啥929，国发还早着呢

2014年——《南华早报》中国首款大型客机因技术问题推迟交货
    由于必须从美国公司购买部件，中国商飞公司首批168座C919国产客机的交货时间已被推迟至2018年。该公司一名高管表示，作为中国首款国产大型商业喷气式客机，C919的首飞被推迟到明年年底。原计划是今年进行首飞，并在2016年开始交货。

   C919适航取证的总负责人钱仲焱曾在美国工作近十年，是波音787适航取证关键技术的负责人。2009年底，当他在美国见证波音787首飞成功那一时刻，他突然有了回国的念头。“那一天我记得我在办公室坐了好久，然后就是想，就是突然觉得我应该赶紧回国，参加中国的大飞机工程。”

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2014年——2009年底，中国商飞在浦东机场以南新建总装基地，占地4000亩，将满足ARJ21新支线系列飞机、150座级单通道大客机和250座级双通道大客机的总装、试飞、交付任务。从一片滩涂到一个个厂房拔地而起，浦东高级“产房”已经初具规模，等待“新生儿”的降生——我国第一架大型客机C919将从这里首飞。
　　“我们这里有‘四大金刚’——总装厂房、部装厂房、交付中心和复合材料中心，采取钢格构柱网架或桁架设计；还有‘四小天鹅’——钣金制造中心、物流中心、数控中心以及工装设计和制造中心，采用实腹式钢架或门式钢架设计。”浦东基地现场指挥部负责人王绍杰介绍，中央翼装配生产线等5条主要生产线的安装工作均有条不紊地开展着。到今年6月底，平尾生产线就可以投入使用。
　　经过几年奋斗，浦东总装制造基地美好蓝图已徐徐展开。王绍杰说，第一阶段建设任务已到攻坚冲刺阶段；第二阶段建设面积34万平方米，到2019年实现C919大型客机年产150架批生产能力；第三阶段建设面积45万平方米，到2025年实现250座级双通道飞机研制及年产30架批生产能力。 　

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2013年——据知情人士介绍，中国商飞原本计划研制250座的客机，但经过与各航空公司的商讨，该公司发现300座的飞机市场需求量更大。一名消息人士称，该机型的概念还在商议中，尚未进入研究和开发阶段。

　　中国商飞计划在新型宽体客机上大范围使用复合材料而非铝合金，从而使该机型足以与波音787和空客A350媲美。同时，该机型的航程应设置在6500海里还是8000海里尚处于研讨当中。

　　此外，该消息人士还透露，中国商飞已经开始与通用、普惠以及罗尔斯·罗伊斯等发动机制造商洽谈合作事宜，并希望能有一款改良的新发动机应用于其新型宽体客机。

　　此项宽体客机研究计划由中国商飞航空科技研究所（Comac's Aeronautical Science & Technology Research Institute）展开。该研究中心位于北京，2012年5月开始运营，专门负责为商飞公司未来的飞机计划开发新技术。

　　此前中国商飞就曾表明打算在2025年时拥有自己的宽体飞机，一旦其C919窄体飞机投入生产，该公司便会将所有精力放在宽体飞机计划上。该公司甚至还在其未来位于浦东国际机场南部的总装中心为双通道飞机的生产预留了用地。

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“据华夏时报报道，C919的继任者即国产大型宽体客机C929 也有了实质性进展，已经进入供应商接触的阶段 。这是关于C929这架神秘客机的最新进展。此前的资料披露，C929会采用国产发动机，预计取代的对象是波音777。  

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　　王坚介绍，C919的“继任者”即国产大型宽体客机C929目前也已进入了关键技术的研究阶段，其中不少也来自南京的科研机构。据此前公开的消息，C929会采用国产发动机，预计取代的对象是波音777。王坚说，C929载客超过300人。

　　值得注意的是，国产民机液压等三大系统的技术攻关基本都被南京“承包”了，无论是C919还是C929，液压、燃油、环控三大系统都是“南京制造”。同时，南京一些科研机构还会在C929最为核心的发动机制造上和顶尖技术专家展开合作。（金陵晚报）

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　　经过多年为波音和空客的代工，中航及商飞在机身制造能力上更强，这一点俄联合航空制造集团总裁尤里斯柳萨里也无法否认。（http://sputniknews.cn/russia_china_relations/20150208/1013769691.html#ixzz3R85Xzki6 ）。该采访中也透露了C929将采用50%以上的碳纤维复合材料和15%的钛合金。进来也有不少宽体机机身复合材料技术攻关的好消息传来(http://www.fhjs.casic.cn/n1666864/c2233708/content.html)( http://www.cannews.com.cn/2015/0325/122894.shtml)。我们希望，商飞和供应商能突破这一技术难点，不再重蹈C919在复合材料上载跟头，退回使用铝锂合金的覆辙(http://www.guancha.cn/Science/2013_06_01_148521.shtml)，造出真正和A350,787同级别的次时代的复合材料机身宽体机。


发动机

2009年说法——
新华网上海8月26日电 (记者 高路) 中国大型客机发动机项目主体中航商用飞机发动机有限责任公司总经理张建26日说，中国自主研制的第一款大飞机发动机计划于2016年完成研制并开始适航取证，“争取让国产发动机能和国产大飞机一起飞上蓝天”。

张建介绍说，在技术上，中航商发要通过持续发展，掌握商用发动机的技术，把国外走了几十年的商用发动机之路在短时间中赶上来，从而具备开发研制的技术和能力，把队伍和管理建立起来；在产品上，改变过去单纯的先技术后产品的模式，率先启动一款和现有水平相当的商用发动机研制，即商发A，技术、产品并行发展，计划在2016年取得适航证；通过发展商发A，把我们的体系建立起来，包括生产制造、质量管理、适航、市场开拓、服务保障等。提供各种优惠条件，欢迎国外的发动机公司到中国来，通过国外发动机本土化带动我国航空发动机产业发展。

2012年说法——
根据此前透露的时间表，中航商发计划于2016年前完成大型客机的发动机验证机研制，形成总体设计集成、总装试车和试验验证能力，2020年前后完成发动机型号研制并交付用户。

