遄达发动机是英国罗·罗公司继 RB211系列发动机之后新的系列发动机,是为满足20世纪90年代初的大型客机而发展的。
90年代初发展的有两个系列,即用于 A330的遄达700系列和用于波音777的遄达800系列,90年代后期又先后发展了用于 A340 500/ 600的遄达500与用于 A380的遄达900,21世纪初发展了用于波音787的遄达1000,装遄达1000的波音787客机已于2008年投入使用。
遄达发动机是在 RB211系列中最后型号 RB211524G/H(分别于1989年与1990年投入航线使用)的基础上改进衍生而成的。在遄达的设计中,除保留了 RB211 524G/H的许多设计外,还利用其他发动机的一些经过考验的技术,并吸收了一些新发展的技术,使得遄达发动机的性能较 RB211 524G/H有较大的提高,且可靠性与耐久性也有较高的水平。
按原计划,初期的遄达有三个系列,即遄达600、700与800系列,其推力范围分别为;285~302kN、298~340kN与334~454kN,风扇直径则分别为2.4028m、2.4630m与2.7940m。三个系列中,核心部分基本相同。原拟用于 MD11的遄达600系列,由于用户破产取消了订货而终止发展。
遄达700系列中有4个型号,即遄达768、遄达770、遄达772与遄达775,它们的结构完全一样,只是推力稍有不同,型号序号中的后二位数字表示推力值,即该二位数乘以1000lbf即为发动机的以lbf为单位的推力值。
表1列出了遄达700与 RB211524G/H循环参数的比较。由表1可见,巡航状态下,与 RB211524G/H 相比,遄达700的涵道比由4.78增大到5.24,提高了推进效率,使耗油率可降低1.3%;总压比由27.8提高到32.9,提高了热效率,也可使耗油率降低1.3%;加上部件效率的提高,最终,可使遄达700的耗油率比 RB211524G/H的低4.8%左右。
表1 、RB211-524G/H与遄达700的循环参数比较
遄达的研制计划始于1988年,其第一个型号最初命名为 RB211 524L,后改名为遄达600。
1988年第三季度开始核心机部件试验台试验。1990年上半年完成遄达600系列的设计,并于1990年8月进行第1次台架试车,推力达到315kN,1991年9月试车中推力已超过335kN。
遄达700发动机于1992年7月第1次台架试车,于1993年12月取得适航证,装它的 A330飞机1995年初投入航线使用。据1998年8月统计,装用遄达700的 A330飞机,占A330市场的43%。
主要性能
表2列出两型遄达700的主要性能参数。
表2、遄达700的主要性能参数
设计特点
遄达700发动机(如图1所示)的总体结构设计基本上与 RB211 524G/H发动机相同,只是中压压气机与低压涡轮各增加了1级。它由直径为2.494m的单级风扇、8级中压压气机、6级高压压气机、具有24个气动雾化喷嘴的环形燃烧室、单级高、中压涡轮、与4级低压涡轮组成。下画分别叙述各部件的某些设计特点。
3.1 三转子结构
三转子结构是 RB211系列发动机的传统设计,与双转子相比,采用三转子设计时,总的级数会减少许多,总的叶片数与可调静叶级数也少,因而发动机零件数目可少许多。另外,转子长度相对短,因而刚性好,有利于性能保持。涡轮的冷却空气量也可少1/4左右等。表3列出了遄达700与推力级相当的双转子发动机某些结构参数的比较。
图1、遄达700发动机结构图
表3、三转子遄达700发动机与推力级相当的双转子发动机某些参数的比较
3.2 风扇叶片
RB211-535E4与RB211524G/H 发动机的风扇叶片采用了无凸肩、宽弦与带蜂窝芯部的夹层结构设计,具有气动损失小、效率高、流通能力大、重量轻、抗外物打击的能力强和外来物进入核心机少以及抗振和抗颤振性能高等特点。
遄达700的风扇叶片继承了这种叶片的结构设计思想,并做了较大的改进:其芯部从叶尖到叶根采用了钛合金板料做的整体的三角形框架结构(如图2所示),取代了原来采用的钛合金蜂窝结构。
能承受面板的离心载荷,使这种称为“超塑性成形/扩散连接”(SPF/DB)的夹芯叶片比用蜂窝芯部的叶片轻15%左右。它已成为罗·罗公司的第三代宽弦无凸肩叶片。风扇叶片根部采用了 RB211的传统设计,即燕尾形根部沿长度方向做成圆弧形。
图2、遄达发动机风扇叶片横截面图
