遄達發動機是英國羅·羅公司繼 RB211系列發動機之後新的系列發動機,是為滿足20世紀90年代初的大型客機而發展的。
90年代初發展的有兩個系列,即用於 A330的遄達700系列和用於波音777的遄達800系列,90年代後期又先後發展了用於 A340 500/ 600的遄達500與用於 A380的遄達900,21世紀初發展了用於波音787的遄達1000,裝遄達1000的波音787客機已於2008年投入使用。
遄達發動機是在 RB211系列中最後型號 RB211524G/H(分別於1989年與1990年投入航線使用)的基礎上改進衍生而成的。在遄達的設計中,除保留了 RB211 524G/H的許多設計外,還利用其他發動機的一些經過考驗的技術,並吸收了一些新發展的技術,使得遄達發動機的性能較 RB211 524G/H有較大的提高,且可靠性與耐久性也有較高的水平。
按原計劃,初期的遄達有三個系列,即遄達600、700與800系列,其推力範圍分別為;285~302kN、298~340kN與334~454kN,風扇直徑則分別為2.4028m、2.4630m與2.7940m。三個系列中,核心部分基本相同。原擬用於 MD11的遄達600系列,由於用戶破產取消了訂貨而終止發展。
遄達700系列中有4個型號,即遄達768、遄達770、遄達772與遄達775,它們的結構完全一樣,只是推力稍有不同,型號序號中的後二位數字表示推力值,即該二位數乘以1000lbf即為發動機的以lbf為單位的推力值。
表1列出了遄達700與 RB211524G/H循環參數的比較。由表1可見,巡航狀態下,與 RB211524G/H 相比,遄達700的涵道比由4.78增大到5.24,提高了推進效率,使耗油率可降低1.3%;總壓比由27.8提高到32.9,提高了熱效率,也可使耗油率降低1.3%;加上部件效率的提高,最終,可使遄達700的耗油率比 RB211524G/H的低4.8%左右。
表1 、RB211-524G/H與遄達700的循環參數比較
遄達的研製計劃始於1988年,其第一個型號最初命名為 RB211 524L,後改名為遄達600。
1988年第三季度開始核心機部件試驗檯試驗。1990年上半年完成遄達600系列的設計,並於1990年8月進行第1次臺架試車,推力達到315kN,1991年9月試車中推力已超過335kN。
遄達700發動機於1992年7月第1次臺架試車,於1993年12月取得適航證,裝它的 A330飛機1995年初投入航線使用。據1998年8月統計,裝用遄達700的 A330飛機,佔A330市場的43%。
主要性能
表2列出兩型遄達700的主要性能參數。
表2、遄達700的主要性能參數
設計特點
遄達700發動機(如圖1所示)的總體結構設計基本上與 RB211 524G/H發動機相同,只是中壓壓氣機與低壓渦輪各增加了1級。它由直徑為2.494m的單級風扇、8級中壓壓氣機、6級高壓壓氣機、具有24個氣動霧化噴嘴的環形燃燒室、單級高、中壓渦輪、與4級低壓渦輪組成。下畫分別敘述各部件的某些設計特點。
3.1 三轉子結構
三轉子結構是 RB211系列發動機的傳統設計,與雙轉子相比,採用三轉子設計時,總的級數會減少許多,總的葉片數與可調靜葉級數也少,因而發動機零件數目可少許多。另外,轉子長度相對短,因而剛性好,有利於性能保持。渦輪的冷卻空氣量也可少1/4左右等。表3列出了遄達700與推力級相當的雙轉子發動機某些結構參數的比較。
圖1、遄達700發動機結構圖
表3、三轉子遄達700發動機與推力級相當的雙轉子發動機某些參數的比較
3.2 風扇葉片
RB211-535E4與RB211524G/H 發動機的風扇葉片採用了無凸肩、寬弦與帶蜂窩芯部的夾層結構設計,具有氣動損失小、效率高、流通能力大、重量輕、抗外物打擊的能力強和外來物進入核心機少以及抗振和抗顫振性能高等特點。
遄達700的風扇葉片繼承了這種葉片的結構設計思想,並做了較大的改進:其芯部從葉尖到葉根採用了鈦合金板料做的整體的三角形框架結構(如圖2所示),取代了原來採用的鈦合金蜂窩結構。
能承受面板的離心載荷,使這種稱為“超塑性成形/擴散連接”(SPF/DB)的夾芯葉片比用蜂窩芯部的葉片輕15%左右。它已成為羅·羅公司的第三代寬弦無凸肩葉片。風扇葉片根部採用了 RB211的傳統設計,即燕尾形根部沿長度方向做成圓弧形。
圖2、遄達發動機風扇葉片橫截面圖
