Размещено на http://www.allbest.ru/

Аннотация

Дипломная работа посвящена ознакомлению с авиационными газотурбинными двигателями семейства CFM56, изучению их основных эксплуатационных свойств: повреждаемости, контролепригодности, ремонтопригодности и модульности. Целью является освещение проблем, возникающих при эксплуатации этих двигателей в авиакомпании, их решение, предложение по использованию прогрессивного метода восстановления исправного состояния двигателя и внедрению перспективного метода регистрации повреждений элементов конструкции проточной части.

Первый раздел работы содержит информацию о происхождении, развитии и существовании двигателей семейства CFM56, краткое описание их основных узлов, конструктивных отличий, сведения об организации работ по их усовершенствованию. Во втором разделе рассмотрены: факторы, влияющие на техническое состояние двигателя; виды технического состояния; принцип построения программы ТО и Р двигателей семейства CFM56. Представлено описание сущности проблемы, возникающей при технической эксплуатации двигателей этого семейства. В третьем разделе рассмотрены общие для ГТД и характерные для двигателей CFM56 повреждения элементов конструкции. В четвёртом разделе представлено описание видов ТД, используемых при технической эксплуатации двигателей этого семейства. В пятом разделе представлено описание перспективного метода регистрации повреждений элементов проточной части авиационных ГТД. В заключительной части приведены выводы и рекомендации по проделанной работе.

Условные обозначения

АТ - авиационная техника

ВС - воздушное судно

ВПП - взлётно-посадочная полоса

ВНА - входной направляющий аппарат

ГДУ - газодинамическая устойчивость

ГТД - газотурбинный двигатель

ТРДД - двухконтурный турбореактивный двигатель

ДРЛО и У - дальнее радиолокационное обнаружение и управление

ЖТ - жаровая труба

ИКАО - международная организация гражданской авиации

КС - камера сгорания

КПА - коробка приводов агрегатов

КПД - коэффициент полезного действия

КНД - компрессор низкого давления

КВД - компрессор высокого давления

ЛА - летательный аппарат

НА - направляющий аппарат

НК - неразрушающий контроль

ПП - промежуточный привод

ПЗС - прибор с зарядовой связью

РК - рабочее колесо

РЛД - радиолокационный датчик

СА - сопловой аппарат

САУ - система автоматического управления

СВЧ - сверхвысокая частота

САУРЗ - система активного управления радиальными зазорами

ТД - техническая диагностика

ТО - техническое обслуживание

ТУ - технические условия

ТО и Р - техническое обслуживание и ремонт

ТНД - турбина низкого давления

ТВД - турбина высокого давления

ТРДД - турбореактивный двигатель двухконтурный

ФУ - фронтовое устройство

AMM - руководство по технической эксплуатации

AEW & C - бортовая система раннего обнаружения и управления

CFMI - совместное предприятие "коммерческие вентиляторные моторы"

CAEP/6 - стандарт, установленный комитетом по охране окружающей среды

DAC - двузонная кольцевая камера сгорания

DGAC - комитет, устанавливающий стандарты по перевозке опасных грузов

EPA - агентство по защите окружающей среды

ETOPS - стандарт, устанавливающий нормы и требования к выполнению полётов на двухмоторном самолёте

FAA - федеральное управление гражданской авиации

FADEC - цифровая система управления двигателем с полной ответственностью

VBV - регулируемый клапан перепуска воздуха

ICAO - международная организация гражданской авиации

SAC - однозонная кольцевая камера сгорания

TAPS - камера сгорания с предварительным смешением

Оглавление

Введение

1. Семейство авиационных газотурбинных двигателей CFM56

1.1 История возникновения семейства двигателей CFM56

1.2 История развития и настоящее положение авиадвигателей семейства CFM56 на мировом рынке

1.2.1 Двигатель CFM56-2

1.2.2 Двигатель CFM56-3

1.2.3 Двигатель CFM56-5A

1.2.4 Двигатель CFM56-5B

1.2.5 Двигатель CFM56-5C

1.2.6 Двигатель CFM56-7B

1.3 Общие и отличительные особенности конструкции двигателей семейства

CFM56. Назначение и эксплуатационно-технические характеристики

1.3.1 Двигатель CFM56-2

1.3.2 Двигатель CFM56-3

1.3.3 Двигатель CFM56-5A

1.3.4 Двигатель CFM56-5B

1.3.5 Двигатель CFM56-5C

1.3.6 Двигатель CFM56-7B

1.4 Конструкция двигателя CFM56-5B

1.4.1 Общее представление о двигателе CFM56-5B/2P

1.4.2 Главный модуль вентилятора

1.4.3 Главный модуль газогенератора

1.4.4 Главный модуль турбины низкого давления

1.4.5 Главный модуль вспомогательного привода

1.4.6 Опоры роторов

1.4.7 Смотровые порты

1.4.8 Дренажная система

1.5 Программа TECH56

1.5.1 Цели и организация работ по программе TECH56

1.5.2 Результаты работ по программе TECH56

2. Техническая эксплуатация авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

2.1 Условия работы и факторы, влияющие на техническое состояние двигателя

2.2 Виды технического состояния двигателя

2.3 Стратегия программы ТО и Р, применяемая к двигателям семейства CFM56

2.4 Проблемы, возникающие при эксплуатации "по состоянию"

3. Характерные повреждения авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

3.1 Типичные повреждения элементов конструкции

3.2 Распределение и характер повреждений элементов конструкции ГТД по системам и узлам и их причины возникновения

3.2.1 Компрессор

3.2.2 Камера сгорания и топливные форсунки

3.2.3 Турбина

3.2.4 Подшипники опор роторов

3.2.5 Детали приводов

3.2.6 Трубопроводы

3.3 Последствия повреждений элементов конструкции

4. Методы, средства диагностирования технического состояния, применяемые в настоящее время в эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

4.1 Диагностирование по изменению рабочих параметров

4.2 Визуально-оптический метод диагностирования

4.3 Диагностирование по наличию продуктов износа в масле

4.4 Диагностирование по концентрации продуктов износа в масле

4.5 Диагностирование по параметрам вибрации

5. Перспективный метод регистрации повреждений элементов проточной части авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

5.1 Обнаружение дефектов роторных лопаток

5.2 Определение частот вращения роторов двухвального двигателя

5.3 Вибрации роторных лопаток

5.4 Измерение радиальных зазоров

5.5 Прохождение через проточную часть посторонних предметов

Выводы и рекомендации

Список использованной литературы

Приложения

авиационный двигатель газотурбинный конструкция

Введение

Современная концепция развития авиационных двигателей во многом определяется требованием заказчиков к качественному сокращению (в два-три раза) стоимости их жизненного цикла. Одним из главных факторов, определяющих успех в достижении этой цели, является практическая реализация системы диагностики нового поколения. Стержневым элементом этой системы является комплексная информационная структура на базе сетевой технологии [5].