今年说法——
年初左盟主报告——推进民用发动机关键技术研究，5000千瓦涡桨发动机验证机和1000千瓦涡轴发动机开展详细设计和试验，长江-1000AX完成研制转段。积极推进各型燃气轮机研发。

《中国航空报》我国在航展上曾展示民用“长江-1000”发动机模型，该发动机技术水平与LEAP-X1C相当。
如果进展顺利，国产CJ1000-A将于2022年装备C919大型客机，到2026年CJ1000-B将装备C919延程客机。在系列化发展和适航取证方面，中航商发计划用于窄体客机的CJ-1000系列于2018年实现验证机达标，2022~2025年完成适航取证；用于宽体客机的CJ-2000系列计划2020年完成技术预研，2022年完成试验验证机达标，2025~2030年完成适航取证。

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2014年说法—— 即使是2013年出台的《民用航空工业中长期发展规划（2013-2020年）》（简称“《规划》”）中也给了大型客机发动机至少10年的研制时间。

　　根据查阅，《规划》中的确提出要集中力量发展大型客机发动机，用10年左右时间完成研制，不过这一时间目标对于行业内来看，却并不一定是刚性交付期，但充分说明了未来10年国产发动机的投入比将有大幅抬升。

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新型大涵道比民用发动机是在现有的WS118基础上发展的，核心机相对比较成熟，同时其采用的新技术都来源于APTD计划，是已经过验证的新技术。

在太行发动机基础上研制的WS118将在2009年完成组装开始原型机地面试车，风扇直径超过1800mm，风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构，材料主要为钛合金，风扇机匣为钛合金结构，四级增压级和前三级高压压气机采用钛合金整体叶盘，高压涡轮叶片采用第二代单晶高温合金，除了采用气膜冷却之外还将采用热障涂层。

WS118发动机结构为，一级风扇，四级增压级，九级高压压气机，单级高压涡轮，四级低压涡轮，采用FADEC控制系统，燃烧室为单环腔，涵道比在6到7之间，总压比约为32以上，巡航耗油率为0.6kg/dN/h，推力约为120KN。

与WS118相比，未来商用大涵道比发动机的改进主要有几个方面:

一是加大风扇直径和涵道比，风扇直径将从WS118发动机的1800mm左右加大为1900mm以上，甚至接近2000mm，发动机涵道比增加为8以上，同时取消风扇叶片上的阻尼凸台，风扇叶片采用前掠，宽弦，无阻尼凸台，空心钛合金结构设计。

二是采用先进压气机设计，有可能在增压级和高压压气机中采用大小叶片，减少压气机级数，提高单级级压比，同时增加压气机喘震裕度，把增压级由四级减为三级，高压压气机由九级减少为七级，减少零部件数量和重量。

三是燃烧室由单环腔燃烧室换成先进的双环腔旋流燃烧室，提高发动机燃烧的效率同时减少污染物的排放。

四是高压涡轮盘可能采用更先进时效温度为750摄氏度的双性能粉末合金涡轮盘，如果研制顺利的话，涡轮叶片有机会采用第三代单晶高温合金，耐热温度达到1150摄氏度。

五是在低压涡轮上采用全三维设计，提高效率，增加循环寿命。

六是尾喷管改为锯齿型，降低发动机的噪音。

七是降低巡航耗油率，由0.6kg/（kgf.h）降到0.56kg/（kgf.h）以下，与服役时的先进发动机的经济性基本相当，同时达到服役时适航标准的排放和噪音要求。

