大型民用航空发动机.ppt

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CFM56-2DC-8-71/-72/-73。CFM56-3波音737-300/-400/-500。CFM56-5A/-5A3A320-100/-200。CFM56-5A4/-5A5A319。CFM56-5BA319/320/321。CFM56-5CA340-200/-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1315%，可靠性提高了3040%。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(CFMIGE45)。CFM56-71993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868411730daN。,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，69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12级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3级盘为钛合金锻件制成，49级为Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片13级为钛合金制，49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。13级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中，49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HastelloyX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)CFM56-210670(30)-2A10670(35)-2-B19798(32.2)-3C-1823910460(30)-3B-29798(30)-3-B182398900(30)-5-A111134(30)-5A311802(30)-5B113360(30)-5B213806(30)-5B412025(45)-5C213895(30)-5C314474(30)-5C415142(30)-7B188684-7B209174-7B2210109-7B2410778-7B2611713,巡航推力(H=10668m,M=0.8,daN)CFM56-2-C12217-2A-22565-2-B12213-3-B12070-3B-22244-3C-12391-5-A12227-5A32227-5B12600-5B22600-5B42227-5C2/-5C33079-5C43225,空气流量(kg/s)CFM56-2-C1357.7-3-B1297.4-5-A1386.5-5B1428.1-5C2511.6-7B18307.35-7B26353.7涵道比CFM56-2(各型)6.00-3-B1/-3C-15.00-3B-24.90-5-A1/-5A36.00-5B45.70-5C26.60-7B18/-7B205.50-7B22/-7B245.30-7B265.10,总增压比CFM56-2-C124.7-2-C226.5-3-B122.6-3B-223.9-526.5-5C31.5-5C237.4涡轮进口温度()CFM56-21347-2A21347-2B11296-3B11266-3B21318-3C1373-5A11263-5B1324-5C21362,风扇直径(mm)CFM56-21735-31524-51735-5C21836长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口，mm)CFM56-22430-32362-5-A1/-5A32423-5B1/-5B2/-5B42600质量(kg)CFM56-2-C1/-2-C22104-3-B11941-3B21951-5-A1/-5A32267-5C22561,巡航耗油率kg/(daNh)CFM56-2-C1/2-C20.683-2-B10.668-2A-20.677-3-B10.678-3B-20.666-3C-10.666-5A10.607-5C20.577,推重比CFM56-25.10-2A4.90-3B14.70-3B25.10-3C5.50-5/-5A25.00-5A35.30-5C25.50,v2500,1983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-D5MD-95。V2500-A1A320-100/-200,MD-90-30。V2527-A5A320/A321/A319。V2528-D5MD-90-10/-30/-40。V2530-A5A321-100。