雙轉子大涵道比渦扇發動機轉子支承方案研究

王國潤 畢懿鑫

摘要：航空發動機是典型的葉輪機械，每個轉子至少需要2個支點，以確保航空發動機正常運轉。本文以雙轉子大涵道比渦扇發動機為研究對象，梳理了部分成熟機型的轉子支承方案，通過剖析各轉子支承方案的設計意圖和設計思路，分析各轉子支承方案的優、缺點，為雙轉子大涵道比渦扇發動機轉子支承方案設計提供了參考。

關鍵詞：雙轉子;大涵道比渦扇發動機;轉子支承

中圖分類號：V231.3? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）11-0027-04

0? 引言

航空發動機轉子支承方案對整體結構影響巨大，而且轉子支承方案設計需考慮多種因素，是典型的多學科設計，需要在發動機研制初期就開展大量、深入的研究、分析和比較，并利用仿真和試驗進行驗證，選擇合適的轉子支承方案，避免在發動機研制中期或后期發生轉子支承方案的變更，以縮短研制周期，降低研制成本。

1? 大涵道比渦扇發動機簡介

大涵道比渦扇發動機發展到今天，主要形成了三種結構形式：①雙轉子是最常見的結構形式，在各個級別的大涵道比渦扇發動機中均有應用;②三轉子主要在R·R公司的寬體客機發動機中應用;③GTF構型主要在P&W公司本世紀初推出的大涵道比渦扇發動機中應用。

本文僅研究轉子支承方案相對簡單的雙轉子大涵道比渦扇發動機，其主要由風扇/增壓級（1級風扇加0～6級增壓級）、壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪構成。高壓渦輪通過高壓轉子聯軸器驅動壓氣機，并連接成為高壓轉子;低壓渦輪通過低壓轉子聯軸器驅動風扇/增壓級，并連接成為低壓轉子。

2? 轉子聯軸器

轉子聯軸器是將壓縮部件轉子和渦輪轉子聯成一體的組合件，通常分為兩種：①剛性聯軸器，每個組合轉子最少只需2個支點即可，且聯軸器結構簡單、重量輕，但是要求壓縮部件轉子和渦輪轉子有較好的同軸度，對轉子和機匣的加工精度要求較高;②柔性聯軸器，允許壓縮部件轉子與渦輪轉子的同軸度有較大的偏差，對轉子和機匣的加工精度要求較低，但是每個組合轉子至少需要3～4個支點，且聯軸器結構復雜、重量較大。

轉子聯軸器的選擇對轉子支承方案影響極大，早期受機械加工水平限制，航空發動機經常采用柔性聯軸器，隨著機械加工水平的不斷提高，越來越多的航空發動機采用剛性聯軸器，其中雙轉子大涵道比渦扇發動機的高、低壓轉子均采用剛性聯軸器。

3? 承力框架

航空發動機是典型的葉輪機械，每個轉子至少需要2個支點，每個支點必須直接或間接支承在承力框架上，因此在制定轉子支承方案之前，首先需明確發動機哪些位置可以設置承力框架，哪些位置適合作為承力框架。

3.1 承力框架可選位置

承力框架必須設置在徑向范圍內無轉子葉片的軸向段，需以發動機流道作為依據，圖1為典型雙轉子大涵道比渦扇發動機流道圖，陰影部分為轉子葉片。

如圖2所示，首先識別可以設置承力框架的位置：

①風扇前端，可支承低壓轉子前端;②壓氣機過渡段，可支承高壓轉子前端和低壓轉子前端;③燃燒室機匣，可支承高壓轉子后端;④渦輪過渡段，可支承高壓轉子后端和低壓轉子后端，但是部分機型渦輪過渡段極短，甚至沒有渦輪過渡段，此部分機型則不能在渦輪過渡段處設置承力框架;⑤低壓渦輪后端，可支承低壓轉子后端，亦可通過中介軸承的方式間接支承高壓轉子后端。[1]

3.2 承力框架布局設計原則

承力框架布局設計主要遵循以下原則：①盡量減少承力框架數量，以減輕發動機重量;②盡量選擇溫度較低的部位，以減小軸承腔隔熱的難度，降低軸承超溫和滑油結焦的風險[2];③承力框架內部附近應有足夠的空間布置軸承腔;④還應考慮裝配性、維修性和可制造性的要求。

