CFM56系列發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研制特點(diǎn)

1、CFM56系列發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研制特點(diǎn)270 的 C斷裂位置一位于外封嚴(yán)環(huán)轉(zhuǎn)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(jìn)行冷卻的壓氣機(jī)出口空氣的孔處，裝有一折流板，讓空氣折流轉(zhuǎn)彎后才流人預(yù)旋噴嘴，當(dāng)空氣折 流轉(zhuǎn)彎時(shí)，細(xì)小砂石在轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生的離心力甩向外側(cè)而不會(huì)隨氣流流向預(yù)旋噴嘴。另外，當(dāng)冷卻空氣由預(yù) 旋噴嘴噴出穿過(guò)封嚴(yán)盤的進(jìn)氣孔時(shí)，在封嚴(yán)盤的高速旋轉(zhuǎn)下，使細(xì)小砂石甩向外端而不會(huì)流向葉片前擋板 與輪緣間的縫隙，進(jìn)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(shí)（近海地區(qū)），葉片仍會(huì)出現(xiàn)銹 蝕現(xiàn)象，并造成在第一次翻修時(shí)，葉片的報(bào)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(yàn)室試驗(yàn)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(jiàn)圖38）外圈篦齒環(huán)與第二圈篦齒環(huán)間過(guò)渡段處，曾發(fā)牛一起斷裂故障引起發(fā)動(dòng)機(jī)空 中停車，事件發(fā)生于1995年1月8日，當(dāng)飛機(jī)由美國(guó)達(dá)拉斯機(jī)場(chǎng)起飛爬升時(shí)，后軸封嚴(yán)環(huán)闖過(guò)渡段斷 裂（360。），甩出的碎塊打壞高壓渦輪轉(zhuǎn)子與低壓渦輪，發(fā)動(dòng)機(jī)隨即停車，飛機(jī)用單發(fā)返航，該發(fā)動(dòng)機(jī)是 1990年10月裝上飛機(jī)

3、的，已使用13854EFH/14305循環(huán)，一直裝在飛機(jī)上未拆下過(guò)。出事前，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)一切正常，無(wú)任何異常變化，分解后進(jìn)行外形、尺寸、金相等檢查，說(shuō)明材質(zhì)、機(jī)械加工、熱處 理等均無(wú)問(wèn)題。以前發(fā)動(dòng)機(jī)翻修中，也未發(fā)現(xiàn)該軸出現(xiàn)過(guò)類似的故障，對(duì)斷口金相檢查，發(fā)現(xiàn)有低周疲勞 裂紋，裂紋源位于轉(zhuǎn)折處的后端圓角處，前端有多個(gè)疲勞裂紋，到1995年4月，尚未得出故障分析的最 后結(jié)果，是否是由于封嚴(yán)厘齒局部工作不正常造成的這次故障，還未找到根據(jù)。無(wú)獨(dú)有偶，與CFM56結(jié)構(gòu)相近的F110發(fā)動(dòng)機(jī)，自1994年7月至IJ 1994年10月間，由于高壓渦 輪后軸封嚴(yán)篦齒環(huán)處斷裂造成4架F-16戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)以及后來(lái)兩架裝F110-GE-400的F-14戰(zhàn)斗機(jī)等4架飛機(jī)的失事均是由于該后 軸封嚴(yán)篦齒斷裂引起的（共8架飛機(jī)）。在1988年發(fā)生B-1轟炸機(jī)由發(fā)動(dòng)機(jī)引起的事故后，經(jīng)過(guò)分析，認(rèn)為是封嚴(yán)篦齒與固定在低壓渦輪 盤前伸環(huán)上的蜂窩外環(huán)間（見(jiàn)圖39）問(wèn)障過(guò)小，在工作中出現(xiàn)過(guò)大摩擦，引起熱不穩(wěn)定性和過(guò)大的應(yīng)力引起 的，因而采取加大封嚴(yán)間障從1988年起曾兩次加大間障，與F1O1發(fā)動(dòng)機(jī)相類似的F110-GE-100、 F110-GE-400和F118等發(fā)動(dòng)機(jī)也做了相應(yīng)的改動(dòng)。1994年9月中旬，在美國(guó)國(guó)外使用的F110發(fā)動(dòng)機(jī)檢修時(shí)，在一臺(tái)

