双转子涡扇发动机结构设计
EJ200(欧洲喷气涡轮公司)
EJ200EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。
参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。
1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。
1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。
1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。
1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。
1991年10月EJ200原型机首次运转。
计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。
预计1996年可能交付生产型EJ200。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。
例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大0.5MMH**/EFH。
采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。
在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。
为EJ200打下技术基础。
除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA 战斗机。
典型航空涡扇发动机结构分析
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一、军用发动机——АЛ-31Ф
4) 低压联轴器结构
2013-7-31
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一、军用发动机--- АЛ-31Ф
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一、军用发动机--- АЛ-31Ф
主动锥齿不直接定位于主轴
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一、军用发动机--- АЛ-31Ф
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一、军用发动机--- АЛ-31Ф
＞10 ～10 26 26 1977 1803 0.2～0.3 0.4 F22 EF2000
一、军用发动机---PW公司
F100-PW-100
LP l-1-1，HP 1-1-0 3+10---2+2
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4
一、军用发动机----GE公司
F404(F110、M88类同)
LP 1-1-1， HP 1-0-1（中介支点） 3+7----1+1
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一、军用发动机——АЛ-31Ф
9 低压转子四个支点 10 低压联轴器 11 风扇为四级，带变弯度导向叶片 12 风扇四级后有处理机匣 13 风扇前三级带中间凸肩 支承
1 号支点弹性环式弹支和SFD 4 号鼠笼式弹支 6 号支点弹性环式弹支和SFD
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34
中介轴承的使用
相应地减少一个承力框架 发动机轴的长度减少 高低压转子间的振动影响减少 相应地减少油腔和封严装置
GE公司：F101、F110、F404、CFM56 俄罗斯：AL-31F（苏27）、PD-33（米格29） PW公司：原不用 F100 后用 PW6000、F119
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一、军用发动机----GE公司
浅谈双转子涡轮喷气发动机装配车设计
浅谈双转子涡轮喷气发动机装配车设计作者：朱雄辉来源：《中国新技术新产品》2017年第11期摘要：航空涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机，其特点是在气流完全依赖产生的推力，是一种实用的喷气式战斗机。
在发动机进行维修作业时需要分解检查，由于发动机属于薄壁合金零部件，在分解过程中需要按照一定的步骤进行。
由此需要借助翻转装配车架，以便完成整个发动机的分解和装配作业。
掌握发动机翻转装配车架的设计知识，对于我们正确使用和维护发动机翻转装配车架，充分发挥其性能，正确分解和装配发动机零部件，存在很大的联系，是十分必要的。
