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DC-8-70・KC-135R エンジン CFM56-2 のスペックをディープに解説 ⑪

cfm56-2_スペック

DC-8-70・KC-135R等の換装エンジン、CFM56-2の概要とスペックについて紹介します。

1971年6月、フランスのスネクマ(Snecma)は、推力10トンクラスの新型エンジン M56の共同開発パートナーを模索していた。

開発中のM56のファンモジュールを駆動するコアが、F101と合致したことからGEとSnecma(50:50)の出資で合弁会社 CFM Internationalを設立。

両国間で政治的な問題もあったが、1974年6月20日 CFM56-2の試運転が行われた。

その数年後、CFM56-2CがDC-8の換装用エンジンとして採用された。これが、CFM56シリーズ歴史の中で最初のエンジンとなった。

 

CFM56-2 の概要

CFM56-2‗ファンブレードKC-135R:F108-CF-100(CFM56-2B)

CFM56-2 シリーズ モデル

・CFM56-2C:24,000 lbf(DC-8-70 Series)
※1979年11月 EASA認証

・CFM56-2B1:22,000 lbf
(KC-135R/K、C-135CFR、RC-135、)
軍用規格 F108-CF-100
※1982年6月 EASA認証

・CFM56-2A:24,000 lbf(E-3、E-6)
※1985年6月 EASA認証

 

ファン(FAN)

・44枚の先端シュラウド付ファンブレード

材質:チタン合金(Ti-6Al-4V)

翼中央にシュラウドがないため空力的損失が少ない。先端シュラウドによって空気の漏洩が少なく効率が良い。

低圧圧縮機(LPC)

・軸流式圧縮機(3段)、チタン合金

高圧圧縮機(HPC)

・軸流式圧縮機(9段)

可変インレットガイドベーン、1段~3段は可変静翼

F101の技術を適用

燃焼室

・シングル アニュラ型(SAC)

材質:ニッケル基耐熱合金

高圧タービン(HPT)

・高圧タービンは単段タイプ

動翼の材質 Rene 80H(初期)・Rene 125(中期)・不明(後期)

内部空冷構造翼、翼表面にはフィルム冷却孔

高負荷型、ブレードの転向角は100°以上、80枚のブレードでHPT段を構成

低圧タービン(LPT)

・4段構成、シュラウド付きブレード

燃料制御

・油圧機械式 MEC+PMC

アクセサリー

・各種ポンプ類、機体側(発電機、油圧ポンプ)駆動用のギアボックス。

ギアとドライブシャフトを介し高圧軸(HP)と接続

CFM56-2B/2C:Generator(機体用発電機)の駆動には最大125kw必要。

CFM56-2A:2台のGenerator(機体用発電機)、駆動には最大123kw X 2 必要。

競合エンジン

CFM56-2 スペック

Douglas DC-8-71, Delta Air Lines AN0497676Guido Allieri – Italy (GFDL or GFDL), via Wikimedia Commons

CFM International
型式 CFM56-2 Series
搭載機種 DC-8-70 Series
KC-135R,RC-135
E-3,E-6
形式 二軸式 ターボファン・エンジン
構成 1-3-9-1-4
(Fan-LPC-HPC-HPT-LPT)
離陸推力
最大推力 [-2C]
24,000 lbf
(DC-8-70)
[-2B]
22,000 lbf
(KC-135R/RC-135)
[-5A]
24,000 lbf
(E-3/E-6)
バイパス比 5.9~6.0
ファン圧力比(FPR)
全体圧力比(OPR) 30.5~31.8
ファン空気流入量 355~369 kg/s
コア空気流入量
TSFC 燃料消費率
(lb/hr/lbf)
巡航推力
巡航推力 4,980 lbf
TSFC 燃料消費率
(lb/hr/lbf)
0.657~0.661
(35,000ft M0.82)
最大回転数  
低圧軸(N1) 5,280 rpm
高圧軸(N2) 15,183 rpm
EGT [-2C] 905℃
ファン
ファン直径 1.73 m(68.3 in)
ファン枚数 44 枚
形状 先端シュラウド付き
ファンブレード
材質 チタン合金
圧縮機
ファン 1段
低圧段 3段
高圧段 9段
燃焼室
燃焼器タイプ シングル・アニュラ型(SAC)
燃料ノズル
燃料制御 油圧機械式MEC+PMC
タービン
高圧段 1段
低圧段 4段
サイズ
型式 CFM56-2 Series
全長 2.43 m
ファン直径 1.73 m(68.3 in)
重量 4,672 lb
 推力重量比  5.13
運用開始 1979 年

※一部のデータはEASAから

※TSFCや材質は一般的に公開されている情報です。公開できない事項や調査中のものは[ー]で表記しています。


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