CFM 56系列發動機部件技術綜述

付仁合，王偉

（中國民航大學航空工程學院，天津300300）

1 引言

20世紀60～70年代，航空器上普遍采用油耗高、噪聲大的小涵道比發動機；70～90 kN推力級的大涵道比渦扇發動機有較大的市場，但十分稀少。為此，美國GE公司與法國SNECMA公司共同組建了CFMI公司，在配裝B-1轟炸機的F101發動機核心機基礎上，于1982～1997年發展了推力為89～157 kN的-2、-3、-5A、-5C與-7等CFM56系列發動機。

CFM56系列發動機每一型號的誕生以及改進，都體現了當時航空領域對發動機面臨問題的嶄新認識。為了清晰地展現其部件性能改進的過程，本文對風扇葉片、防冰、吞水、燃燒室以及長涵道混合流噴管技術進行較為詳細的介紹。

2 風扇葉片

從渦噴發動機發展到渦扇發動機，風扇葉片的技術進步非常顯著。對于大涵道比渦扇發動機而言，隨著風扇葉片效率以及抗外物擊傷能力和抗振能力的提高，風扇葉片經歷了由葉帶尖冠到帶葉身加凸臺，再到寬弦，以及到目前比較先進的掠形風扇葉片和吹吸葉片等形式的變化，這也是CFM56系列發動機風扇葉片的發展歷程。

2.1 葉尖帶冠

作為CFM56系列發動機的第1種發動機CFM56-2，其帶冠風扇葉片依靠每個平行四邊形的葉冠相互抵緊來提高抗振和抗外物擊傷能力，同時葉冠的存在可以減少葉尖漏氣損失，提高風扇效率。但是增加葉冠相當于在葉片直徑最大處增加了質量，因高速旋轉而產生的離心力對葉片，特別是對葉根強度帶來嚴重影響。為此，只能通過增加葉片數量，減少葉冠面積來削弱上述影響。因此，CFM56-2發動機風扇葉片的數量（46片）是該系列發動機中最多的。

2.2 葉身加凸臺

研究表明，大展弦比帶冠葉片的抗外物擊傷能力不如在距葉尖1/3處帶凸肩葉片的強。因此，CFM56系列發動機的其后各型號（如-3、-5）發動機不再采用帶冠設計，而采用葉身加凸臺設計。這種減振的凸臺端面分別與相鄰葉片的凸臺端面相抵形成1個整環，這樣葉片變為兩端加緊，提高了剛性和自振頻率。即使在運行過程產生葉片振動，凸肩端面的干摩擦也可吸收振動能量，從而達到減振目的。

這種凸肩的設計由于有效地解決了大展弦比葉片的振動問題，并提高了抗外物擊傷能力，因此也應用于JT9D、CF6、PW2037、PW4000、RB211-22B、RB211-524等渦扇發動機上。但是，這種設計的加工制造工藝復雜，葉片附加質量增加，并對風扇性能影響較大，具體表現在：凸臺的存在使流通面積減少，對進入發動機氣流的擾動增大，壓力損失增大，從而使風扇的效率降低，喘振裕度減小，發動機的油耗增加。因此，這種凸肩設計也逐漸被淘汰。

2.3 寬弦葉片

20世紀70年代，英國RR公司成功地研發了第1代風扇鈦合金空心寬弦葉片，葉片由長而薄變為寬而厚，在降低發動機油耗的同時，也提高了葉片的抗外物擊傷和減振的能力。在寬弦葉片研究中，CFMI公司也不斷地研制和改進風扇和鈦合金寬弦葉片的氣動和結構性能，并在CFM56系列發動機上應用。

當然，寬弦葉片的質量和零部件也存在強度不高的問題，普遍采用下面2種方式解決。

（1）適當加強輪盤等零部件的強度，以承受風扇葉片載荷。這主要針對一些小推力發動機風扇葉片不太長，質量增加不大的情況，如CFM56-7、PW6000和Tay等發動機。

（2）采用了空心、帶芯的空心結構或者采用復合材料等減輕葉片質量。這主要針對大推力發動機而言。目前有以下4種結構形式：鈦合金蜂窩夾層結構的寬弦風扇葉片，如圖1中的A所示，RB211-535E4和V2500發動機采用；桁架形式的中央薄板夾層的寬弦風扇葉片，如圖1中的B所示，遄達700、800發動機采用；擴散連接的2片面板內側銑處縱向空穴的寬弦風扇葉片，如圖1中的C所示，PW4084發動機采用；復合材料的寬弦風扇葉片，GE90發動機采用。

2.4 掠形風扇葉片

20世紀90年代以來，隨著高強度低密度新型材料的出現，以及計算流體力學的進展，GE和SNECMA等公司在進一步研究后掠葉片的同時廣泛研究前掠葉片以及復合掠形轉子葉片，并且在TECH56計劃中將后掠寬弦風扇葉片裝在1臺改裝的CFM56-7發動機上進行試驗。與裝寬弦風扇葉片的CFM56-7發動機相比，采用后掠寬弦風扇葉片后，可使空氣流量增大2%以上，發動機推力增大5%～6%、油耗降低1%，效率相當。

