CF6-80C2民用.doc

CF6-80C2涡扇发动机结构牌号CF6-80C2/E1用途民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商通用电气公司航空发动机集团生产现状生产装机对象CF6-80C2A2A310-200，-300。CF6-80C2A3A300-600。CF6-80C2A5A300-600，A300-600R。CF6-80C2A8A310-300。CF6-80C2B1B747-200，-300。CF6-80C2B1F B747-400。CF6-80C2B1F1B747-400。CF6-80C2B1F2B747-400。CF6-80C2B2B767-200ER，-300。CF6-80C2B2F B767-200ER，-300。CF6-80C2B4B767-200ER，-300ER。CF6-80C2B4F B767-300ER，-200ER。CF6-80C2B6B767-300ER。CF6-80C2B6F B767-300ER。CF6-80C2D1F MD-11。CF6-80E1A1A330。CF6-80E1A2A330。CF6-80E1A4A330。研制情况CF6-80C2/E1是美国通用电气公司于80年代中期以后发展的高涵道比涡扇发动机，以满足2000年前后大型宽机身旅客机进一步降低耗油率和提高可靠性的要求。通用电气公司在CF6-80A的基础上，采用该公司在节能发动机(E3)上取得的一些有成效的技术措施以及新发展的一些技术，发展了CF6 -80C2。CF6-80C2于1982年5月完成初步设计，并于5月27日进行了首台发动机的75h台架试车。1984年3月第1台生产型发动机进行试车，并于同年7月装于A300型飞机上试飞，1985年6月取得了适航证。1985年10月装于A300-600型飞机上投入商业运营。1986年4月装于A310-300和A310-200投入航线，同年9月CF6-80C2获得26777daN级适航证。1987年5月和7月以CF6-80C2为动力的B767-200ER和B767-300分别投入航线，同年7月CF6-80C2还达到了推力级28467daN，9月该发动机取得了B767- 300ER/A300-600R的27355daN级适航证。1987年10月开始了装有全权数字式电子控制系统的飞行试验，同年12月用于B747- 300型飞机。1988年3月底装有全权数字式电子控制系统的飞行试验，1988年11月装CF6-80C2的B747-200B投入航线，1989年的第3季度由该发动机驱动的B747-400投入使用。截至1994年12月底，投入使用的CF6-80C2的发动机有1894台，飞机有 620架，积累的工作时间有19857799h、5781268个循环，使用时间最长的发动机工作29413小时。基本的空中停车率为0.003次 /1000飞行小时，基本的返修率为0.083次/1000飞行小时。CF6-80E1由CF6-80C2改进而来，该发动机之设计旨在满足某些改进的新一代宽机身飞机对更大的推力级的要求。CF6-80E1于1988年9月进行设计，1990年10月进行首次台架试车，1991年10月进行了飞行试验，1992年11月获得适航证，并装上A330完成了首次飞行，1993年10月获得欧洲适航当局颁发的适航证，美国联邦航空局则于1993年 11月中颁发适航证。1月17日装CF6-80E1的A330投入航线。CF6-80C2的设计特点是，与CF6-80A相比，风扇直径由 2195mm加大到2362mm，使耗油率降低5%，与CF6-50C2/E2相比，低11%，推力大小可根据飞机需要而改变。气流流通部分采用了特殊的型面，转子与静子叶片中采用三维流及新的叶型设计，高、低压涡轮中全部采用了主动间隙控制技术，广泛采用焊接、无余量锻造和铸造毛坯、复合材料、新工艺等，从而使耗油率低、重量轻、零件数目少、维护方便。全权数字式电子控制系统的使用进一步降低了耗油率。CF6-80E1的设计特点是采用新型更大直径的高效风扇，与CF6-80C2相比，直径由2362mm加大到2443mm，增加了81mm，从而使推力增大。这种发动机还装备了新的4级增压级，故具有全新的气动性能，使空气流量加大了12%，压比提高了11%。另外，发动机的承力框架与机匣结构都经过加固，以适应推力增大的需要。另外采用了FADEC燃油控制器。CF6-80E1设计成一套完整的推进系统，包括发动机、短舱和排气系统。CF6-80C2是世界上最早获得美国联邦航空局180分钟双发延程飞行(ETOPS)合格证书的发动机。装CF6-80C2的A310/A300于1987年9月获得120分钟ETOPS批准，1989年11月获得180分钟ETOPS批准。装CF6-80C2的B767分别于1988年5月、1989年4月获得120分钟、180分钟 ETOPS批准。当CF6-80E1获得适航证书的时候，CF6-80系列发动机已积累了将近1400万个飞行小时的经验。CF6-80C2A1为CF6-80C2的基本型，推力为25730daN。CF6-80C2A2推力级为23330daN。CF6-80C2A3推力级为26220daN。CF6-80C2A5基本上与CF6-80C2A1相同，但推力为26730daN，同时高压和低压涡轮有少量改动。CF6-80C2A8基本上与CF6-80C2A1相同，但高压和低压涡轮有少量改动，该发动机于1991年2月末获得FAA适航证，推力级为25730daN。