超级军网大飞机要有大动力
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 06:01:28
大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析
刘大响
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
金捷
北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心，北京 100083
彭友梅
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
胡晓煜
中国航空工业第一集团公司发展研究中心，北京 100012
摘要 本文对国外军民用大涵道比涡扇发动机的现状、性能、产品、发展趋势等进行了阐述，从国家大型飞机工程的战略目标、军民用大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面，对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析，简要介绍了我国军民用大涵道比涡扇发动机的总体方案，提出了发展我国军民用大涵道比涡扇发动机的主要关键技术，包括：总体、部件、系统、整机、仿真等17项设计关键技术，大型风扇叶片、中介机匣、大展弦比低压涡轮叶片等17项材料工艺关键技术，以及吞咽试验、包容试验、环境试验等8项试验关键技术，并分别从军民用大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面，简要论述了关键技术解决途径与措施建议，即：以定型的太行发动机核心机为基础，利用大涵道比涡扇发动机整机验证平台，匹配低压部件和系统，充分利用成熟技术，开展军用大涵道比涡扇发动机型号研制；以下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为目标，突破主要关键技术，完成部件、系统、核心机和验证机的研制，在此基础上，完成民用大涵道比涡扇发动机原型机的研制和适航取证，并逐步形成民机动力产业；积极开展国际合作，尤其是对俄合作；加强材料工艺等基础条件建设。
关键词 大涵道比涡扇发动机 综述 需求分析 关键技术 措施途径
1 国外大涵道比涡扇发动机发展概况
大涵道比涡扇发动机是指涵道比大于4的涡扇发动机，它具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚声速飞机。
经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机的性能、可靠性、耐久性、经济性、和环保水平等方面都有很大进步。与早期的涡喷发动机相比，发动机的噪声降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率减少了50%。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，发动机的空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002～0.005次左右，返修率达到每1000飞行小时0.06～0.01次，航班准点率达到99.95%～99.98%。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16000小时，最长超过40000小时。发动机的噪声强度和污染物排放分别降低了75%和80%。
在民用大涵道比涡扇发动机市场上，150座级干线客机的发动机是主流产品。据预测，未来20年，世界150座级干线客机至少需要25000台发动机，大约占民用发动机市场的73%。目前典型的150座级干线客机用大涵道比涡扇发动机是CFM国际公司的CFM56发动机和IAE公司的V2500发动机。其中，CFM56系列发动机占据150座级干线客机发动机市场的78%，该发动机不仅是B737飞机的唯一动力，而且赢得新型A320飞机一半以上的发动机订货，目前已经交付使用的CFM56发动机超过15600台。V2500发动机占据150座级干线客机20%左右的市场份额，主要用于A320、A321和MD-90客机。
关于此类发动机今后的发展，CFM国际公司在1998～2004年实施了Tech56计划，目标是燃油消耗率降低4%～8%，拥有成本和维护成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO标准低40%～50%，噪声比FAR36第三阶段低20dB。该计划发展的技术包括：金属材料空心风扇叶片、压比15的6级高压压气机、双环腔预旋流燃烧室（TAPS）、锯齿型喷管（降噪3dB）、低成本控制系统等。2007年，这些技术将用于生产型的CFM56-5B/7B发动机。2004年底，CFM国际公司又开始实施LEAP56（前沿航空推进）计划，专门研究下一代150座级干线客机所需的发动机技术。该计划的目标是在目前CFM56-5B/-7B的基础上，燃油消耗率降低10%～15%，维护成本降低15%～25%，机上寿命延长25%，污染物（特别是NOx）排放降低50%，噪声比FAR36第四阶段的标准低15dB。
从1990年开始，普•惠公司与MTU、菲亚特、Avio和Volvo等联合发展下一代150座级干线客机所需的齿轮传动涡扇发动机PW8000，2007年第一台GTF验证机将投入试验，目标是使发动机的耗油率比目前的水平低11%～12%，噪声比第三阶段的要求低30dB，维修费和使用费分别降低30%和10%。发动机推力为111～156千牛，压气机总增压比40，风扇直径1.93 米。另外，英国罗罗公司和俄罗斯的一些机构也都在积极发展下一代150座级干线客机的发动机技术。
军民用大涵道比涡扇发动机技术的通用性很强（达70%），但是在安全可靠性、环保要求、舒适性、经济性和适航取证方面，民用干线客机发动机比军用运输机发动机要求更高、更严格，研制难度更大。因此，军民结合、互相支持是世界通行的发展途径。由于军用大涵道比涡扇发动机数量不大，很多大型军用运输机发动机就直接是民用发动机的改型，典型的机种包括CFM56-5C发动机和俄罗斯的D-30KP发动机等。
2 我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状
2.1 需求分析
研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中，国家已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机，包括军民用两型大型飞机发动机，这是必须实现的国家战略目标。
发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键，发动机技术不突破，就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），不发展民用大涵道比涡扇发动机，就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。
据有关部门预测，我国未来20年，仅150座级干线客机就需要800架左右，加上其他用途的大型飞机，共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台，总价值达412亿美元，折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大，经济、军事、社会效益显著，对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。
2.2 发展现状与差距
经过多年发展，我国在航空动力技术领域取得了一些成绩，在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力，研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机，装备了几十种军民用飞机，为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面，对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究，并在航空推进技术验证计划支持下，建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大，技术基础相对薄弱，大量关键技术尚未突破和掌握，部分试验设备还存在缺门，工程设计和使用经验缺乏，自行独立研发还有较大困难。
3 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
3.1 军用大涵道比涡扇发动机总体方案
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。
3.2 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。
3.3 大涵道比涡扇发动机关键技术
3.3.1 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。
3.3.2 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。
3.3.3 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。
4 关键技术解决途径与措施建议
4.1 军用大涵道比涡扇发动机
通过型号验证机研制、原型机研制和科研试飞、定型批研制和设计定型、生产定型及批量使用等几个发展阶段，充分继承了定型发动机的核心机、滑油系统和控制系统的部分附件，继承性较高，研制风险小，可降低研制成本、缩短研制周期。
4.2 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。
4.2.1 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）。
4.2.2 原型机研制和适航取证
在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上，针对我国干线客机发动机的具体要求，完成原型机的研制，取得型号合格证、生产许可证和适航证。
4.3 积极开展国际合作
我国航空动力行业与世界先进水平相比，差距仍然较大，尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础十分薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术尚未突破和掌握，没有工程经验，材料、工艺差距更大，试验设备不配套，缺乏高水平的人才，短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此，必须强化基础、自主创新，又要改革开放、借助外力，积极开展国际合作。
同时，也应看到，国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场，即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路，表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险，但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。
多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。
4.4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设
有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一，必须尽早安排计划，攻关研究，加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段，必须在现有基础上， 根据军民结合的原则，尽快进行补充和完善。如：野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等。
作者简介：刘大响（1937-），男，湖南省祁东县人，教授、博导，工程院院士，我国著名航空动力专家，中国航空学会动力分会主任，主要研究方向：发动机发展战略、发动机总体、稳定性分析和评定、发动机数值仿真技术等。E-mail：liudaxiang@buaa.edu.cn，电话：010-82316490。大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析
刘大响
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
金捷
北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心，北京 100083
彭友梅
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
胡晓煜
中国航空工业第一集团公司发展研究中心，北京 100012
摘要 本文对国外军民用大涵道比涡扇发动机的现状、性能、产品、发展趋势等进行了阐述，从国家大型飞机工程的战略目标、军民用大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面，对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析，简要介绍了我国军民用大涵道比涡扇发动机的总体方案，提出了发展我国军民用大涵道比涡扇发动机的主要关键技术，包括：总体、部件、系统、整机、仿真等17项设计关键技术，大型风扇叶片、中介机匣、大展弦比低压涡轮叶片等17项材料工艺关键技术，以及吞咽试验、包容试验、环境试验等8项试验关键技术，并分别从军民用大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面，简要论述了关键技术解决途径与措施建议，即：以定型的太行发动机核心机为基础，利用大涵道比涡扇发动机整机验证平台，匹配低压部件和系统，充分利用成熟技术，开展军用大涵道比涡扇发动机型号研制；以下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为目标，突破主要关键技术，完成部件、系统、核心机和验证机的研制，在此基础上，完成民用大涵道比涡扇发动机原型机的研制和适航取证，并逐步形成民机动力产业；积极开展国际合作，尤其是对俄合作；加强材料工艺等基础条件建设。
