一双叶片组，为了提高此叶片的耐久性与抗腐蚀性，1990年3月起改用了DSR 142材料，用定向凝固方法成形。每个叶片底座均带安装边，靠螺栓与内支承环相连，上盖支承于外支承环中，但未采用连接件，以允许工作时叶片能向外自由膨胀，内外支承环均用镍基合金制成，例如，外支承环可用3种材料：Wasp-aloy，Incol 718、Rene 41。
高压涡轮转子结构如图36由轮盘、前封严盘、前大鼓轴、后轴等组成，轮盘带前、后安装凸边，用以与前封严盘、大鼓轴、相连前大鼓轴内装有减振衬套，后轴与轮盘连接处的封严环内也装有减振衬套，用Rene 125镍基合金做的工作叶片内腔做成多通道冷却流道，冷却空气是由叶根底部的孔引入，用螺栓将叶片的前后挡板固定在轮盘上，冷却叶片的空气由前挡板与轮缘间的槽道中进入榫槽底部的空腔中，然后流入叶片冷却流道。
用短螺栓将叶片前后挡板固定到轮盘的设计，是GE公司采用得较多的一种设计，在各型CFM56-3发动机中均采用了
这一结构缺点。由于这种设计在轮缘须开许多通过螺栓的小孔，使盘缘的应力集中大，承力面积减步，大大削弱了轮盘的强度；另外，两端外伸的螺栓头与螺帽
7.9 附件传动系统
附件传动装置的要求：要满足各附件的转向要求；应能安装，不能相干扰；便于接近进行维护、更换；集中安装，满足可达性求；应使横截面积小；远离高温区。组成：中央传动装置，外传动装置，弹性小轴
传动的飞机和发动机附件较多；主要附件应由HP转子传动；转子-->中心传动装置-->外传动装置-->附件 离合器传动和齿轮传动等
它有1传动装置2滑油系统：增压泵，回油泵，安全活门，调压活门，单门，单向压差活门，油气分离器，燃油～滑油散热器，离心灭泡器。3起动电机，发电机等，有附件润滑系统增压泵，回油泵安全活门，调压活门，单向活门，单向压差活门，油气分离器，燃油～滑油散热器，离心灭泡器。回油系统，通风系统，指示系统。组成。
7.10出现事故后改进
图32示出了CFM56-3高压压气机转子出现过的几种故障。由吸入的外来物(FOD)打坏高压压气机工作叶片是造成CFM56-3拆换的第三个主要原因，根据1993年1月至1995年1月两年时间的统计，两年中发动机总累积运转时间为：1599410EFH，1159 900循环，由Fod造成高压压气机故障而拆换的发动机共有61台，其中，在日常的捡查中查出32起，吸鸟后发现22起，在发动机排故中查出7起。其拆换率为O.003 81/1000 EFH，即由于Fod造成高压压气机故障引起的发动机拆换，平均每262200EFH出现一次。究其原因，主要还在于风扇与低压压气机间间距不够大，进气锥的形状对分离外来物的效果不够大所致，虽然在高压压气机设计中，采取了一些措施，如前述的进口导流叶片做成弯刀形，第1级工作叶片带增加刚性的纵向肋条等，但是由于前面的结构设计中不可能将外来物基本甩出到外涵气流中，因而仍有可能进入核心机。根除的方法是采用宽弦风扇叶片，加大风扇叶片与低压压气之间的间距，在CFM56-7上已采取了这种措施。
1994年11月已对由于外来物打伤叶片后。损伤部位的允许极限值做了修改。
采用了与CFM56核心机相同核心机的F404发动机装于美国海军用舰载F/A-18飞机，1987年11月，美国海军宣布当年共损失9架F／A-18，其中4架是由于发动机中钛合金的高压压气机机匣被钛合金工作叶片断片卡住相磨而引起钛机匣着火所造成的。因此，GE公司立即将钛机匣改用M152合金钢来
做，同时，将外涵机匣由钛合金改用复合材料PMR15，这种改动使发动机重量增加O.454kg，由时间看，CFM56-3将高压压气机机匣的材料由钛合金改为合金钢似乎是受到F404钛失火的影响而采取的措施。
外、内整流罩前缘均在前端卷成圆边，其内装有减振钢丝，在使用中，由于钢丝被卷压得不够紧，造成铜丝在卷边中活动，而使钢丝与卷边的材料均有磨损，当卷边磨损过多，钢丝会弹出，碰到喷嘴油管的拐弯处，造成油管磨损，在1外场使用中，曾出现过12起卷边磨穿的事件。其中四起引起喷嘴油管拐弯处磨损，并造成一起燃油外泄引起燃烧室机匣烧穿的事件，为此，要求卷边时，要将钢丝紧紧压住，整流罩的板料厚度不能小于0.73 mm。1993年9月还规定定期用孔探仪对整流罩卷边处进行检测，它规定新装的发动机，在使用11000 EFH后进行第1次检查，以后每隔1700 EFH检查一次。
会造成喷嘴与头部脱开，为此，波音公司修订的维护手册中规定，在遭到鸟撞击后，如有迹象表明核心机已吸入鸟残骸时，应对火焰筒头部进行孔探检查，如果发动机参数无变化，检查可在25 EFH或10个起落以内进行，如发动机参数有异常现象，则应立即进行检查。
高压涡轮后轴(见图38)外圈篦齿环与第二圈篦齿环间过渡段处，曾发生一起 断裂故障引起发动机空中停车，事件发生于1995年1月8日，当飞机由美国达拉 斯机场起飞爬升时，后轴封严环闯过渡段 断裂(360°)，甩出的碎块打坏高压涡轮转子与低压涡轮，发动机随即停车，飞机用单发返航，该发动机是1990年lO月装上飞机的，已使用13854EFH/14305循环，一直装在飞机上未拆下过。出事前，发动机工作参数一切正常，无任何异常变化，分解后进行外形、尺寸、金相等检查，表明材质、机械加工、热处理等均无问题。以前发动机翻修中，也未发现该轴出现过类似的故障，对断口金相检查，发现有低周疲劳裂纹，裂纹源位于转折处的后端圆角处，前端有多个疲劳裂纹，到1995年4月，尚未得出故障分析的最后结果，是否是由于封严蓖齿部分工作不正常造成的这次故障，还未找到根据。
无独有偶，与CFM56结构相近的F110发动机，自1994年7月到1994年10月间，由于高压涡轮后轴封严篦齿环处断裂造成4架F-16战斗机失事(埃及和以色列各两架)，往前追溯，发现1988年一架装F101的B-1轰炸机以及后来两架装F110-GE-400的F-14战斗机等4架飞机的失事均是由于该后轴封严篦齿断裂引起的(共8架飞机)。
在1988年发生B-1轰炸机由发动机引起的事故后，经过分析，认为是封严篦齿与固定在低压涡轮盘前伸环上的蜂窝外环间(见图39)间隙过小，在工作中
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出现过大摩擦，引起热不稳定性和过大的应力引起的，因而采取加大封严间障。从1988年起曾两次加大间障，与F1O1发动机相类似的F110-GE-100、F110-GE-400和F118等发动机也做了相应的改动。