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摘要：航空发动机是典型的叶轮机械，每个转子至少需要2个支点，以确保航空发动机正常运转。本文以双转子大涵道比涡扇发动机为研究对象，梳理了部分成熟机型的转子支承方案，通过剖析各转子支承方案的设计意图和设计思路，分析各转子支承方案的优、缺点，为双转子大涵道比涡扇发动机转子支承方案设计提供了参考。
关键词：双转子;大涵道比涡扇发动机;转子支承
中图分类号：V231.3 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）11-0027-04
0 引言
航空发动机转子支承方案对整体结构影响巨大，而且转子支承方案设计需考虑多种因素，是典型的多学科设计，需要在发动机研制初期就开展大量、深入的研究、分析和比较，并利用仿真和试验进行验证，选择合适的转子支承方案，避免在发动机研制中期或后期发生转子支承方案的变更，以缩短研制周期，降低研制成本。
1 大涵道比涡扇发动机简介
大涵道比涡扇发动机发展到今天，主要形成了三种结构形式：①双转子是最常见的结构形式，在各个级别的大涵道比涡扇发动机中均有应用;②三转子主要在R·R公司的宽体客机发动机中应用;③GTF构型主要在P&W公司本世纪初推出的大涵道比涡扇发动机中应用。
本文仅研究转子支承方案相对简单的双转子大涵道比涡扇发动机，其主要由风扇/增压级（1级风扇加0～6级增压级）、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮构成。高压涡轮通过高压转子联轴器驱动压气机，并连接成为高压转子;低压涡轮通过低压转子联轴器驱动风扇/增压级，并连接成为低压转子。
2 转子联轴器
转子联轴器是将压缩部件转子和涡轮转子联成一体的组合件，通常分为两种：①刚性联轴器，每个组合转子最少只需2个支点即可，且联轴器结构简单、重量轻，但是要求压缩部件转子和涡轮转子有较好的同轴度，对转子和机匣的加工精度要求較高;②柔性联轴器，允许压缩部件转子与涡轮转子的同轴度有较大的偏差，对转子和机匣的加工精度要求较低，但是每个组合转子至少需要3～4个支点，且联轴器结构复杂、重量较大。
转子联轴器的选择对转子支承方案影响极大，早期受机械加工水平限制，航空发动机经常采用柔性联轴器，随着机械加工水平的不断提高，越来越多的航空发动机采用刚性联轴器，其中双转子大涵道比涡扇发动机的高、低压转子均采用刚性联轴器。
3 承力框架
航空发动机是典型的叶轮机械，每个转子至少需要2个支点，每个支点必须直接或间接支承在承力框架上，因此在制定转子支承方案之前，首先需明确发动机哪些位置可以设置承力框架，哪些位置适合作为承力框架。
3.1 承力框架可选位置
承力框架必须设置在径向范围内无转子叶片的轴向段，需以发动机流道作为依据，图1为典型双转子大涵道比涡扇发动机流道图，阴影部分为转子叶片。
如图2所示，首先识别可以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尽量减少承力框架数量，以减轻发动机重量;②尽量选择温度较低的部位，以减小轴承腔隔热的难度，降低轴承超温和滑油结焦的风险[2];③承力框架内部附近应有足够的空间布置轴承腔;④还应考虑装配性、维修性和可制造性的要求。
3.3 典型承力框架布局
成熟机型主要存在6种典型承力框架布局，如表1所示。典型承力框架布局的代表机型如表2所示。
由表1和表2可知：①所有机型均在压气机过渡段设置承力框架;②除JT8D外，其它机型均未在风扇前端设置承力框架，这是由于双转子大涵道比涡扇发动机的低压转子转速较低，增压级转子一般采用鼓筒式，其内部有足够的空间布置低压转子前支点轴承腔，且可以确保支点位于较合适的位置，不致悬臂过长，因此压气机过渡段可用来支承低压转子前端，从而无需在风扇前端设置承力框架。JT8D作为1964年服役的早期机型，承力框架布局和转子支承方案主要借鉴了小涵道比涡扇发动机，后续机型均已舍弃该类承力框架布局及其对应的转子支承方案，本文亦不再针对其转子支承方案开展研究;③随着对发动机经济性要求的不断提高，发动机的涵道比越来越大，高、低压涡轮流道高度差也越来越大，因此较新的机型，例如GE90系列、GEnx系列、Leap系列等，都在高、低压涡轮之间设置了较长的过渡段，这为高压转子后支点提供了天然的承力框架[3]。