В определённой степени тенденция развития систем диагностики двигателей передовых зарубежных фирм идёт в указанном направлении. Наблюдается широкое применение Интернета и системы ACARS для передачи в реальном времени контролируемых на двигателе параметров в удалённый диагностический центр, где принимаются решения о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя и его ремонте.

Большие финансовые средства, затрачиваемые зарубежными компаниями на разработку, доводку и испытания авиадвигателей, обеспечивают им высокие показатели надёжности и существенным образом снижают затраты на обслуживание. Как казалось бы, вопрос о приоритетном развитии средств диагностики для них не стоит так остро. Тем не менее, за рубежом наблюдается интенсивный рост инвестиций в разработку новых диагностических средств. Это объясняется высокими требованиями заказчиков к ресурсным характеристикам новых и серийно эксплуатируемых двигателей, а также к обеспечению их эксплуатации по техническому состоянию.

Ставятся задачи перехода на более прогрессивную стратегию эксплуатации с прогнозом надёжности, которая допускает возможность эксплуатировать двигатель с повреждениями основных деталей (например, с трещинами в дисках) при достоверном непрерывном контроле и абсолютном недопущении превышения критического размера дефекта. Указанная проблема может быть решена только посредством разработки и внедрения новых эффективных средств диагностирования и прогнозирования технического состояния авиадвигателей.

Из вышесказанного следует сделать вывод, что требования заказчиков к существенному снижению стоимости обслуживания авиадвигателей в эксплуатации и повышению времени работы двигателя без съёма с крыла обусловливает необходимость в разработке и внедрении новых прогрессивных методов диагностики технического состояния. Система диагностирования нового поколения должна характеризоваться наличием сетевой информационной структуры (Интернет) и новых нетрадиционных средств обнаружения дефектов и повреждений.

Объектом исследования дипломной работы является семейство авиационных газотурбинных двигателей CFM56. Для того чтобы ответить на вопрос - "Почему двигатели семейства CFM56 нуждаются в использовании прогрессивных методов и средств диагностики?", - рассмотрим эксплуатационные характеристики двигателей семейства, определим их слабые и потенциально сильные стороны.

1. Семейство авиационных газотурбинных двигателей CFM56

CFM56 - серия турбовентиляторных авиадвигателей с высокой степенью двухконтурности производства концерна CFMI (Commercial Fan Motors International), объединение американской частной компании General Electric и французской государственной компании SNECMA.

Линейка изделий CFM56 включает в себя шесть моделей двигателей, позволяющих развивать тягу величиной 82…151 кН (8356…15387 кГ). В настоящее время, по информации от производителя [1], более 20 000 двигателей эксплуатируют 531 компании на более чем 8 000 воздушных судах по всему миру. Двигатели CFM56 устанавливаются на 30 типах гражданских и военных воздушных судов, их суммарное лётное время составляет более 500 млн. часов.

В 1997 году двигатель CFM56 установил рекорд по наработке до съема с крыла как в часах, так и в циклах. На сегодняшний день наработка на съем двигателя CFM56 в среднем составляет 17000 часов до первого ремонта и около 12000 ч после ремонта.

Надежность двигателей CFM56 обеспечивает показатели выключения в полете на уровне 0,003 (одно выключение на 333333 летных часа или один раз в 75…100 лет). С точки зрения надежности вылета показатели парка двигателей CFM56 составляют 99,97%. Это означает, что только 3 вылета из 10000 откладываются на время свыше 15 минут или отменяются по причине неисправности двигателей. Этот показатель имеет прямое влияние на эксплуатационные расходы с точки зрения удобства пассажиров, дополнительного расхода топлива, дополнительных аэропортовых сборов, обслуживания выбывшего из эксплуатации самолета и т.д.

Фирмы Snecma и GE делают все возможное для сохранения позиций CFMI как промышленного лидера по надежности, долговечности и экономичности своей продукции на долгие годы вперед.

1.1 История возникновения семейства двигателей CFM56

В начале 70-х годов на рынке ближне - и среднемагистральных реактивных самолетов в основном использовались двигатели с малой степенью двухконтурности. Специалисты американской корпорации "Дженерал Электрик" (General Electric) и французской "Снекма" (Snecma) независимо друг от друга пришли к одному и тому же выводу, состоявшему в том, что существуют хорошие возможности внедриться на этот рынок, если предложить высокоэкономичный двигатель нового поколения с высокой степенью двухконтурности. Но у обеих двигателестроительных фирм к тому моменту не было ни готового продукта, ни свободных средств для его создания и продвижения.

"Снекма" - правопреемница знаменитых в период возникновения и становления авиации фирм "Месье-Бугатти" (Messier-Bugatti) и "Испано-Суиза" (Hispano-Suiza). К началу 70-х она специализировалась в основном на создании и производстве двигателей для военных самолетов, разработала двигатель "Олимпус" для сверхзвукового пассажирского самолета "Конкорд". Она была и остается в настоящее время французским государственным предприятием.

"Дженерал Электрик" ведет свою историю от фирмы "Эдисон Электрик КО." ( "Edison Electric Co."), основанной знаменитым изобретателем и бизнесменом Эдисоном еще в 1878 г. В 60-х годах ХХ века сборочные цеха авиадвигателестроительного отделения фирмы "Дженерал Электрик Эркрафт Энджинз" (General Electric Aircraft Engines) на 85% были заняты производством продукции для военных самолетов, что ограничивало перспективы ее развития.

Анализируя ситуацию на рынке гражданских авиадвигателей, специалисты компании "Дженерал электрик" поставили своей целью создание современного двигателя с высокой степенью двухконтурности, который должен был составить конкуренцию двигателю JT8D фирмы "Прэтт Энд Уитни", используемого на самолетах "Боинг 737-100/200", "Боинг 727" и DC-9 фирмы "Макдоннел Дуглас". Проект нового двигателя базировался на конструкции компрессора, турбины высокого давления и камеры сгорания двигателя "Дженерал электрик" F101, созданного для стратегического бомбардировщика В-1. Но не хватало главного - средств для полномасштабной разработки.

Во Франции в это же время "Снекма" приступила к предварительному проектированию двигателя М56 с классом тяги 10 т для проектируемого фирмой "Дассо" пассажирского лайнера. В тот период фирма не имела опыта работы на рынке самолетов, а её финансовые возможности в освоении нового двигателя были весьма ограничены. В январе 1971 года руководство "Снекма" решило привлечь иностранных партнеров к разработке нового гражданского двигателя. В качестве таких партнеров рассматривались "Роллс-Ройс", "Прэтт энд Уитни", и "Дженерал Электрик". К тому моменту с последней фирмой уже существовал некоторый опыт сотрудничества: французская фирма с 1969 года изготавливала для американцев отдельные агрегаты для двигателя CF6-50.

