Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020)

民用航空器维修基础系列教材第 5 册

燃烧室

5.3.3 燃烧室的冷却和材料

目前民航用的涡轮风扇发动机大多采用全环形燃烧室，通常由镍基耐热合金制成，燃烧

室的内壁涂覆有耐热等离子喷涂层。

燃烧生成的燃气温度高达

，由于燃气温度太高，若直接流入涡轮会烧坏涡

轮叶片。因此，进入燃烧室内大约 25%的空气从火焰筒头部流入，流经旋流器并与燃油混合

后在燃烧区被点燃，其他大约 75%的空气用于与燃气混合冷却，从而降低进入涡轮的燃气的

温度。用于冷却的气体一部分通过火焰筒上径向孔进入稀释区，而其余的空气则通过火焰筒

壁面的切向孔进入火焰筒，对火焰筒进行冷却，同时可大大降低进入涡轮的燃气温度。由切

向孔流入火焰筒的空气沿火焰筒壁内表面流动，从而在燃气与火焰筒之间形成一层隔热空气

膜，将火焰筒壁面与高温燃气隔开，这种冷却方式被称为气膜冷却（见图 5-13)。该冷却方

式结构简单、重量轻，消耗的空气少。目前的气膜冷却技术可使冷却壁面所需的空气流量比

对流冷却方式所需的量减少多达 50%。

图 5-13 气膜冷却

5.4 典型发动机燃烧室维护介绍

5.4.1 典型发动机燃烧室的部件识别

1）典型发动机环形燃烧室，如图 5-14 所示；

2）典型发动机的燃烧室机匣，如图 5-15 所示。

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燃烧室

2）在发动机湿冷转时，在燃烧室内积聚有较多的燃油，可能会从燃烧室机匣安装边流

出，这是正常现象。在发动机正常起动前，要按手册要求执行干冷转吹出燃油，防止烧坏发

动机；

3）燃烧室的孔探检查

燃烧室的孔探检查(见图 5-16)只限于可见区域的检查，可通过孔探孔和点火嘴安装座，

使用刚性的或柔性的内窥镜进行检查。燃烧室孔探检查区域包括：火焰筒头部区域、内火焰

筒和外火焰筒区域。

图 5-16 燃烧室的孔探检查

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涡轮

第 6 章涡轮

6.1 涡轮的分类和工作原理

燃气涡轮是燃气涡轮发动机的重要部件之一，它的主要作用是：把高温、高压燃气的热

能和压力能转变成旋转的机械功，从而带动压气机及其它附件工作。在涡扇发动机中，涡轮

还带动风扇；在涡桨发动机中，它带动螺旋桨；在涡轴发动机中，它输出轴功带动旋翼。

6.1.1 涡轮的分类

和压气机一样，按燃气流动方向是否和涡轮旋转轴轴线方向大体一致，涡轮可分为轴流

式涡轮和径向式涡轮两类，如图 6-1 所示。径向式涡轮总是单级，常用于小型涡轮发动机如

APU 上。除了少数小功率的涡轮外，现代航空燃气涡轮发动机大多采用轴流式涡轮。在轴流

式涡轮中，按照转子的数目可分为单转子、双转子和三转子涡轮。

轴流式

径向式

图 6-1 涡轮的分类

轴流式涡轮还可以分为：冲击式、反力式、冲击—反力式涡轮三种类型（见图 6-2）。

冲击式涡轮中，推动涡轮旋转的扭矩是由于气流方向的改变而产生的。涡轮导向器内叶

片间的流动通道是收敛形的，燃气在导向器内速度增加，压力下降；而在工作叶片通道内，

相对速度的大小不变，只改变气流的流动方向。冲击式涡轮的工作叶片的前缘和后缘较薄，

中间较厚。

反力式涡轮中，推动涡轮旋转的扭矩是由于气流速度大小和方向的改变而产生的。燃气

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涡轮

在涡轮导向器中只改变流动方向，涡轮工作叶片间的通道是收敛形的，承受燃气膨胀和加速

产生的反作用力。燃气的相对速度增加，流动方向改变，压力下降。反力式涡轮工作叶片的

前缘较厚，后缘较薄。

燃气涡轮发动机大多采用冲击－反力式涡轮。涡轮设计中每一种方式的比例大体取决于

装此涡轮的发动机型别。一般来说，大约冲击式占 50%，反力式占 50%。

冲击式

反力式

冲击-反力式

图 6-2 轴流式涡轮的类型

6.1.2 涡轮的工作特点

由于涡轮部件的性能与压气机部件性能的差异，导致涡轮部件与压气机部件的差别表现

为以下几个方面：

1）涡轮叶片比压气机叶片要厚。其原因有两个：

一个是工作气体的温度高，涡轮叶片受热严重，金属材料的强度随着温度的升高而降低,

为了保证叶片的强度，所以涡轮叶片较厚。另一个原因是涡轮叶片需要冷却，所以有的涡轮

叶片是空心的，以便通冷却空气。

2）涡轮叶片比压气机叶片弯曲的程度要大。其原因是单级功率大，气动力矩大。

3）涡轮部件的材料必须能适应高温下可靠工作的要求，要有足够的高温强度，良好的

热安定性以及耐腐蚀性，涡轮叶片的材料已成为提高涡轮前燃气温度的决定因素之一。

4）涡轮部件要求具有均匀的热惯性与良好的热补偿结构。在发动机工作过程中，燃气

温度又经常发生变化，由于其内部温度的不均匀或不能自由膨胀而产生热应力与热变形，过

大则会影响发动机的正常工作。短时间内热应力的剧增,可能导致部件产生裂纹；反复作用的

热应力与变形可能导致部件的破坏(称为热疲劳)。

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涡轮

6.1.3 轴流式涡轮的工作原理

1. 燃气在涡轮中的流动

每个单级涡轮，是由导向器和工作叶轮组成。基元级由导向器叶栅和工作叶轮叶栅通道

组成，叶栅通道均是收敛形的，如图 6-3 所示。

气流经过导向器：燃气速度增加，压力下降，并改变流动方向，将压力位能和热能转变

为动能，总压下降，总温不变。气流经过工作叶轮：燃气相对速度增大，方向改变，压力降

低，温度降低，推动工作叶轮高速旋转，向外输出功，使绝对速度减小，将热能转变为功，

总压、总温都下降。气流经过涡轮基元级的参数变化如图 6-3 所示。

压力

温度

速度

导向器

叶轮

导向器

叶轮

图 6-3 导向器和叶轮的叶片通道及气流的参数变化

2. 涡轮的主要参数

涡轮的主要参数有：涡轮前燃气总温、涡轮落压比、涡轮功、涡轮效率和涡轮功率。

1）涡轮前燃气总温

涡轮前燃气总温越高，燃气所具有的膨胀能力越强，同时涡轮叶片所承受的热负荷越大。

所以，涡轮前燃气总温描述了燃气的膨胀能力，对涡轮的安全工作具有直接影响。

2）涡轮落压比

涡轮落压比是指涡轮前燃气总压与涡轮后燃气总压之比，用π_T*表示，其大小表示燃气在

涡轮中的膨胀降压能力。

3）涡轮功

涡轮功分为理想涡轮功和实际涡轮功。

1kg 燃气通过理想的过程（绝热、无流动损失和漏气损失情况下）从膨胀涡轮前燃气总

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涡轮

压到涡轮后燃气总压所输出的功称为理想涡轮功。

lkg 燃气从涡轮前燃气总压膨胀到涡轮后燃气总压实际所输出的功称为实际涡轮功。

4）涡轮效率

涡轮效率为实际涡轮功与理想涡轮功之比，涡轮效率能够反映涡轮内流动损失的大小。

燃气流过涡轮时，具有类似于压气机中所存在的各项流动损失。但是，燃气在涡轮里是加速

流动，损失要比压气机里少，效率要比压气机稍高些。在涡轮的损失中，漏气损失较大，因

为涡轮的压降高，容易漏气。

5）涡轮功率

涡轮功率是指单位时间内涡轮轴实际输出的功，用符号 N_T表示。影响涡轮功率的因素有：

涡轮前燃气总温、燃气流量、涡轮落压比和涡轮效率。当涡轮前燃气总温一定时，随着转速

的增大，涡轮功率增大。当转速一定时，随着涡轮前燃气总温上升，涡轮功率也增大。

6.2 涡轮的结构和冷却

涡轮由转子和静子两个组件组成，如图 6-4 所示。静子通常也叫导向器或喷嘴环，每个

单级涡轮，是由导向器和工作叶轮组成，导向器在前、工作叶轮在后。导向器在前有利于燃

气的膨胀加速，实现动能的转换，又便于采取冷却措施，提高涡轮可靠性。

静子

转子

图 6-4 轴流式涡轮的组成

双转子涡轮风扇发动机的涡轮包括高压涡轮和低压涡轮，如图 6-5 所示。高涵道比的涡

轮风扇发动机，外涵喷气产生的推力大约占整个发动机推力的 80%。高压涡轮通常采用一级

或者两级涡轮，高压涡轮带动高压压气机和其他附件工作；低压涡轮通常采用多级涡轮，低

压涡轮带动风扇和低压压气机转动。高、低压转子在机械上是互相独立的，它们之间只有气

动联系没有机械联系。在同一台发动机中，压气机的级数比涡轮级数多，因此，一级涡轮的

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涡轮

功要比一级压气机功大，一般来说一级涡轮可以带动多级压气机。

单级高压涡轮

高压涡轮导向器

高压涡轮轴承

涡轮后轴承

高压涡轮轴

低压涡轮轴

安装边

多级低压涡轮

图 6-5 典型涡扇发动机的涡轮

6.2.1 涡轮转子

涡轮转子是涡轮转动部分的总称，它是由转子叶片、涡轮盘、涡轮轴和装在轴上的其它

转动部件组成的一个整体，如图 6-6 所示。涡轮转子是在高温、高转速下工作，并要传递大

功率，所以工作条件比较恶劣。在多级涡轮中，还有盘间连接部件。

1. 涡轮转子叶片

高温燃气不仅会使叶片材料的强度极限下降，而且还会使叶片材料产生蠕变和侵蚀。涡

轮叶片蠕变是涡轮叶片的持久伸长。叶片蠕变是由热负荷和离心负荷长时间作用引起的，它

是由于负荷的长期作用结果产生的塑性变形，与时间和温度相关。涡轮叶片由耐热的高强度

合金钢制成。涡轮转子叶片由叶身和榫头两个基本部分组成。

转子叶片的叶身结构原则上与压气机叶片的要求相类似，由于涡轮单级转换能量大，即

气流速度高，折转角大，从而气动力大，所以涡轮叶片的叶型剖面弯曲度大，叶身较厚，并

且沿叶高的截面变化也较明显。涡轮转子叶片设计成翼型截面，高压涡轮的工作叶片也做成

空心的，由压气机引气进行冷却。

涡轮叶片榫头承受的负荷较大，而且榫头处于高温下工作，材料的机械性能降低。现代

燃气涡轮发动机中的涡轮，广泛使用枞树形榫头，这种榫头在轮缘所占的周向尺寸较小；这

种榫头可以有间隙地插入榫槽，允许榫头与轮缘受热后自由膨胀；可以利用榫头的装配间隙，

通入冷却空气，对榫头和轮缘进行冷却。

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涡轮

转子叶片

涡轮盘

涡轮轴

图 6-6 涡轮转子的组成

2. 涡轮盘

涡轮盘通常由机械加工的锻件制成。它可以和轴制成一个整体，也可以带安装边由螺栓

连接涡轮轴。涡轮盘的外缘还有涡轮工作叶片安装用的榫槽。

3. 涡轮轴

涡轮轴主要是传递扭矩，要有足够的强度。但必须注意到轴和轴承还受到不平衡惯性力

交变负荷的作用，轴的临界转速问题也是不可忽视的，因而要有足够的刚性。

6.2.2 涡轮静子

涡轮静子组件主要包括涡轮机匣、涡轮导向器、涡轮框架和间隙控制装置等，如图 6-7

所示。

1. 涡轮机匣

涡轮机匣通常是圆柱形或圆锥形的薄壁壳体，除固定导向器外，还借前后安装边分别与

燃烧室及喷管连接，用于传递相邻部件的负荷，因此涡轮机匣是发动机承力系统的重要构件。

涡轮机匣与涡轮转子在工作时应保持良好的同心度。有的发动机在装配时，在涡轮的某

几片叶片尖部附着一层类似砂轮的磨削材料，然后旋转涡轮转子，用这些叶片将涡轮机匣内

壁附着的易磨结构或涂层磨掉，以便使涡轮机匣的内壁与转子同心。经过磨削后，这些叶片

的附着材料也被磨掉。上述使叶尖间隙均匀的措施都是在装配时获得的，由于机匣是传递负

荷的承力构件，特别是传递不对称负荷，长期使用可能会产生较大的变形，从而不能保持均

匀的叶尖间隙，使涡轮效率下降，形成发动机性能的衰退现象。对于大型民用航空发动机，

要求工作寿命不断延长，除了提高结构的可靠性外，性能的衰退已成为一个突出的问题。双

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涡轮

层结构机匣是改善衰退现象的措施之一。它将构成气流通道外壁的内层机匣与传递负荷的外

层机匣分开，这样，在较长使用时间内作为承力构件的外层机匣的变形，不会影响到内层机

匣，因此保持了较均匀的叶尖间隙。

间隙控制装置

涡轮框架

机匣

涡轮导向器

图 6-7 涡轮静子的组成

2. 涡轮导向器

涡轮导向器是由内、外环和一组导向叶片组成的环形静止叶栅。

导向叶片的材料采用高温合金，精密铸造而成，做成实心的或空心的。实心叶片铸造方

便，但因叶型厚薄不均，受热速度不同，叶片内热应力较大。空心叶片叶型部分壁厚明显减

薄，并趋于均匀，还可以通冷空气，这样，降低了叶片的工作温度，减小了热应力。

3.涡轮框架

涡轮框架是发动机的主要结构件，位于低压涡轮后面，将低压涡轮后端的轴承负荷传递

到涡轮框架上发动机后安装节，并支持发动机排气部件像喷管和排气锥。典型的涡轮框架由

框架毂同轴承支撑、外框架机匣和一组连接毂同外机匣的支柱组成。

4. 间隙控制装置

涡轮机匣与转子叶片叶尖之间的距离叫涡轮径向间隙。由于材料、尺寸的不同，状态变

化时收缩膨胀率的不同，涡轮径向间隙是变化的。材料膨胀需要的时间取决于材料的厚度，

薄的材料比厚的材料膨胀得较快。如果冷态的装配间隙为Δ₁；起动时，薄壁涡轮机匣的热惯

性较小，受热后温度升高比轮盘快，因而膨胀也快，涡轮间隙增大为Δ₂；随着转子转速增高，

