航空燃气涡轮发动机结构设计第八讲高推重比涡扇发动机

1、第八讲高推重比涡扇发动机总体结构与力学特征分析主讲人：马艳红、洪杰教授先进涡扇发动机结构设计基本概念结构设计内涵（Structure design）机械设计 （Machine design ）确定结构连接形式、装配流程、加工过程2先进涡扇发动机结构设计基本概念结构设计内涵（Structure design）结构分析（Structure Analysis）分析载荷受力分析变形规律分析应力寿命3先进涡扇发动机结构设计4基本概念结构设计内涵（Structure design）Machine design （机械设计）Structure Analysis（结构分析）最终目的是实现航空发动机结构完整性I

2、ntegrality先进涡扇发动机结构设计结构系统机械设计结构（静/动）力学设计结构完整性设计对结构所受载荷及变形控制要求 进行结构、强度一体化设计对结构工作环境和薄弱环节进行 安全性、可靠性、环境适应性设计5发展不同燃气涡轮发动机先进涡扇发动机结构设计多用途核心机研发过程6高推重比涡扇发动机总体结构与力学特征分析第八讲高推重比军用涡扇发动机典型总体结构及支承方案GE公司军用涡扇发动机俄罗斯军用涡扇发动机一、高推重比军用涡扇发动机8总体结构设计主要内容（传统）支承方案支点的选取以及联轴器设计承力框架针对转子的支承确定静子支承结构进气机匣，进口导叶，中介机匣，扩压器， 涡轮级间机匣，涡轮后承力框

3、架支承结构轴承、冷却、润滑、封严等一、高推重比军用涡扇发动机9总体结构设计主要内容（延伸）转子结构轴系的弯曲刚度和质量的分布在工作状态下轴系的变形机匣与支承结构（静）刚度，动刚度（激励与动力响应）整机的结构协调静止件与轴系的变形的协调一、先进军用发动机总体结构基本特点小涵道比、双转子、涡扇发动机推重比为810推力为1215 吨左右第三代推重比为8一级小涵道比涡扇发动机总体结构10一、先进军用发动机总体结构11第三、四代典型军用涡扇发动机PW公司：F100、F119、F135GE公司：F110、F404RR公司：RB199、EJ200（欧洲）俄罗斯： AL-31F、RD-33、AL-41F一、先

4、进军用发动机总体结构12性能参数F119EJ200M88-2F100-PW100加力推力（daN）155709060750011240加力耗油率（kg/daNh）2.401.731.802.59不加力推力（daN）9790600050006670不加力耗油率（kg/daNh）0.620.790.890.69推重比1010888总增压比35262525涡轮前温度（K）1977180318501672涵道比0.20.30.40.30.7用途F22EF2000阵风F15、F161.2 基本特点二、典型总体结构及支承方案13典型总体支承方案PWF100-PW-100LPl-1-1，HP 1-1-03+

5、10 2+2 （高低压各 2 级涡轮）5个支点，4个承力框架二、典型总体结构及支承方案14典型总体支承方案PWF119-PW-100LPl-1-1HP1-0-13+6-1+1（高低压涡轮各 1 级）5个支点，3个承力框架（采用中介轴承）二、典型总体结构及支承方案15典型总体支承方案PW普惠公司发动机支承方案特点高压转子采用 1-1-0（2级涡轮）转子短刚性好效率高低压转子后支点放置涡轮后（111）转子跨度大动力特性差2号轴承，提高轴的刚性4号轴承位于高压涡轮前二、典型总体结构及支承方案典型总体支承方案GEF110-GE-100LP1-1-1，HP1-0-1（中介轴承）3+9-1+2 （高压1级

