研究生GE典型发动机结构课件.ppt

典型涡扇发动机典型涡扇发动机结构分析结构分析大型双发客机大型双发客机B777Ø1990年初提出计划年初提出计划Ø1995年年6月投入航线使用月投入航线使用Ø双发客机填补双发客机填补B747与与B767-300之间之间空档空档Ø竞争对手竞争对手A340和和MD-11市场情况市场情况飞机起飞重量增加情况飞机起飞重量增加情况发动机推力变化发动机推力变化Boeing家族家族GE90技术来源技术来源GE90发展历程发展历程GE90总体设计要求总体设计要求Ø先进的循环参数先进的循环参数v高涵道比高涵道比v高增压比高增压比Ø推力要求有大的余推力要求有大的余度度v设计设计98,000磅磅v定型定型87,400磅磅v设计设计78,700磅磅Ø使用成熟的技术使用成熟的技术Ø(High Payoff Technology)v复合材料风扇复合材料风扇v高压比压气机高压比压气机v双环腔燃烧室双环腔燃烧室v先进材料先进材料一、风扇设计一、风扇设计宽弦复合材料叶片宽弦复合材料叶片低叶尖速度和适合的压比低叶尖速度和适合的压比一、风扇设计一、风扇设计风扇叶片风扇叶片Ø复合材料风扇叶片复合材料风扇叶片v英国英国RR公司和美国公司和美国GE公司公司60年代末在年代末在RB211-22B和和TF39上研制过；上研制过；vF103，，CF6，，UDF，，GE90均使用复合材料均使用复合材料风扇叶片并通过风扇叶片并通过8磅大鸟的吞咽试验。

磅大鸟的吞咽试验v解决了两大问题解决了两大问题: v1)抗外物打伤；抗外物打伤；2)抗腐蚀 风扇叶片风扇叶片风扇叶片风扇叶片Ø抗外物打击措施抗外物打击措施v低的叶尖速度低的叶尖速度v弹性变形吸收冲击能量并重新分布弹性变形吸收冲击能量并重新分布v叶根在榫槽中偏摆减缓冲击叶根在榫槽中偏摆减缓冲击v局部包钛合金金属局部包钛合金金属Ø抗腐蚀措施抗腐蚀措施v涂聚氨脂抗腐蚀涂层涂聚氨脂抗腐蚀涂层v腐蚀率与切向速度的立方成比例腐蚀率与切向速度的立方成比例 (50%)v脱层脱层:KEVLAR线缝合线缝合GE90－－115B风扇风扇Ø改型后弯掠叶片改型后弯掠叶片Ø结构强度一体化设计结构强度一体化设计风扇轮盘风扇轮盘Ø盘鼓组合式大轮盘盘鼓组合式大轮盘Ø特点：特点：v减少重量减少重量 v例：例：GE90风扇盘风扇盘高压压气机设计高压压气机设计高的级增压比（高的级增压比（23，，10级）级）结构强度和气动载荷与结构强度和气动载荷与CFM56相似相似高压压气机高压压气机GE90 高压前轴承高压前轴承高压压气机叶片高压压气机叶片燃烧室燃烧室使用军用成果，双环腔低污染使用军用成果，双环腔低污染使用涡轮叶片冷却技术，冷却膜使用涡轮叶片冷却技术，冷却膜双环腔高效燃烧室双环腔高效燃烧室涡轮设计涡轮设计使用成熟技术使用成熟技术两级高压涡轮，低负荷长寿命两级高压涡轮，低负荷长寿命GE90 高压涡轮高压涡轮v高压涡轮设计特点高压涡轮设计特点v叶片与盘的固定叶片与盘的固定v封严盘的设计封严盘的设计v盘与轴的连接盘与轴的连接v整体结构的协调整体结构的协调PW4000高压涡轮高压涡轮涡轮叶片涡轮叶片低压涡轮低压涡轮低压涡轮中的刷式封严低压涡轮中的刷式封严 刷式封严刷式封严•封严效果好封严效果好•长期工作后能保持封严性能长期工作后能保持封严性能•在高压压气机后采用可使推力增加在高压压气机后采用可使推力增加2%2%低压涡轮后支点低压涡轮后支点GE90 可靠性提高可靠性提高可靠性的基本概念可靠性的基本概念严格的可靠性实验严格的可靠性实验基本概念基本概念1) 可靠性：可靠性：v在规定的工作条件下、在规定的时间内，完在规定的工作条件下、在规定的时间内，完成产品既定任务的概率。