这种新设计的风扇叶片顺利地通过了低循环疲劳的试验台试验,在应力因子为120%,试验到36370循环时,叶片上未出现任何问题;将应力因子加大到140%,人为地使它易出现损坏,当试验进行到36875循环后,在预估的薄弱环节处(叶高45%的叶背处)出现损伤。
试验结果表明,此种叶片具有较长的低循环疲劳寿命。新的风扇叶片还成功地通过了用重量分别为0.6800、1.1355、1.8100及3.6300kg的鸟作投鸟试验;最重要的是经过10年多航线使用的考验,证实了这一设计是成功的。
Kevlar包容环
风扇的包容环采用了类似 RB211 535E4的结构,但做了改进。它是在铝制的环形壳体上缠绕多层用 Kevlar材料织成的条带,然后用环氧树脂于以包覆。
图3、遄达700包容环结构图
为了减轻铝壳体的重量而又具有一定的刚性,壳体上纵横交叉地铣出多道凹槽形成具有格栅的薄机匣,称之为“等格栅环”,如图3所示。
这种新的包容环既有较好的刚性,又有足够的韧性,其重量要比RB211535E4的轻35%,比RB211 22B用钢做的包容环轻55%。
当叶片从根部断裂甩出时,将铝壳体击穿,打在 Kevlar的缠绕层内,使缠绕层拉伸变形,在拉伸变形过程中,吸收了断片甩出的能量,因而能将叶片断片包住而不会击穿 Kevlar缠绕层,如图4所示。
图4、Kevlar包容环包容断片的机理示意图
中、高压压气机
与 RB211 524G/H相比,遄达700发动机中压压气机做了以下改动,即加大了气流量,增加了1级以减小级载荷提高效率,采用了三排可调静叶。
整个中压压气机转子用钛合金焊为一体;后2级工作叶片采用了正交设计,即叶片做成与气流流动方向垂直,但与轮盘间却有一夹角,以提高效率。所有工作叶片与前三排可调静叶用钛合金制造,3~7级静叶用钢制造,第8级静叶用Incol718镍基合金制造。
高压压气机转子用IMI834高温钛合金焊接成一整体,成为全钛转子,这是遄达700发动机中的很有特点的设计。总压比与遄达700相近或低些的发动机中,尚无采用全钛转子的。高压压气机中采用全钛转子会减小发动机重量。
全钛转子是指盘与鼓环采用钛合金,但装在它上面的工作叶片并非全是钛合金的。例如,在遄达700高压压气机转子上,1~3级工作叶片用钛合金,4~6级工作叶片用Incol718。
高压压气机后3级的外环采用了低膨胀系数的Incol907合金做成。在静子叶片与外环间嵌有热容量较大的隔热材料衬环,以控制机匣温度,提高被动间隙控制能力,使叶尖间隙在工况瞬变中变化不大。这种被动间隙控制技术在RB211系列中还未采用过,但用于遄达系列发动机中。
3.5 燃烧室
遄达燃烧室设计成低排污的,如图5所示。所采取的主要措施为减小火焰筒总的容积30%,而加大头部主燃烧区容积32%。前者可降低 NOX排污量,后者可提高在10000m高空中的重新点火性能。
采用了24个简单的气动雾化喷嘴以改进油 气的混合效果并降低发烟量。这种燃烧室经试验,排污物均大大低于环境保护局及国际民航组织的限定值:CO、未燃烧的碳氢化合物、发烟量与 NOX的含量分别为限定值的 12%、7%、28%和 58% (在 RB211 524G/H的燃烧室中,相应的排污量分别为限定值的13.8%、13%、81%和83%)。
图5、遄达700发动机燃烧室结构图
3.6 涡 轮
遄达700高压涡轮结构如图6所示,其导向器叶片与工作叶片基本结构形式与 RB211524G/H的相同,但做了较大改进:工作叶片的材料由定向结晶的 MAR M002改为单晶的 CMSX 4,提高了抗蠕变的性能,且抗腐蚀性与抗氧化的能力均有提高,材料承受高温的能力约提高80℃;
叶片冷却通道做了进一步改进,提高了冷却效果,如以RB211535E4涡轮工作叶片的冷却效果为基数,RB211 524G/H的提高了75℃,遄达700的则提高了120℃。
采取这两项措施后,可减小冷却空气量,耗油率可降低0.3%,同时可以延长其使用寿命。另外,叶片的表面上还渗以铝铂涂层。
在涡轮前燃气温度的选择上,遄达继承了 RB211系列的传统,即留有较大裕度,使涡轮工作于较低的温度下,据称要比 A330使用的其他发动机低60℃。
RB211在使用中,由于涡轮前燃气温度比其他发动机低,因而由于温度高引起的发动机拆换次数仅占全部拆换发动机的20%,而其他发动机要占40%。
遄达700发动机中压涡轮如图7所示,为单级,工作叶片是按可控涡变功量设计的,效率比较高;与 RB211524G/H不同的是,流道内径未变,但外径向外扩张得较大。