关键词：双转子涡轮；喷气发动机；装配车设计中图分类号：TD264 文献标识码：A在航空发动机被称为“工业之花”是国家科技、工业和国防实力的重要标志。
世界上自主研发的高性能航空发动机国家只有美国、英国、俄国等少数几个国家，技术门槛高。
某型航空发动机从最初到现在成为中国显著的发展产业，从最初的模仿到自主设计和制造高性能航空发动机，经历了一个漫长的发展道路。
1.航空涡轮喷气简介航空涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机，完全依赖燃气流产生推力，通常用作电力高速飞机。
离心轴流式涡轮喷气发动机相比，具有横截面小，具有高压缩比的优势，现如今是轴向涡轮喷气发动机，是一种实用的喷气式战斗机。
航空涡轮喷气式发动机飞行一定时间后需要进行必要的修理工作。
在发动机进行维修作业时需要分解检查，由于发动机属于薄壁合金零部件，在分解过程中需要按照一定的步骤进行。
由此需要借助翻转装配车架，以便完成整个发动机的分解和装配作业。
在高空飞行时失效会随时危机飞行员和整个飞机的安全。
对涡轮喷气式发动机装配车架的设计工作是对整个发动机维修工作的支持，具有重大意义。
因此选择进行涡轮喷气式发动机装配车架的设计也是对发动机维修工作准备前的学习。
掌握发动机翻转装配车架的设计知识，对于我们正确使用和维护发动机翻转装配车架，充分发挥其性能，正确分解和装配发动机零部件，存在很大的联系，是十分必要的。
中国涡扇系列涡扇 6 ( WS-6 )：
中国涡扇系列涡扇 6 （ WS-6 ）：资料来源：西北工业大学涡扇 6 （ WS-6 ）：概述：涡扇 6 于 1964 年 10 月开始进行初步设计， 1979 年 11 月，发动机实现了高转速长时间稳定运转。
1981 年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了 123.5 千牛，达到了加力状态的设计性能。
1980 年又拟定了对涡扇 6 发动机的改型方案，即涡扇 6G 。
改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到 138.2 千牛，最大推力提高到 83.3 千牛，推重比提高到 7.0 ，性能比涡扇 6 有了很大的提高，并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。
随着强－６、Ｊ－９的落马，ＷＳ－６再次无疾而终，令人潸然泪下。
历史：1964 年，我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作，即歼-9 和强-6 的研制计划。
为了满足这两种飞机的性能要求，需要一种新型发动机作为其动力装置。
沈阳航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷、单轴涡喷和涡扇三类共 22 个设计方案进行对比，认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求，遂将其命名为涡扇 6 型发动机。
这也是我国第一次设计大推力发动机，其设计为双轴内外涵混合加力式涡扇发动机，设计最大推力 70.6 千牛，加力推力 121.5 千牛，推重比为 6 ，在当时来说是一种性能十分先进的大推力发动机。
1965 年，空军提出新型高空高速歼击机计划。
当时有两个方案。
一个实在歼 7 基础上的双发放大型，另一种是全新单发方案。
为配合后一方案，涡扇 6 的研制提上日程。
.1966 年完成了全部图纸设计。
1966 年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制，涡扇 6 的初步调试在 1968 年就已开始，整个调试工作包括运转试车、性能调试、持久试车、高空台及飞行台试验、国家定型试验等 5 部分。
在五年多的运转调试期间，先后解决了压气机部件性能差和高压压气机喘振裕度小的问题、起动及中转速喘振等故障。
某型涡扇航空发动机双转子-轴承系统动力学特性分析
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文rotor bearing system is calculated and the influence of the change of the bearing stiffness on the critical speed of the rotor is studied.The critical speed calculation is compared with the normal operating speed of the engine. The results show that the critical speed of the engine is far from the engine's normal working speed and has sufficient margin.Calculation of the vibration mode of the dual rotor bearing