高涵道比涡扇发动机发展研究
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢
第 二 阶 段 ：2 0 世 纪 8 0 年 代 初 至 9 0 年 代 初 ，涵 道 比 约 为 5 . 0 ～ 6 . 0 ，总 增压比约为28～34,涡轮前温度约为 1300～1400℃。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，广泛采用定向结晶、 单晶涡轮叶片材料以及粉末冶金的涡轮 盘，全功能数字式燃油调节器（FADEC） 取代了传统的机械液压燃油调节器 等。这一阶段的代表发动机有CFM56、 V2500等。
0.655
——
0.64
0.59 ——
0.567
——
26.4 1364 6.0
36 1382 5.7
29 —— 4.4
30 1365 5.28
24 1250 5.2
30 1300 5.0
39.3 1430 8.4
39.9 —— 5.96
34.2 1400 6.4
GEnx TRENT 1000
30800
1 总体性能与循环参数的发展 历程
高涵道比高效率风扇气动设计与CFD 分析
772022年7月下 第14期 总第386期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview1.文献综述1.1 设计过程设计过程一般包括初始设计、throughflow 方法、叶栅计算、准三维计算、三维计算流体动力学模拟分析。
初始设计的重要性在于它能影响压气机布局甚至发动机循环。
初始设计用来构造速度三角形以及级负载（stage loading）、流系数等参数。
压气机的尺寸也能计算出来。
计算流体动力学（CFD）正被越来越来用在涡轮机械的设计和分析过程。
CFD 是对包含流体、传热、以及化学反应的系统的仿真。
在CFD 中，雷诺平均Navier-Storkes （RANS）方程在一个计算网格上求解，以获得网格上的流场。
CFD 能预测叶片表面压力分布、跨音速过程以及泄露等。
但边界层和二次流的预测可能不是很准确。
1.2 叶栅叶栅主要有C 系列、NACA 65以及双圆弧叶栅等。
C系列主要应用在英国，有C4、C5和C7。
NACA 65主要应用在美国。
这2种叶栅适用于亚音速情况。
而双圆弧可适用于跨音速情况。
1.3 漩涡理论（vortex theory）漩涡理论是关于流体元素径向平衡的理论。
一个流体元素在转子中旋转会受到离心力的作用，该离心力需要径向的静压差来平衡。
有几种旋涡理论如自由旋涡、强制旋涡、可变旋涡和混合旋涡。
1.4 激波及损失当进气马赫数低于1.5[1]时且无边界层分离，激波是一种有效的压缩空气的方式。
当进气马赫数低于1.5时，由正激波引起的损失非常小。
1.5 关键参数1.5.1涵道比和风扇压比涵道比（BPR）是外涵流量与内涵流量的比值。
高涵道比能提供更高的起飞推力且能使耗油率降低。
当涵道比、涡轮进口温度、总压比确定后，存在一个最优风扇压比，且最优压比随着涵道比的增加而降低。
1.5.2风扇叶尖速度叶尖速度通常受机械强度所限，其值一般小于500m/s [3]。
飞机发动机技术的新发展和应用
飞机发动机技术的新发展和应用随着科技的不断发展，飞机发动机技术也在不断更新换代。
从最早的涡桨发动机，到后来的涡扇发动机和涡轮增压发动机，再到如今的大涵道比涡扇发动机和涡扇+发动机的出现，飞机发动机的技术不断创新。
一、大涵道比涡扇发动机大涵道比涡扇发动机是一种高效、低噪音、低排放的大型喷气式发动机。
大涵道比涡扇发动机采用了更大的风扇直径，大大提高了气流的进出口面积，增加了发动机的推力。
同时，大涵道比涡扇发动机的燃油效率和热效率远超过了传统的涡扇发动机，缩短了飞行时间，降低了燃油成本。
这种发动机在商业飞机上广泛应用。
二、涡扇+发动机涡扇+发动机是目前最新、最先进的发动机技术之一。
涡扇+发动机采用两个不同类型的发动机进行合作，即将涡扇发动机与火箭发动机结合起来。
这种发动机可以在起飞时提供高推力，使飞机能够以更快的速度起飞。
当飞机进入到高空空气稀薄的环境时，火箭发动机可以提供更强的动力，使飞机能够垂直起降或达到更高的飞行高度。
三、应用前景随着环保意识的不断提高，低噪音和低排放成为了飞机制造业的发展方向。
大涵道比涡扇发动机的低噪音和低排放，使其成为了商业飞机的首选发动机。
因此，在未来的发展中，大涵道比涡扇发动机将会有更广泛的应用前景。
涡扇+发动机的应用前景也非常广阔。
由于其高速垂直起降能力和高飞行高度，这种飞机可以被用于人类太空探索，也可以被用于军事、消防等领域。
涡扇+发动机在未来的发展中，将有着更广泛的应用市场。
四、飞机制造业技术竞争飞机发动机技术是航空制造业中的一个重要的技术竞争领域。
目前，美国的洛克希德·马丁公司、劳斯莱斯公司、波音公司等公司都在竞争中领先。
而欧洲航空防务集团的空客公司也在不断加强自身的技术研发和技术实力。
总之，飞机发动机技术的竞争已经变得日益激烈。
在未来的发展中，飞机发动机技术将会更加先进，也将成为一个重要的技术竞争领域。
某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究
某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【摘要】以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。
结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。
结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。