关键词 大涵道比涡扇发动机 综述 需求分析 关键技术 措施途径
1 国外大涵道比涡扇发动机发展概况
大涵道比涡扇发动机是指涵道比大于4的涡扇发动机，它具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚声速飞机。
经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机的性能、可靠性、耐久性、经济性、和环保水平等方面都有很大进步。与早期的涡喷发动机相比，发动机的噪声降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率减少了50%。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，发动机的空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002～0.005次左右，返修率达到每1000飞行小时0.06～0.01次，航班准点率达到99.95%～99.98%。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16000小时，最长超过40000小时。发动机的噪声强度和污染物排放分别降低了75%和80%。
在民用大涵道比涡扇发动机市场上，150座级干线客机的发动机是主流产品。据预测，未来20年，世界150座级干线客机至少需要25000台发动机，大约占民用发动机市场的73%。目前典型的150座级干线客机用大涵道比涡扇发动机是CFM国际公司的CFM56发动机和IAE公司的V2500发动机。其中，CFM56系列发动机占据150座级干线客机发动机市场的78%，该发动机不仅是B737飞机的唯一动力，而且赢得新型A320飞机一半以上的发动机订货，目前已经交付使用的CFM56发动机超过15600台。V2500发动机占据150座级干线客机20%左右的市场份额，主要用于A320、A321和MD-90客机。
关于此类发动机今后的发展，CFM国际公司在1998～2004年实施了Tech56计划，目标是燃油消耗率降低4%～8%，拥有成本和维护成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO标准低40%～50%，噪声比FAR36第三阶段低20dB。该计划发展的技术包括：金属材料空心风扇叶片、压比15的6级高压压气机、双环腔预旋流燃烧室（TAPS）、锯齿型喷管（降噪3dB）、低成本控制系统等。2007年，这些技术将用于生产型的CFM56-5B/7B发动机。2004年底，CFM国际公司又开始实施LEAP56（前沿航空推进）计划，专门研究下一代150座级干线客机所需的发动机技术。该计划的目标是在目前CFM56-5B/-7B的基础上，燃油消耗率降低10%～15%，维护成本降低15%～25%，机上寿命延长25%，污染物（特别是NOx）排放降低50%，噪声比FAR36第四阶段的标准低15dB。
从1990年开始，普•惠公司与MTU、菲亚特、Avio和Volvo等联合发展下一代150座级干线客机所需的齿轮传动涡扇发动机PW8000，2007年第一台GTF验证机将投入试验，目标是使发动机的耗油率比目前的水平低11%～12%，噪声比第三阶段的要求低30dB，维修费和使用费分别降低30%和10%。发动机推力为111～156千牛，压气机总增压比40，风扇直径1.93 米。另外，英国罗罗公司和俄罗斯的一些机构也都在积极发展下一代150座级干线客机的发动机技术。
军民用大涵道比涡扇发动机技术的通用性很强（达70%），但是在安全可靠性、环保要求、舒适性、经济性和适航取证方面，民用干线客机发动机比军用运输机发动机要求更高、更严格，研制难度更大。因此，军民结合、互相支持是世界通行的发展途径。由于军用大涵道比涡扇发动机数量不大，很多大型军用运输机发动机就直接是民用发动机的改型，典型的机种包括CFM56-5C发动机和俄罗斯的D-30KP发动机等。
2 我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状
2.1 需求分析
研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中，国家已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机，包括军民用两型大型飞机发动机，这是必须实现的国家战略目标。
发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键，发动机技术不突破，就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），不发展民用大涵道比涡扇发动机，就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。
据有关部门预测，我国未来20年，仅150座级干线客机就需要800架左右，加上其他用途的大型飞机，共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台，总价值达412亿美元，折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大，经济、军事、社会效益显著，对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。
2.2 发展现状与差距
经过多年发展，我国在航空动力技术领域取得了一些成绩，在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力，研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机，装备了几十种军民用飞机，为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面，对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究，并在航空推进技术验证计划支持下，建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大，技术基础相对薄弱，大量关键技术尚未突破和掌握，部分试验设备还存在缺门，工程设计和使用经验缺乏，自行独立研发还有较大困难。
3 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
3.1 军用大涵道比涡扇发动机总体方案
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。
3.2 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。
3.3 大涵道比涡扇发动机关键技术
3.3.1 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。
3.3.2 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。
3.3.3 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。
4 关键技术解决途径与措施建议
4.1 军用大涵道比涡扇发动机
通过型号验证机研制、原型机研制和科研试飞、定型批研制和设计定型、生产定型及批量使用等几个发展阶段，充分继承了定型发动机的核心机、滑油系统和控制系统的部分附件，继承性较高，研制风险小，可降低研制成本、缩短研制周期。
4.2 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。
4.2.1 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）。
4.2.2 原型机研制和适航取证
在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上，针对我国干线客机发动机的具体要求，完成原型机的研制，取得型号合格证、生产许可证和适航证。
4.3 积极开展国际合作
我国航空动力行业与世界先进水平相比，差距仍然较大，尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础十分薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术尚未突破和掌握，没有工程经验，材料、工艺差距更大，试验设备不配套，缺乏高水平的人才，短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此，必须强化基础、自主创新，又要改革开放、借助外力，积极开展国际合作。
同时，也应看到，国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场，即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路，表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险，但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。
多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。
4.4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设
有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一，必须尽早安排计划，攻关研究，加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段，必须在现有基础上， 根据军民结合的原则，尽快进行补充和完善。如：野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等。
作者简介：刘大响（1937-），男，湖南省祁东县人，教授、博导，工程院院士，我国著名航空动力专家，中国航空学会动力分会主任，主要研究方向：发动机发展战略、发动机总体、稳定性分析和评定、发动机数值仿真技术等。E-mail：liudaxiang@buaa.edu.cn，电话：010-82316490。
刘大响
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
金捷
北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心，北京 100083
彭友梅
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
胡晓煜
中国航空工业第一集团公司发展研究中心，北京 100012
摘要 本文对国外军民用大涵道比涡扇发动机的现状、性能、产品、发展趋势等进行了阐述，从国家大型飞机工程的战略目标、军民用大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面，对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析，简要介绍了我国军民用大涵道比涡扇发动机的总体方案，提出了发展我国军民用大涵道比涡扇发动机的主要关键技术，包括：总体、部件、系统、整机、仿真等17项设计关键技术，大型风扇叶片、中介机匣、大展弦比低压涡轮叶片等17项材料工艺关键技术，以及吞咽试验、包容试验、环境试验等8项试验关键技术，并分别从军民用大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面，简要论述了关键技术解决途径与措施建议，即：以定型的太行发动机核心机为基础，利用大涵道比涡扇发动机整机验证平台，匹配低压部件和系统，充分利用成熟技术，开展军用大涵道比涡扇发动机型号研制；以下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为目标，突破主要关键技术，完成部件、系统、核心机和验证机的研制，在此基础上，完成民用大涵道比涡扇发动机原型机的研制和适航取证，并逐步形成民机动力产业；积极开展国际合作，尤其是对俄合作；加强材料工艺等基础条件建设。
关键词 大涵道比涡扇发动机 综述 需求分析 关键技术 措施途径
1 国外大涵道比涡扇发动机发展概况
大涵道比涡扇发动机是指涵道比大于4的涡扇发动机，它具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚声速飞机。
经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机的性能、可靠性、耐久性、经济性、和环保水平等方面都有很大进步。与早期的涡喷发动机相比，发动机的噪声降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率减少了50%。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，发动机的空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002～0.005次左右，返修率达到每1000飞行小时0.06～0.01次，航班准点率达到99.95%～99.98%。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16000小时，最长超过40000小时。发动机的噪声强度和污染物排放分别降低了75%和80%。
