典型航空燃气涡轮发动机结构分析讲义

典型航空燃气涡轮/r/n发动机结构分析/r/n（/r/n讲义/r/n）/r/n前言/r/n航空燃气涡轮发动机的发展已有70年的历史，特别是在近20年以来在结构设计，生产工艺和应用材料上都有了飞速的发展，同时在/r/n结构/r/n设计/r/n上/r/n英国罗罗公司，美国通用电气公司、普惠技术联合公司和/r/n俄罗斯/r/n的/r/n航空动力设计集团都/r/n逐步/r/n形成各自的设计风格和结构特点。在航空发动机的结构设计中各设计集团/r/n在/r/n新机的结构设计上一般新结构/r/n所占比例/r/n不超过30％，因此，在航空发动机发动机/r/n结构设计/r/n中/r/n体现出鲜明/r/n的继承性/r/n和创新性/r/n。/r/n在/r/n初步/r/n学习/r/n了/r/n航空发动机结构设计的基础/r/n知识后/r/n，/r/n通过对各设计集团（公司）所设计的航空发动机，在结构设计中的特征进行对比分析有助于更好的了解各种结构的使用优点和问题。本/r/n讲义选取了/r/n6种结构设计特征鲜明/r/n的/r/n燃气涡轮发动机在结构设计方面进行了论述和分析，以加深对航空发动机结构设计中的/r/n各种结构使用的条件的理解。/r/n为适合航空发动机维修专业学生的使用，本讲义对两种民用涡扇发动机（CFM56、PW4000）的维修和装配进行了介绍。/r/n本讲义由洪杰，张辉，王荣桥和/r/n马艳红/r/n老师参加编写，感谢原航空发动机结构强度振动教研室的各位老师多年来对各种航空发动机资料的积累和无私的奉献。/r/n目录/r/n/r/n/r/n/r/n/r/n第一章/r/nWP7/r/n涡喷发动机/r/n /r/n/r/n/r/n涡喷7发动机主要技术数据（以涡喷7乙发动机为例）：/r/n最大加力推力（daN）：5982；/r/n中间推力（daN）：4315；/r/n加力耗油率[kg/(daN.h)]：2.04;/r/n中间耗油率[kg/(daN.h)]：1.03;/r/n低压转子最大转速（rpm）：11150；/r/n高压转子最大转速（rpm）：11425；/r/n推重比：5.5;/r/n空气流量（kg/s）：64.5；/r/n总增压比：8.85;/r/n涡轮前温度（/r/n/r/nC）：1015；/r/n最大直径（mm）：906；/r/n长度（mm）：4600；/r/n质量（kg）：1191。/r/n1.2/r/n结构和系统/r/n1）总体结构/r/n支承方案与联轴器/r/n涡喷7发动机有高、低压两个转子，因此在转子支承问题上比单转子发动机复杂。涡喷7发动机两个转子共有五个支点，通过三个承力结构件传到发动机机匣上（见图1-2）。/r/n高压转子的支承方案较简单，仅采用两个支点，即压气机后的3号支点与涡轮转子前的4号支点（图1-2），通常表示为0-2-0支承方案。由于传于转子3号支点的轴向负荷较大，该处采用了两个滚珠轴承，4号支点仅承受径向负荷，采用了滚棒轴承。/r/n高压转子的支承方案所以能设计得如此简单，主要是因为高压压气机只有3级，因此高压压气机转子很短，重量轻，可以设计成悬臂式的结构。为了尽量减短压气机转子重心至前支点（即3号支点）之间的距离，将压气机锥形轴颈直接与第五级盘（即高压第二级）相联接。/r/n高压转子采用双支点方案后，高压压气机轴与高压涡轮轴之间就需采用刚性联轴器（图1-3），形成刚性良好的整体转子，以保证转子的稳定工作。/r/n图1-3高压转子联轴器/r/n低压转子的支承方案基本上属于l-2-0型式。/r/n由图1-2可见，这种/r/n1-2-0/r/n型的支承方案是较特别的。其前支点不是置于压气机第一级轮盘的前面，而是在第一、第二级轮盘间，即1号轴承夹于两轮盘间。为了减少轴承的传力机匣，将低压转子的中轴承（2号）、后轴承（5号）支承于高压转子内，其负荷先传到高压转子上后，然后分别通过高压转子的3号及4号轴承外传．这种轴承介于高、低压转子间，因此称为中介轴承。/r/n低压转子的轴向负荷是通过2号滚珠轴承传出的。其余两个轴承均为滚棒轴承，只传递径向负荷。/r/n由于低压转子采用了三个支点，为保证发动机正常工作，也为了降低三个支点同心度的要求，涡轮与压气机转子间采用了套齿球头柔性联轴器（图1-4）。/r/n图1-4低压转子联轴器/r/n传力方案/r/n1号轴承负荷通过第1级静子叶片传到机匣上；2、3号轴承的负荷是通过压气机末级静子叶片外传的；4、5号轴承的负荷既可以由燃烧室内的轴承机匣前传，由压气机末级静子叶片外传，也可以直接通过高压涡轮导向器叶片内的承力辐条传到机匣上。也即由燃烧室外套、轴承机匣、压气机末级静子叶片、涡轮导向器叶片内的承力幅条组成了一个盒式结构。这种传力方式称为混合传力方案（图1-5）。/r/n图1-5WP7传力路线/r/n卸荷/r/n压气机转子和涡轮转子工作时均会产生很大的轴向力，这些轴向力要通过滚珠轴承传出，但滚珠轴承承受轴向负荷的能力有限，为此在发动机上必须采取一些减少作用于滚珠轴承上轴向负荷的措施，即卸荷措施。在涡喷7乙发动机上采用了下述措施（图1-6）：/r/n图1-6WP7卸荷示意图/r/nA/r/n．利用联轴器分别地将高压压气机和高压涡轮、低压压气机和低压涡轮的转子连接起来，使压气机转子向前的轴向力和涡轮向后的轴向力相抵消一部分，传给滚珠轴承上的负荷就为抵消后的剩余轴向力。当然，仅采用这一措施，作用于滚珠轴承上的轴向负荷还是较大的。因此，还需采取：/r/nB．为了减少高压压气机转子向前的轴向力，在高压压气机末级轮盘后端面上作有两圈篦齿封/r/n图1-7WP7压气机/r/n严圈，防止末级转子叶片后的高压气体流到高压转子的后方。同时，将末级盘后方的空腔用两根扁形的导管通大气。这个专门设计的通气腔就称为/r/n“/r/n卸荷腔/r/n”/r/n。卸荷后可以大大减少气体作用在高压转子上的向前轴向力。/r/nC．为了减少低压压气机转子向前的轴向力，在第三压气机轮盘后端面外径处作有篦齿封严圈，使第三级转子叶片后的高压气流不能流人压气机转子的后腔中。同时在第二级和第三级轮盘上都开有六个小孔，可以使第二级转子叶片前的低压气流与低压转子的后腔相通，使低压压气机转子向前的轴向力减少，达到卸荷目的。/r/n2）压气机/r/nWP7发动机的压气机（图1-7）是双转子轴流式结构，由转子和静子组成。压气机转子由低压压气机转子和高压压气机转子（各三级）组成，低、高压压气机转子分别由各自的涡轮转子带动，同向旋转。第一级转子叶片的上部是超音速的，其下部以及第二至第六级叶片是跨音速的。/r/n低压压气机转子/r/n低压压气机转子主要由三部分组成，它们是装有叶片的第二、三级盘轴组件，装有叶片的第一级轮盘以及整流器（图1-8）。/r/n图1-8/r/n/r/n低压压气机转子/r/n第二级轮盘的鼓筒以过盈装在第三级轮盘内，中间用间隔衬套轴向定位，盘鼓结合处用径向用于固定。第二、三级轮盘用内孔定心，套装在压气机轴上。为了保证0.37～0/r/n.43毫米/r/n的过盈量，组装时盘允许加热至不超过/r/n520/r/n℃/r/n，轴允许冷却到/r/n-70/r/n在第二，第三级轮盘的腹板上有均压孔，以卸去腹板上由于空气的压力造成的负荷，减小前中介轴承所受的轴向力。/r/n在压气机轴上开有6个径向孔，用于引人第三级压气机后的空气，以冷却涡轮部件。在轴的后端有渐开线内套齿，与涡轮内轴前端外套齿啮合，并通过球形螺帽、垫圈固定在一起。来自涡轮的扭矩，经压气机轴上的外套齿，及轴与第二、第三级轮盘的过盈配合，传给第二、第三级轮盘；并经压气机轴前端的内套齿，传给第一级轮盘。/r/n第一级轮盘相对于转子支点是悬臂的。为了装卸方便和定心可靠，它以两个圆柱面与压气机轴相配，以套齿传递扭矩。第一级轮盘用花键螺栓和螺母固定。螺母用锁片锁住。为防止拧螺母时划伤第一级轮盘上的接触面，在它们之间有垫片。花键螺栓插人轴内后，在环槽里转过1/2齿距，使螺栓的花键齿前端面顶住铀的花键齿后端面，并在这个位置上装人花键锁圈将花键螺栓锁住（螺栓的凸块嵌人锁圈的槽中。而锁圈的花键齿又卡在轴的花键槽里）。第一级轮盘的轴端与花键锁圈之间装有波形弹簧，用来限制花键锁圈的轴向移动，以避免在转子旋转时发出杂音。/r/n第一级转子叶片（24片）以燕尾型榫头安装在轮盘上。