%The in-flight thrust determination method of a high bypass-ratio turbofan engine was analyzed by combining with the power plant airworthiness ＂In-Flight Thrust Determination＂ flight test item,and the analysis software of the engine in-flight thrust determination was bined with design value provided by engine company,the calculation method was verified.The results show that the calculation data and design data is highly closed.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2011(037)003【总页数】3页(P47-49)【关键词】飞行推力确定;大涵道比涡扇发动机;性能;飞行试验【作者】高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【作者单位】中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V235.130 引言发动机性能飞行试验主要目标是获取不同飞行、发动机功率状态和不同气、电负载情况下的发动机推力及油耗。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究【摘要】大涵道比涡扇发动机是目前飞机发动机领域的先进技术之一，本文从基本原理、应用技术、发展趋势、性能优势和市场应用等方面进行了综述研究。
大涵道比涡扇发动机以其高效、低噪音、低排放和可靠性等优点成为飞机发动机的研究热点。
先进技术在大涵道比涡扇发动机中的应用不断推动其发展，促进其在航空领域的广泛应用。
大涵道比涡扇发动机技术的发展趋势将更加趋向于高效化、环保化和智能化。
其性能优势在提升飞机的性能和航程方面具有重要意义。
大涵道比涡扇发动机在市场中的应用也将逐步扩大，为航空产业带来更多发展机遇。
先进大涵道比涡扇发动机技术的发展一直处于不断提升的阶段，有望在未来取得更大的突破和应用。
【关键词】大涵道比涡扇发动机、先进技术、发展趋势、性能优势、市场应用、研究总结1. 引言1.1 先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究概述随着航空工业的飞速发展，航空发动机作为飞机的“心脏”，其技术水平也在不断提升。
大涵道比涡扇发动机作为目前最先进的航空发动机之一，其技术发展一直备受关注。
本文旨在对先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究进行概述，从基本原理到最新的技术应用以及发展趋势进行探讨。
大涵道比涡扇发动机是一种高效率、高推力、低噪音的发动机，其基本原理是通过将多级涡轮和涡轮扇叶组合在一起，有效地提高了发动机的效率和推力输出。
随着先进材料和制造工艺的应用，大涵道比涡扇发动机逐渐实现了更加轻量化和高效化的设计。
在发动机技术的不断创新下，先进技术如数字化设计、先进材料的应用以及先进制造工艺的改进都在大涵道比涡扇发动机中得到了广泛应用。
这些技术的引入大大提升了发动机的性能和可靠性。
未来，大涵道比涡扇发动机的发展趋势将主要聚焦于提高效率、减少排放、降低噪音等方面，同时也将对新型燃料和混合动力技术进行研究，以适应未来航空发展的需求。
大涵道比涡扇发动机的性能优势将进一步得到体现，并有望在未来市场应用中占据重要地位。
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。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是一种目前主要用于民用飞机的发动机技术，其以其高效率和低噪声而受到广泛关注。
本文将对大涵道比涡扇发动机技术的发展进行研究和分析。
大涵道比涡扇发动机是一种采用涡扇传动原理的发动机。
涡扇传动是一种通过使用外涵道和内涵道两个风扇级来提高发动机推力的方法。
相比传统的涡轮风扇发动机，大涵道比涡扇发动机的外涵道和内涵道的直径比更大，使得发动机的吸气量更大，推力也更大。
大涵道比涡扇发动机的发展始于20世纪50年代。
当时，航空工程师开始研究如何提高涡轮风扇发动机的推力和效率。
他们发现，通过增加外涵道和内涵道的直径比，可以提高发动机的推力。
这一发现引发了对大涵道比涡扇发动机技术的研究和开发。
在研究和开发过程中，航空工程师们面临了许多技术挑战。
首先是如何设计和制造更大尺寸的涡扇。
大涵道比意味着风扇叶片的长度更长，对于材料的强度和刚度提出了更高的要求。
研究人员通过使用先进的材料和制造工艺来解决这个问题，如新材料和先进的压铸技术。
另一个挑战是如何解决大涵道比引起的噪声问题。
涡扇的高速旋转会产生噪音，而大涵道比会增加这种噪音。
航空工程师们通过改进风扇叶片的几何形状和使用吸声材料来减少噪声。
他们还开发了一些新的尖音模型和噪声消减技术，以进一步降低噪声水平。
随着技术的不断发展，大涵道比涡扇发动机逐渐成为民用飞机的主要发动机技术之一。
大涵道比涡扇发动机的主要优势是其高效率和低噪声。
其高效率使得飞机可以更省油，减少对环境的影响，而低噪声则可以改善乘客的舒适度。
大涵道比涡扇发动机还具有较低的维护成本。
其设计简单、零件数量较少，减少了维护和维修的时间和成本。
而且，大涵道比涡扇发动机的可靠性较高，故障率较低，进一步减少了维护成本。
大涵道比涡扇发动机也存在一些挑战和限制。
首先是其较大的尺寸和重量。
大涵道比涡扇发动机需要更大的空间来安装，对飞机的设计和结构提出了更高的要求。
其较大的重量也会增加飞机的起飞重量和燃油消耗。
大涵道比涡扇发动机的研制与设计特点_张恩和
大涵道比涡扇发动机的研制与设计特点张恩和(沈阳发动机设计研究所,辽宁沈阳110015)摘要:较为系统地总结了国外大涵道比涡扇发动机的研制特点和设计特点。
