大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢
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
大涵道比涡扇发动机
关键技术
大尺寸风扇 高压压气机
低污染燃烧室 低压涡轮
减速机的特有技术。随着发动机涵道比的增加，风扇向着大直径、低压比方向发 展，其设计要求是效率高、噪声低、重量轻、抗外物损伤能力强。在三维黏性CFD设计方法的基础上发展起来的 掠形叶片可以降低叶片进口气流相对马赫数，减少激波损失，进步风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶片效率进 步3%~5%，空气流量增加3%~10%。由于前掠叶片的失速裕度比后掠叶片的大，因此前掠叶片更受人们的重视。在 材料、结构和工艺方面有无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者用超塑性成型/扩散连接 （SPF/DB）工艺制成，后者由增韧环氧树脂/石墨纤维预浸带缠绕，然后用模压成型。此外，Kevlar复合材料缠 绕的多层包容环和叶片圆弧形榫根等也值得引起重视。
间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进进燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于进步发 动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比，间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%，减少燃料消耗和 CO2排放18%。这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证（CLEAN）计划中，正在验证一种带 齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子方案中，涵道比可以达到15左右，风扇叶尖速度也有相 应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压气机 之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键 技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡 轮、涡轮中心框架和轻重量高效回热器。
产品特色
高效率，低燃油消耗；高可靠性，长使用寿命；低排放，低噪音；低维护成本，维修性佳。
大涵道比涡扇发动机的研制与设计特点
３０ ０ ００ｈ。
进入 ２ 世纪 ， 了满足空 中客车公司 Ａ ８ ｌ 为 ３０超 大型客机的动力要求 ， Ｅ Ｅ Ｐ 和 Ｒ Ｇ Ａ ／Ｗ Ｒ公司成功研
制 了 Ｇ ７０ 和 Ｔ Ｅ Ｔ ０ 等 大 涵 道 比 涡 扇 发 动 Ｐ ２０ Ｒ Ｎ ９０
机； 为了满足波音公 司 Ｂ ８ ７７大型客机的动力要求 ，
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２０ ０ ７年第 ３ ３卷第 ３期
航 空 发 动 机
张恩 和
（ 阳发动机设计研究所 ， 沈 辽宁沈阳 １０ １） １０ ５
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
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔｈ ｅ ｅ ｏ ｍｅ ｔａ ｄｄ ｓｇ ａｕ ｅ ｆ ｈ ｉｈ ｂ ｐ ｓ ａｉ ｕ ｂ ｆｎ ｅ ｇ ｎ ｎ ｆｒ ｉ ｒ ｏ ｒｈ ｎ ｉ ｅ ｓ ｒ ｃ ： ｅ ｄ ｖ ｌｐ ｎ ｎ ｅ ｉｎ ｆ ｔｒ ｓｏ ｅ ｈｇ ｙ ａ ｓｒ ｔ ｔｒ ｏａ ｎ ｉ ｅ ｉ ｅ ｇ ａｅ ｃ ｍｐ ｅ ｅ ｓｖ — ｅ ｔ ｏ ｏ ｎ
２
航 空 发 动 机
２０ ０ ７年第 ３ ３卷第 ３期
１ ０ ２ ０ Ｎ 推力 级 ： Ｒ公 司 的 Ｒ ２ １—２ Ｂ ６ ０ｋ Ｒ Ｂ１ ２、
一
５ ５ ４ Ｐ 公 司 的 Ｐ ０ ７ ３ Ｅ ．Ｗ Ｗ２ ３ ； ２ ０—２ ０ Ｎ推 力 级 ： Ｒ公 司 的 Ｒ ２ １— ２ 、 ２ ９ｋ Ｒ Ｂ １ ５４
司 的 Ｃ ３ ， Ｒ公 司 的 Ｔ Ｙ、 Ｒ １ Ｆ４ Ｒ Ａ Ｂ ７ ０和 Ｂ ７ ５ Ｒ １；
１０—１０ Ｎ 推力 级 ： ０ ５ｋ 国际合 作 的 Ｖ ５０和 ２０ Ｃ Ｍ５ Ｆ ６系列 ， Ｗ 公司 的 Ｐ ０ ０； Ｐ Ｗ６ ０
大涵道比涡扇发动机测量参数精度分配
不满 足要 求时 ，根据 实 际情况 分析 抓住 主要影 响项 ， 采用 有效 方法减 小 误 差 ，可 以 快速 而 有 效 的完 成任 务 。 因此 ，对航 空 发动 机 的测 量 参数 进 行 误 差 分 析 和精 度分 配是很 有 必要 的 。