工作叶片和盘都得到加热，再加离心力的影响，使正常工作时涡轮间隙减小为Δ₃；当发动机

停车时，热惯性较小的机匣冷却得比转子快，因此涡轮间隙减小，这时的涡轮间隙为Δ₄最小

(见图 6-8)。

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涡轮

冷态

起动正常工作

停车

图 6-8 涡轮间隙及其随发动机状态的变化

发动机工作期间，涡轮径向间隙太大将减少涡轮效率，因为大量燃气通过涡轮叶片和机

匣间隙流走没有做功。如果涡轮径向间隙太小，转子叶片同涡轮机匣的摩擦，引起涡轮材料

的磨损或涡轮损坏。例如某型发动机的试验说明，如果涡轮径向间隙增加 0.25cm，燃油消耗

将增加 1%。间隙控制装置可以减小涡轮径向间隙，实质上是指停车时不允许出现机匣与叶片

相碰的条件下，要求在其它各种状态下，尽量减小涡轮径向间隙，提高发动机的效率。关于

间隙控制的具体内容将在空气系统中讨论。

6.2.3 涡轮的材料

涡轮工作在极端的条件下，这是因为：由于转速高，涡轮材料承受非常高的离心力；同

时，涡轮部件还承受多次功率循环引起的材料疲劳及硫化物引起的腐蚀。所以涡轮的制造需

要采用先进的材料和制造工艺。

涡轮的常见故障是裂纹，其原因是热应力。整台发动机受热最严重的部件是第一级涡轮

导向器。超温可能导致叶片出现裂纹，裂纹常出现在或横穿过叶片的前缘与后缘，而且裂纹

的方向与叶片的长度相“垂直”。在维护过程中使用强光源和放大镜对涡轮叶片进行仔细地检

查（即孔探检查）。

涡轮导向叶片除受有较大的气动力与不稳定的脉动负荷外，还处于高温燃气的包围之

中，温度高，冷热变化大、温度不均匀严重。对于导向叶片，耐热是最主要的性能要求，虽

然采用冷却技术，仍使用耐高温的镍合金和加强热阻特性的热障涂层。

涡轮盘承受很大的旋转应力，影响涡轮盘使用寿命的限制因素是其抗疲劳裂纹的能力。

目前，涡轮盘用镍基合金制造。增加合金中镍元素的含量可增大抗疲劳特性，延长轮盘寿命。

另一途径是采用粉末冶金盘，它可提高强度，允许更高的转速。

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涡轮

涡轮工作叶片材料采用铸造镍基合金，它有更好的抗蠕变和疲劳特性。研究发现，通过

将晶粒沿叶片长度方向排成柱状即“定向凝固”比普通铸造的等轴晶体结构可以改善使用寿

命。军民用的燃气涡轮发动机采用单晶体叶片，具有优异的高温强度，良好的抗氧化和抗热

腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。

6.2.4 涡轮的冷却

涡轮是发动机中承受热负荷和机械负荷最大的部件，要保证涡轮在高温下可靠地工作，

除了采用热强度高的耐热合金或合金钢来制造涡轮部件外，还必须采用先进的冷却技术，针

对部件温度的分布情况，有效地组织冷却系统，以改善部件的工作条件，增加其使用寿命，

提高涡轮效率。对高压涡轮导向叶片和工作叶片，采用来自发动机高压压气机的空气冷却。

目前广泛使用的冷却方式，有对流冷却、冲击冷却、气膜冷却三种方式。

为了加强冷却效果，在大多数现代燃气涡轮发动机上往往同时采用对流冷却、冲击冷却

及气膜冷却三种组合的冷却方法，如图 6-9 所示。

冲击冷却

气膜孔

气膜冷却

空气槽

导流片

排气口

对流冷却

前方

进气孔

图 6-9 涡轮叶片的组合冷却

对流冷却(见图 6-9)是最简单的冷却方法，冷却空气流通过空心的叶片。冷却空气从叶

片底部和顶部的孔进入，流经叶片的内部通路，通过与壁面的热交换，将热量带走，再从叶

片前后缘流出，同热的燃气流汇合。

冲击冷却(见图 6-9)对于涡轮导向叶片和转子叶片是较好的冷却方法。冷却空气首先流

入叶型内空心的导流片，导流片上有许多小孔或缝隙作为喷嘴，冷却空气通过这些喷嘴冲击

叶型的内壁。这样强化了局部的换热能力，增强了冷却效果。随后冷却空气顺着叶片内壁面

进行对流冷却，最后从叶片后缘流出同热燃气流汇合。

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涡轮

气膜冷却(见图 6-9)进一步改善冷却效果。冷却空气由叶片端部进入叶片内腔，通过叶

片壁面上开的大量小孔流出，在叶片表面形成一层气膜，将叶片与高温燃气隔开，达到冷却

叶片的目的。但这种叶片表面开的小孔太多，制造工艺复杂，叶片强度受到一定的影响。

涡轮导向叶片和涡轮工作叶片的寿命不仅取决于它们的结构形式，而且还与冷却方式有

关，因此内部流道的气流设计对涡轮叶片的使用寿命非常重要，发动机制造商通过不断改进

涡轮叶片的内部冷却通道以及结构来提高涡轮叶片的寿命。

冷却涡轮盘的空气进入涡轮盘内部的空腔，并向外流过轮盘表面，然后沿级间封严与轮

盘之间的通道进入涡轮叶片的叶根，对涡轮叶片的根部进行冷却，在完成对涡轮转子的冷却

之后，重新加入到主燃气流中。涡轮轴也需要低压压气机空气冷却，然后排出机外。图 6-10

为高压涡轮盘和涡轮叶片的冷却。

叶尖

前缘

后缘

气膜

冷却

压压气机出口空气

叶尖密封

叶尖冷却

气膜孔

叶片平台

封严齿

排气槽

前封严

叶身

高压涡轮盘

枞树型榫头

叶片根部

图 6-10 高压涡轮转子的冷却

另外一个与涡轮叶片冷却有关的因素是环境条件，如果大气中含有的悬浮颗粒或其他化

学污染物多，则可能引起内部冷却通道的堵塞或内部腐蚀，使涡轮叶片的寿命大大缩短，因

此在发动机设计和改进中需要全面考虑叶片冷却效果与预防颗粒物堵塞冷却通道和内部腐蚀

问题。高压涡轮导向器的冷却情形如图 6-11 所示。

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涡轮

2）典型发动机的涡轮导向器，如图 6-15 所示。

第 1 级导向器

第 2 级导向器

图 6-15 涡轮导向器

6.3.2 典型发动机涡轮的常见维护及安全注意事项

1）发动机在工作时，由于涡轮温度最高，发动机各部件承受的负荷最大，因此，使用中

应防止发动机超温、超转、超时。发生超温超转时要严格按手册进行相关检查。

2）风沙环境中使用的发动机由于叶片内部冷却气路容易堵塞，导致涡轮转静子叶片容易

出现烧蚀，断裂等损伤，严重影响发动机的使用寿命。

3）高压涡轮进口导向叶片的检查(见图 6-16)

高压涡轮进口导向叶片检查区域包括：叶片的前缘，凹面，凸面，后缘，内外平台等。

主要损伤检查项目包括：烧蚀，裂纹，材料缺损等。

4）高压涡轮转子叶片的检查(见图 6-17)

