大型民用航空发动机
精编大型民用航空发动机资料
357.7 297.4 386.5 428.1 511.6 307.35 353.7
6.00 5.00 4.90 6.00 5.70 6.60 5.50 5.30 5.10
总增压比
CFM56-2-C1 -2-C2 -3-B1 -3B-2 -5 -5C -5C2
涡轮进口温度(℃) CFM56-2 -2A2 -2B1 -3B1 -3B2 -3C -5A1 -5B -5C2
24.7 26.5 22.6 23.9 26.5 31.5 37.4
1347 1347 1296 1266 1318 1373 1263 1324 1362
风扇直径(mm)
CFM56-2
1735
-3
1524
-5
1735
-5C2
1836
-2
2430
结构和系统
(CFM56-2/3) 进 气 口 环形、无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板，无防冰装置。 风 扇 单级轴流式。CFM56-2风扇叶尖带冠。CFM56-3和CFM56-5带叶中阻
尼凸台。CFM56-2有46片叶片，CFM56-3有38片，CFM56-5有36片， 盘与叶片材料为Ti/TA6V钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴 由2个轴承支承。风扇机匣由17-4PH不锈钢制的3个圆环和12根支 柱焊成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设 置有复合材料的消声衬板。 低压 压 气 机 3级轴流式(CFM56-5C为4级)。3级转子为整体钛合金锻件制成，出 口处沿圆周均布12个可调放气活门，可于低功率状态将部分空气 放放风扇通道。最大允许低压转子转速CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/3B-2为5280r/min，CFM56-3C-1为5490r/min，CFM56-5A为 5100r/min，CFM56-5B为5200r/min，CFM56-5C3/-5C2为 4800r/min，-5C4为4960r/min，CFM56-7系列为5380r/min。
民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计算
民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计算民用航空燃气涡轮发动机是现代飞机上最常用的发动机之一、它的工作原理是利用燃油燃烧产生的高温高压气体来驱动涡轮，并通过涡轮的转动来带动飞机的前进运动。
下面我将详细介绍燃气涡轮发动机的工作原理、推力和燃油消耗率的计算方法。
首先，我们来了解燃气涡轮发动机的工作原理。
燃气涡轮发动机由三个主要部分组成：进气系统、燃烧室和涡轮。
当飞机在地面开始起飞时，空气从飞机前部进入进气系统，经过增压器增压后进入燃烧室。
在燃烧室中，燃油和压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的气体。
这些气体经过涡轮，驱动涡轮的转动。
同时，涡轮的转动通过轴传递给飞机的前进推进器，使飞机向前推进。
接下来，我们来了解燃气涡轮发动机的推力计算。
燃气涡轮发动机的推力与燃烧室内的燃气流速和喷射速度相关。
喷射速度实际上是燃气速度，它可以通过马赫数和声速计算得到。
具体计算公式如下：推力=燃料流量×(喷射速度-进气速度)其中，燃料流量表示燃油的消耗速率，单位为千克/秒；喷射速度和进气速度分别表示喷射出口和进气口的速度，单位为米/秒。
最后，我们来了解燃气涡轮发动机的燃油消耗率计算。
燃油消耗率与燃气涡轮发动机的推力和效率相关。
燃气涡轮发动机的效率可以通过喷气比来计算，喷气比表示喷射出口的质量流量与进气流量之比。
根据热力学理论，喷气比可以通过下面的公式计算得到：喷气比=1/(1+空气-燃料比)其中，空气-燃料比表示进入燃烧室的空气质量流量与燃料质量流量之比。
燃油消耗率可以通过以下公式计算：燃油消耗率=燃料流量/推力通过这些公式，我们可以计算燃气涡轮发动机的推力和燃油消耗率。
这些参数可以在设计和优化飞机性能、计划航程和决策燃油储备等方面提供指导意义。
综上所述，民用航空燃气涡轮发动机的工作原理涉及进气系统、燃烧室和涡轮三个主要部分。
推力和燃油消耗率的计算可以通过公式计算得到。
掌握这些知识有助于我们更好地理解飞机发动机的工作原理和性能计算方法。
大型飞机用发动机的特点及关键制造技术.
