民航大涵道比涡扇发动机三大特性分析
大涵道比涡扇发动机滑油流量中断工作要求与试验方法分析
大涵道比涡扇发动机滑油流量中断工作要求与试验方法分析雷友锋;王海;宣建光【摘要】基于GJB 241A-2010、JSSG-2007B等国内外军用标准规范,分析了航空发动机滑油流量中断工作能力通用要求以及试验验证通用要求.针对大涵道比涡扇发动机,分析指出其使用特点与战斗机发动机有明显差异,其滑油流量中断工作能力要求不能直接照搬军用标准的相关规定.根据运输机发动机的使用特点分析,借鉴国外航空发动机的相关技术经验,提出了大涵道比涡扇发动机的滑油流量中断工作能力要求以及滑油流量中断试验的程序与方法.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2013(039)006【总页数】5页(P19-23)【关键词】航空发动机;大涵道比涡扇发动机;滑油流量中断【作者】雷友锋;王海;宣建光【作者单位】复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076;复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076;复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076【正文语种】中文滑油系统是航空发动机不可缺少的关键系统，它直接实现对发动机高速旋转部件轴承的润滑散热。
滑油系统的性能直接影响发动机的安全性、可靠性、维修性和使用成本。
由于滑油系统的复杂性以及发动机使用环境的复杂性，要求滑油系统工作绝对可靠是不现实的。
飞机可能由于损坏、机动飞行、格斗损伤或不正确的维护而出现滑油流量中断的问题。
因此，要求航空发动机在滑油流量中断期间以及中断之后还应具有一定的工作能力，并且在新型航空发动机研制中需要对此进行试验验证。
中国的GJB 241A-2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、美国的JSSG-2007B《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》等标准中都对发动机滑油流量中断的工作能力和试验验证提出了明确要求。
但是，在具体发动机型号应用时仍存在一定问题，尤其是对于大涵道比涡扇发动机，因其使用特点与战斗机发动机相比有明显差别。
例如，在某型大涵道比涡扇发动机研制中，先后开展了2次滑油流量中断试验，由于试验要求、程序不当，致使2次试验均告失败，并且造成2台发动机损坏，影响和损失重大。
涡喷、涡扇、涡桨、涡轴傻傻分不清？今天我们就来讲讲清楚
涡喷、涡扇、涡桨、涡轴傻傻分不清？今天我们就来讲讲清楚提及航空发动机，其种类之多让我们眼花缭乱，⽽涡喷、涡扇、涡桨、涡轴这四⼤类航空发动机出现频率是最⾼的，但是有多少⼈清楚的知道他们之间的区别、优劣以及性能呢？你真的能分清它们吗？今天，就让我来为⼤家简单介绍⼀下。
涡轮喷⽓发动机涡喷发动机通常⽤于⾼速飞机，其完全依赖燃⽓流产⽣推⼒，它主要有两种类型，分别是离⼼式（离⼼式由英国⼈弗兰克·惠特尔爵⼠于1930年发明，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第⼀次上天，也没有参加第⼆次世界⼤战）和轴流式（诞⽣在德国，世界上第⼀款喷⽓式发动机——Me-262就是采⽤轴流式涡喷发动机作为动⼒）。
涡喷发动机⼤体由进⽓道、压⽓机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，飞机飞⾏时空⽓先进⼊进⽓道，通过管道调整使⽓流达到合适的速度，之后压⽓机对⽓流加压加热（在亚⾳速时，压⽓机是⽓流增压的主要部件），流⼊燃烧室后形成⾼温⾼压燃⽓，在涡轮内经过燃烧后的⽓流能量⼤⼤增加，由于涡轮内的膨胀⽐远⼤于压⽓机中的压缩包，因此涡轮出⼝处的⽓流压⼒和温度要⽐进⽓⼝处⾼很多，这部分⾼温⾼压⽓流在尾喷管内继续膨胀，随后⾼速沿发动机轴向从喷⼝向后排出，就是这部分⽓流使涡喷发动机产⽣了推⼒。
理论上来说，⽓流从燃烧室中出来后，温度越⾼能量就越⼤，发动机所获得的推⼒也就越⼤，但是由于涡轮材料的限制，推⼒最多只能达到1650KN左右，⽽要想在短时间内增加推⼒，现代的普遍做法是在涡轮后再加上⼀个加⼒燃烧室，在其中喷⼊燃油让未充分燃烧的燃⽓与喷⼊的燃油混合再次燃烧，由于加⼒燃烧室内⽆旋转部件，温度可达2000℃，能使发动机的推⼒增加⾄原来的1.5倍左右。
但是其缺点就是会使油耗急剧加⼤，同时过⾼的温度也会影响发动机的寿命。
▲前苏联的传奇战⽃机⽶格-25⾼空超⾳速战机即采⽤留⾥卡设计局的涡喷发动机作为动⼒，曾经创下3.3马赫的战⽃机速度纪录与37250⽶的升限纪录。
大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞
大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞陶冶;田琳;解梦涛;宋振海;李兴海【摘要】According to the structural characters and vibration strength requirements for high bypass ratio turbofan engine, vibration characters of the fan blade of an engine in flight were obtained, which provides data for design verification and modification. Simulation analysis of vibration characters of fan blade was carried out and the result of analysis was applied to