典型航空燃气涡轮发动机结构分析讲义

典型航空燃气涡轮发动机结构分析
（讲义）
北京航空航天大学能源与动力工程学院
2007年3月
前言
航空燃气涡轮发动机的发展已有70年的历史，特别是在近20年以来在结构设计，生产工艺和应用材料上都有了飞速的发展，同时在结构设计上英国罗罗公司，美国通用电气公司、普惠技术联合公司和俄罗斯的航空动力设计集团都逐步形成各自的设计风格和结构特点。

在航空发动机的结构设计中各设计集团在新机的结构设计上一般新结构所占比例不超过30％，因此，在航空发动机发动机结构设计中体现出鲜明的继承性和创新性。

在初步学习了航空发动机结构设计的基础知识后，通过对各设计集团（公司）所设计的航空发动机，在结构设计中的特征进行对比分析有助于更好的了解各种结构的使用优点和问题。

本讲义选取了6种结构设计特征鲜明的燃气涡轮发动机在结构设计方面进行了论述和分析，以加深对航空发动机结构设计中的各种结构使用的条件的理解。

为适合航空发动机维修专业学生的使用，本讲义对两种民用涡扇发动机（CFM56、PW4000）的维修和装配进行了介绍。

目录
第一章WP7涡喷发动机 (1)
1.1概况 (1)
1.2结构和系统 (3)
1）总体结构 (3)
2）压气机 (8)
3）燃烧室 (13)
4）涡轮 (15)
5）加力燃烧室 (22)
6）附件传动系统 (23)
7）滑油系统 (24)
第二章斯贝涡扇发动机 (26)
2.1研制概况 (26)
2.2结构和系统 (26)
1）总体结构 (26)
2）压气机 (28)
3）高压压气机 (33)
4）燃烧室 (33)
5）高压涡轮................................................................................................................................. - 37 -6）低压涡轮................................................................................................................................. - 37 -7）加力燃烧室............................................................................................................................. - 37 -8）尾喷管..................................................................................................................................... - 39 -9）其他......................................................................................................................................... - 39 -第三章F404系列涡轮风扇发动机.................................................................................................... - 40 -3.1F404系列发动机研制与结构 .. (40)
1）发展综述................................................................................................................................. - 40 -2）结构设计特点......................................................................................................................... - 41 -
3.2F414发动机研制与结构 (43)
1）研制背景................................................................................................................................. - 43 -2）主要设计特点......................................................................................................................... - 44 -3.3广泛的可靠性试验 . (48)
3.4研制概况 (50)
第四章АЛ-31Ф涡扇发动机 (51)
4.1研制概况 (51)
4.2结构和系统 (51)
第五章CFM56系列涡轮风扇发动机结构 (59)
5.1CFM56系列发动机研制背景及发展概况 (59)
1）发展概述 (59)
2）技术数据 (61)
3）装机对象 (61)
4）结构概述 (61)
5.2结构设计特点 (62)
1）总体结构 (62)
2）风扇及增压压气机 (65)
3) 风扇叶片及进气整流锥 (67)
4）风扇机匣 (72)
5）高压压气机(HPC) (72)
6）扩散器及燃烧室 (74)
7）高压涡轮 (76)
8）低压涡轮(LPT) (80)
9) 发动机安装节 (83)
10）滑油系统 (84)
11) 控制系统 (84)
12）起动系统 (85)
第六章PW4000系列涡轮风扇发动机结构 (86)
6.1PW4000系列发动机研制背景及发展概况 (86)
1）发展综述 (86)
2）装机对象 (87)
3）技术数据 (88)
4）结构概述 (88)
6.2结构设计特点 (89)
1）总体结构 (89)
2）低压压气机（LPC） (96)
3）压气机进气锥 (97)
4）风扇叶片 (98)
5）风扇机匣 (99)
6）中介机匣 (102)
7）高压压气机(HPC) (103)
8）扩散器及燃烧室 (104)
9）涡轮导向器 (108)
10）高压涡轮(HPT) (108)
11）低压涡轮(LPT) (110)
12）涡轮排气机匣 (111)
13）角齿轮箱（AGB） (112)
14）主齿轮箱(MGB) (113)
15）发动机安装节 (113)
第一章WP7涡喷发动机
1.1概况
涡喷7系列发动机是带加力燃烧室的双转子涡轮喷气发动机，是歼7、歼八8飞机的动力装置。

涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联P11-φ-300发动机（配装米格-21）开始仿制的，1966年12月国家验收，1967年小批生产。

1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。

在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性和维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。

首翻期为100h，总寿命300h。

为满足歼8飞机的要求，l965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。

1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。

1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。

1969年7月，涡喷7甲装于歼8飞机通过首飞考核。

1970年转黎明发动机制造公司继续研制。

从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。

涡喷7甲（01批）由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投人小批生产，首翻期为50h。

涡喷7甲（03批）由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100h。

涡喷7甲（05批）是在（03批）基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。

为满足歼7改型的需要，l965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。

该型别01批的性能与涡喷7甲相同。

1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷7乙（02批）。

1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。

涡喷7系列主要有以下改型：
涡喷7：原型，已停产。

涡喷7甲：用于歼8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进口温度提高100℃。

此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。

涡喷7乙：在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼7飞机。

在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。

涡喷7发动机由六级轴流压气机（高、低压各三级）、环管式燃烧室（10个火焰筒）、轴流式两级涡轮（高、低压各一级）、加力燃烧室、尾喷口等主要部件以及附件传动及各种附属系统组成。

图1-1为涡喷7发动机外形图。

图1-2为其压气机-涡轮的结构简图。

图1-1 涡喷7发动机外形图
图1-2 涡喷7压气机-涡轮的结构简图涡喷7发动机主要技术数据（以涡喷7乙发动机为例）：
最大加力推力（daN）：5982；
中间推力（daN）：4315；
加力耗油率[kg/(daN.h)]：2.04;
中间耗油率[kg/(daN.h)]：1.03;
低压转子最大转速（rpm）：11150；
高压转子最大转速（rpm）：11425；
推重比：5.5;
空气流量（kg/s）：64.5；
总增压比：8.85;
涡轮前温度（ C）：1015；
最大直径（mm）：906；
长度（mm）：4600；
质量（kg）：1191。

1.2结构和系统
1）总体结构
支承方案与联轴器
涡喷7发动机有高、低压两个转子，因此在转子支承问题上比单转子发动机复杂。

涡喷7发动机两个转子共有五个支点，通过三个承力结构件传到发动机机匣上（见图1-2）。

高压转子的支承方案较简单，仅采用两个支点，即压气机后的3号支点与涡轮转子前的4号支点（图1-2），通常表示为0-2-0支承方案。

由于传于转子3号支点的轴向负荷较大，该处采用了两个滚珠轴承，4号支点仅承受径向负荷，采用了滚棒轴承。

高压转子的支承方案所以能设计得如此简单，主要是因为高压压气机只有3级，因此高压压气机转子很短，重量轻，可以设计成悬臂式的结构。

为了尽量减短压气机转子重心至前支点（即3号支点）之间的距离，将压气机锥形轴颈直接与第五级盘（即高压第二级）相联接。

高压转子采用双支点方案后，高压压气机轴与高压涡轮轴之间就需采用刚性联轴器（图1-3），形成刚性良好的整体转子，以保证转子的稳定工作。

图1-3 高压转子联轴器
低压转子的支承方案基本上属于l-2-0型式。

由图1-2可见，这种1-2-0型的支承方案是较特别的。

其前支点不是置于压气机第一级轮盘的
前面，而是在第一、第二级轮盘间，即1号轴承夹于两轮盘间。

为了减少轴承的传力机匣，将低压转子的中轴承（2号）、后轴承（5号）支承于高压转子内，其负荷先传到高压转子上后，然后分别通过高压转子的3号及4号轴承外传．这种轴承介于高、低压转子间，因此称为中介轴承。

低压转子的轴向负荷是通过2号滚珠轴承传出的。

其余两个轴承均为滚棒轴承，只传递径向负荷。

由于低压转子采用了三个支点，为保证发动机正常工作，也为了降低三个支点同心度的要求，涡轮与压气机转子间采用了套齿球头柔性联轴器（图1-4）。

图1-4 低压转子联轴器
传力方案
1号轴承负荷通过第1级静子叶片传到机匣上；2、3号轴承的负荷是通过压气机末级静子叶片外传的；4、5号轴承的负荷既可以由燃烧室内的轴承机匣前传，由压气机末级静子叶片外传，也可以直接通过高压涡轮导向器叶片内的承力辐条传到机匣上。

