大型民用航空发动机

cfm56牌 号 CFM56用 途 军用 /民用涡扇发动机类 型 涡轮风扇发动机国 家 国际合作厂 商 CFM国际公司生产现状 生产装机对象 CFM56-2 DC-8-71/-72/-73。CFM56-3 波音 737-300/-400/-500。CFM56-5A/-5A3 A320-100/-200。CFM56-5A4/-5A5 A319。CFM56-5B A319/320/321。CFM56-5C A340-200/-300。CFM56-7 波音 737-600/-700/-800。军用型 F108 波音 KC-135R/-135FR，波音 E-6/-3， KE-3。 研制情况1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究 10t推力级涡扇发动机的课题，法国 SNECMA公司经过分析和调查， 1971年底选择了美国 GE公司作为合作伙伴，以美国 F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足 80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年 11月两家公司决定联合研制 10000daN级的大涵道比的发动机。 1972年2月完成设计并开展试制， 1974年 9月正式组成 CFM国际公司，发动机定名为 CFM56，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。研制试验共用 11台发动机，其中 5台用于飞行试验。 1979年 11月在美国改装的波音 707-320上首飞，后来累计飞行 130h，同时在法国的 “ 快帆 ” 飞行台上完成了必要的试验。 1979年 11月 9日 CFM56-2型发动机获得美、法两国的适航证。CFM56从 1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿 1年半时间，共耗时 7年，发展费用花了 10亿美元。该发动机自 1979年 3月被选定改装麦克唐纳 道格拉斯公司的 DC-8飞机，至 1986年共改装了 110架飞机 (每架 4台 )。 CFM56-2-B1 军方编号 F108-CF-100用于换装美国空军的波音 KC-135R加油机和法国空军的 C-135ER。CFM56-2A2 军方编号 F108-CF-402，用于装备美国海军的波音 E-6A和 E-8A。CFM56-3 是在 CFM56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与 -2型相同，而风扇为 CF6-80A的缩型。CFM56-5A 为空中客车 A320发展的发动机。为同 IAE的 V2500竞争，设计了新的 36个叶片的风扇和新的 4.5级低压涡轮。同 CFM56-2相比，耗油率降低了 13 15%，可靠性提高了 30 40%。CFM56-5A1 于 1987年 8月获得美、法两国适航证， 1988年 2月开始用于汉莎航空公司的 A320。CFM56-5A4 为 -5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的A319。CFM56-5B 有 5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动机的 NOx排放物较一般发动机降低约 35%。CFM56-5C 是为空中客车 A340四发远程客机设计的。发动机核心机与CFM56-5B相同，低压部分同 CFM56-5A1相比，风扇直径加大 101.6mm，增压级增加 1级，低压涡轮为 5级，采用了长管道混排喷管和第二代 FADEC。发动机耗油率比 FM56-5A1降低约 5%，噪声比联邦航空局 级要求低 20db。属于 -5C型的有以下一些型别： CFM56-5C2， 1991年 12月取得适航证； FM56-5C3， 1991年 12月取得适航证； CFM56-5C3/F，低压涡轮采用新材料，使排气红线温度由 CFM56-5C3的 950 提高到 65 ；CFM56-5C3/G，排气红线温度达到 975 ，与 CFM56-5C4水平相同； CFM56-5C4，风扇直径为 183.4cm，将装于 A340-300X， 1994年 11月取得适航证。研究中的 CFM56-5CX将装备A340-400X，其核心机为 CFM56-5C4的，采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之能够替代较大的涵道风扇发动机(CFMIM109/M110)和 GE90的缩型 (CFMI GE45)。CFM56-7 1993年 11月开始发展的一个型别，原编号为 CFM56-3XS。即在 CFM56-3型基础上采用直径为 1.55m的 24个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与 CFM56-3相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约 15%，而发动机可靠性保持不变。