掠形風扇葉片（前掠葉片和后掠葉片）能夠降低跨聲速風扇葉片葉尖法向相對馬赫數，從而減少激波損失，提高效率。研究表明，在喘振裕度和抗畸變能力方面，前掠葉片較后掠葉片更優；但是當存在激振力時，前掠葉片的振動增強，而后掠葉片的振動減弱，因而在強度和抗振問題上前掠葉片不如后掠葉片。

目前，這種3D設計的掠形風扇葉片已應用在GE公司的GE90-115B、GENX等民用發動機和F414、F136等軍用發動機上，在減輕了發動機質量的基礎上，提高了風扇的氣動性能和穩定性，具有廣闊的市場前景。

2.5 吹吸葉片和分流小葉片

20世紀90年代中后期，美國GE公司和麻省理工學院等研究機構開始研究吹吸葉片。風扇和壓氣機吹吸葉片是指在葉片吸力面開孔，吹吸葉背的低能氣體，防止或推遲葉片和端壁附面層分離，以增大葉片的彎度，進而提高葉片單級負荷。這種吹吸葉片技術還不完全成熟，因而GE公司只是在其F414增推型發動機的2級高增壓比風扇轉子葉片上部分采用。

分流小葉片是指在葉排后增加1小排葉片，控制葉排后緣的氣流分離，增大氣流偏轉角，提高葉片作功能力，大大提高軸流壓氣機葉排的增壓比和減少由氣流引起的振動，是1項很有發展潛力的結構新技術。

綜觀GE和CFM公司發動機葉片的研發可以發現，風扇和壓氣機的發展過程，實質上是一直追求高性能、輕質量和高穩定性的過程。在現階段，較為成熟的寬弦葉片和掠形葉片技術已經成為提高風扇和壓氣機效率與級負荷的關鍵技術；而一些新技術（如吹吸葉片和分流小葉片等）可能成為未來提高風扇和壓氣機效率的關鍵技術。

3 防冰和吞水

在惡劣氣候條件下，發動機必須面對結冰和雨水吸入等問題。防冰最常用的措施是對易結冰的零部件表面（如進氣截面變化較大的進氣錐）使用熱空氣、電或者熱滑油進行加溫；解決吞水問題，即是如何將進入發動機的雨水降到最少，或者將進入內涵雨水進一步甩到外涵。在CFM56系列發動機的研制中，在這些方面作出了有益探索。

3.1 防冰設計

在CFM56-2發動機研發過程中，對比研究了錐形和橢圓形進氣錐的防冰性能，結果發現，采用錐形進氣錐能大大減少錐面上冰的形成和積累，甚至可以不采取任何防冰和除冰措施。于是CFM56-2發動機采用錐形進氣錐，并在CFM56-3、-5發動機上采用。但是在CFM56-3發動機使用過程中，在幾次大雨中出現過空中停車故障，檢查發現，這種全錐形進氣錐不易將內涵氣流中的沙石、雨水等外物甩到外涵道。因此將進氣錐做成前、后2段，將前錐改成橢圓形。這種前橢后錐的結構也被GE90發動機所采用。

3.2 吞水設計改進

在CFM56-3發動機取證時滿足適航規章中的吞水試驗要求，但在1987年5月到1989年9月的2年多時間里，在特大暴雨/霧的惡劣氣候條件下著陸過程中，該型發動機發生4次因雨水吞入核心機而喪失推力的事件。為此，CFM56-3發動機采取了以下改進措施，如圖2所示。

（1）加大風扇葉片和分流環（風扇內外涵處的環形分流結構）的間距。

試驗發現，風扇葉片后面的小水滴基本上都排到外涵道，但較大的水滴在分流環處向外涵排出不完全。于是換裝長度較短的分流環的進口整流罩，以增大風扇葉片后緣和分流環的間距。該方法已被CFM56-7、V2500、GE90-115B和RB211-535E4等發動機采用。

（2）提高核心機排雨能力。

a.加裝放氣活門。1985年5月，在CFM56-3發動機增壓壓氣機后加裝12個放氣活門，以便在慢車狀態下打開，將進入內涵的外物甩到外涵。后來又在活門上采用了一系列凹槽滑動擋板和整流罩，以便進一步將未被甩出的水滴通過改進后的可調放氣活門排到核心機外。GE90-115B發動機增壓壓氣機的出口拐彎處也設置了類似放氣活門。

b.為可調放氣活門增加1套反沖止動機構(Kicker系統)，在發動機處于過渡狀態時用于修正可調放氣活門的位置軌跡。放氣角度從10°開始，反沖止動機構改變主發動機控制裝置(MEC)的反饋信號，使主發動機控制裝置指令放氣活門處于40°的全開狀態。