在民用大涵道比涡扇发动机市场上，150座级干线客机的发动机是主流产品。据预测，未来20年，世界150座级干线客机至少需要25000台发动机，大约占民用发动机市场的73%。目前典型的150座级干线客机用大涵道比涡扇发动机是CFM国际公司的CFM56发动机和IAE公司的V2500发动机。其中，CFM56系列发动机占据150座级干线客机发动机市场的78%，该发动机不仅是B737飞机的唯一动力，而且赢得新型A320飞机一半以上的发动机订货，目前已经交付使用的CFM56发动机超过15600台。V2500发动机占据150座级干线客机20%左右的市场份额，主要用于A320、A321和MD-90客机。
关于此类发动机今后的发展，CFM国际公司在1998～2004年实施了Tech56计划，目标是燃油消耗率降低4%～8%，拥有成本和维护成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO标准低40%～50%，噪声比FAR36第三阶段低20dB。该计划发展的技术包括：金属材料空心风扇叶片、压比15的6级高压压气机、双环腔预旋流燃烧室（TAPS）、锯齿型喷管（降噪3dB）、低成本控制系统等。2007年，这些技术将用于生产型的CFM56-5B/7B发动机。2004年底，CFM国际公司又开始实施LEAP56（前沿航空推进）计划，专门研究下一代150座级干线客机所需的发动机技术。该计划的目标是在目前CFM56-5B/-7B的基础上，燃油消耗率降低10%～15%，维护成本降低15%～25%，机上寿命延长25%，污染物（特别是NOx）排放降低50%，噪声比FAR36第四阶段的标准低15dB。
从1990年开始，普•惠公司与MTU、菲亚特、Avio和Volvo等联合发展下一代150座级干线客机所需的齿轮传动涡扇发动机PW8000，2007年第一台GTF验证机将投入试验，目标是使发动机的耗油率比目前的水平低11%～12%，噪声比第三阶段的要求低30dB，维修费和使用费分别降低30%和10%。发动机推力为111～156千牛，压气机总增压比40，风扇直径1.93 米。另外，英国罗罗公司和俄罗斯的一些机构也都在积极发展下一代150座级干线客机的发动机技术。
军民用大涵道比涡扇发动机技术的通用性很强（达70%），但是在安全可靠性、环保要求、舒适性、经济性和适航取证方面，民用干线客机发动机比军用运输机发动机要求更高、更严格，研制难度更大。因此，军民结合、互相支持是世界通行的发展途径。由于军用大涵道比涡扇发动机数量不大，很多大型军用运输机发动机就直接是民用发动机的改型，典型的机种包括CFM56-5C发动机和俄罗斯的D-30KP发动机等。
2 我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状
2.1 需求分析
研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中，国家已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机，包括军民用两型大型飞机发动机，这是必须实现的国家战略目标。
发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键，发动机技术不突破，就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），不发展民用大涵道比涡扇发动机，就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。
据有关部门预测，我国未来20年，仅150座级干线客机就需要800架左右，加上其他用途的大型飞机，共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台，总价值达412亿美元，折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大，经济、军事、社会效益显著，对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。
2.2 发展现状与差距
经过多年发展，我国在航空动力技术领域取得了一些成绩，在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力，研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机，装备了几十种军民用飞机，为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面，对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究，并在航空推进技术验证计划支持下，建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大，技术基础相对薄弱，大量关键技术尚未突破和掌握，部分试验设备还存在缺门，工程设计和使用经验缺乏，自行独立研发还有较大困难。
3 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
3.1 军用大涵道比涡扇发动机总体方案
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。
3.2 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。
3.3 大涵道比涡扇发动机关键技术
3.3.1 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。
3.3.2 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。
3.3.3 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。
4 关键技术解决途径与措施建议
4.1 军用大涵道比涡扇发动机
通过型号验证机研制、原型机研制和科研试飞、定型批研制和设计定型、生产定型及批量使用等几个发展阶段，充分继承了定型发动机的核心机、滑油系统和控制系统的部分附件，继承性较高，研制风险小，可降低研制成本、缩短研制周期。
4.2 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。
4.2.1 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）。
4.2.2 原型机研制和适航取证
在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上，针对我国干线客机发动机的具体要求，完成原型机的研制，取得型号合格证、生产许可证和适航证。
4.3 积极开展国际合作
我国航空动力行业与世界先进水平相比，差距仍然较大，尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础十分薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术尚未突破和掌握，没有工程经验，材料、工艺差距更大，试验设备不配套，缺乏高水平的人才，短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此，必须强化基础、自主创新，又要改革开放、借助外力，积极开展国际合作。
同时，也应看到，国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场，即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路，表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险，但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。
多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。
4.4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设
有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一，必须尽早安排计划，攻关研究，加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段，必须在现有基础上， 根据军民结合的原则，尽快进行补充和完善。如：野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等。
作者简介：刘大响（1937-），男，湖南省祁东县人，教授、博导，工程院院士，我国著名航空动力专家，中国航空学会动力分会主任，主要研究方向：发动机发展战略、发动机总体、稳定性分析和评定、发动机数值仿真技术等。E-mail：liudaxiang@buaa.edu.cn，电话：010-82316490。大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析
刘大响
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
金捷
北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心，北京 100083
彭友梅
中国航空工业第一集团公司科技委，北京 100012
胡晓煜
中国航空工业第一集团公司发展研究中心，北京 100012
摘要 本文对国外军民用大涵道比涡扇发动机的现状、性能、产品、发展趋势等进行了阐述，从国家大型飞机工程的战略目标、军民用大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面，对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析，简要介绍了我国军民用大涵道比涡扇发动机的总体方案，提出了发展我国军民用大涵道比涡扇发动机的主要关键技术，包括：总体、部件、系统、整机、仿真等17项设计关键技术，大型风扇叶片、中介机匣、大展弦比低压涡轮叶片等17项材料工艺关键技术，以及吞咽试验、包容试验、环境试验等8项试验关键技术，并分别从军民用大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面，简要论述了关键技术解决途径与措施建议，即：以定型的太行发动机核心机为基础，利用大涵道比涡扇发动机整机验证平台，匹配低压部件和系统，充分利用成熟技术，开展军用大涵道比涡扇发动机型号研制；以下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为目标，突破主要关键技术，完成部件、系统、核心机和验证机的研制，在此基础上，完成民用大涵道比涡扇发动机原型机的研制和适航取证，并逐步形成民机动力产业；积极开展国际合作，尤其是对俄合作；加强材料工艺等基础条件建设。
关键词 大涵道比涡扇发动机 综述 需求分析 关键技术 措施途径
1 国外大涵道比涡扇发动机发展概况
大涵道比涡扇发动机是指涵道比大于4的涡扇发动机，它具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚声速飞机。
经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机的性能、可靠性、耐久性、经济性、和环保水平等方面都有很大进步。与早期的涡喷发动机相比，发动机的噪声降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率减少了50%。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，发动机的空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002～0.005次左右，返修率达到每1000飞行小时0.06～0.01次，航班准点率达到99.95%～99.98%。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16000小时，最长超过40000小时。发动机的噪声强度和污染物排放分别降低了75%和80%。
在民用大涵道比涡扇发动机市场上，150座级干线客机的发动机是主流产品。据预测，未来20年，世界150座级干线客机至少需要25000台发动机，大约占民用发动机市场的73%。目前典型的150座级干线客机用大涵道比涡扇发动机是CFM国际公司的CFM56发动机和IAE公司的V2500发动机。其中，CFM56系列发动机占据150座级干线客机发动机市场的78%，该发动机不仅是B737飞机的唯一动力，而且赢得新型A320飞机一半以上的发动机订货，目前已经交付使用的CFM56发动机超过15600台。V2500发动机占据150座级干线客机20%左右的市场份额，主要用于A320、A321和MD-90客机。
关于此类发动机今后的发展，CFM国际公司在1998～2004年实施了Tech56计划，目标是燃油消耗率降低4%～8%，拥有成本和维护成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO标准低40%～50%，噪声比FAR36第三阶段低20dB。该计划发展的技术包括：金属材料空心风扇叶片、压比15的6级高压压气机、双环腔预旋流燃烧室（TAPS）、锯齿型喷管（降噪3dB）、低成本控制系统等。2007年，这些技术将用于生产型的CFM56-5B/7B发动机。2004年底，CFM国际公司又开始实施LEAP56（前沿航空推进）计划，专门研究下一代150座级干线客机所需的发动机技术。该计划的目标是在目前CFM56-5B/-7B的基础上，燃油消耗率降低10%～15%，维护成本降低15%～25%，机上寿命延长25%，污染物（特别是NOx）排放降低50%，噪声比FAR36第四阶段的标准低15dB。
从1990年开始，普•惠公司与MTU、菲亚特、Avio和Volvo等联合发展下一代150座级干线客机所需的齿轮传动涡扇发动机PW8000，2007年第一台GTF验证机将投入试验，目标是使发动机的耗油率比目前的水平低11%～12%，噪声比第三阶段的要求低30dB，维修费和使用费分别降低30%和10%。发动机推力为111～156千牛，压气机总增压比40，风扇直径1.93 米。另外，英国罗罗公司和俄罗斯的一些机构也都在积极发展下一代150座级干线客机的发动机技术。