目前研制的 5个型别，即 CFM56-7B18、 -B20、 -7B22、 -7B24、 -7B26，推力为 8684 11730daN。结构和系统(CFM56-2/3)进 气 口 环形、无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板，无防冰装置。风 扇 单级轴流式。 CFM56-2风扇叶尖带冠。 CFM56-3和 CFM56-5带叶中阻尼凸台。 CFM56-2有 46片叶片， CFM56-3有 38片， CFM56-5有 36片，盘与叶片材料为 Ti/TA6V钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴由 2个轴承支承。风扇机匣由 17-4PH不锈钢制的 3个圆环和 12根支柱焊成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板。低 压压 气 机 3级轴流式 (CFM56-5C为 4级 )。 3级转子为整体钛合金锻件制成，出口处沿圆周均布 12个可调放气活门，可于低功率状态将部分空气放放风扇通道。最大允许低压转子转速 CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/-3B-2为 5280r/min， CFM56-3C-1为 5490r/min， CFM56-5A为5100r/min， CFM56-5B为 5200r/min， CFM56-5C3/-5C2为4800r/min， -5C4为 4960r/min， CFM56-7系列为 5380r/min。高 压压 气 机 9级轴流式。进口导流叶片和前 3级静子叶片可调，静子机匣为对开式， 6 9级机匣为双层结构，外层机匣上设有5级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在 5级引出空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子鼓筒 1 2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成， 3级盘为钛合金锻件制成， 4 9级为 Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片 1 3级为钛合金制， 4 9级为 IN718制成，第 1级转子叶片叶尖切线速度为 400m/s，展弦比为 1.49。 1 3级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中， 4 9级固定于环形燕尾槽中。所有转子叶片可单独更换，各级均设孔探仪燃 烧 室 短环形。火焰筒由 Hastelloy X锻环机械加工成，内外壁均有分段气膜冷却。火焰筒头部有 20个高压空气雾化喷嘴，燃烧室机匣材料为 IN718。 CFM56-5B2采用降低污染的双环腔设计。高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后二个轴承支承，在所有系列中，其最大工作转速允许到15183r/min，由高压压气机第 5级和第 9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。低压涡轮 4级轴流式 (CFM56-5A为 4.5级， CFM56-5C为 5级 )，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控制，涡轮后机匣为 12个支板结构，中心支承低压转子后支点，低压涡轮轴上 4号中介轴承支承高压转子。起飞推力 (daN)CFM56-2 10670(30 )-2A 10670(35 )-2-B1 9798(32.2 )-3C-1 8239 10460(30 )-3B-2 9798(30 )-3-B1 8239 8900(30 )-5-A1 11134(30 )-5A3 11802(30 )-5B1 13360(30 )-5B2 13806(30 )-5B4 12025(45 )-5C2 13895(30 )-5C3 14474(30 )-5C4 15142(30 )-7B18 8684-7B20 9174-7B22 10109-7B24 10778-7B26 11713巡航推力 (H=10668m, M=0.8, daN)CFM56-2-C1 2217-2A-2 2565-2-B1 2213-3-B1 2070-3B-2 2244-3C-1 2391-5-A1 2227-5A3 2227-5B1 2600-5B2 2600-5B4 2227-5C2/-5C3 3079-5C4 3225空气流量 (kg/s)CFM56-2-C1 357.7-3-B1 297.4-5-A1 386.5-5B1 428.1-5C2 511.6-7B18 307.35-7B26 353.7涵道比CFM56-2(各型 ) 6.00-3-B1/-3C-1 