3.3 典型承力框架布局

成熟機型主要存在6種典型承力框架布局，如表1所示。典型承力框架布局的代表機型如表2所示。

由表1和表2可知：①所有機型均在壓氣機過渡段設置承力框架;②除JT8D外，其它機型均未在風扇前端設置承力框架，這是由于雙轉子大涵道比渦扇發動機的低壓轉子轉速較低，增壓級轉子一般采用鼓筒式，其內部有足夠的空間布置低壓轉子前支點軸承腔，且可以確保支點位于較合適的位置，不致懸臂過長，因此壓氣機過渡段可用來支承低壓轉子前端，從而無需在風扇前端設置承力框架。JT8D作為1964年服役的早期機型，承力框架布局和轉子支承方案主要借鑒了小涵道比渦扇發動機，后續機型均已舍棄該類承力框架布局及其對應的轉子支承方案，本文亦不再針對其轉子支承方案開展研究;③隨著對發動機經濟性要求的不斷提高，發動機的涵道比越來越大，高、低壓渦輪流道高度差也越來越大，因此較新的機型，例如GE90系列、GEnx系列、Leap系列等，都在高、低壓渦輪之間設置了較長的過渡段，這為高壓轉子后支點提供了天然的承力框架[3]。

4? 高壓轉子支承方案

4.1 典型高壓轉子支承方案

成熟機型主要存在4種典型高壓轉子支承方案，如表3所示。

4.2 各高壓轉子支承方案分析比較

如圖3和圖4所示，1-0-1和1-1-0支承方案的止推軸承一般設置在前支點，由于轉靜子變形差累積的原因，不利于高壓渦輪的轉靜子軸向間隙控制，但易于止推軸承的溫度控制。

大部分采用1-0-1支承方案的機型，后支點支承在渦輪過渡段的承力框架上，但是部分沒有渦輪過渡段的機型，例如CFM56系列，則利用中介軸承，將高壓轉子后支點支承在低壓轉子上，間接支承在低壓渦輪后端的承力框架上，從而實現1-0-1支承方案，使用中介軸承的優點是發動機只需2個承力框架（壓氣機過渡段和低壓渦輪后端）是民用大涵道比渦扇發動機中承力框架數量最少的支承方案，但是中介軸承存在一些缺點：①高、低壓轉子存在振動耦合，不利于轉子穩定工作;②中介軸承在高轉速下存在輕載打滑的風險;③供、回油流路和軸承腔封嚴結構均設計在高、低壓轉子之間，結構比較復雜。

CFM56系列雖然以高可靠性著稱，但是仍未完全解決中介軸承帶來的可靠性問題，以及如3.3章節所述，隨著涵道比的增大，GE與SNECMA合資的CFM國際公司在后續機型Leap系列已有足夠長的渦輪過渡段，因此舍棄了中介軸承方案。[4][5]

與1-0-1支承方案相比，1-1-0支承方案存在以下優、缺點：①前、后支點跨距更小，有利于控制壓氣機轉靜子徑向間隙;②高壓渦輪轉子懸在后支點后端，不利于控制高壓渦輪轉靜子徑向間隙;③軸承腔設置在燃燒室下方，溫度較高，隔熱設計難度大，軸承超溫和滑油結焦風險較高。

JD9D由于渦輪過渡段極短，而且P&W公司當時沒有中介軸承的應用經驗，因此選擇在燃燒室機匣設置承力框架，以支撐高壓轉子后端，即高壓轉子采用1-1-0支承方案;而PW4000的核心機主要沿用JT9D，盡管PW4000其已擁有了足夠長的渦輪過渡段，但是P&W公司為了縮短研制周期，降低研制成本，仍繼承了JT9D的承力框架布局和轉子支承方案[6]。