6、，低压2级涡轮）5个支点，3个承力框架16二、典型总体结构及支承方案典型总体支承方案GEF404（F110、M88类同）LP1-1-1， HP1-0-1（中介轴承）3+7-1+1 （高低压各1级涡轮）5个支点，3个承力框架17二、典型总体结构及支承方案典型总体支承方案GE中介轴承的使用（GE公司）中介轴承一般为滚棒轴承 。可减小转子长度。可省一个承力框架，降低发动机重量。轴承的供油、封严、安装困难。转子间的动力影响较大。采用中介轴承与否要从发动机整机结构考虑18二、典型总体结构及支承方案19典型总体支承方案RR（主导）EJ200推力=6000-9000daNSFC=0.74-0. 81和1.6

7、6-1.73（kg/daN.h）BPR=0.4T3=1750KOPR=26R/W=10欧洲五国共同研制EJ200涡扇发动机三、GE公司军用涡扇发动机20F404小涵道比涡扇发动机F110小涵道比涡扇发动机三、GE公司军用涡扇发动机风扇静子：等外径气流通道分半式机匣可调进口导向器叶片21风扇转子：可分解盘鼓混合式转子采用平行榫齿叶盘连结一级风扇叶片带突肩3.1 F404 军用涡扇发动机三、GE公司军用涡扇发动机3.1 F404 军用涡扇发动机低压转子联轴器：两个圆柱面定心套齿花键传扭大螺栓轴向固定刚性联轴器22三、GE公司军用涡扇发动机23F404 军用涡扇发动机高压压气机前支点滚珠轴承环下供油

8、弹性支承篦齿封严（封油）中央传动齿轮三、GE公司军用涡扇发动机F404 军用涡扇发动机核心机7级压气机1级涡轮；2级封严盘；盘鼓混合式转子精密螺栓止口连接（可拆装，具有良好定心）前轴颈由三级处伸出。轮盘上无开孔，减少应力集中1+2 级可调静子叶片，机匣后端加强和分腔引气24三、GE公司军用涡扇发动机涡轮机匣双层机匣低膨胀系数材料涡轮转子轮盘与轴颈螺栓连接反“C型”轴颈结构局部刚度增强2个轴承距离缩短25高压后支点采用滚棒中介轴承，减少承力框架低压涡轮盘、反C型轴颈轴和涡轮轴三段结构设计套齿连接，便于安装，加工方便3.1 F404 军用涡扇发动机四、F110发动机结构分析三、GE公司军用涡扇发动

9、机27F110发动机结构分析简介美国通用电气公司航空发动机集团(GEAE)高推重比双转子加力涡轮风扇发动机研发: 20世纪七十年代定型交付:1974年落选 ，1985年初定型投产核心机源于F101。其原型及衍生型用于F14、F15、F16、B2等三、GE公司军用涡扇发动机采用 5 支点，中介轴承，3承力框架设计3级低压压气机，9级高压压气机可变弯度进口导向器，高压压气机静子前四级可调短环形燃烧室1级高压涡轮，2级低压涡轮3.2 F110发动机结构分析28三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机结构分析风扇一级盘盘轴一体，双盘结构各级盘螺栓连接二级盘后处伸出锥壳形成轴颈29三、GE公司军用涡扇发

10、动机F110发动机结构分析低压转子联轴器套齿传扭、大螺帽轴向定位、双圆柱面定心刚性联轴器30三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机结构分析涡轮部件高压涡轮后轴 颈？4#、5#轴承相 对位置？低压涡轮盘轴 连接结构？如何减小转子 间振动影响？31三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机高压转子结构简图32F110发动机结构分析高压转子支承方案：1-0-1转子尽量采用焊接结构不同材料转子采用四排螺栓连接三、GE公司军用涡扇发动机333.2 F110发动机结构分析低压转子特点低压涡轮为两级盘与封严环组成环腔结构与轴颈采用锥壳连接涡轮盘上不开孔，通过法 兰边与低压轴颈相连，有 效降低盘上的应力集中低