5.00-3B-2 4.90-5-A1/-5A3 6.00-5B4 5.70-5C2 6.60-7B18/-7B20 5.50-7B22/-7B24 5.30-7B26 5.10总增压比CFM56-2-C1 24.7-2-C2 26.5-3-B1 22.6-3B-2 23.9-5 26.5-5C 31.5-5C2 37.4涡轮进口温度 ( )CFM56-2 1347-2A2 1347-2B1 1296-3B1 1266-3B2 1318-3C 1373-5A1 1263-5B 1324-5C2 1362风扇直径 (mm)CFM56-2 1735-3 1524-5 1735-5C2 1836长度 (风扇前安装边至涡轮后机匣出口， mm)CFM56-2 2430-3 2362-5-A1/-5A3 2423-5B1/-5B2/-5B4 2600质量 (kg)CFM56-2-C1/-2-C2 2104-3-B1 1941-3B2 1951-5-A1/-5A3 2267-5C2 2561巡航耗油率 kg/(daNh)CFM56-2-C1/2-C2 0.683-2-B1 0.668-2A-2 0.677-3-B1 0.678-3B-2 0.666-3C-1 0.666-5A1 0.607-5C2 0.577推重比CFM56-2 5.10-2A 4.90-3B1 4.70-3B2 5.10-3C 5.50-5/-5A2 5.00-5A3 5.30-5C2 5.50v25001983年 9月，美国普拉特 惠特尼公司 (P&WA)、英国罗尔斯 罗伊斯公司 (RR)、日本航空发动机公司 (JAEC)、联邦德国 MTU公司和意大利菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司 (IAE)，共同研制和生产一种推力为 25000lb(11100daN)级的涡扇发动机，即 V2500，型号编号中 V表示是五国合作研制的 装机对象 V2522-D5 MD-95。V2500-A1 A320-100/-200, MD-90-30。V2527-A5 A320/A321/A319。V2528-D5 MD-90-10/-30/-40。V2530-A5 A321-100。V2535 A321-100。风 扇 单级轴流式 低 压压 气 机 4级轴流式 (V2500-A1为 3级 )。真空电子束焊接的鼓筒以螺栓固定于风扇之后。设有放气环。高 压压 气 机 10级轴流式。前 5排静子叶片可调，压比为 16。 燃 烧 室 短环形，采用浮壁结构，耐高温且便于维修。沿圆周分布有 20个气动雾化喷嘴。 高压涡轮 2级轴流式，采用三维设计叶型、气冷单晶涡轮叶片和超塑性等温锻造的粉末冶金盘。盘材料为 MERL76，第 1级导向器用 MAR-M509精铸，第 2级导向器用 MAR-M247精铸。涡轮外环采用可调主动间隙控制。低压涡轮 5级轴流式，采用三维设计叶型和叶尖间隙主动控制。起飞推力 (daN)V2500-A1 11130-D5 9770-D5 11130-D5 12470-A5 11130-A5 13360巡航耗油率 H=10670m, M=0.8, kg/(daNh)V2500-A1 0.592-D5 0.585-D5 0.585-D5 0.585-A5 0.585-A5 0.585推重比V2500-A1 4.93-D5 4.18-D5 4.76-A5 5.84空气流量 (kg/s)V2500-A1 355.5-D5 335.0-D5 355.9-D5 374.5-A5 384.9总增压比V2500-A1 29.4-D5 24.9-D5 27.7-D5 30.4-A5 27.7-A5 31.4涡轮进口温度 ( ) 1427风扇直径 (mm) 1613长度 (mm) 3200发动机质量 (kg)V2500-A1 2303-D5 2384-D5 2384-D5 2384-A5 2333动力装置质量 (kg)V2500-A1 3356-D5 3560-D5 3560-D5 3560-A5 3356-A5 3356-18T (D-18T) 乌克兰装机对象 -18T 安 -124和安 -225。-18TM 安 -218。 风 扇 单级轴流式。 转速 3450r/min 中 压压 气 机 7级轴流式 高 压压 气 机 7级轴流式。 5900r/min 9100r/min 高压涡轮 单级轴流式。 中压涡轮 单级轴流式。 低压涡轮 4级轴流式。 (-18T)起飞推力 (daN) 22980(保持至 ISA+13)最大巡航推力 (H=11000m, M=0.75, daN) 4767起飞耗油率 kg/(daNh) 0.367巡航耗油率 kg/(daNh) 0.581推重比 5.72空气流量 (kg/s) 765涵道比 5.6总增压比 25(起飞 )27.5(巡航 )长度 (mm) 5400风扇直径 (mm) 2330质量 (kg) 4100C-90A,-90A (PS-90A,D-90A) 俄罗斯装机对象 C-90A 伊尔 -96-300和图 -204。 风 扇 单级轴流式。带 2级增压级。轮毂比 0.34。