CFM56系列发动机结构设计与研制特点

1、CFM56系列发动机结构设计与研制特点270 的 C断裂位置一位于外封严环转角处90的断裂位置图38 CFM56-3高压涡轮后轴出现断裂故障位置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。外表 采用一种C0DEP特种涂层，但在使用中，特

2、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。涂层改用了铝化知 （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，曾发牛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10月装上飞机

3、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，说明材质、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，是否是由于封严厘齿局部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月至IJ 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

4、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）问障过小，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

5、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250 EFH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月完

6、成。一前后图39 F110高压涡轮后轴封严篦齿CFM56-3的高压涡轮后轴封严篦齿环处的故障原因是否与F110的故障原因类似，当时尚未得出结 论，但该处的结构与工作条件，以及出现的裂纹在两发动机中十分相近，因此，需对CFM56-3高压涡轮 后轴的故障分析工作进行跟踪，了解GE公司的最后结论。高压涡轮前轴为提上下循环疲劳寿命，于1987年2月做了修改，其主要改变（见图40）是将前后安装边加厚，前安装边厚度由5.46-5.72 mm改为安装边厚度由4.955.21mm,改为 6.226.48mm,另外，前安装边到轴的过渡段的外形也做了一些修改，参见图40A视所示。262.13-262.38 新的6

7、.486.2老的 一L新的 老的5.465.72图40 CFM56-3高压涡轮前轴的改动为了提高高压涡轮盘的循环疲劳寿命，1988年11月对该盘做了修改，参见图41。改动主要有两方 面，一是盘缘到幅板的过渡段最小截面处加厚（如图41所示），二是前安装边（与前封气盘连接用）的螺栓孔 由圆孔（11.13 mm）改为特形孔，即在孔的四角处孔形做成由R2.54与R19.05两段圆弧组成的特形。围绕涡轮工作叶片外有一圈扇形段的外罩环（见图35中），其前端的挂钩挂在用螺栓固定于外罩环与 低压祸轮1级导叶支承机匣（简称支承机匣）1的固定环中，后端的挂钩用U形卡（见图35中）夹持于支 承机匣1的环形凸边上。每

8、块扇形段的外罩环上由外向内开了6个孔，以通过冷却空气，外罩环内外表上 涂有一层易磨涂层，以允许叶尖在外罩环上有局部摩擦，并对外罩环起到防止高温燃气腐蚀的作用，由高 压压气机第5、第9级引来的空气流入燃烧室机匣与支承机匣间的空腔后，再流入装在支承机匣内的长方形剖面的冷却空气总管，沿圆周均匀地流向各扇形段外罩环，利用这一套设施对高压涡轮的叶尖间隙进行 主动控制，燃烧室机匣一直向后延伸到第1级低压涡轮转子前端。图41 CFM56-3高压涡轮盘的改动支承机匣（见图42）不仅支承、固定扇形段外罩环，低压涡轮第1级导叶也是支承于其上的，因此，低 压涡轮第1级导叶及其内固定的两层封严环均归属于核心机大单元体

9、内。图42 CFM56-3高压涡轮外罩环与低压第1级导叶支承机匣支承机匣中间段原采用Incol 903或Incol 907（其前段、后段用Incol 718做成三段再焊为一体）在 使用中曾在支承U形卡处（见图42中的A处）出现过多处相互连接成整环的裂纹，造成扇形段外罩环后端 掉到燃气流路中，磨掉工作叶片叶尖后缘，使排气温度上升，如果继续工作会使外罩环烧毁。另外，支承 机匣中间安装边于1988年2月在A（见图42）所指的通气孔处加了定位焊点，后来发现在定位焊点处出现 一些环形裂纹并向受热区扩展到B（见图42）点，同时还找到了与之相连的径向裂纹，其原因是由于焊接时 的剩余应力引起的。曾经检查过中段

10、用Incol 903、907的57台CFM56-3发动机，20%未发现裂纹， 裂纹最长者达22.86mm,还发现了与之相连的径向裂纹。为此，于1991年3月取消了定位焊。最后于 1993年将中间段的材料由Incol 903、907改为Incol909（见图43）,这样，不仅解决此一问题，同时也解决了图42中的A处裂纹问题。Inconel 718图43 CFM56-3支承机匣中间段换用Inconel 909材料夹持扇形段外罩环后端的u形卡（见图35中）用waspalloy合金做成，在工作中出现过环形裂纹，并 造成u形卡及外罩环甩出引起两起空中停车事件。裂纹产生的原因，可能是由于u形卡是用紧度配合

11、的， 在装配时就出现初始裂纹，另外也可能是在冷成形时产生的（修理时用的工艺方法）。为此，除加强检查外, 耐修理的冷成形工艺做了一些规定，例如冷成形后需用荧光渗透性检验，要复核开口尺寸等，并改用Rene4l 材料，从1995年1月，修理中不再使用冷成形而改用热成形。冷却空气导管与分布器低压涡轮静子锥形短轴图44 CFM56-3低压涡轮CFM56-3发动机低压涡轮为4级，其中第1级导向器作为核心机大单元体的一局部，4级转子，24 级导向器及涡轮后轴承机匣组成低压涡轮大单元体。1级导向器有28组导向叶片组，每组3个叶片，叶片做成空心的，引入高压压气机第5级空气流过进 行冷却，冷却后的空气再冷却高压涡轮轮盘后端面与低压涡轮盘前端面。导向叶片用挂钩式连接方式，其前 后端均用挂钩卡在支承机匣（见图42）中，叶片内缘