为了扩大压气机稳定工作范围，第一级叶片来用了加宽，加厚型。叶片在轮盘上的安装要选配，相邻叶片和整级叶片分别有给定的自振频率差要求。由于叶片长且宽，安装的锥角又大，工作时所受的离心力沿着榫槽方向的分力很大，所以必须用两个销钉进行叶片的槽向固定。在销钉上做有螺孔，用螺钉来锁紧保险销钉的圆环，同时，销钉的螺孔也可以用来装第一级轮盘的平衡配重螺钉。/r/n第二级和第三级叶片以燕尾型榫头安装在轮盘上，第二级叶片用销子和卡环轴向定位，第三级叶片用卡环轴向定位。/r/n整流罩是由不锈钢板冲压焊接成的具有特殊型面的薄壁组件。它装在第一级轮盘轮缘的内环面上，并借助花键螺栓和塞子固定。/r/n低压压气机转子有两个支点。前支点为滚棒轴承。为前支点封油用的前涨圈座固定在轴和第一级轮盘之间，后涨圈座用螺钉固定在第二级轮盘的固定螺母上。后支点是径向止推滚珠轴承，它被称为发动机的前中介支点，其上作用着径向力和轴向力。分成两半的滚珠轴承内环与涨圈座一起用螺母固定在中介轴承衬套上，螺母用止动销锁紧。衬套以不大的间隙套在压气机轴上并用螺母固定。作用在低压转子上的轴向力通过前中介支点传给发动机中支点。/r/n低压压气机转子采用两步动平衡。第一步，平衡装有叶片及本台工作轴承的第二、三级盘铀组件。用安装配重或串装叶片的办法保证平衡精度。配重用螺钉固定，螺钉用锁紧垫圈锁紧。第二步，将装有叶片的第一级轮盘和整流罩装到已经平衡好的第二、三级盘、轴组件上，在本台工作轴承上平衡整个低压压气机转子。平衡时只允许用安装平衡配重的方法保证平衡精度。平衡配重用锁片锁紧。/r/n高压压气机转子/r/n高压压气机转子由轴颈和装有叶片的第四、第五、第六级轮盘组成。第四级轮盘压装在第五级轮盘的鼓筒上。第五、第六级轮盘分别压装在轴颈轮缘的两端。盘和盘、盘和轴颈压装后钻径向孔并在孔内压入锁子，从而将盘和轴颈联成一个刚性的不可分解的盘鼓式转子（见图1-9）。/r/n图1-9高压压气机转子/r/n轴颈的锥形腹板将第三级后的高压空气腔与第六级轮盘前的低压空气腔隔开。这个低压空气腔是与卸荷腔相通的。这样，由于压差，轴颈腹板上作用着一个朝涡轮方向的轴向力，它抵销了中支点滚珠轴承向前的一部分轴向力。/r/n轴颈衬套以过盈压装在轴颈内并用径向锁子固定。前中介支点的滚珠轴承外环用螺母固定在轴颈衬套内，然后用轴承盖盖住。轴承盖同轴颈衬套的接合处用夹金属网橡胶石棉垫片封严。轴承盖的内侧面上压有销子，用来防止轴承螺母松动。而在另一侧面上有凸块，它插入止动垫圈的孔里，而止动垫圈外径上的凸台又嵌在轴颈衬套的一个宽槽里。这样就制止了轴承盖的转动。所有这一套零件用螺母压紧，并用锁片锁紧螺母。/r/n高压压气机转子和l级涡轮转子刚性连接成发动机的高压转子。它们靠两个锥体及轴颈前、后两个锥面定中心。以套齿联结传递扭矩，用其中的宽齿定周向装配位置。为了保证转子的连接刚性，在加/r/n9000公斤/r/n轴向压紧力条件下，拧紧螺母。高压转子通过中支点双排滚珠轴承和后支点滚棒轴承支承在后机匣上。/r/n来自涡轮外轴的扭矩经轴颈向前传给第五、第四级轮盘，向后传给第六级轮盘。/r/n高压转子最终要进行平衡。平衡方法是在第四级和第六级压气机轮盘安装边上加平衡配重或串装第四、第六级压气机转子叶片。/r/n压气机静子/r/n压气机静子由进气机匣，前机匣，第二级整流器，第三级整流器、第四、五级整流器和后机匣组成（见图1-10）。/r/n图1-10压气机静子/r/n在前机匣部分，通道外径起始段保持不变。从第二级整流器开始，通道外径逐渐缩小。通道内径从前机匣到第四级整流器逐渐增加，第五级整流器保持不变。因此，该压气机的气流通道基本上是一种前面为等外径，中间为等中径，后面为等内径的混合式流程通道。这种通道有利于提高压气机前面级的加功量以及不致于使后面级的叶片长度太短而影响效率。/r/n整个静子在组合后进行必要的加工，以减小各级整流器壳体内表面以及与封气压齿相配表面对前轴承座表面的跳动，从而使发动机装配后各支点具有良好的同心度，以便减小发动机的振动和保证在较小的径向间隙范围内转子与上述表面不相磨。/r/n除进气机匣外，所有机匣和整流器的壳体均是锻件经机械加工而成的薄壁件，它带有前后安装边，供相邻整流器壳体连接用。除第四、五级整流器壳体分成两半外，其余壳体都是整体结构。因而具有良好的结构刚性。为了改善应力的分布，在安装边附近壳体的厚度均有所增加，并与安装边有较大的转接半径。在大部分安装边上铣有月牙槽，以减轻壳体的重量。/r/n各机匣之间必须保证定心可靠。除了前机匣与进气机匣用精密螺栓定心外，其余各机匣之间均用圆柱面凸缘和精密螺栓双重定心。凸缘同时起装配定位作用，另外它可以承受一部分因发动机工作时相邻壳体变形不一致而产生的附加负荷。在机械加工时，它还可以作为加工和检验的基准。/r/n前机匣为主要承力件之一，主要由壳体、前支承壳体以及第一级整流叶片（36片）组成。在整流叶片中有5片是加厚空心的（图1-11）：一片用于通过传动杆以带动前支点四油泵和低压转子转速传感器；两片用于向轴承供油及回油；一叶片用来输送从压气机后引来的高压热空气，以给整流罩加温防止结冰，并使前轴承滑油封严腔增压以提高到油效果；另一片则用于使前轴承座内腔与附件机匣相通。/r/n图1-11空心叶片周向分布位置/r/n防冰系统/r/n当发动机在空气湿度大和温度/r/n0/r/n/r/nC/r/n左右条件下工作时，进气部分会发生结冰现象/r/n。/r/n随着冰层增厚，会破坏压气机稳定工作/r/n。/r/n冰层破裂，会/r/n打坏/r/n第一级叶片/r/n。WP7发动机/r/n防冰/r/n措施有三：一是通过整流罩旋转，将其上的附着水份甩掉；二是/r/n在整流罩外表面涂绿色/r/n憎/r/n水涂层，以减少水份的浸润和聚集/r/n来自第六级压气机后的高压热空气，经过前机使上的一个空心叶片及前/r/n支/r/n承壳体和盖上的通孔，然后流入整流罩夹腔加热整流罩。最后这部分空气通过整流罩安装环上的44个小孔及/r/n端/r/n面上的24个月牙槽，吹向第一级转子叶片根部，/r/n对其进行加温，随后/r/n进入气流通道（见图/r/n1-12/r/n）/r/n。/r/n图/r/n1-12防冰系统/r/n3）燃烧室/r/nWP7发动机采用环管型燃烧室（图1-13）、10个直流式气膜冷却火焰筒装在燃烧室外套和内套（包括前套、中套、后套）之间的环形空腔内。外套和前套、中套形成环形扩压器，其功用是逐步降低燃烧室进口空气流速，以提高静压，合理组织燃烧。/r/n1.内套；2.外套；3.喷嘴；4.头部；5.叶片；6.导流罩；7.球形衬套；8.球头座；9.火焰筒第一段；10.火焰筒第二段；11.火焰筒第三段；12.火焰筒第四段；13.火焰简第五段；14.燃气导管；15.安装边；16.圆环；17.隔热屏；23.中套/r/n图1-13WP7发动机环管型燃烧室/r/n进入燃烧室的空气经扩压器分为两股。供燃烧用的第一般气流经过火焰筒头部上的孔、涡流器以及火焰筒第一段上的孔流入火焰筒内。气流通过涡流器时，由于扭向叶片的作用，强烈地扭转，在离心力作用下，被甩到火焰筒头部壁面附近，并在中心出现一个低压区，使炽热燃烧产物在火焰筒内对着喷嘴产生回流，从而提高了火焰筒头部区域燃油和空气的温度，改善了燃油的蒸发和混合气形成。回流区的存在保证了在宽阔的余气系数范围内不断地点燃新鲜混合气，从而保证了燃烧过程的连续性。/r/n第二股气流（约占气流的70％）经过火焰筒第一到五段上的进气孔流入火焰筒并与炽热燃气流掺合达到给定的出口温度场。另有一小部分空气用来冷却涡轮部件。二股气流孔的位置和大小取决于涡轮对燃烧室出口（扇形截面上）的温度场的温度要求，即保证在火焰筒出口截面处温度沿涡轮叶片的分布应符合叶片强度条件的要求。从火焰筒外部流过的第二股气流还用来冷却火焰筒壁，这部分气流由火焰筒各段筒体前端的小孔进入筒体，沿内表面形成冷却气膜，使火焰筒壁不致因过热而损坏。/r/n第二股气流在火焰筒壁与外套和内套之间形成隔热层。火焰筒安装边的内环上有两个耳环，用以将10个火焰筒固定在一个共用圆环上，圆环的作用是将成台的火焰筒在I级涡轮导向器内支承上定中心，火焰筒安装边的外凸边被夹在外套后安装边和涡轮Z级导向器外环之间，用以保证火焰筒的轴向位置。火焰筒头部通过球体支承在工作喷嘴上。