test project design, major refit was carried out in some aircraft and engine, and flight test method was established. Based on adequate technical preparation, domestic first flight test on fan-blade vibration stress of high bypass ratio turbofan engine was completed, which fills the blank of technology in flight-test field in China. Technology of flight test on fan-blade vibration stress of a high bypass ratio turbofan engine was mastered, which lay the basis for implementing development and airworthiness certification flight tests on rotor-blade vibration stress of an aeroengine in China.%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试飞和适航审定试飞奠定了基础.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2017(043)003【总页数】6页(P68-73)【关键词】动应力;测量试飞;风扇叶片;大涵道比;涡扇发动机【作者】陶冶;田琳;解梦涛;宋振海;李兴海【作者单位】中国飞行试验研究院,西安710089;中国飞行试验研究院,西安710089;中国飞行试验研究院,西安710089;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V232.4强度验证与使用寿命评定一直是航空发动机设计验证与改进改型的关键环节[1]。
F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析
F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析目录F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析 (1)制作团队 (1)发动机图例 (2)讨论题 (2)结构和系统 (3)高低压转子结构形式及支承方案 (4)传力路线分析 (4)风扇转子及机匣结构设计特点 (5)涡轮转子-支撑结构设计 (5)低压转子联轴器特点 (5)减重措施 (6)制作团队组长：皮启遥小组成员：皮启遥，李明哲，孙睿智，叶斯泰·克勒施别克，王洪波PPT制作人：皮启遥PPT汇报人：皮启遥，王洪波资料收集人：李明哲，孙睿智，叶斯泰·克勒施别克报告撰写人：王洪波发动机图例讨论题1.画出高低压转子结构形式及支承方案，并说明其特点；2.传力路线分析；3.风扇转子及机匣结构设计特点；4.涡轮转子-支承结构设计特点；5.低压转子联轴器特点；6.第三代军用涡扇发动机在总体结构设计上是如何减重的；结构和系统进气道：环形。
带17个径向支板。
风扇：3级轴流式。
进口导流叶片的铝制尾缘可调。
转子叶片材料为钛合金。
水平对开机匣，使转子叶片可单独更换。
压比3.2。
压气机：9级轴流式。
头三级为钛合金，后六级为A286钢。
零级和头3级静子叶片可调。
盘鼓式转子，惰性焊连接。
水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。
压比11。
燃烧室：短环形。
火焰筒由HastelloyX合金经机加工而成。
燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷口喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：单级轴流式。
高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。
机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。
转子和静子可单独更换。
低压涡轮：2级轴流式，叶片带冠。
转子叶片均可单独更换，静子叶片分段更换。
加力燃烧室：用盘旋式混合器使内外涵气流有效混合。
内涵气流中90%的气流在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使得整个工作范围内的温升平稳。
尾喷管：收敛-扩散型，喷口面积由液压作动筒和作动环腔控制。
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。
飞机结构与系统：11-4涡桨、涡轴和涡扇发动机
11.4涡轴涡桨和涡扇发动机本节主要介绍：¾双转子发动机的特点¾涡桨发动机¾涡轴发动机¾涡扇发动机1、双转子发动机的结构特点低压转子：低压压气机 低压涡轮高压转子：高压压气机高压涡轮两个转子之间只有气动联系、没有机械联系2.双转子发动机的性能特点提高了压气机的稳定性，压气机喘振裕度增加提高了压气机效率发动机加速性好，起动性好1、涡桨发动机结构特点2、涡桨发动机分类单轴式涡桨双轴式涡桨（自由涡轮式）双轴式涡桨涡桨发动机的类型3、涡桨发动机的性能特点推进力＝螺旋桨的拉力＋喷气推进力主要推进力4、涡桨发动机的性能特点性能参数：—当量功率：包括涡轮输出给螺旋桨的轴功率与喷气推进力折合功率—座舱中用扭矩来反映，但不包括喷气推进力经济性参数：—总效率和当量燃油消耗率—涡桨发动机的总效率比涡喷发动机高—涡桨发动机适合中低速飞行1、涡轴发动机结构典型的涡轴发动机2、涡轴发动机特点：将95％以上的能量用作传动旋翼，尾将和发动机附件用扭矩反映发动机功率结构：多采用自由涡轮结构形式，压气机多采用混合式使用：直升机状态：起飞、额定、巡航、慢车和应急。