对发动机而言在发成产品既定任务的概率对发动机而言在发动机飞行包线内、在规定的寿命期内能正常动机飞行包线内、在规定的寿命期内能正常发出规定推力的概率发出规定推力的概率基本概念基本概念2) 可靠性好坏的主要参数有：可靠性好坏的主要参数有：v平均无故障间隔时间平均无故障间隔时间MTBF，小时，小时v空中停车率空中停车率IFSD，次，次1000飞行小时飞行小时v提前换发率提前换发率UER，次／，次／1000飞行小时飞行小时v返修率返修率SSR，次／，次／1000飞行小时飞行小时3) 发动机耐久性：发动机耐久性：v指发动机能正常工作的持续期限，即使用寿指发动机能正常工作的持续期限，即使用寿命，有两种计量：飞行小时及循环数命，有两种计量：飞行小时及循环数基本概念基本概念Ø循环数：循环数：v一般指飞机起落次数，这是由于在每一次飞一般指飞机起落次数，这是由于在每一次飞行中，发动机主要零件承受一次由最小行中，发动机主要零件承受一次由最小---最大最大---最小应力变化的过程最小应力变化的过程Ø低循环疲劳数低循环疲劳数v多次起降零件就会由于疲劳而损坏，因此，多次起降零件就会由于疲劳而损坏，因此，称之为低循环疲劳。

称之为低循环疲劳基本概念基本概念Ø用于民用发动机用于民用发动机v低循环疲劳次数以飞机起降次数计算低循环疲劳次数以飞机起降次数计算Ø战斗机用的发动机战斗机用的发动机v考虑在一次飞行中，油门急剧变化次数多，对考虑在一次飞行中，油门急剧变化次数多，对低循环疲劳影响大，因而美国空军定义为低循环疲劳影响大，因而美国空军定义为“总总累积循环累积循环”TAC，，v总累积循环总累积循环=起降循环起降循环+（全程油门过渡次数）（全程油门过渡次数）/4基本概念基本概念Ø寿命：寿命：v对于寿命较短的发动机，一般仅规定小时寿对于寿命较短的发动机，一般仅规定小时寿命；命；v对于寿命较长的发动机，一般规定小时及循对于寿命较长的发动机，一般规定小时及循环数，在使用中，只要某一指标达到规定值，环数，在使用中，只要某一指标达到规定值，发动机即到寿发动机即到寿可靠性参数可靠性参数一、民用发动机一、民用发动机v空中停车率空中停车率IFSD （（Inflight Shutdown Rate））v单位：单位：Events/1000EFH （（Engine Flight Hour））v提前换发率提前换发率UER （（Unscheduled Engine Removal Rate））v单位：单位：Events/1000EFHv返修率返修率SVR （（Shop Visit Rate））v单位：单位：Events/1000EFHv正点率正点率DR （（Dispattch Reliability））v单位：单位： Envents/100航班航班可靠性参数可靠性参数二、二、GJB241-87v平均故障间隔时间平均故障间隔时间 MTBFv（（Mean Time Between Failures））hrv平均推力下降间隔时间平均推力下降间隔时间 (hr)。

v平均停车间隔时间平均停车间隔时间MTBSD (hr)可靠性参数可靠性参数三、三、MIL-E-87231（（1985．．9．．30））vMTBM、、MTBF、、LRU（（Line Replaceable Units)v可控制换发率可控制换发率 、、IFSD、空中功率损失率、空中功率损失率v性能恶化超过规定的换发率综合换发率性能恶化超过规定的换发率综合换发率v总的总的MTBFØ所有参数分：基本的所有参数分：基本的Basic、总的、总的Total 提高可靠性的措施提高可靠性的措施一、在发动机设计初，定出可靠性指一、在发动机设计初，定出可靠性指标标vCF6-80 vIFSD指标为指标为0.05，，SVR为为0.3，，DR为为99.8％vF404v模拟任务耐久性试车模拟任务耐久性试车MTBF为为72hr，，v在在F/A-18上加速使用试验上加速使用试验MTBF为为100hr提高可靠性的措施提高可靠性的措施二、在设计中采用故障模式影响及危二、在设计中采用故障模式影响及危害度分析及故障树分析害度分析及故障树分析v以以F404为例，在设计中采用为例，在设计中采用FMECAv设计工程师，可靠性工程师共同工作，根据设计工程师，可靠性工程师共同工作，根据每种故障对发动机工作的影响，对故障的模每种故障对发动机工作的影响，对故障的模式进行评估。

式进行评估v填写填写FMECA，内容有：零、部件作用说明，，内容有：零、部件作用说明，故障模式位置的说明，故障的可能原因，故障模式位置的说明，故障的可能原因，对发动机、系统、零件的影响，采用的设计，对发动机、系统、零件的影响，采用的设计，内容与试验工作，提出关键零组件表内容与试验工作，提出关键零组件表提高可靠性的措施提高可靠性的措施三、大量试验暴露问题，确保发动机三、大量试验暴露问题，确保发动机可靠工作可靠工作v研制用发动机研制用发动机10--20台；台；v整机试验整机试验10,000hr；；v部附件试验部附件试验100,000hr；；v试验设备庞大、复杂试验设备庞大、复杂vCFM56风扇部件风扇部件 53600hp，，2000余测点几种发动机的研制情况几种发动机的研制情况vCFM56-5C2是在是在CFM56-5-A1基础上衍生的，基础上衍生的，整机试验整机试验5000hrvTFE1042（（IDF的动力）的动力）14台发动机，台发动机，165项项试验，试验，5700hrvPW4000 v 试验用发动机试验用发动机13台，台，v为满足为满足FIA33部要求，共进行部要求，共进行75项试验：发动机项试验：发动机24项，部件试验台试验项，部件试验台试验19项，附件组件试验项，附件组件试验32项。