4 高压转子支承方案
4.1 典型高压转子支承方案
成熟机型主要存在4种典型高压转子支承方案，如表3所示。
4.2 各高压转子支承方案分析比较
如图3和图4所示，1-0-1和1-1-0支承方案的止推轴承一般设置在前支点，由于转静子变形差累积的原因，不利于高压涡轮的转静子轴向间隙控制，但易于止推轴承的温度控制。 大部分采用1-0-1支承方案的机型，后支点支承在涡轮过渡段的承力框架上，但是部分没有涡轮过渡段的机型，例如CFM56系列，则利用中介轴承，将高压转子后支点支承在低压转子上，间接支承在低压涡轮后端的承力框架上，从而实现1-0-1支承方案，使用中介轴承的优点是发动机只需2个承力框架（压气机过渡段和低压涡轮后端）是民用大涵道比涡扇发动机中承力框架数量最少的支承方案，但是中介轴承存在一些缺点：①高、低压转子存在振动耦合，不利于转子稳定工作;②中介轴承在高转速下存在轻载打滑的风险;③供、回油流路和轴承腔封严结构均设计在高、低压转子之间，结构比较复杂。
CFM56系列虽然以高可靠性著称，但是仍未完全解决中介轴承带来的可靠性问题，以及如3.3章节所述，随着涵道比的增大，GE与SNECMA合资的CFM国际公司在后续机型Leap系列已有足够长的涡轮过渡段，因此舍弃了中介轴承方案。[4][5]
与1-0-1支承方案相比，1-1-0支承方案存在以下优、缺点：①前、后支点跨距更小，有利于控制压气机转静子径向间隙;②高压涡轮转子悬在后支点后端，不利于控制高压涡轮转静子径向间隙;③轴承腔设置在燃烧室下方，温度较高，隔热设计难度大，轴承超温和滑油结焦风险较高。
JD9D由于涡轮过渡段极短，而且P&W公司当时没有中介轴承的应用经验，因此选择在燃烧室机匣设置承力框架，以支撑高压转子后端，即高压转子采用1-1-0支承方案;而PW4000的核心机主要沿用JT9D，尽管PW4000其已拥有了足够长的涡轮过渡段，但是P&W公司为了缩短研制周期，降低研制成本，仍继承了JT9D的承力框架布局和转子支承方案[6]。
如3.3章节所述，随着涵道比的增大，较新的机型均有足够长的涡轮过渡段，1-1-0支承方案已基本被舍弃。
如图5和图6所示，在一些较老的机型上，例如GE公司的CF6-50和CF6-80，由于当时压气机级压比较低，导致压气机级数较多（14级），高压压气机转子轴向长度较长，因此分别采用了1-2-1和1-2-0支承方案，且止推轴承设置在压气机和涡轮之间，该方案有利于控制转静子径向和轴向间隙，提高转子临界转速裕度，但是结构过于复杂，重量过大，而且随着压气机级压比提升，压气机级数减少，该支承方案的优势愈发不明显，GE的后续机型均舍弃了该方案。
4.3 珠棒并用方案
GE公司和CFM国际公司的部分机型，包括GE90系列、GEnx系列、CFM56-5、CFM56-7、Leap系列等，高壓转子前支点采用珠棒并用方案（虽然有2个轴承，但一般仍将其视为1个支点），如图7所示;其它机型，包括CFM56-3、PW4000、BR700系列等，前支点采用单滚珠方案。
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：
①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，2个轴承的工作状态均比较理想，增加了轴承的寿命和可靠性;
②滚棒轴承的径向游隙一般要小于滚珠轴承，特别是经过长时间的磨损之后，因此增加了滚棒轴承后，能够更好的限制高压转子的涡动（涡动即由于转子不平衡等引起的，高压转子实际轴线绕理论轴线旋转的运动），从而在设计之初，可将压气机和高压涡轮转静子径向间隙设计的更小，提高发动机效率[7];
③由于滚棒轴承直径较小，可更加靠近压气机转子，减小了高压转子支点跨距（采用珠棒并用后，支点跨距为前、后滚棒轴承的中心距离）。