К июлю 1971 года инженеры "Снекма" и "Дженерал Электрик" спроектировали двигатель в классе тяги 10 тонн с потенциалом ее наращивания до 17 тонн, а спустя три месяца было официально объявлено о решении этих двух фирм приступить к сотрудничеству. Но практически потребовалось еще два года на то, чтобы получить разрешения обеих стран на обмен технологиями и создание совместной компании.

В 1972 году Правительство США отвергло заявку "Дженерал Электрик" на экспортную лицензию, позволяющую использовать основной контур двигателя стратегического бомбардировщика В-1 для совместного проекта, и потребовались длительные переговоры и согласования, чтобы найти выход из тупиковой ситуации. В конце концов, для развития совместной компании по производству гражданских двигателей потребовалось решение на уровне глав государств, которое и было подписано президентами Никсоном и Помпиду на их встрече на высшем уровне в Рейкьявике в мае 1973 года. Но еще в течение пяти лет сотрудники французской фирмы не имели доступа к чертежам и технологии производства основного контура двигателя F101.

В апреле 1974 года узлы двигателя CFM-56 поступили на сборку на завод "Дженерал Электрик" в Цинциннатти, штат Огайо, а в июне двигатель был собран, после чего начались его испытания. Три месяца спустя была официально зарегистрирована фирма "CFMI" (Commercial Fan Motors International), как совместное предприятие при 50% участии фирм Snecma (SAFRAN Group) и General Electric Company.

Обе компании, входящие в концерн, ответственны за производство разных компонентов двигателя, у каждой из них есть своя линия конечной сборки. "Дженерал Электрик" отвечает за компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, "Снекма" отвечает за вентилятор, турбину низкого давления и коробку приводов.

В ноябре 1979 года первый двигатель CFM56-2 был сертифицирован и в этом же году выбран для установки на самолет Douglas DC-8 Super 70. Позже именно этому двигателю отдали предпочтение при переоснащении самолета-заправщика КС-135 и гражданского самолета Boing 707. С этих заказов началась история семейства двигателей CFM56.

1.2 История развития и настоящее положение авиадвигателей семейства CFM56 на мировом рынке

За всё время успешного сотрудничества совместное предприятие CFMI поставило на крыло шесть типов двигателей, каждый из которых принадлежал своему поколению. При этом каждый тип двигателя подвергался неоднократной модификации [1].

1.2.1 Двигатель CFM56-2

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-2 - "дедушка" всего семейства двигателей CFM56. Это первый ТРДД с высокой степенью двухконтурности в классе тяги 10 т, являющийся основой всех последующих двигателей семейства, которые существуют в эксплуатации сегодня. Его прочная и простая конструкция позволила ему стать самым популярным двигателем в воздухе. Развиваемая им тяга колеблется от 11 до 12 т. Первый полёт двигателя осуществился на ремоторизированном Boing 707 в 1979 году и вскоре был выбран для ремоторизации самолётов-танкеров KC-135 ВВС США.

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-2 был введён в эксплуатацию в 1982 году. Этот двигатель, сертифицированный на тягу 10 т по FAA и DGAC, является первым "десятитонником" с высокой степенью двухконтурности. Каскад высокого давления двигателя разработан на основе военного двигателя GE F101. Двигатель CFM56-2 изначально был ориентирован на высокие технологии и потребности клиентов, отличался высоким КПД, экономичностью и с запасом отвечал действующим в то время требованиям по уровню шума и эмиссии вредных веществ. Кроме того, CFM56-2 является первым двигателем с высокой степенью двухконтурности, отвечающий жёстким правилам FAR 33-6 по попаданию посторонних предметов в газовоздушный тракт двигателя. После демонстрации его характеристик, во время проведения программы лётных испытаний в связи с ремоторизацией самолётов Boing 707, двигатель был выбран для ремоторизации самолётов McDonnel Douglas DC-8. Относительно низкий расход топлива и отличное выполнение взлёта с жарких аэродромов привлекли внимание военных организаций к этому двигателю. ВМФ США, ВВС США, Финляндии и Великобритании приняли его для ремоторизации самолётов KC-135R, C-135FR, E-3, KE-3 и тактико-стратегического самолёта E-6 Mercury. В армии США этот двигатель носит название F108. Рассмотрена, как стандарт надёжного военного двигателя, его модификация: CFM56-2A, которая обеспечивает снижение уровня шума на 90 %. В настоящее время предлагается программа по ремоторизации самолётов ДРЛО НАТО на двигатели этой модификации.

Сегодня ВВС США по-прежнему остаётся основным заказчиком данного типа двигателя, в его эксплуатации находится более 450 единиц техники с двигателями CFM56-2.

Таблица 1 Хронология событий

Заключение контракта	Январь 1974
Готовность первого тестового двигателя	Июнь 1974
Первый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Начало 1979
Сертифицирован	Ноябрь 1979
Избран для ремоторизации самолета KC-135R ВВС США	Январь 1980
Ввод в эксплуатацию на самолете DC-8 Super 70	Апрель 1982
Ввод в эксплуатацию на самолете KC-135R ВВС США	Июль 1984
Ввод в эксплуатацию на самолете E-3 ДРЛО	Июль 1986
Ввод в эксплуатацию на самолете KE-3 танкер	Февраль 1987

1.2.2 Двигатель CFM56-3

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-3 был разработан специально для самолётов семейства Boing 737 второго поколения: 300/400/500 и является производным от двигателя CFM56-2. Развиваемое им осевое усилие колеблется от 9,2 до 11,7 т .

Комбинация "двигатель-планер" поступила на коммерческие перевозки в 1984 году и быстро стала одним из бестселлеров…так же, как и преемник, Boing 737NG. Сегодня разработчики CFM предлагают комплекты обновления для двигателя CFM56-3, которые продлевают его жизненный цикл и снижают расходы на техническое обслуживание.

Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 является первым усовершенствованным двигателем семейства, который был разработан специально для удовлетворения потребностей ближне - и среднемагистральных самолётов семейства Boing 737. Сертифицирован двигатель по FAA и DGAC в 1984 году. Через двадцать месяцев после CFM56-2 начал осуществлять коммерческие перевозки. Этот двигатель демонстрирует улучшенную на 20% топливную эффективность по сравнению с предыдущими двигателями малой степени двухконтурности.