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　 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
　　根据大型军用运输机及特种大型飞机的使用要求，在已设计定型的太行发动机核心机的基础上，利用航空推进技术验证计划构建的大涵道比涡扇发动机验证平台，对高压压气机叶片进行全三维改进设计，改善核心机性能；同时改进设计风扇/增压级，匹配设计低压涡轮，采用全权限数字电子控制系统，发展12000kgf推力级的涡扇发动机。该发动机主要技术指标与正在服役的CFM56发动机相当，与现役俄制D-30KP发动机相比明显提高，在同等条件下，将使大型军用运输机航程增加10％以上，具有一定的先进性，可满足我国大型军用运输机对动力装置的需求。
　　民用大涵道比涡扇发动机总体方案
　　突破关键技术，提高自主研发能力。以14吨推力级的下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为背景，通过预先研究和国际合作，完成部件、系统、核心机和验证机的设计、加工和试验，突破民用大涵道比涡扇发动机关键技术，基本具备自主研发能力。在验证机的基础上，根据市场和飞机需求，研制出具有自主知识产权和市场竞争力的大涵道比民用涡扇发动机，满足我国干线客机发展对动力的需求，进入市场，逐步形成产业。
　　主要技术指标：起飞推力14000kgf；巡航耗油率：不大于0.56kg/（kgf.h）（H=11km、M=0.8）；噪声、有害物排放水平满足当时的适航标准；寿命、可靠性、可维护性等综合性能水平优于现役CFM56发动机，与其后继机的水平相当。
　　大涵道比涡扇发动机关键技术
　　主要设计关键技术
　　对于军民用大涵道比涡扇发动机而言，除环保、寿命和经济性等指标外，其他的主要设计技术是相同的，包括总体、部件、系统、整机、仿真等，因此将其关键技术合并研究，主要有：
　　（1）大涵道比发动机总体方案设计技术（含飞发一体化和经济性分析）；
　　（2）民用发动机适航技术；
　　（3）大涵道比风扇/增压级设计技术；
　　（4）高效高级压比压气机设计技术；
　　（5）低排放、长寿命燃烧室设计技术；
　　（6）高性能长寿命高、低压涡轮设计技术；
　　（7）发动机短舱及反推力装置设计技术；
　　（8）核心机设计技术；
　　（9）验证机设计技术；
　　（10）整机/部件综合数值仿真技术；
　　（11）大涵道比涡扇发动机数控系统设计技术；
　　（12）低噪声设计技术；
　　（13）长寿命、高可靠性和可维护性设计技术；
　　（14）轴承和传动润滑系统设计技术；
　　（15）故障诊断和监控技术；
　　（16）涡轮主动间隙控制技术；
　　（17）辅助动力装置（APU）设计技术。
　　 材料、工艺技术
　　 军用大涵道比涡扇发动机主要采用现有成熟材料和工艺，但在部分关键零部件（如大型风扇叶片、机匣等）的制造上仍有其特殊要求，需要进行攻关。民用大涵道比涡扇发动机由于技术指标要求更高，满足适航取证的要求也更多，需要采用更多的新材料和新工艺，才能达到设计要求。军民用大涵道比涡扇发动机研制中需要攻关的主要材料工艺项目包括：
　　（1）大型宽弦风扇空心叶片（钛合金或复合材料）制造技术；
　　（2）大型钛合金中介机匣铸造、焊接和制造技术；
　　（3）钛合金整体叶盘/叶环制造及修复技术；
　　（4）复合材料包容环制造技术；
　　（5）风扇盘圆弧型榫槽加工技术；
　　（6）三维弯扭多联组合涡轮导向叶片精铸技术；
　　（7）定向凝固带冠大展弦比低压涡轮叶片精铸技术；
　　（8）风扇转子和发动机本机平衡技术；
　　（9）风扇机匣涂层本机加工技术；
　　（10）耐600℃高温钛合金材料工程化与制造工艺；
　　（11）镍基高温合金整体叶盘低成本制造技术；
　　（12）低成本燃烧室机匣整体铸造技术；
　　（13）火焰筒浮动壁材料与制造技术；
　　（14）高压涡轮动叶及导叶用涂层及其涂覆工艺；
　　（15）耐1100℃单晶涡轮叶片低成本材料、铸造以及打孔工艺；
　　（16）耐1100℃涡轮导叶低成本材料、铸造以及打孔工艺；
　　（17）粉末轮盘制粉、锻造工艺以及缺陷检测。
　　 试验、测试技术
　　 大涵道比涡扇发动机与军用小涵道比涡扇发动机相比，除了因为尺寸、流量、推力的增加，而需要对现有试验设备和技术进行完善改进外，由于大涵道比涡扇发动机、尤其是民用大涵道比涡扇发动机，为了满足适航条例的要求，需要进行大量的特殊的适航试验，如吞咽试验、包容试验、环境试验等。因此，在加紧建设相关的缺门试验设备的同时，还需大涵道比涡扇发动机所需的特殊试验技术进行研究，并发展相应的试验方法和规范。主要包括：
　　（1）整机试验与调试技术；
　　（2）发动机反推力试车技术；
　　（3）发动机投鸟试验技术；
　　（4）发动机吞水、吞冰、吞砂试验技术；
　　（5）发动机侧风、逆风试验技术；
　　（6）发动机噪声场测量技术；
　　（7）风扇叶片包容试验技术；
　　（8）部件和整机寿命和可靠性试验技术。
　　 关键技术解决途径与措施建议
　　民用大涵道比涡扇发动机
　　尽快组织实施先进民用大涵道比涡扇发动机关键技术研究计划，利用10年左右时间，结合国际合作，通过部件/系统/核心机/验证机研制，突破和掌握关键技术，夯实技术基础，提高自主创新能力。然后，在验证机的基础上进一步研发出具有自主知识产权和当代水平的、取得适航证进入市场的民用大涵道比涡扇发动机。
　　关键技术攻关和验证机研制
　　（1）发动机总体方案设计和部件设计、加工和试验。完成发动机总体方案设计和性能分析计算、整机/部件气动热力性能数值仿真分析、发动机方案草图设计和选材方案、各部件和系统的设计技术指标和参数要求；完成总体/部件/系统试验件设计和试验、部件强度寿命设计分析、选材和关键加工工艺设计、部件/系统综合数值仿真分析、辅助动力装置设计和试验等。
　　（2）核心机和验证机的工程设计、加工和试验验证。完成核心机和验证机的工程设计和加工、核心机的地面模拟试验、验证机地面台架性能调整试验、300小时地面台架持久试验、高空台巡航状态性能模拟试验（H=11km，M=0.8）以及部分适航性标准试验（如噪声、低污染排放等）。

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大涵道比涡扇发动机特有关键技术。

1 大尺寸风扇

大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。随着发动机涵道比的增加，风扇向着大直径、低压比方向发展，其设计要求是效率高、噪声低、重量轻、抗外物 损伤能力强。在三维黏性CFD设计方法的基础上发展起来的掠形叶片可以降低叶片进口气流相对马赫数，减少激波损失，提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶 片效率提高3%~5%，空气流量增加3%~10%。由于前掠叶片的失速裕度比后掠叶片的大，因此前掠叶片更受人们的重视。

在材料、结构和工艺方面有无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者用超塑性成型/扩散连接（SPF/DB）工艺制成，后者由增韧环氧树脂 /石墨纤维预浸带缠绕，然后用模压成型。此外，Kevlar复合材料缠绕的多层包容环和叶片圆弧形榫根等也值得引起重视。

2 高压比多级高压压气机

高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势，目前超过40，今后将进一步提高到50以上。军用发动 机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压 压气机的压比更达到23，平均级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压 比，平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。

所涉及的技术包括全三维黏性CFD分析技术、先进叶（型掠形叶片、串列叶片、弯曲叶片和倾斜叶片）、吸附式叶片和主动稳定性控制。

其他有关高压压气机的关键技术有叶尖间隙控制、机匣处理、整体叶盘和整体叶环等。

3 低污染燃烧室

当前对环境排放的忧虑集中在空港周围的社区,而且,如果污染问题得不到解决,就会影响到空运的未来发展。欧盟和美国的环境保护局对ICAO施加压力，要求制定进一步降低飞机排放NOx 条例。