军民用大涵道比涡扇发动机技术的通用性很强（达70%），但是在安全可靠性、环保要求、舒适性、经济性和适航取证方面，民用干线客机发动机比军用运输机发动机要求更高、更严格，研制难度更大。因此，军民结合、互相支持是世界通行的发展途径。由于军用大涵道比涡扇发动机数量不大，很多大型军用运输机发动机就直接是民用发动机的改型，典型的机种包括CFM56-5C发动机和俄罗斯的D-30KP发动机等。
2 我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状
2.1 需求分析
研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中，国家已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机，包括军民用两型大型飞机发动机，这是必须实现的国家战略目标。
发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键，发动机技术不突破，就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），不发展民用大涵道比涡扇发动机，就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。
据有关部门预测，我国未来20年，仅150座级干线客机就需要800架左右，加上其他用途的大型飞机，共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台，总价值达412亿美元，折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大，经济、军事、社会效益显著，对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。
2.2 发展现状与差距
经过多年发展，我国在航空动力技术领域取得了一些成绩，在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力，研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机，装备了几十种军民用飞机，为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面，对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究，并在航空推进技术验证计划支持下，建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大，技术基础相对薄弱，大量关键技术尚未突破和掌握，部分试验设备还存在缺门，工程设计和使用经验缺乏，自行独立研发还有较大困难。
3 我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
3.1 军用大涵道比涡扇发动机总体方案
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。
3.2 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。
3.3 大涵道比涡扇发动机关键技术
3.3.1 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。
3.3.2 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。
3.3.3 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。
4 关键技术解决途径与措施建议
4.1 军用大涵道比涡扇发动机
通过型号验证机研制、原型机研制和科研试飞、定型批研制和设计定型、生产定型及批量使用等几个发展阶段，充分继承了定型发动机的核心机、滑油系统和控制系统的部分附件，继承性较高，研制风险小，可降低研制成本、缩短研制周期。
4.2 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。
4.2.1 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）。
4.2.2 原型机研制和适航取证
在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上，针对我国干线客机发动机的具体要求，完成原型机的研制，取得型号合格证、生产许可证和适航证。
4.3 积极开展国际合作
我国航空动力行业与世界先进水平相比，差距仍然较大，尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础十分薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术尚未突破和掌握，没有工程经验，材料、工艺差距更大，试验设备不配套，缺乏高水平的人才，短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此，必须强化基础、自主创新，又要改革开放、借助外力，积极开展国际合作。
同时，也应看到，国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场，即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路，表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险，但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。
多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。
4.4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设
有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一，必须尽早安排计划，攻关研究，加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段，必须在现有基础上， 根据军民结合的原则，尽快进行补充和完善。如：野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等。
作者简介：刘大响（1937-），男，湖南省祁东县人，教授、博导，工程院院士，我国著名航空动力专家，中国航空学会动力分会主任，主要研究方向：发动机发展战略、发动机总体、稳定性分析和评定、发动机数值仿真技术等。E-mail：liudaxiang@buaa.edu.cn，电话：010-82316490。
高涵道比涡轮风扇发动机发展综述
陈光
北京航空航天大学 能源与动力工程学院 100083
摘要 本文回顾了从1970年第1台民用高涵道比涡扇发动机JT9D投入使用以来到目前的近40年中，按发动机循环参数与发动机总体性能及采用的技术等综合考虑，高涵道比涡扇发动机经历了4个发展阶段，即初期阶段（总压比为22～30，涵道比为4.2～5.0）、中期阶段（总压比为28～34，涵道比为5～6）、近期阶段（总压比为30～40，涵道比为6～8）及世纪交替阶段（总压比为40～52，涵道比为8～11）。期间，发展了不同推力级发动机近几十个型号，满足了近50余型载客量与航程各异的干线客机之需，且耗油率与初期相比约降低1/5。本文概述了高涵道比涡扇发动机发展特点，特别论述了在发动机发展过程中采用在较好的核心机基础上，用改进衍生措施发展新发动机的途径，并用普惠等公司的实例予以说明。
关键词 高涵道比涡扇发动机 干线客机 总压比 涵道比 耗油率
1 高涵道比涡扇发动机发展历程
1970年1月，采用JT9D高涵道比涡轮风扇发动机为动力的世界上第1型宽体客机波音747（B747）投入营运，不仅开创了民用航空史上新的篇章，而且将航空发动机的发展历程推进到一个崭新的阶段—高涵道比涡轮风扇发动机时代。从此，不仅所有新研制的干线客机，不论载客量与航程有多么大的差距，均采用了高涵道比涡轮风扇发动机；而且一些老的客机例如波音737-200、DC-8也用高涵道比涡轮风扇发动机取代了原来使用的低涵道比涡轮风扇发动机。在世纪之交的最近十余年时间中，连支线客机也逐渐采用高涵道比涡轮风扇发动机，我国正在研制的ARJ21支线客机就采用了CF34-10高涵道比涡轮风扇发动机即是其例。
波音公司与空中客车公司在近40年的时间内，发展了十余种载客量不同，航程各异的双发与四发干线客机，波音公司有：B737、B747、B757、B767、B777与B787，空中客车公司有：A300、A310、A320、A321、A330、A340、A350与A380，在各种客机中，又各自发展了载客量与航程各异的序列飞机，例如B737有-300、-400、-500、-600、-700、-800与-900系列，A340有-200、-300、-500与-600系列等，因此，自上世纪70年代初至今已有各型干线客机50～60种。
为满足这些客机的需要，世界三大发动机公司：美国普惠与通用电气公司，英囯的罗.罗公司以及国际合作公司：CFM国际公司（CFMI）、国际航空发动机公司（IAE）与发动机联合体（Engine Alliance）到20世纪末，发展了几十型高涵道比涡扇发动机，按发动机推力级的大小来分，可分为为五个推力级：小推力级（89～134kN）、中推力级（170～190kN）、大推力级（230～260kN）、超大推力级（300～320kN）和特大推力级（330～454 kN）。在这些发动机中，小推力级的有CFM56-3/-5/-7与V2500等，主要用于波音737、A320、A340与MD-90等机型；中推力级有RB211-535E4与PW2037，用于波音757客机；大推力级的有CF6-80C2、RB211-524G/H及风扇直径为2.37m的PW4000，主要用于波音767、波音747、MD-11、A300与A310等客机；超大推力级的有CF6-80E1、遄达700及风扇直径为2.54m的PW4000(PW4168) ，主要用于A330客机；特大推力级的有风扇直径为2.845m的PW4000(PW4084)、GE90与遄达800，用于波音777，。
在跨世纪的前后，发动机则向低成本、低污染（低噪声与低排放）与更高可靠性的方向发展，以适应为新世纪研制的豪华、舒适与经济的新型客机如四发客机A380及双发客机B787、A350XWB的需要，研制了新一代发动机。在这些发动机中，有用于A380的GP7200（发动机联合体研制）与遄达900（罗·罗公司研制）发动机，其推力为310～340kN；用于A340-500与A340-600的罗·罗公司的遄达500发动机，其推力约为250kN；用于波音787的罗·罗公司的遄达1000及通用电气公司的GEnx，其推力为250～330kN。在这些发动机中，遄达500已于2002年8月随飞机投入使用，遄达900、GP7200将于今年随飞机投入使用，遄达1000与GEnx将于2008年年中随飞机投入使用。
发动机推力的大小，是按飞机要求而定的，大推力的发动机并不一定是性能最好的发动机，反之，小推力的发动机并不一定是性能不好的发动机。当然，大推力的发动机，零件的尺寸大，加工量大，试验设施要求大等，会增加研制难度，相对而言，小推力的发动机，在同样的设计水平下，研制要较容易些，研制经费与周期均要少些。
综观从上世纪70年代初投入使用的到将于2008年投入使用的高涵道比涡扇发动机，按照发动机所采用的循环参数与设计技术，大致可分为下列几个阶段：
1.初期阶段：20世纪70年代初至80年代中，发动机总压比较低，约为22～30，涵道比约为4.2～5.0，此时的发动机主要用于B747-200/-300, L1011，DC-10,B757等客机。这类发动机中，基本采用了常规的设计技术、材料与制造工艺。
2.中期阶段：20世纪80年代初至90年代初，复发动机总压比约为28～34, 涵道比约为5.0～6.0，主要用于B747-400, B767, B737-300，A300, A310, A320等飞机上。此时的发动机在设计技术、材料、工艺以及调节器上均有较大的改进，例如叶型设计已由二维逐渐向准三维、全三维发展，整体焊接的压气机转子取代了螺栓连接的结构，定向结晶、单晶涡轮叶片材料以及粉末冶金的涡轮盘广泛被采用，全功能数字数式燃油调节器FADEC取代了传统的燃油调节器等。
3.近期阶段：90年代初至90年代末，发动机总压比约为34～40，涵道比约为6.0～8.0，发动机主要用于A330, A340, B777, B737-700、-800、-900，A318, A319, A321等飞机上。此阶段中采取了许多提高部件效率的措施，例如风扇、高压压气机与涡轮的叶片中，全部采用全三维设计，且风扇叶片由帯减振突肩的的大展弦比设计改为无突肩的小展弦比（宽弦）设计；为减轻风扇叶片的重量，三大发动机公司分别发展了复合材料、带夾芯与空心的风扇叶片；为了制造带夾芯的风扇叶片，发展了扩散连接/超塑性成型（DB/SPF）的加工方法；压气机中采用整环设计的外环；刷式封严装置用于气封与油封中；采用了性能更好的耐高材料与涂层；新一代FADEC与完善维修性设计等等，不仅使发动机性能有大的提高外，发动机的可靠性与寿命也有较明显的提高。
4.世纪交替阶段：20世纪末到现在，发动机总压比达到40～52，涵道比高达8.0～11.0，发动机主要用于A380, A350XWB, B787, B747-8等飞机上。这时期的发动机，在叶片设计中采用了新一代的三维气动设计；风扇叶片采用掠形设计；复合材料已用于制造尺寸较大的风扇机匣；低排放的燃烧室设计与完善的降噪设计使发动机不仅能满足21世纪严格的环保条例的要求，而且还有较大的裕度；高效的涡轮叶片冷却技术与智能化的发动机状态监视系统等。
由于在高涵道比涡扇发动机发展中，不断提高发动机涵道比、总压比以及部件效率，使发动机耗油率逐年降低，达到目前具有较低的值。以罗.罗公司的发动机为例，其巡航耗油率（单位为kg/dN/hr）的变化情况为（括号内数字为投入使用的年代）： RB211-22B（1972）为0.668， RB211-524G/H（1989）为0.593, 遄达700（1995）为0.573, 遄达800（1996）为0.571, 遄达500（2002）为0.550, 遄达900（2007）为0.528, 而将于2008年投入使用的遄达1000为0.516，也即从1972年到目前36年内，罗·罗公司发动机的耗油率降低了22.7%，1998年到目前近20年内，降低了13%。