V2535A321-100。,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-A111130-D59770-D511130-D512470-A511130-A513360巡航耗油率H=10670m,M=0.8,kg/(daNh)V2500-A10.592-D50.585-D50.585-D50.585-A50.585-A50.585推重比V2500-A14.93-D54.18-D54.76-A55.84空气流量(kg/s)V2500-A1355.5-D5335.0-D5355.9-D5374.5-A5384.9,总增压比V2500-A129.4-D524.9-D527.7-D530.4-A527.7-A531.4涡轮进口温度()1427风扇直径(mm)1613长度(mm)3200,发动机质量(kg)V2500-A12303-D52384-D52384-D52384-A52333动力装置质量(kg)V2500-A13356-D53560-D53560-D53560-A53356-A53356,-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)4100,C-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。装有33片钛合金带凸台风扇叶片。中介机匣内、外涵中介机匣由镁合金整体铸造，6块支板，直径大约2000mm。高压压气机13级轴流式。压比15.6，转速11820r/min。进口导流叶片及头2级整流叶片可调，头2级转子叶片叶中带凸台。燃烧室环管形。12个火焰筒，蒸发式燃油喷嘴，2个电点火器。高压涡轮2级轴流式。采用先进气冷式涡轮叶片。低压涡轮4级轴流式。尾喷管收敛喷管。内、外涵混合排气，采用18瓣强制混合器。外涵风扇出口设有反推力装置。控制系统采用数字式电子控制系统，装有机械备份。,起飞推力(daN)15696巡航推力(H=11000m,M=0.8,daN)3433起飞耗油率kg/(daNh)0.387巡航耗油率kg/(daNh)0.607推重比5.43空气流量(起飞，kg/s)471.0(巡航，kg/s)504.0涵道比(起飞)4.60(巡航)4.80总增压比(起飞)31.9(巡航)37.0涡轮进口温度(起飞，)1348(巡航，)1097风扇直径(mm)1900长度(mm)5239质量(kg)2950,进气口环形，钛合金进气机匣。风扇2级轴流式。压比2.15。转速5350r/min。低压压气机2级轴流式。高压压气机6级轴流式。转速6950r/min。燃烧室环形。139个喷嘴，外圈70个，内圈69个。高压涡轮单级轴流式。导向器叶片气冷。转子叶片带冠。低压涡轮2级轴流式。转子叶片带冠。尾喷管固定面积，内外涵气流混合排出。控制系统机械液压式。转速和燃油综合控制。,(HK-8-4)起飞推力(daN)10788巡航推力(H=11000m,V=850km/h,daN)2731巡航耗油率kg/(daNh)0.79推重比4.58空气流量(kg/s)232涵道比1.02总增压比10.8涡轮进口温度()870直径(mm)1442长度(mm)5100质量(kg)2100,HK-93,伊尔-96M和图-204旅客机,桨扇2级轴流式，对转。前面级8个桨叶；吸收40%功率；后面级10个桨叶，吸收60%功率。叶片后掠30，桨距变化范围110。原型机的叶片用实心镁合金制造。生产型叶片为石墨环氧树脂复合材料的实心无梁结构，根部为钢。桨叶长度1050mm。减速器差动式游星齿轮减速器，带7个游星齿轮。传递功率22370kW。翻修寿命7500h，设计总寿命20000h。中压压气机7级轴流式。盘和叶片均为钛合金。高压压气机8级轴流式。前5级材料为钛，后3级为钢。燃烧室环形。带蒸发式喷嘴。正在研究使用液态天然气。高压涡轮单级轴流式。气冷单晶叶片。中压涡轮单级轴流式。低压涡轮3级轴流式。经减速器带动桨扇转子。控制系统双通道数字电子式，带机械液压备份。滑油系统闭合回路。循环滑油不经滑油箱。,HK-88/89,(HK-89，以甲烷为燃料)起飞推力(daN)10300巡航推力(H=11000m,M=0.8,daN)2157起飞耗油率kg/(daNh)0.572巡航耗油率kg/(daNh)0.752推重比4.61起飞空气流量(kg/s)228.0巡航空气流量(kg/s)223.0起飞涵道比1.05巡航涵道比1.06起飞总增压比10.7巡航总增压比10.4起飞涡轮进口温度()883巡航涡轮进口温度()689风扇直径(mm)1335长度(mm)5288质量(kg)2280,进气口固定的进口导流叶片。风扇2级轴流式。压比1.74，效率81.6%。低压压气机6级轴流式。与风扇一起由低压涡轮驱动。效率85%，转速6540r/min。高压压气机7级轴流式。转速9800r/min。燃烧室环管式，8个火焰筒，每个火焰筒6个喷嘴。高压涡轮单级轴流式。气冷。绝热效率89.5%。低压涡轮3级轴流式。绝热效率90%。控制系统机械液压式。起动、加速、减速和稳态均用自动转速控制，单油门杆控制。