由此可见，珠棒并用存在诸多优点，因此在布置空间允许的情况下，采用珠棒并用方案是较好的选择。从时间关系来看， CFM国际公司的机型从单滚珠改进为珠棒并用（CFM56-3到CFM56-5、CFM56-7、Leap系列），也佐证了珠棒并用方案的优势。
5 低压转子支承方案
5.1 典型低压转子支承方案
成熟机型主要存在4种典型低压转子支承方案，如表4所示。
5.2 各低压转子支承方案分析比较
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。
如图10所示，低压转子0-3-1支承方案的代表机型CF6-50是一款较老的机型，该方案有利于低压涡轮叶尖间隙控制，但收益并不是特别明显，而且增加了大量零组件和重量，因此后续机型CF6-80改进为0-2-1支承方案。
如图11所示，在众多的大涵道比涡扇发动机中[8]，仅P&W公司的JT9D采用低压转子0-1-1支承方案，该方案虽然有零件数量少、重量轻的优点，但是存在难以调和的矛盾，如果为了控制风险叶尖间隙而将1号支点靠近风扇转子，则前、后支点跨距过大，临界转速裕度难以满足要求;如果为了提高临界转速裕度而将1号支点后移，则风扇转子悬臂过长，风扇转子不平衡引起的变形增大，不易控制风扇叶尖间隙，降低了发动机效率。因此，P&W公司的后续机型PW4000，舍弃了该支承方案，改进为0-2-1。
5.3 1、2支点方案研究
针对低压转子支承，本文重点研究1、2支点方案，目前1、2支点存在两种典型方案：
①早期的型号多采用前珠后棒方案，包括CFM56系列、V2500系列、PW4000、GE90-94B、GP7200等，如图12所示，1号支点为滚珠轴承，2号支点为滚棒轴承。
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扇轴现有结构进行布置，而无需设计如图13中的轴承支撑座;
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，击穿机匣和短舱，造成更大的破坏）。
前珠后棒方案的主要缺点是1号支点滚珠轴承的工作环境极为恶劣，不仅要承受低压转子全部轴向载荷，还要承受由于风扇/增压级转子不平衡产生的径向载荷，而径向载荷在风扇叶片受损时会急剧增大，本身滚珠轴承就不擅长承受较大的径向载荷，因此滚珠轴承的寿命和可靠性急剧下降。
②近期的型号多采用前棒后珠方案，包括GE90-115B、GEnx系列、Leap系列等，如图13所示，1号支点为滚棒轴承，2号支点为滚珠轴承。
前棒后珠方案的主要优点是由1号支点滚棒轴承承受大部分径向载荷，2号支点基本只承受轴向载荷，2个轴承均发挥其特长，提高了轴承的可靠性和寿命。
前棒后珠方案的主要缺点包括：
1）一般需要为滚珠轴承设计如图13中的轴承支撑座，增加了重量;
2）如果风扇轴因异常情况断裂，低压涡轮转子被滚珠轴承限制，不能向后移动，轴向碰磨结构无法起作用，可能导致低压涡轮无负载飞转。目前的解决办法是设计之初就将风扇轴断裂的概率降到极低。
对于注重寿命和可靠性的大涵道比涡扇发动机，前棒后珠方案更具优势，而且前棒后珠的缺点是可接受、可解决的，因此前棒后珠方案是更好的选择。从时间关系上来看，GE公司和CFM国际公司的机型从前珠后棒变更为前棒后珠（GE90-94B至GE90-115B，CFM56系列至Leap系列）[9]，也佐证了前棒后珠方案的优势。
6 总结
根据上述分析，结合各成熟机型的时间先后，双转子大涵道比涡扇发动机转子支承优先选择以下两种方案：
①方案A——高压转子为1（珠棒并用）-0-1（滚棒），低压转子为0-3（滚棒-滚珠-滚棒）-0，在压气机过渡段和涡轮过渡段设置2个承力框架;
②方案B——高压转子为1（珠棒并用）-0-1（滚棒），低压转子为0-2（滚棒-滚珠）-1（滚棒），在压气机过渡段、涡轮过渡段和低压涡轮后端设置3个承力框架。
参考文献：
[1]胡绚，罗贵火，高德平.航空发动机中介轴承的特性分析[J]. 航空动力学报，2007（03）：439-443.
[2]牛坤，张清.大涵道比发动机转子支承方案特点分析[J].军民两用技术与产品，2015（10）：155-156.
[3]康晨熹.CFM56-5B发动机高低压转子转轴的润滑和维护 [J].江苏航空，2013（01）：22-23.