也即由燃烧室外套、轴承机匣、压气机末级静子叶片、涡轮导向器叶片内的承力幅条组成了一个盒式结构。

这种传力方式称为混合传力方案（图1-5）。

典型航空燃气涡轮发动机结构分析
图1-5 WP7传力路线
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典型航空燃气涡轮发动机结构分析
卸荷
压气机转子和涡轮转子工作时均会产生很大的轴向力，这些轴向力要通过滚珠轴承传出，但滚珠轴承承受轴向负荷的能力有限，为此在发动机上必须采取一些减少作用于滚珠轴承上轴向负荷的措施，即卸荷措施。

在涡喷7乙发动机上采用了下述措施（图1-6）：
图1-6 WP7卸荷示意图
A．利用联轴器分别地将高压压气机和高压涡轮、低压压气机和低压涡轮的转子连接起来，使压气机转子向前的轴向力和涡轮向后的轴向力相抵消一部分，传给滚珠轴承上的负荷就为抵消后的剩余轴向力。

当然，仅采用这一措施，作用于滚珠轴承上的轴向负荷还是较大的。

因此，还需采取：
B．为了减少高压压气机转子向前的轴向力，在高压压气机末级轮盘后端面上作有两圈篦齿封
典型航空燃气涡轮发动机结构分析
图1-7 WP7压气机
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严圈，防止末级转子叶片后的高压气体流到高压转子的后方。