飞机的排放标准陆续有1986年、1996年、2004年和2008年生效的ICAO的CAEP1、2、4和6，相对前一个标准后者分别降低20%、16.5%和12%。

目前，大多数的民用飞机满足现行1996年ICAO的LTO NOx 标准还有余，而关于巡航NOX排放对臭氧层破坏和全球大气变暖的忧虑却在增加。

所涉及的关键技术技术有径向和轴向分级燃烧、贫油直接喷射（LDI）、富油/快速掺混/贫油（RQL）燃烧燃烧和能减少冷却空气的新的高温陶瓷基复合材料。减低排放的主动燃烧控制技术也在研究中。

通用电气公司正在研制的GEnx采用双环腔与旋流（TAPS）燃烧室后，其NOx、烟、UHC、CO的排放只有CAEP标准的45%、10%、5%和 30%；普o惠公司在PW4098和PW8000发动机中采用泰龙-II（TALON）燃烧室后，UHC、CO、NOx和烟的排放分别为目前标准限制值的 3%、24%、65%和94%。在罗o罗公司在ANTLE计划下研究的一种贫油单级同心分级燃烧室，通过减少油气滞留时间、加强混合、优化化学恰当比和瓦 片冷却结构实现这个目标。2005年第一季度在发动机上进行验证，其NOx排放比1996年的CAEP4标准低50%以上。

4 高效多级低压涡轮

在大涵道比涡扇发动机中，低压涡轮的效率对耗油率有重要影响，其重量和成本分别占全台发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和成本十分重要。

在低压涡轮设计中已普遍使用三维黏性CFD设计技术。因为低压涡轮通道有较大的扩张度，采用正交设计后，叶片的尖部和根部弯曲，形成所谓的弯曲叶片。主动叶尖间隙控制已经得到普遍的应用，通过对机匣喷射冷却空气可以在不同的工作状态下都保持最佳的间隙。

德国MTU公司在低压涡轮方面有丰富的设计经验，该公司正在研究三维气动设计方法、先进封严系统、高效冷却系统、低成本轻重量材料、低损失空腔设计和 主动/被动附面层控制技术。最近，在先进涡扇综合（ATFI）验证机上验证了膨胀比为4.5的两级涡轮，一种高升力叶栅可使叶片数减少20%而不降低效 率，用钛铝金属间化合物取代传统镍基合金可使叶片减重40%。在GP7200发动机研制中，5级低压涡轮达到92.4%的等熵效率。

近来各国正在研究低压涡轮叶片分离控制。美国空军研究实验室推进所涡轮发动机部在低压涡轮上进行涡流发生器射流（VGJ）的试验和仿真研究。试验结果 发现：采用VGJ可以大大减小低雷诺数下的吸力面附面层分离。用0.4%的气流测得的尾涡损失降低达65%，叶片的压力分布还有所改善。

5 降噪技术

从60年代中期到90年代中期，给定推力的噪声水平已经减少20dB。对于听者，主观上的噪声强度减轻了四分之三。目前执行的ICAO第三章噪声标准 比1971年执行的第一和第二章低20dB，到2001年将对2006年1月1日起取证的飞机采取更严格的第四章噪声标准，又将比第三章低10dB。事实 上，目前生产中的飞机都满足这个标准。据估计,将在2014~2015年投入使用的第五代飞机噪声将比第三章标准低35~40dB。欧洲和美国都制定了在 10年和20年内将噪声在分别降低10dB和20dB的研究计划。

对于早期安装涡喷发动机的客机，其主要噪声源是发动机尾喷管排气，而在安装涡扇发动机的飞机上，风扇的噪声成为最主要的，其次才是核心排气（起飞）或飞机机体（着陆）。

目前采用或在研究中的降噪措施主要有：
　　（1）尽量提高涵道比，降低发动机平均排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。
（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。
（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。
（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。
（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。
（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。

6 高效、长寿命大功率减速器

在齿轮传动涡扇发动机中，高效、长寿命大功率减速器是不可或缺的重要部件。减速器的作用是保证两个不同转速的部件相互匹配和高效传递功率，因此它的技术要求很高。

普惠公司由于坚信齿轮传动涡扇发动机的潜在效益，多年来在高效大功率减速器的发展方面已经投入几亿美元。该公司的STAR-1减速器的传动功率达 24000kW已经完成了1000h的部件试验和1000h的发动机试验，机械效率超过99%，热负荷仅为预期值的一半，寿命指标为30000h。正在研 究的一种功率近30000kW的减速器也已经做了100h的发动机试验。

在减速器的发展中，除了要设计轻重量的齿轮外，还必须采用新的滑油和冷却技术。普o惠公司采用了一种自动定心（self-centering）技术，几乎消除了齿轮副之间的偏心和应力。

在为未来窄体客机的齿轮传动涡扇发动机的研制中，普o惠公司以意大利的Avio公司作为合作伙伴，负责减速器的研制和制造。该公司在航空发动机的机械传动方面拥有丰富的经验。这种齿轮传动涡扇发动机将在2007年进行地面验证，2008年飞行验证。

7 间冷回热循环发动机技术

间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进入燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于提高发动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比，间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%，减少燃料消耗和CO2排放18%。

这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证（CLEAN）计划中，正在验证一种带齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子 方案中，涵道比可以达到15左右，风扇叶尖速度也有相应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压 气机之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主 动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、涡轮中央框架和轻重量高效回热器。

CLEAN计划的验证机已经在2004年交付，安装在德国斯图加特的高空模拟试车台上，并在两个半月内试验了80h。结果表明，间冷回热发动机概念的目标已经基本实现，装备这种发动机的飞机可以节省燃油达17%，减轻飞机重量6%。

除了上述特有关键技术外，大涵道比涡扇发动机的研制还需要重视以下技术：
（1）反推力装置设计技术；
（2）环境和吞咽试验技术；
（3）发动机状态监视、故障诊断和预测维修技术；
（4）长寿命、高可靠性设计技术；
（5）多（全）电发动机技术；
（6）低污染、可再生替代燃料；
（7）低阻力短舱设计，如层流短舱设计；
（8）推进系统/飞机一体化技术，如半埋的分布式推进系统和翼身融合体机体的一体化设计。

