大涵道比涡扇发动机发展研究_沈锡钢
GE90大涵道比涡扇发动机动态性能研究
广泛应用的发动机 模 型 建 立 方 法，模 型 的 精 度 依 赖
于部件特 性 的 准 确 性。 将 发 动 机 各 个 部 件 作 为 单
独的子系统，每个部 件 子 系 统 根 据 气 动 热 力 学 关 系
和各部件的进出口 截 面 参 数 进 行 流 路 计 算，建 立 各
个部件 的 数 学 模 型［６］。 虽 然 部 件 级 建 模 有 时 无 法
得到所有截面的参 数，但 是 部 件 级 模 型 所 得 到 关 键
位置的发动机参数对于发动机性能分析和评估有
着 重 大 意 义 。 ［７８］
发动机主要部件包 括 进 气 道、外 涵 道、风 扇、低
压压气机、低 压 涡 轮、高 压 压 气 机、高 压 涡 轮、燃 烧
室、内涵喷管和外 涵 喷 管。这 里 仅 以 低 压 压 气 机 数
第１期
张 晨 东 ，等 ：ＧＥ９０ 大 涵 道 比 间动 态 变 化 的 过 程，主 要 用 于 发 动 机 过渡态特性研究、控制系统设计等 。 ［５］
１ 发 动 机 部 件 级 特 性 建 模
利用部件特性计 算 发 动 机 性 能 的 方 法，是 目 前
本文以 ＧＥ９０ 系 列 发 动 机 基 础 型 号 ＧＥ９０８５Ｂ 作为研究对象，通过 建 立 数 学 模 型 和 性 能 仿 真 的 方 法研究此类大涵道比超大推力涡扇发动机的性能 特性。
航空发动 机 的 运 行 状 态 根 据 其 实 际 工 作 范 围 可分为稳态和动态 ： ［４］
发动机稳 态 模 型 能 较 准 确 地 模 拟 发 动 机 各 种 稳定工作 状 态，主 要 用 于 发 动 机 的 性 能 计 算、性 能 设计等。
５５０ＫＮ），耗油率 比 现 有 大 发 动 机 低 ８％ ～１０％，原 始系列的风扇 直 径 为 １２３ 英 寸 （３１０ 厘 米），而 最 大 型号 ＧＥ９０１１５Ｂ 是吉 尼 斯 世 界 纪 录 所 记 载 的 世 界 上推力最大的航空 发 动 机，其 风 扇 直 径 为 １２８ 英 寸 （３３０厘米），所 以 ＧＥ９０ 系 列 发 动 机 对 于 大 涵 道 比 超大推力涡扇发动机的研究具有重要意义和参考 价值。
欧盟大涵道比涡扇发动机技术研究计划
4
9. 3333
680
92. 21 96. 78 94. 71 107. 00 86. 154 2. 5833 26. 842 9. 10e- 5
5
- 3. 5290 680
92. 70 97. 75 104. 00 106. 50 86. 154 2. 5625 26. 842 4. 10e- 9
POA计划是欧盟于 2002~ 2005年投资并实施 的多电飞机计划。该计划由 43家实验室和公司参 与, 重点 研 究多 电 飞机 技 术, 具 体开 发和 验 证在 A 3 30级 飞机 上应 用的 电力 系统 、能量 管 理优 化 技术 和革新的结构。其中, RR 和 SNECMA 等公司主要 开发和验证多电发动机技术, 如图 3所示。
公司负责的齿轮驱动涡扇发动机方案。 V ITAL 计划包括 7个主要的技术项目, 每个项
目又由不同的合作伙伴负责, 所有项目由 SNECMA 公司总协调。其中, 整机具体包括总体规范的制定, 项目的评估与协调, 技术、经济和环境的风险分析; 风扇单元体包括规范的制定和项目的评估与协调, 轻质材料的研制和部件的机械设计, DDTF 的气动 声学设计、制造 与试验, CRTF 的 气动声学设计、制 造与试验, 验证轻质方案的台架试验和全尺寸试验; 低压压气机单元体包括规范的制定和项目的评估与 协调, 先进气动技术的开发, 轻质材料的开发和部件 材料的设计, CRTF /DDT F 增压级气动机械设计、制 造、试验与分析, GTF 增压级气动机械设计、制造、试 验与分析; 结构包括规范的制定和项目的评估与协 调, 低温复合材料结构的开发, 钛合金结构部件的加 工, 先进热端部件结构的开发, 发动机机械评估和优 化; 低压轴包 括规范的制定和 项目的评估与协 调, MMC 轴的开发, 金属轴的开发; 低压涡轮单元体包 括规范的制定和项目的评估与协调, 轻质涡轮的设 计与技术验证, 降低噪声技术的验证, 技术一体化; 发动机安装包括规范的制定和项目的评估与协调, 气动声学喷管的优化, 轻质反推力器和可调喷管的 开发, 动力系统的评估。 2. 5 NEWAC 计划