CF6-80C2B1/-80C2B2/-80C2B4基本上与CF6-80C2A1相同，但与机体有关的硬件有小的改动，另外增加了一个伺服燃油加热器，同时有较低的起飞推力。推力级分别为24890daN、23100daN、25430daN。CF6-80C2B6基本上与CF6-80C2A1相同，但有较高的起飞推力，在与机体有关的硬件方面作了小的改动，同时增加了一个伺服燃油加热器。推力级为26710daN。CF6-80C2B1F/-80C2B2F/-80C2B4F基本上与CF6-80C2A1相同，但有较低的起飞推力，采用了全权数字式电子控制和轮盘内径处的可调冷却技术，重新设计了附件机匣。另外CF6-80C2B2F和CF6-80C2B4F还在与机体有关的硬件上作了些改动，同时增加了一个伺服燃油加热器。推力级分别为26700daN、23130daN、25470daN。CF6-80C2B6F/-80C2D1F本质上与 CF6-80C2A1相同，但有较高的起飞推力，采用了全权数字式电子控制系统、高压和低压涡轮可调主动间隙控制、轮盘内径处的可调冷却技术、高压涡轮的两级冷却和与机体有关的硬件的小改动。CF6-80C2B6F有一个重新设计的附件机匣和一个伺服燃油加热器。推力级分别为26700daN、 26990daN。CF6-80C2B1F1基本上与CF6-80C2A1相同，但有较高的起飞推力，在高压和低压涡轮硬件上有一些小改动，采用了全权数字式电子控制系统、可调主动间隙控制和轮盘内径处的可调冷却技术，另外与机体有关的硬件作了小改动，并增加了伺服燃油加热器。推力级为 26700daN。CF6-80E1A1推力级为28150daN。CF6-80E1A2推力级为30020daN。CF6-80E1A3推力级为32020daN。结构和系统进 气 口环形。无进口导流叶片。旋转进气锥。风扇1级轴流式。与低压压气机(增压级)连成一体。38片(CF6-80E1为34片)带凸肩的风扇叶片用燕尾榫连接于钛风扇盘上，机匣由整体模压成型的铝合金壳体包覆67层由凯芙勒复合材料制的条带制成，以减轻重量并提高叶片包容能力。风扇承力框架是钛合金铸出的轮毂，焊上12个径向支板，支板外用螺钉与风扇机匣相连，出口整流叶片是空心的。低压压气机(增压级)4级轴流式。转子叶片及轮盘均为钛合金。高压压气机14级轴流式。采用单个水平对开离心铸造的M152合金钢机匣。第1级有36个带凸台的转子叶片。第15级转子叶片为钛合金，第614级为钢。转子叶片榫头在叶根处密封，而整流叶片在安装平台处密封，以减少泄漏和压力损失。第15级整流叶片可调，出口整流叶片为分段铸造，每段含5个或6个叶片。核心气流总增压比为 30.4，流量为154kg/s。燃 烧 室短环形。30个燃烧室头部内装有30个喷嘴，叶片式涡流器的旋向与喷嘴喷油的旋向相反。火焰筒为气膜冷却，用镍基超级合金经机械加工成为环形。采用了一种新型隔热涂层，并重新设计了冷却槽。燃烧室直接与高压涡轮单元体端面相连。高压涡轮2级轴流式。CF6-80C的轮盘为IN718材料，近来也有用粉末热等静压的Rene 95材料的轮盘。第1级涡轮叶片为定向凝固高温Rene 80H材料。第2级转子叶片为普通的铸造Rene 80合金。第1级涡轮叶片外封严圈涂有陶瓷涂层，以减少冷气需要量。CF6-80E1使用更多的高温合金，并加强冷却。预期CF6-80E1A3所有轮盘都会采用Rene 88损伤容限粉末合金。低压涡轮5级轴流式。转子叶片重新设计，带冠，以解决振动问题，并使叶尖的燃气泄漏减少。采用主动间隙控制。用整体精铸钢框架代替早先的机加工件，以减轻重量、降低成本。CF6-80E1采用5级半涡轮，流通能力增加9%，膨胀比增加12%。控制系统全权限数字式电子控制系统。CF6-80E1有小推力工作时用的外部活门控制的分级系统。滑油系统开式循环系统，除附件机匣外，有3个油腔。起动系统空气涡轮起动机起动。点火系统双路高能点火装置。支承系统2个转子共有6个支点7个轴承支承于3个承力机匣上。风扇悬臂地支承于1号滚珠轴承和2号滚棒轴承上；高压压气机前端支承于3号滚棒轴承、后端支承于4号支点，此处装有滚珠轴承和滚棒轴承；高压涡轮悬臂地支承于5号滚棒轴承；低压涡轮支承于6号滚棒轴承。技术数据起飞推力(非安装，理想喷管，daN)CF6-80C2A223350 -80C2A326200 -80C2A526750 -80C2A825740 -80C2B124760 -80C2B1F 25310 -80C2B222940 -80C2B2F 22980 -80C2B425290 -80C2B4F 25330 -80C2B626560 -80C2B6F,B7F 26580 -80C2D1F 27120 -80E1A228690 -80E1A330360巡航推力(H=10670m, M=0.85, daN)CF6-80C25040起飞耗油率kg/(daNh)CF6-80C20.3240.335 -80E10.3300.347推重比CF6-80C26.80 -80E16.80空气流量(kg/s)CF6-80C2796.0涵道比CF6-80C25.28 -80E15.28总增压比CF6-80C230.432.7 -80E1A132.0 -80E1A232.6 -80E1A334.6涡轮进口温度()1315风扇直径(mm)CF6-80C22362 -80E12438最大宽度(mm)CF6-80C2B1F/-80