2014年——《南华早报》中国首款大型客机因技术问题推迟交货
    由于必须从美国公司购买部件，中国商飞公司首批168座C919国产客机的交货时间已被推迟至2018年。该公司一名高管表示，作为中国首款国产大型商业喷气式客机，C919的首飞被推迟到明年年底。原计划是今年进行首飞，并在2016年开始交货。

   C919适航取证的总负责人钱仲焱曾在美国工作近十年，是波音787适航取证关键技术的负责人。2009年底，当他在美国见证波音787首飞成功那一时刻，他突然有了回国的念头。“那一天我记得我在办公室坐了好久，然后就是想，就是突然觉得我应该赶紧回国，参加中国的大飞机工程。”

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2014年——2009年底，中国商飞在浦东机场以南新建总装基地，占地4000亩，将满足ARJ21新支线系列飞机、150座级单通道大客机和250座级双通道大客机的总装、试飞、交付任务。从一片滩涂到一个个厂房拔地而起，浦东高级“产房”已经初具规模，等待“新生儿”的降生——我国第一架大型客机C919将从这里首飞。
　　“我们这里有‘四大金刚’——总装厂房、部装厂房、交付中心和复合材料中心，采取钢格构柱网架或桁架设计；还有‘四小天鹅’——钣金制造中心、物流中心、数控中心以及工装设计和制造中心，采用实腹式钢架或门式钢架设计。”浦东基地现场指挥部负责人王绍杰介绍，中央翼装配生产线等5条主要生产线的安装工作均有条不紊地开展着。到今年6月底，平尾生产线就可以投入使用。
　　经过几年奋斗，浦东总装制造基地美好蓝图已徐徐展开。王绍杰说，第一阶段建设任务已到攻坚冲刺阶段；第二阶段建设面积34万平方米，到2019年实现C919大型客机年产150架批生产能力；第三阶段建设面积45万平方米，到2025年实现250座级双通道飞机研制及年产30架批生产能力。 　

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2013年——据知情人士介绍，中国商飞原本计划研制250座的客机，但经过与各航空公司的商讨，该公司发现300座的飞机市场需求量更大。一名消息人士称，该机型的概念还在商议中，尚未进入研究和开发阶段。

　　中国商飞计划在新型宽体客机上大范围使用复合材料而非铝合金，从而使该机型足以与波音787和空客A350媲美。同时，该机型的航程应设置在6500海里还是8000海里尚处于研讨当中。

　　此外，该消息人士还透露，中国商飞已经开始与通用、普惠以及罗尔斯·罗伊斯等发动机制造商洽谈合作事宜，并希望能有一款改良的新发动机应用于其新型宽体客机。

　　此项宽体客机研究计划由中国商飞航空科技研究所（Comac's Aeronautical Science & Technology Research Institute）展开。该研究中心位于北京，2012年5月开始运营，专门负责为商飞公司未来的飞机计划开发新技术。

　　此前中国商飞就曾表明打算在2025年时拥有自己的宽体飞机，一旦其C919窄体飞机投入生产，该公司便会将所有精力放在宽体飞机计划上。该公司甚至还在其未来位于浦东国际机场南部的总装中心为双通道飞机的生产预留了用地。

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“据华夏时报报道，C919的继任者即国产大型宽体客机C929 也有了实质性进展，已经进入供应商接触的阶段 。这是关于C929这架神秘客机的最新进展。此前的资料披露，C929会采用国产发动机，预计取代的对象是波音777。  

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　　王坚介绍，C919的“继任者”即国产大型宽体客机C929目前也已进入了关键技术的研究阶段，其中不少也来自南京的科研机构。据此前公开的消息，C929会采用国产发动机，预计取代的对象是波音777。王坚说，C929载客超过300人。

　　值得注意的是，国产民机液压等三大系统的技术攻关基本都被南京“承包”了，无论是C919还是C929，液压、燃油、环控三大系统都是“南京制造”。同时，南京一些科研机构还会在C929最为核心的发动机制造上和顶尖技术专家展开合作。（金陵晚报）

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　　经过多年为波音和空客的代工，中航及商飞在机身制造能力上更强，这一点俄联合航空制造集团总裁尤里斯柳萨里也无法否认。（http://sputniknews.cn/russia_china_relations/20150208/1013769691.html#ixzz3R85Xzki6 ）。该采访中也透露了C929将采用50%以上的碳纤维复合材料和15%的钛合金。进来也有不少宽体机机身复合材料技术攻关的好消息传来(http://www.fhjs.casic.cn/n1666864/c2233708/content.html)( http://www.cannews.com.cn/2015/0325/122894.shtml)。我们希望，商飞和供应商能突破这一技术难点，不再重蹈C919在复合材料上载跟头，退回使用铝锂合金的覆辙(http://www.guancha.cn/Science/2013_06_01_148521.shtml)，造出真正和A350,787同级别的次时代的复合材料机身宽体机。


发动机

2009年说法——
新华网上海8月26日电 (记者 高路) 中国大型客机发动机项目主体中航商用飞机发动机有限责任公司总经理张建26日说，中国自主研制的第一款大飞机发动机计划于2016年完成研制并开始适航取证，“争取让国产发动机能和国产大飞机一起飞上蓝天”。

张建介绍说，在技术上，中航商发要通过持续发展，掌握商用发动机的技术，把国外走了几十年的商用发动机之路在短时间中赶上来，从而具备开发研制的技术和能力，把队伍和管理建立起来；在产品上，改变过去单纯的先技术后产品的模式，率先启动一款和现有水平相当的商用发动机研制，即商发A，技术、产品并行发展，计划在2016年取得适航证；通过发展商发A，把我们的体系建立起来，包括生产制造、质量管理、适航、市场开拓、服务保障等。提供各种优惠条件，欢迎国外的发动机公司到中国来，通过国外发动机本土化带动我国航空发动机产业发展。

2012年说法——
根据此前透露的时间表，中航商发计划于2016年前完成大型客机的发动机验证机研制，形成总体设计集成、总装试车和试验验证能力，2020年前后完成发动机型号研制并交付用户。