关键词:涡扇发动机大涵道比研制设计D evelop m ent and D esign Features of H igh Bypass Rati o Turbofan Engi neZhang Enhe(Shenyang A er oengine R esearch I nstit u te,Shengyang110015,L iaon i n g,Ch i n a) Ab stract:The develop m ent and desi gn features of the h i gh bypass ratio turbo fan eng i ne i n f o re i gn are comprehensive-l y summ arized.K ey word s:turbo fan eng ine;h i gh bypass rati o;deve l op m ent;des i gn1引言20世纪60~70年代,GEAE、P W和RR等公司广泛采用先进技术,成功地研制了TF39、J T9D、CF6和RB211等大型运输机大涵道比涡扇发动机,开创了战略远程运输机和大型宽体喷气客机的新时代。
20世纪70~80年代,根据不同用途,GEAE、P W和RR等公司对CF6、JT9D和RB211发动机改进改型,利用发动机部件改进计划和E3发动机研究计划开发的技术,研制了V2500、CF M56、TAY、CF34、P W2000、P W4000等多种推力等级的涡扇发动机。
20世纪90年代,为了满足各种运输机的动力要求,GEAE、P W和RR等公司改型研制了CFM56 -5B、CF M56-7B、RB211-524G/H、CF6-80E1等大涵道比涡扇发机,新研制了TRE NT700、TRENT500、P W4168、P W4098、P W6000、GE90、P W4084、TRENT800、BR710等发动机。
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目录摘要…………………………………………………………………关键词………………………………………………………………第一章高涵道比涡扇发动机发展历程……………………………第二章高涵道比涡扇发动机发展特点…………………………第三章高涵道比涡扇发动机的改进衍生………………………第四章结束语………………………………………………………致谢…………………………………………………………………参考文献………………………………………………………………高涵道比涡扇发动机发展研究航空装备工程系发动机0701班蒙正猛指导老师：贾斯法摘要:高涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。
由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小，被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机。
世界上第一种高涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，涵道比为8，起飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。
大推力的高涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投入使用。
从此，高涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。
一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用高涵道比涡扇发动机改型。
关键词：高涵道比涡扇发动机发展历程发展特点改进衍生第一章高涵道比涡扇发动机发展历程（a）宽体，大型，远程飞机要求发展高涵道比发动机。
1970年1月，世界上第一型采用高涵道比涡轮风扇发动机的宽体客机波音747投入运营，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均采用了高涵道比涡扇发动机；而且一些老的客机，也用高涵道比涡扇发动机取代了原来使用的低涵道比涡扇发动机。
在最近十余年时间中，支线客机也逐渐采用高涵道比涡扇发动机，我国正在研制的ARJ21支线客机就采用了CF34-10发动机。
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，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，因此，自上世纪70年代初至今已有各型干线客机50～60种。
为了满足这些客机的需要，世界上各大发动机公司发展了几十型高涵道比涡扇发动机，按推力级的大小来分，可分为为五个推力级：1)小推力级（89～134kN）、2)中推力级（170～190kN）、3)大推力级（230～260kN）、4)超大推力级（300～320kN）5)特大推力级（330～454kN）。
新形势下，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的需要。
在这些发动机中有：1)用于A380 的GP7200与Trent 900发动机，其推力为310～340kN；2)用于A340-500与A340-600的Trent500发动机，其推力约为250kN；3)用于波音787的Trent1000及GEnx，其推力为250～330kN。
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。
大推力发动机具有零件尺寸大、加工量大、试验设施要求高等特点，会增加研制难度。
而小推力的发动机，在同样的设计水平下研制要容易些，研制经费少，周期短。
纵观从上世纪70年代初投入使用的到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，大致可分为以下几个阶段:（1）初期阶段：20世纪70年代初至80年代中。
