CFM56系列發(fā)動機結構設計與研制特點

1、CFM56系列發(fā)動機結構設計與研制特點270 的 C斷裂位置一位于外封嚴環(huán)轉角處90的斷裂位置圖38 CFM56-3高壓渦輪后軸出現(xiàn)斷裂故障位置片進行冷卻的壓氣機出口空氣的孔處，裝有一折流板，讓空氣折流轉彎后才流人預旋噴嘴，當空氣折 流轉彎時，細小砂石在轉彎時產(chǎn)生的離心力甩向外側而不會隨氣流流向預旋噴嘴。另外，當冷卻空氣由預 旋噴嘴噴出穿過封嚴盤的進氣孔時，在封嚴盤的高速旋轉下，使細小砂石甩向外端而不會流向葉片前擋板 與輪緣間的縫隙，進一步將空氣凈化。渦輪工作葉片原采用定向凝固的DSR 80H合金鑄成，1986年6月改用Rene 125合金鑄成。外表 采用一種C0DEP特種涂層，但在使用中，特

2、別在有腐蝕性的環(huán)境下工作時（近海地區(qū)），葉片仍會出現(xiàn)銹 蝕現(xiàn)象，并造成在第一次翻修時，葉片的報廢率較高。為此，從1994年6月起。涂層改用了鋁化知 （Platinwm Aluminide）涂層。這種新的涂層在試驗室試驗條件下，它的抗氧化能力、抗銹蝕能力比CODEP 涂層提高了 2至2.5倍。高壓渦輪后軸（見圖38）外圈篦齒環(huán)與第二圈篦齒環(huán)間過渡段處，曾發(fā)牛一起斷裂故障引起發(fā)動機空 中停車，事件發(fā)生于1995年1月8日，當飛機由美國達拉斯機場起飛爬升時，后軸封嚴環(huán)闖過渡段斷 裂（360。），甩出的碎塊打壞高壓渦輪轉子與低壓渦輪，發(fā)動機隨即停車，飛機用單發(fā)返航，該發(fā)動機是 1990年10月裝上飛機

3、的，已使用13854EFH/14305循環(huán)，一直裝在飛機上未拆下過。出事前，發(fā)動機工作參數(shù)一切正常，無任何異常變化，分解后進行外形、尺寸、金相等檢查，說明材質、機械加工、熱處 理等均無問題。以前發(fā)動機翻修中，也未發(fā)現(xiàn)該軸出現(xiàn)過類似的故障，對斷口金相檢查，發(fā)現(xiàn)有低周疲勞 裂紋，裂紋源位于轉折處的后端圓角處，前端有多個疲勞裂紋，到1995年4月，尚未得出故障分析的最 后結果，是否是由于封嚴厘齒局部工作不正常造成的這次故障，還未找到根據(jù)。無獨有偶，與CFM56結構相近的F110發(fā)動機，自1994年7月至IJ 1994年10月間，由于高壓渦 輪后軸封嚴篦齒環(huán)處斷裂造成4架F-16戰(zhàn)斗機失事（埃及和以色

4、列各兩架），往前追溯，發(fā)現(xiàn)1988年一 架裝F101的B-1轟炸機以及后來兩架裝F110-GE-400的F-14戰(zhàn)斗機等4架飛機的失事均是由于該后 軸封嚴篦齒斷裂引起的（共8架飛機）。在1988年發(fā)生B-1轟炸機由發(fā)動機引起的事故后，經(jīng)過分析，認為是封嚴篦齒與固定在低壓渦輪 盤前伸環(huán)上的蜂窩外環(huán)間（見圖39）問障過小，在工作中出現(xiàn)過大摩擦，引起熱不穩(wěn)定性和過大的應力引起 的，因而采取加大封嚴間障從1988年起曾兩次加大間障，與F1O1發(fā)動機相類似的F110-GE-100、 F110-GE-400和F118等發(fā)動機也做了相應的改動。1994年9月中旬，在美國國外使用的F110發(fā)動機檢修時，在一臺

5、發(fā)動機中發(fā)現(xiàn)篦齒上有一條裂 紋，正當此臺發(fā)動機運往GE公司進行檢測過程中，又發(fā)生兩起F-16失事，為此美國空軍決定對飛行時 數(shù)低于250 EFH的F1O1、F110、F118發(fā)動機采取預防性停飛措施，美國國內、國外大約有500臺發(fā) 動機直接或間接地受到停飛處理。在此后的GE公司與美國空軍的試驗研究得出的結論是，篦齒間隙大是引起篦齒裂紋的原因，而原 來采用的鋼絲型阻尼器又未能抑制裂紋的擴展，最終導致齒環(huán)斷裂。為此，決定換裝新的高壓渦輪后軸， 并用套筒阻尼器取代原來的鋼絲型阻尼器，安裝新的蜂窩外環(huán)以減小封嚴間隙，使間隙恢復到1989年初 以前的水平，所有F110發(fā)動機復飛改裝工作到1995年7月完