今年说法——
年初左盟主报告——推进民用发动机关键技术研究，5000千瓦涡桨发动机验证机和1000千瓦涡轴发动机开展详细设计和试验，长江-1000AX完成研制转段。积极推进各型燃气轮机研发。

《中国航空报》我国在航展上曾展示民用“长江-1000”发动机模型，该发动机技术水平与LEAP-X1C相当。
如果进展顺利，国产CJ1000-A将于2022年装备C919大型客机，到2026年CJ1000-B将装备C919延程客机。在系列化发展和适航取证方面，中航商发计划用于窄体客机的CJ-1000系列于2018年实现验证机达标，2022~2025年完成适航取证；用于宽体客机的CJ-2000系列计划2020年完成技术预研，2022年完成试验验证机达标，2025~2030年完成适航取证。

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2014年说法—— 即使是2013年出台的《民用航空工业中长期发展规划（2013-2020年）》（简称“《规划》”）中也给了大型客机发动机至少10年的研制时间。

　　根据查阅，《规划》中的确提出要集中力量发展大型客机发动机，用10年左右时间完成研制，不过这一时间目标对于行业内来看，却并不一定是刚性交付期，但充分说明了未来10年国产发动机的投入比将有大幅抬升。

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新型大涵道比民用发动机是在现有的WS118基础上发展的，核心机相对比较成熟，同时其采用的新技术都来源于APTD计划，是已经过验证的新技术。

在太行发动机基础上研制的WS118将在2009年完成组装开始原型机地面试车，风扇直径超过1800mm，风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构，材料主要为钛合金，风扇机匣为钛合金结构，四级增压级和前三级高压压气机采用钛合金整体叶盘，高压涡轮叶片采用第二代单晶高温合金，除了采用气膜冷却之外还将采用热障涂层。

WS118发动机结构为，一级风扇，四级增压级，九级高压压气机，单级高压涡轮，四级低压涡轮，采用FADEC控制系统，燃烧室为单环腔，涵道比在6到7之间，总压比约为32以上，巡航耗油率为0.6kg/dN/h，推力约为120KN。

与WS118相比，未来商用大涵道比发动机的改进主要有几个方面:

一是加大风扇直径和涵道比，风扇直径将从WS118发动机的1800mm左右加大为1900mm以上，甚至接近2000mm，发动机涵道比增加为8以上，同时取消风扇叶片上的阻尼凸台，风扇叶片采用前掠，宽弦，无阻尼凸台，空心钛合金结构设计。

二是采用先进压气机设计，有可能在增压级和高压压气机中采用大小叶片，减少压气机级数，提高单级级压比，同时增加压气机喘震裕度，把增压级由四级减为三级，高压压气机由九级减少为七级，减少零部件数量和重量。

三是燃烧室由单环腔燃烧室换成先进的双环腔旋流燃烧室，提高发动机燃烧的效率同时减少污染物的排放。

四是高压涡轮盘可能采用更先进时效温度为750摄氏度的双性能粉末合金涡轮盘，如果研制顺利的话，涡轮叶片有机会采用第三代单晶高温合金，耐热温度达到1150摄氏度。

五是在低压涡轮上采用全三维设计，提高效率，增加循环寿命。

六是尾喷管改为锯齿型，降低发动机的噪音。

七是降低巡航耗油率，由0.6kg/（kgf.h）降到0.56kg/（kgf.h）以下，与服役时的先进发动机的经济性基本相当，同时达到服役时适航标准的排放和噪音要求。