[4]王勇.防止发动机轴承失效的预防性措施[J].航空維修与公称，2010（04）：42-44.
[5]陈光.航空发动机结构设计分析[M].北京：北京航空航天大学出版社，2006：172-173.
[6]陈光.大涵道比涡扇发动机风扇转子支承结构的设计变化 [J].航空动力，2015（5）：25-28.
[7]宋振海，张博，霍枫，赵威.大涵道比涡扇发动机承力系统研究[C].第十五届中国科协年会第13分会场：航空发动机设计、制造与应用技术研讨会论文集，2013.
[8]牟园伟.浅析航空发动机约束/载荷解耦结构设计[J].航空动力，2018（04）：30-31.
[9]陈光，邱明星.GE90-115B发动机结构设计特点分析[J].航空发动机，2013（03）：1-5.
关键词：双转子;大涵道比涡扇发动机;转子支承
中图分类号：V231.3 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）11-0027-04
0 引言
航空发动机转子支承方案对整体结构影响巨大，而且转子支承方案设计需考虑多种因素，是典型的多学科设计，需要在发动机研制初期就开展大量、深入的研究、分析和比较，并利用仿真和试验进行验证，选择合适的转子支承方案，避免在发动机研制中期或后期发生转子支承方案的变更，以缩短研制周期，降低研制成本。
1 大涵道比涡扇发动机简介
大涵道比涡扇发动机发展到今天，主要形成了三种结构形式：①双转子是最常见的结构形式，在各个级别的大涵道比涡扇发动机中均有应用;②三转子主要在R·R公司的宽体客机发动机中应用;③GTF构型主要在P&W公司本世纪初推出的大涵道比涡扇发动机中应用。
本文仅研究转子支承方案相对简单的双转子大涵道比涡扇发动机，其主要由风扇/增压级（1级风扇加0～6级增压级）、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮构成。高压涡轮通过高压转子联轴器驱动压气机，并连接成为高压转子;低压涡轮通过低压转子联轴器驱动风扇/增压级，并连接成为低压转子。
2 转子联轴器
转子联轴器是将压缩部件转子和涡轮转子联成一体的组合件，通常分为两种：①刚性联轴器，每个组合转子最少只需2个支点即可，且联轴器结构简单、重量轻，但是要求压缩部件转子和涡轮转子有较好的同轴度，对转子和机匣的加工精度要求較高;②柔性联轴器，允许压缩部件转子与涡轮转子的同轴度有较大的偏差，对转子和机匣的加工精度要求较低，但是每个组合转子至少需要3～4个支点，且联轴器结构复杂、重量较大。
转子联轴器的选择对转子支承方案影响极大，早期受机械加工水平限制，航空发动机经常采用柔性联轴器，随着机械加工水平的不断提高，越来越多的航空发动机采用刚性联轴器，其中双转子大涵道比涡扇发动机的高、低压转子均采用刚性联轴器。
3 承力框架
航空发动机是典型的叶轮机械，每个转子至少需要2个支点，每个支点必须直接或间接支承在承力框架上，因此在制定转子支承方案之前，首先需明确发动机哪些位置可以设置承力框架，哪些位置适合作为承力框架。
3.1 承力框架可选位置
承力框架必须设置在径向范围内无转子叶片的轴向段，需以发动机流道作为依据，图1为典型双转子大涵道比涡扇发动机流道图，阴影部分为转子叶片。
如图2所示，首先识别可以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尽量减少承力框架数量，以减轻发动机重量;②尽量选择温度较低的部位，以减小轴承腔隔热的难度，降低轴承超温和滑油结焦的风险[2];③承力框架内部附近应有足够的空间布置轴承腔;④还应考虑装配性、维修性和可制造性的要求。
3.3 典型承力框架布局
成熟机型主要存在6种典型承力框架布局，如表1所示。典型承力框架布局的代表机型如表2所示。