6、成。一前后圖39 F110高壓渦輪后軸封嚴篦齒CFM56-3的高壓渦輪后軸封嚴篦齒環(huán)處的故障原因是否與F110的故障原因類似，當時尚未得出結 論，但該處的結構與工作條件，以及出現(xiàn)的裂紋在兩發(fā)動機中十分相近，因此，需對CFM56-3高壓渦輪 后軸的故障分析工作進行跟蹤，了解GE公司的最后結論。高壓渦輪前軸為提上下循環(huán)疲勞壽命，于1987年2月做了修改，其主要改變（見圖40）是將前后安裝邊加厚，前安裝邊厚度由5.46-5.72 mm改為安裝邊厚度由4.955.21mm,改為 6.226.48mm,另外，前安裝邊到軸的過渡段的外形也做了一些修改，參見圖40A視所示。262.13-262.38 新的6

7、.486.2老的 一L新的 老的5.465.72圖40 CFM56-3高壓渦輪前軸的改動為了提高高壓渦輪盤的循環(huán)疲勞壽命，1988年11月對該盤做了修改，參見圖41。改動主要有兩方 面，一是盤緣到幅板的過渡段最小截面處加厚（如圖41所示），二是前安裝邊（與前封氣盤連接用）的螺栓孔 由圓孔（11.13 mm）改為特形孔，即在孔的四角處孔形做成由R2.54與R19.05兩段圓弧組成的特形。圍繞渦輪工作葉片外有一圈扇形段的外罩環(huán)（見圖35中），其前端的掛鉤掛在用螺栓固定于外罩環(huán)與 低壓禍輪1級導葉支承機匣（簡稱支承機匣）1的固定環(huán)中，后端的掛鉤用U形卡（見圖35中）夾持于支 承機匣1的環(huán)形凸邊上。每

8、塊扇形段的外罩環(huán)上由外向內開了6個孔，以通過冷卻空氣，外罩環(huán)內外表上 涂有一層易磨涂層，以允許葉尖在外罩環(huán)上有局部摩擦，并對外罩環(huán)起到防止高溫燃氣腐蝕的作用，由高 壓壓氣機第5、第9級引來的空氣流入燃燒室機匣與支承機匣間的空腔后，再流入裝在支承機匣內的長方形剖面的冷卻空氣總管，沿圓周均勻地流向各扇形段外罩環(huán)，利用這一套設施對高壓渦輪的葉尖間隙進行 主動控制，燃燒室機匣一直向后延伸到第1級低壓渦輪轉子前端。圖41 CFM56-3高壓渦輪盤的改動支承機匣（見圖42）不僅支承、固定扇形段外罩環(huán)，低壓渦輪第1級導葉也是支承于其上的，因此，低 壓渦輪第1級導葉及其內固定的兩層封嚴環(huán)均歸屬于核心機大單元體

9、內。圖42 CFM56-3高壓渦輪外罩環(huán)與低壓第1級導葉支承機匣支承機匣中間段原采用Incol 903或Incol 907（其前段、后段用Incol 718做成三段再焊為一體）在 使用中曾在支承U形卡處（見圖42中的A處）出現(xiàn)過多處相互連接成整環(huán)的裂紋，造成扇形段外罩環(huán)后端 掉到燃氣流路中，磨掉工作葉片葉尖后緣，使排氣溫度上升，如果繼續(xù)工作會使外罩環(huán)燒毀。另外，支承 機匣中間安裝邊于1988年2月在A（見圖42）所指的通氣孔處加了定位焊點，后來發(fā)現(xiàn)在定位焊點處出現(xiàn) 一些環(huán)形裂紋并向受熱區(qū)擴展到B（見圖42）點，同時還找到了與之相連的徑向裂紋，其原因是由于焊接時 的剩余應力引起的。曾經(jīng)檢查過中段

10、用Incol 903、907的57臺CFM56-3發(fā)動機，20%未發(fā)現(xiàn)裂紋， 裂紋最長者達22.86mm,還發(fā)現(xiàn)了與之相連的徑向裂紋。為此，于1991年3月取消了定位焊。最后于 1993年將中間段的材料由Incol 903、907改為Incol909（見圖43）,這樣，不僅解決此一問題，同時也解決了圖42中的A處裂紋問題。Inconel 718圖43 CFM56-3支承機匣中間段換用Inconel 909材料夾持扇形段外罩環(huán)后端的u形卡（見圖35中）用waspalloy合金做成，在工作中出現(xiàn)過環(huán)形裂紋，并 造成u形卡及外罩環(huán)甩出引起兩起空中停車事件。裂紋產(chǎn)生的原因，可能是由于u形卡是用緊度配合

11、的， 在裝配時就出現(xiàn)初始裂紋，另外也可能是在冷成形時產(chǎn)生的（修理時用的工藝方法）。為此，除加強檢查外, 耐修理的冷成形工藝做了一些規(guī)定，例如冷成形后需用熒光滲透性檢驗，要復核開口尺寸等，并改用Rene4l 材料，從1995年1月，修理中不再使用冷成形而改用熱成形。冷卻空氣導管與分布器低壓渦輪靜子錐形短軸圖44 CFM56-3低壓渦輪CFM56-3發(fā)動機低壓渦輪為4級，其中第1級導向器作為核心機大單元體的一局部，4級轉子，24 級導向器及渦輪后軸承機匣組成低壓渦輪大單元體。1級導向器有28組導向葉片組，每組3個葉片，葉片做成空心的，引入高壓壓氣機第5級空氣流過進 行冷卻，冷卻后的空氣再冷卻高壓渦輪輪盤后端面與低壓渦輪盤前端面。導向葉片用掛鉤式連接方式，其前 后端均用掛鉤卡在支承機匣（見圖42）中，葉片內緣