涡轮转子叶片的叶尖一般设计有磨损指示槽，可以用来判断叶片和环罩的磨损情况。高

压涡轮转子叶片的检查区域包括：叶片的前缘，后缘，叶尖等。

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喷管

第 7 章喷管

7.1 喷管概述

7.1.1 喷管的作用和类型

喷管的主要作用是：使从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气，在喷管中继续膨胀，燃气中

的一部分热焓转变为动能，以很大的速度沿一定的方向喷出，增大出口动量，使发动机产生

反作用推力；其次是通过反推力装置改变喷气方向，将向后排出的喷气折转向斜前方排出，

产生反推力，以迅速降低飞机落地后的滑跑速度，缩短飞机的滑跑距离；第三是采用消音喷

管降低发动机的排气噪声；最后是通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态。

喷管分为亚音速喷管和超音速喷管两种类型。亚音速喷管是收敛形的管道，而超音速喷

管是先收敛后扩张形的管道。

7.1.2 亚音速喷管

1. 亚音速喷管的组成和工作原理

目前，大型民航机的飞行速度大多为高亚音速，所以其动力装置都采用固定收敛形的亚

音速喷管。亚音速喷管由排气管(中介管)和喷口组成。排气管包括壳体、后整流锥和支板三

个部分，如图 7-1 所示。

整流锥

排气管壳体

喷口

涡轮

支板

图 7-1 亚音速喷管

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喷管

排气管安装在涡轮的后面，其作用是为燃气提供一个扩张的流动通道并使燃气减速，以

减少摩擦损失。后整流锥把环形的燃气通路逐渐过渡成圆形的，以减少涡流损失。支板是迫

使方向偏斜的气流变为轴向流动，以减少流动损失。喷口是收敛形的管道，使燃气加速，以

获得较大的推力。因此，在排气管内燃气减速增压，在喷口内燃气加速降压。

2. 亚音速喷管的性能参数

1)可用落压比

喷管进口处的总压与喷管出口外的反压（外界环境压力）的比值称为可用落压比。

2)实际落压比

喷管进口处的总压与喷管出口处静压的比值称为实际落压比。

实际落压比和可用落压比之间的关系是：实际落压比可以等于或小于可用落压比，但是

实际落压比不能大于可用落压比，这是因为：收敛喷管出口处的静压可以大于或者等于反压。

3)喷管的总压恢复系数

燃气在流过喷管时不可避免地存在流动损失，而使气流的总压有所下降，一般用总压恢

复系数来描述总压损失的多少，所谓总压恢复系数是指：喷管出口处的总压与喷管进口处的

总压之比。

4)喷气速度

影响喷气速度的因素有：喷管进口总温，喷管实际落压比和流动损失。

当喷管落压比和流动损失保持不变时，喷管进口总温越高，则喷气速度越高。

当喷管进口总温和流动损失保持不变时，喷管落压比越高，则喷气速度越高。

当喷管落压比和喷管进口总温保持不变时，流动损失越小，则喷气速度越高。

3. 收敛喷管的三种工作状态

收敛喷管有三种工作状态：亚临界工作状态，临界工作状态和超临界工作状态。

当可用落压比小于 1.85 时，喷管处于亚临界状态。这时喷管出口气流马赫数小于 1，出

口静压等于反压，实际落压比等于可用落压比，是完全膨胀。

当可用落压比等于 1.85 时，喷管处于临界状态。这时喷管出口气流马赫数等于 1，出口

静压等于反压，实际落压比等于可用落压比，都等于临界压比，是完全膨胀。

当可用落压比大于 1.85 时，喷管处于超临界状态。这时喷管出口气流马赫数等于 1，出

口静压等于临界压力而大于反压，实际落压比小于可用落压比，是不完全膨胀。

7.1.3 超音速喷管

1. 超音速喷管的组成和工作原理

超音速喷管是一个先收敛后扩张形的管道(见图 7-2)。

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喷管

亚音速收敛部分

超音速扩散部分

排气喷口

流速达到音速

图 7-2 超音速喷管

收敛段的出口现在已成为喉部，而出口则在喇叭形扩散段的末端。当燃气进入喷管的收

敛段时，燃气速度增加，静压相应降低。在可用落压比足够大的情况下，燃气到达喉部时速

度可增加至当地音速，燃气离开喉部流入扩散段时，速度仍不断增加，加速到超音速。

2. 超音速喷管的气流流动状态

要建立一定马赫数的超音速流动，就必须有一定的管道面积比。但这仅仅是一个必要条

件，具备该条件后，能否实现超音速流动，还要由气流本身的总压和一定的反压条件来决定。

如果总压保持不变，看反压的变化对收敛-扩张形喷管流动的影响有以下几种情况：

反压等于总压时，各截面上的压力均相等，喷管的气体没有流动。

反压小于总压时，在上下游压差的作用下，喷管内气体流动，但流速较低，质量流量较

小。

反压不断下降，到喷管喉部的压比达到临界压比时，喉部气流达到音速，由于反压值大

于喉部压力，气流在扩散段压力重新回升。到出口截面，气流压力等于反压，扩张段仍为亚

音速流动。

继续降低反压，喉部以后，气流达到超音速，在扩张段的某个截面形成一道正激波。

继续降低反压，扩张段内激波位置后移，正激波到喷管出口处时，喷管扩张段全部为超

音速流动。

反压继续降低，激波移出喷口变成斜激波系，喷管内流动不再随反压变化。

反压降到某一数值时，出口截面气流压力恰好等于反压，出口不产生激波。

再降低反压，出口截面处气流压力大于反压，喷管外产生膨胀波。

因此，收敛—扩张形喷管气流流动状态可划为 4 种类型：

1)亚音速流态；

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2)管内产生激波的流态；

3)管外产生斜激波的流态；

4)管外产生膨胀波的流态。

7.1.4 涡扇发动机的排气方式

涡轮风扇发动机的排气有两股气流：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流，如图 7-3

所示，其排气方式主要有分开排气和混合排气两种。

图 7-3 涡扇发动机的排气

在低涵道比发动机中，两股气流由混合器掺混，混合器能使外涵的空气流入涡轮排气流

之中，保证两股气流充分混合。

在高涵道比发动机中，两股气流通常分别排出，也可以将两股气流结合到一个公用的即

整体式喷管组件之中。这种喷管使气流在喷入大气之前先部分地混合。

7.1.5 降噪方法

1. 降噪概述

现代燃气涡轮发动机工作时的噪声高达 110～130 分贝，而人的听觉所允许的极限响度是

120 分贝，超过或接近此数值的音响会严重损害人的听力。机场条例和飞机噪声取证要求都

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约束着允许飞机产生的最大噪声水平，因此，对于燃气涡轮发动机，尤其对旅客机、运输机