又如，将于2008年服役的通用电气公司的最新型发动机GEnx，其巡航耗油率比GE90（1995）低6.9%, 比CF6-80E1（1994）低15.4%。
2 发展特点
2.1 市场竞争剧烈
由于各种推力档次的发动机均有2种或3种发动机可供选择，这样就形成了激烈的竟争局面。为此各公司均竭尽全力来提高发动机性能、可靠性与耐久性，以便在激烈的市场竞争中能获得更多的订货，因此竞争促进了新技术的发展，也促使发动机得到不断的发展和提高。
2.2 多公司合作研制
研制一种新型发动机，即使发动机公司具备各种生产与试验设备，但一般需耗资10亿～15亿美元，甚至更多。
由于发动机研制费用高，风险大，因此为了集资、更好地打开市场和在技术上集各参与公司之长，多公司联合研制一种发动机已成为一种趋势。如CFM56和V2500系列发动机就是国际合作研制的产品。又如昔日的竞争对手美国通用电气公司和普惠公司，为争取获得A380飞机所用发动机市场地位，不得不联手组成GE-P&W Engine Alliance（发动机联合体）合资公司，研制GP7200发动机。
另外，还有一些发动机是以某一公司为主，其他一些公司入伙（投资比例较少）来研制的，如PW4000是普惠公司为主研制的，德国、意大利、新加坡和日本等国的公司均有少量投资。又如，GEnx是通用电气公司为主研制的，但有35%的份额为其它参与公司占有，它们是：日本的石川岛播磨重工业公司（14%），美国的Avio公司（12%）和瑞典的Volvo Aero公司（6%）和比利时的Techspace Aero公司（3%）。
2.3 发动机与飞机的关系
在高涵道比涡扇发动机发展初期，发动机与飞机是单一关系，即研制的发动机是专门为某型飞机研制的，而每型飞机仅采用一型发动机，例如JT9D-3发动机是用于B747, CF6-6发动机用于DC-10而RB211-22B发动机是用于L1011。但是到了上世纪80年代中期，则有“一机多发，一发多机”的研制关系。当时，为适应市场竞争的需要，在飞机和发动机研制中均考虑了如何扩大销路的问题，采取的办法是在飞机设计中，考虑到能让航空公司有选用不同发动机的机会，即一机（一种旅客机）多发（发动机）；而发动机研制时，也考虑到能适用于不同型号的飞机，即一发多机，为此，对发动机来讲，要求使用的推力范围广、附件和安装节等的安装位置可以更换等，以适应装在不同的飞机上。例如，由飞机方面来看，波音777飞机能用PW4084、GE90和遄达800三种发到机中任一种。我国国际航空公司采购B777时，考虑到该公司原有的飞机中，大多数使用了普惠公司的发动机，因而选用了普惠公司的PW4084为B777的动力，这样可以在维修工具、维修手段等方面，利用原有的硬件与经验；我国另—家航空公司－南方航空公司却选用了GE90作为该公司波音777的动力。
由发动机方面看，PW4000、CF6-80C2及RB211-525G/H三种发动机均既可用于波音747-400飞机，也可用了波音767、A300等飞机上。
世纪之交研制的飞机，与发动机又有了新的关系，例如，为了竞争A380发动机市场的需要，美国两大发动机公司联手合作发展了GP7200发动机以与英国罗.罗公司的遄达900竞争，而这两型发动机尚不能用于其它飞机。波音公司在研制波音787时，明确表示将普惠公司排出在外，因此只有罗.罗公司的遄达1000与通用电气公司的GEnx作为787的动力，但是波音却提出任何一架B787不论时间及地点，均能换装2型发动机中的任一型发动机的要求，将一机多发的原则扩展到一个新的领域。另外，有的飞机只提出要一家公司的发动机，例如，A340-500、-600飞机只用罗.罗公司的遄达500发动机，波音747-8飞机只用通用电气公司的GEnx-2B67发动机等。
2.4 耐久性、可靠性和维修性达到高水平
自1970年大型高涵道比涡扇发动机投入航线使用以来，可靠性、耐久性和维修性大大提高。以耐久性而言，目前，一台发动机在飞机上连续使用1～2万多小时已不是少数了。
同样，可靠性也得到大幅度提高，以RB211系列发动机为例，它的第一个型号RB211-22B，空中停车率在服役初期约为0.7次／1000h，经过13～15年才达到成熟期，降到0.1次/1000h；可它的最后型号RB211-524G/H，在服役初期就为0.04次/1000h，2年后即达到成熟期，为0.02次/1000h。CFM56系列是可靠性最高的发动机之一，其中CFM56-3的空中停车率约为0.004次／1000h，CFM56-5A的为0.003次/1000h。
2.5 进行大量严格的试验
为了获得好的性能和高的可靠性与耐久性，在发动机研制中要进行大量试验。除零部件进行的性能、强度和振动试验外，还要对发动机在地面台架上、高空模拟试车台和飞行试车台以及今后所装飞机上进行大量试验。如用于波音777的PW4084发动机是在PW4168（用于A330）基础上改型的，它的核心部分及系统是经过严格研制试验和使用考验的，但在PW4084研制中，仍进行了大量试验。据统计，PW4084用于研制试验的发动机共有22台，其中10台用于地面试验，12台用于5架波音777进行飞行试验。当发动机投入使用时，已累计试验了25 000h和15 000个循环。随着对发动机的要求愈来愈高，今后的发动机还将进行更加严格和更长时间的试验。
2.6 追求高的经济性
作为民用飞机的动力，民用航空发动机追求高的经济性、减少航空公司的直接使用成本(DOC)是一重要的设计目标，为此，除要求发动机有低的耗油率外，还要求发动机寿命长，可靠性高，维修性好等。例如，即将投入使用的A380与波音787两型客机，要求它们发动机的DOC比波音747所用发动机的低15%～20%。
2.7 留有大的温度裕度
在高涵道比涡扇发动机设计中，涡轮叶片耐温能力留有较大裕度，即发动机工作温度大大低于采用冷却后材料能承受的温度，取适航证时的涡轮温度一般低于这个温度60oC～80℃，而工作时，又低于取证温度40℃～70℃，这样温度裕度有100℃～150℃。例如，为波音787-3、-8与-8型客机设计的GEnx发动机排气温度分别有173℃、105℃与70℃的裕度，而GE90只有35℃。由于有大的温度裕度，从而大大提高发动机的可靠性与耐久性。
2.8 广泛采用先进技术
为了获得性能优良、可靠性高、耐久性好的发动机，必须广泛采用先进技术，包括气动力学、机械设计、强度、振动、材料、工艺和控制等方面的最新研究成果。这样也使发动机得到不断发展。
3 改进衍生是发展发动机的重要途径
3.1 客机的发展要求不断提高发动机的推力
美国通用电气公司对13种喷气客机发展过程进行了调查分析，归纳出飞机发展规律之一是飞机载重量（即起飞总重）在投入使用后会不断增加，这可能是为了加大有效载重，也可能是为了加大航程，或者两者兼而有之。飞机在投入使用10年后，有些飞机的起飞总重会加大25％左右，而在10年中，改型的飞机约占全部飞机的 75％，仅25％为初始型号，初始型号的90％是在头三年中售出的。例如：B777的起飞总重在-200型（1995）为247 t, 在-200ER型（1997）为297 t，到了-200LR型（2005）则增大为340 t，为-200型的1.376倍。这一调查表明，为一种型号的飞机提供的发动机，需要有推力增长的潜力，以满足飞机不断加大起飞总重的需要。
另一方面，新型客机的不断出现，要求有新的发动机来适应客机的要求，例如，上世纪80年代后期，四发B747的最新型号B747-400（1989）投入使用后，很快，空中客车公司推出双发A330（1993），隨后波音公司又推出双发B777(1995）。在不到六年时间内，相继有三种型号的客机投入使用，它们所用的发动机推力是逐渐加大的，且增幅较大，分别为260kN级、300kN级与340～500kN。可以看出，由A330到B777发动机推力增幅极大。
为了适应上述两方面发动机推力不断增加的需要，发动机研制公司广泛采用改进衍生的措施来不断增加发动机的推力。
3.2 采用改进衍生的措施提高发动机推力
在己有性能较好的发动机基础上，可以在基本维持核心机结构不变的条件下，通过加大风扇直径，增加增压压气机级数，改进高压压气机、高压涡轮叶型设计，以提高部件效率，提高高压涡轮叶片材料与涂层的耐高温性能等来提高发动机的推力，此即通过改进衍生
提高发动机推力的方法。
加大风扇直径以提高流过发动机的空气流量，可提高推力；增加增压压气机级数，可提高进入高压压气机进口处空气的压强，从而提高了发动机总压比，且增大了流入核心机的空气流量，其结果是提高了发动机热效率与推力；由于风扇直径加大及增压压气机级数加大，势必需增加低压涡轮级数；为了提高高压涡轮后燃气能量以驱动级数加多的低压涡轮，需对核心机部件在基本结构不变的条件下进行适当改进，以提部件效率。
普惠公司为B747-400、A330与B777研制的三型PW4000发动机，走的是典型的改进衍生的途径，采用了上述的几种措。上世纪80年代中期，普惠公司在保持JT9D-7R4（用于B747早期型号）外径不变的条件下，全新研制了风扇直径为2.38m的PW4000，用于B767、B747-400、A300与A310，其型号有PW4050、PW4052、PW4056、PW4152与PW4158等（型号后两位数字×1000表示磅力为单位的推力值），继而采取改进衍生措施发展了风扇直径为2.54m的、用于A330的PW4164与PW4168，随后，又发展了风扇直径为2.84m的、用于B777的PW4084、4PW4090与PW4098。表3.1列出了PW4000系列发动机各型发动机的结构数据与主要性能参数，从表可以看出它的改进衍生过程。
表3.1 PW4000系列发动机结构参数与主要性能参数
参数 型号 PW4052,PW4158 PW4164,PW4168 PW4084,PW4090 PW4098
风扇直径 m 2.39 2.53 2.84 2.84
空气流量 kg/sec 773.4 1088.6 1292.8
级
数 风扇 1 1 1 1
增压压气机 4 5 6 7
高压压气机 11 11 11 11
高压涡轮 2 2 2 2
低压涡轮 4 5 7 7
总压比 26.3～32.3 32.～35.4 34.2～46.4 46.4
涵道比 5.0～4.8 5.2～4.8 6.4～5.8
推力 kN 232～258 284～302 374～400 436
巡航耗油率
Kg/dN/hr 0.587 0.581 0.565
用 途 B747-400
B767, A00 A330 B777-200
B777-200ER B777-300
投入使用时间 1986.7 1994.12 1995.6 1999.8
美国通用电气公司在GE90的发展中，采用改进衍生的方法，使它的推力增幅达到1.5倍。GE90的第1个型号为GE90-75B，推力338kN，在总体结构未变的条件下，发展了推力分别为378kN、400kN、409kN与418kN的-85、-90、-92与-94四个型号；随后，将风扇直径加大0.14m（由3.12m增大为3.26m）且将增压压气机增加1级（由3级改为4级），但将高压压气机级数减少1级（由10级改为9级）发展了GE90-110B(推力为489kN）与GE90-115B，后者的推力达到511kN，为当前世界上推力最大的发动机。表3.2示出了GE90系列发动机的主要参数。
表3.2 GE90系列发动机主要参数
参数 型号 GE90-75B GE90-85B GE90-90B GE90-94B GE90-110B GE90-115B
风扇直径 m 3.12 3.12 3.12 3.12 3.26 3.26
空气流量 kg/s 1360 1360 1482 1482 1640 1640
级
数 风扇 1 1 1 1 1 1
增压压气机 3 3 3 3 4 4
高压压气机 10 10 10 10 9 9
高压涡轮 2 2 2 2 2 2
低压涡轮 6 6 6 6 6 6
总压比 39.3～45.5 39.3
涵道比 8.6～8.3 8.4
推力 kN 338 378 400 418 489 511
耗油率 kg/dN/h 0.538 0.550
用 途 B777-200 B777-200ER B777-200ER B777-200ER B777-200LR B777-300ER
投入使用时间 1995.11 1995.11 1997.2 2000.11 2005中 2004.3
3.3 性能优良的核心机是改进衍生的基础
国外的经验表明，在发动机研制与发展过程中，考虑到既能满足飞机要求又能有较大发展潜力的前提下，利用最先进的技术，设计并生产一台性能优良的核心机，是非常重要的措施。但是，并不是所有发动机的核心机均有发展潜力，例如，通用电气公司研制的第1型高涵道比涡扇发动机CF6-6，其核心机沿用了J79军用涡轮喷气发动机多级压气机设计特点，采用了16级的高压压气机，是所有高涵道比涡扇发动机中级数最多也是结构复杂、零件多与重量大的发动机。因此，通用电气公司并未在它的基础上采取攺进衍生的方法来发展推力增大的发动机，而是将核心机进行了改造，将高压压气机减少2级（14级）发展了CF6-50系列发动机。
CFM56的核心机是在用于B-1轰炸机的F101发动机核心机的基础上发展而成的，这是一台能适应小推力（85～150kN）范围的核心机。它的第1个型号为CFM56-2，在基本保持核心机结构不变的情况下，通过改变风扇直径及增压压气机与低压涡轮级数，以改变发动机的空气流量、总压比与涵道比，达到增减发动机推力与降低耗油率的目的。CFM56被业内人士公认为是“通过一台好的核心机，发展多型能满足不同要求系列发动机”发展途径的典范。表3.3示出了CFM56系列发动机的主要参数。
表3.3 CFM56系列发动机主要参数
参数 型号 CFM56-2 CFM56-3 CFM56-5A CFM56-5B CFM56-5C CFM56-7
风扇直径 m 1.73 1.52 1.73 1.73 1.84 1.55
空气流量 kg/s 357 297～322 370～397 407～428 406～483 307～354
级
数 风扇 1 1 1 1 1 1
增压压气机 3 3 4 4 4 3
高压压气机 9 9 9 9 9 9
高压涡轮 1 1 1 1 1 1
低压涡轮 4 4 4 4 5 4