同时，将末级盘后方的空腔用两根扁形的导管通大气。

这个专门设计的通气腔就称为“卸荷腔”。

卸荷后可以大大减少气体作用在高压转子上的向前轴向力。

C．为了减少低压压气机转子向前的轴向力，在第三压气机轮盘后端面外径处作有篦齿封严圈，使第三级转子叶片后的高压气流不能流人压气机转子的后腔中。

同时在第二级和第三级轮盘上都开有六个小孔，可以使第二级转子叶片前的低压气流与低压转子的后腔相通，使低压压气机转子向前的轴向力减少，达到卸荷目的。

2）压气机
WP7发动机的压气机（图1-7）是双转子轴流式结构，由转子和静子组成。

压气机转子由低压压气机转子和高压压气机转子（各三级）组成，低、高压压气机转子分别由各自的涡轮转子带动，同向旋转。

第一级转子叶片的上部是超音速的，其下部以及第二至第六级叶片是跨音速的。

低压压气机转子
低压压气机转子主要由三部分组成，它们是装有叶片的第二、三级盘轴组件，装有叶片的第一级轮盘以及整流器（图1-8）。

图1-8 低压压气机转子
第二级轮盘的鼓筒以过盈装在第三级轮盘内，中间用间隔衬套轴向定位，盘鼓结合处用径向
用于固定。

第二、三级轮盘用内孔定心，套装在压气机轴上。

为了保证0.37～0.43毫米的过盈量，组装时盘允许加热至不超过520℃，轴允许冷却到-70℃。

第三级轮盘顶住轴上的外套齿，第二级轮盘用螺母压紧，螺母用销子锁住。

这样，盘、鼓、轴组成了不可分解的盒形结构，增强了刚性。

在第二，第三级轮盘的腹板上有均压孔，以卸去腹板上由于空气的压力造成的负荷，减小前中介轴承所受的轴向力。

在压气机轴上开有6个径向孔，用于引人第三级压气机后的空气，以冷却涡轮部件。

在轴的后端有渐开线内套齿，与涡轮内轴前端外套齿啮合，并通过球形螺帽、垫圈固定在一起。

来自涡轮的扭矩，经压气机轴上的外套齿，及轴与第二、第三级轮盘的过盈配合，传给第二、第三级轮盘；并经压气机轴前端的内套齿，传给第一级轮盘。

第一级轮盘相对于转子支点是悬臂的。

为了装卸方便和定心可靠，它以两个圆柱面与压气机轴相配，以套齿传递扭矩。

第一级轮盘用花键螺栓和螺母固定。

螺母用锁片锁住。

为防止拧螺母时划伤第一级轮盘上的接触面，在它们之间有垫片。

花键螺栓插人轴内后，在环槽里转过1/2齿距，使螺栓的花键齿前端面顶住铀的花键齿后端面，并在这个位置上装人花键锁圈将花键螺栓锁住（螺栓的凸块嵌人锁圈的槽中。

而锁圈的花键齿又卡在轴的花键槽里）。

第一级轮盘的轴端与花键锁圈之间装有波形弹簧，用来限制花键锁圈的轴向移动，以避免在转子旋转时发出杂音。

第一级转子叶片（24片）以燕尾型榫头安装在轮盘上。

为了扩大压气机稳定工作范围，第一级叶片来用了加宽，加厚型。

叶片在轮盘上的安装要选配，相邻叶片和整级叶片分别有给定的自振频率差要求。

由于叶片长且宽，安装的锥角又大，工作时所受的离心力沿着榫槽方向的分力很大，所以必须用两个销钉进行叶片的槽向固定。

在销钉上做有螺孔，用螺钉来锁紧保险销钉的圆环，同时，销钉的螺孔也可以用来装第一级轮盘的平衡配重螺钉。

第二级和第三级叶片以燕尾型榫头安装在轮盘上，第二级叶片用销子和卡环轴向定位，第三级叶片用卡环轴向定位。

整流罩是由不锈钢板冲压焊接成的具有特殊型面的薄壁组件。

它装在第一级轮盘轮缘的内环面上，并借助花键螺栓和塞子固定。

低压压气机转子有两个支点。

前支点为滚棒轴承。

为前支点封油用的前涨圈座固定在轴和第一级轮盘之间，后涨圈座用螺钉固定在第二级轮盘的固定螺母上。

后支点是径向止推滚珠轴承，它被称为发动机的前中介支点，其上作用着径向力和轴向力。

分成两半的滚珠轴承内环与涨圈座一起用螺母固定在中介轴承衬套上，螺母用止动销锁紧。

衬套以不大的间隙套在压气机轴上并用螺母固定。

作用在低压转子上的轴向力通过前中介支点传给发动机中支点。

低压压气机转子采用两步动平衡。

第一步，平衡装有叶片及本台工作轴承的第二、三级盘铀
组件。

用安装配重或串装叶片的办法保证平衡精度。

配重用螺钉固定，螺钉用锁紧垫圈锁紧。

第二步，将装有叶片的第一级轮盘和整流罩装到已经平衡好的第二、三级盘、轴组件上，在本台工作轴承上平衡整个低压压气机转子。

平衡时只允许用安装平衡配重的方法保证平衡精度。

平衡配重用锁片锁紧。

高压压气机转子
高压压气机转子由轴颈和装有叶片的第四、第五、第六级轮盘组成。

第四级轮盘压装在第五级轮盘的鼓筒上。

第五、第六级轮盘分别压装在轴颈轮缘的两端。

盘和盘、盘和轴颈压装后钻径向孔并在孔内压入锁子，从而将盘和轴颈联成一个刚性的不可分解的盘鼓式转子（见图1-9）。

图1-9 高压压气机转子
轴颈的锥形腹板将第三级后的高压空气腔与第六级轮盘前的低压空气腔隔开。