11、压涡轮轴为整体结构，加工困难三、GE公司军用涡扇发动机进口导向器前段承力后段可调转角F110发动机结构分析风扇前承力框架可调进口导向器叶 片的作用？改变进气攻角，扩 大稳定边界34三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机结构分析中介承力框架当风扇后轴承为滚珠轴承时，承力框架也进行了改进以适应承受轴向载荷F110-GE-100中介机匣承力框架35三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机结构分析中介承力框架当风扇后轴承为滚珠轴承时，承力框架也进行了改进以适应承受轴向载荷F110-GE-129中介机匣承力框架36三、GE公司军用涡扇发动机F110发动机结构分析涡轮后承力框架涡轮后承力支板承力件与燃气

12、隔离整体结构减少连接结构螺栓连接需要解决的问题：环境温度的影响37三、GE公司军用涡扇发动机38F110支承框架特点所有支点均未使用弹性支承和油膜阻尼器整机动力学设计困难高压转子后支承采用中介轴承对高低压转子的动力特性设计要求高必须避免转子之间振动耦合和保证适合的振动位移采用高/低压转子反转的设计（先进的转子动力设计技术）主要是保证在高转速去远离共振转速优化在机动飞行状态下承力系统上的受力状态四、俄罗斯军用涡扇发动机 AL-31F四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F转子支承方案LP：1-2-1 四支点由于低压转子为四级风扇的长轴结构能传轴向力的柔性联轴器HP：1-0-1两支点

13、（No.5为中介支点）40四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F转子支承方案支承1 号支点弹性环式弹支和SFD4 号鼠笼式弹支6 号支点弹性环式弹支和SFD四、俄罗斯军用涡扇发动机4.1小涵道比涡扇发动机AL-31F42高压涡轮通过中介轴承支承于低压转子四支点支承的低压转子必须采用刚性连轴器对转子、机匣加工精度要求很高前苏联现俄罗斯加工精度达不到要求四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F低压联轴器结构43四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F低压联轴器结构44四、俄罗斯军用涡扇发动机45小涵道比涡扇发动机AL-31F风扇结构特点风扇机匣为整体分段

14、；风扇为四级，带变弯度导向叶片大展弦比叶片，抗外物打伤能力低风扇前三级带中间凸肩风扇四级后有处理机匣双排出口导叶（静子串列叶片）风扇转子后两级为螺栓连接；风扇前后轴颈与轮盘焊接；四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F风扇叶片46四、俄罗斯军用涡扇发动机变弯度导向叶片双排出口导叶47小涵道比涡扇发动机AL-31F风扇静子四、俄罗斯军用涡扇发动机俄罗斯典型的叶盘连接结构斜榫根英美叶盘连接结构大倾斜角宽弦风扇叶根与盘连接结构设计4.1小涵道比涡扇发动机AL-31F风扇机匣shank48四、俄罗斯军用涡扇发动机494.1小涵道比涡扇发动机AL-31F高压压气机结构特点HPC9级全为环形

15、燕尾槽减轻重量HPC 前轴颈由4级盘前伸，在第3级处连接增加前轴颈的连接刚度HPC后3级和封严盘连接采用长螺栓连接长螺栓连接的特点传扭、定位、安装提高转子的抗变形能力，控制叶尖与机匣间隙四、俄罗斯军用涡扇发动机HPC前支点位于2级盘内，以缩短轴系跨度等外径设计提高 叶片做功能力全环形燕尾榫头 减轻重量轴颈与3级盘交叉提高刚度50小涵道比涡扇发动机AL-31F高压压气机转子四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F高压压气机转子HPC后3级盘 与封严盘连接 结构为长螺栓 连接大鼓筒传扭定位衬套定距51四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F涡轮结构特点高、低压涡轮各 1 级HPT盘与前后轴颈用螺栓连接轮盘上开螺栓孔影响涡轮盘寿命采用冷却措施52HPT盘与前后轴颈用螺栓连接结构设计？53四、俄罗斯军用涡扇发动机小涵道比涡扇发动机AL-31F涡轮结构特点独特的冷却空气 流