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　 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
　　根据大型军用运输机及特种大型飞机的使用要求，在已设计定型的太行发动机核心机的基础上，利用航空推进技术验证计划构建的大涵道比涡扇发动机验证平台，对高压压气机叶片进行全三维改进设计，改善核心机性能；同时改进设计风扇/增压级，匹配设计低压涡轮，采用全权限数字电子控制系统，发展12000kgf推力级的涡扇发动机。该发动机主要技术指标与正在服役的CFM56发动机相当，与现役俄制D-30KP发动机相比明显提高，在同等条件下，将使大型军用运输机航程增加10％以上，具有一定的先进性，可满足我国大型军用运输机对动力装置的需求。
　　民用大涵道比涡扇发动机总体方案
　　突破关键技术，提高自主研发能力。以14吨推力级的下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为背景，通过预先研究和国际合作，完成部件、系统、核心机和验证机的设计、加工和试验，突破民用大涵道比涡扇发动机关键技术，基本具备自主研发能力。在验证机的基础上，根据市场和飞机需求，研制出具有自主知识产权和市场竞争力的大涵道比民用涡扇发动机，满足我国干线客机发展对动力的需求，进入市场，逐步形成产业。
　　主要技术指标：起飞推力14000kgf；巡航耗油率：不大于0.56kg/（kgf.h）（H=11km、M=0.8）；噪声、有害物排放水平满足当时的适航标准；寿命、可靠性、可维护性等综合性能水平优于现役CFM56发动机，与其后继机的水平相当。
　　大涵道比涡扇发动机关键技术
　　主要设计关键技术
　　对于军民用大涵道比涡扇发动机而言，除环保、寿命和经济性等指标外，其他的主要设计技术是相同的，包括总体、部件、系统、整机、仿真等，因此将其关键技术合并研究，主要有：
　　（1）大涵道比发动机总体方案设计技术（含飞发一体化和经济性分析）；
　　（2）民用发动机适航技术；
　　（3）大涵道比风扇/增压级设计技术；
　　（4）高效高级压比压气机设计技术；
　　（5）低排放、长寿命燃烧室设计技术；
　　（6）高性能长寿命高、低压涡轮设计技术；
　　（7）发动机短舱及反推力装置设计技术；
　　（8）核心机设计技术；
　　（9）验证机设计技术；
　　（10）整机/部件综合数值仿真技术；
　　（11）大涵道比涡扇发动机数控系统设计技术；
　　（12）低噪声设计技术；
　　（13）长寿命、高可靠性和可维护性设计技术；
　　（14）轴承和传动润滑系统设计技术；
　　（15）故障诊断和监控技术；
　　（16）涡轮主动间隙控制技术；
　　（17）辅助动力装置（APU）设计技术。
　　 材料、工艺技术
　　 军用大涵道比涡扇发动机主要采用现有成熟材料和工艺，但在部分关键零部件（如大型风扇叶片、机匣等）的制造上仍有其特殊要求，需要进行攻关。民用大涵道比涡扇发动机由于技术指标要求更高，满足适航取证的要求也更多，需要采用更多的新材料和新工艺，才能达到设计要求。军民用大涵道比涡扇发动机研制中需要攻关的主要材料工艺项目包括：
　　（1）大型宽弦风扇空心叶片（钛合金或复合材料）制造技术；
　　（2）大型钛合金中介机匣铸造、焊接和制造技术；
　　（3）钛合金整体叶盘/叶环制造及修复技术；
　　（4）复合材料包容环制造技术；
　　（5）风扇盘圆弧型榫槽加工技术；
　　（6）三维弯扭多联组合涡轮导向叶片精铸技术；
　　（7）定向凝固带冠大展弦比低压涡轮叶片精铸技术；
　　（8）风扇转子和发动机本机平衡技术；
　　（9）风扇机匣涂层本机加工技术；
　　（10）耐600℃高温钛合金材料工程化与制造工艺；
　　（11）镍基高温合金整体叶盘低成本制造技术；
　　（12）低成本燃烧室机匣整体铸造技术；
　　（13）火焰筒浮动壁材料与制造技术；
　　（14）高压涡轮动叶及导叶用涂层及其涂覆工艺；
　　（15）耐1100℃单晶涡轮叶片低成本材料、铸造以及打孔工艺；
　　（16）耐1100℃涡轮导叶低成本材料、铸造以及打孔工艺；
　　（17）粉末轮盘制粉、锻造工艺以及缺陷检测。
　　 试验、测试技术
　　 大涵道比涡扇发动机与军用小涵道比涡扇发动机相比，除了因为尺寸、流量、推力的增加，而需要对现有试验设备和技术进行完善改进外，由于大涵道比涡扇发动机、尤其是民用大涵道比涡扇发动机，为了满足适航条例的要求，需要进行大量的特殊的适航试验，如吞咽试验、包容试验、环境试验等。因此，在加紧建设相关的缺门试验设备的同时，还需大涵道比涡扇发动机所需的特殊试验技术进行研究，并发展相应的试验方法和规范。主要包括：
　　（1）整机试验与调试技术；
　　（2）发动机反推力试车技术；
　　（3）发动机投鸟试验技术；
　　（4）发动机吞水、吞冰、吞砂试验技术；
　　（5）发动机侧风、逆风试验技术；
　　（6）发动机噪声场测量技术；
　　（7）风扇叶片包容试验技术；
　　（8）部件和整机寿命和可靠性试验技术。
　　 关键技术解决途径与措施建议
　　民用大涵道比涡扇发动机
　　尽快组织实施先进民用大涵道比涡扇发动机关键技术研究计划，利用10年左右时间，结合国际合作，通过部件/系统/核心机/验证机研制，突破和掌握关键技术，夯实技术基础，提高自主创新能力。然后，在验证机的基础上进一步研发出具有自主知识产权和当代水平的、取得适航证进入市场的民用大涵道比涡扇发动机。
　　关键技术攻关和验证机研制
　　（1）发动机总体方案设计和部件设计、加工和试验。完成发动机总体方案设计和性能分析计算、整机/部件气动热力性能数值仿真分析、发动机方案草图设计和选材方案、各部件和系统的设计技术指标和参数要求；完成总体/部件/系统试验件设计和试验、部件强度寿命设计分析、选材和关键加工工艺设计、部件/系统综合数值仿真分析、辅助动力装置设计和试验等。
　　（2）核心机和验证机的工程设计、加工和试验验证。完成核心机和验证机的工程设计和加工、核心机的地面模拟试验、验证机地面台架性能调整试验、300小时地面台架持久试验、高空台巡航状态性能模拟试验（H=11km，M=0.8）以及部分适航性标准试验（如噪声、低污染排放等）。

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大涵道比涡扇发动机特有关键技术。

1 大尺寸风扇

大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。随着发动机涵道比的增加，风扇向着大直径、低压比方向发展，其设计要求是效率高、噪声低、重量轻、抗外物 损伤能力强。在三维黏性CFD设计方法的基础上发展起来的掠形叶片可以降低叶片进口气流相对马赫数，减少激波损失，提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶 片效率提高3%~5%，空气流量增加3%~10%。由于前掠叶片的失速裕度比后掠叶片的大，因此前掠叶片更受人们的重视。

在材料、结构和工艺方面有无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者用超塑性成型/扩散连接（SPF/DB）工艺制成，后者由增韧环氧树脂 /石墨纤维预浸带缠绕，然后用模压成型。此外，Kevlar复合材料缠绕的多层包容环和叶片圆弧形榫根等也值得引起重视。

2 高压比多级高压压气机

高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势，目前超过40，今后将进一步提高到50以上。军用发动 机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压 压气机的压比更达到23，平均级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压 比，平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。

所涉及的技术包括全三维黏性CFD分析技术、先进叶（型掠形叶片、串列叶片、弯曲叶片和倾斜叶片）、吸附式叶片和主动稳定性控制。

其他有关高压压气机的关键技术有叶尖间隙控制、机匣处理、整体叶盘和整体叶环等。

3 低污染燃烧室

当前对环境排放的忧虑集中在空港周围的社区,而且,如果污染问题得不到解决,就会影响到空运的未来发展。欧盟和美国的环境保护局对ICAO施加压力，要求制定进一步降低飞机排放NOx 条例。