5、發(fā)動(dòng)機(jī)中發(fā)現(xiàn)篦齒上有一條裂 紋，正當(dāng)此臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)往GE公司進(jìn)行檢測(cè)過(guò)程中，又發(fā)生兩起F-16失事，為此美國(guó)空軍決定對(duì)飛行時(shí) 數(shù)低于250 EFH的F1O1、F110、F118發(fā)動(dòng)機(jī)采取預(yù)防性停飛措施，美國(guó)國(guó)內(nèi)、國(guó)外大約有500臺(tái)發(fā) 動(dòng)機(jī)直接或間接地受到停飛處理。在此后的GE公司與美國(guó)空軍的試驗(yàn)研究得出的結(jié)論是，篦齒間隙大是引起篦齒裂紋的原因，而原 來(lái)采用的鋼絲型阻尼器又未能抑制裂紋的擴(kuò)展，最終導(dǎo)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(lái)的鋼絲型阻尼器，安裝新的蜂窩外環(huán)以減小封嚴(yán)間隙，使間隙恢復(fù)到1989年初 以前的水平，所有F110發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)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(yán)篦齒CFM56-3的高壓渦輪后軸封嚴(yán)篦齒環(huán)處的故障原因是否與F110的故障原因類似，當(dāng)時(shí)尚未得出結(jié) 論，但該處的結(jié)構(gòu)與工作條件，以及出現(xiàn)的裂紋在兩發(fā)動(dòng)機(jī)中十分相近，因此，需對(duì)CFM56-3高壓渦輪 后軸的故障分析工作進(jìn)行跟蹤，了解GE公司的最后結(jié)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(jiàn)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(guò)渡段的外形也做了一些修改，參見(jiàn)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(dòng)為了提高高壓渦輪盤的循環(huán)疲勞壽命，1988年11月對(duì)該盤做了修改，參見(jiàn)圖41。改動(dòng)主要有兩方 面，一是盤緣到幅板的過(guò)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(jiàn)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(jí)導(dǎo)葉支承機(jī)匣（簡(jiǎn)稱支承機(jī)匣）1的固定環(huán)中，后端的掛鉤用U形卡（見(jiàn)圖35中）夾持于支 承機(jī)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(nèi)開(kāi)了6個(gè)孔，以通過(guò)冷卻空氣，外罩環(huán)內(nèi)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(duì)外罩環(huán)起到防止高溫燃?xì)飧g的作用，由高 壓壓氣機(jī)第5、第9級(jí)引來(lái)的空氣流入燃燒室機(jī)匣與支承機(jī)匣間的空腔后，再流入裝在支承機(jī)匣內(nèi)的長(zhǎng)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(shè)施對(duì)高壓渦輪的葉尖間隙進(jìn)行 主動(dòng)控制，燃燒室機(jī)匣一直向后延伸到第1級(jí)低壓渦輪轉(zhuǎn)子前端。圖41 CFM56-3高壓渦輪盤的改動(dòng)支承機(jī)匣（見(jiàn)圖42）不僅支承、固定扇形段外罩環(huán)，低壓渦輪第1級(jí)導(dǎo)葉也是支承于其上的，因此，低 壓渦輪第1級(jí)導(dǎo)葉及其內(nèi)固定的兩層封嚴(yán)環(huán)均歸屬于核心機(jī)大單元體

9、內(nèi)。圖42 CFM56-3高壓渦輪外罩環(huán)與低壓第1級(jí)導(dǎo)葉支承機(jī)匣支承機(jī)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(jiàn)圖42中的A處）出現(xiàn)過(guò)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?xì)饬髀分?，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(huì)使外罩環(huán)燒毀。另外，支承 機(jī)匣中間安裝邊于1988年2月在A（見(jiàn)圖42）所指的通氣孔處加了定位焊點(diǎn)，后來(lái)發(fā)現(xiàn)在定位焊點(diǎn)處出現(xiàn) 一些環(huán)形裂紋并向受熱區(qū)擴(kuò)展到B（見(jiàn)圖42）點(diǎn)，同時(shí)還找到了與之相連的徑向裂紋，其原因是由于焊接時(shí) 的剩余應(yīng)力引起的。曾經(jīng)檢查過(guò)中段

10、用Incol 903、907的57臺(tái)CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)，20%未發(fā)現(xiàn)裂紋， 裂紋最長(zhǎng)者達(dá)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(jiàn)圖43）,這樣，不僅解決此一問(wèn)題，同時(shí)也解決了圖42中的A處裂紋問(wèn)題。Inconel 718圖43 CFM56-3支承機(jī)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(jiàn)圖35中）用waspalloy合金做成，在工作中出現(xiàn)過(guò)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(shí)就出現(xiàn)初始裂紋，另外也可能是在冷成形時(shí)產(chǎn)生的（修理時(shí)用的工藝方法）。為此，除加強(qiáng)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(yàn)，要復(fù)核開(kāi)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(dǎo)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(dòng)機(jī)低壓渦輪為4級(jí)，其中第1級(jí)導(dǎo)向器作為核心機(jī)大單元體的一局部，4級(jí)轉(zhuǎn)子，24 級(jí)導(dǎo)向器及渦輪后軸承機(jī)匣組成低壓渦輪大單元體。1級(jí)導(dǎo)向器有28組導(dǎo)向葉片組，每組3個(gè)葉片，葉片做成空心的，引入高壓壓氣機(jī)第5級(jí)空氣流過(guò)進(jìn) 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(dǎo)向葉片用掛鉤式連接方式，其前 后端均用掛鉤卡在支承機(jī)匣（見(jiàn)圖42）中，葉片內(nèi)緣