Двигатель CFM56-3 сохранил в себе газогенератор высокого давления и турбину низкого давления от предыдущего двигателя CFM56-2. По запасным частям, используемому материалу и инструменту двигатель на 84% и 60% идентичен своему предшественнику. В декабре 1999 года последняя поставка двигателей CFM56-3, была отгружена компании Boing для их установки на самолёты Boing 737 Classic и Boing 737-400.

В начале 2001 года двигатель CFM56-3C, эксплуатирующийся в авиакомпании Malev, установил свой новый рекорд по наработке в часах и циклах до первого снятия с крыла, который составлял наработку в более чем 35 000 часов и 14 000 циклов. Когда фирма Boing выбрала этот двигатель в качестве силовой установки для своих самолётов серии 737-300/-400/-500, обе компании оптимистично предсказали, что они продадут около 400 самолётов; 4 496 двигателей и ещё 1 989 самолётов в будущем, а двигатель CFM56-3 силовой установки Boing 737 станет историей для книги рекордов.

Таблица 2 Хронология событий

Заключение контракта	Март 1981
Готовность первого тестового двигателя	Апрель 1982
Первый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Январь 1983
Сертифицирован	Январь 1984
Ввод в эксплуатацию Boing 737-300	Декабрь 1984
Ввод в эксплуатацию Boing 737-400	Сентябрь 1988
Ввод в эксплуатацию Boing 737-500	Март 1990
Поставка последней партии CFM56-3 в фирму Boing	Декабрь 1999
Достижение мирового рекорда по наработке 38 736 часов до первого снятия с крыла	Начало 2001

1.2.3 Двигатель CFM56-5A

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-5A входит в силовую установку, которой оснащались вступающие на рынок узкофюзеляжные самолёты Airbus A320. Начало эксплуатации датируется 1988 годом, и в настоящее время эксплуатируется более 1100 двигателей с общей наработкой более чем 40 млн. лётных часов. Развиваемая им тяга составляет от 11 до 13,3 т. Двигатель CFM56-5A, работающий в диапазоне тяг от 11 до 11,8 т, хорошо оптимизирован для укороченных самолётов Airbus A319.

Опыт эксплуатации двигателя CFM56-3, который накопил более девяти миллионов лётных часа перед тем, как CFM56-5A вступил в эксплуатацию, сыграл важную для последнего роль. Он характеризуется улучшенными параметрами термодинамического цикла и оснащён трёхмерно-спроектированным вентилятором, электронно-цифровой системой управления с полной ответственностью (FADEC), которая обеспечивает эффективное взаимодействие систем двигателя и самолёта. Удельный расход топлива двигателя снижен на 10-11%, по сравнению с его предшественниками. В результате чего, для исполнения тех же миссий воздушному судну требуется на 15-17% меньше топлива. Несмотря на его повышенные, по сравнению с нормами FAA и EPA, шум и эмиссию вредных веществ, двигатель имеет хороший уровень надёжности вылета: менее одной задержки или отмены за 1600 вылетов по причине неисправности двигателя.

Таблица 3 Хронология событий

Заключение контракта	Сентябрь 1984
Готовность первого тестового двигателя	Январь 1986
Первый тестовый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Июнь 1986
Сертифицирован	Август 1987
Введён в эксплуатацию	Апрель 1988

1.2.4 Двигатель CFM56-5B

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-5B был избран для силовой установки самолётов семейства Airbus A320. Около 60% из всех самолётов линейки A318/A319/A320/A321 имеют в составе силовой установки именно этот двигатель. Одними из основных факторов, в результате которых двигатель CFM56-5B в своём классе получил широкое признание рынка, были его простота и прочность конструкции, которые придавали ему высокую надёжность, долговечность и ремонтопригодность. Было выпущено более 4000 двигателей CFM56-5B, суммарное лётное время которых составляет более 50 млн. часов.

CFMI вкладывает инвестиции в усовершенствования, которые делают двигатель CFM56-5B ещё лучше. В 2007 году по программе Tech Insertion началось производство конфигураций двигателя CFM56-5B Tech Insertion. В ходе программы Tech Insertion удалось значительно снизить расход топлива, уровень выбросов вредных веществ и расходы на техническое обслуживание двигателя CFM56-5B. Шум и выбросы стали ключевыми факторами в работе системы планирования и обслуживания парка воздушных судов. CFM56-5B был первым двигателем, в котором была применена в середине 90-х технология двузонной камеры сгорания кольцевого типа.

С введением в 2007 году программы Tech Insertion и новой технологии камеры сгорания CFMI смогла предложить улучшенные технические характеристики при более простой конструкции двигателя. Оптимизированная по программе Tech Insertion камера сгорания снижает уровень выбросов NO_x на 25%, что позволяет отвечать новым требованиям стандарта CAEP/6, который вступил в силу с января 2008 года.

В дополнение к снижению уровня выбросов NO_x двигатель CFM56-5B Tech Insertion в течение всего срока службы расходует топлива на 1% меньше, чем базовый двигатель CFM56-5B, что также означает снижение уровня выбросов углерода.

Таблица 4 Хронология событий

Заключение контракта	Ноябрь 1989
Готовность первого тестового двигателя	Октябрь 1991
Первый тестовый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Сентябрь 1992
Готовность первого тестового двигателя с двузонной КС	Март 1993
Двигатель сертифицирован	Май 1993
A321/CFM56-5B сертифицирован	Февраль 1994
A321/CFM56-5B SAC введён в эксплуатацию	Март 1994
A320/CFM56-5B введён в эксплуатацию	Ноябрь 1994
A321/CFM56-5B DAC введён в эксплуатацию	Февраль 1995
Начало работы программы Tech Insertion	Октябрь 2007

1.2.5 Двигатель CFM56-5C

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-5C - самый мощный двигатель из семейства CFM56, он является единственным подходящим двигателем для силовой установки дальнемагистальных самолётов Airbus A340-200 и A340-300. Продолжая отличную репутацию двигателей CFM56 во всём мире, CFM56-5C реализовывает инновационные технологии, снижение расхода топлива и возможности удовлетворения всем существующим экологическим требованиям со значительным запасом.

В своём классе CFM56-5C имеет самый низкий уровень шума и высокий уровень надёжности - отличительная особенность семейства CFM56. Для эффективной работы и прибыльности авиакомпании CFMI предлагает CFM56-5C, как общую силовую установку: двигатель, гондола и выходное устройство.