用的发动机采用降低噪声的措施是十分必要的。

飞机机体自身产生的噪声是飞机整个噪声特性的一个因素，但主要的噪声源是发动机。

当发动机工作时，高速排出的气流与周围空气的混合，压气机和涡轮的旋转，燃烧室内燃烧

不稳定，发动机及其零部件的振动，传动附件的齿轮和各种泵的转动等因素，都是产生噪声

的根源(见图 7-4)。这些噪声源具有不同的规律，产生的机理也不尽相同，但是，随着相对

气流速度的加大，所有噪声在不同程度上都提高。

噪声辐射

进口噪声

排气噪声

噪声的传播

噪声的产生

压气机噪声涡轮噪声

图 7-4 发动机的噪声来源

纯喷气发动机和低涵道比涡轮风扇发动机中，噪声的主要来源是尾喷气流。涡轮和压气

机的噪声相比之下微不足道。

对于高涵道比涡轮风扇发动机而言，由于排气速度减小，排气流噪声下降，但是由于发

动机内部处理的功率较大，使风扇和涡轮噪声加大。在高涵道比涡轮风扇发动机中，控制整

个噪声水平的主要噪声源是风扇和涡轮。

2. 降低噪声的方法

降低燃气涡轮发动机噪声的主要方法有：使用消音喷管、利用吸音材料和改进发动机的

内部设计。对于涡轮风扇发动机，消音的部位主要包括：进气整流罩内壁面、风扇机匣内壁

面、喷管内壁面。

1)使用消音喷管

如前所述，在纯喷气发动机和低涵道比涡轮风扇发动机中，噪声的主要来源是尾喷气流，

在推进喷管上，采用一瓣形或波纹形的消声器（见图 7-5），可以增大大气与排气流的接触面

积来降低发动机噪声。此外噪声的传播与振动的频率有关，高频振动很容易被大气所吸收，

所以高频振动传播的距离不远；而低频振动不容易被大气所吸收，传播的距离较远。利用这

个原理，使用消音喷管，变低频振动为高频振动，可以缩小噪声的影响范围。

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瓣形喷管

波纹形喷管

图 7-5 消音喷管

2)利用吸音材料

通过减少发动机内部向外传播的噪声能量，可以降低外部感受到的发动机噪声水平。现

代民用涡扇发动机通常在发动机内壁面中的进气整流罩内壁面、风扇机匣内壁面和尾喷管内

壁面安装吸音材料，将声能转变成热，来降低发动机噪声，如图 7-6 所示。

图 7-6 吸音材料

3)改进发动机内部设计

对于降低发动机的内部噪声，可以应用声学处理对发动机内部进行设计。主要措施有：

采用无进口导流叶片的单级风扇；加大风扇转子叶片与出口整流叶片之间的距离；合理选择

转子叶片与静子叶片数目。

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图 7-8 喷管的目视检查

2. 安全注意事项

发动机工作时，会吸入大量空气，排出高温、高速燃气，并产生很大噪声。为避免人员

受伤和设备损坏，在飞机前、后都规定了危险区域，其大小随发动机的大小、位置、推力和

风速的不同而不同。若进入进气危险区，会被吸入发动机。进入排气危险区，会被吹跑，并

且高温排气也会造成伤害。危险区域的范围大小与发动机的功率状态有关，功率越大，范围

就越大。不同的发动机，在其飞机维护手册中，对这些区域都有具体的规定。具体内容将在

发动机监控与维护中详细介绍。

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转子支承和附件传动

第 8 章转子支承和附件传动

8.1 发动机转子支承

8.1.1 转子支承方案

1.概念及表示方法

发动机转子是由压气机转子（或风扇）、涡轮转子和连接这些转子的零件所组成，根据转

子数目，可以分成单转子、双转子（高压转子和低压转子）以及三转子（高压、中压以及低

压转子）。发动机转子上的各种负荷，如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等均由支点承

受，并经过发动机的机匣传递到发动机的安装节。

一般来说，一根转轴至少要在两处有轴承支承（2 个支点），这样才能保持平衡。当有轴

向载荷时，通常在两个支点中一处装滚棒轴承，另一处装滚珠轴承。发动机转子的支承也是

这样，滚珠轴承限制转子轴向移动，滚棒轴承允许转子轴向自由移动。当然，当发动机转子

比较长时，支点的个数可能会更多。单个转子只在一处设置滚珠轴承，其他各处都是滚棒轴

承，以保证转子即可轴向定位，又能轴向自由移动。

在发动机中，转子采用几个支承结构（支点），安排于何处，称为转子支承方案。在转子

支承方案的设计中，应保证转子的横向刚性和可靠地承受转子的负荷，又应使发动机的结构

轻巧，拆装方便。

在分析发动机转子支承方案时，为了表示转子支点的位置与数目，通常以两条前后排列

的横线分别代表压气机转子和涡轮转子，两条横线前、后及中间的数字表示相应位置的支点

数目。例如 1-3-0 的转子支承方案，表示压气机转子前有 1 个支点，涡轮转子后无支点，压

气机与涡轮转子间有 3 个支点，整个转子共支承于 4 个支点上。

2.单转子支承方案

在大多数单转子发动机中，采用如图 8-1 所示的 1-2-0 三支点支承方案，这种支承方案

中，在压气机前、后各用一个支点，涡轮盘前有一个支点，涡轮轴前端通过联轴器与压气机

连接。

此时，联轴器不但传递扭矩、轴向力，而且也作为涡轮转子的前支点，当涡轮转子与压

气机转子不共轴时，涡轮轴也能通过联轴器正常地工作。因此，要求联轴器做成铰接形式，

使压气机前支点与中支点在一条直线上，中支点与后支点也在一条直线上，两轴线间允许有

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转子支承和附件传动

一个偏斜角。这种支承方案不仅只有一个承受轴向负荷的支点，支点所承受的轴向负荷也很

小，而且每个转子均支承于两个支点上，相对刚性较好，所以得到广泛应用。

图 8-1 1-2-0 三支点支承方案

3. 双转子和三转子支承方案

目前民航发动机多为双转子或三转子发动机，转子数目多，支承数目多，而且低压转子

轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上可以将发动机的各转子（低、中、高压

转子）分割开来，每个转子按单转子进行分别分析。与单转子发动机不同的另一点是，多转

子发动机有些支点不直接安装在承力机匣上，而是装在另外一个转子上，通过另一转子的支

点将负荷外传。由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为中介支点（或称轴间支点）。

中介支点的轴承，则称中介轴承或轴间轴承。采用中介支点，可使发动机长度缩小，承力机

匣数减少。但是轴间轴承的润滑、冷却和封严要复杂些，轴承的工作条件也较差，如果中介

轴承为滚珠轴承，装拆也比较困难。

图 8-2 为 PW4000 发动机支承方案，低压转子为 0-2-1 方案，高压转子为 1-1-0 方案，5

个支点支承于 3 个承力机匣上，无中介支点。与 JT9D 发动机相比，在低压转子上增加了一个

支点，即在风扇主轴承后面，增加一个滚棒轴承，这种设计方案很好地解决了低压转子刚度

不足的问题。高压转子采用的二支点支承方案将涡轮后支点放在涡轮前缩短了高压轴的长度，

有利于控制轴的变形，具有良好的振动特性，同时给低压转子提供了一定的设计裕度，但由

于轴承径向尺寸的限制，涡轮轴刚性较小。

图 8-2 PW4000 发动机转子支承方案

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图 8-3 为 CFM56 发动机的支承方案。CFM56 发动机为高涵道比的涡扇发动机。它的两个

