型的大，比-5 A的小，为1549 mm，于1996年10月获得适航证，1997年12月投入使用，装它的飞机为波音737-600、-700、-800、-900，截至2005年2月已有3445台发动机在航线中使用。 图1用图解的方式，表达了CFM56各系列发动机的特点与相互间的关系，各发动机简图下的第一行数字表示发动机的推力值，最末行的年代表示取证年代。由图1可以看出，各系列发动机性能在不断改善，反映在耗油率在不断降低，与CFM56-2系列相比，CFM56-5C降低了16.2，是下降得最多的系列。图1 CFM56系列发动机发展关联图CFM56系列发动机结构设计与研

14、制特点4 表1列出了7个系列的CFM56发动机主要统计数据，从中可对CFM56发动机有一个全面的了解。 表1 CFM56各系列发动机的主要情况（2005-02） 在CFM56各系列发动机中，又分别发展了一些推力不同的发动机型号，图2示出了用于麦道公司及波音公司飞机的CFM56-2的情况，图3示出了用于波音737的两个系列发动机的使用情况，图4示出了用于空中客车公司各种飞机的3个系列发动机的使用情况。三图中方框内的数字，例如24K，表示发动机以千磅力为单位的推力级。 图2 CFM56-2用于波音，麦道公司飞机的情况CFM56发动机在波音及空中客车飞机上的应用情况 图3 用于各型波音737的两种C

15、FM56-3系列发动机 图4 CFM56-5的3个系列发动机在空中客车公司飞机上的应用情况CFM56-2系列发动机 2.1发展概况 CFM56-2为CFM56族发动机中第1种系列，它的核心机直接由B-1轰炸机的F101核心机衍生发展而来，因而具有较好的技术基础。F101的核心机还被F110引用，同时还成为F404的核心机的基础，法国SNECMA公司为法国的下一代战斗机“阵风”(Rafale)发展的M88发动机，其核心机也采用了F101的技术作为其基础，SNCMA曾计划在M88的基础上发展一种民用的高涵道比涡轮风扇发动机CFM88。CFM88的核心机也采用了类似F101的核心机。CFM56-2发

16、动机是为了当时的DC-8飞机要换装经挤性好、噪声低的高涵道比涡轮风扇发动机而研制的。DC-8飞机原来装用小涵道比涡扇发动机JT3D。JT3D发动机系列中最后1个型号JT3D-7A的推力为84.5 kN，为此，CFM56-2的推力级定为89 kN。DC-8换装cFM56-2发动机后，飞机性能得到较大的提高。表2列出换装CFM56-2发动机的三种型号DC-8飞机性能提高的情况。表2 三型DC-8飞机换装CFM56-2发动机后性能变化情况换装CFM56-2发动机后，Dc-8飞机性能得到大幅度提高的主要原因在于CFM56-2的循环参数比JT3D高许多。例如，涵道比CFM56-2为6，而JT3D仅为1.

17、4，涵道比高，使推进效率提高较多；总增压比前者为31.3，后者为16，总增压比高，使发动机的热效率增加；另外，CFM56-2的涡轮转子前的燃气温度为1588K，而JT3D的涡轮前燃气温度仅为1158 K，使CFM56-2的性能又获得较好的效果。由此，使CFM56-2的耗油率在巡航状态下比JT3D的低20(图5)；另外，大涵道比的涡扇发动机的噪声也明显低于小涵道比的涡扇发动机。图5 CFM56-2与小涵道比涡轮风扇发动机耗油率的比较CFM56-2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

18、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D

19、C8-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

20、KC-135R、C-135FR的-2-B1等型发动机。表3列出了它们的主要参数。表3 CFM56-2系列各型发动机主要参数CFM56-2系列发动机的总体结构2.3总体结构 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

21、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

22、；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8

23、0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-

24、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

25、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2.4风扇及增压压气机 在CFM56-2的

26、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

27、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

28、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

29、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

30、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

31、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，

32、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）2.5其他部件 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 3.1发展概况 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

33、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。CFM56-3系列发动机8CFM56-3型发

34、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 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

35、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18CFM

36、56-3,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3.2总体结构 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C

37、FM56-风扇3.3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

38、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RR58

39、AU2GN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

40、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

41、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

42、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

43、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

44、，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

45、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3.4高压压气机 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

46、成发动机的高压转子。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