1、涡扇发动机的组成和分类涡轮风扇发动机（混合排气）涡轮风扇发动机（低涵道，双转子，混合排气，不加力）涡轮风扇发动机（高涵道，三转子，不加力，分开排气）涡扇发动机 （低涵道双转子 混合排气加力）涡轮风扇发动机的分类涵道比：B＝m a.out/m a.in几种发动机涵道比发动机型号空气流量涵道比选用的飞机JT8D CF6-6D V2500-A1 CFM56-B5144.65853552721.056.05.45.88B727-100,100C,200B737-100,200,200C等DC-10-10A320A321,A320,A3192、质量附加原理和涡扇发动机结构特点质量附加原理在一定的飞行速度下，当工质获得的可用能量（即可转变成气体动能的能量）一定时，如果工质的质量越大，即参加产生推力的质量越多，则发动机的经济性越好，推力越大。
专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法
专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法说实话专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法这事，我一开始也是瞎摸索。
我就知道涡扇发动机的基本原理，外面的大涵道比风扇吸入大量空气，里面的小涵道比部分负责产生强大推力，变循环呢是要让这个发动机根据不同飞行状态切换工作模式。
我最初想，这肯定得从基础的叶轮设计开始。
我尝试先做涵道的外壳设计，就像盖房子一样，我觉得先得有个框架，可是这个框架的材料和形状可真是个大难题。
我试过用传统的铝合金，但是因为发动机工作时温度很高，铝合金就有点扛不住。
这就像让一个穿短袖的人在北极待着一样，根本不合适。
我就想到可能得用耐高温的合金材料，钛合金就进入了我的视野。
但是呢，钛合金加工困难，我在这过程中报废了好多材料，那钱就像流水一样花出去，可心疼了。
在叶轮的设计上，我想让它有更好的空气动力学性能。
我参考了好多已有的设计，然后在电脑上模拟，但模拟的数据和实际的总有些出入。
有一次，我按照模拟优化后的设计做出来叶轮，结果发现效率比之前还差。
我后来才知道，模拟软件中的很多参数设置我没考虑全面，这就好比做菜只看了个大概的菜谱，没注意精确的用量。
对于变循环这部分，改变气体的路径和工作模式真的难搞得很。
后来我就思考，一些简单的阀门可能不行，得有精确控制的机制，就像水龙头，如果想要精确控制水流，不能只用手去拧的那种粗糙阀门。
在组装过程中，哪怕是再小的零件我都不敢马虎。
我之前有过一次经历，一颗小螺丝没拧紧，结果整个测试的时候，我就听到哐啷哐啷的声音，虽然没有造成大的事故，但也吓出我一身冷汗。
所以说每个零件的装配质量都非常重要。
我还在想，能不能设计一种自我纠错的装配办法，就像那种积木，拼错了就插不进去，这样能保证装配的准确性。
不过说实话，这发动机涉及的系统太庞杂了，很多地方我现在都还不确定，比如说不同的燃油喷射策略等。
但总体来讲，每个步骤都得小心翼翼，并且不断从失败中学习经验，一点点改进才能慢慢接近成功的制作方法。
大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析
大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析马前容;苏金友;侯鑫正【摘要】分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机，在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异，并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力，提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作，明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。
本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。
%The engine tests at the simulated altitude test facility (ATF) are necessary in engine develop⁃ment. The differences in configuration, technique and the test requirements between high bypass-ratio tur⁃bofan with separated flow nozzles and low bypass-ratio turbofan were analyzed firstly. Then taking into ac⁃count the structure and the test capability of a new ATF in China, the technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine with separated flow nozzles test at this ATF were offered, and the techni⁃cal problems that should be resolved before the first ATF test were also confirmed. It would be helpful for the analysis of technical research requirements on the other new-type engine test at the ATF.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】6页(P39-44)【关键词】分开排气喷管;大涵道比涡扇发动机;高空模拟试验;试验方法;需求分析;预先研究【作者】马前容;苏金友;侯鑫正【作者单位】中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703【正文语种】中文分开排气大涵道比涡轮风扇发动机(以下简称试验发动机)，计划近期在国内高空舱内进行首次高空模拟试验。