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。
大涵道比发动机转子连接结构研究
大涵道比发动机转子连接结构研究发布时间：2023-03-23T02:46:13.669Z 来源：《中国科技信息》2023年第1期作者：刘光远[导读] 大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。
在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。
刘光远中国航发沈阳发动机研究所沈河区万莲路1号，辽宁沈阳，110015摘要：大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。
在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。
本文对目前广泛采用的转子连接结构进行介绍，并选取7型国外大涵道比发动机对其联轴器结构进行了分析。
目前，欧美大涵道比发动机高压转子联轴器和低压转子联轴器均采用了刚性联轴器结构。
关键词：大涵道比发动机；转子连接结构；联轴器引言涡扇发动机整个使用寿命期内，由于叶尖磨损、封严磨损、积垢沉淀及变形等因素，发动机整机性能会随着使用时间的延长而逐渐衰退，导致发动机推力下降、耗油率升高。
发动机性能衰退是自然规律，但较快的性能衰退影响发动机正常使用，甚至影响发动机使用经济性，因此，性能衰退是当前亟需突破和解决的关键性问题。
在总体结构设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用，进而影响了发动机性能衰减速度。
本文从国外大涵道比发动机转子连接结构设计角度对联轴器的结构形式进行了统计和分析，明确联轴器设计在国外航空发动机设计的演变过程，为国内发动机设计提供参考。
联轴器结构形式航空发动机不同的转子支承方案对联轴器功能要求不同，目前采用的联轴器主要分为刚性联轴器和柔性联轴器。
当联轴器需传递扭矩和轴向力，需将涡轮轴与压气机轴刚性联为一体，一般采用刚性联轴器。
大涵道比涡扇发动机高压转子通常采用双支点的支承方案，此时需要刚性联轴器将高压压气机转子和涡轮转子连接在一起。
中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究
中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究王海（中国人民解放军93128部队，北京100076）航空发动机Aeroengine收稿日期：2019-08-12基金项目：国防工程重点研究项目资助作者简介：王海（1971），男，高级工程师，主要从事航空发动机科研项目管理工作；E-mail：ymhh2001@。
摘要：为满足中国军用运输机和民用大飞机用大涵道比涡扇发动机的研制需求，加速提升中国试验技术能力，根据国外先进大涵道比涡扇发动机整机试验取得的成果，分析并明确了大涵道比涡扇发动机整机试验验证依据，制定了未来中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划，系统地论证了不同类别整机试验的关注点，总结了中国开展大涵道比涡扇发动机整机试验需突破的关键技术，为开展其整机试验理清思路。
关键词：大涵道比涡扇发动机；整机试验；验证规划；关键技术中图分类号：V263.3文献标识码：Adoi：10.13477/ki.aeroengine.2019.06.018Demonstration Program Study of Overall Engine Test on High Bypass Ratio Turbofan Engine in ChinaWANG Hai(PLA 93128Unit,Beijing 100076,China )Abstract:In order to meet the development demand of high bypass ratio turbofan engine for Chinese military transport aircraft and civil large aircraft,and to accelerate and improve the test technical ability in China,the test demonstration basis of high bypass ratio turbofan engine