这一设计可保证火焰筒在热状态下的自由伸缩，防止卡死变形。/r/n外套的前部固定有10个工作喷嘴和两个点火器。工作喷嘴的作用是使煤油成雾状地喷入火焰筒，以便与空引良好地混合燃烧。/r/n联焰管衬套焊在火焰筒头部上。利用联焰管等组件将10个火焰筒连接成一个整体。发动机起动时，先由点火器点燃火焰筒头部的燃油混合气，火焰通过联焰管从一个火焰筒向另一个火焰筒传播，引燃各火焰筒内的混合气，并能均衡各火焰筒内的压力。/r/n4）涡轮/r/n涡喷7发动机的涡轮（图1-14）是两级轴流反力式。/r/n图1-14涡轮/r/n每级涡轮都由导向器和转子组成，导向器用来将燃气的内能转换为动能，并使燃气按一定方向流向工作叶片。/r/n导向器是一个静止的叶栅，叶片径向地安装在两个同心环之间。I级叶片是在I级外环和内支承之间；II级叶片是在II级外环与结合环之间。/r/n每级转子均由盘、轴和叶片组成。叶片装在盘外缘的纵树形样槽内。当燃气经过叶片时，由于燃气流的冲击以及燃气流在叶盆叶背的流速不一样而造成的压差，使转子转动。/r/nI级涡轮转子以外轴与高压压气机转子轴刚性连接，构成发动机的高压转子。I级涡轮转子以内轴和低压压气机转子用套齿和球形螺帽连接，构成发动机的低压转子。/r/nII级导向器的壳体，I级导向器的外环和燃烧室外套的安装边靠凸缘和9个精密销钉相互定心，并用72个螺钉拧紧。/r/n当燃气流过涡轮通道后，其压力和温度下降。/r/nI级涡轮导向器/r/nI级涡轮导向器主要由40个叶片、内支承、外套和辐条组成。/r/n叶片是空心的，由铸造合金精铸而成（图1-15）。所有叶片内腔前装有导流管，后部装有导流片，导流片由板材制成，并具有叶片内腔的形状。/r/n图1-15第一级导向叶片/r/n导流片引导冷却气流沿叶片内腔壁面向排气边缘流动。为了排出冷却空气，在叶片叶盆的后缘开有16个排气孔。/r/n叶片型面沿叶高是变化的。叶片借助辐条和螺栓固定在外环和内支承上，并借助于偏心块和螺钉使叶片定位在一个严格确定的角向位置上。可用更换不同组别的偏心块来保证所需要的导向器流通截面面积。当叶片受热时可向中心自由伸长。叶片的内、外缘板组成了导向器的通道部分。/r/n为了防止冷却空气的泄漏，在叶片内缘板之间，外缘板和外环之间以及内缘板和内支承之间分别装有封严绳。/r/n内支承靠轴承机匣后安装边的凸缘定中心，并用螺钉和螺桩固定在后安装边上。为了保证内支承有较好的刚性，其辐板具有截锥形，越靠中心壁厚越厚。/r/n为了输送冷却涡轮叶片和涡轮盘的冷却空气，在锥面上开有6个孔。/r/n在内支承的外圆柱面上，制有40个供幅条紧固螺钉穿过的孔，40个输送冷却空气到导向叶片内腔管子和叶片内缘板的孔。/r/n用20个螺钉将焊接件隔热屏固定在内支承上。隔热屏用于将冷却空气导向涡轮盘，一部分通过孔直接向轮盘吹风，然后流向涡轮叶片榫头与盘榫槽间的间隙，对叶片榫头进行冷却。另一部分由孔按一定方向流向I级空心涡轮叶片榫头的伸根段和叶片的内腔，冷却叶片。/r/n外环用耐热钢制成。冷却空气通过40个孔进入I级导向叶片内腔的管子和叶片外缘板，另一部分通过安装边上的80个孔流向II级导向器叶片的外缘。外环上的40个圆缺孔是用来安装偏心块的，而外环中部的40个径向孔则用来安装辐条的固紧螺钉。40根辐条和拧在辐条上的螺钉保证了内支承和外环的同心和传力。/r/n辐条用耐热变形合金钢制成。/r/n固紧辐条和隔热屏的螺钉，分别用锁片锁紧。/r/nI级涡轮转子/r/nI级涡轮转子有两个支点：前支点是一对装在压气机中轴承机匣上的径向止推滚珠轴承，后支点是滚棒轴承。I级涡轮转子主要由外轴、轮盘和94片空心带冠涡轮叶片组成。/r/n外轴用结构钢制成．在外轴后端的两个外圆环面上，压入并各用3个销子固定着轴承衬套、涨圈座。封严圈压装在涨圈座的定心圆环面上，并顶不至盘的前端面，用16个销子固定。在销子孔之间有装平衡螺钉用的16个螺纹孔。在轴承衬套的配合表面上，压入带保持架和滚棒的轴承内圈至顶靠，内圈用螺帽压紧，螺帽用锁片锁住。/r/n在外轴后端的内圆环面上，压入并用3个销子固定着低压涡轮转子的轴承座。在轴承座上钻有两个穿过轴的通孔，以安装两个喷油嘴，在轴承座的配合表面上，压入带保持架和滚棒的轴承外留至顶靠。外圈用螺帽固紧，螺帽由轴承座盖上的凸块锁住。轴承座盖用螺帽压紧，并用锁片锁住螺帽。/r/n工作时，轴承衬套左侧自身形成油槽，滑油由该槽进入喷油嘴，对后中介轴承进行润滑和冷却。/r/n后支点滚棒轴承的外圈装在后轴承座上。后轴承座在压气机轴承机匣的后安装边上定心，并用12个螺栓固定。/r/n在外轴的前端制有渐开线花键，用于I级涡轮转子外轴和高压压气机轴颈的连接并传递扭矩。/r/n轮盘用耐热变形合金锻制而成。轮盘压装在轴上至顶靠。轮盘和轴用16个径向销子连接。封严衬套压入轮盘中心后段的配合圆环面内，并用销子固定。在封严衬套的安装边上制有30个装平衡螺钉用的螺纹孔。轮盘的辐板上有8个孔以使冷却空气进入两个轮盘之间的空腔。轮盘后侧外缘有带三道燃气封严篦齿的圆环。/r/n涡轮工作叶片由铸造镍基合金制成。工作叶片的叶身型面沿叶片高度是变化的。叶片顶端有平行四边形的叶冠，在叶身内有9个通冷却空气的孔。冷却空气从叶片伸根段两侧的孔进人叶片内腔，冷却叶身后从叶冠顶部的孔排入涡轮通道，叶片根部制有5齿枞树形榫头，榫头带间隙地插人轮盘的相应榫槽内，其间隙用来保证叶片工作时的自动定心的榫头的热膨胀。锁片（由于装配需要，一台转子中用4种类型的锁片）嵌入相应的叶片和盘的槽内，组成一个圆环面，用来防止叶片的轴向移动和冷却叶片内腔的空气的流失。工作叶片叶冠的外表面与涡轮外环上的一个南齿组成封严装置，减少漏气损失，其径向间隙为2.3～2/r/n.75毫米/r/n。/r/n当发动机装配时，压气机轴和外轴用螺母拉紧，并通过螺母传递轴向力，通过两个锥体保证两轴相互定心。/r/nI/r/n级涡轮转子用串装工作叶片和安装平衡螺钉的方法进行动平衡。/r/n此外，涡轮转子和高压压气机转子应在规定的相对角向位置下一起进行平衡。/r/nII级涡轮导向器/r/nII级涡轮导向器由壳体，38片导向叶片，I级涡轮外环和结合环组成。/r/n导向器壳体由两个耐热合金钢制成的环件组成。壳体两端是带孔的安装边。借这些孔将壳体与I级导向器和加力燃烧室扩散器连接起来。壳体外表面上的环形助用来增加刚性。在两个圆柱带面上各有38个孔用来穿过固定导向叶片用的螺钉。/r/n导向叶片是由铸造合金铸成，其型面沿叶高是变化的。每一个叶片都是悬臂地用螺钉固定在壳体上，螺钉用锁片锁紧。导向器流通截面的调整用绕螺钉转动叶片的方法来实现，叶片的内、外缘板形成导向器的通道部分。/r/n为了防止冷却空气从叶片中泄漏，叶片上、下缘板间各装有38个封严绳。/r/n叶片内缘板的凸缘与I、II级涡轮转子上的封严篦齿组成封严结构，防止燃气的泄漏，每一个叶片的轴颈以间隙配合装入结合环的孔中，结合环是用耐热变形合金钢制成的。此环保证所有叶片的轴颈位于同一个平面上，这对于保持叶片内缘板的轴向位置是必要的。/r/n带一道篦齿的I级涡轮外环，嵌镶在导向器壳体上，前端有两个凸耳作周向定位用。南齿与叶冠外圆面组成封气结构。/r/n为了防止冷却空气的泄漏，在外环与I级导向器和II级导向器叶片连接处。装有两个封严绳。/r/n导向器壳体上制有按100孔均布的98个孔，以保证冷却空气的流通。/r/nII级涡轮转子/r/nII级涡轮转子主要由内轴，轮盘和64片叶片组成。/r/nII级涡轮转子有两个支点：前支点是装在压气机上的径向止推滚珠轴承，后支点是滚棒轴承。/r/n涡轮的内轴用结构钢制成。在内轴的前端制有渐开线花键。该花键将涡轮转子的扭矩传递给低压压气机转子。在花键前端还制有装球形螺母的左向锯齿形螺纹。此螺母保证转子的轴向定位并将轴向力传递给前中介滚珠轴承。/r/n装配转子时，用专用工具推锁套，同时压紧弹簧，然后将球形螺母拧到内轴上。当拿出专用工具时，锁套借助于弹簧的弹力回复到原来的位置，用锁套上的花键锁住球形螺母。/r/n在内轴的后端压入并各用3个销子固定着内轴衬套和封严圈。为了减少内轴向滚棒轴承内圈的传热，轴的配合环带上制有左螺旋槽和回油用的环形槽。滚棒轴承内圈压装在衬套上直至顶靠，并用螺帽固定，螺帽用锁紧垫圈锁紧。衬套的右端制有三道滑油封严涨圈槽。