转子支承于 5 个支点上，通过两个承力构件将轴承负荷外传，它的低压转子为 0-2-1 支承方

案，高压转子为 1-0-1 支承方案，高压涡轮后轴通过 4 号中介支点支承于低压涡轮轴上。这

种将高压转子支承于低压转子的结构，能够取消高压涡轮前后的承力结构，使发动机结构简

单，重量轻，因而为许多发动机采用。

图 8-3 CFM56 发动机转子支承结构简图

图 8-4 为 RB211 发动机三转子的支承方案。它的 3 个转子共有 8 个支点，通过 4 个承力

构件外传。低压转子为 0-2-1 支承方案，中压转子为 1-2-0 支承方案，高压转子为 1-0-1 支

承方案。

图 8-4 RB211 发动机三转子的支承方案

其中低压转子的止推支点（即 3 号止推轴承）为中介支点，将低压轴支承于中压压气机

后轴内。在整体布局中，将 3 个转子的止推支点集中在一个承力机匣上，使传力路线好。由

于转子数目多，只得在涡轮中采用了涡轮级间（高压与中压级间）的承力构件，支承 6 号和

7 号轴承。这种涡轮级间承力构件不仅使发动机长度加大，而且也影响涡轮效率。

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8.1.2 联轴器

联轴器是将压气机转子和涡轮转子连成一体的组合件。联轴器传递的负荷取决于转子支

承方案，在不同的转子支撑方案中，有的联轴器仅传递扭矩，有的联轴器传递扭矩和轴向力，

还有的联轴器需要传递扭矩、轴向力和径向力。联轴器结构设计应满足传递负荷的要求，并

能保证在不共轴条件下可靠地工作以及拆装方便。联轴器可分为刚性联轴器和柔性联轴器两

大类。

1. 刚性联轴器

刚性联轴器能将涡轮轴和压气机轴刚性地连成一体，传递扭矩、轴向力。刚性联轴器常

见形式有套齿式和短螺栓连接式。

PW4000 发动机低压转子采用的是三支点支承方案，连接低压涡轮轴与风扇轴的低压联轴

器为套齿式刚性联轴器，如图 8-5 所示，联轴器由 A、B 两个圆柱面定心，套齿传递扭矩，大

螺母轴向拉紧传递涡轮轴与风扇轴的轴向力。

图 8-5 PW4000 低压转子联轴器

在现代涡轮风扇发动机中，当高压转子后端通过中介轴承支承于低压转子上时，为避免

低压转子工作不稳定对高压转子造成的影响，在低压转子三支点的支承方案中，低压涡轮转

子和风扇转子间普遍采取套齿式刚性联轴器，如 CFM56 系列发动机。

在 RB211、CFM56 等发动机的高压转子上，压气机后轴与涡轮轴间，采用了圆柱面定心，

短螺栓连接的刚性联轴器。图 8-6 为 CFM56 发动机高压转子的刚性联轴器结构图。压气机后

轴与涡轮轴分别与封严盘的前后端面接触，以轴的外圆柱面与封严盘的凸缘配合定心，三者

之间用短螺栓连接。为便于安装，螺栓先固定于压气机后轴上，当涡轮转子装上后，由涡轮

盘孔心处用工具将自锁螺母拧紧到各螺栓上即可。

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图 8-6 CFM56 发动机高压转子的刚性联轴器

2.柔性联轴器

在发动机工作时，允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角，这种结构的联轴

器称为柔性联轴器，如图 8-7 所示。柔性联轴器能够传递扭矩、轴向力和径向力，并且在压

气机与涡轮两个转子的轴线不同心时，仍能保证良好的工作。柔性联轴器种类繁多，一般有

带有球形接头的套齿联轴器、带半球形接头的套齿联轴器、浮动套齿联轴器和带浮动球形垫

圈的套齿联轴器等。

图 8-7 发动机柔性联轴器

8.1.3 发动机主轴承

1. 轴承的类型

根据摩擦力的性质，轴承可以分为滑动轴承和滚动轴承，滚动轴承按滚动体种类不同，

又可分为滚珠轴承和滚棒轴承，滚棒轴承也可再细分为圆柱滚棒轴承和圆锥滚棒轴承等，如

图 8-8 所示。航空发动机中使用轴承将发动机转子和静子部件连接到一起。装于发动机转子

上的轴承，一般称为发动机主轴承，以与附件传动中采用的轴承相区别。滚动轴承摩擦系数

小，轴向尺寸小，需要用的滑油量小，低温下易于起动，且能在短时间内无滑油的条件下工

作，因此航空燃气涡轮发动机主轴承广泛使用滚动轴承。

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图 8-8 各种轴承

滚动轴承是基于滚动接触原理而设计的，一般由内圈、外圈、一组滚动体（滚珠或滚棒）