system.Unbalance response analysis of AЛ-31Фengine successfully high,low pressure rotor.In the different positions of the high and low pressure rotor applied successively unbalance mass,were obtained under different conditions of high pressure and low pressure rotor vibration type,analysis unbalance mass is applied in different position each axis to withstand the impact of the degree of.Simulation verifies the dynamic characteristics of the dual rotor bearing system.Established dual rotor bearing system finite element model and high and low pressure rotor unit model,the dynamics characteristics of the dual rotor-bearing system through the finite element software is used to simulate and will comparison between simulation results and calculation results.The results show that simulation results show good agreement with calculated values.Keywords:dynamic characteristics,transfer matrix method,dual rotor,disc thickness,simulationIII哈尔滨工业大学工学硕士学位论文目录摘要 (I)Abstract (II)第1章绪论 (1)1.1课题的来源及研究的背景和意义 (1)1.1.1课题的来源 (1)1.1.2研究的背景和意义 (1)1.2转子-轴承系统动力学特性分析的主要内容及常用方法 (2)1.3国内外研究现状 (3)1.3.1单转子系统研究现状 (3)1.3.2双转子-轴承系统研究现状 (4)1.4本文主要研究内容 (7)第2章传递矩阵法的改进 (9)2.1传统传递矩阵法 (9)2.2改进传递矩阵法 (11)2.3改进方法验证 (13)2.3.1算例 (13)2.3.2算例计算模型 (14)2.3.3临界转速计算及仿真验证算例 (15)2.3.4各阶振型计算及仿真验证算例 (17)2.4本章小结 (19)第3章AЛ-31Ф发动机双转子-轴承系统简化模型 (20)3.1AЛ-31Ф发动机计算简化模型 (20)3.1.1低压转子计算简化模型 (20)3.1.2高压转子计算简化模型 (21)3.1.3双转子-轴承系统计算简化模型 (22)3.2AЛ-31Ф发动机结构简化模型及结构尺寸参数 (23)3.2.1低压转子结构简化模型 (24)IV哈尔滨工业大学工学硕士学位论文3.2.2低压转子结构尺寸参数 (25)3.2.3高压转子结构简化模型 (26)3.2.4高压转子结构尺寸参数 (27)3.2.5双转子-轴承系统结构简化模型及结构尺寸参数 (28)3.3本章小结 (29)第4章AЛ-31Ф发动机临界转速及各阶振型 (30)4.1AЛ-31Ф发动机临界转速计算 (30)4.1.1低压正协调进动 (33)4.1.2高压正协调进动 (35)4.1.3临界转速计算结果 (37)4.2AЛ-31Ф发动机临界转速仿真验证 (37)4.2.1低压正协调进动 (38)4.2.2高压正协调进动 (39)4.3AЛ-31Ф发动机各阶振型计算 (40)4.3.1低压正协调进动 (41)4.3.2高压正协调进动 (42)4.4AЛ-31Ф发动机各阶振型仿真验证 (43)4.5AЛ-31Ф发动机临界转速影响因素及灵敏度分析 (45)4.5.1低压正协调进动 (45)4.5.2高压正协调进动 (46)4.6本章小结 (47)第5章AЛ-31Ф发动机不平衡响应 (49)5.1不平衡响应传递矩阵法的改进 (49)5.1.1传统不平衡响应传递矩阵法 (49)5.1.2改进不平衡响应传递矩阵法 (51)5.1.3改进方法验证 (53)5.2AЛ-31Ф发动机不平衡响应计算 (55)5.2.1低压转子不平衡响应计算 (57)5.2.2低压转子不平衡响应仿真验证 (58)5.2.3高压转子不平衡响应计算 (60)5.2.4高压转子不平衡响应仿真验证 (61)5.3本章小结 (63)V哈尔滨工业大学工学硕士学位论文结论 (64)参考文献 (65)哈尔滨工业大学学位论文原创性声明和使用权限 (70)致谢 (71)VI哈尔滨工业大学工学硕士学位论文第1章绪论1.1课题的来源及研究的背景和意义1.1.1课题的来源本课题来源于北京航空精密机械研究所项目：超高速转子系统在高温环境下动态性能分析及实验研究。