在封严圈上制有10道篦齿，它与I级涡轮转子上的相应圆环面组成封严结构。堵盖压入轴内腔，并用3个销子固定。/r/n涡轮盘用耐热变形合金锻制而成。盘压装在内轴上，用20个径向销钉与轴连接。在轮盘轮毂两端的凸耳上制有装平衡螺钉的螺纹孔。工作叶片的榫头带间隙地装入轮盘轮缘64个枞树形榫槽中，叶片的轴向定位靠两片组合锁片保证。/r/n涡轮工作叶片用耐热合金制成。工作叶片根部是五齿枞树形榫头，叶身型面沿叶片高度是变化的。叶片的根部有三道篦齿凸缘，它与II级导向器叶片内缘板凸缘一起形成气体封严装置。在叶片叶身上距叶根大约2/3处制有装减振护圈用的孔，型面在孔边周围均匀加厚。见图1-16。/r/n图1-16第二级涡轮叶片的减振护圈/r/n减振护圈是由32个护段和32个护套组成的一个圆环。它们都是用耐热变形合金制成以减小工作叶片的振动。/r/nII级涡轮转子用串装叶片和装平衡螺钉的方法进行动平衡。工作叶片顶端与II级导向器壳体之间的径向间隙为3.0～3/r/n.55毫米/r/n。/r/nI级和II级涡轮转子的径向力通过滚棒轴承、内支承、辐条和I级导向器外环传给压气机后机匣。I级和II级转子的轴向力通过径向止推滚珠轴承传给压气机机匣。/r/n涡轮冷却系统/r/n涡喷7乙发动机冷却系统（图/r/n1-17/r/n）中冷却涡轮的空气主要分三路。/r/n第一路/r/n从火焰筒与燃烧室外壳之间引来的燃烧室第二股气流（/r/nG）/r/n，对涡轮第一、二级导向器及第一级涡轮机匣进行冷却，冷却后的气流与主燃气流汇合。冷却/r/n第/r/n一级导向叶片的气流由/r/n第/r/n一级导向器壳体上的孔N流/r/n入/r/n导向叶片内的导流管D；D管内的另一部分气流来自导向器内环上的孔/r/nI/r/n（火焰筒与燃烧室内壳间的二股空气），由管下部流入，然后/r/n由/r/n管前部若干小孔喷出，对叶片前缘内表面进行冲击冷却后，经过承力辐条及导流片和叶片内壁形成的通道，除对叶片内壁进行冷却外，还对承力辐条进行冷却。冷却气最后由叶片尾缘的若干小孔流人主燃气流/r/n。/r/n第二路/r/n从火焰筒与燃烧室内壳之间流来的燃烧室第二股气流H，通过第一级导向器内支承上的孔流入导气盆内腔，然后一部分向外流动通过外缘小孔Q喷向一级轮缘，流向第一级工作叶片中间叶根的空腔，然后流入叶片的冷却孔对叶片进行冷却，同时这股空气还对轮缘进行冷却；另一部分由孔K流出，流向一级盘前面。这股气流与用两根管子引来的压气机第六级后的空气L混合，混合后的空气O又分两路。一路沿径向向外流，冷却第一级轮盘前侧后由中间叶根两侧开的孔进入第一级工作叶片进行冷却，冷却叶片后的空气由叶冠处甩出和主气流混合；另一路穿过第一级盘上的孔M后冷却/r/n：a）/r/n冷却第一级盘背面后，由第一级盘上的南齿和第二级导向器所形成的封严间隙中漏出一部分，可以阻隔热燃气进入轮盘间的空腔/r/n；b）/r/n冷却第二级盘前面后，流过第二级工作叶片/r/n榫/r/n头与轮盘/r/n榫/r/n槽间的间隙，对/r/n榫/r/n头进行吹风冷却，然后流入主燃气流。其中一小部分通过二级盘上/r/n篦/r/n齿和二级导向器间的封严间隙漏入主燃气流/r/n；c）/r/n向内流过装在低压涡轮轴上的五道封严/r/n篦/r/n齿。由/r/n篦/r/n齿及轴上的孔并经过二级盘的中心孔流至二级盘后，冷却二级盘的背面，最后流入主燃气流。/r/n第三路/r/n从压气机第三级后引来的空气P，经过低压轴上的孔和/r/n篦/r/n齿封严圈前外面的孔，沿着高压轮盘中心孔与高压涡轮轴之间的槽流到空腔Y，然后用4根管子通向前面的空气收集器，再用一根带限压孔的导管通大气。这股气流使中介轴承处于它的包围中，减少了高压涡轮盘向中介轴承的传热量，改善了中介轴承的工作条件。空气收集器不直接通大气，而要保持107/r/n./r/n9～142/r/n./r/n2kPa压力，是为了保证高、低压轴承的涨圈封严环处内、外有一定压差，保证涨圈的封严作用。/r/n图1-17涡轮冷却系统/r/n5）加力燃烧室/r/nWP7发动机的加力燃烧室（图1-18）主要由加力扩压器、火焰稳定器、输油管、加力喷嘴、预燃室和带可调喷口的加力筒体组成。/r/n(1)/r/n(2)/r/n图1-18WP7加力燃烧室（1）扩压器（2）可调喷口/r/n6）附件传动系统/r/n为保证发动机的正常工作，发动机上除前述的主要部件外，还要有各种附属系统，其中有许多附件（包括某些飞机附件，如发电机，液压泵等〕有一定传动功率、转速、转向的要求。这些需要传动的附件，分别通过附件传动装置，由高压、低压转子来驱动这些附件（图1-19）。/r/n在发动机起动时，通过附件传动装置将起动－发电机的动力传给发动机转子和附件，以保证发动机的起动。而在发动机正常工作时，通过附件传动装置，使安装在发动机上的附件从发动机转子获得动力，在需要的转速下工作。/r/n图1-19附件传动系统/r/n7/r/n）滑油系统/r/n在发动机工作过程中，轴承和齿轮等转动零件间的互相摩擦，会产生磨损和过热烧伤。滑油系统的作用就是将足够数量的滑油喷到这些零件的摩擦表面进行润滑，以减少其磨损，并带走摩擦所产生的热量和脏物。滑油系统由：滑油增压泵、滑油滤、主回油泵、前支点回油泵、油气分离器、离心通风器、燃油－滑油附件（包括滑油箱、燃油滑油散热器和煤油滤）组成（图1-20）。/r/n发动机工作时，滑油系统中滑油的工作路线是：滑油箱内的滑油，由滑油增压泵增压，经滑油滤过滤，而后分别输送到附件机匣、主回油泵、发动机各支点轴承进行润滑。润滑前支点后的滑油，由前支点回油泵抽回至附件机匣；润滑附件机匣传动零件和发动机中、后支点的滑油，由主口油泵抽回，并经油气分离器除去油中气体，最后通过燃油滑油散热器，流回滑油箱。/r/n为了更换滑油，滑油箱、附件机匣各设有放油开关。为了防止发动机在高空工作时滑油压力过低和滑油消耗量大，滑油系统设有离心通风器。各润滑内腔均与附件机匣联通，并经离心通风器通向机外大气。/r/n1．低压压气机前轴承；2．低压压气机后轴承；3．高压压气机后轴承；4．高压涡轮轮前轴承；5．低压涡轮前轴承；6．离心通风器；7．油气分离器；8．增压系；9、10、11．回油泵；12．前支点辅助回油泵；13．调压活门；14．高压油滤；15．油滤安全活门；16．单向活门；17．附件传动机匣；18．散热器；19．油箱；20．安全活门/r/n图1-20滑油系统/r/n第二章斯贝涡扇发动机/r/n2.1/r/n研制概况/r/n斯贝发动机是英国罗耳斯/r/n-/r/n罗伊斯公司五十年代末期设计的机种。民用斯贝发动机于195/r/n7/r/n年7月/r/n在该公司康维涡轮风扇发动机的基础上开始设计的。康维是1960年4月投/r/n入/r/n使用的，它是世界上第一台正式投/r/n入/r/n使用的涡轮风扇发动机。/r/n斯贝/r/n1960年12月首次台架试车，1961年10月试飞，1962年7月进行了150小时持久试车，1964年4月/r/n装于三叉能客机上/r/n正式投人航线使用/r/n。/r/n该发动机吸取了以前英国航空发动机的成功设计经验，在燃油调节系统、气冷式叶片和涡轮弹性支承等方面设计较为突出。/r/n该公司发展了十几种型号的斯贝，其中包括带加力燃烧室的军用型以及工业及船舶用的动力装置改型。我国引进三种型号：M/r/nK/r/n5/r/n11-/r/n5/r/nW型，装于三叉/r/n戟1E/r/n客机上；MK512/r/n-/r/n5/r/nW型，装于三叉/r/n戟/r/n2/r/nE、3B客机上；MK202/r/n带/r/n加力燃烧室的军用型/r/n，/r/n装用于中国的歼轰机上/r/n。/r/n英国M/r/nK202/r/n发动机装用于英国/r/n“/r/n鬼怪/r/n”/r/n（Phantom2）F/r/n-/r/n4K和F/r/n-/r/n4M/r/n上/r/n发动机由带有进气导向叶片的进气机匣、5级低压压气机（风扇）、带有分流环的中介机匣、外函、12级高压压气机、装有10个火焰筒的环管燃烧室、二级高压涡轮、二级低压涡轮、排气混合器与喷管等组成。发动/r/n机/r/n中总共有七个支点/r/n，/r/n高压压气机与高压涡轮转子组成的高压转子有三个支点，低压压气机与低压涡轮组成的低压转子有四个支点。/r/n图2-1为斯贝MK202的外形图。