如3.3章節所述，隨著涵道比的增大，較新的機型均有足夠長的渦輪過渡段，1-1-0支承方案已基本被舍棄。

如圖5和圖6所示，在一些較老的機型上，例如GE公司的CF6-50和CF6-80，由于當時壓氣機級壓比較低，導致壓氣機級數較多（14級），高壓壓氣機轉子軸向長度較長，因此分別采用了1-2-1和1-2-0支承方案，且止推軸承設置在壓氣機和渦輪之間，該方案有利于控制轉靜子徑向和軸向間隙，提高轉子臨界轉速裕度，但是結構過于復雜，重量過大，而且隨著壓氣機級壓比提升，壓氣機級數減少，該支承方案的優勢愈發不明顯，GE的后續機型均舍棄了該方案。

4.3 珠棒并用方案

GE公司和CFM國際公司的部分機型，包括GE90系列、GEnx系列、CFM56-5、CFM56-7、Leap系列等，高壓轉子前支點采用珠棒并用方案（雖然有2個軸承，但一般仍將其視為1個支點），如圖7所示;其它機型，包括CFM56-3、PW4000、BR700系列等，前支點采用單滾珠方案。

與單滾珠相比，珠棒并用方案的主要缺點是增加了零組件數量、增大了重量，優點主要包括：

①通過合適的軸承座剛度分配，可使滾棒軸承承受幾乎全部徑向力，而滾珠軸承基本只承受軸向力，2個軸承的工作狀態均比較理想，增加了軸承的壽命和可靠性;

②滾棒軸承的徑向游隙一般要小于滾珠軸承，特別是經過長時間的磨損之后，因此增加了滾棒軸承后，能夠更好的限制高壓轉子的渦動（渦動即由于轉子不平衡等引起的，高壓轉子實際軸線繞理論軸線旋轉的運動），從而在設計之初，可將壓氣機和高壓渦輪轉靜子徑向間隙設計的更小，提高發動機效率[7];

③由于滾棒軸承直徑較小，可更加靠近壓氣機轉子，減小了高壓轉子支點跨距（采用珠棒并用后，支點跨距為前、后滾棒軸承的中心距離）。

由此可見，珠棒并用存在諸多優點，因此在布置空間允許的情況下，采用珠棒并用方案是較好的選擇。從時間關系來看， CFM國際公司的機型從單滾珠改進為珠棒并用（CFM56-3到CFM56-5、CFM56-7、Leap系列），也佐證了珠棒并用方案的優勢。

5? 低壓轉子支承方案

5.1 典型低壓轉子支承方案

成熟機型主要存在4種典型低壓轉子支承方案，如表4所示。

5.2 各低壓轉子支承方案分析比較

大部分機型低壓轉子采用0-2-1或0-3-0支承方案。

如圖8和圖9所示，0-3-0支承方案比0-2-1支承方案少1個承力框架，減重效果非常明顯，但是低壓渦輪軸需要繞過低壓轉子后支點，長度更長，進一步增加了低壓渦輪軸的加工難度。一般而言，如果0-3-0支承方案技術風險可控，考慮到減重收益較大，應優先選擇0-3-0支承方案。

如圖10所示，低壓轉子0-3-1支承方案的代表機型CF6-50是一款較老的機型，該方案有利于低壓渦輪葉尖間隙控制，但收益并不是特別明顯，而且增加了大量零組件和重量，因此后續機型CF6-80改進為0-2-1支承方案。

如圖11所示，在眾多的大涵道比渦扇發動機中[8]，僅P&W公司的JT9D采用低壓轉子0-1-1支承方案，該方案雖然有零件數量少、重量輕的優點，但是存在難以調和的矛盾，如果為了控制風險葉尖間隙而將1號支點靠近風扇轉子，則前、后支點跨距過大，臨界轉速裕度難以滿足要求;如果為了提高臨界轉速裕度而將1號支點后移，則風扇轉子懸臂過長，風扇轉子不平衡引起的變形增大，不易控制風扇葉尖間隙，降低了發動機效率。因此，P&W公司的后續機型PW4000，舍棄了該支承方案，改進為0-2-1。

5.3 1、2支點方案研究

針對低壓轉子支承，本文重點研究1、2支點方案，目前1、2支點存在兩種典型方案：

①早期的型號多采用前珠后棒方案，包括CFM56系列、V2500系列、PW4000、GE90-94B、GP7200等，如圖12所示，1號支點為滾珠軸承，2號支點為滾棒軸承。