大涵道比发动机转子连接结构研究
大涵道比发动机转子连接结构研究发布时间：2023-03-23T02:46:13.669Z 来源：《中国科技信息》2023年第1期作者：刘光远[导读] 大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。
在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。
刘光远中国航发沈阳发动机研究所沈河区万莲路1号，辽宁沈阳，110015摘要：大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。
在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。
本文对目前广泛采用的转子连接结构进行介绍，并选取7型国外大涵道比发动机对其联轴器结构进行了分析。
目前，欧美大涵道比发动机高压转子联轴器和低压转子联轴器均采用了刚性联轴器结构。
关键词：大涵道比发动机；转子连接结构；联轴器引言涡扇发动机整个使用寿命期内，由于叶尖磨损、封严磨损、积垢沉淀及变形等因素，发动机整机性能会随着使用时间的延长而逐渐衰退，导致发动机推力下降、耗油率升高。
发动机性能衰退是自然规律，但较快的性能衰退影响发动机正常使用，甚至影响发动机使用经济性，因此，性能衰退是当前亟需突破和解决的关键性问题。
在总体结构设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用，进而影响了发动机性能衰减速度。
本文从国外大涵道比发动机转子连接结构设计角度对联轴器的结构形式进行了统计和分析，明确联轴器设计在国外航空发动机设计的演变过程，为国内发动机设计提供参考。
联轴器结构形式航空发动机不同的转子支承方案对联轴器功能要求不同，目前采用的联轴器主要分为刚性联轴器和柔性联轴器。
当联轴器需传递扭矩和轴向力，需将涡轮轴与压气机轴刚性联为一体，一般采用刚性联轴器。
大涵道比涡扇发动机高压转子通常采用双支点的支承方案，此时需要刚性联轴器将高压压气机转子和涡轮转子连接在一起。
AL-31F小涵道比涡扇发动机
2、高压涡轮转子连接结构特点
叶片与盘的连接：枞树形榫头连接，叶片
榫头呈楔形，轮缘凸块呈倒楔形，这种榫头重量 轻，榫头在轮缘所占的周向尺寸小，因而在轮盘 上可以安装较多的叶片。这种榫头有间隙的插入 榫槽内，允许轮缘受热后能自由膨胀，因而减小 了连接处的热应力，由于装配间隙的存在，低转 速时叶片可以在榫槽内有一定相互移动，起到一 些阻尼减振作用，并可自动定心，减小了离心力 所引起的附加弯矩。这种榫头也有利于冷却。但 这种榫头也有缺点，容易发生应力集中，加工精1F的静子承力系统在承力方案上采 用了三个承力框架：
1、在风扇前1号支点处由进口导向器叶片固定部 分作为受力框架将辊棒轴承的径向负荷外传，经 风扇机匣传至主安装节。
2、在风扇和高压压气机之间的中介机匣是发动 机主承力框架，风扇后2号支点、低压涡轮轴前 支点即3号支点和高压压气机前4号支点所承受的 轴向载荷和径向载荷均通过中介机匣传到安装节 上
• 盘与轴的连接：采用短螺栓连接。由于设 计要求尽量缩短轴的长度和制造工艺的限 制，涡轮盘与前后轴颈采用短精密螺栓连 接，前轴颈同样通过短螺栓与涡轮轴连接。 为保证长期使用转子而不发生偏心和接触 面磨损增加转子的不平衡，造成转子系统 振动加大，在每个连接面上都设计有定心 面。
• 由于高压涡轮转子为单级，所以没有盘与 盘之间的连接。
• 盘与盘的连接：第1～3级盘用电子束焊焊 在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊 为一个整体。第7～9级则为单盘，而用长 螺栓与6级盘连在一起。由于后几级与燃烧 室非常接近，如果使用短螺栓连接，就会 使要保证的热定心，传扭等的参数十分复 杂，所以采用了长螺栓连接。在这种由长 螺栓将四级轮盘连接结构设计中，各盘之 间夹一个等直径鼓筒，鼓筒与盘靠圆柱面 定位，由多根长螺栓轴向拉紧，靠端面压 紧的传扭鼓筒传扭。
双转子大涵道比涡扇发动机转子支承方案研究
图1典型双转子大涵道比涡扇发动机流道图风扇增压级压气机燃烧室高压涡轮低压涡轮压气机过渡段涡轮过渡段如图2所示，首先识别可以设置承力框架的位置：图2可设置承力框架的位置①风扇前端，可支承低压转子前端；②压气机过渡段，可支承高压转子前端和低压转子前端；③燃烧室机匣，可支承高压转子后端；④涡轮过渡段，可支承高压转子后端和低压转子后端，但是部分机型涡轮过渡段极短，甚至没有涡轮过渡段，此部分机型则不能在涡轮过渡段处设置承力框架；⑤低压涡轮后端，可支承低压转子后端，亦可通过中介轴承的方式间接支承高压转子后端。