/r/n图2-1斯贝MK202的外形图/r/n2.2/r/n结构和系统/r/n1）/r/n总体结构/r/n转子支承方案/r/n斯贝MK202的转子支承方案如图2-2所示，/r/n发动机支承在7个轴承上。低压转子采取l/r/n-/r/n2/r/n-/r/nl支承形式，高压转子采取l/r/n-/r/n2/r/n-/r/n0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。/r/n图2-2斯贝MK202的转子支承方案/r/n传力方案/r/n发动机采用内、外混合传力/r/n方案（图2-3）/r/n。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。/r/n图2-3/r/n传力/r/n方案/r/n联轴器/r/n发动机的联轴器分低压转子联轴器和高压转子联轴器两部分。/r/n低压转子联轴器/r/n由于低压压气机转子和低压涡轮转子之间的距离较长，故中间用一根中介轴将它们连接。中介轴前端的外螺旋花键与低压压气机后轴上的内螺旋花键相啮合，后端的外螺旋花键与低压涡轮轴的内螺旋花键相啮合。两端均有一个结构形式相同的球形联轴器。球形联轴器（图/r/n2-3-1/r/n和图2-3-2）包括：联轴器球头、球形座和锁紧套筒。联轴器球头用矩形螺纹与中介轴连接。两个球形座分别压装在低压压气机和低压涡轮轴内。锁紧套筒的外花键分别与球头和球形座的内花键啮合。/r/n高压转子联轴器/r/n高压转子联轴器（图/r/n2-3-2/r/n）用梯形螺纹与高压压气机后轴相联。联轴器的内球面与高压涡轮轴上的螺旋套齿端的外球面相贴合以传递轴向力，并起/r/n“/r/n偏心自位/r/n”/r/n作用。调整垫圈用来调整联轴器的球面间隙。涡轮的轴向位置是通过改变联轴器在高压压气机轴后端的打进深度来调整的。/r/n图/r/n2-3-1/r/n联轴器及低压压气机后轴承/r/n2）/r/n压气机/r/n图2-4为MK202的压气机结构总图。/r/n低压压气机（风扇）/r/n低压压气机（/r/n风扇/r/n）/r/n总图见图2-5。/r/n图/r/n2-3-2/r/n联轴器及高、低压止推轴承/r/n图2-4压气机结构总图/r/n图2-5低压压气机总图/r/n进气/r/n道/r/n位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵/r/n（图2-6）/r/n。/r/n图2-6/r/n进气装置及前轴承结构/r/n低压压气机（/r/n风扇/r/n）：/r/n5级轴流式，风扇增压比为2/r/n.77/r/n。转子100％转速为/r/n9115rpm/r/n。铝合金锻造机匣水平对开，第l/r/n-/r/n5级静子叶片均为精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5级转子叶片为钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形/r/n榫/r/n头与盘联接。第2/r/n-/r/n4级转子叶片为锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12％铬钢制成一体，第2/r/n-/r/n5级盘用钛合金制成，为发夹形结构，后轴用3％铬钼钢制成。/r/n图2-7为低压压气机转子结构图。/r/n图2-7低压压气机转子结构图/r/n3）/r/n高压压气机/r/n12级轴流式，增压比为7.24。转子100％转速为12640rpm。不锈钢S/r/n//r/nSJ/r/n2/r/n锻制机匣沿垂直面对开，第l/r/n～12/r/n级静子叶片均用不锈钢制成（进口导流叶片和第/r/n1-/r/n11级为S/r/n//r/nSNV，第12级为S/r/n//r/nSJ/r/n2/r/n）。高压进口导流叶片可调、高压压气机转子为鼓盘式结构，第l/r/n-/r/n8级转子叶片材料为钛合金（其中第、l/r/n-/r/n5级为T/r/n//r/nAV，第6/r/n-/r/n8级为T/r/n//r/nSZ），第9/r/n-/r/n12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/r/n//r/nSAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2/r/n-/r/n12级叶片均采用燕尾形样头与盘联接。高压压气机前轴用S/r/n//r/nHBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/r/n//r/nCMV制成。第l/r/n-/r/n6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/r/n//r/nSTV制造，第7/r/n-/r/n11级盘用S/r/n//r/nSAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2/r/n-/r/n12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。/r/n图2-8为高压压气机的结构简图。/r/n4）/r/n燃烧室/r/n环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钻高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/r/n//r/nSJZ，整体式结构。/r/n图2-9、-10为燃烧室结构简图。/r/n图2-11为涡轮部件结构总图。/r/n图2-8高压压气机结构简图/r/n图2-9燃烧室/r/n图2-10燃烧室结构简图/r/n图2-11涡轮部件结构总图/r/n5）/r/n高压涡轮/r/n图2-12为高压涡轮结构简图。/r/n2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形/r/n榫/r/n头与盘联接。第1级导叶材料为/r/n镍/r/n基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。l、2级涡轮盘均由N/r/n90/r/n1高温合金制成，高压涡轮轴用S/r/n/C/r/nMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。/r/n图2-12高压涡轮转子/r/n6）/r/n低压涡轮/r/n图2-13。/r/n2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第/r/n2/r/n级导叶为/r/nC130/r/n镍基合金，均用无余量精铸而成。第/r/n1/r/n级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N/r/n8/r/n0/r/nA/r/n。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N/r/n7）/r/n加力燃烧室/r/n图2-14。/r/n在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3/r/n圈/r/n燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。/r/n图2-13低压涡轮转子/r/n图2-14/r/n加力燃烧室/r/n和尾喷口/r/n8）/r/n尾喷管/r/n超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。/r/n控制系统/r/n：/r/n以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出/r/n口/r/n压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油（液压）系统自动调节喷口面积。