和保持架组成。内圈通常装在轴上与轴紧配合，并与轴一起旋转。内套圈外表面上有供滚珠

或滚棒滚动的沟槽，称内沟或内滚道。外圈通常在轴承座或机械壳体上，与轴承座孔成过渡

配合，起支撑滚珠和滚棒的作用。有些轴承是外圈旋转，内圈固定起支撑作用。外圈内表面

上也有供滚珠或滚棒滚动的沟槽，称外沟或外滚道。滚动体在内圈和外圈的滚道之间滚动，

在旋转的过程中允许其发生相对运动，滚动体的大小和数量决定着轴承的承载能力，保持架

把轴承的一组滚动体均匀相互隔开，以避免碰撞和摩擦，并使每个滚动体均匀和轮流地承受

相等的载荷。

按照承受载荷的方向不同，轴承又可分为径向轴承、止推轴承和径向止推轴承三大类。

径向轴承又称向心轴承，只能承受径向载荷；止推轴承又称推力轴承，只能承受轴向载荷；

径向止推轴承又称向心推力轴承，同时承受径向载荷和轴向载荷。图 8-9 为径向轴承(a)、止

推轴承(b)和径向止推轴承(c)的结构示意图。发动机主轴承采用径向轴承（滚棒轴承）与径

向止推的滚珠轴承，前者仅承受径向载荷，后者可承受径向载荷与轴向载荷。

(a)

(b)

(c)

图 8-9 径向轴承、止推轴承和径向止推轴承

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2. 轴承的润滑

发动机主轴承工作在高负荷、高转速和高温下，工作条件比较恶劣，要很好地解决轴承

材料的强度、冷却润滑等问题。对轴承工作时产生的热量，均采用供入滑油的方法来带走热

量，使轴承在能承受的温度下工作。供入的滑油也对轴承进行润滑，防止轴承表面的摩擦磨

损与锈蚀。滑油供入轴承的方法有两种：直接润滑法和间接润滑法。直接润滑法通过一个标

定孔供应一定温度和压力的滑油，孔的尺寸确定在各种工况下的流量。间接润滑是滚道下润

滑方法，滑油喷雾在空心转子轴的内壁，由于离心力滑油滞留在壁上，然后滑油通过轴和轴

承内滚道上的孔向外流动，在保持架离开轴承。这种方法比直接润滑带走较多热量。工作过

的滑油应及时由回油泵抽回油箱，冷却、过滤后再重新供给轴承。

3.挤压油膜轴承

在某些发动机上，为了尽量减少从旋转组件传向轴承座的动力负荷的影响，采用了“挤

压油膜”结构。在轴承外圈和轴承座之间留有很小的间隙，该间隙中充满了滑油，该油膜阻

尼了旋转组件的径向运动及传向轴承座的动力载荷，因此减小了发动机的振动及疲劳损坏的

可能性。图 8-10 为一种挤压油膜结构的轴承。

图 8-10 一种挤压油膜结构的轴承

8.1.4 轴承腔的封严

1. 轴承腔的封严结构

轴承在工作过程中需要大量滑油来冷却、润滑，但要防止滑油漏入气流通道。另外，涡

轮燃气通道中的高温燃气也不能向轴承腔泄漏，否则会对滑油有一定的影响。为此，应对轴

承腔采取一定的封严措施，即把轴承的工作腔与外界的气流通道之间用封严装置隔开，这个

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靠封严装置与外界气流通道隔开的轴承工作腔就叫做轴承腔，也叫油槽。一个轴承腔内可以

有一个或多个轴承。图 8-11 为轴承腔的封严结构示意图。

图 8-11 轴承腔的封严结构示意图

轴承腔是一个封闭的增压空间，有供油、回油和通风管路与它相连。封严空气可穿过封

严装置而进入轴承腔的内部，给轴承腔增压，轴承腔增压有利于轴承腔回油。为了保持轴承

腔内有合适的压力，腔内的气体还得排出腔外，否则，若腔内压力太高，就会影响轴承腔的

供油。为了保持轴承腔内外有一定的压差，轴承腔一般都有一个通风系统，负责把轴承腔内

的气体排出腔外。设计通风能力时，既要保持有足够的封严空气进入轴承腔，以保证封严的

效果，同时还应该保证用尽可能少的封严空气，以减少对发动机性能的影响。通风系统排出

的气体中含有滑油，所以，这些气体要经过油气分离后，才能最终排到发动机机体外。

2.封严装置

封严装置的作用是防止滑油从发动机轴承腔漏出，控制冷却气流和防止主气流的燃气进

入封严腔。

在燃气涡轮发动机上使用了多种封严方法，常用的有篦齿式、涨圈式、浮动环式、液压

式、石墨式(碳封严)、刷式。选择何种封严方法取决于周围的温度和压力、可磨蚀性、发热

量、重量、可用的空间、易于制造、安装及拆卸。几种常见的封严设计如图 8-12 所示。

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时，封严齿轻轻地摩擦并切入这个衬带，使他们之间的间隙成为最小。当它用于轴承腔的封