前珠后棒方案的主要優點包括：

1）風扇軸一般設計為前粗后細的結構，而滾珠軸承直徑一般比滾棒軸承大，因此前珠后棒方案能夠利用風扇軸現有結構進行布置，而無需設計如圖13中的軸承支撐座;

2）如果風扇軸因異常情況斷裂，滾珠軸承可確保風扇/增壓級轉子不致向前飛出，造成更大的破壞，低壓渦輪轉子脫離滾珠軸承限制，可向后移動，使軸向碰磨結構（通常設置在低壓渦輪處）起作用，從而防止低壓渦輪無負載飛轉（無負載飛轉可能導致低壓渦輪盤破裂，擊穿機匣和短艙，造成更大的破壞）。

前珠后棒方案的主要缺點是1號支點滾珠軸承的工作環境極為惡劣，不僅要承受低壓轉子全部軸向載荷，還要承受由于風扇/增壓級轉子不平衡產生的徑向載荷，而徑向載荷在風扇葉片受損時會急劇增大，本身滾珠軸承就不擅長承受較大的徑向載荷，因此滾珠軸承的壽命和可靠性急劇下降。

②近期的型號多采用前棒后珠方案，包括GE90-115B、GEnx系列、Leap系列等，如圖13所示，1號支點為滾棒軸承，2號支點為滾珠軸承。

前棒后珠方案的主要優點是由1號支點滾棒軸承承受大部分徑向載荷，2號支點基本只承受軸向載荷，2個軸承均發揮其特長，提高了軸承的可靠性和壽命。

前棒后珠方案的主要缺點包括：

1）一般需要為滾珠軸承設計如圖13中的軸承支撐座，增加了重量;

2）如果風扇軸因異常情況斷裂，低壓渦輪轉子被滾珠軸承限制，不能向后移動，軸向碰磨結構無法起作用，可能導致低壓渦輪無負載飛轉。目前的解決辦法是設計之初就將風扇軸斷裂的概率降到極低。

對于注重壽命和可靠性的大涵道比渦扇發動機，前棒后珠方案更具優勢，而且前棒后珠的缺點是可接受、可解決的，因此前棒后珠方案是更好的選擇。從時間關系上來看，GE公司和CFM國際公司的機型從前珠后棒變更為前棒后珠（GE90-94B至GE90-115B，CFM56系列至Leap系列）[9]，也佐證了前棒后珠方案的優勢。

6? 總結

根據上述分析，結合各成熟機型的時間先后，雙轉子大涵道比渦扇發動機轉子支承優先選擇以下兩種方案：

①方案A——高壓轉子為1（珠棒并用）-0-1（滾棒），低壓轉子為0-3（滾棒-滾珠-滾棒）-0，在壓氣機過渡段和渦輪過渡段設置2個承力框架;

②方案B——高壓轉子為1（珠棒并用）-0-1（滾棒），低壓轉子為0-2（滾棒-滾珠）-1（滾棒），在壓氣機過渡段、渦輪過渡段和低壓渦輪后端設置3個承力框架。

參考文獻：

[1]胡絢，羅貴火，高德平.航空發動機中介軸承的特性分析[J]. 航空動力學報，2007（03）：439-443.

[2]牛坤，張清.大涵道比發動機轉子支承方案特點分析[J].軍民兩用技術與產品，2015（10）：155-156.

[3]康晨熹.CFM56-5B發動機高低壓轉子轉軸的潤滑和維護 [J].江蘇航空，2013（01）：22-23.

[4]王勇.防止發動機軸承失效的預防性措施[J].航空維修與公稱，2010（04）：42-44.

[5]陳光.航空發動機結構設計分析[M].北京：北京航空航天大學出版社，2006：172-173.

[6]陳光.大涵道比渦扇發動機風扇轉子支承結構的設計變化 [J].航空動力，2015（5）：25-28.

[7]宋振海，張博，霍楓，趙威.大涵道比渦扇發動機承力系統研究[C].第十五屆中國科協年會第13分會場：航空發動機設計、制造與應用技術研討會論文集，2013.

[8]牟園偉.淺析航空發動機約束/載荷解耦結構設計[J].航空動力，2018（04）：30-31.

[9]陳光，邱明星.GE90-115B發動機結構設計特點分析[J].航空發動機，2013（03）：1-5.