,(JT3D-3B)起飞推力(daN)8007起飞耗油率kg/(daNh)0.545推重比4.13空气流量(kg/s)204涵道比1.4总增压比16涡轮进口温度()885最大直径(mm)1350总长度(mm)3840质量(kg)1969,JT8D-200系,生产现状批生产，PW6000研制中。装机对象JT8D-209MD-81。JT8D-216MD-95(建议)。JT8D-217/-217A/-217B/-217CMD-82/-87。JT8D-217/-219,727-200MD-95(建议)。JT8D-218BDC-9X。JT8D-219MD-83/-88。JT8D-290MD-80ADV(建议)。MD-82/-87/-88(建议)。PW6000空客A318。,风扇单级风扇。,低压压气机6级轴流式,高压压气机7级轴流式,燃烧室9个火焰筒,高压涡轮单级轴流式,低压涡轮3级轴流式,最大起飞推力(daN)JT8D-2098577-2167340-217/-217A/-217C9286-2188007-2199664-290系92709650正常起飞推力(daN)JT8D-2098228-217/-217A/-217C8896-2199340PW60008008-10678,最大连续推力(daN)JT8D-2097116-217/-217A/-217C8006-2198402起飞耗油率kg/(daNh)JT8D-2090.510-217/-217A0.519-217C0.509-2190.524,最大连续耗油率kg/(daNh)JT8D-2090.497-217/-217A0.508-217C0.495-2190.498推重比JT8D-2094.15-217/-217A4.46-217C4.42-2194.6空气流量(kg/s)JT8D-209213.6-217/-217A/-217C220.4-219225.4涵道比JT8D-2091.78-217/-217A1.73-217C1.81-2191.77PW60004.9,总增压比JT8D-20917.4-217/-217A/-217C18.6-21919.2PW600026.6或28.7涡轮进口温度()JT8D-2091012-2171062长度(mm)3916PW60002743宽度(mm)1503风扇叶尖直径(mm)PW60001435高度(mm)1709质量(kg)JT8D-2092103-217/-217A2119-217C2139-2192139-290/-291/-2982137PW60002247,PW2000涡轮风扇发动机,装机对象PW2037B757、757-200/200M，图-204(有可能选用)。PW2337伊尔-96M。PW2040/2240B757、757-200/200M、757-200PF，图-204(有可能选用)。PW2136A340(建议选用)。F117-PW-100C-17。,风扇单级轴流式,压比1.61.7，风扇叶尖直径2000mm,低压压气机4级轴流式。,4575r/min。,高压压气机12级轴流式,12335r/min,高压涡轮2级轴流式。,低压涡轮5级轴流式。,起飞推力(daN)PW203717010PW204018550最大巡航推力(H=10670m,M=0.8,daN)PW2037/20403670巡航耗油率kg/(daNh)PW2037/20400.574,推重比PW20375.24PW20405.71空气流量(kg/s)PW2037549PW2040569涵道比PW20376PW20405.9总增压比PW2037/204027.6涡轮进口温度()PW20371405PW20401425最大直径(mm)PW2037/20402154长度(mm)PW2037/20403729质量*(kg)PW2037/20403311F117-PW-1003274,PW4000,装机对象PW4152A310-300。PW4156A300-600/A310-300。PW4158A300-600R。PW4168A330。PW4052B767-200/-200ER。PW4056B767-300/-300ER/B747-400。PW4060B767-300ER/B747-400。PW4084B777。PW4460MD-11。PW4462MD-11。,风扇单级轴流式。,压比为1.661.76。,低压压气机4级轴流式,最大转速为4012r/min,高压压气机11级轴流式。,10450r/min,高压涡轮2级轴流式。,低压涡轮4级轴流式(PW4168和PW4084分别为5级和7级)。