was analyzed and clarified according to the test results of foreign advanced high bypass ratio turbofan engine.The demonstration program of overall engine test of the high bypass ratio turbofan engine in the future was set up.The focus of different kinds of overall engine test was demonstrated systematically.The key technologies needed to break through of overall engine test of the high bypass ratio turbofan engine in China was summarized,and the train of thought for the overall engine test was put forward.Key words:high bypass ratio turbofan engine ;overall engine test ;demonstration program ;key technologies第45卷第6期Vol.45No.60引言大涵道比涡扇发动机具有推力大、耗油率低、寿命长、可靠性高、污染低、噪声小等特点，广泛应用于民用客机、运输机、加油机、预警机、无人机等。
大涵道比涡扇发动机风扇叶片振动模态分析
Ｚ ＮＧ Ｑ ａ ｇ Ｚ Ａ ｏ ｇｆｎ ， ＨＡ ｉ ， Ｈ ＮＧ Ｙ ｎ — ｇ ＭＡ ｈ ａｇｙ ａ ｎ ｅ Ｓ ｕ ｎ —ｕ ｎ
（ ｈｎ ｌ ｈ ｅｔ ｓ ｂｉ ｍｅｔ Ｓ ａｘ ｎ ， １０９ Ｃ ｉａＦｉ ｔ ｓ Ｅ ｔ ｌ ｈ ｎ， ｈｎ ｉ ａ ７０ ８ ） ｇ Ｔ ａ ｓ Ｘｉ
ｔ ｅ ｆｎ ｔ ｌｍ ｅ ｔｍ ｏ ｅ ｓ ｅ ｔｂ ｉｈ ｄ，ａ ｄ ｎ ｔ ｒ ｌｆｅ ｕ ｎｃｅ ｎｄ ｖ ｂ ａｉ ｎ ｍ ｏ ｓ ａｅ ｃ ｌｕ ａｅ ｈ ｎ ｔ ｅ ｈ ｉｅ ｅｅ ｎ ｄ ｌｉ ｓａ ｌｓ ｅ ｉ ｎ ａｕ ａ ｒ ｑ ｅ ｉ ｓａ ｉ ｒ ｔｏ ｄｅ ｒ ａｃ ｌｔ ｄ ｗ ｅ ｈ
出。为了研究风扇 叶片 自身 的振 动特性 ， 针对风 扇叶片进 行有限元 建模 ， 计算 了凸肩 自由和凸肩
约束 两种 工作状态 下叶片的固有频 率和振 型。结果表 明发动机 转速及 凸肩状态 对叶 片固有频率
有显著的影响 ， 对大涵道 比涡扇发动机风扇叶片的振动特性研究具有重要的参 考价值。 关 键 词： 大涵道 比涡扇发动机 ； 风扇 叶片 ； 凸肩 ； 限元 ； 动模 态 有 振
发 动机 。
对 带凸肩 风扇 叶片 进 行 振 动模 态 计 算 时 ， 要 充 分考 虑 凸肩 的接 触情 况 。本文 针对 凸肩 自由和 凸肩接 触两 种状 态 ， 算 了叶 片 的 固有 频率 和振 计 型 ， 究 了发动 机不 同转 速 下 叶 片 的动 频 及 凸肩 研 状 态对 叶 片频率 的影 响 ， 大 涵道 比涡 扇 发 动机 对
第２ 卷 第３ ８ 期
２０１１年 ６月
沈 阳 航 空 航 天 大 学 学 报
Ｊ ｕ ａ ｆＳ ｅ ｙ ｎ ｒ ｓ ａ ｅ Ｕｎ ｖ ｒ ｉ ｏ ｍ ｌｏ ｈ ｎ ａ ｇ Ａｅ ｏ ｐ ｃ ｉ ｅ ｓｔ ｙ
大涵道比涡扇发动机过渡态影响因素分析
图2 加速时不同高压涡轮间隙对转速的影响
加速时高压涡轮的换热量先增加后减小，开始加速时燃气温度 较高，但涡轮温度较低，此时换热量大，当涡轮温度上升后换热量 减小。时间常数是换热能力的标志与材料属性、换热面积等有关， 对于相同的加速过程，时间常数越大换热越小。加速开始阶段由于 换热量基本相同，故转速相差不大，在加速后段换热量小的高压转
关键词 大涵道比 ；涡扇发动机 ；过渡态 ；控制规律
引言 大涵道比涡扇发动机在设计初期应借助过渡态性能分析工具，
分析转动惯量、换热及间隙等设计因素对过渡态工作的影响，从而 为后续的发动机详细设计奠定基础，避免因设计问题产生的发动机 过渡态超转、超温、喘振等问题造成研制中后期的重大方案调整。 通过对使用环境因素及控制规律对过渡态性的影响分析研究，可以 为发动机最优控制规律提供参考依据，更好的发挥过渡态性能。 1 设计因素