[1]3.2承力框架布局设计原则承力框架布局设计主要遵循以下原则：①尽量减少承图5高压转子1-2-1支承方案图3高压转子1-0-1支承方案图4高压转子1-1-0支承方案图6高压转子1-2-0支承方案与单滚珠相比，珠棒并用方案的主要缺点是增加了零组件数量、增大了重量，优点主要包括：通过合适的轴承座刚度分配，可使滚棒轴承承受几乎全部径向力，而滚珠轴承基本只承受轴向力，的工作状态均比较理想，增加了轴承的寿命和可靠性；滚棒轴承的径向游隙一般要小于滚珠轴承，经过长时间的磨损之后，因此增加了滚棒轴承后，好的限制高压转子的涡动（涡动即由于转子不平衡等引起高压转子实际轴线绕理论轴线旋转的运动）由于滚棒轴承直径较小，可更加靠近压气机转子，大部分机型低压转子采用0-2-1或0-3-0支承方案。
如图8和图9所示，0-3-0支承方案比0-2-1支承方案少1个承力框架，减重效果非常明显，但是低压涡轮轴需要绕过低压转子后支点，长度更长，进一步增加了低压涡轮轴的加工难度。
一般而言，如果0-3-0支承方案技术风险可控，考虑到减重收益较大，应优先选择0-3-0支承方案。
图7珠棒并用结构示意图图8低压转子0-2-1支承方案图9低压转子0-3-0支承方案图10低压转子0-3-1支承方案图11低压转子0-1-1支承方案前珠后棒方案的主要优点包括：1）风扇轴一般设计为前粗后细的结构，而滚珠轴承直径一般比滚棒轴承大，因此前珠后棒方案能够利用风2）如果风扇轴因异常情况断裂，滚珠轴承可确保风扇/增压级转子不致向前飞出，造成更大的破坏，低压涡轮转子脱离滚珠轴承限制，可向后移动，使轴向碰磨结构（通常设置在低压涡轮处）起作用，从而防止低压涡轮无负载飞转（无负载飞转可能导致低压涡轮盘破裂，击穿机匣和图12前珠后棒方案图13前棒后珠方案。
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结 和使用寿命起关键作用的因素，而且也
构 方
影响转子动力学性能。
案
设
计
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7
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.1 单转子支承方案
（1）两支点方案：用于早期的单转子发动机
双 转
或小型的发动机中，由于压气机级数较少，常将
子 压气机转子与涡轮转子刚性的联结在一起，组成
涡 扇
涡
扇
发
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
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9
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.1 单转子支承方案
当涡轮级数较多时，为不使涡轮转子外伸过多，
双 转
可采用1-1-1结构。
子
涡
扇
发
动
机
总
体 结
在三支点方案中，三个支点间很难作到同心，
构 为此大多数发动机中，将联轴器做成刚性的，这
方 样必须提高加工精度，以保证机匣及三个支点均
方
案
设
计
2019/11/28
13
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.2 双转子支承方案
2.2.3 四支点支承方案
双
转 JT9D发动机：高、低压转子个支承在两个支点
子 涡
上，低压转子为0-1-1方案，高压转子为1-1-0方
扇 案。四个支点支承于三个承力框架上，无中介支
发 点，因此结构简单。
构 设
先进性，减少研制风险。
计
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2 发动机转子的支承方案
双
发动机转子：压气机转子与涡轮转子以及联
转 结它们零件、组件。
子
涡
转子的支承方案：转子采用几个支承结构
扇 （简称支点），安排在何处等的方案。
发
动 机
支承方案的选择关系到发动机结构、
总 重量及性能。是发动机效率、性能保持
发动机的整体转子，此时转子支承在两个支承上，
发 形成了两支点方案。
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
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8
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.1 单转子支承方案
（2）三支点方案：大多数单转子发动机采用，
双 转
如WP6、WP8发动机。压气机转子前后各一个支点，
子 涡轮前有一个支点，形成1-2-0支承方案。
与三转子相比，双转子支承方案的优点：
双
转 （1）转子数目少，支承结构简单；
子 涡
（2）供回油及轴承腔油气封严难度不大，易于
扇
实现；
发
动 （3）转子装拆方便；
机
总 采用双转子结构设计的缺点：
体
结
对大推力级发动机，支点跨度大，低压轴长，
构 刚度差，且加工困难。
方
案
设
计
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12
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