论坛56航空制造技术·2008 年第13 期发展大型飞机对于保障国家安全，提升国家综合实力，改变经济发展模式，促进科技进步等都具有非常重要的作用。
研制和发展大型飞机，是国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对增强我国的综合实力和国际竞争力具有极为重要的意义。
大飞机的技术扩散率高达60%，开展大飞机研制能够带动新材料、现代制造、先进动力、电子信息、自动控制、计算机等领域关键技术的群体突破，拉动众多高技术产业的发展。
作为大型飞机的心脏——大型发动机，其研制的技术难度和投资的风险非常高。
我国在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和《“十一五”规划纲要》中已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求配装拥有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机。
本文结合大飞机用发动机的特点对其关键制造技术作了初步探讨和分析，并对我国研制和生产大飞机用发动机提出了几点参考建议。
大飞机用发动机的性能特点所谓大飞机，是指起飞总重量超过100t 的运输类飞机，包括军用和民用大型运输机，也包括150座以上的干线客机。
大飞机的发动机应该具备高可靠性、长寿命、节能环保以及低成本运行等基本要求，在发动机的结构上，具有大涵道比、零件整体化、轻量化等特点并尽可能多地采用复合材料。
与军用战斗机发动机相比，大飞机用发动机的主要特点具体表现为：（1）安全可靠性高。
安全性主要指低的空中停车率（现已降至0.002～0.005次/1000飞行小时）。
为满足这一要求，大飞机用发动机普遍采用了较大的核心机尺寸和较低的涡轮前工作温度。
大型飞机用发动机的特点及关键制造技术Characteristics of Aeroengine for Large Aircraft and Its ManufacturingTechnology西安航空发动机（集团）有限公司马建宁西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室张定华王增强李山吴宝海国外的成功经验和先进制造技术的发展表明，我国大飞机用航空发动机的研制必须将专业的制造技术与信息技术、管理技术进行有机地结合，并将计算机技术综合应用于设计、制造、检测、管理、销售、使用、服务等发动机研制的全过程。
大型飞机发动机的发展现状和关键技术研究
大涵道比涡扇发动机主要是指基本涵道比大于4的涡扇发动机设备，涡扇发动机设备自身具有推力大和耗油率低优点以及相关运行噪声小等优点，之后在此基础上在军用运输机方面和对应大型亚声飞机方面应用较为广泛。
军民用大涵道比涡扇发动机技术自身具体性通用性能较为强劲，高达70%的运行效率，其安全性要求、环保性要求、舒适性要求和经济性要求等远比民用干线客机要严格得多。
所以军民结合策略实施和相互扶持策略实施势在必行，因为军用大涵道比涡扇发动机设备自身数量较少，多数以较大军用运输机发动机设备以及民用改型模式为主，最为常见的几种类型包括CFM565C发动机设备和俄罗斯D-30KP发动机设备等。
1大型飞机发动机设备发展现状要点分析通过数次分析和调查可以看出，中国未来20年干线客机需要八百架左右，级别为150座级，加之不同用途的大型飞机，军民用大涵道比涡扇发动机设备所需数量为2750台，其价值为412亿美元，将其进行人民币换算，为3300亿人民币左右。
应该了解到，大涵道比涡扇发动机设备用途相对广泛且发展潜力巨大，大涵道比涡扇发动机设备的合理运用会带动我国经济发展和军事发展以及社会效益增长，之后在此基础上推动我国内部国民经济发展，并对科技进步和国防进步起到至关重要的作用。
经过我国飞机行业改革与创新，我国航空动力技术得到深度发展与完善，军用涡喷和小涵道比涡扇发动机应用均被推广，上述设备研制生产能力得到全面加强，并装备了近百种军民用飞机，其为民用航空事业发展和军用航空事业发展贡献出了宝贵力量。
需知，大型飞机发动机使用中，以大涵道比涡扇发动机为主，风扇技术研究工作和高压技术研究工作均被深刻探讨与研究，在航空推进技术验证策略方案支持下均取得可喜进展，逐步完成了设计定型太行发动机核心机为核心的大涵道比涡扇发动机设备调整机构建立，虽然如此，但与发达国家发动机科研水平相比仍旧存在较大差距，因为发动机技术基础相对较弱且关键技术突破性较小，无法满足现下飞机运行需求，并且多数实验设备和部件仍旧存在缺门现象，工程设计方面和使用经验方面上仍会遇到许许多多的研发困难。
世界最著名的三大发动机制造商
发动机制造商现在飞机发动机以普遍以石油提炼的燃油作为燃料，发动机类型主要有：•活塞式发动机•涡轮喷气发动机•涡轮扇发动机•涡轮螺旋桨发动机•涡轮轴发动机发动机制造技术是机械工业的核心技术门类之一，民用航空飞机发动机的独立制造企业只有很少的几家。