,最大起飞推力(daN)PW405625274PW415624940PW415223159PW405223159PW415825830PW406026720PW446026720PW416026688PW405022240PW4060A22240PW4156A24909PW406227578PW446227578PW416830200PW408437310,巡航耗油率H=10700m,M=0.84,kg/(daNh)PW40000.602推重比PW40005.5PW41684.7PW40846.0空气流量(kg/s)PW4000802涵道比(巡航)PW4052/41525.0PW4156/40564.9PW4158/4060/4460/4062/44624.8PW41685.1PW40846.4,总增压比PW4052/415227.5PW4056/415630.0PW415830.6PW4060/446031.1PW406232.0PW446232.5PW416832.0PW408434.2涡轮进口温度()PW40001301直径(mm)PW40002469长度(mm)PW40003901PW41684143PW40844868质量(kg)PW40004264PW41686509PW40846603,CF6-80C2/E1,装机对象CF6-80C2A2A310-200，-300。CF6-80C2A3A300-600。CF6-80C2A5A300-600，A300-600R。CF6-80C2A8A310-300。CF6-80C2B1B747-200，-300。CF6-80C2B1FB747-400。CF6-80C2B1F1B747-400。CF6-80C2B1F2B747-400。CF6-80C2B2B767-200ER，-300。CF6-80C2B2FB767-200ER，-300。CF6-80C2B4B767-200ER，-300ER。CF6-80C2B4FB767-300ER，-200ER。CF6-80C2B6B767-300ER。CF6-80C2B6FB767-300ER。CF6-80C2D1FMD-11。CF6-80E1A1A330。CF6-80E1A2A330。CF6-80E1A4A330。,风扇1级轴流式,低压压气机(增压级)4级轴流式,压气机14级轴流式,高压涡轮2级轴流式,低压涡轮5级轴流式,起飞推力(非安装，理想喷管，daN)CF6-80C2A223350-80C2A326200-80C2A526750-80C2A825740-80C2B124760-80C2B1F25310-80C2B222940-80C2B2F22980-80C2B425290-80C2B4F25330-80C2B626560-80C2B6F,B7F26580-80C2D1F27120-80E1A228690-80E1A330360,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/-80C2B2F/-80C2B4F/-80C2B6F2669-80C2D1F2830最大高度(mm)2691长度(mm)CF6-80C24274-80E14405质量(kg)CF6-80C2A1/C2A2/C2A34246-80C2B1/C2B2/C2B44258-80C2A5/C2A84259-80C2B64272-80C2B1F/C2B2F4309-80C2B4F/C2B6F4309-80C2D1F4420-80C2B1F4309-80E14818,民用发动机,GE90涡轮风扇发动机结构,GE90-115B,装机对象大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯的MD-12X、空中客车公司的A330的派生型等,起飞推力(daN)GE90-B334250-B234250-B138660-B438920空气流量(kg/s)1420.0涵道比8.40总增压比39.3涡轮进口温度()1430风扇直径(mm)3124最大直径(mm)4013长度(mm)5080,结构和系统风扇：单级轴流式，增压比为1.52，叶高1219.2mm，弦长533.4mm。低压压气机：3级轴流式。高压压气机：10级轴流式。增压比为23。燃烧室：环形。高压涡轮：2级轴流式。低压涡轮：6级轴流式。控制系统：全权数字式电子控制系统提供燃油，主动间隙和可变几何控制。,起飞推力(daN)34250空气流量(kg/s)1420.0涵道比8.40总增压比39.3涡轮进口温度()1430风扇直径(mm)3124最大直径(mm)4013长度(mm)5080,参数,大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。研制费约1230亿美元CF6和CFM56发动机E3的先进技术将降低耗油率9%，GE90采用直径为3124mm的宽弦复合材料风扇双环腔燃烧室，减少氧化氮排放33%双级高压涡轮采用先进材料和主动间隙控制技术发展推力分别为：43200、46700、51200daN的推力增长型,RB211,Rolls-RoyceandGasTurbines,遄达(Trent),装机对象遄达700系列A330、MD-12。遄达800系列波音777。,风扇单级轴流式。,中压压气机8级轴流式。,转速7000r/min,高压压气机6级轴流式。转速10000r/min,高压涡轮单级轴流式。,中压涡轮单级轴流式,低压涡轮遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。,起飞推力(daN)遄达76830627(30)遄达77231666(30)遄达