Таблица 5 Хронология событий

Заключение контракта	Конец 1987
Готовность первого тестового двигателя	Декабрь 1989
Первый тестовый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Август 1990
CFM56-5C сертифицирован на тягу 15,6 и 16,2 т	Декабрь 1991
A340/ CFM56-5C введён в эксплуатацию	Февраль 1993
A340/ CFM56-5C обогнул земной шар с одной посадкой	Июнь 1993
CFM56-5C4 сертифицирован на тягу 17 т	Октябрь 1994
CFM56-5C4 введён в эксплуатацию на A340 (257 т)	Март 1995
CFM56-5C4 введён в эксплуатацию на A340 (271 т)	Апрель 1996

1.2.6 Двигатель CFM56-7B

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-7B - эксклюзивный двигатель, предназначенный для узкофюзеляжных самолётов фирмы Boing нового поколения: 737-600/-700/-800/-900/-900ER/BBJ. Военные организации всего мира пользуются преимуществами CFM56-7B в качестве силовой установки на военных самолётах-аналогах Boing 737: C-40 Clipper (военный транспортный); P-8 Poseidon (противолодочный); Boing 737 AEW&C (ДРЛОиУ).

Основными факторами, благодаря которым этот двигатель находит широкое применение, являются надёжность и экологичность, низкая стоимость приобретения и техническая поддержка мирового класса.

В 1994 году двигатель CFM56-7B был введён в эксплуатацию, это событие было многообещающим для эксплуатантов, так как должно было обеспечить их двигателями, имеющими высокую надёжность. Например, самолёт Boing 737 авиакомпании Southwest Airlines имеет один из самых высоких коэффициентов использования парка и, как правило, совершает 6 или 7 рейсов в день. Надёжность двигателя CFM56-7B обеспечивает самолёту Boing 737 соответствие требованиям ETOPS 180 (ETOPS - нормы и требования к выполнению полётов на двухмоторном самолёте по малоориентированной местности, разработанные ИКАО). По нормам ETOPS маршрут двухмоторного самолёта должен быть построен таким образом, чтобы самолёт постоянно находился в пределах определённого времени лёта до ближайшего аэродрома, где можно было бы совершить аварийную посадку в случае отказа одного из двигателей. Существуют ETOPS 60, 120 и 180 минут. Чем больше по этим нормам даётся времени, тем лучшая обеспечивается гибкость планирования маршрутов.

С середины 2007 года все двигатели CFM56-7B выпускаются в конфигурации Tech Insertion, что делает их удовлетворяющими экологическим требованиям стандарта CAEP/6. Заглядывая в будущее, CFM тестирует ещё один усовершенствованный двигатель - CFM56-7BE. Готовый к вводу в эксплуатацию к середине 2011 года, когда двигатель будет установлен на самолёт Boing 737 Next-Generation, новый производственный стандарт обеспечит двухпроцентное снижение объёма сжигаемого топлива и выбросов углекислого газа.

Таблица 6 Хронология событий

Программа запущена	Январь 1994
Готовность первого тестового двигателя	Май 1995
Первый тестовый полёт двигателя на Boing 707 FTB	Январь 1996
Двигатель сертифицирован	Октябрь 1996
Ввод в эксплуатацию Boing 737-600	Январь 1998
Ввод в эксплуатацию Boing 737-700	Апрель 1998
Ввод в эксплуатацию Boing 737-800	Октябрь 1998
Ввод в эксплуатацию Boing 737-900	Май 2001
Начало работы программы Tech Insertion	Июнь 2007
Начало работы над усовершенствованным двигателем CFM56-7BE.	Апрель 2009

1.3 Общие и отличительные особенности конструкции двигателей семейства CFM56. Назначение и эксплуатационно-технические характеристики

Авиационные турбовентиляторные двигатели семейства CFM56, в общей схожести, имеют модульную конструкцию и выполнены по двухвальной прямоточной схеме [2]. Каждый двигатель включает в себя каскады высокого и низкого давления, которые в свою очередь имеют барабанно-дисковый ротор. Вращаются роторы в направлении часовой стрелки по полёту. Все двигатели семейства включают в себя следующие главные модули:

ь главный модуль вентилятора;

ь главный модуль газогенератора;

ь главный модуль турбины низкого давления;

ь главный модуль вспомогательного привода;

В свою очередь, каждый из главных модулей включает в себя подмодули. Главный модуль вентилятора включает в себя:

Ш вентилятор и подпорные ступени;

Ш первую и вторую подшипниковые опоры;

Ш центральный привод и третью подшипниковую опору;

Ш корпус вентилятора.

Главный модуль газогенератора включает в себя:

Ш ротор компрессора высокого давления;

Ш статор компрессора высокого давления;

Ш задний статор компрессора высокого давления;

Ш корпус камеры сгорания;

Ш жаровую трубу;

Ш сопловой аппарат турбины высокого давления;

Ш ротор турбины высокого давления;

Ш сопловой аппарат первой ступени турбины низкого давления.

Главный модуль турбины низкого давления включает в себя:

Ш статор и ротор турбины низкого давления;

Ш вал турбины низкого давления;

Ш задний корпус турбины низкого давления.

Главный модуль вспомогательного привода включает в себя:

Ш коробку приводов и промежуточный привод.

Системы двигателя, без которых работа двигателя невозможна, составляют первую группу систем. В неё входят:

Ш система воздушного охлаждения;

Ш система воздушного уплотнения;

Ш система смазки;

Ш система подачи и распределения топлива;

Ш система контроля;

Ш система управления двигателем;

Ш система индикации;

Ш система зажигания;

Ш система отвода выхлопных газов и реверса тяги;

Ш система запуска;

Ш входное и выходное устройства, капоты.

Системы, которые не относятся к двигателю, но связаны с ним функционально относятся к планеру и являются неактивными при нормальной работе двигателя. Эти системы составляют вторую группу систем, в которую входят:

Ш противопожарная система;

Ш противообледенительная система.

Системы двигателя, связанные с энергообеспечением самолёта, составляют третью группу систем - системы питания. К ним относятся:

Ш система электроснабжения;

Ш пневматическая система;

Ш гидравлическая система.

Все двигатели семейства CFM56 имеют идентичный газогенератор высокого давления, который состоит из девятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатой турбины. Некоторые компоненты систем и конструкции также являются идентичными.