工作叶片采用了CMSX 4单晶材料铸成,不冷却。导向器叶片是按三元流复合倾斜设计的,用 MARM002定向结晶材料铸成空心的,通以冷却空气进行冷却。
遄达700发动机4级低压涡轮均按三元流设计以提高效率,叶片也采用了正交设计。由于气流通道是向内、外扩张的,因此叶片沿叶高度有明显的弯曲外形。这是其他发动机中尚未采用的设计。
图6、遄达700发动机高压涡轮结构图
图7、遄达700发动机中压涡轮结构图
3.7 整体式嘴管
与其他高涵道比大推力涡扇发动机不同,遄达发动机上采用了整体式喷管,即外涵冷空气通过掺混器流入喷管中,与核心机的燃气混合后再喷出。
采用这种喷管后,能降低发动机耗油率与噪声,并可增大开反推器时的反推力。罗·罗公司最早在 RB211 535E4发动机上采用整体式喷管。这种喷管适于在远航程的客机上使用。
3.8 燃油调节器与噪声
遄达700的燃油调节器是在 RB211 524G/H的基础上,吸收了军用发动机的经验以及V2500可调静叶作动筒及放气活门操纵等的使用经验而发展的,为罗·罗公司的第三代全功能数字式电子调节器(FADEC)。
据称RR211 524G/H的FADEC可靠性较高,每套FADEC两条通道,单通道的平均无故障间隔时间(MTBF )为40000h,整套为20000h;而其他发动机的FADEC单通道的 MTBF约为22400~25000h,整套的为11200~12500h。
遄达700在设计中采取了多种在其他发动机中应用有效的降噪措施,同时,采用了整体式喷管,在全长的外涵管道内装有吸声衬套等,使它的噪声值比FAR36部第三阶段要求的极限值低10~12dB,装遄达700的 A330能满足伦敦机场夜间宵禁条款的要求。
4 发展试验
虽然遄达700发动机的许多试验内容与遄达600的相同,但罗·罗公司仍投入了5台发动机开展遄达700发动机发展性的试验工作,其中4台为地面台架试验。1991年9月投入的最后1台用于高空台试车。地面试车台试车结果表明,发动机推力超过了339kN,启动成功率为100%,振动低。
投入试验的5台发动机分工如下:L0用于判断新发展的部件是否可行。
L1用子测振、核心机的 X光测试、轴承负荷与空气系统的测试,其中风扇叶片及其出口静叶、中压压气机与低压涡轮的振动测试未发现任何问题,应力值均在设计范围内。
还在发动机稳态与过渡态工作下对发动机内部关键部位的相对位置(例如径向间隙与轴向隙等)进行了检测。
L2用于对部件的性能进行测试,为此在发动机内12个截面处安装了测压孔900个,测温孔501个,除测量地面状态下部件参数外,还测量改变整体式喷管出口面积模拟巡航状态的部件参数。
L3用于耐久性试验。
L4用于高空台试验。
5 重大故障
装遄达700的 A330大型客机于1995年1月投入使用后,发动机工作情况良好;但使用不到两年时间后,却于1996年年末起,连续发生多起由于传动附件机匣垂直传动轴的轴承滑油供油不够而损坏,造成多起空中停车事件,仅香港国泰航空公司就出现过6次空中停车事件。
1997年5月中旬,香港国泰航空公司与港龙航空公司于5月24日宣布他们分别所有的11架与4架装遄达700发动机的A330客机全部停飞。由于 A330是一种大型双发客机,每架飞机可载客330余人,15架飞机停飞,影响数万名旅客的旅行计划。仅国泰航空公司在停飞的头6天内就取消了100个航班。
这一故障不仅造成了较大的经济损失,还造成很坏的社会影响。
附件机匣中支承与垂直传动轴啮合的锥齿的止推轴承润滑不足,工作中轴承温度过高,造成轴承与传动轴先期疲劳而失效,是引起空中停车的原因。在这几起停车事件中,在滑油回油管中的磁屑末检测器(MCD)中均发现了金属屑末。
遄达700的附件传动箱是由法国伊斯帕诺.西札 Hispano Suiza公司生产的。该机匣的滑油系统设计不够完善,轴承的喷油嘴与轴承间有20mm的缝隙,使轴承得不到充足的滑油,因而引起轴承温度变高。
在国泰航空公司与港龙公司宣布停飞 A330旅客机后,罗·罗公司用遄达800的设计对此做了修改,试验表明,改进后,轴承的工作温度由170 ℃降到120 ℃。附件机匣改装后,A330于1997年6月中恢复航班飞行。参见“从国外几起严重故障谈航空发动机研制的艰巨性”。
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