发动机总压比低，约为22～30，涵道比约为4.2～5.0，主要用于波音747-200/-300,L1011，DC-10,波音757等客机。
这类发动机，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。
发动机总压比约为28～34,涵道比约为5.0～6.0，主要用于波音747-400, 波音767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、单晶材料涡轮叶片以及粉末冶金的涡轮盘广泛被采用；全功能数字式燃油调节器 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，主要用于A330、A340、波音777和波音A321等飞机上。
此阶段的发动机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全部采用全三维设计，且风扇叶片由减振突肩的大展弦比设计改为无突肩小展弦比（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、带芯与空心的风扇叶片；为了制造带芯的风扇叶片，发展了扩散连接/超塑性成型的加工方法；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温材料与涂层；新一代FADEC与完善维修性设计等等。
这些技术不仅使发动机性能有大的提高，其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，主要用于A380,A350XWB,波音787,波音747-8等飞机上。
这一时期的发动机，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。
在高涵道比涡扇发动机发展中，由于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。
以罗·罗公司的发动机为例，其巡航耗油率（单位为 kg/（daN·h））的变化情况从RB211-22B（1972年）的0.668，Trent800（1996年）的0.571,Trent 500（2002年）的0.550,Trent900（2007年）的0.528,Trent1000（2008年）的为0.516，也即从1972年到2008年，罗·罗公司发动机的耗油率降低了22.7%，从1998 年到目前的12年内，降低了13%。
第二章高涵道比涡扇发动机发展特点(b)1 市场竞争剧烈由于各种推力档次的发动机均有2～3种发动机可供选择，这样就形成了激烈的竞争局面。
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，也因此促进了新技术的发展，促使发动机得到不断的发展和提高。
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，也需耗资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，为了分摊资金，更好地打开市场，在技术上集各参与公司之长，多公司联合研制已成为一种趋势。
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飞机所用发动机的市场地位，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（即投资比例较少）来研制的，如PW4000是以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%），意大利的Avio公司（12%）、瑞典的Volvo Aero公司（6%）和比利时的Techspace Aero公司（3%）。
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。
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“一机多发”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，以适应不同的飞机。
由飞机方面来看，波音777飞机能用PW4084、GE90和Trent800三种发动机中的任一种。
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，也可用于波音767、A300等飞机上。
但是在世纪之交研制的飞机与发动机，又有了新的关系。
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Trent 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Trent 1000与通用电气公司的GEnx作为它的动力。
同时波音也提出任何一架波音787不论时间及地点，均能换装 2型发动机中任一型的要求，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只用罗·罗公司的Trent500发动机，波音747-8飞机只用通用电气公司的GEnx-2B67发动机等。
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。
就耐久性而言，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，发动机的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为0.003次/1000h。
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。
除了对零部件进行的性能、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。