图11 不同高度加速时油气比变化
2.2 马赫数
分析不同马赫数对大涵道比涡扇发动机加速性的影响，选定不 同的马赫数 0.74，0.34，其它条件保持相同，给定相同的供油规律。 加速飞过程中，随着马赫数增加，发动机进口总温和总压增加，综 合考虑总温、总压的影响，可知马赫数增加会使实际的加速时间减小。 同时，马赫数增加会降低加速时风扇外涵、高压压气机工作线，裕 度提高，因而可以更快的加速。马赫数增加会使加速时燃烧室出口 温度降低，故在马赫数较低进行加速时应考虑采取措施提高温度裕 度，避免超温。
相对全程加速性（%） 100 98.9 101.1
1.3.3 VBV 控制规律 通过调整 VBV 角度，验证其对发动机加速性和增压级稳定裕度 的影响。研究表明在加速过程中随 VBV 偏开，发动机的加速时间略 有增加，在相同的低压转子转速，增压级压比随 VBV 角度偏开而减 小，即增压级工作线远离喘振边界，气动稳定裕度增大。
大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞
ｔ ｅ ｓ ｔ ｏ ｎ ｆ ａ ｎ — ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ｖ ห้องสมุดไป่ตู้ ｂ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｈ ｉ ｇ ｈ ｂ ｙ ｐ ａ ｓ ｓ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｔ ｕ ｒ ｂ ｏ ｆ ａ ｎ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｗ ａ ｓ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｔ ｅ ｄ ， ｗ ｈ ｉ ｃ ｈ ｉ ｆ ｌ ｌ ｓ ｔ ｈ ｅ ｂ ｌ ａ ｎ ｋ ｏ ｆ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ｉ ｎ ｌ ｆ ｉ ｇ ｈ ｔ － ｔ ｅ ｓ ｔ ｉ ｆ ｅ ｈ ｌ
（ １ ． 中国 飞 行 试 验研 究 院 ， 西安 ７ １ ０ ０ ８ ９ ； ２ ． 中 国航 发 沈 阳发 动 机 研 究 所 ， 沈阳 １ １ ０ ０ １ ５ ）
摘要： 为 了给风扇 叶片设计验证和 改进提 供依据 ， 针对 大涵道 比涡 扇发动机风扇 叶片的结构特 点和振 动强度设计要 求， 获 取 了飞行 中发动机风 扇叶片的振 动特 性， 对风扇叶片振 动强度进行 了仿真分析 ， 并将分析结果应用于测试 方案设计 ， 对飞机和 发动机 本体进行 了改装 ， 建 立了飞行试验方法。基于充分的技术准备 ， 完成 了国内首次 大涵道 比涡扇发动机风 扇叶片动应力测量试飞 ， 填 补 了国内试 飞领域 的技术空 白， 掌握 了发动机风扇 叶片动应力测量试飞技术 ， 为 中国开展航 空发动机转子 叶片动应力 测量 的研制
ｃ ａ ｒ ｒ ｉ ｅ ｄ ｏ ｕ ｔ ｉ ｎ ｓ ｏ ｍｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ａ ｎ ｄ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ， ａ ｎ ｄ ｌ ｆ ｉ ｇ ｈ ｔ ｔ ｅ ｓ ｔ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｗａ ｓ ｅ ｓ ｔ ａ ｂ ｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ ． Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ａ ｄ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｅ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ ｐ ｒ ｅ ｐ ａ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ， ｄ ｏ ｍｅ ｓ ｔ ｉ ｃ ｉ ｆ ｒ ｓ ｔ ｌ ｆ ｉ ｇ ｈ ｔ
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第６期