这个低压空气腔是与卸荷腔相通的。

这样，由于压差，轴颈腹板上作用着一个朝涡轮方向的轴向力，它抵销了中支点滚珠轴承向前的一部分轴向力。

轴颈衬套以过盈压装在轴颈内并用径向锁子固定。

前中介支点的滚珠轴承外环用螺母固定在
轴颈衬套内，然后用轴承盖盖住。

轴承盖同轴颈衬套的接合处用夹金属网橡胶石棉垫片封严。

轴承盖的内侧面上压有销子，用来防止轴承螺母松动。

而在另一侧面上有凸块，它插入止动垫圈的孔里，而止动垫圈外径上的凸台又嵌在轴颈衬套的一个宽槽里。

这样就制止了轴承盖的转动。

所有这一套零件用螺母压紧，并用锁片锁紧螺母。

高压压气机转子和l级涡轮转子刚性连接成发动机的高压转子。

它们靠两个锥体及轴颈前、后两个锥面定中心。

以套齿联结传递扭矩，用其中的宽齿定周向装配位置。

为了保证转子的连接刚性，在加9000公斤轴向压紧力条件下，拧紧螺母。

高压转子通过中支点双排滚珠轴承和后支点滚棒轴承支承在后机匣上。

来自涡轮外轴的扭矩经轴颈向前传给第五、第四级轮盘，向后传给第六级轮盘。

高压转子最终要进行平衡。

平衡方法是在第四级和第六级压气机轮盘安装边上加平衡配重或串装第四、第六级压气机转子叶片。

压气机静子
压气机静子由进气机匣，前机匣，第二级整流器，第三级整流器、第四、五级整流器和后机匣组成（见图1-10）。

图1-10 压气机静子
在前机匣部分，通道外径起始段保持不变。

从第二级整流器开始，通道外径逐渐缩小。

通道内径从前机匣到第四级整流器逐渐增加，第五级整流器保持不变。

因此，该压气机的气流通道基本上是一种前面为等外径，中间为等中径，后面为等内径的混合式流程通道。

这种通道有利于提高压气机前面级的加功量以及不致于使后面级的叶片长度太短而影响效率。

整个静子在组合后进行必要的加工，以减小各级整流器壳体内表面以及与封气压齿相配表面对前轴承座表面的跳动，从而使发动机装配后各支点具有良好的同心度，以便减小发动机的振动和保证在较小的径向间隙范围内转子与上述表面不相磨。

除进气机匣外，所有机匣和整流器的壳体均是锻件经机械加工而成的薄壁件，它带有前后安装边，供相邻整流器壳体连接用。

除第四、五级整流器壳体分成两半外，其余壳体都是整体结构。

因而具有良好的结构刚性。

为了改善应力的分布，在安装边附近壳体的厚度均有所增加，并与安装边有较大的转接半径。

在大部分安装边上铣有月牙槽，以减轻壳体的重量。

各机匣之间必须保证定心可靠。

除了前机匣与进气机匣用精密螺栓定心外，其余各机匣之间均用圆柱面凸缘和精密螺栓双重定心。

凸缘同时起装配定位作用，另外它可以承受一部分因发动机工作时相邻壳体变形不一致而产生的附加负荷。

在机械加工时，它还可以作为加工和检验的基准。

前机匣为主要承力件之一，主要由壳体、前支承壳体以及第一级整流叶片（36片）组成。

在整流叶片中有5片是加厚空心的（图1-11）：一片用于通过传动杆以带动前支点四油泵和低压转子转速传感器；两片用于向轴承供油及回油；一叶片用来输送从压气机后引来的高压热空气，以给整流罩加温防止结冰，并使前轴承滑油封严腔增压以提高到油效果；另一片则用于使前轴承座内腔与附件机匣相通。

图1-11 空心叶片周向分布位置
防冰系统
当发动机在空气湿度大和温度0 C左右条件下工作时，进气部分会发生结冰现象。

随着冰层增厚，会破坏压气机稳定工作。

冰层破裂，会打坏第一级叶片。

WP7发动机防冰措施有三：一是通过整流罩旋转，将其上的附着水份甩掉；二是在整流罩外表面涂绿色憎水涂层，以减少水份的浸润和聚集；三是在整流罩壳体和隔板之间的夹腔中通热空气加温。

来自第六级压气机后的高压热空气，经过前机使上的一个空心叶片及前支承壳体和盖上的通孔，然后流入整流罩夹腔加热整流罩。

最后这部分空气通过整流罩安装环上的44个小孔及端面上的24个月牙槽，吹向第一级转子叶片根部，对其进行加温，随后进入气流通道（见图1-12）。

图1-12 防冰系统
3）燃烧室
WP7发动机采用环管型燃烧室（图1-13）、10个直流式气膜冷却火焰筒装在燃烧室外套和内
套（包括前套、中套、后套）之间的环形空腔内。

外套和前套、中套形成环形扩压器，其功用是逐步降低燃烧室进口空气流速，以提高静压，合理组织燃烧。

1. 内套；
2. 外套；
3. 喷嘴；
4. 头部；
5. 叶片；
6. 导流罩；
7. 球形衬套；
8. 球头座；
9. 火焰筒第一段；10. 火焰筒第二段；11. 火焰筒第三段；12. 火焰筒第四段；13. 火焰简第五段；14. 燃气导管；15. 安装边；16. 圆环；17. 隔热屏；23. 中套
图1-13 WP7发动机环管型燃烧室
进入燃烧室的空气经扩压器分为两股。