这些企业大多有着多年的发明和制造历史，如加拿大普惠发动机制造公司，英国劳斯莱斯发动机，以及美国通用电器公司的飞机发动机是著名的三大喷气飞机发动机供应商。
现在航空发动机以涡轮发动机为主，小型飞机上多使用活塞式发动机。
劳斯莱斯股份有限公司(Rolls-Royce)劳斯莱斯股份有限公司是一家专业从事涡轮产品生产的英国公司，尤其是飞机发动机。
最近也开始涉足船用推进和能量系统，以期在民用和军用领域提供广泛的发动机产品和服务。
简介劳斯莱斯(Rolls-Royce)是指一系列的公司，它们都是从1906年由亨利·罗伊斯(Henry Royce)和查尔斯·罗尔斯(Charles Rolls)创建的英国汽车与飞机发动机制造公司分离而来的。
这些公司包括：劳斯莱斯股份有限公司(Rolls-Royce PLC)：一家专业从事涡轮产品生产的英国公司，尤其是飞机发动机。
最近也开始涉足船用推进和能量系统，以期在民用和军用领域提供广泛的发动机产品和服务。
劳斯莱斯汽车有限公司(Rolls-Royce Motor Cars Limited)：一家全新的豪华汽车生产商，由宝马汽车拥有。
宾利汽车有限公司(Bentley Motors Limited)继承了原来劳斯莱斯的汽车部门。
从1998年开始，公司被大众集团拥有。
自从1931年劳斯莱斯收购了宾利之后，两者就区别不大了，仅仅在水箱栅格上有一些差异而已。
但自2003年以后，公司就不再允许使用劳斯莱斯来命名自己的车，因为劳斯莱斯的商标已归宝马汽车所拥有，而不是大众公司。
劳斯莱斯的昵称包括Rolls、Roller和Double R，但在德比（劳斯莱斯股份有限公司总部所在地），公司通常被称为Royce's。
民用航空发动机制造商及主要产品目录
民用航空发动机制造商及主要产品目录1. 通用电气航空（GE Aviation）：该公司是全球最大的民用航空发动机制造商之一、其主要产品目录包括：-GE90：这是一种高推力的涡轮风扇发动机，由波音777系列飞机使用。
- GEnx：这是一种用于广泛使用的宽体喷气式客机的高效率发动机，由波音787系列和部分波音747-8系列飞机使用。
-CFM56：这是一种中推力的涡扇发动机，由波音737系列、空客A320系列和其他窄体客机使用。
2. 普惠（Pratt & Whitney）：该公司也是一家全球知名的民用航空发动机制造商。
其主要产品目录包括：- PW1000G：这是一种新一代的高推力涡轮风扇发动机，由空客A320neo系列飞机和部分空客A220系列飞机使用。
-PW4000：这是一种用于广泛使用的宽体喷气客机的发动机，由波音747、767和777系列飞机使用。
-PW6000：这是一种用于区域喷气客机的发动机，由空客A318系列飞机使用。
3. 力帆航空发动机（CFM International）：这是一个由通用电气航空和法国公司Safran Aircraft Engines共同成立的合资公司。
其主要产品目录包括：- LEAP：这是一种新一代的高效率涡轮风扇发动机，由波音737 MAX 和空客A320neo系列飞机使用。
-CFM56：这是一种中推力的涡扇发动机，由波音737系列、空客A320系列和其他窄体客机使用。
4. 罗尔斯-罗伊斯（Rolls-Royce）：该公司是英国的一个知名航空发动机制造商。
其主要产品目录包括：- Trent系列：这是一种广泛使用的宽体喷气客机发动机，由空客A330、A340、A350和波音777系列飞机使用。
-RB211系列：这是一种用于宽体喷气客机的发动机，由波音747、767和空客A300系列飞机使用。
5.国际航空发动机公司（IAE）：这是一个由多家航空发动机制造商组成的国际合作组织。
150座级民用飞机新一代先进涡扇发动机技术发展趋势
中国商 飞上 海飞机 设 计研 究 院动 力燃 油部 马 向 东
［ 摘 要］ 发动机作 为飞机的核心 系统 ， 对飞机的安全性 、 经济性 、 环保性 和舒适性都有 着非常重要 的影响 。通过上述几个 方向跟踪 研 究新一代 １ ５ ０ 座 级民机先进发 动机技 术， 不仅对 我国民用பைடு நூலகம்机设计研 制具有极其 重要 的意义 ， 而且也 为我 国民用发动机 的研 制提 供 了参考。