這種新設計的風扇葉片順利地通過了低循環疲勞的試驗檯試驗,在應力因子為120%,試驗到36370循環時,葉片上未出現任何問題;將應力因子加大到140%,人為地使它易出現損壞,當試驗進行到36875循環後,在預估的薄弱環節處(葉高45%的葉背處)出現損傷。
試驗結果表明,此種葉片具有較長的低循環疲勞壽命。新的風扇葉片還成功地通過了用重量分別為0.6800、1.1355、1.8100及3.6300kg的鳥作投鳥試驗;最重要的是經過10年多航線使用的考驗,證實了這一設計是成功的。
Kevlar包容環
風扇的包容環採用了類似 RB211 535E4的結構,但做了改進。它是在鋁製的環形殼體上纏繞多層用 Kevlar材料織成的條帶,然後用環氧樹脂於以包覆。
圖3、遄達700包容環結構圖
為了減輕鋁殼體的重量而又具有一定的剛性,殼體上縱橫交叉地銑出多道凹槽形成具有格柵的薄機匣,稱之為“等格柵環”,如圖3所示。
這種新的包容環既有較好的剛性,又有足夠的韌性,其重量要比RB211535E4的輕35%,比RB211 22B用鋼做的包容環輕55%。
當葉片從根部斷裂甩出時,將鋁殼體擊穿,打在 Kevlar的纏繞層內,使纏繞層拉伸變形,在拉伸變形過程中,吸收了斷片甩出的能量,因而能將葉片斷片包住而不會擊穿 Kevlar纏繞層,如圖4所示。
圖4、Kevlar包容環包容斷片的機理示意圖
中、高壓壓氣機
與 RB211 524G/H相比,遄達700發動機中壓壓氣機做了以下改動,即加大了氣流量,增加了1級以減小級載荷提高效率,採用了三排可調靜葉。
整個中壓壓氣機轉子用鈦合金焊為一體;後2級工作葉片採用了正交設計,即葉片做成與氣流流動方向垂直,但與輪盤間卻有一夾角,以提高效率。所有工作葉片與前三排可調靜葉用鈦合金製造,3~7級靜葉用鋼製造,第8級靜葉用Incol718鎳基合金製造。
高壓壓氣機轉子用IMI834高溫鈦合金焊接成一整體,成為全鈦轉子,這是遄達700發動機中的很有特點的設計。總壓比與遄達700相近或低些的發動機中,尚無採用全鈦轉子的。高壓壓氣機中採用全鈦轉子會減小發動機重量。
全鈦轉子是指盤與鼓環採用鈦合金,但裝在它上面的工作葉片並非全是鈦合金的。例如,在遄達700高壓壓氣機轉子上,1~3級工作葉片用鈦合金,4~6級工作葉片用Incol718。
高壓壓氣機後3級的外環採用了低膨脹係數的Incol907合金做成。在靜子葉片與外環間嵌有熱容量較大的隔熱材料襯環,以控制機匣溫度,提高被動間隙控制能力,使葉尖間隙在工況瞬變中變化不大。這種被動間隙控制技術在RB211系列中還未採用過,但用於遄達系列發動機中。
3.5 燃燒室
遄達燃燒室設計成低排汙的,如圖5所示。所採取的主要措施為減小火焰筒總的容積30%,而加大頭部主燃燒區容積32%。前者可降低 NOX排汙量,後者可提高在10000m高空中的重新點火性能。
採用了24個簡單的氣動霧化噴嘴以改進油 氣的混合效果並降低發煙量。這種燃燒室經試驗,排汙物均大大低於環境保護局及國際民航組織的限定值:CO、未燃燒的碳氫化合物、發煙量與 NOX的含量分別為限定值的 12%、7%、28%和 58% (在 RB211 524G/H的燃燒室中,相應的排汙量分別為限定值的13.8%、13%、81%和83%)。
圖5、遄達700發動機燃燒室結構圖
3.6 渦 輪
遄達700高壓渦輪結構如圖6所示,其導向器葉片與工作葉片基本結構形式與 RB211524G/H的相同,但做了較大改進:工作葉片的材料由定向結晶的 MAR M002改為單晶的 CMSX 4,提高了抗蠕變的性能,且抗腐蝕性與抗氧化的能力均有提高,材料承受高溫的能力約提高80℃;
葉片冷卻通道做了進一步改進,提高了冷卻效果,如以RB211535E4渦輪工作葉片的冷卻效果為基數,RB211 524G/H的提高了75℃,遄達700的則提高了120℃。
採取這兩項措施後,可減小冷卻空氣量,耗油率可降低0.3%,同時可以延長其使用壽命。另外,葉片的表面上還滲以鋁鉑塗層。
在渦輪前燃氣溫度的選擇上,遄達繼承了 RB211系列的傳統,即留有較大裕度,使渦輪工作於較低的溫度下,據稱要比 A330使用的其他發動機低60℃。
RB211在使用中,由於渦輪前燃氣溫度比其他發動機低,因而由於溫度高引起的發動機拆換次數僅佔全部拆換髮動機的20%,而其他發動機要佔40%。
遄達700發動機中壓渦輪如圖7所示,為單級,工作葉片是按可控渦變功量設計的,效率比較高;與 RB211524G/H不同的是,流道內徑未變,但外徑向外擴張得較大。