总压比 24.7 28.8 31.2 32.6～35.5 37.4～38.3 32.8
涵道比 6.0 5.0 6.0 6.0～5.4 6.6～6.4 5.5～5.1
推力 kN 98～106 89～104 98～117 96～142 138～151 87～121
耗油率 kg/dN/hr 0.683 0.674 0.608 0.610 0.583 0.637
用 途 KC-135 B737-300等 A319 A320 A319 A320 A321 A340-200/300 B737-600等
投入使用时间 1982.4 1984.12 1988.8 1994.3 1993.2 1997.12
从表3.3可看出，CFM56的推力从89kN到151kN，有六个型号，应用于起飞总重60～100t的A319、A320、A321与B737-300/-400/-500/-600/-700/-800/-900双发客机以及A340-200/-300四发客机，是当代应用最广、使用数量最多的发动机，也是可靠性最高的发动机，它的多国合作研制以及采用一台性能较好的核心机发展多型发动机的经验值得重视。
在采用较好核心机用改进衍生措施发展系列发动机中，并非核心机一成不变，随着技术的发展，在保持基本结构不变的条件下，不断用新技术对核心机的某些零、组件进行攺进，最常用的是：将压气机与涡轮的叶片用准三元流、全三元流以及更先进的气动设计方法重新设计效率较高的叶片；在高压压气机、高压涡轮与低压涡轮中采用先进的主动间隙控制技术；用FADEC取代常规的液压机械燃油调节器，且不断升级；用耐温更高的材料与涂层更换涡轮叶片材料；提高高压涡轮工作叶片的冷却效率；改变气路中的封严结构以减少漏气损失；采取降低噪声与排放措施等。有的发动机在改进衍生时，还对燃烧室进行较大的改进，例如从2.39m的PW4000发展成2.54m的PW4000时，火焰筒的结构作了大的改变；同样，CFM56-5A发展成CFM56-5B时，燃烧室设计成既可采用单环腔的（SAC）也可采用双环腔（DAC）的，由用户选择采用何种。对燃烧室进行的改进，均是为降低排放所采取的措施。
在有的发动机发展中，还利用缩放原则在原有发动机上，通过按比例缩小或放大，来发展新发动机。例如，罗.罗公司用于B777的遄达800，就是将遄达700（用于A330）按比例放大并采用当时的一些新技术研制成的；又如，用于A340-500/-600的遄达500，其核心机是遄达800的核心机的80%缩型，而用于A380的遄达900又是将遄达500按比例放大而成的，当然在缩放过程中，均引入了当时的最新技术。
4 结束语
作为干线客机的动力，高涵道比涡扇发动机从诞生到目前，始终是围绕着在满足飞机推力要求下，不断提高推力，降低发动机耗油率与性能衰减率，提高发动机可靠性与耐久性，降低发动机噪声值与排放值等。特别是进入21世纪后，为用户提供经济性好（包括低的发动机初始成本与耗油率、可靠性与维修性好以及寿命长等综合因素），能满足新世纪严格环保要求的发动机，已成为参与新型旅客机市场竞争的必备条件。为此，需进行多方面的理论与试验研究，开发新的结构设计与新型金属、非金属及涂层材料，开展低排放燃烧室与降低噪声技术的研究，发展智能化的发动机维修技术等8锇，并在此基础上，研制一台既能满足飞机要求，又有发展前途的性能优良的核心机。
参考文献
[1] 陈光.航空发动机结构设计分析.北京航空航天大学出版社，2006.7.
作者简介： 陈光（1930-），男，汉族。1955年毕业于北京航空学院发动机设计专业，北京航空航天大学教授，中国航空学会理事，北京航空航天学会常务理事、学术工作委员会主任。长期从事航空发动机结构设计的教学、科研与生产工作。Email地址：guang405@yahoo.com.cn
陈光
北京航空航天大学 能源与动力工程学院 100083
摘要 本文回顾了从1970年第1台民用高涵道比涡扇发动机JT9D投入使用以来到目前的近40年中，按发动机循环参数与发动机总体性能及采用的技术等综合考虑，高涵道比涡扇发动机经历了4个发展阶段，即初期阶段（总压比为22～30，涵道比为4.2～5.0）、中期阶段（总压比为28～34，涵道比为5～6）、近期阶段（总压比为30～40，涵道比为6～8）及世纪交替阶段（总压比为40～52，涵道比为8～11）。期间，发展了不同推力级发动机近几十个型号，满足了近50余型载客量与航程各异的干线客机之需，且耗油率与初期相比约降低1/5。本文概述了高涵道比涡扇发动机发展特点，特别论述了在发动机发展过程中采用在较好的核心机基础上，用改进衍生措施发展新发动机的途径，并用普惠等公司的实例予以说明。
关键词 高涵道比涡扇发动机 干线客机 总压比 涵道比 耗油率
1 高涵道比涡扇发动机发展历程
1970年1月，采用JT9D高涵道比涡轮风扇发动机为动力的世界上第1型宽体客机波音747（B747）投入营运，不仅开创了民用航空史上新的篇章，而且将航空发动机的发展历程推进到一个崭新的阶段—高涵道比涡轮风扇发动机时代。从此，不仅所有新研制的干线客机，不论载客量与航程有多么大的差距，均采用了高涵道比涡轮风扇发动机；而且一些老的客机例如波音737-200、DC-8也用高涵道比涡轮风扇发动机取代了原来使用的低涵道比涡轮风扇发动机。在世纪之交的最近十余年时间中，连支线客机也逐渐采用高涵道比涡轮风扇发动机，我国正在研制的ARJ21支线客机就采用了CF34-10高涵道比涡轮风扇发动机即是其例。
波音公司与空中客车公司在近40年的时间内，发展了十余种载客量不同，航程各异的双发与四发干线客机，波音公司有：B737、B747、B757、B767、B777与B787，空中客车公司有：A300、A310、A320、A321、A330、A340、A350与A380，在各种客机中，又各自发展了载客量与航程各异的序列飞机，例如B737有-300、-400、-500、-600、-700、-800与-900系列，A340有-200、-300、-500与-600系列等，因此，自上世纪70年代初至今已有各型干线客机50～60种。
为满足这些客机的需要，世界三大发动机公司：美国普惠与通用电气公司，英囯的罗.罗公司以及国际合作公司：CFM国际公司（CFMI）、国际航空发动机公司（IAE）与发动机联合体（Engine Alliance）到20世纪末，发展了几十型高涵道比涡扇发动机，按发动机推力级的大小来分，可分为为五个推力级：小推力级（89～134kN）、中推力级（170～190kN）、大推力级（230～260kN）、超大推力级（300～320kN）和特大推力级（330～454 kN）。在这些发动机中，小推力级的有CFM56-3/-5/-7与V2500等，主要用于波音737、A320、A340与MD-90等机型；中推力级有RB211-535E4与PW2037，用于波音757客机；大推力级的有CF6-80C2、RB211-524G/H及风扇直径为2.37m的PW4000，主要用于波音767、波音747、MD-11、A300与A310等客机；超大推力级的有CF6-80E1、遄达700及风扇直径为2.54m的PW4000(PW4168) ，主要用于A330客机；特大推力级的有风扇直径为2.845m的PW4000(PW4084)、GE90与遄达800，用于波音777，。
在跨世纪的前后，发动机则向低成本、低污染（低噪声与低排放）与更高可靠性的方向发展，以适应为新世纪研制的豪华、舒适与经济的新型客机如四发客机A380及双发客机B787、A350XWB的需要，研制了新一代发动机。在这些发动机中，有用于A380的GP7200（发动机联合体研制）与遄达900（罗·罗公司研制）发动机，其推力为310～340kN；用于A340-500与A340-600的罗·罗公司的遄达500发动机，其推力约为250kN；用于波音787的罗·罗公司的遄达1000及通用电气公司的GEnx，其推力为250～330kN。在这些发动机中，遄达500已于2002年8月随飞机投入使用，遄达900、GP7200将于今年随飞机投入使用，遄达1000与GEnx将于2008年年中随飞机投入使用。
发动机推力的大小，是按飞机要求而定的，大推力的发动机并不一定是性能最好的发动机，反之，小推力的发动机并不一定是性能不好的发动机。当然，大推力的发动机，零件的尺寸大，加工量大，试验设施要求大等，会增加研制难度，相对而言，小推力的发动机，在同样的设计水平下，研制要较容易些，研制经费与周期均要少些。
综观从上世纪70年代初投入使用的到将于2008年投入使用的高涵道比涡扇发动机，按照发动机所采用的循环参数与设计技术，大致可分为下列几个阶段：
1.初期阶段：20世纪70年代初至80年代中，发动机总压比较低，约为22～30，涵道比约为4.2～5.0，此时的发动机主要用于B747-200/-300, L1011，DC-10,B757等客机。这类发动机中，基本采用了常规的设计技术、材料与制造工艺。
2.中期阶段：20世纪80年代初至90年代初，复发动机总压比约为28～34, 涵道比约为5.0～6.0，主要用于B747-400, B767, B737-300，A300, A310, A320等飞机上。此时的发动机在设计技术、材料、工艺以及调节器上均有较大的改进，例如叶型设计已由二维逐渐向准三维、全三维发展，整体焊接的压气机转子取代了螺栓连接的结构，定向结晶、单晶涡轮叶片材料以及粉末冶金的涡轮盘广泛被采用，全功能数字数式燃油调节器FADEC取代了传统的燃油调节器等。
3.近期阶段：90年代初至90年代末，发动机总压比约为34～40，涵道比约为6.0～8.0，发动机主要用于A330, A340, B777, B737-700、-800、-900，A318, A319, A321等飞机上。此阶段中采取了许多提高部件效率的措施，例如风扇、高压压气机与涡轮的叶片中，全部采用全三维设计，且风扇叶片由帯减振突肩的的大展弦比设计改为无突肩的小展弦比（宽弦）设计；为减轻风扇叶片的重量，三大发动机公司分别发展了复合材料、带夾芯与空心的风扇叶片；为了制造带夾芯的风扇叶片，发展了扩散连接/超塑性成型（DB/SPF）的加工方法；压气机中采用整环设计的外环；刷式封严装置用于气封与油封中；采用了性能更好的耐高材料与涂层；新一代FADEC与完善维修性设计等等，不仅使发动机性能有大的提高外，发动机的可靠性与寿命也有较明显的提高。
4.世纪交替阶段：20世纪末到现在，发动机总压比达到40～52，涵道比高达8.0～11.0，发动机主要用于A380, A350XWB, B787, B747-8等飞机上。这时期的发动机，在叶片设计中采用了新一代的三维气动设计；风扇叶片采用掠形设计；复合材料已用于制造尺寸较大的风扇机匣；低排放的燃烧室设计与完善的降噪设计使发动机不仅能满足21世纪严格的环保条例的要求，而且还有较大的裕度；高效的涡轮叶片冷却技术与智能化的发动机状态监视系统等。
由于在高涵道比涡扇发动机发展中，不断提高发动机涵道比、总压比以及部件效率，使发动机耗油率逐年降低，达到目前具有较低的值。以罗.罗公司的发动机为例，其巡航耗油率（单位为kg/dN/hr）的变化情况为（括号内数字为投入使用的年代）： RB211-22B（1972）为0.668， RB211-524G/H（1989）为0.593, 遄达700（1995）为0.573, 遄达800（1996）为0.571, 遄达500（2002）为0.550, 遄达900（2007）为0.528, 而将于2008年投入使用的遄达1000为0.516，也即从1972年到目前36年内，罗·罗公司发动机的耗油率降低了22.7%，1998年到目前近20年内，降低了13%。
又如，将于2008年服役的通用电气公司的最新型发动机GEnx，其巡航耗油率比GE90（1995）低6.9%, 比CF6-80E1（1994）低15.4%。
2 发展特点
2.1 市场竞争剧烈
由于各种推力档次的发动机均有2种或3种发动机可供选择，这样就形成了激烈的竟争局面。为此各公司均竭尽全力来提高发动机性能、可靠性与耐久性，以便在激烈的市场竞争中能获得更多的订货，因此竞争促进了新技术的发展，也促使发动机得到不断的发展和提高。
2.2 多公司合作研制
研制一种新型发动机，即使发动机公司具备各种生产与试验设备，但一般需耗资10亿～15亿美元，甚至更多。
由于发动机研制费用高，风险大，因此为了集资、更好地打开市场和在技术上集各参与公司之长，多公司联合研制一种发动机已成为一种趋势。如CFM56和V2500系列发动机就是国际合作研制的产品。又如昔日的竞争对手美国通用电气公司和普惠公司，为争取获得A380飞机所用发动机市场地位，不得不联手组成GE-P&W Engine Alliance（发动机联合体）合资公司，研制GP7200发动机。
另外，还有一些发动机是以某一公司为主，其他一些公司入伙（投资比例较少）来研制的，如PW4000是普惠公司为主研制的，德国、意大利、新加坡和日本等国的公司均有少量投资。又如，GEnx是通用电气公司为主研制的，但有35%的份额为其它参与公司占有，它们是：日本的石川岛播磨重工业公司（14%），美国的Avio公司（12%）和瑞典的Volvo Aero公司（6%）和比利时的Techspace Aero公司（3%）。
2.3 发动机与飞机的关系
在高涵道比涡扇发动机发展初期，发动机与飞机是单一关系，即研制的发动机是专门为某型飞机研制的，而每型飞机仅采用一型发动机，例如JT9D-3发动机是用于B747, CF6-6发动机用于DC-10而RB211-22B发动机是用于L1011。但是到了上世纪80年代中期，则有“一机多发，一发多机”的研制关系。当时，为适应市场竞争的需要，在飞机和发动机研制中均考虑了如何扩大销路的问题，采取的办法是在飞机设计中，考虑到能让航空公司有选用不同发动机的机会，即一机（一种旅客机）多发（发动机）；而发动机研制时，也考虑到能适用于不同型号的飞机，即一发多机，为此，对发动机来讲，要求使用的推力范围广、附件和安装节等的安装位置可以更换等，以适应装在不同的飞机上。例如，由飞机方面来看，波音777飞机能用PW4084、GE90和遄达800三种发到机中任一种。我国国际航空公司采购B777时，考虑到该公司原有的飞机中，大多数使用了普惠公司的发动机，因而选用了普惠公司的PW4084为B777的动力，这样可以在维修工具、维修手段等方面，利用原有的硬件与经验；我国另—家航空公司－南方航空公司却选用了GE90作为该公司波音777的动力。
由发动机方面看，PW4000、CF6-80C2及RB211-525G/H三种发动机均既可用于波音747-400飞机，也可用了波音767、A300等飞机上。