Под воздействием факторов научно-технического прогресса: морального и физического устаревания АД; потребности в более экономичных, бесшумных и надёжных двигателях с малым уровнем выбросов вредных веществ, конструкция двигателя в процессе эволюции претерпевала некоторые изменения. В первую очередь эти изменения обуславливались потребностями рынка и заключались в том, что двигатели рассчитывались на разные классы тяги, в результате чего двигатели семейства имеют различия в массе, габаритах, степени двухконтурности, в количестве рабочих ступеней компрессора низкого давления и турбины. Требования регулирующих ведомств и органов также привнесли свой вклад в изменение конструкции двигателей. Например, постоянно ужесточающиеся требования по охране и защите окружающей среды вынудили разработчиков поработать над снижением уровня выбросов вредных веществ, поэтому на последних типах двигателей применяются двузонные жаровые трубы и жаровые трубы новой технологии TAPS (Twin Annular Premixing Swirler). Требования по шуму побудили внедрить в конструкцию акустические панели. Предъявляемые требования по безопасности и надёжности повлекли за собой изменения в системе автоматического регулирования двигателем, она перешла от гидромеханической к электронной первого и второго поколения. Использование новых технологий проектирования тоже сыграли значительную роль, возможность трёхмерного аэродинамического проектирования рабочих лопаток позволила повысить КПД ступеней, снизить количество лопаток каждой ступени, а вместе с этим общую массу двигателя. Опыт эксплуатации ранних двигателей также сыграли для последних серий немаловажную роль. В процессе эксплуатации выявлялись несовершенные технические решения элементов конструкции и заменялись более совершенными. К примеру, на двигателях ранних серий использовались конические и эллиптические кок - обтекатели (рис.1), конические обтекатели обеспечивали отличные противообледенительные характеристики, а эллиптические - характеристики по градоустойчивости [18]. На последних же сериях (CFM56-5 и CFM56-7) применены коникоэллиптические обтекатели, как хороший компромисс между противообледенительными и градоустойчивыми характеристиками. В настоящее время, в рамках программы TECH56, многие другие новые технологические решения, полученные с опытом эксплуатации двигателей семейства, внедряются в существующие двигатели (в основном CFM56-5 и CFM56-7) и используются в разработке новых двигателей.



Рис. 1. Схемы кок - обтекателей [18]

Таблица 7 Данные по количеству ступеней и рабочих лопаток двигателей CFM56-ALL [4]

1.3.1 Двигатель CFM56-2

ТРДД CFM56-2 (рис. 2) предназначался для ремоторизации гражданских и военных самолётов ближне - и среднемагистральных авиалиний: KC-135R, C-135FR, E-3, KE-3 и E-6 Mercury. Этот двигатель имеет гидромеханическую систему автоматического управления и, по сравнению с ранними ТРДД, высокую степень двухконтурности, а также сниженное на 60% количество компонентов.



Рис. 2. ТРДД CFM56-2 [1]

Таблица 8 Эксплуатационно-технические характеристики

Модель двигателя CFM56	-2-C1	-2A-2 -2A-3	-2-B1
Взлётные характеристики (на уровне моря)
Ш Макс. взлётная тяга (т) Ш Расход воздуха (кг/сек) Ш Степень двухконтурности	11 394 6,0	12 408 5,9	11 392 6,0
Полётные характеристики (Н=10 700 м; М=0,8; МСА)
Ш Макс. тяга в наборе высоты (т) Ш Степень повышения давления при макс. тяге в наборе высоты Ш Макс. тяга на крейсерском режиме (т) Ш Удельный расход топлива на крейсерском режиме (кг/кг ·ч)	2,7 31,3 2,49 0,671	2,88 31,8 2,47 0,657	2,73 30,5 0,648
Технические характеристики
Ш Длина (м) Ш Диаметр вентилятора (м) Ш Сухая базовая масса (кг) Ш Реверс тяги Ш Вырабатываемая электроэнергия (кВА) Ш Временные возможности масляного бака (ч)	2,431 1,735 2 102 Есть 1Ч40 25	2,431 1,735 2 186 Есть 2Ч75/90 72	2,431 1,375 2 119 Есть 1Ч40 25

1.3.2 Двигатель CFM56-3

ТРДД CFM56-3 (рис. 3) предназначен для оснащения самолётов Boing 737 второго поколения: 300/400/500. Этот двигатель отвечает более жёстким требованиям по эксплуатации в неблагоприятных условиях окружающей среды, имеет 40%-ый запас по уровню выбросов NO_x по сравнению с нормами ИКАО и является учредителем новых стандартов по надёжности. В настоящее время для этого двигателя предлагаются услуги по обновлению [1], которые обеспечат для него продление жизненного цикла и уменьшение расходов на содержание. В опции по обновлению входят:

ь трёхмерное аэродинамическое проектирование КВД;

ь 25%-ый запас по температуре выхлопных газов;

ь снижение удельного расхода топлива на 1,6%.

Рис. 3. ТРДД CFM56-3 [1]

Таблица 9 Эксплуатационно-технические характеристики

Модель двигателя CFM56	-3-B1	-3B-2	-3C-1
Взлётные характеристики (на уровне моря)
Ш Макс. взлётная тяга (т) Ш Расход воздуха (кг/сек) Ш Степень двухконтурности	10 319-327 6,0	11 342 5,9	11,75 319-355 6,0
Полётные характеристики (Н=10 700 м; М=0,8; МСА)
Ш Макс. тяга в наборе высоты (т) Ш Степень повышения давления при макс. тяге в наборе высоты Ш Макс. тяга на крейсерском режиме (т)	2,43 27,5 2,33	2,63 28,8 2,52	2,77 30,6 2,69
Технические характеристики
Ш Длина (м) Ш Диаметр вентилятора (м) Ш Сухая базовая масса (кг)	2,362 1,524 2 138	2,362 1,524 2 151	2,362 1,524 2 151
Используемые на типах ВС	B737-300 B737-500	B737-300 B737-400	B737-300 B737-400 B737-500

1.3.3 Двигатель CFM56-5A

ТРДД CFM56-5A (рис. 4) предназначен для оснащения силовой установкой самолётов семейства Airbus. Он является первым двигателем семейства, к которому предъявлялись требования ETOPS, имеет очень высокую надёжность, низкую эксплуатационную температуру. Впервые на этом двигателе использовалась электронная система автоматического регулирования FADEC, а в изготовлении компонентов использовались современные материалы.

Рис. 4. ТРДД CFM56-3 [1]

Таблица 10 Эксплуатационно-технические характеристики

Модель двигателя CFM56	-5A1	-5B3	-5B4	-5B5
Взлётные характеристики (на уровне моря)
Ш Макс. взлётная тяга (т) Ш Расход воздуха (кг/сек) Ш Степень двухконтурности	12,5 426 6,0	13,3 438 6,0	11 408 6,2	11,75 421 6,2
Полётные характеристики (Н=10 700 м; М=0,8; МСА)
Ш Макс. тяга в наборе высоты (т) Ш Степень повышения давления при макс. тяге в наборе высоты Ш Макс. тяга на крейсерском режиме (т)	2,63 31,3 2,5	2,63 31,3 2,5	2,63 31,3 2,5	2,63 31,3 2,81
Технические характеристики
Ш Длина (м) Ш Диаметр вентилятора (м) Ш Сухая базовая масса (кг)	2,423 1,735 2 498	2,423 1,735 2 498	2,423 1,735 2 498	2,423 1,735 2 498
Используемые на типах ВС	A320	A320	A319	A319

1.3.4 Двигатель CFM56-5B

ТРДД CFM56-5B (рис. 5) предназначен для оснащения силовой установкой самолётов семейства Airbus: A318/A319/A320/A321. Он является единственным двигателем семейства, который имеет самую высокую степень повышения давления вентиляторной ступени. По сравнению с двигателем ранней серии имеет усовершенствованные электронный блок управления двигателем (ECU) и блок центрального процессора (CPU). Впервые на этом двигателе используется жаровая труба, обеспечивающая ультранизкие выбросы вредных веществ при сгорании топлива.