感 器技术的改进等 ， 发动机健康管理 系统 的能力逐渐增强 ， 不仅对发动 机的性能评 估和预测更 为准确 ， 而 且对 发动机 的振 动监测和故 障诊断 更 为及时 。这些都为航 空公司 的视情 维修提供 了更好 的支持 ， 提高了 效率 ， 降低了总 的维 修费用 。此 外较少 的风 扇叶片 ， 整 体叶盘 ， Ｇ Ｔ Ｆ 技 术大大减 少了低压级数 的增加 ， ～ 体化短舱 吊挂集 成技术等也有 效减 少 了维修对象 ， 进而降低了维修成本。 ２ ． ３ 环保性 随着航 空业尤其是 民用航空运输 业的快速发展 ， 同时城 市规模不 断扩大 ， 城市居住 区与机场越来越 近， 公众对航 空器 噪声和排放的要求 越来越 高 。１ ９ ８ ６ 年 国际 民航 组织 （ Ｉ Ｃ Ａ Ｏ ） 及其 主要缔 约国颁布 了国际 民航公约 ， 其 中附件 ｌ ６ 的第 １ 卷 为《 航空 器噪声》 ， 第Ⅱ 卷《 航 空发动机 排 出物》 ， 由航 空环境保护 委员会 （ Ｃ Ａ Ｅ Ｐ ） 负责制定 。附件多年来 经过 不断修订 ， 标准越来越 高 ， 参加的缔约国也越来越多 。噪声 目前实施 的 标准 是 ２ ０ ０ ８ 年修订 的第 四阶段噪声 ， Ｉ Ｃ Ａ Ｏ 的噪声标 准 已在 ２ ０ １ ３ 年年 初 的Ｃ Ａ Ｅ Ｐ ９ 会 议上进行 了修订 ， 在 四阶段噪声 的基础上提 高 ７ Ｅ Ｐ Ｎ ｄ Ｂ 裕度， 并计 划从 ２ ０ １ ７ 年 开始实施 。排放 目前 实施 的是 ２ ０ ０ ８ 年修 订 的 Ｃ Ａ Ｅ Ｐ ６ 标准 ， 在２ ０ １ ０ 年５ 月进行 了修 订 （ Ｃ Ａ Ｅ Ｐ ８ 标准） ， 计划从 ２ ０ １ ３ 年
大型民用飞机发动机短舱设计概述
大型民用飞机发动机短舱设计概述作者：***来源：《科学与信息化》2019年第17期摘要大型民用飞机发动机短舱设计一直是飞机设计关注的重点，本文介绍了短舱结构设计和气动设计，指出结构设计需满足发动机的使用要求，并实现防火、防冰等功能，气动设计则要通过优化气动型面来实现减阻。
關键词短舱;结构设计;气动设计1 概述大型民用飞机发动机短舱主要包括进气道、短舱外罩和尾喷管等。
短舱的设计一般可分为：①结构设计：可安装发动机及其附件系统，能够满足发动机的使用要求，并且具有防火、防冰和降噪等功能。
②气动设计：在飞机的整个飞行包线内，能持续不断地通过进气道向发动机输送足量空气，且具有良好的气动阻力特性[1]。
2 结构设计短舱结构设计主要包括进气道、短舱外罩和尾喷管等部件的设计。
进气道结构主要由蒙皮、隔板、壁板等部件组成。
进气道结构设计应首先满足发动机进气流量和扩压能力的要求，这就要求进气道结构有足够的进气面积和良好的型面设计。
另外由于飞机长时间飞行在低温环境中，进气道表面会逐渐聚集冰块，这些冰块不仅会引起进气道气动性能的下降，还可能会脱落引起发动机风扇叶片和压气机叶片的损坏。
国内外一般采用电热防冰或者热气防冰。
电热防冰是在进气道结冰时由防冰控制器控制加热元件对进气道进行加热，从而使冰融化，并通过加热区内的温度传感器监测温度并在过热时提供过热告警信号。
而热气防冰系统则是通过从发动机压气机引气，将热气流喷射至进气道前缘。
从目前应用情况来看，热气防冰系统由于引气技术更为成熟，可靠性更好，因此较电热防冰技术应用更为广泛，现役的主流机型大多采用了热气防冰系统。
此外，为满足降噪要求，内壁板一般设计为蜂窝结构，并带有消声衬垫;为使进气道在进水后能及时排水，通常在发动机正下方位置设置排液孔。
对于大型民用涡扇发动机来说，考虑到风扇舱通风气流的需要，可能在进气道上方设计NACA 口[2]。
短舱外罩是发动机的外衣，对发动机起保护作用，不仅可以防止外来物的撞击直接损坏发动机，还可以通过内部的结构设计实现发动机防火功能。
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-3
2362
-5-A1/-5A3
2423
-5B1/-5B2/-5B4 2600
质量(kg)
CFM56-2-C1/-2-C2 2104
-3-B1
1941
-3B2
1951
-5-A1/-5A3
2267
-5C2
2561
巡航耗油率[kg/(daN·h)] CFM56-2-C1/2-C2 -2-B1 -2A-2 -3-B1 -3B-2 -3C-1 -5A1 -5C2
-5C2/-5C3 3079
-5C4
3225
空气流量(kg/s) CFM56-2-C1 -3-B1 -5-A1 -5B1 -5C2 -7B18 -7B26
涵道比 CFM56-2(各型) -3-B1/-3C-1 -3B-2 -5-A1/-5A3 -5B4 -5C2 -7B18/-7B20 -7B22/-7B24 -7B26
24.7 26.5 22.6 23.9 26.5 31.5 37.4
1347 1347 1296 1266 1318 1373 1263 1324 1362
风扇直径(mm)
CFM56-2
1735
-3
1524
-5
1735
-5C2
1836
长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口，mm)
CFM56-2
2430
5级轴流式，采用三维设计叶型和叶尖间隙主动控制。
起飞推力(daN)
V2500-A1
11130