世纪之交研制的飞机，与发动机又有了新的关系，例如，为了竞争A380发动机市场的需要，美国两大发动机公司联手合作发展了GP7200发动机以与英国罗.罗公司的遄达900竞争，而这两型发动机尚不能用于其它飞机。波音公司在研制波音787时，明确表示将普惠公司排出在外，因此只有罗.罗公司的遄达1000与通用电气公司的GEnx作为787的动力，但是波音却提出任何一架B787不论时间及地点，均能换装2型发动机中的任一型发动机的要求，将一机多发的原则扩展到一个新的领域。另外，有的飞机只提出要一家公司的发动机，例如，A340-500、-600飞机只用罗.罗公司的遄达500发动机，波音747-8飞机只用通用电气公司的GEnx-2B67发动机等。
2.4 耐久性、可靠性和维修性达到高水平
自1970年大型高涵道比涡扇发动机投入航线使用以来，可靠性、耐久性和维修性大大提高。以耐久性而言，目前，一台发动机在飞机上连续使用1～2万多小时已不是少数了。
同样，可靠性也得到大幅度提高，以RB211系列发动机为例，它的第一个型号RB211-22B，空中停车率在服役初期约为0.7次／1000h，经过13～15年才达到成熟期，降到0.1次/1000h；可它的最后型号RB211-524G/H，在服役初期就为0.04次/1000h，2年后即达到成熟期，为0.02次/1000h。CFM56系列是可靠性最高的发动机之一，其中CFM56-3的空中停车率约为0.004次／1000h，CFM56-5A的为0.003次/1000h。
2.5 进行大量严格的试验
为了获得好的性能和高的可靠性与耐久性，在发动机研制中要进行大量试验。除零部件进行的性能、强度和振动试验外，还要对发动机在地面台架上、高空模拟试车台和飞行试车台以及今后所装飞机上进行大量试验。如用于波音777的PW4084发动机是在PW4168（用于A330）基础上改型的，它的核心部分及系统是经过严格研制试验和使用考验的，但在PW4084研制中，仍进行了大量试验。据统计，PW4084用于研制试验的发动机共有22台，其中10台用于地面试验，12台用于5架波音777进行飞行试验。当发动机投入使用时，已累计试验了25 000h和15 000个循环。随着对发动机的要求愈来愈高，今后的发动机还将进行更加严格和更长时间的试验。
2.6 追求高的经济性
作为民用飞机的动力，民用航空发动机追求高的经济性、减少航空公司的直接使用成本(DOC)是一重要的设计目标，为此，除要求发动机有低的耗油率外，还要求发动机寿命长，可靠性高，维修性好等。例如，即将投入使用的A380与波音787两型客机，要求它们发动机的DOC比波音747所用发动机的低15%～20%。
2.7 留有大的温度裕度
在高涵道比涡扇发动机设计中，涡轮叶片耐温能力留有较大裕度，即发动机工作温度大大低于采用冷却后材料能承受的温度，取适航证时的涡轮温度一般低于这个温度60oC～80℃，而工作时，又低于取证温度40℃～70℃，这样温度裕度有100℃～150℃。例如，为波音787-3、-8与-8型客机设计的GEnx发动机排气温度分别有173℃、105℃与70℃的裕度，而GE90只有35℃。由于有大的温度裕度，从而大大提高发动机的可靠性与耐久性。
2.8 广泛采用先进技术
为了获得性能优良、可靠性高、耐久性好的发动机，必须广泛采用先进技术，包括气动力学、机械设计、强度、振动、材料、工艺和控制等方面的最新研究成果。这样也使发动机得到不断发展。
3 改进衍生是发展发动机的重要途径
3.1 客机的发展要求不断提高发动机的推力
美国通用电气公司对13种喷气客机发展过程进行了调查分析，归纳出飞机发展规律之一是飞机载重量（即起飞总重）在投入使用后会不断增加，这可能是为了加大有效载重，也可能是为了加大航程，或者两者兼而有之。飞机在投入使用10年后，有些飞机的起飞总重会加大25％左右，而在10年中，改型的飞机约占全部飞机的 75％，仅25％为初始型号，初始型号的90％是在头三年中售出的。例如：B777的起飞总重在-200型（1995）为247 t, 在-200ER型（1997）为297 t，到了-200LR型（2005）则增大为340 t，为-200型的1.376倍。这一调查表明，为一种型号的飞机提供的发动机，需要有推力增长的潜力，以满足飞机不断加大起飞总重的需要。
另一方面，新型客机的不断出现，要求有新的发动机来适应客机的要求，例如，上世纪80年代后期，四发B747的最新型号B747-400（1989）投入使用后，很快，空中客车公司推出双发A330（1993），隨后波音公司又推出双发B777(1995）。在不到六年时间内，相继有三种型号的客机投入使用，它们所用的发动机推力是逐渐加大的，且增幅较大，分别为260kN级、300kN级与340～500kN。可以看出，由A330到B777发动机推力增幅极大。
为了适应上述两方面发动机推力不断增加的需要，发动机研制公司广泛采用改进衍生的措施来不断增加发动机的推力。
3.2 采用改进衍生的措施提高发动机推力
在己有性能较好的发动机基础上，可以在基本维持核心机结构不变的条件下，通过加大风扇直径，增加增压压气机级数，改进高压压气机、高压涡轮叶型设计，以提高部件效率，提高高压涡轮叶片材料与涂层的耐高温性能等来提高发动机的推力，此即通过改进衍生
提高发动机推力的方法。
加大风扇直径以提高流过发动机的空气流量，可提高推力；增加增压压气机级数，可提高进入高压压气机进口处空气的压强，从而提高了发动机总压比，且增大了流入核心机的空气流量，其结果是提高了发动机热效率与推力；由于风扇直径加大及增压压气机级数加大，势必需增加低压涡轮级数；为了提高高压涡轮后燃气能量以驱动级数加多的低压涡轮，需对核心机部件在基本结构不变的条件下进行适当改进，以提部件效率。
普惠公司为B747-400、A330与B777研制的三型PW4000发动机，走的是典型的改进衍生的途径，采用了上述的几种措。上世纪80年代中期，普惠公司在保持JT9D-7R4（用于B747早期型号）外径不变的条件下，全新研制了风扇直径为2.38m的PW4000，用于B767、B747-400、A300与A310，其型号有PW4050、PW4052、PW4056、PW4152与PW4158等（型号后两位数字×1000表示磅力为单位的推力值），继而采取改进衍生措施发展了风扇直径为2.54m的、用于A330的PW4164与PW4168，随后，又发展了风扇直径为2.84m的、用于B777的PW4084、4PW4090与PW4098。表3.1列出了PW4000系列发动机各型发动机的结构数据与主要性能参数，从表可以看出它的改进衍生过程。
表3.1 PW4000系列发动机结构参数与主要性能参数
参数 型号 PW4052,PW4158 PW4164,PW4168 PW4084,PW4090 PW4098
风扇直径 m 2.39 2.53 2.84 2.84
空气流量 kg/sec 773.4 1088.6 1292.8
级
数 风扇 1 1 1 1
增压压气机 4 5 6 7
高压压气机 11 11 11 11
高压涡轮 2 2 2 2
低压涡轮 4 5 7 7
总压比 26.3～32.3 32.～35.4 34.2～46.4 46.4
涵道比 5.0～4.8 5.2～4.8 6.4～5.8
推力 kN 232～258 284～302 374～400 436
巡航耗油率
Kg/dN/hr 0.587 0.581 0.565
用 途 B747-400
B767, A00 A330 B777-200
B777-200ER B777-300
投入使用时间 1986.7 1994.12 1995.6 1999.8
美国通用电气公司在GE90的发展中，采用改进衍生的方法，使它的推力增幅达到1.5倍。GE90的第1个型号为GE90-75B，推力338kN，在总体结构未变的条件下，发展了推力分别为378kN、400kN、409kN与418kN的-85、-90、-92与-94四个型号；随后，将风扇直径加大0.14m（由3.12m增大为3.26m）且将增压压气机增加1级（由3级改为4级），但将高压压气机级数减少1级（由10级改为9级）发展了GE90-110B(推力为489kN）与GE90-115B，后者的推力达到511kN，为当前世界上推力最大的发动机。表3.2示出了GE90系列发动机的主要参数。
表3.2 GE90系列发动机主要参数
参数 型号 GE90-75B GE90-85B GE90-90B GE90-94B GE90-110B GE90-115B
风扇直径 m 3.12 3.12 3.12 3.12 3.26 3.26
空气流量 kg/s 1360 1360 1482 1482 1640 1640
级
数 风扇 1 1 1 1 1 1
增压压气机 3 3 3 3 4 4
高压压气机 10 10 10 10 9 9
高压涡轮 2 2 2 2 2 2
低压涡轮 6 6 6 6 6 6
总压比 39.3～45.5 39.3
涵道比 8.6～8.3 8.4
推力 kN 338 378 400 418 489 511
耗油率 kg/dN/h 0.538 0.550
用 途 B777-200 B777-200ER B777-200ER B777-200ER B777-200LR B777-300ER
投入使用时间 1995.11 1995.11 1997.2 2000.11 2005中 2004.3
3.3 性能优良的核心机是改进衍生的基础
国外的经验表明，在发动机研制与发展过程中，考虑到既能满足飞机要求又能有较大发展潜力的前提下，利用最先进的技术，设计并生产一台性能优良的核心机，是非常重要的措施。但是，并不是所有发动机的核心机均有发展潜力，例如，通用电气公司研制的第1型高涵道比涡扇发动机CF6-6，其核心机沿用了J79军用涡轮喷气发动机多级压气机设计特点，采用了16级的高压压气机，是所有高涵道比涡扇发动机中级数最多也是结构复杂、零件多与重量大的发动机。因此，通用电气公司并未在它的基础上采取攺进衍生的方法来发展推力增大的发动机，而是将核心机进行了改造，将高压压气机减少2级（14级）发展了CF6-50系列发动机。
CFM56的核心机是在用于B-1轰炸机的F101发动机核心机的基础上发展而成的，这是一台能适应小推力（85～150kN）范围的核心机。它的第1个型号为CFM56-2，在基本保持核心机结构不变的情况下，通过改变风扇直径及增压压气机与低压涡轮级数，以改变发动机的空气流量、总压比与涵道比，达到增减发动机推力与降低耗油率的目的。CFM56被业内人士公认为是“通过一台好的核心机，发展多型能满足不同要求系列发动机”发展途径的典范。表3.3示出了CFM56系列发动机的主要参数。
表3.3 CFM56系列发动机主要参数
参数 型号 CFM56-2 CFM56-3 CFM56-5A CFM56-5B CFM56-5C CFM56-7
风扇直径 m 1.73 1.52 1.73 1.73 1.84 1.55
空气流量 kg/s 357 297～322 370～397 407～428 406～483 307～354
级
数 风扇 1 1 1 1 1 1
增压压气机 3 3 4 4 4 3
高压压气机 9 9 9 9 9 9
高压涡轮 1 1 1 1 1 1
低压涡轮 4 4 4 4 5 4
总压比 24.7 28.8 31.2 32.6～35.5 37.4～38.3 32.8
涵道比 6.0 5.0 6.0 6.0～5.4 6.6～6.4 5.5～5.1
推力 kN 98～106 89～104 98～117 96～142 138～151 87～121
耗油率 kg/dN/hr 0.683 0.674 0.608 0.610 0.583 0.637
用 途 KC-135 B737-300等 A319 A320 A319 A320 A321 A340-200/300 B737-600等
投入使用时间 1982.4 1984.12 1988.8 1994.3 1993.2 1997.12
从表3.3可看出，CFM56的推力从89kN到151kN，有六个型号，应用于起飞总重60～100t的A319、A320、A321与B737-300/-400/-500/-600/-700/-800/-900双发客机以及A340-200/-300四发客机，是当代应用最广、使用数量最多的发动机，也是可靠性最高的发动机，它的多国合作研制以及采用一台性能较好的核心机发展多型发动机的经验值得重视。
在采用较好核心机用改进衍生措施发展系列发动机中，并非核心机一成不变，随着技术的发展，在保持基本结构不变的条件下，不断用新技术对核心机的某些零、组件进行攺进，最常用的是：将压气机与涡轮的叶片用准三元流、全三元流以及更先进的气动设计方法重新设计效率较高的叶片；在高压压气机、高压涡轮与低压涡轮中采用先进的主动间隙控制技术；用FADEC取代常规的液压机械燃油调节器，且不断升级；用耐温更高的材料与涂层更换涡轮叶片材料；提高高压涡轮工作叶片的冷却效率；改变气路中的封严结构以减少漏气损失；采取降低噪声与排放措施等。有的发动机在改进衍生时，还对燃烧室进行较大的改进，例如从2.39m的PW4000发展成2.54m的PW4000时，火焰筒的结构作了大的改变；同样，CFM56-5A发展成CFM56-5B时，燃烧室设计成既可采用单环腔的（SAC）也可采用双环腔（DAC）的，由用户选择采用何种。对燃烧室进行的改进，均是为降低排放所采取的措施。
在有的发动机发展中，还利用缩放原则在原有发动机上，通过按比例缩小或放大，来发展新发动机。例如，罗.罗公司用于B777的遄达800，就是将遄达700（用于A330）按比例放大并采用当时的一些新技术研制成的；又如，用于A340-500/-600的遄达500，其核心机是遄达800的核心机的80%缩型，而用于A380的遄达900又是将遄达500按比例放大而成的，当然在缩放过程中，均引入了当时的最新技术。
4 结束语
作为干线客机的动力，高涵道比涡扇发动机从诞生到目前，始终是围绕着在满足飞机推力要求下，不断提高推力，降低发动机耗油率与性能衰减率，提高发动机可靠性与耐久性，降低发动机噪声值与排放值等。特别是进入21世纪后，为用户提供经济性好（包括低的发动机初始成本与耗油率、可靠性与维修性好以及寿命长等综合因素），能满足新世纪严格环保要求的发动机，已成为参与新型旅客机市场竞争的必备条件。为此，需进行多方面的理论与试验研究，开发新的结构设计与新型金属、非金属及涂层材料，开展低排放燃烧室与降低噪声技术的研究，发展智能化的发动机维修技术等8锇，并在此基础上，研制一台既能满足飞机要求，又有发展前途的性能优良的核心机。
参考文献
[1] 陈光.航空发动机结构设计分析.北京航空航天大学出版社，2006.7.