Рис. 5. ТРДД CFM56-5B [1]

Таблица 11 Эксплуатационно-технические характеристики

Модель двигателя CFM56	-5B1	-5B2	-5B3	-5B4	-5B5	-5B6	-5B7	-5B8	-5B9
Взлётные характеристики (на уровне моря)
Ш Макс. взлётная тяга (т) Ш Расход воздуха (кг/сек) Ш Степень двухконтурности	15 472 5,5	15,5 478 5,5	16,5 484 5,4	13,5 449 5,7	11 409 6,0	11,8 422 5,9	13,5 449 5,7	10,8 406 6,0	11,7 421 5,9
Полётные характеристики (Н=10 700 м; М=0,8; МСА)
Ш Макс. тяга в наборе высоты (т) Ш Степень повышения давления при макс. тяге в наборе высоты Ш Макс. тяга на крейсерском режиме (т)	3,21 35,4 2,92	3,21 35,4 2,92	3,21 35,5 2,92	2,82 32,6 2,51	2,82 32,6 2,51	2,82 32,6 2,51	3,21 35,5 2,92	2,82 32,6 2,51	2,82 32,6 2,51
Технические характеристики
Ш Длина (м) Ш Диаметр вентилятора (м) Ш Сухая базовая масса (кг)	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625	2,601 1,735 2 625
Используемые на типах ВС	A321	A321	A321	A320	A319	A319JC	A319	A319	A319

1.3.5 Двигатель CFM56-5C

ТРДД CFM56-5C (рис. 6) предназначен для оснащения силовой установкой самолётов семейства Airbus: A340-200/A340-300. Данный двигатель семейства является самым мощным и тихим в своём классе, имеет самый низкий удельный расход топлива и высокую удельную тягу, которая позволяет использовать его на жарких и высотных аэродромах. Системой автоматического регулирования этого двигателя является FADEC второго поколения. Длинный канал выходного устройства со смешением потоков обеспечивает двигателю значительное снижение шума, расхода топлива и увеличение взлётной тяги.

Рис. 6. ТРДД CFM56-5C [1]

Таблица 12 Эксплуатационно-технические характеристики

Модель двигателя CFM56	-5C2	-5C3	-5C4
Взлётные характеристики (на уровне моря)
Ш Макс. взлётная тяга (т) Ш Расход воздуха (кг/сек) Ш Степень двухконтурности	15,6 514 6,5	16,25 523 6,5	17 533 6,4
Полётные характеристики (Н=10 700 м; М=0,8; МСА)
Ш Макс. тяга в наборе высоты (т) Ш Степень повышения давления при макс. тяге в наборе высоты Ш Макс. тяга на крейсерском режиме (т)	3,69 37,4 3,46	3,69 37,4 3,46	3,79 38,3 3,55
Технические характеристики
Ш Длина (м) Ш Диаметр вентилятора (м) Ш Сухая базовая масса (кг) Ш Реверс тяги	2,616 1,836 4 398 Есть	2,616 1,836 4 398 Есть	2,616 1,836 4 398 Есть
Используемые на типах ВС	A340-200	A340-200	A340-200

1.3.6 Двигатель CFM56-7B

ТРДД CFM56-7B (рис. 7) предназначен для оснащения силовой установкой самолётов Boing 737 нового поколения: 600/700/800/900/900ER/BBJ. В отличие от своих предшественников этот двигатель имеет большее время эксплуатации до съёма с крыла, которое достигнуто за счёт увеличения запаса по температуре выхлопных газов и сниженный за счёт улучшения параметров термодинамического цикла расход топлива.

Рис. 7. ТРДД CFM56-7B [1]

Таблица 13 Эксплуатационно-технические характеристики

1.4 Конструкция двигателя CFM56-5B

В рамках темы дипломной работы целесообразно рассмотреть краткое описание конструктивной схемы одного из самых популярных в эксплуатации двигателей - двигателя CFM56-5B (таблица 14).

Таблица 14 Данные по использованию парка двигателей семейства CFM56 на 31.08.10 г [1]

* Самолёты и двигатели, поставленные на коммерческое использование.

** В расчёте один заказчик на каждую модель двигателя.

Двигатель этой серии имеет наибольшее количество модификаций (таблица 11), общая формула обозначения которых выглядит так: CFM56-5BX/2P. Числовое значение "X" обозначает рейтинг тяги двигателя, "/2" свидетельствует о наличии двузонной камеры сгорания, а "/P" говорит о том, что при изготовлении элементов проточной части использовались трёхмерные методы проектировочных расчетов.

1.4.1 Общее представление о двигателе

Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-5B/2P является очень компактным и имеет простую модульную конструкцию с достаточной жёсткостью, небольшой длиной и всего лишь с двумя отъёмными корпусными деталями: корпусом вентилятора в передней части и задним корпусом турбины низкого давления (Рис. 8). Двигатель имеет два вала, расположенных на пяти подшипниковых опорах, размещенных в двух масляных картерах [2].

Входное устройство, используемое на этом двигателе, нерегулируемое, дозвуковое, реверсивное устройство располагается во внешнем контуре. Выходное устройство нерегулируемое, дозвуковое, без смешения потоков. Компрессор низкого давления состоит из вентиляторной ступени и четырёх подпорных ступеней. Турбина низкого давления состоит из четырёх ступеней, а компрессор высокого давления - из девяти. Турбина высокого давления включает одну ступень.

Рис. 8. Схема двигателя CFM56-5B [4]

Камера сгорания - двухзонная. Лопатки соплового аппарата и рабочие лопатки турбины высокого давления, лопатки соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления - охлаждаемые. Проточная часть двигателя спроектирована с использованием трёхмерных расчетов аэродинамики и прочности.

1.4.2 Главный модуль вентилятора

Кок обтекателя двигателя - составной конструкции, включающей в себя переднюю коническую 1 и заднюю гиперболическую 2 части (рис. 9).