（3）改進發動機的操作。

a.提高空中慢車轉速。著陸時，在惡劣天氣下，將發動機N1慢車轉速從32%提高到45%，在增大雨水等外物的甩向外涵離心力的同時，也增大混合氣燃燒的貧油極限，改善燃燒室穩定燃燒的范圍。

b．緩慢改變發動機推力。在惡劣條件下，急劇的油門操縱將使燃燒室余氣系數突然變化，很可能超出穩定燃燒范圍，造成發動機熄火。

（4）進氣錐改為前橢后錐的形式。應用于CFM56-5B、-5C、-7飛機上。采用以上改進措施后，不僅使CFM56-3發動機的吞水能力有了很大提高，而且為新型發動機生產研發提供了豐富經驗。

4 燃燒室

4.1 分級燃燒方案

航空發動機污染物的排放主要是在燃燒室中進行。根據污染物生成機理，必須分別降低低功率狀態的CO和UHC排放量，以及高功率狀態的NOx排放量，但是二者往往是相互矛盾的。降低CO和UHC排放量，就要合理改進燃油霧化，充分燃燒燃料，延長燃氣在主燃區的停留時間；降低NOx排放量，要求燃燒在貧油狀態下進行，盡可能減少其在主燃區的停留時間。

對于這種高、低2種功率狀態下的不同污染物，在單環燃燒室的基礎上，航空界在20世紀70年代提出了2級燃燒或變幾何燃燒方案，即分級燃燒方案。

（1）雙環腔燃燒室。就是將火焰筒頭部做成同心的雙環腔，在每環腔中設置獨立的噴嘴。在低工況下僅由外環腔（副油路）供油；在其它工況下2環腔同時供油。這種設計，在低功率條件下，保持了較高的油氣比，延長燃氣在主燃區的停留時間，降低了CO和UHC排放量；在高功率條件下，油氣比較低，燃氣在主燃區的停留時間也短，降低了NOx排放量。試驗證明，與采用常規單環腔相比，采用雙環腔燃燒室的CFM56-5B發動機NOx排放量降低40%左右。類似的結構也被GE90發動機所采用。

（2）渦流燃燒與混合方案，即軸向串聯方案。該形式的燃燒室分為預燃級和主燃級，二者串聯組成。在高功率狀態下，預燃級的熱燃氣噴入主燃級，加熱蒸發主燃級的燃油，同時在主燃級頭部的渦流器形成強烈的渦流，混合油氣，使燃氣在貧油狀態下燃燒。由于主燃級長度較短，故燃氣的停留時間較短。在低功率條件下，由喉部下游的渦流器進入的空氣使預燃級中燃氣進一步氧化，從而使CO排放量相對較低。這種軸向串聯方案也被JT9D-7發動機所采用。

采用這種分級燃燒方案后，提高了發動機的燃燒效率，降低了污染物排放。

4.2 雙環腔預混旋流器燃燒室

GE公司又提出的雙環腔預混旋流器燃燒室，如圖3所示。該燃燒室于2001年在CFM56-7B發動機上試驗成功，并應用于GEnx發動機上。該燃燒室設計具有以下特點。

（1）引入預混的理念。即在雙環腔預混旋流器燃燒室中，燃油和空氣是通過渦旋式噴嘴和環形嵌套式燃油噴嘴內進行預先混合的。

（2）新型燃燒組織方案如圖4所示。起動級和主級的旋流器產生2個共軸的環形旋轉射流，在起動和低狀態下，只向起動級供油；在高狀態下，同時向起動級和主級供油。這樣，該方案能夠建立理想的預混環境，取得低且均勻的出口溫度，達到較高的燃燒效率，進而不僅降低NOx的排放，也明顯延長了下游部件的壽命。

（3）燃油噴嘴采用微觀分層技術，使火焰更均勻，降低了燃燒溫度，提高了燃燒效率。

（4）由于采用貧油燃燒使燃燒溫度降低，火焰筒上無需2股氣流進氣孔。

5 長涵道混合流尾噴管

在高涵道比渦扇發動機中，內、外涵氣流大多分別平行地噴出，但是配裝于A340遠程4發民用客機的CFM56系列發動機中推力和風扇最大的CFM56-5C發動機，則采用了內、外涵氣流經梅花瓣式摻混器混合后再由噴管噴出的長涵道混合流（LDMF）設計。采用LDMF噴管后，為了使發動機質量增加不大，在進氣道、風扇外罩、反推裝置和噴管等處采用了碳纖維增強的復合材料。

相比之下，LDMF噴管具有以下優點。

（1）風扇效率和推進效率提高。內涵氣流由于與外涵摻混，速度降低，推進效率提高。

（2）耗油率降低。由于風扇效率和推進效率提高，使發動機在巡航和爬升時的油耗降低。

（3）噪聲降低。由于混合后排氣速度降低，使發動機排氣噪聲降低，還可增大反推力。

發動機質量增加制約了這種混合流發動機在短程客機上的應用。目前采用這種LDMF噴管的發動機還有V2500、RB211-535E4和RB211-524H等。

6 結束語

航空發動機部件性能的優化對整體發動機性能提高的巨大作用已被航空界所公認，GE公司在CFM56系列發動機的設計上一直致力于其風扇葉片、防冰、吞水、燃燒室以及長涵道混合流噴管等方面的改進，從而不斷提高發動機的效率和安全性。

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