沈锡钢等：大涵道比涡扇发动机发展研究
３
表 ２ 民用大涵道比涡扇发动机参数
推力级 ／ｋＮ 发动机型号 飞机型号
巡航耗油率 ／ （ｋｇｄａＮ·ｈ）
总压比
ＣＦＭ５６
Ｂ７３７、Ａ３４０、 ０．６１０～０．６８０
Ａ３１８／３１９／３２０／３２１
２２～３７
Ｖ２５００
Ａ３１９／３２０／
０．５９８
Ａ３２１、ＭＤ－９０
Ｃ－１７ 军用运输 ２７９ Ｆ１１７－ＰＷ－１００（×４） １８５．５
机
Ａ３３０ＭＲＴＴ 多
用途空中加油 ／ 军 ２３０ Ｔｒｅｎｔ ７７２Ｂ（×２）
３１６．３
用运输机
伊尔 ７６ＭＦ 军用 ２１０ ПС９０Ａ－７６（×４）
１５６．９
运输机
Ｅ－１０ＭＣ２Ａ
ＣＦ６－８０Ｃ２Ｂ８／
Ｂ７６７－４００ＥＲ 空中 ２０４
ｋＮ
（ｋｇ／ｄａＮ·ｈ） 涵道比
安 －２２５ 重型运
６００
Ｄ１８Ｔ（×６）
２２９．８
输机
安 －１２４－１００ 重
３９２
Ｄ１８Ｔ（×４）
２２９．８
型运输机
Ｃ－５Ａ／Ｂ 重型运 ３８０ ＴＦ３９－ＧＥ－１Ａ（×４） １８２．６
输机
Ｅ４Ｂ Ｂ７４７－２００Ｂ ３６３
空中指挥
ＣＦ６－５０Ｅ２（×４） ２３２．５～２７３．６
turbofan engine, the common and special technologies to be developed and demonstrated are proposed. The common technologies include
general engine design, stability, high pressure and high efficiency turbomachinery, high performance combustor, advanced second air
关键词：大涵道比涡扇发动机；发展思路；关键技术
沈锡钢（１９６３），男，自然科学研究员，中 航工业沈阳发动机设计研究所副所长，主要 从事大涵道比涡扇发动机总体设计工作。
收稿日期：２０１３－０８－１５
Investigation of High Bypass Ratio Turbofan Engine Development
２
航空发动机
第 ３９ 卷
由此可见，未来民机市场需求量和市值最大的是单通 道和双通道飞机。
中国民航业发展的预测表明，在未来 ２０ 年，中国 的旅客周转量年均增长 ７．４％，客机数量年均增长 ６．９％。到 ２０３０ 年，为满足运量的增长和替换退役飞 机，中国客机新机交付量为 ４６００ 余架，其中单通道喷 气客机超过 ３０００ 架，双通道客机 ８００ 余架，支线客机 ６００ 余架。
and it has remarkable promotion and strategy meaning on economy development, national defense construction, and science and technology
improvement. The future development trend was summarized that including the performance is higher, the airworthiness requirement is
本文针对大涵道比涡扇发动机的研制和发展进
行研究。
１ 运输机动力装置需求分析及预测
据美国波音公司预测，未来 ２０ 年 （２０１２～２０３１ 年），全世界民航市场将需要民用飞机 ３４０００ 架，市场 总价值为 ４．５ 万亿美元，其中单通道飞机需求量为 ２３２４０ 架，占总需求的 ６８．４％，市场价值为 ２．０６ 万亿 美元，占总价值的 ４５．８％；双通道飞机需求量为 ７９５０ 架，占总需求的 ２３．４％，市场价值为 ２．０８ 万亿美元， 占总价值的 ４６．２％；大型宽体飞机需求量为 ７９０ 架， 占总需求的 ２．３％，市场价值为 ２８００ 亿美元，占总价 值的 ６．２％；支线飞机的需求量为 ２０２０ 架，占总需求 的 ５．９％，市场价值为 ８００ 亿美元，占总价值的 １．８％。
system, etc. The special technologies include airworthiness, large size lean-swept fan blade, composites fan blade, low noise design, low
emission combustor, thrust reverser, etc.