工作葉片採用了CMSX 4單晶材料鑄成,不冷卻。導向器葉片是按三元流複合傾斜設計的,用 MARM002定向結晶材料鑄成空心的,通以冷卻空氣進行冷卻。
遄達700發動機4級低壓渦輪均按三元流設計以提高效率,葉片也採用了正交設計。由於氣流通道是向內、外擴張的,因此葉片沿葉高度有明顯的彎曲外形。這是其他發動機中尚未採用的設計。
圖6、遄達700發動機高壓渦輪結構圖
圖7、遄達700發動機中壓渦輪結構圖
3.7 整體式嘴管
與其他高涵道比大推力渦扇發動機不同,遄達發動機上採用了整體式噴管,即外涵冷空氣通過摻混器流入噴管中,與核心機的燃氣混合後再噴出。
採用這種噴管後,能降低發動機耗油率與噪聲,並可增大開反推器時的反推力。羅·羅公司最早在 RB211 535E4發動機上採用整體式噴管。這種噴管適於在遠航程的客機上使用。
3.8 燃油調節器與噪聲
遄達700的燃油調節器是在 RB211 524G/H的基礎上,吸收了軍用發動機的經驗以及V2500可調靜葉作動筒及放氣活門操縱等的使用經驗而發展的,為羅·羅公司的第三代全功能數字式電子調節器(FADEC)。
據稱RR211 524G/H的FADEC可靠性較高,每套FADEC兩條通道,單通道的平均無故障間隔時間(MTBF )為40000h,整套為20000h;而其他發動機的FADEC單通道的 MTBF約為22400~25000h,整套的為11200~12500h。
遄達700在設計中採取了多種在其他發動機中應用有效的降噪措施,同時,採用了整體式噴管,在全長的外涵管道內裝有吸聲襯套等,使它的噪聲值比FAR36部第三階段要求的極限值低10~12dB,裝遄達700的 A330能滿足倫敦機場夜間宵禁條款的要求。
4 發展試驗
雖然遄達700發動機的許多試驗內容與遄達600的相同,但羅·羅公司仍投入了5臺發動機開展遄達700發動機發展性的試驗工作,其中4臺為地面臺架試驗。1991年9月投入的最後1臺用於高空臺試車。地面試車臺試車結果表明,發動機推力超過了339kN,啟動成功率為100%,振動低。
投入試驗的5臺發動機分工如下:L0用於判斷新發展的部件是否可行。
L1用子測振、核心機的 X光測試、軸承負荷與空氣系統的測試,其中風扇葉片及其出口靜葉、中壓壓氣機與低壓渦輪的振動測試未發現任何問題,應力值均在設計範圍內。
還在發動機穩態與過渡態工作下對發動機內部關鍵部位的相對位置(例如徑向間隙與軸向隙等)進行了檢測。
L2用於對部件的性能進行測試,為此在發動機內12個截面處安裝了測壓孔900個,測溫孔501個,除測量地面狀態下部件參數外,還測量改變整體式噴管出口面積模擬巡航狀態的部件參數。
L3用於耐久性試驗。
L4用於高空臺試驗。
5 重大故障
裝遄達700的 A330大型客機於1995年1月投入使用後,發動機工作情況良好;但使用不到兩年時間後,卻於1996年年末起,連續發生多起由於傳動附件機匣垂直傳動軸的軸承滑油供油不夠而損壞,造成多起空中停車事件,僅香港國泰航空公司就出現過6次空中停車事件。
1997年5月中旬,香港國泰航空公司與港龍航空公司於5月24日宣佈他們分別所有的11架與4架裝遄達700發動機的A330客機全部停飛。由於 A330是一種大型雙發客機,每架飛機可載客330餘人,15架飛機停飛,影響數萬名旅客的旅行計劃。僅國泰航空公司在停飛的頭6天內就取消了100個航班。
這一故障不僅造成了較大的經濟損失,還造成很壞的社會影響。
附件機匣中支承與垂直傳動軸齧合的錐齒的止推軸承潤滑不足,工作中軸承溫度過高,造成軸承與傳動軸先期疲勞而失效,是引起空中停車的原因。在這幾起停車事件中,在滑油回油管中的磁屑末檢測器(MCD)中均發現了金屬屑末。
遄達700的附件傳動箱是由法國伊斯帕諾.西札 Hispano Suiza公司生產的。該機匣的滑油系統設計不夠完善,軸承的噴油嘴與軸承間有20mm的縫隙,使軸承得不到充足的滑油,因而引起軸承溫度變高。
在國泰航空公司與港龍公司宣佈停飛 A330旅客機後,羅·羅公司用遄達800的設計對此做了修改,試驗表明,改進後,軸承的工作溫度由170 ℃降到120 ℃。附件機匣改裝後,A330於1997年6月中恢復航班飛行。參見“從國外幾起嚴重故障談航空發動機研製的艱鉅性”。
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