-D5
9770
-D5
11130
-D5
12470
-A5
11130
-A5
13360
巡航耗油率[H=10670m, M=0.8, kg/(daN·h)]
V2500-A1
0.592
-D5
0.585
-D5
0.585
-D5
357.7 297.4 386.5 428.1 511.6 307.35 353.7
6.00 5.00 4.90 6.00 5.70 6.60 5.50 5.30 5.10
总增压比
CFM56-2-C1 -2-C2 -3-B1 -3B-2 -5 -5C -5C2
涡轮进口温度(℃) CFM56-2 -2A2 -2B1 -3B1 -3B2 -3C -5A1 -5B -5C2
装机对象
V2522-D5 V2500-A1 V2527-A5 V2528-D5 V2530-A5 V2535
MD-95。 A320-100/-200, MD-90-30。 A320/A321/A319。 MD-90-10/-30/-40。 A321-100。 A321-100。
风 扇 单级轴流式
大型民用航空发动机
cfm56
牌号 用途 类型 国家 厂商 生产现状 装机对象
CFM56
军用/民用涡扇发动机
涡轮风扇发动机
国际合作
CFM国际公司
生产
CFM56-2
DC-8-71/-72/-73。
CFM56-3
波音737-300/-400/-500。
CFM56-5A/-5A3
A320-100/-200。
0.585
-A5
0.585
-A5 推重比
0.585
V2500-A1
4.93
-D5
4.18
-D5
4.76
-A5
5.84
空气流量(kg/s)
V2500-A1
355.5
-D5
335.0
-D5
355.9
-D5
374.5
CFM56-5A4/-5A5 A319。
CFM56-5B
A319/320/321。
CFM56-5C
A340-200/-300。
CFM56-7
波音737-600/-700/-800。
军用型F108
波音KC-135R/-135FR，波音E-6/-3，KE-3
研制情况
1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力级涡扇发动 机的课题，法国SNECMA公司经过分析和调查，1971年底选择了美国GE公司 作为合作伙伴，以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞 机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。
争，设计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡 轮。同CFM56-2相比，耗油率降低了13～15%，可靠性 提高了30～40%。 CFM56-5A1 于1987年8月获得美、法两国适航证，1988年2月 开始 用于汉莎航空公司的A320。 CFM56-5A4 为-5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的 A319。 CFM56-5B 有5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发 动 机的NOx排放物较一般发动机降低约35%。
CFM56-5C 是为空中客车A340四发远程客机设计的。发动机核心机 与
CFM56-5B相同，低压部分同CFM56-5A1相比，风扇直径加 大101.6mm，增压级增加1级，低压涡轮为5级，采用了长管 道混排喷管和第二代FADEC。发动机耗油率比FM56-5A1降低 约5%，噪声比联邦航空局Ⅲ级要求低20db。属于-5C型的有 以下一些型别：CFM56-5C2，1991年12月取得适航证；FM565C3，1991年12月取得适航证；CFM56-5C3/F，低压涡轮采用 新材料，使排气红线温度由CFM56-5C3的950℃提高到65℃； CFM56-5C3/G，排气红线温度达到975℃，与CFM56-5C4水平 相同；CFM56-5C4，风扇直径为183.4cm，将装于A340300X，1994年11月取得适航证。研究中的CFM56-5CX将装备 A340-400X，其核心机为CFM56-5C4的，采用宽弦风扇和一些 新材料与新技术，使之能够替代较大的涵道风扇发动机 (CFMIM109/M110)和GE90的缩型(CFMI GE45)。 CFM56-7 1993年11月开始发展的一个型别，原编号为CFM56-3XS。 即 在CFM56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇， 设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM56-3相比， 噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%，而发动机可靠 性保持不变。目前研制的5个型别，即CFM56-7B18、-B20、-