供燃烧用的第一般气流经过火焰筒头部上的孔、涡流器以及火焰筒第一段上的孔流入火焰筒内。

气流通过涡流器时，由于扭向叶片的作用，强烈地扭转，在离心力作用下，被甩到火焰筒头部壁面附近，并在中心出现一个低压区，使炽热燃烧产物在火焰筒内对着喷嘴产生回流，从而提高了火焰筒头部区域燃油和空气的温度，改善了燃油的蒸发和混合气形成。

回流区的存在保证了在宽阔的余气系数范围内不断地点燃新鲜混合气，从而保证了燃烧过程的连续性。

第二股气流（约占气流的70％）经过火焰筒第一到五段上的进气孔流入火焰筒并与炽热燃气流掺合达到给定的出口温度场。

另有一小部分空气用来冷却涡轮部件。

二股气流孔的位置和大小取决于涡轮对燃烧室出口（扇形截面上）的温度场的温度要求，即保证在火焰筒出口截面处温度沿涡轮叶片的分布应符合叶片强度条件的要求。

从火焰筒外部流过的第二股气流还用来冷却火焰筒壁，这部分气流由火焰筒各段筒体前端的小孔进入筒体，沿内表面形成冷却气膜，使火焰筒壁不致因过热而损坏。

第二股气流在火焰筒壁与外套和内套之间形成隔热层。

火焰筒安装边的内环上有两个耳环，用以将10个火焰筒固定在一个共用圆环上，圆环的作用是将成台的火焰筒在I级涡轮导向器内支承上定中心，火焰筒安装边的外凸边被夹在外套后安装边和涡轮Z级导向器外环之间，用以保证
火焰筒的轴向位置。

火焰筒头部通过球体支承在工作喷嘴上。

这一设计可保证火焰筒在热状态下的自由伸缩，防止卡死变形。

外套的前部固定有10个工作喷嘴和两个点火器。

工作喷嘴的作用是使煤油成雾状地喷入火焰筒，以便与空引良好地混合燃烧。

联焰管衬套焊在火焰筒头部上。

利用联焰管等组件将10个火焰筒连接成一个整体。

发动机起动时，先由点火器点燃火焰筒头部的燃油混合气，火焰通过联焰管从一个火焰筒向另一个火焰筒传播，引燃各火焰筒内的混合气，并能均衡各火焰筒内的压力。

4）涡轮
涡喷7发动机的涡轮（图1-14）是两级轴流反力式。

图1-14 涡轮
每级涡轮都由导向器和转子组成，导向器用来将燃气的内能转换为动能，并使燃气按一定方向流向工作叶片。

导向器是一个静止的叶栅，叶片径向地安装在两个同心环之间。

I级叶片是在I级外环和内支
承之间；II级叶片是在II级外环与结合环之间。

每级转子均由盘、轴和叶片组成。

叶片装在盘外缘的纵树形样槽内。

当燃气经过叶片时，由于燃气流的冲击以及燃气流在叶盆叶背的流速不一样而造成的压差，使转子转动。

I级涡轮转子以外轴与高压压气机转子轴刚性连接，构成发动机的高压转子。

I级涡轮转子以内轴和低压压气机转子用套齿和球形螺帽连接，构成发动机的低压转子。

II级导向器的壳体，I级导向器的外环和燃烧室外套的安装边靠凸缘和9个精密销钉相互定心，并用72个螺钉拧紧。

当燃气流过涡轮通道后，其压力和温度下降。

I级涡轮导向器
I级涡轮导向器主要由40个叶片、内支承、外套和辐条组成。

叶片是空心的，由铸造合金精铸而成（图1-15）。

所有叶片内腔前装有导流管，后部装有导流片，导流片由板材制成，并具有叶片内腔的形状。

图1-15 第一级导向叶片
导流片引导冷却气流沿叶片内腔壁面向排气边缘流动。

为了排出冷却空气，在叶片叶盆的后缘开有16个排气孔。

叶片型面沿叶高是变化的。

叶片借助辐条和螺栓固定在外环和内支承上，并借助于偏心块和螺钉使叶片定位在一个严格确定的角向位置上。

可用更换不同组别的偏心块来保证所需要的导向。