/r/n9）其他/r/n燃油系统/r/n使用RP/r/n-/r/nl/r/n（GB/r/n438/r/n-77/r/n、RP/r/n－/r/n2（GB1788/r/n-79）/r/n或RP/r/n-/r/n3（GB6537/r/n-86）/r/n燃油。主燃油系统中，采用RLB/r/n-/r/n4低压燃油泵，出口燃油压力为/r/n550/r/nkPa，高压燃油泵为RZB/r/n-/r/nl，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT/r/n-/r/n18。加力燃油系统中，使用RQB/r/n-/r/nl加力燃油流量调节器和RT/r/n-/r/n19加力点火燃油控制器。/r/n滑油系统/r/n使用Castrol/r/n/r/n98（DERD2487/r/n）/r/n或4/r/n050/r/n（GJB1263/r/n-91/r/n）高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级/r/n（1/r/n级增压，5级/r/n回/r/n油）齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为/r/n5/r/n./r/n7L/r/n。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR/r/n-/r/nl和1个燃油冷却的滑油散热器/r/n起动系统/r/n使用DQ/r/n-/r/n23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1/r/n.04/r/n54。/r/n点火系统/r/n使用DHQ/r/n-/r/n13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ/r/n－/r/n8/r/nA/r/n装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2/r/n.5/r/nJ/r/n空气系统/r/n一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。/r/n

/r/n第三章/r/nF404系列涡轮风扇发动机/r/n3.1F/r/n404系列发动机/r/n研制与结构/r/n1）发展综述/r/nF404系通用电气公司为美国海军的舰载飞机F/A-18研制的，它的第一个使用型号F404-GE-400（/r/n图/r/n3-1/r/n）于1978年11月装在F/A-18上进行首飞，1982年9月正式服役，目前已有2000余架F/A-l8飞机在海军中使用。发动机推力7120daN，推重比为8，总压比为25，内外涵道流量比为0.34，涡轮前燃气温度为1589K，它是第一台贯彻结构完整性大纲设计的发动机，也是第一台从设计开始就贯彻可靠性设计的发动机。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n1/r/n美国海军为进一步改善F404的性能，提出了EPE（Enhanced/r/nP/r/nerformanceEngine）计划。为此，通用电气公司在/r/nF40/r/n4-GE/r/n-400的基础上发展了F404-GE-402EPE发动机，起飞推力增至7900daN。改型的设计准则是：满足减少爬升时间的要求，保持2000小时美国海军任务热端部件寿命，维持与/r/nF404-GE/r/n-400型有较大的通用性（零、组件/r/n公用/r/n）。/r/n据/r/n相关报/r/n道/r/n称，F/A-18飞机换装/r/nF404-GE/r/n-402发动机后，在飞行速度M=1与高度H=/r/n15100米/r/n时，飞机爬升到截击时的时间缩短31％，在飞行速度M=l.6和高度H=/r/n10668米/r/n时，使最大加速性改进27％，在飞行速度M=0.9与高度H=/r/n3048米/r/n时，在典型作战机动情况下，其单位剩余功率将增加18％。/r/n为满足美国海军新型先进战术飞机/r/nA/r/n1/r/n2/r/n的需要，发展了F412-GE-400，1989年开始试验，其起飞推力约为8050daN。由于飞机发展中，飞机机体重量超重/r/n3632公斤/r/n，成为无法克服的困难。因此，美国国防部长切尼于/r/n1991年1月7日/r/n宣布，取消这项投资520亿美元的/r/n“/r/n隐身/r/n”/r/n攻击机的发展计划。/r/n由于A/r/n1/r/n2的下马，F412发动机只能加以改进，用于它用。/r/n2）结构设计特点/r/n总体支承/r/nF404/r/n总体支承方案/r/n（/r/n见图3-2/r/n）/r/n沿袭了GE公司的一贯传统/r/n在高压转子上/r/n采用/r/n1－0－1支承方案，低压转子采用1－1－1支承方案，高压后支承为中介轴承。转子系统支承框架为进口导流叶片、中介机匣和涡轮后承力框架/r/n等/r/n3个部分。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n2/r/n进气口/r/n带进气锥的环形进气口，有可调进口导流叶片。/r/n风扇/r/n3级轴流式。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。压比3/r/n./r/n5，平均级压比1/r/n./r/n337。/r/n结构简图见/r/n图3-3/r/n。/r/n宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n3/r/n高压压气机/r/n7级轴流式。直径为/r/n584/r/nmm/r/n，长度为/r/n3/r/n3/r/n0mm/r/n。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。分半式钛合金内机匣，化/r/n学/r/n铣/r/n加工的/r/n钛合金外涵机匣。/r/n图3/r/n-/r/n4高压压气机结构/r/n燃烧室/r/n短环形/r/n。/r/n机/r/n械/r/n加工的HastelloyX合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。/r/n结构简图见/r/n图3-5/r/n。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n5/r/n高压涡轮/r/n1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene80。/r/n低压涡轮/r/n1级轴流式。Rene/r/n80/r/n制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n6/r/n加力燃烧室/r/n6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经/r/n“/r/n菊花瓣形/r/n”/r/n混合器混合。隔热屏和稳定器材料为HastelloyX/r/n合金/r/n。/r/n尾喷管/r/n/r/n液压作动的收－/r/n扩喷管。/r/n控制系统/r/n机械液压式燃油控制系统。/r/n点火系统/r/n复式点火装置和火花塞。/r/n3.2F/r/n414发动机研制/r/n与结构/r/n1）研制背景/r/n为满足美国海军对F/A-18（大黄蜂）战斗机最新发展型号F/A-18E/F的要求，美国通用电气公司（GE）在F404和F412的基础上，于1991年初开始发展推力加大的（比F404大35％）F414-GE-400发动机。用F404-GE-400作动力（每架装2台）的舰载战斗／攻击机F/A-18是美国海军的主战飞机，目前已有1300多架装备使用。为了加大F/A-18航程并大大改善其工作能力。以便作为21世纪/r/n海军/r/n的主力飞机，经过美国海军、麦道公司及诺斯诺普公司的研究，决定将现用的F/A/r/n-18C/r/n/D改型为F/A-18E/r/n//r/nF，该机于/r/n1994年6月17日/r/n通过了关键设计评审（CDR），于1995年12月首飞，2001年进入服役。