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民航大涵道比涡扇发动机三大特性分析赵军;付尧明;唐庆如【摘要】The accurate steady-state model is the basis for the study of the three major characteristics of aero-engine.By the component characteristic modeling method,establish the steady-state model of civil aviation high Bypass-Ratio turbofan engine.The study found that When the flight altitude and Ma number remains constant,the thrust increases as the engine rotating speed increases,but at a high rotating speed,the thrust increases slowly.In the range of low rotating speed to middle rotating speed,the Specific Fuel Consumption (SFC) decreases with the increase of rotating speed;in the middle rotating speed to high rotating speed range,SFC increases with the increase of rotating speed.When the flight altitude and engine rotating speed is constant,the total thrust of the engine tends to decrease when the Ma number is increased,and the SFC increases sharply with the increase of the flight speed.When Ma number and the engine rotating speed remains constant,the thrust decreases as the height increases.At height range of 0-11Km,the SFC drops as the height increases,and the SFC remains the same after the height exceeds 11Km,but this is obtained without considering the Reynolds number correction;The low Reynolds number effect will cause the SFC of the engine to rise after 11Km.%准确的稳态模型是进行航空发动机三大特性研究的基础,采用部件特性建模方法,建立了民航大涵道比涡扇发动机的稳态模型;研究发现,保持飞行高度,马赫数不变时,增加发动机转速时,推力一直增加,但到了高转速阶段,推力的增加速度变缓;在低转速到中转速的区间内,燃油消耗率(SFC)随转速增加而降低;在中转速到高转速区间内,SFC随转速增加而增加;保持飞行高度,发动机转速不变时,增加马赫数时,发动机的总推力呈下降趋势,燃油消耗率随飞行速度增加而急剧增加.保持飞行马赫数,发动机转速不变时,推力随着高度的增加而降低;在0～11 km时,随着高度增加SFC一直下降,高度超过11 km后,SFC也保持不变,但这是不考虑雷诺数修正的情况下得到的;低雷诺数效应会导致11 km以后发动机的SFC会有所上升.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2018(026)002【总页数】4页(P215-218)【关键词】航空发动机;部件特性法;三大特性【作者】赵军;付尧明;唐庆如【作者单位】中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉618307【正文语种】中文【中图分类】V231.30 引言随着航空发动机和燃气轮机国家重大专项的立项，航空发动机和燃气轮机被列为国家“十三五”发展规划百个重点发展项目的首位，民用大涵道比涡扇发动机的发展也迎来了难得的发展机遇。
发动机特性定义为发动机的主要性能指标随工况变化而变化的关系曲线；航空发动机的推力和燃油消耗率随着发动机的转速n、飞行速度V、飞行高度H的变化规律叫做发动机三大特性，分别为转速特性、速度特性和高度特性。
在保持飞行高度和飞行速度不变的条件下，发动机的推力F和燃油消耗率SFC随发动机转速n的变化规律，叫做发动机得到转速特性，也称为节流特性。
在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行高度不变的情况下，发动机的推力F和燃油消耗率SFC随飞行速度或马赫数的变化规律，叫做发动机的速度特性。