CFM56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿1 年半时间，共耗时7年，发展费用花了10亿美元。该发动机自1979年3月被选定 改装麦克唐纳·道格拉斯公司的DC-8飞机，至1986年共改装了110架飞机(每架 4台)。
CFM56-2-B1 军方编号F108-CF-100用于换装美国空军的波音 KC-
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X锻环机械加工成，内外壁
均有分段气膜冷却。火焰筒头部有20个高压空气雾化喷 嘴，燃烧室机匣材料为IN718。CFM56-5B2采用降低污染 的双环腔设计。
高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片 均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压 压气机组成的高压转子由前后二个轴承支 承，在所有系列中，其最大工作转速允许到 15183r/min，由高压压气机第5级和第9级引 来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。
高压 压 气 机 9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片可调，静子
机匣为对开式，6～9级机匣为双层结构，外层机匣上设有 5级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在5级引出 空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子 鼓筒1～2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3级盘为钛合金 锻件制成，4～9级为Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片1～3 级为钛合金制，4～9级为IN718制成，第1级转子叶片叶尖 切线速度为400m/s，展弦比为1.49。1～3级叶片固定于轮 盘的轴向燕尾槽中，4～9级固定于环形燕尾槽中。所有转 子叶片可单独更换，各级均设孔探仪
8684
9174
10109
10778
11713
巡航推力(H=10668m, M=0.8, daN)
CFM56-2-C1 2217
-2A-2
2565
-2-B1
2213
-3-B12070Fra bibliotek-3B-2
2244
-3C-1
2391
-5-A1
2227
-5A3
2227
-5B1
2600
-5B2
2600
-5B4
2227
低压涡轮 4级轴流式(CFM56-5A为4.5级，CFM565C为5
级)，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控 制，涡轮后机匣为12个支板结构，中心支承 低压转子后支点，低压涡轮轴上4号中介轴 承支承高压转子。
起飞推力(daN) CFM56-2 -2A -2-B1 -3C-1 -3B-2 -3-B1 -5-A1 -5A3 -5B1 -5B2 -5B4 -5C2 -5C3 -5C4 -7B18 -7B20 -7B22 -7B24 -7B26
135R加油机和法国空军的C-135ER。 CFM56-2A2 军方编号F108-CF-402，用于装备美国海军的波音 E-
6A和E-8A。 CFM56-3 是在CFM56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与 -2
型相同，而风扇为CF6-80A的缩型。 CFM56-5A 为空中客车A320发展的发动机。为同IAE的 V2500竞
0.683 0.668 0.677 0.678 0.666 0.666 0.607 0.577
推重比 CFM56-2 -2A -3B1 -3B2 -3C -5/-5A2 -5A3 -5C2
5.10 4.90 4.70 5.10 5.50 5.00 5.30 5.50
v2500
1983年9月，美国普拉特·惠特尼公司(P&WA)、英国罗尔斯·罗伊斯公 司(RR)、日本航空发动机公司(JAEC)、联邦德国MTU公司和意大利菲亚 特公司联合组成了国际航空发动机公司(IAE)，共同研制和生产一种推力 为25000lb(11100daN)级的涡扇发动机，即V2500，型号编号中V表示是 五国合作研制的