相连以加强刚性。
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
2019/11/28
15
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计
双
转
子
涡
扇
发
动 机
高压转子（0-2-0）：
总
采用挑担式方案，使高压压气机转子的中心
体 结
尽可能接近支点，且提高了转子的刚性。为减小
构 高压压气机和高压涡轮转动时的摆动现象，两转
方 案
子采用刚性联轴器 ，并预加轴向力将两转子刚性
课
程
设 计
双转子涡扇发动机
双 转
总体结构方案设计
子
涡
扇
发 动
授课教师：王 志
机
结
航空发动机教研室
构
设
计
课
程
设 计
按飞机的技术战术指标
双 要求，在确定了发动机性能
转 子
指标，提供了总体流路图、
涡 扇
各部件性能参数及有关结构
发
动 机
参数后 ，开展发动机总体结
结 构
构方案设计。
设
计
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
结 面的经验，以指导新机的研制；
构
方 （4）在整个设计过程中，对对发动机的可靠性、
案 可维护性、可保障性应给予足够的重视。
设
计
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3
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计
发动机总体结构布局主要进行的工作：
双 （1）转子支点布局及支承形式安排；
转 （2）承力系统及传力路线安排；
子
设
计 2.2 双转子支承方案
2.2.1 与三转子相比，双转子支承方案的优点
双
转 （1）转子数目少，支承结构简单；
子 涡
（2）供回油及轴承腔油气封严难度不大，易于
扇
实现；
发
动 （3）转子装拆方便。
机
总 2.2.2 采用双转子结构设计的缺点
体
结
对大推力级发动机，支点跨度大，低压轴长，
构 刚度差，且加工困难。
设
计 1 总体结构布局
总体结构方案设计应遵循的主要原则：
双
转 （1）在保证工作可靠的前提下，力求结构简单，
子 零件数目少，强度储备合理，重量轻；
涡
扇 （2）广泛采用经过验证的、成熟的高、新技术，
发 动 机
并考虑个方面的因素，从而达到一种平衡的设计， 以减少风险；
总 体
（3）重视国内外以往的设计、使用、维修等方
设 相连以加强刚性。
计
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16
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计
双
转
子
涡
扇
发
动 机
低压转子（1-2-0）：
总 （1）止推支点2放入高压压气机转子轴径内腔，
体 结
并靠近高压压气机后的止推支点3，使支点2的负
构 荷通过支点3及其承力构件传出，简化了支点2的
方 案
承力构件，同时还借用了支点3的滑油系统，减轻
加力式
双 转 子
双转子 多转子
非加力式
涡
扇
发
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
2019/11/28
5
课
程
设
总体结构方案设计是航空发动机
计 设计中的重要一环，它是技术设计阶
双 段中总体结构设计、各部件、系统设
转 子
计的基础。
涡
扇 发
总统结构方案设计的好坏对发动
动 机研制全局会带来重大影响，应进行
机
结 多方案论证，以保证方案的合理性、
涡 （3）发动机转静子同心度保证；
扇 发
（4）发动机装配性考虑；
动 （5）发动机转静子之间的联结结构；
机 总
（6）润滑封严方案选取；
体 （7）润滑系统、漏油系统考虑；
结
构 （8）支承结构方案；
方 案
（9）全台发动机重量控制。
设
计
2019/11/28
4
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计
单转子
案 设
有较高的同心度。
计
2019/11/28
10
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.1 单转子支承方案
（3）四支点支承方案
双
转
子
涡
扇
发
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
2019/11/28
小流量混合 式压气机， 4支点，双 止推轴承。
11
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 2.2 双转子支承方案
动
机
总
体
结
构
方
案
设
计
2019/11/28
14
课 程
双转子涡扇发动机总体结构方案设计
设
计 高压转子（0-2-0）：
采用挑担式方案，使高压压气机转子的中心
双 转
尽可能接近支点，且提高了转子的刚性。为减小
子 高压压气机和高压涡轮转动时的摆动现象，两转
涡 子采用刚性联轴器 ，并预加轴向力将两转子刚性
扇 发