由表1和表2可知：①所有机型均在压气机过渡段设置承力框架;②除JT8D外，其它机型均未在风扇前端设置承力框架，这是由于双转子大涵道比涡扇发动机的低压转子转速较低，增压级转子一般采用鼓筒式，其内部有足够的空间布置低压转子前支点轴承腔，且可以确保支点位于较合适的位置，不致悬臂过长，因此压气机过渡段可用来支承低压转子前端，从而无需在风扇前端设置承力框架。JT8D作为1964年服役的早期机型，承力框架布局和转子支承方案主要借鉴了小涵道比涡扇发动机，后续机型均已舍弃该类承力框架布局及其对应的转子支承方案，本文亦不再针对其转子支承方案开展研究;③随着对发动机经济性要求的不断提高，发动机的涵道比越来越大，高、低压涡轮流道高度差也越来越大，因此较新的机型，例如GE90系列、GEnx系列、Leap系列等，都在高、低压涡轮之间设置了较长的过渡段，这为高压转子后支点提供了天然的承力框架[3]。
4 高压转子支承方案
4.1 典型高压转子支承方案
成熟机型主要存在4种典型高压转子支承方案，如表3所示。
4.2 各高压转子支承方案分析比较
如图3和图4所示，1-0-1和1-1-0支承方案的止推轴承一般设置在前支点，由于转静子变形差累积的原因，不利于高压涡轮的转静子轴向间隙控制，但易于止推轴承的温度控制。 大部分采用1-0-1支承方案的机型，后支点支承在涡轮过渡段的承力框架上，但是部分没有涡轮过渡段的机型，例如CFM56系列，则利用中介轴承，将高压转子后支点支承在低压转子上，间接支承在低压涡轮后端的承力框架上，从而实现1-0-1支承方案，使用中介轴承的优点是发动机只需2个承力框架（压气机过渡段和低压涡轮后端）是民用大涵道比涡扇发动机中承力框架数量最少的支承方案，但是中介轴承存在一些缺点：①高、低压转子存在振动耦合，不利于转子稳定工作;②中介轴承在高转速下存在轻载打滑的风险;③供、回油流路和轴承腔封严结构均设计在高、低压转子之间，结构比较复杂。
CFM56系列虽然以高可靠性著称，但是仍未完全解决中介轴承带来的可靠性问题，以及如3.3章节所述，随着涵道比的增大，GE与SNECMA合资的CFM国际公司在后续机型Leap系列已有足够长的涡轮过渡段，因此舍弃了中介轴承方案。[4][5]
与1-0-1支承方案相比，1-1-0支承方案存在以下优、缺点：①前、后支点跨距更小，有利于控制压气机转静子径向间隙;②高压涡轮转子悬在后支点后端，不利于控制高压涡轮转静子径向间隙;③轴承腔设置在燃烧室下方，温度较高，隔热设计难度大，轴承超温和滑油结焦风险较高。
JD9D由于涡轮过渡段极短，而且P&W公司当时没有中介轴承的应用经验，因此选择在燃烧室机匣设置承力框架，以支撑高压转子后端，即高压转子采用1-1-0支承方案;而PW4000的核心机主要沿用JT9D，尽管PW4000其已拥有了足够长的涡轮过渡段，但是P&W公司为了缩短研制周期，降低研制成本，仍继承了JT9D的承力框架布局和转子支承方案[6]。
如3.3章节所述，随着涵道比的增大，较新的机型均有足够长的涡轮过渡段，1-1-0支承方案已基本被舍弃。
如图5和图6所示，在一些较老的机型上，例如GE公司的CF6-50和CF6-80，由于当时压气机级压比较低，导致压气机级数较多（14级），高压压气机转子轴向长度较长，因此分别采用了1-2-1和1-2-0支承方案，且止推轴承设置在压气机和涡轮之间，该方案有利于控制转静子径向和轴向间隙，提高转子临界转速裕度，但是结构过于复杂，重量过大，而且随着压气机级压比提升，压气机级数减少，该支承方案的优势愈发不明显，GE的后续机型均舍弃了该方案。
4.3 珠棒并用方案
GE公司和CFM国际公司的部分机型，包括GE90系列、GEnx系列、CFM56-5、CFM56-7、Leap系列等，高壓转子前支点采用珠棒并用方案（虽然有2个轴承，但一般仍将其视为1个支点），如图7所示;其它机型，包括CFM56-3、PW4000、BR700系列等，前支点采用单滚珠方案。
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：
①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，2个轴承的工作状态均比较理想，增加了轴承的寿命和可靠性;
②滚棒轴承的径向游隙一般要小于滚珠轴承，特别是经过长时间的磨损之后，因此增加了滚棒轴承后，能够更好的限制高压转子的涡动（涡动即由于转子不平衡等引起的，高压转子实际轴线绕理论轴线旋转的运动），从而在设计之初，可将压气机和高压涡轮转静子径向间隙设计的更小，提高发动机效率[7];
