CFM563发动机Word格式文档下载.docx
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7.3风扇
叶片Ti／TA6v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，这盘心的孔径可以小些，相应地轮盘厚度可以薄些。
固定在轮盘前缘的进气锥做成两段，后段用RR58／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。
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45％N1（正常情况为32％N1），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。
7.4压气机
7.4.1增压压气机
结构如图15由进气锥、风扇叶片、增压转子、增压转子、增压器工作叶片、风扇承力框架组件组成。
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。
7.4.2高压压气机
结构（见图29）。
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400m/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、1～2级转子、3级轮盘，由镍基合金做的4～9级转子，压气机后篦齿封严盘，在第3级轮盘处用螺栓将1～2级转子、4～9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1～3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4～9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5～9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。
大涵道比风扇发动机受力及压气机内部冷却如下图。
7.5机匣
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1～3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6～8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。
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6.4mm，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2.7kg。
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。
7.6燃烧室
燃烧室由扩压器，火焰筒，外壳，内壳，涡流器，喷咀，点火器组成。
7.6.1发动机燃烧室要求
（1）各种条件下稳定燃烧不脉动、不息火；
（2）具有高的完全燃烧度和最小的散热损失；
（3）有大的容热强度；
（物理意义）（4）口流场符合要求；
（5流体阻力小；
（总压恢复系数）（6结构简单，维修方便，寿命长；
（7）启动性能好
7.6.2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（14．15号）的主油路燃油量加大（加大43％），造成启动时局部富油。
7.7火焰筒
火焰筒结构（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（ThermalBarrierCoating，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1.478kg。
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Incol718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。
7.8涡轮及尾喷管
技术要求：
高效率，尺寸小，结构紧凑足够的高温强度，热稳定型好，热应力小良好的冷却系统适当选择材料。
CFM56-3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，CFM56-3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
它有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DSR142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，Incol718、Rene41。
高压涡轮转子结构如图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、大鼓轴、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Rene125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CFM56-3发动机中均采用了
这一结构缺点。
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。
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DSR80H合金铸成，1986年6月改用Rene125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（PlatinwmAluminide）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。
7.9附件传动系统
附件传动装置的要求：
要满足各附件的转向要求；
应能安装，不能相干扰；
便于接近进行维护、更换；
集中安装，满足可达性求；
应使横截面积小；
远离高温区。
组成：
中央传动装置，外传动装置，弹性小轴
传动的飞机和发动机附件较多；
主要附件应由HP转子传动；
转子-->
中心传动装置-->
外传动装置-->
附件离合器传动和齿轮传动等
它有1传动装置2滑油系统：
增压泵，回油泵，安全活门，调压活门，单门，单向压差活门，油气分离器，燃油～滑油散热器，离心灭泡器。
3起动电机，发电机等，有附件润滑系统增压泵，回油泵安全活门，调压活门，单向活门，单向压差活门，油气分离器，燃油～滑油散热器，离心灭泡器。
回油系统，通风系统，指示系统。
组成。
7.10出现事故后改进
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，1159900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.00381/1000EFH，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。
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F／A-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。
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0.73mm。
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11000EFH后进行第1次检查，以后每隔1700EFH检查一次。
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25EFH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。
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，对断口金相检查，发现有低周疲劳裂纹，裂纹源位于转折处的后端圆角处，前端有多个疲劳裂纹，到1995年4月，尚未得出故障分析的最后结果，是否是由于封严蓖齿部分工作不正常造成的这次故障，还未找到根据。
无独有偶，与CFM56结构相近的F110发动机，自1994年7月到1994年10月间，由于高压涡轮后轴封严篦齿环处断裂造成4架F-16战斗机失事（埃及和以色列各两架），往前追溯，发现1988年一架装F101的B-1轰炸机以及后来两架装F110-GE-400的F-14战斗机等4架飞机的失事均是由于该后轴封严篦齿断裂引起的（共8架飞机）。
在1988年发生B-1轰炸机由发动机引起的事故后，经过分析，认为是封严篦齿与固定在低压涡轮盘前伸环上的蜂窝外环间（见图39）间隙过小，在工作中出现过大摩擦，引起热不稳定性和过大的应力引起的，因而采取加大封严间障。
从1988年起曾两次加大间障，与F1O1发动机相类似的F110-GE-100、F110-GE-400和F118等发动机也做了相应的改动。
1994年9月中旬，在美国国外使用的F110发动机检修时，在一台发动机中发现篦齿上有一条裂纹，正当此台发动机运往GE公司进行检测过程中，又发生两起F-16失事，为此美国空军决定对飞行时数低于250EFH的F1O1、F110、F118发动机采取预防性停飞措施，美国国内、国外大约有500台发动机直接或间接地受到停飞处理。
在此后的GE公司与美国空军的试验研究得出的结论是，篦齿间隙大是引起篦齿裂纹的原因，而原来采用的钢丝型阻尼器又未能抑制裂纹的扩展，最终导致齿环断裂。
为此，决定换装新的高压涡轮后轴，并用套筒阻尼器取代原来的钢丝型阻尼器，安装新的蜂窝外环以减小封严间隙，使间隙恢复到1989年初以前的水平，所有F110发动机复飞改装工作到1995年7月。
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