严时，要求轴承腔的压力低于腔外压力，外腔中压力较高的空气通过篦齿与封严环间的间隙

向内逸流，阻止了滑油的外泄。

2）涨圈式封严装置：它属于接触式封严，封严效果比篦齿式的要好，轴向尺寸也短，但

过高的温度与切向速度会使金属涨圈丧失弹力，磨损过快，影响封严效果。

3）浮动环封严装置：它有一个金属环，安置在静止机匣紧密结合的槽中。在油腔的内外

压差的作用下，浮动环紧贴在槽座的端面 A 上，形成了径向间隙式和端面接触式的混合封严

装置。该环和旋转轴之间的正常运转间隙比篦齿式封严件所能达到的间隙要小。但这种环形

封严件不适用于高温区，由于高温会使滑油结焦，导致环形件卡在机匣中。

4）液压封严件：这种方法常常用于两个旋转件之间来封严轴承腔。它与篦齿式或环形封

严件不同之处在于它不允许受控的空气流穿过封严件。液压封严件由一个封严齿浸在一个滑

油环带中形成，这个滑油环带是由离心力造成的。轴承腔内外的任何空气压差由齿两侧的滑

油油面差补偿。

5）石墨封严件：它含有一个静止的石墨环构件，不断地与旋转轴的套环相摩擦，利用弹

簧的弹性力或者磁铁的磁性力使石墨与套环保持接触。依靠接触的良好程度，不允许任何滑

油或空气漏过。

6）刷式封严件：它有一个由许多细钢丝制成的刷组成的静止环，不断与旋转轴相接触，

与硬的陶瓷涂层相摩擦，其优点是可以承受径向摩擦而不增加渗漏。

8.2 附件传动装置

8.2.1 附件传动装置的组成与工作

1. 作用与组成

为了保证飞机和发动机正常工作，有许多有一定功率、转速和转向要求的附件需要由发

动机来带转，这些附件分为发动机附件和飞机附件。前者属于保证发动机正常工作的附件，

如滑油泵、油气分离装置、燃油泵和燃油控制装置等；后者属于向飞机提供动力的装置，如

液压泵、发电机。

将发动机转子的功率、转速传输到附件并驱动附件以一定的转速和转向工作的齿轮轮系

及传动轴的组合体，称为附件传动装置。附件传动装置由内部传动装置和外部传动装置（附

件齿轮箱和转换齿轮箱）组成。需要发动机带转的附件都安装在附件齿轮箱上，齿轮箱内有

一系列相互啮合的齿轮，发动机驱动齿轮箱，这些齿轮再传动装在其上的所有附件。

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2. 传动关系与安装

附件传动装置简图如图 8-13 所示。内部传动装置位于发动机核心，主要包括两个伞齿轮

1 和 2。伞齿轮 1 由发动机转子 8 驱动，伞齿轮 2 把发动机转子的转动转换为与转子轴垂直或

成一定角度的转动，并经径向驱动轴 5 传到发动机外部。外部传动装置包括两部分：转换齿

轮箱（或叫角齿轮箱）和附件齿轮箱。转换齿轮箱主要由两个伞齿轮 3 和 4 组成。其作用是

当径向驱动轴 5 不能直接驱动附件齿轮箱 7 时，转换齿轮箱起中介作用，负责改变径向轴的

传动方向，并通过水平传动轴 6 输出给附件齿轮箱。若径向驱动轴能直接驱动附件齿轮箱时，

则可省去转换齿轮箱。

图 8-13 附件传动装置

在单转子发动机中，附件传动装置由压气机轴驱动。有的由压气机前部传动，有的由压

气机后部传动。在多转子发动机上，由哪个轴传动内部齿轮箱主要取决于发动机是否易于起

动。实际上，高压压气机转动后才能使空气流过发动机，高压转子相对较轻。因此，选定起

动机带动高压转子，高压压气机与内部齿轮箱相连接。

有的发动机上有两个齿轮箱：高速齿轮箱连到高压压气机转子上，低速齿轮箱连到低压

压气机转子上。两个齿轮箱可以改善发动机起动能力，但增加了发动机重量，所以不常使用。

附件传动装置在发动机上的安装位置，应考虑环境温度影响，不要位于高温区，还应使

维修人员方便接近，具有较好的可达性。在新型高涵道比发动机中，附件齿轮箱一般都处于

发动机下部或者下侧。它沿发动机轴线的位置如下：在 CFM56、RB211-535E4、PW2037 等风扇

直径较小的发动机中，装在风扇机匣上；在 CF6-80C2、PW4000 等大风扇发动机中，装在核心

机部位。前一种情况，附件处于温度较低的工作环境，但是发动机短舱的外廓尺寸有所增大；

后一种情况附件将在较高温度的环境下工作，因而在发动机机匣和附件机匣之间装有隔热防

护套，并有冷却空气进行冷却。RB211-535E4 发动机附件传动装置布局如图 8-14 所示。

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转子支承和附件传动

图 8-14 RB211-535E4 发动机附件传动装置布局

8.2.2 齿轮箱结构

1. 内部齿轮箱

内部齿轮箱的功用是把发动机转子的转动传给径向驱动轴。发动机转子与内部齿轮箱间

的传动方案一定要考虑到发动机工作时，转子会发生轴向移动，从而影响内部齿轮箱的传动

效果。在布局内部齿轮箱的两个伞齿轮时，主要采用短轴传动和直接传动两种传动方案，如

8-15 所示。

（a）短轴传动

(b)直接传动

图 8-15 内部齿轮箱的传动方案

2. 外部齿轮箱

外部齿轮箱包括转换齿轮箱和附件齿轮箱。

转换齿轮箱用于连接内部齿轮箱和附件齿轮箱，把径向驱动轴的转动传给附件齿轮箱，

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或把附件齿轮箱的转动传给内部齿轮箱，并根据需要对转速进行调整（増加或减小）。

附件齿轮箱包括各附件的传动装置，为各个附件提供安装座。在它的前面和后面装有燃

油泵、滑油泵、液压泵、起动机、整体驱动交流发电机、专用发电机以及孔探检查用的手摇

传动座等，如图 8-16 所示。附件安装在附件齿轮箱上有三种方式：用螺栓连接、通过 V 型夹

连接或快卸环（QAD）连接。V 型夹和快卸环可以方便、快速地拆卸和安装附件。

图 8-16 发动机附件齿轮箱

8.3 典型发动机附件传动维护介绍

8.3.1 典型发动机附件传动部件识别

1）典型的内部齿轮箱如图 8-17 所示。

2）典型的转换齿轮箱如图 8-18 所示。

3）典型的径向传动轴如图 8-19 所示。

4）典型的附件齿轮箱如图 8-20 所示。

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

转子支承和附件传动

附件齿轮箱

图 8-20 附件齿轮箱

8.3.2 典型发动机附件传动常见维护及安全注意事项

1.金属屑的检查与附件安装

附件传动装置内齿轮和轴承较多，在日常发动机磁堵金属屑检查中，注意是否有关键部

件的轴承齿轮材料碎屑，采取合适的监控措施。

在附件传动装置安装各附件时注意安装到位，检查碳封严安装状况良好，避免发生滑油

渗漏事件。

2.人工驱动发动机转子操作

手摇曲柄传动座的功用是转动发动机高压转子，用于孔探检查高压压气机叶片和高压涡

轮叶片。执行孔探工作时，先拆卸手摇曲柄传动座堵盖，然后两个人配合，一人用专用工具

驱动高压转子，另一人操作孔探仪执行孔探检查。当一个人进行孔探检查时，也可以使用电

动马达驱动高压转子完成检查工作。

安全注意事项：无论是人工驱动还是使用电动马达驱动高压转子，在使用前都必须明确

手摇曲柄传动座驱动轴转动的圈数和高压转子转动圈数的关系，保证所要检查的高压转子叶

片能够全部覆盖，避免部分叶片漏检。完成检查工作后，按手册要求更换相应密封圈，安装

手摇曲柄传动座堵盖，并按需试车进行渗漏检查，确保没有滑油渗漏。

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Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 3