Рис. 9. Главный модуль вентилятора [3]: 1- коническая часть кока обтекателя; 2- гиперболическая часть кок обтекателя; 3- диск вентилятора; 4- балансировочный груз; 5- вал вентилятора; 6- барабанный ротор подпорных ступеней; 7- лопатка вентилятора; 8- бандажная полка; 10- стопорное кольцо; 11- рабочие лопатки подпорных ступеней; 12- первая опора двигателя; 13- вторая опора двигателя; 14- соединительные шлицы; 15- соединительная гайка; 16- сенсорное кольцо датчика частоты вращения; 17- коническая зубчатая пара; 18- третья опора двигателя; 19- центральная часть разделительного корпуса; 20- наружная обечайка разделительного корпуса; 21- радиальная стойка; 22- клапан системы перепуска воздуха; 23- наружная обечайка корпуса подпорных ступеней; 24- лопатка спрямляющего аппарата вентиляторной ступени; 25- наружная стенка внутренней обечайки промежуточного корпуса; 26- разделитель потока; 27- бандажные кольца; 28- кожух вентилятора

Передняя часть, изготовленная из композитного материала, прикреплена к задней части шестью болтами. Задняя часть обтекателя, изготовленная из алюминиевого сплава, крепится к диску вентилятора 3 и является частью системы фиксации лопаток вентилятора. Его наружная часть снабжена 36-ю закладными резьбовыми вставками, к которым крепятся балансировочные грузы 4.

Диск вентилятора 3 изготовлен из ковочного титанового сплава. Его задняя внутренняя часть развивается в сужающийся конус, к фланцу которого крепится вал вентилятора 5, а к наружной задней части крепится барабанный ротор подпорных ступеней 6. Наружная часть диска имеет 36 выточек под крепление лопаток.

Лопатки вентилятора 7 изготовлены из титанового сплава и имеют в средней части длины бандажные полки 8. Лопатки вентилятора монтируются на диск с помощью соединения типа "ласточкин хвост". Каждая лопатка индивидуально фиксируется проставками, которые удерживают их от радиальных перемещений. В переднем осевом направлении все лопатки одновременно фиксируются стопорным кольцом 10.

Ротор подпорных ступеней включает в себя барабан с установленными на нём рабочими лопатками 11. Барабан ротора, выкованный из титанового сплава, крепится к задней части диска вентилятора. На внешней части барабана выфрезерованы три кольцевые проточки для крепления лопаток второй, третьей и четвёртой ступеней.

Венцы лопаток направляющих аппаратов смонтированы в корпус подпорных ступеней. Бандажные полки лопаток направляющих аппаратов имеют сотовое покрытие, которое контактирует с гребешками лабиринтных уплотнений, предусмотренных на барабане ротора компрессора низкого давления.

Первая 12 и вторая 13 подшипниковые опоры, которые обеспечивают соединение КНД с ТНД, поддерживают ротор вентилятора и ротор подпорных ступеней. Обе опоры расположены в одном корпусе, который соединяется с передним фланцем внутренней обечайки разделительного корпуса. Опоры обеспечиваются подводом масла, наддувом воздуха масляных полостей и отводом масловоздушной смеси в передний картер двигателя. Ротор ТНД соединяется с ротором КНД посредством шлицов 14 и гайки 15. Первая подшипниковая опора является шариковой, вторая - роликовой, содержащей в себе сенсорное кольцо датчика частоты вращения 16.

Центральный привод обеспечивает передачу крутящего момента от ротора КВД к промежуточному приводу посредством конической зубчатой пары 17. Третья подшипниковая опора 18 является сдвоенной опорой, состоящей из шарикового и роликового подшипника, которые поддерживают ротор КВД и воспринимают передающие от него осевые и радиальные нагрузки. Центральный привод и третья подшипниковая опора расположены в переднем картере двигателя и смонтированы во внутренней обечайке разделительного корпуса.

Корпус вентилятора - составной конструкции, он состоит из разделительного корпуса, корпуса подпорных ступеней и кожуха вентилятора.

Разделительный корпус вентилятора сварной конструкции, он изготавливается из стального сплава и состоит из центральной части коробчатой конструкции 19 и наружной обечайки 20, которые соединены между собой двенадцатью радиальными стойками 21. Четыре из них являются каналами для прохода:

- кабеля вибродатчика первой опоры (четвёртая стойка в положении "на три часа");

- датчика частоты вращения ротора низкого давления и дренажной трубки масляного картера (шестая стойка в положении "на пять часов");

- вертикального вала промежуточного привода и трубки отвода масла (седьмая стойка в положении "на семь часов");

- трубки подвода масла в передний масляный картер двигателя (десятая стойка в положении "на девять часов").

На наружной обечайке разделительного корпуса размещены транспортировочные узлы крепления и главный передний узел подвески двигателя на крыло самолёта. Внутренняя часть разделительного корпуса предназначена для поддержания роторов вентилятора, подпорных ступеней и КВД. Разделительный корпус вентилятора выполняет следующие основные функции:

- образует проточную часть внешнего контура;

- образует входной воздушный канал к центральной части двигателя;

- воспринимает нагрузки от ротора и статора вентилятора, от реверсивного устройства;

- используется для размещения коробки приводов агрегатов, главного и промежуточного приводов, их валов;

- обеспечивает систему регулируемых перепускных клапанов 22;

- служит нишей переднего масляного картера двигателя.

Корпус подпорных ступеней состоит из наружной 23 и внутренней обечаек, которые соединены между собой лопатками спрямляющего аппарата 24 вентиляторной ступени. Внутренняя обечайка корпуса составной конструкции, состоящая из наружной стенки 25, разделителя потока 26 и внутренней стенки, которая образована четырьмя специальными концентрическими кольцами 27. Каждое из колец служит для крепления (бандажирования) лопаток направляющих аппаратов и обрамляет рабочие лопатки подпорных ступеней. На внутренней поверхности колец нанесено истираемое покрытие, которое контактирует с торцами рабочих лопаток подпорных ступеней. Бандажное кольцо лопаток направляющего аппарата третьей ступени имеет в позиции "на 3:30 часа" технологическое отверстие для возможности проведения визуального (бороскопического) осмотра. Корпус подпорных ступеней выполняет следующие основные функции:

- поддерживает лопатки спрямляющего аппарата вентиляторной ступени и внутренние акустические панели;

- разделяет общий поток воздуха на первичный и вторичный потоки;

- образует проточную часть внешнего контура и компрессора низкого давления;

- поддерживает лопатки направляющих аппаратов подпорных ступеней.

Функции, осуществляемые кожухом вентилятора 28:

- крепление входного устройства и капотов;

- локализация лопаток вентилятора в случае их обрыва;

- размещение крепёжных узлов акустических панелей;

- размещение истираемого микросферического покрытия для уплотнения торцов лопаток вентилятора.