１００～２００ ＰＷ２０３７
Ｂ７５７
０．６０５
ＰＷ６０００ Ａ３２０、Ａ３１８
０．６６９
ＲＢ２１１－５３５Ｅ４ Ｂ７５７、Ｔｕ－２０４
０．６２９
ＰＳ－９０Ａ
ＴＵ－２０４、伊尔 －９６ ０．６０７
Ｔｒｅｎｔ １０００ Ｂ７８７
０．５０３
Ｔｒｅｎｔ ７００ Ａ３３０－２００／３００
０．５７３
Ｔｒｅｎｔ ５００ Ａ３４０－５００／６００
为了满足未来大涵道比发动机需求，国外制定了 大量的技术发展计划，旨在提高发动机性能和部件效 率，降低污染排放、噪声及维护成本。包括美国的 ＶＡＡＴＥ 计 划 、ＵＥＥＴ 计 划 ， 欧 洲 的 ＡＮＴＬＥ 计 划 、 ＣＬＥＡＮ 计划等，这些计划所取得的研制成果已逐步 贯彻到新研的产品中，使发动机的性能、经济性、安全 性、可靠性和环保水平将进一步提高。 ２．２ 大涵道比涡扇发动机发展特点和趋势
０．７１０ ２．４ ０．６８３ ６．０
术风险，提高可靠性，大型运输机动力装置普遍采用 成熟的大涵道比涡扇发动机。同时针对军、民用发动 机技术通用性强的特点，充分考虑军民共用，避免了 由于更换发动机引起的技术风险。如在伊尔 －７６ＭＦ 军用运输机，选用了已经在伊尔 －９６ 和图 ２１４ 客机上 使用验证的 ПС－９０Ａ 发动机。同样在 Ａ３３０ 客机基 础上改进研制的 ＭＲＴＴ 多用途加油机 ／ 军用运输机 仍然采用原 Ａ３３０ 客机的 Ｔｒｅｎｔ７００ 发动机。
SHEN Xi-gang, QI Xiao-xue, HAO Yong （AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015, China） Abstract: High bypass ratio turbofan engine has been widely used in global market ,
０．５４５
２００～３４０ ＲＢ２１１－５２４ Ｂ７４７
０．６６９
Ｂ７６７－２００／３００、
ＣＦ６－８０Ｃ２
０．５９２
Ｂ７４７、Ａ３００
ＣＦ６－８０Ｅ１ Ａ３００－３００／２００
０．５７８
２５～３１
２８ ２６～２８
２５ ３２～３７
５０ ３３～３５ ３４～３６ ２８～２９
２７～３１
３２～３４
ＰＷ４０５６
２ 大涵道比涡扇发动机发展概况及趋势
２．１ 大涵道比涡扇发动机发展概况 目前，在国际市场上，大型飞机发动机的研制主
要依赖 ＧＥ、ＰＷ 和 ＲＲ ３ 大公司，各公司发动机系列 化发展，已成垄断格局，推力范围覆盖了 １００～５００ ｋＮ。而俄罗斯研制的大涵道比涡扇发动机主要配装 本国生产的大型飞机。
国外主要的军、民用大涵道比涡扇发动机参数见 表１、２。
军、民用运输机的基本功能均为运送有效载荷， 因此其配装的发动机技术特点和发展趋势基本类似。 但由于其使用环境和用途及目的不同，造成其技术发 展趋势稍有差异。
（１）采用成熟的大涵道比涡扇发动机。为降低技
表 １ 大型军用运输机及特种飞机发动机参数
飞机型号
起飞质量 ／ ｔ
发动机型号 （×台数）
单台起飞推力 ／ 巡航油耗 ／
stricter, the affordability and environmental protection ability are better. The development road was overviewed that is more inherent and
less innovation, and is derivates from common core, and could be used in both military and civil. For future advanced high bypass ratio
（２）为了降低技术难度和风险，强调继承性，采用 缩放技术，系列化发展。大涵道比涡扇发动机的研制 和发展强调“继承”，在充分利用已有经验基础上逐渐 创新，同时通过发动机整机或核心机缩放快速获得不 同推力级的发动机产品，以实现降低研制费用，缩短 周期，降低技术风险的目标。ＣＦＭ５６ 发动机就是基于 Ｆ１０１ 发动机核心机技术基础而研制的，其系列化发 展（如图 １ 所示）始终以保证可靠性、延长使用寿命、 满足环保要求为目标，坚持走“大部分继承，少部分更
０．５３８
３９～４５
０．５６５
３４～４２
涵道比
５．０～６．６
４．６～５．４
６．０ ４．８～５．０
４．３ ４．６～４．８ １０．０～１１．０
５．０ ７．５～７．６ ４．４～４．５
４．９８～５．０６
５．３
４．８～５．０
４．８～５．２ ７．７～８．５ ５．７～６．２ ８．３～８．６ ５．５～６．３
Ｂ７４７、Ｂ７６７－２００／ ０．５８７
３００
２６～３２ຫໍສະໝຸດ ＰＷ ４１６８ Ａ３３０－２００／３００
Ｔｒｅｎｔ ９００ Ａ３８０
＞３４０ Ｔｒｅｎｔ ８００ Ｂ７７７－２００／３００