项几种发动机的研制情况几种发动机的研制情况vV2500研制用发动机研制用发动机12台vAL-31F 研制用研制用51台，台，22,900 hr，，v（台架（台架16625 hr，飞行，飞行6275hr）vJT9D-7R4 （（1982．．11．投入使用）．投入使用）v台架试车台架试车14000hr，，44000循环，循环，v飞行试验飞行试验8500hr，，10100循环提高可靠性的措施提高可靠性的措施四、定型后加速循环耐久性试验四、定型后加速循环耐久性试验PACERv(Post-Certification Accelerated Cyclic Endurance Running)五、采用先进技术五、采用先进技术六、信息反馈，及时采取措施六、信息反馈，及时采取措施提高可靠性的措施提高可靠性的措施七、设计中尽量简化结构，减少零件数七、设计中尽量简化结构，减少零件数发动机发动机JT9D-7R4PW4000RB211-524CF6-80C2零件数零件数50,00025,00019,00031,000提高可靠性的措施提高可靠性的措施八、设计时留有大的温度裕度vV2500 (℃)vRB211系列系列(℃)提高可靠性的措施提高可靠性的措施九、采用安全设计九、采用安全设计十、采用防错设计十、采用防错设计 提高可靠性的措施提高可靠性的措施一、一、 B777用发动机用发动机GE901）研制方法的转变）研制方法的转变——并行或同期工程并行或同期工程2）重视以往的经验）重视以往的经验3）设计中采取措施：）设计中采取措施：v留有较大温度裕度留有较大温度裕度v采用采用FMEA、、FTA进行故障分析进行故障分析v对外部管路及附件安装进行认真分析对外部管路及附件安装进行认真分析v确保确保LRU易于拆换易于拆换v测量系统采用多裕度设计、自检测系统测量系统采用多裕度设计、自检测系统 提高可靠性的措施提高可靠性的措施4）降低功率使用）降低功率使用5）重视发动机的维修性：）重视发动机的维修性：v维修人员参加设计、发展工作维修人员参加设计、发展工作v避免错装和丢装避免错装和丢装v提前编印维修手册、提供维修工具提前编印维修手册、提供维修工具v用户尽早参与试验工作用户尽早参与试验工作提高可靠性的措施提高可靠性的措施6）严格而特殊的试验：）严格而特殊的试验：v整机振动台试验整机振动台试验v发动机弯曲加载试验发动机弯曲加载试验v航线耐久性循环试验航线耐久性循环试验v3000次次ETOPs循环试验循环试验v1000次次ETOPs飞行循环试飞飞行循环试飞严格而特殊的试验严格而特殊的试验Ø整机振动台试验整机振动台试验v将装有全部管路、附件的发动机装在振动台上进行将装有全部管路、附件的发动机装在振动台上进行环境振动试验。

环境振动试验 （转子部分可不装）（转子部分可不装）Ø航线耐久性循环试验航线耐久性循环试验v目的是在室内条件下，加重外场使用条件，考验燃目的是在室内条件下，加重外场使用条件，考验燃烧室、高压涡轮叶片的抗氧化能力；烧室、高压涡轮叶片的抗氧化能力；v一次谐振循环试验（为一次谐振循环试验（为8小时），将地面慢车到起飞小时），将地面慢车到起飞状态分成若干个转速段，由低速到高速及由高速到状态分成若干个转速段，由低速到高速及由高速到低速在每个转速段停留循环，以考核零件的抗振低速在每个转速段停留循环，以考核零件的抗振性能严格而特殊的试验严格而特殊的试验ØETOPS 3000次循环试验次循环试验vI 模拟外场使用条件，与一般耐久性循环试验类似模拟外场使用条件，与一般耐久性循环试验类似vII 为了暴露发动机可能出现的振动问题，将地面慢为了暴露发动机可能出现的振动问题，将地面慢车到起飞状态分车到起飞状态分15个转速段在加速与减速过程中，个转速段在加速与减速过程中，在各个转速段下完成在各个转速段下完成107次高周循环，每隔次高周循环，每隔74次循环次循环进行一次，共试验进行一次，共试验40次vIII 模拟航行中一台发动机停车，另一台发动机以最模拟航行中一台发动机停车，另一台发动机以最大连续状态工作大连续状态工作180分钟将飞机安全送到着陆机场的分钟将飞机安全送到着陆机场的使用条件。

每隔使用条件每隔374次循环时试验次循环时试验1次，共试次，共试8次严格而特殊的试验严格而特殊的试验严格而特殊的试验严格而特殊的试验GE90 冰雹冰雹GE90 喷水试验喷水试验GE90 鸟击试验鸟击试验。