它是美国/r/n20/r/n世纪/r/n最后/r/n几年中/r/n唯一/r/n投产的新型战斗机，美国海军与海军陆战队计划到2015年共购置1000架。/r/nGE公司在设计F414时充分吸取了F404的400多万小时的外场使用经验，采用了GE/r/n23A/r/n、YF120、F412以及其它军、民用发动机的一些经过验证的技术，运用了/r/n“/r/n并行工程/r/n”/r/n的研制方法，建立了40多个/r/n“/r/n多功能小组/r/n”/r/n，负责较复杂的部件设计研制工作。这些措施不仅使F414的研制工作投资少，耗时短，而且发动机性能较F404提高很多：推力增加了35％，达到98/r/nk/r/nN；推重比由F404-GE-400的7.5，F404-GE-402的8（1988定型）提高到9.0。/r/n2）主要设计特点/r/n为保持与F404相同的长度和后部直径，并使性能获得大幅度提高及减少风险，在F414的设计中，每个部件均采用了经过验证的先进技术。/r/n风扇/r/n为3级/r/n轴流式/r/n。一级工作叶片带中间/r/n减振/r/n凸台，二、三级为焊成一体的/r/n整体/r/n叶盘结构。它是在吸取F404系列发动机（F404-400、F404-402、F404-RM12、F412）的一些优（特）点和使用经验的基础上发展起来的，F404系列的风扇具有高增压比、低展弦比、高稠度和高叶尖切线速度（472～518m/s），设计转速下的喘振裕度为23～30％，采用可调静叶来控制非设计状态的性能，F414的风扇继承了这些特点，但空气流量比F404大16％，因而进口直径有所加大，增压比比F404高15％，是GE公司研制的3级风扇中的最高者，且具有较好的抗鸟击和外物击伤的能力。3级静子叶片与工作叶片均按三/r/n维/r/n流设计，这对复杂结构的第一级工作叶片与第/r/n二/r/n级静子叶片特别重要。第二、三级转子采用了/r/n整体/r/n叶盘结构，以减少通过榫头的漏气量，从而提高了效率。/r/n1993年完成了F414风扇的第一阶段试验，共运行了282小时试验结果表明，风扇的流量、效率、喘振裕度和抗进气畸变能力均超过或达到了设计目标；但第二，三级工作叶片的应力值过大。现已修改了设计。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n7F/r/n高压压气机/r/n共7级/r/n轴流式/r/n。采用了F412的设计，但前3级转子换用了/r/n整体/r/n叶盘结构。与常规（用燕尾型榫头将叶片固定到轮盘燕尾型槽中）的设计相比，/r/n整体/r/n叶盘结构省去了榫头部分，因而减轻了转子以及部件的结构重量。F414后2级风扇、前3级高压压气机采用/r/n整体/r/n叶盘结构后，两部件的重量分别减少了/r/n20.43kg/r/n与/r/n3.632kg/r/n；清除了气流在榫头中的逸漏，使效率有所提高；避免了由于装配不当或榫头的磨蚀、裂纹及锁片的损坏等带来的故障，与F404相比，风扇、高压压气机的零件数目减少了484个，有利于可靠性的提高。因而，在一些新型发动机中已将采用/r/n整体/r/n叶盘结构作为改善性能的一项重要结构措施，例如EJ200末级风扇，第一级高压压气机均采用了叶盘结构。/r/nF414的叶盘是采用ECM（电化学）来加工的。与用五坐标数控铣床铣削叶片相比，加工时间可减少约85%（对长叶片省时更多）；还可避免叶片中产生残余加工应力。叶盘的粗加工（即在坯料上开出叶槽）、半精加工和精加工均用ECM，加工后不必再进行手工抛光，加工出的叶型。厚度公差为/r/n0.10mm/r/n，型面公差为/r/n0.10mm/r/n。/r/nF414风扇后2级和高压压气机前2级叶盘材料为Ti17，两者的2级盘均焊为一体。用Incol718制成的高压压气机第３级盘则与后面的转子焊为一体。/r/n采用/r/n整体/r/n叶盘结构/r/n，/r/n特别是2/r/n级/r/n叶盘焊为一体时，要考虑叶片被外物打伤后的维修问题。除了设计中要保证叶盘叶片的前缘具有较小振动应力和较高的抗外物打伤能力外，还应发展可行的叶盘修理方法。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n8整体叶盘结构的修复/r/n根据F404外场使用中外物打伤叶片的统计，对F414采用叶盘结构后的全寿命期费用/r/n（/r/nLCC/r/n）/r/n进行了仔细的分析计算，结果表明，采用叶盘后不会增加F414的LCC。另外，GE公司还发展了针对叶盘的叶片修理方法。因而，采用叶盘后为F414带来的收益大大高于付出的代价。/r/n发动机吸入鸟、冰块或其它外来物时，会损伤风扇与压气机叶片，其可能的形式有：卷边、裂纹、掉块等。针对这些情况GE公司发展了如图/r/n3/r/n-/r/n8/r/n所示的修理方法。例如，对前缘小卷边，可以先予以去除，然后进行打磨使之圆滑过度：对于大的卷边，则首先将其切掉，用电子束焊上一块补片，再按叶型量规进行修磨，对于一些小的掉块，可用氩孤焊补修。所有这些修理过程均可在发动机上完成，并可保证以最少的费用使损磨严重的叶盘重新投入使用。/r/n燃烧室/r/n/r/n环形燃烧室的火焰筒/r/n采用了多孔冷却结构，不仅提高了使用寿命，而且降低了重量。在GE公司为波音777发展的GTD222发动机中，火焰筒采用了GTD222精簿环形件，并加工出了为数众多的冷却孔。现在还不清楚F414的多孔火焰筒是否与此相同。/r/n高压涡轮/r/n高压涡轮是在F412的基础上发展的单级结构。工作叶片与导向器叶片均采用单晶材料制成，叶身上有一层物理气相沉积隔热涂层（PVDTBC）。/r/n低压涡轮/r/n低压涡轮也是单级、气冷结构。与高压涡轮一样，工作叶片和导向器叶片均用单晶材料制成，并有PVDTBC涂层，1992年10月进行的低压涡轮试验表明，所有的性能指标均达到或超过预期值。/r/n图/r/n3/r/n-/r/n9/r/nF/r/n加力燃烧室/r/n加力燃烧室采用了YF120的结构设计方案。火焰稳定器由中心环状V型稳定器与12根径向稳定器组成/r/n（/r/n图3/r/n-/r/n9/r/n所示）/r/n。/r/n每根径向稳定器均带有隔热罩，其内通有由风扇后引来的空气进行冷却，以减少其中的温度梯度，提高耐久性。中心环形稳定器为非冷却结构，沿四周做成12段，工作时允许自由膨胀，采用中心环形稳定器可保证小加力比时获得稳定的燃烧。喷油杆系冷却型的，带有喷油装置的点火器装在一根径向稳定器中，以免被弄脏；环境温度较低，以便获得较长的使用寿命。整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换。/r/nF414加力燃烧室的原型，曾装在F404/RM12上进行试验，到1993年底已进行了550h的试车，其中加力燃烧室工作了152小时，9300次点火，高空试验也累积进行了100多小时，该加力燃烧室设计寿命为2000小时，5700次点火。/r/nGE公司的经验表明，采用径向火焰稳定器时常会引起加力/r/n燃烧/r/n室振荡燃烧，F414由于采用了YF120的结构，在海平面及高空条件下进行的试验中还未发主过这种情况。/r/n可调喷口/r/nF414的尾喷口是可调的收敛（主）/r/n—/r/n扩张（副）型喷口。在GE公司所有的军用发动机中，F414的加力燃烧室效率最高。这是因为用于调节喷口鱼鳞片的冷却空气较少。然而这使喷口的寿命带来影响，因此，调整/r/n试验时间较长。经过计算与分析，在上述工作条件下，F404的主喷口可满足F414的寿命要求，副喷口则需加以改进。为此，将其调节片、封严片设计成可拆卸的双层结构，即在主承力结构底板上加装用耐热性能更好的金属材料制成的盖板。但加力燃烧室原型模拟F414任务的试车表明，其寿命仍不能达到设计要求。因此，采用F404和F414加力燃烧室原型的设计数据，建立了热应力模型为修改设计的条件，多次反复设计说明，将封严片底板做成倒弧形可以提高寿命；如用陶瓷材料/r/n制作/r/n封严片，在副喷口的受热条件下，不会出现变形。