4.3CFMB发动机
从表9示出的CFM系列的3个型号发展时间来看,5B晚于5C,但由它的风扇直径看,它是同于5A的,而5C是加大的,因而由型别序列排,5B安排在5C之前。
图55示出了CFMB的设计特点,由图55可见,它的核心机采用了5C的,低压涡轮采用了5A的设计,风扇叶片是新设计的,采用了先进的气动设计技术,增压压气机由3级增加1级变成4级,由此带来发动机长度增加了0.m。
各支点的轴承、附件传动机匣、控制器及附件均与5A的相同,只是FADEC的软件按5B的额定推力做了修订。
图55、CFM56-5B主要设计特点
为减小发动机的有害排放物NOX,在5B上采用了双环腔燃烧室(DAC)进行试验,所谓双环腔燃烧室,是指火焰筒头部做成同心的双环腔(见图56),每环腔中均有各自的喷油嘴,在低工况下,仅仅由外环腔(即副油路)供油。
在中间工况以上,两环腔同时供油。这种设计能使低工况下,外环腔中有恰当的油气比和燃油与空气混合可燃气体有较长的停留时间,从而又降低CO与HC的污染排放量。在中间工况及大工况时,两环腔中均供油,但均保持贫油状态,停留时间也短,因而可减少大工况下的NOX排放物。
由试验得出,与原设计的单环腔燃烧室相比,NOX可降低40%左右,因此,这种双环腔燃烧室又称为“绿色燃烧室”。
在5B型中,原设计仍采用常规的也即单环腔燃烧室,即SAC。为瑞士航空公司年投入使用的A提供的CFMB发动机,即采用了DAC。
在发展DAC过程中,首先在燃烧室试验台上进行90°扇形段的部件试验。然后于年3月装在5B发动机上进行整台发动机的试验,共进行了8周。然后装在波音试飞台进行飞行试验,年4月完成了飞行试验。
年中采用DAC的CFMB2取得美国FAA与法国DGGAC颁发的适航证,并于年1月中装在A中,交付给瑞士航空公司,承担巴黎—苏黎世航线的飞行任务。
图56、CFMB的双环腔燃烧室NOX排放物与单环腔燃烧室的比较
GE90发动机采用了类似的双环腔燃烧室,与CFMB2的DAC不同的是,GE90的火焰筒是用GTD精铸后电子束打出多个斜孔的。
4.4CFMC发动机
用于A四发客机的CFMC是CFM56系列中,风扇直径最大的,因而推力也是最大的发动机。由于A是一种远航程飞机,所以它还采用了内外涵气流掺混后再由喷口排出的,称之为长涵道混合流(LDMF)的设计。
图57示出了CFMC设计特点。现就发动机的某些设计特点分述如下:
图57、CFM56-5C的某些设计特点
4.4.1风扇及增压压气机
从图57可看出5C风扇叶片直径比5A大0.m,是按三元流设计的,与5A相比,增大了抗外物打击的能力。风扇出口导向叶片改用复合材料制成。增压压气机由5A的3级改为4级,鼓筒仍用5A的环形燕尾槽来固定工作叶片,鼓筒为钛合金整体锻件加工而成。增压压气的工作叶片也是按三元流设计的。
4.4.2高、低压涡轮
-5C的低压涡轮由-5A的4级增加1级成为5级,且它的锥形短轴由-5A的在2~3级间处与转子连接改为在3~4级间连接。
涡轮后轴承机匣的承力支板也像在-5A中一样,叶型是用三元流设计的,形成1/2级涡轮。支板数与-5A一样,是16片，外机匣不像在-3、-5A型中做成多边形而是做成圆的。
但支板在外内环间是斜向安置的不像-5A的径向安置。图58示出了-3、-5A、-5C三型发动机中后轴承机匣结构设计的比较。
图58、CFM、5A、5C后轴承机匣的比较
CFM56-5C高压涡轮轮盘材料仍采用-5A的,但压气机出口空气温度比-5A高(总压比由-5A的31.3提高到38.3),涡轮前燃气温度高(高压涡轮后燃气温度在-5A中为℃,而在-5C中为~℃),因此,需改进对轮盘的冷却设计,使它工作正常。
涡轮盘轮缘前端面是由压气机出口CDP处经CDP封严环流来的空气冷却的,气流在CDP封严环向后流过大鼓轴外径与燃烧室内机匣间空腔时,由于大鼓轴的高速旋转会使空气在封严环与燃烧室内机匣连接螺栓处产生大的摩擦生热,使空气温度上升,经过分析与试验,将CDP封严环由原来5齿台阶形的改为4齿平台式的,并将连接螺栓两端面用形状较为流线型的罩盖上。
这样,可使流到涡轮盘的冷却空气的温度降低30℃,从而使轮盘轮缘处温度降低41℃左右,因而使5C的涡轮盘仍可采用Incol合金。
为了提高涡轮叶片的冷却效率,冷却空气流向叶片的预旋喷嘴的叶型做了改进,使冷却空气进入叶片时的温度可降低11℃。
为了提高主动间隙控制(ACC)的效能,高压涡轮外环处的结构做了较大改进,如图59所示。将图59与图37进行比较可以看出,5C型的结构变得更为复杂,其主要目的是使机匣在工作中尽量保持其圆度,以保持较均匀的小叶尖间隙。
图59、CFMC高压涡轮外环处冷却结构
ACC用于冷却涡轮叶片外罩环支承机匣的前后空气导管除将其截面做成方形外,空气在两管中的流动方向相反,这样,可以减少空气在管中流动时温度会逐渐加大的影响。