飞机的排放标准陆续有1986年、1996年、2004年和2008年生效的ICAO的CAEP1、2、4和6，相对前一个标准后者分别降低20%、16.5%和12%。

目前，大多数的民用飞机满足现行1996年ICAO的LTO NOx 标准还有余，而关于巡航NOX排放对臭氧层破坏和全球大气变暖的忧虑却在增加。

所涉及的关键技术技术有径向和轴向分级燃烧、贫油直接喷射（LDI）、富油/快速掺混/贫油（RQL）燃烧燃烧和能减少冷却空气的新的高温陶瓷基复合材料。减低排放的主动燃烧控制技术也在研究中。

通用电气公司正在研制的GEnx采用双环腔与旋流（TAPS）燃烧室后，其NOx、烟、UHC、CO的排放只有CAEP标准的45%、10%、5%和 30%；普o惠公司在PW4098和PW8000发动机中采用泰龙-II（TALON）燃烧室后，UHC、CO、NOx和烟的排放分别为目前标准限制值的 3%、24%、65%和94%。在罗o罗公司在ANTLE计划下研究的一种贫油单级同心分级燃烧室，通过减少油气滞留时间、加强混合、优化化学恰当比和瓦 片冷却结构实现这个目标。2005年第一季度在发动机上进行验证，其NOx排放比1996年的CAEP4标准低50%以上。

4 高效多级低压涡轮

在大涵道比涡扇发动机中，低压涡轮的效率对耗油率有重要影响，其重量和成本分别占全台发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和成本十分重要。

在低压涡轮设计中已普遍使用三维黏性CFD设计技术。因为低压涡轮通道有较大的扩张度，采用正交设计后，叶片的尖部和根部弯曲，形成所谓的弯曲叶片。主动叶尖间隙控制已经得到普遍的应用，通过对机匣喷射冷却空气可以在不同的工作状态下都保持最佳的间隙。

德国MTU公司在低压涡轮方面有丰富的设计经验，该公司正在研究三维气动设计方法、先进封严系统、高效冷却系统、低成本轻重量材料、低损失空腔设计和 主动/被动附面层控制技术。最近，在先进涡扇综合（ATFI）验证机上验证了膨胀比为4.5的两级涡轮，一种高升力叶栅可使叶片数减少20%而不降低效 率，用钛铝金属间化合物取代传统镍基合金可使叶片减重40%。在GP7200发动机研制中，5级低压涡轮达到92.4%的等熵效率。

近来各国正在研究低压涡轮叶片分离控制。美国空军研究实验室推进所涡轮发动机部在低压涡轮上进行涡流发生器射流（VGJ）的试验和仿真研究。试验结果 发现：采用VGJ可以大大减小低雷诺数下的吸力面附面层分离。用0.4%的气流测得的尾涡损失降低达65%，叶片的压力分布还有所改善。

5 降噪技术

从60年代中期到90年代中期，给定推力的噪声水平已经减少20dB。对于听者，主观上的噪声强度减轻了四分之三。目前执行的ICAO第三章噪声标准 比1971年执行的第一和第二章低20dB，到2001年将对2006年1月1日起取证的飞机采取更严格的第四章噪声标准，又将比第三章低10dB。事实 上，目前生产中的飞机都满足这个标准。据估计,将在2014~2015年投入使用的第五代飞机噪声将比第三章标准低35~40dB。欧洲和美国都制定了在 10年和20年内将噪声在分别降低10dB和20dB的研究计划。

对于早期安装涡喷发动机的客机，其主要噪声源是发动机尾喷管排气，而在安装涡扇发动机的飞机上，风扇的噪声成为最主要的，其次才是核心排气（起飞）或飞机机体（着陆）。

目前采用或在研究中的降噪措施主要有：
　　（1）尽量提高涵道比，降低发动机平均排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。
（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。
（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。
（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。
（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。
（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。

6 高效、长寿命大功率减速器

在齿轮传动涡扇发动机中，高效、长寿命大功率减速器是不可或缺的重要部件。减速器的作用是保证两个不同转速的部件相互匹配和高效传递功率，因此它的技术要求很高。

普惠公司由于坚信齿轮传动涡扇发动机的潜在效益，多年来在高效大功率减速器的发展方面已经投入几亿美元。该公司的STAR-1减速器的传动功率达 24000kW已经完成了1000h的部件试验和1000h的发动机试验，机械效率超过99%，热负荷仅为预期值的一半，寿命指标为30000h。正在研 究的一种功率近30000kW的减速器也已经做了100h的发动机试验。

在减速器的发展中，除了要设计轻重量的齿轮外，还必须采用新的滑油和冷却技术。普o惠公司采用了一种自动定心（self-centering）技术，几乎消除了齿轮副之间的偏心和应力。

在为未来窄体客机的齿轮传动涡扇发动机的研制中，普o惠公司以意大利的Avio公司作为合作伙伴，负责减速器的研制和制造。该公司在航空发动机的机械传动方面拥有丰富的经验。这种齿轮传动涡扇发动机将在2007年进行地面验证，2008年飞行验证。

7 间冷回热循环发动机技术

间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进入燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于提高发动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比，间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%，减少燃料消耗和CO2排放18%。

这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证（CLEAN）计划中，正在验证一种带齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子 方案中，涵道比可以达到15左右，风扇叶尖速度也有相应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压 气机之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主 动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、涡轮中央框架和轻重量高效回热器。

CLEAN计划的验证机已经在2004年交付，安装在德国斯图加特的高空模拟试车台上，并在两个半月内试验了80h。结果表明，间冷回热发动机概念的目标已经基本实现，装备这种发动机的飞机可以节省燃油达17%，减轻飞机重量6%。

除了上述特有关键技术外，大涵道比涡扇发动机的研制还需要重视以下技术：
（1）反推力装置设计技术；
（2）环境和吞咽试验技术；
（3）发动机状态监视、故障诊断和预测维修技术；
（4）长寿命、高可靠性设计技术；
（5）多（全）电发动机技术；
（6）低污染、可再生替代燃料；
（7）低阻力短舱设计，如层流短舱设计；
（8）推进系统/飞机一体化技术，如半埋的分布式推进系统和翼身融合体机体的一体化设计。