作者简介： 陈光（1930-），男，汉族。1955年毕业于北京航空学院发动机设计专业，北京航空航天大学教授，中国航空学会理事，北京航空航天学会常务理事、学术工作委员会主任。长期从事航空发动机结构设计的教学、科研与生产工作。Email地址：guang405@yahoo.com.cn
民用航空发动机技术发展
程荣辉 古远兴 黄顺洲 李美金 郭琦
中国燃气涡轮研究院，成都610500
1 民用航空发动机发展趋势
从六十年代开始，民用飞机采用涡扇发动机作为动力，至今已发展到第4代：以JT8D为代表的第一代，以CFM56、PW2000、V2500、CF6为代表的第二代，以PW4084、GE90为代表的第三代和以GP7000、 Trent900为代表的第四代（见下图）。经过近40年的发展，民用涡扇发动机的性能、经济性、安全性和可靠性以及噪声和污染等指标都有了显著的改进，其明显的发展趋势是：涵道比由2提高到8以上，耗油率下降40%，噪声下降约20dB，发动机的总增压比、涡轮进口温度和部件效率不断提高。为了降低成本，发动机结构越来越紧凑，压气机级数不断减少，级增压比不断增大。除了耗油率不断下降使发动机的使用经济性越来越好外，寿命越来越长以及维护成本越来越低也进一步改善了发动机的经济性。
2 民用航空发动机系列发展的技术途径
新发动机的研发途径可以分为两类：一类是基于已积累技术基础、根据市场需求全新研制发动机，另一类是在已有核心机基础上派生发展发动机。前一种方法成本高、研制风险大，但可以研制出各项指标先进、发展潜力大、市场竞争力强的发动机。后一种方法成本相对较低、研制风险相对较小，零部件通用性好；但受到核心机技术制约，其性能指标难以全面达到先进水平，发动机的推力增长范围有限，市场适应能力弱。在现有发动机核心机基础上派生发展发动机又可分为两种：一种是核心机基本不变或只作适应性改进，另一种是对核心机进行缩放或改进。不同的方法和途径应根据技术储备情况、发动机技术特点、市场需求预测来选择。
3 新一代民用航空发动机的特点及关键技术
世界三大航空发动机公司正在全力开展先进民用涡扇发动机技术研究，为第5代民用涡扇发动机研制奠定基础。新一代民用航空发动机的循环参数不断提高：总增压比接近50，涵道比大于10，涡轮前最高温度超过1800K；经济性、环保性和安全性成为未来民用航空发动机更加注重的目标。
为了达到上述目标，采用了大量关键技术，主要包括：
非定常分析技术更多地应用；
多学科优化设计技术的应用；
高级压比压气机；
50% CAEP2 排放燃烧室；
寿命优化设计的涡轮；
低噪声设计；
新结构、新材料的应用。
程荣辉 古远兴 黄顺洲 李美金 郭琦
中国燃气涡轮研究院，成都610500
1 民用航空发动机发展趋势
从六十年代开始，民用飞机采用涡扇发动机作为动力，至今已发展到第4代：以JT8D为代表的第一代，以CFM56、PW2000、V2500、CF6为代表的第二代，以PW4084、GE90为代表的第三代和以GP7000、 Trent900为代表的第四代（见下图）。经过近40年的发展，民用涡扇发动机的性能、经济性、安全性和可靠性以及噪声和污染等指标都有了显著的改进，其明显的发展趋势是：涵道比由2提高到8以上，耗油率下降40%，噪声下降约20dB，发动机的总增压比、涡轮进口温度和部件效率不断提高。为了降低成本，发动机结构越来越紧凑，压气机级数不断减少，级增压比不断增大。除了耗油率不断下降使发动机的使用经济性越来越好外，寿命越来越长以及维护成本越来越低也进一步改善了发动机的经济性。
2 民用航空发动机系列发展的技术途径
新发动机的研发途径可以分为两类：一类是基于已积累技术基础、根据市场需求全新研制发动机，另一类是在已有核心机基础上派生发展发动机。前一种方法成本高、研制风险大，但可以研制出各项指标先进、发展潜力大、市场竞争力强的发动机。后一种方法成本相对较低、研制风险相对较小，零部件通用性好；但受到核心机技术制约，其性能指标难以全面达到先进水平，发动机的推力增长范围有限，市场适应能力弱。在现有发动机核心机基础上派生发展发动机又可分为两种：一种是核心机基本不变或只作适应性改进，另一种是对核心机进行缩放或改进。不同的方法和途径应根据技术储备情况、发动机技术特点、市场需求预测来选择。
3 新一代民用航空发动机的特点及关键技术
世界三大航空发动机公司正在全力开展先进民用涡扇发动机技术研究，为第5代民用涡扇发动机研制奠定基础。新一代民用航空发动机的循环参数不断提高：总增压比接近50，涵道比大于10，涡轮前最高温度超过1800K；经济性、环保性和安全性成为未来民用航空发动机更加注重的目标。
为了达到上述目标，采用了大量关键技术，主要包括：
非定常分析技术更多地应用；
多学科优化设计技术的应用；
高级压比压气机；
50% CAEP2 排放燃烧室；
寿命优化设计的涡轮；
低噪声设计；
新结构、新材料的应用。
刘大响．这家伙可不是一般人哦
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你是看万方会议论文还是期刊网上的？我只看了后者，有些文章的扫描质量不佳
国产大客发动机在相当时期内是指望不上的，至于有竞争力的产品至少要等二代民机（2030年以后吧）。就不知道那个时候，新概念型号（像UDF、ADP...）是否已成气候了
大运嘛还可以凑活，太行衍生品已试车开练了:time: :victory: 灭了Д-30КП2还是比较有信心地:D
大运嘛还可以凑活，太行衍生品已试车开练了:time: :victory: 灭了Д-30КП2还是比较有信心地:D
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-2 23:56 发表
国产大客发动机在相当时期内是指望不上的，至于有竞争力的产品至少要等二代民机（2030年以后吧）。就不知道那个时候，新概念型号（像UDF、ADP...）是否已成气候了
大运嘛还可以凑活，太行衍生品已试车开练了:time: ...
哦，好啊。那大运试飞应该是用中国心囉？
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原帖由 handtai軍 于 2008-5-2 23:59 发表
哦，好啊。那大运试飞应该是用中国心囉？
有一段使用毛机的过渡期...
“...多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。”
————
————
原帖由 aliasmaya 于 2007-12-16 20:14 发表
像俄国这样的传统航空巨人，在商用涡扇领域也只能是个“兵卒”身份。SaM146的核心部分（DEM21核心机等）需仰赖有充足经验的Snecma，不过另一方面俄中央航空发动机研究院与彼尔姆公司正联合研制ПС-12，他们希望走核心机衍生的途径，搞出一个涵盖小推力~中等推力的大涵道比涡扇发动机家族...我们国家不知会不会考虑参与
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。
美国的C17发动机推力是180KN，满载是78吨，我国的大运是120KN，估计满载也就是40－50吨左右。还要看机体材料。
美国的C17发动机推力是180KN，满载是78吨，我国的大运是120KN，估计满载也就是40－50吨左右。还要看机体材料。
纯属胡闹，YY而已，大运估计也要好几年才能见一面吧？下一届奥运会之前能见到大运试飞吗？
原帖由 liyumin 于 2008-5-3 00:44 发表
... 美国的C17发动机推力是180KN，满载是78吨，我国的大运是120KN，估计满载也就是40－50吨左右。还要看机体材料。
大运跟C-17，这真是扯了;P
原帖由 liyumin 于 2008-5-3 00:48 发表
纯属胡闹，YY而已...
原帖由 liyumin 于 2008-5-3 00:48 发表
大运估计也要好几年才能见一面吧？下一届奥运会之前能见到大运试飞吗？
进度定得蛮紧的，如果按节点完成，四年后是有希望的
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 00:26 发表
有一段使用毛机的过渡期...
这个过渡期是指TG版76还是从新设计的新大运？
因为记得PU爷好像（注：是好像，如果记错了。PU爷可不要怪我，俺菜鸟）说过可能TG版的76就是国产大运之一。
不错！:victory:
原帖由 handtai軍 于 2008-5-3 01:00 发表
这个过渡期是指TG版76还是从新设计的新大运？
因为记得PU爷好像（注：是好像，如果记错了。PU爷可不要怪我，俺菜鸟）说过可能TG版的76就是国产大运之一。
TG版76和新大运还有啥区别呢:D
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 01:05 发表
TG版76和新大运还有啥区别呢:D
据说TG有两手，和76类似的可能先上
还有一个全新设计的
正视差距，加紧攻坚，但跟重要的是人才的培养，航天已经完成新老交替，但发动机人才甚少，陈、刘二位大师的年纪……
原帖由 whucsm 于 2008-5-3 01:13 发表
据说TG有两手，和76类似的可能先上
还有一个全新设计的
TG还没到那种人才济济的时候，一个项目就已经够TG折腾了
既然选了76，那另外一个也就废了
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 00:59 发表
进度定得蛮紧的，如果按节点完成，四年后是有希望的
四年后见到是指什么样的状况？下线？首飞？还是什么？
原帖由 magic14 于 2008-5-3 01:18 发表
TG还没到那种人才济济的时候，一个项目就已经够TG折腾了
既然选了76，那另外一个也就废了
选76了吗？:o :o :o
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 01:05 发表
TG版76和新大运还有啥区别呢:D
我一直以为两手都要抓，两手都要硬咧~
四年后的节点是...原型机下线？试飞？
TG的大运如果是76，也肯定是重新设计了的
看来TG是等米下锅，先解决有无问题啦
看来TG是等米下锅，先解决有无问题啦
TG版终极76。就是俺们的大运。大客烂了。
原帖由 whucsm 于 2008-5-3 01:51 发表
选76了吗？:o :o :o
有TG特色的76...
原帖由 magic14 于 2008-5-3 01:21 发表
四年后见到是指什么样的状况？下线？首飞？还是什么？
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 09:42 发表
有TG特色的76...
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76 机体结构设计太老了，干重大大！！ 另外，老大阿。。。。 TG 的太行 衍生 机 和 毛子的那烂货 直径大小 都不一样啊，设计的时候 如果用 自己的， 怎么用 毛子的过渡阿？？？？:L :D
原帖由 whucsm 于 2008-5-3 01:13 发表
据说TG有两手，和76类似的可能先上
还有一个全新设计的
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TG 没有那个 技术能力 全新设计的！！！:L :L
原帖由 840206 于 2008-5-3 02:17 发表
TG版终极76。就是俺们的大运。大客烂了。
烂不了
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 10:18 发表
烂不了
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估计搞出来也就是个 ARJ21 的样子， 自己弄个 壳子， 航电，飞控，发动机 全进口！！:L ;funk :L
泄一点大发WS10d（太行Ⅲ），哈哈！！
原帖由 30mkk 于 2008-5-3 10:02 发表
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76 机体结构设计太老了，干重大大！！ 另外，老大阿。。。。 TG 的太行 衍生 机 和 毛子的那烂货 直径大小 都不一样啊，设计的时候 如果用 自己的， 怎么用 毛子的过渡阿？？？？:L :D
当初606搞过两套方案，一种是简易版的中等涵道比涡扇，与Д-30КП发动机短舱通用。
另一种是大涵道比设计（国造CFM56），机体改动大一些...对照毛子76换发的情况就清楚了
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原帖由 30mkk 于 2008-5-3 10:24 发表
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估计搞出来也就是个 ARJ21 的样子， 自己弄个 壳子， 航电，飞控，发动机 全进口！！:L ;funk :L
就知足吧
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 10:31 发表
就知足吧
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大客的 发动机 俺就不指望了， 但是 难道 航电 我们也搞不定？？？ 貌似ARJ21 上的航电就是 全进口的！！:L :L ;funk
原帖由 30mkk 于 2008-5-3 10:36 发表
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大客的 发动机 俺就不指望了， 但是 难道 航电 我们也搞不定？？？ 貌似ARJ21 上的航电就是 全进口的！！:L :L ;funk
=========你也在这里混了这么久了!!你不用人家的航电你如何拿人家的适航证!!!
原帖由 aliasmaya 于 2008-5-3 10:31 发表
就知足吧
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另一个改进是换装了四台推力更大PS-90A型发动机，单台推力156.9千牛(增加39.3千牛)。伊尔-76MT飞机机体加长，载荷增加，起飞重量也增大，要求发动机推力增大这是很自然的。除此以外还有一原因是原伊尔-76飞机用的D-30KII型发动机，噪音和工作时向大气中排放有害物质均已超过国际民航组织规定的标准，以致于一些国家的机场禁止此种运输机的起降，从而严重影响了飞机的使用和发展。这种情况下必须对伊尔-76进行改进。相比之下，PS-90A-76型发动机不仅推力大，而且噪音较小，且有害物质排放量减少，自然被新型飞机所采用。此外，由彼尔姆发动机制造企业生产的发动机还有一优点，那就是经济性好。，燃油效率可增加12.15％。经过换算，在相同条件下其航程可增大15-20％。因此其经济效益是十分可观的。与国外同类发动机相比，该型发动机在价格上也占有优势的，如美国PW2037发动机单价为1080万美元，而PS-90A发动机则只有316万美元。
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PS-90A 除了推力比 太行大涵道 大外， 技术先进性 和 太行衍生型 比怎么样！？？？:b
原帖由 175799011 于 2008-5-3 10:40 发表
=========你也在这里混了这么久了!!你不用人家的航电你如何拿人家的适航证!!!
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国内用的 支线 你想让 他飞到 美帝那里吗？？？？ 如果不用自己的， 那你的 产品永远 成熟不了！！！！;P