在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行速度不变的情况下，发动机的推力F和燃油消耗率SFC随飞行高度的变化规律，叫做发动机的高度特性。
为了研究航空发动机的三大特性，必须有良好的发动机数学模型，以利用数学模型代替真实发动机作为研究对象进行特性分析，以节约大量的试验经费。
因此，建立高精度的发动机数学模型对发动机控制是至关重要的[1-2]。
发动机数学模型按其运行的实际工作范围可分为稳态模型和动态模型[3]。
发动机稳态模型能较准确的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。
现代航空发动机稳态建模常用的方法为部件法建模 [4-5]，由此得到的模型可以用于总体性能研究，也可以用于发动机控制研究[6-7]。
部件法建模是根据发动各部件间的气动热力学关系建立发动机模型。
部件法建模将发动机的各个部件作为单独的子系统，每个部件子系统都有其对应的输入和输出，而各个子系统之间通过压力平衡、流量平衡及功率平衡这三大基本原则衔接在一起形成整个发动机系统。
虽然部件法建立的准一维模型无法得到所有截面的参数，但是部件法模型所得到的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。
然而在建模过程中，部件法要求大量的部件特性数据，这些在发动机研制的初期是难以获取的[8-9]。
大涵道比涡扇发动机在民用航空领域得到了广泛的应用[10]，随着新技术的应用，总体性能指标越来越先进。
本文利用部件特性法对CFMI公司的CFM56-7B26发动机进行稳态建模，并在此基础上进行三大特性的计算分析，需要说明的是，因为部件特性的缺乏，计算中所用的压气机和涡轮气动特性采用通用特性。
1 发动机稳态模型利用部件特性计算发动机稳态性能的方法，是目前广泛应用的发动机稳态模型建立方法。
气流参数由发动机进口沿进气道进口计算到尾喷管出口的过程为发动机整机的气动热力计算过程。
根据气流在通过各个部件的流量平衡以及高低压转子时的功率平衡，可建立发动机共同工作方程组，求解该方程组，便可获得发动机当前的工作状态以及相关性能参数。
本文的研究对象为典型的民航在役双转子大涵道比分开排气涡扇发动机CFM56-7B26，根据获取到的该型发动机的指标确定了输入参数，如表1所示。
表1 CFM56-7B26数值仿真输入项目数值项目数值涵道比5.1外涵总压恢复系数0.98进气道总压恢复系数0.98风扇效率0.89风扇压比1.336增压级效率0.89增压级压比2.208高压压气机效率0.85高压压气机压比12燃烧室总压恢复系数0.98涡轮前温度1600K低压涡轮效率0.86高压涡轮效率0.88飞机引气量0功率提取0设计转速N15175rpm空气流量355.17kg/s设计转速N214460rpm首先进行标准大气条件下的地面设计点性能计算，得到推力与耗油率的计算值与参考数据对比如表2所示，从中可以看出计算值与参考值吻合较好。
表2 设计点性能输出项目参考值计算值推力/kN117.35117.05耗油率/(kg/(DaN·h))0.38770.3872在完全膨胀的情况下，涡扇发动机的推力为：F=qmin(Vg-V)(1+B)，所以影响涡扇发动机推力的因素有：流过内涵的空气流量，单位推力和涵道比3个。
根据燃油消耗率的定义有：所以，影响影响涡扇发动机燃油消耗率的因素有：油气比，单位推力和涵道比3个。
2 发动机转速特性CFM56-7B发动机为双转子发动机，有高压转子转速和低压转子转速两个值，因其制造商GE公司以低压转子转速进行燃油流量的调节，故而特性图中的转速也以NL为横坐标进行分析。
本文研究静止状态，标准天工况下发动机的性能曲线。
图1显示涵道比随着转速的增加而降低；发动机外涵的流量与风扇出口总压成正比，发动机内涵的流量与压气机出口总压成正比，而压气机出口总压近似等于风扇出口总压乘以增压级和高压压气机的压比，所以随着转速的增加，内涵的流量比外涵增加的幅值要大；故而涵道比一直呈现下降的趋势。
图2给出了核心机排气速度随NL变化趋势，整体上随着转速的增加V8也增加；在约92%处曲线有一定的折转，这是因为此时马赫数已经达到1.0，气流工作于不完全膨胀状态；图3示出了发动机的推力曲线，随着转速的增加，流经内涵的流量增加，发动机的单位推力增加，这些都会导致发动机推力增加；虽然此时涵道比下降对推力增加是负作用；但内涵流量和单位推力的增加为主导因素，所以推力一直增加；但到了高转速阶段，约90%转速以后，涵道比下降的负作用愈发明显，兼有单位推力的折转，使得推力的增加速度变缓。
图1 发动机涵道比随NL变化趋势图2 核心机排气速度随NL变化趋势图4给出了燃烧室温升随NL变化趋势，可以看到随着转速增加，燃烧室温升增加，油气比公式反映在定压比热容和燃油低热值近似不变的情况下，燃烧室的油气比和其内部温升成正比例，可见，发动机的油气比随着转速增加而增加。
图3 发动机推力随NL变化趋势图4 燃烧室温升随NL变化趋势图5给出了发动机SFC随NL变化趋势，在低转速到中转速的区间内，单位推力的增加幅值较快，占了主导作用，使得SFC随NL增加而降低；但在中转速到高转速区间内，油气比的增加和涵道比的降低占了主导作用，使得SFC随NL增加而增加。
图5 发动机SFC随NL变化趋势3 发动机速度特性保持飞行高度0 m，低压转速96%不变，改变飞行速度，得到各参数随速度的变化曲线。
发动机外涵的流量与风扇出口总压成正比，发动机内涵的流量与压气机出口总压成正比，而压气机出口总压近似等于风扇出口总压乘以增压级和高压压气机的压比；随着马赫数的增加，进口总温增加，增压级和高压压气机的折合转速降低，增压级压比下降，同时高压压气机的压比下降，如图6所示，所以内涵的流量比外涵增加的幅值要小，故而涵道比一直呈现增大的趋势，如图7所示。