为了验证这一判断，将11片改进了的封严片（倒弧形的）及１片陶瓷材料平面封严片（每台发动机共有12片封严片）装在加力燃烧室原型机上进行了试验。倒弧形封严片成功地满足了最小寿命的要求，而陶瓷材料封严经过试车后仍完整如新。考虑到采用陶瓷材料还有减轻重量的优点，故对装了整套陶瓷基复合材料（CMC）封严片和调整片的加力燃烧室进行了加长的耐久性试验（比一般耐久性试验所要求的时间多4倍），同时还加长了暴露于盐份/湿度环境下的时间，已确认该材料适应这种环境条件的能力，结果令人满意。基于这些试验结论，F414副喷口的封严、调节片均采用CMC/r/n制作/r/n（这是GE公司在生产型发动机上的首次使用），其应用情况将为在F404、F110的改型中采用CMC喷口提供依据。/r/n3/r/n.3/r/n广泛的可靠性试验/r/n为了尽量减少F414投产后的更改设计，也为了减少费用和风险，GE公司与美国海军为F414安排了一个广泛的试验计划，包括全尺寸的部件试验与整台发动机试验。具体内容有；全尺寸部件试验，首台发动机试车（FETT），首飞前定型试车（PFQ），飞行试验，小批量投产定型试车（LPQ）及大批量投产定型试车（FPQ）。/r/nFETT前的全尺寸部件（包括风扇、高压压气机、燃烧室、低压涡轮、加力燃烧室及可调尾喷口等）试验是减少风险的关键措施。由于高压涡轮是在F412相应部件的基础上发展起来的，其性能已在F412试车中得到了验证，因此，F414未进行该部件的试验。/r/n在风扇及高压压气机部件试验台的试验中，需验证流量、效率、喘振裕度及气动性能。燃烧室部件试验要验证效率、压力损失及出口温度场。用空气进行的低压涡轮部件试验目的是验证效率及出口导向叶片的压力损失。全尺寸加力燃烧室试验验证海平面及高空条件下的效率与压力损失，同时还考验其耐久性。/r/n在整机试验计划中，地面试车用14台发动机（另有10台备份）。飞行试验用21台发动机（7架飞机）。/r/n试飞前试车6523h，总的试车时间达到10164h。虽然这个计划与1977年开始的F404-GE－400的试车计划有些相似（F404地面试车用14台发动机，10台备用发动机，试车总/r/n时间/r/n为9532h），但在实质上却有较大的差别。首先，F404试车计划是按MIL－E-5007D的规定安排的，即只有飞行前规定试验（PFRT）与定型试验（QT）两项，而F414有前述的PFQ、LPQ/r/n和/r/nFPQ三项；F404从FETT到QT完成花了约2.5年时间，而F414到完成FPQ用5年时间（即由1993年起到1997年底）。其次，F404的持久试车进行了PFRT中的60h与QT中的两个150h的持久试车，而F414持久性鉴定试车的苛刻度则大大提高，即在有进气畸变的条件下进行300h加速模拟任务持久试车（ASMET），试车前后还要进行45h的高循环疲劳的上下/r/n“/r/n台阶/r/n”/r/n试车（即在慢车转速到最大转速之间，均匀地分成若干个转速段，从小到大再从大到小，在每个转速段下积累107高循环的试车）。需要指出的是，ASMET与5007DPFRT中的60h持久试车及QT中的两个150h持久试车程序完全不同，前者比后者要复杂与苛刻得多。第三，官方进行的LPQ试车已从300h即QT的两个150h增加到1000h，而且在其前后还要进行上下/r/n“/r/n台阶/r/n”/r/n的试车，官方的FPQ试车也是1000h，且试车时热端部件中应采用经过LPQ试车后的硬件。除此之外，还要根据F404试验计划中发现的问题对试车内容作些修订。/r/n为了减小计划的风险，执行初期即进行部件的应力试验、耐久性试验与高空试验。/r/n官方要求所有试验应在GE公司与美国政府的试验场所进行。例如，全尺寸高空试验在美国空军的阿诺德工程发展中心(AEDC)进行；吞水，防冰，低、高温起动试验，生存力试验，噪声与陀螺试验分别在位于三处的美国海军空战中心(NAWC)完成。/r/n根据F404和F412的经验，GE公司认为应该尽早对低压涡轮叶片进行应力测定试验。因此，在FETT试车时便完成了这一工作。结果表明，其应力水平在允许范围之内。另外，还安排第2台发动机开始进行ASMET试车，以便尽早地判定其耐久性；用第3台发动机进行高空台试验，以确定在F/r/n//r/nA－18E/r/n//r/nF整个飞行包线内的F414发动机性能、适应性及过渡态的响应特性。/r/n从FETT第1次起动开始，便采用了计划在外场飞机上使用的监测系统对所有部件的寿命进行追踪记录，不仅自动录取了所需数据，同时也考验了这种飞机用的监测系统。/r/n3./r/n4研制概况/r/nF414研制进展比较顺利，首台(001)发动机比原订计划提前两周于/r/n1993年5月20日/r/n进行了首次试车，第2天便达到100％转速。1993年共有4台发动机进行了试车（包括1台发动机在AEDC进行了160h高空台试验，另1台进行了165h持久试车），累积试验了1000多小时；到1994年底有8台发动机用于地面试车，累积试车时间达4300h；1995年底开始有21台发动机用于完成包括7架飞机在内的飞行计划。/r/n8台用于地面试验的发动机分别为：/r/n001号第1台试车用发动机，主要进行应力与机械性能试验；/r/n002号主要进行耐久性试验；/r/n003号在AEDC进行高空台试验；/r/n004号用以校准各试验舱的仪表；/r/n006号进行ASMET，1994年1月～4月进行；/r/n007号AEDC进行高空台试验；/r/n008号用于高压涡轮的应力试验与传热研究，安装许多测试感头与仪表；/r/n009号用于耐久性试验，1994年7月开始。/r/n在F414的研制中，采用了先进的并行工程方法，往还吸取以往的经验教训，进行了大量的部件试验，因而研制计划完成得比较顺利。这些成功的经验的确值得借鉴。/r/n

/r/n第四章/r/n/r/nАЛ/r/n-31/r/nФ/r/n涡扇发动机/r/n4.1/r/n研制概况/r/nА/r/nл/r/n-31/r/nФ/r/n为/r/n前苏联/r/n留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中遇到极大的困难是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和/r/n2/r/n级低压涡轮共20级。结果发动机超重达/r/n1600kg/r/n，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气/r/n机/r/n减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到/r/n1520kg/r/n，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10％，后来/r/n对设计人员/r/n采用每减重/r/n1kg/r/n奖励5个月工资的/r/n激励/r/n办法，/r/n又使发动机/r/n减轻了/r/n70/r/nkg/r/n，实现了原定的重量目标。第二个困难是涡轮效率比设计值低4％，后来决定接受这个现实，但为了达到性能要求，只好将涡轮进口温度由/r/n1350/r/n℃/r/n提高到/r/n在1976至1985年期间，共解决了685个难题。/r/nА/r/nЛ/r/n-31/r/nФ/r/n设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22/r/n9/r/n00小时，其中台架试车16625小时，试飞6275小时。/r/nА/r/nЛ/r/n-31/r/nФ/r/n还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型。图/r/n4/r/n-/r/n1/r/n为/r/nА/r/nЛ/r/n-31/r/nФ/r/n结构图。/r/n4.2/r/n结构和系统/r/n支承方案/r/n低压转子支承方案为/r/n1-2-1/r/n四支点结构，其联轴器为既要传递扭矩又要保证涡轮轴与压气机在工作时不会产生由于转子系统不同心所产生的附加振动，因此，低压转子采用四个支点低压联轴器/r/n——/r/n多用途但复杂。见图