因为对于支承机匣的某一点来说,前管的空气温度高,后管的空气温度低,两者一平均,沿圆周基本可达到温度一致,参见图60。
图60、CFMC冷却管中冷却方向
4.4.3长涵道混合流(LDMF)尾喷管
在高涵道比涡扇发动机中,外涵的冷空气流与内涵的热燃气流大多是平行的由各自的喷口单独喷出的,在5C型中,却采用了外涵冷气流通过掺混器流入内涵,与热燃气掺混后由喷口喷出,为此,外涵道的外机匣比常规平行排气中的要长许多,一直延伸到喷口处,参见图61。
因此,这种喷管称为长涵道混合流(LongDuctMixerFlow,LDMF)喷管。在5C的LDMF喷管中,采用了梅花瓣式的掺混器。
图61、采用LDMF的CFMC2的推进系统
采用LDMF喷管后,发动机结构件加多,重量要加大,为了使重量增加不太多,在推进系统中广泛采用了碳素复合材料,例如:进气道(内、外筒壁)、风扇外罩、反推力装置、尾喷管等均采用碳素复合材料。
在推进系统中的菊花瓣掺和器与中心尾锥则是用IN合金化学铣削制成的。采用LDMF喷管后,会使发动机获得一些好处,例如:
(1)风扇效率会提高。采用混合流喷管后,会使风扇效率在巡航、爬升时均大于平行流喷管。
(2)提高推进效率。采用这种LDMF设计,可使内外涵气流掺混率达80%,可大大降低排气温度,减小了内涵气流的热损失,提高发动机效率,另外,内涵的排气速度也由于外涵气流的掺入后而降低,因而使推进效率可提高。
(3)耗油率低。由于前两项效率的提高,可使爬升、巡航状态下的耗油率降低2%~3%。
图62示出在m高空、0.8Ma下巡航时,采用LDMF喷管时的耗油率比常规的平行流喷管的低5%,也即CFMC1比CFMA的耗油率低。
图62、混合流、平行流喷段对发动机耗油率(SFC)的影响
(4)降低噪声。由于采用LDMF喷管时,排气速度降低,因而可使排气的噪声降低较多。
(5)增加反推力。LDMF喷管的出口面积比平行流内涵喷口出口面积大,这是因为内、外涵气流均由此处流出发动机。当反推力装置工作时,外涵产生的反推力不变,而内涵气流由增大的尾喷口排出时,速度降低,因此正向推力减少,从而使整个动力装置产生的反推力大,一般可比平行流喷管大40%左右。
由于LDMF喷管重量较大,因此,它适用于远距飞机上,如用于短距飞机,耗油率方面所取得的优势抵不过重量的加多带来的缺点,因而是不合适的。
混合流喷管的设计首先用于RBE4上,用于A的V上也采用这种设计。另外,用于波音的RBH也采用。
4.4.4FADECⅡ
CFMC发动机的燃油控制器采用了FADECⅡ,它是在5A上采用的FADECI基础上改进发展的,它不仅体积小(小25%)、重量轻(轻4.45kg),而且其处理能力也大大增加。
例如它采用了经过改进的32位存储单位的中央处理机(在5A上是16位),20兆赫的时钟速度使发动机的控制更快(5A为8兆赫),存储容量比5A的大一倍使发动机的控制模式更完善。
另外它还具有:改进的维护工作软件,这是在5A的经验基础上发展的,使排故时间进一步减少;微调N1的能力,使推力与排气温度的裕度得到优化;
在飞机上可重新改编程序的能力,能使发动机控制装置软件快速升级,以便尽快将营运飞行中及发展试验的经验及时纳入到新编的程序中去,使发动机工作得更好。
在FADECⅡ上,它的输入/输出信号比FADECI上多30%左右,增加了与飞机的一体化能力,另一方面,它的连接接头却由原来的15个减少到11个,插件板由10个减少到4个,从外观上看显得更简单。
CFMC的FADEC可与CFE1通用。
4.4.5CFMC的噪声
CFMC采用了许多降噪措施(见图63),特别是采用LDMF喷管,使它噪声水平降低较多。图64示出以CFM56系列发动机为动力的飞机的噪声与FAR36部第3阶段要求值间的差值,从图64中可见CFMC的比要求值低23.3分贝,比3型的低12.8分贝。
图63、CFMC降低噪声的主要措施
图64、以CFM56系列发动机为动力的飞机噪声低于第3阶段要求的比较
4.4.6发展试验
CFMC的耐久性试验,在年2月投入使用时,已进行了h、循环,在投入使用后,仍然在进行累积的耐久性试验,相当普惠公司的PACER(取证后加速耐久性循环试验),到年达到个循环。
CFMC在波音飞行试验台上分别于年3月与年3月进行过两阶段的h的飞行试验。另外,装在6架A飞机上共进行过h、余次飞行试验。
试验结果表明CFMC具有较好的性能保持能力与高的可靠性,在整个试飞过程中没有遇到什么大的问题,而且反映出FADECⅡ工作得特别好。
4.4.7可靠性
CFMC不仅是CFM56系列发动机中推力最大的发动机,而且从第一年使用情况看,也是可靠性最好的发动机。表10中列出了CFM56系列中各型发动机在投入使用一年后的可靠性数据即可说明。
表10CFM56系列发动机使用一年后的可靠性数据（头12个月数据）