③由于滚棒轴承直径较小，可更加靠近压气机转子，减小了高压转子支点跨距（采用珠棒并用后，支点跨距为前、后滚棒轴承的中心距离）。
由此可见，珠棒并用存在诸多优点，因此在布置空间允许的情况下，采用珠棒并用方案是较好的选择。从时间关系来看， CFM国际公司的机型从单滚珠改进为珠棒并用（CFM56-3到CFM56-5、CFM56-7、Leap系列），也佐证了珠棒并用方案的优势。
5 低压转子支承方案
5.1 典型低压转子支承方案
成熟机型主要存在4种典型低压转子支承方案，如表4所示。
5.2 各低压转子支承方案分析比较
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。
如图10所示，低压转子0-3-1支承方案的代表机型CF6-50是一款较老的机型，该方案有利于低压涡轮叶尖间隙控制，但收益并不是特别明显，而且增加了大量零组件和重量，因此后续机型CF6-80改进为0-2-1支承方案。
如图11所示，在众多的大涵道比涡扇发动机中[8]，仅P&W公司的JT9D采用低压转子0-1-1支承方案，该方案虽然有零件数量少、重量轻的优点，但是存在难以调和的矛盾，如果为了控制风险叶尖间隙而将1号支点靠近风扇转子，则前、后支点跨距过大，临界转速裕度难以满足要求;如果为了提高临界转速裕度而将1号支点后移，则风扇转子悬臂过长，风扇转子不平衡引起的变形增大，不易控制风扇叶尖间隙，降低了发动机效率。因此，P&W公司的后续机型PW4000，舍弃了该支承方案，改进为0-2-1。
5.3 1、2支点方案研究
针对低压转子支承，本文重点研究1、2支点方案，目前1、2支点存在两种典型方案：
①早期的型号多采用前珠后棒方案，包括CFM56系列、V2500系列、PW4000、GE90-94B、GP7200等，如图12所示，1号支点为滚珠轴承，2号支点为滚棒轴承。
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扇轴现有结构进行布置，而无需设计如图13中的轴承支撑座;
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，击穿机匣和短舱，造成更大的破坏）。
前珠后棒方案的主要缺点是1号支点滚珠轴承的工作环境极为恶劣，不仅要承受低压转子全部轴向载荷，还要承受由于风扇/增压级转子不平衡产生的径向载荷，而径向载荷在风扇叶片受损时会急剧增大，本身滚珠轴承就不擅长承受较大的径向载荷，因此滚珠轴承的寿命和可靠性急剧下降。
②近期的型号多采用前棒后珠方案，包括GE90-115B、GEnx系列、Leap系列等，如图13所示，1号支点为滚棒轴承，2号支点为滚珠轴承。
前棒后珠方案的主要优点是由1号支点滚棒轴承承受大部分径向载荷，2号支点基本只承受轴向载荷，2个轴承均发挥其特长，提高了轴承的可靠性和寿命。
前棒后珠方案的主要缺点包括：
1）一般需要为滚珠轴承设计如图13中的轴承支撑座，增加了重量;
2）如果风扇轴因异常情况断裂，低压涡轮转子被滚珠轴承限制，不能向后移动，轴向碰磨结构无法起作用，可能导致低压涡轮无负载飞转。目前的解决办法是设计之初就将风扇轴断裂的概率降到极低。
对于注重寿命和可靠性的大涵道比涡扇发动机，前棒后珠方案更具优势，而且前棒后珠的缺点是可接受、可解决的，因此前棒后珠方案是更好的选择。从时间关系上来看，GE公司和CFM国际公司的机型从前珠后棒变更为前棒后珠（GE90-94B至GE90-115B，CFM56系列至Leap系列）[9]，也佐证了前棒后珠方案的优势。
6 总结
根据上述分析，结合各成熟机型的时间先后，双转子大涵道比涡扇发动机转子支承优先选择以下两种方案：
①方案A——高压转子为1（珠棒并用）-0-1（滚棒），低压转子为0-3（滚棒-滚珠-滚棒）-0，在压气机过渡段和涡轮过渡段设置2个承力框架;
②方案B——高压转子为1（珠棒并用）-0-1（滚棒），低压转子为0-2（滚棒-滚珠）-1（滚棒），在压气机过渡段、涡轮过渡段和低压涡轮后端设置3个承力框架。
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