本 文研究 对象 为大 涵 道 比涡扇 发 动 机 ，首 先 通 过对 输 人参数 进行 随机 误差 合成计 算 法和对 输 出结 果 参数 进行 随机误 差计 算 的两种方 法 对其 净推 力进 行误差分析 ，验证两种计算方法的一致性。基 于该 验证 ，在 给定 问接 测量 Ｉ生能参 数误 差 范 围的情况 下 ， 可 以计 算 出给定 状 态下 的各 个 参 数 的测 量 精 度 ，对 该 型航 空发 动机 稳态性 能 飞行试 验 的测 量参 数 的传 感 器ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｍ ｅａｓｕｒｅｍ ｅｎｔ ｐａｒａｍ ｅｔｅｒｓ ｆｏｒ ａ ｈｉｇｈ ｂｙｐａｓｓ ｒａｔｉｏ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ Ｗ ＡＮＧ Ｚｈａｏｐｅｎｇ，Ｗ ＡＮＧ Ｔａｏ，ＬＩ Ｎｉｎｇｋｕｎ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ ｔｈｅ ｆ ｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ ｏｆ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅｓ，ｔｈｅ ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｔｙｐｅ ａｎｄ ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｓｅｎｓｏｒｓ ｈａｓ ｇｒｅａｔ ｉｎｆ ｌｕｅｎｃｅ ｏｎ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔｓ． Ｔｈｒｏｕｇｈ ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ ｒａｎｄｏｍ ｅｒｒｏｒ ｓｙｎｔｈｅｓｉｓ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｍｅａｓｕｒｅｍ ｅｎｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｍ ｅｔｈｏｄ ｏｆ ｒａｎｄｏｍ ｅｒｒｏｒ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｏｕｔｐｕｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ，ｗｅ ｃａｒｉｅｄ ｏｕｔ ｅｒｒｏｒ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｔｈｅ ｓｔｅａｄｙ — ｓｔａｔｅ ｎｅｔ ｔｈｒｕｓｔ ｏｆ ａ ｈｉｇｈ ｂｙｐａｓｓ ｒａ— ｔｉｏ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ． Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗｅｄ ｔｈａｔ ｂｏｔｈ ｍｅｔｈｏｄｓ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｒａｎｄｏｍ ｅｒｏｒ ａｎａｌｙｓｉｓ ｆ ｏｒ ｔｈｅ ｎｅｔ ｔｈｒ ｕｓｔ． Ｏｎ ｔｈｉｓ ｂａｓｉｓ，ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｇｉｖｅｎ ｒｅｑｕｉｒｅｍ ｅｎｔｓ ｏｆ ｎｅｔ ｔｈｒｕｓｔ ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ，ｗｅ ｃａｒｉｅｄ ｏｕｔ ｅｒｏｒ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｔｈｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｐａｒａｍｅ— ｔｅｒｓ ｏｎ ｔｈｅ ｐｒ ｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆ ｅｑｕａｌ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ， ａｎｄ ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ ｔｈｅ ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ ｄｉｓｔｒ ｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｕｎｄｅｒ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ． Ａｈｈｏｕｇｈ ｔｈｅｒｅ ｗｅｒｅ ｓｏｍ ｅ ａｓｓｕｍｐｔｉｏｎｓ ｉｎ ｔｈｅ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｍ ｏｄｅｌ，ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｃｏｕｌｄ ｓｔｉｌｌ ｐｒｏｖｉｄｅ ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｆ ｏ ｒ ｔｈｅ ｄｅｍ ｏｎｓｔｒａ— ｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｐｌａｎ ａｎｄ ｔｈｅ ｍ ｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ，ｔｈｕｓ ｈａｖｉｎｇ ｃｅｒｔａｉｎ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｐｒａｃｔｉｃａｂｉｌｉｔｙ． Ｋ ｅｙｗ ｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ； ｎｅｔ ｔｈｒ ｕ ｓｔ；ｅｒｏｒ ｓｙｎｔｈｅｓｉｓ；ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｏｆ ｅｒｒｏｒ；ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ
大涵道比涡扇发动机稳态调节规律分析
律对发 动机性能影响有 一定差异， 需要根据发动机 的用途选择合适 的调节规律， 结合计 算分析给出了发动机稳态调节规律 的实现方式。
关 键词 ： 涵道 比涡 扇 发 动机 ； 节规 律 ； 能 大 调 性
动机性 能 的影 响。
（ ） 动 机 的调 节 规 律 应 在 ２发
任何 时候 都 保持 发 动机 工作 处 在
喘振 边 界 、 火边 界 、 械应 力 极 熄 机
２ 大 涵 道 比 涡 扇 发 动 机 稳 态调 节规 律 设 计 特 点
２１ 调 节规律 的设 计原则
ｒａｚ ｉｎ ｆ ｈ ｎｉｅ ｔ ｅｃｎ ｏ ｌ ｓｓ ｅ ｎｄｗｔ ｔｅ ａｃｌ ｉ ｎ ｅ ｎｌｓ ． ｅｌａ ｏ ｔｅ ｇ ａ ｏ ｔ ｌａ ｆ ｅ ｉ ｌ ｕ ｏ ａｄｔ ａｙｉ ｉ ｔ ｏ ｅ ｎｓ ｔ ｒ ｗ ｉｄ ｉ ｈｈｃ ｔ ａ ｎ ｈａ ｓ
Ｋｅ ｒ ｓ ｈｇ ｙ ａ ｓｔ ｒｏａ ｎ ｉｅ ｃ ｎ ｒｌａ ｐ ｒ ｒ ｎ ｅ ｙｗｏ ｄ ： ｉｈ ｂ ｐ ｓ ｕｂ ｆｎ ｅ ｇｎ ； ｏ ｔ ｗ； ｅ ｏ ｍａ ｃ ｏ ｌ ｆ
Ａｂｔ ｃ：ｈ ｅｉ ｈ ｒ ｔｒｔ ｓ０ ｔｅｓ ａｙｓ ｔ ｃｎｒ ｗ ｏ ｔ ｉ ｓｒ ｔ ｔ ｄｓ ｎｃ ａａ ｅｉｉ ， ｈ ｔ ｄ ｔ ｅ ｏｔ ｌｌ ｓ ｒ ｈ ｈ ｈ ａ ｅ ｇ ｃ ｓｃ ’ ｅ ａ ｏ ａ ｆ ｅ ｇ ｂｐ ｓ ｉ ｔｒｏａ ｎ ｉ ｅｅｓｍ ａｉ ｄ Ｔ ｅｉ ｕ ｎｅ ｏ ｉ ｒ ｔ ｏｔ ｌａ ｓ ｎ ） ａｓｒ ｏ ｕｂｆｎｅｇｎ ｗ ｒ ｕ ｍ ｚ ． ｈ ｆ ｅｃｓ ｆｄｆ ｅ ｎｒ ｗ ｔ ａ ｅ ｒ ｅ ｎ ｌ ｆ ｎ ｃ ｏｌ ｏ ｅ ｔｅｓ ａ ｅ ｏ ｉ ｙ ａｓ ａｉ ｅｇｎ ｅ ｏｎ ｎｅｗ ｒ ｃ ｃ ｌｅ 、ｎ ａ ｚｄ Ｔ ｅ ｈ ｅ ｒ ｆ ｗ ｈ ｈｂｐｓ ｒ ｏ ｎｉｅ ｒ ． ａ￣ ｅｅ ａ ｕ ｄａｄａ ｌ ｅ ． ｈ ｐ ａ ｌ ｔ ｇ ｔ ｐｆ ｌ ａ ｔ ｎ ｙ ｒ ｕｔ ｉ ｉ ｔ ｔａ ｄｆ ｒｎ ｃｎｒ ｌ ｓｈｖ ｉｅｅｔｆ ｃ ｎｔ ｎｉｅ ｅ ｏｍ ｎ ｅ ｅ ｌ ｄｃ ｅ ｈ ｉ ｅ ｔ ｏｔ ｌａ ａｅ ｆ ｒｎ ｅ ｅｔｏ ｈ ｅｇｎ ｆ ｒａ ｅ． ｓ ｓｎ ａ ｔ ｆ ｅ ｏ ｗ ｄｆ ｆ ｓ ｅ ｐ
民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析
计算 机 测 量 与 控 制 ．２０１６．２４（４） 犆狅犿狆狌狋犲狉 犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋 牔 犆狅狀狋狉狅犾
设计与应用
文章编号：１６７１ ４５９８（２０１６）０４ ０２２２ ０４ ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０１６．０４．０６４ 中图分类号：Ｖ２３１．３ 文献标识码：Ａ
收稿日期：２０１５ １０ ２７； 修回日期：２０１５ １１ ２２。 基金项目：国家自然 科 学 基 金 （５１３０６２０１）；四 川 省 教 育 厅 自 然 科 学 项 目 （１６ＺＢ００３５）；中 国 民 用 航 空 飞 行 学 院 科 学 研 究 基 金 （Ｊ２０１４－３８）；中 国 民 用 航 空 飞 行 学 研 究 基 金 （Ｊ２０１５－２８）。 作者简 介：赵 军 （１９８０ ），男，安 徽 淮 北 人，博 士，高 级 工 程 师，主 要从事航空发动机总体性能分析和故障诊断方向的研究。
压气机、涡轮作为高速旋转部件，随着服役时间的增加， 会 出 现 老 化 现 象 。 ［２９］ 关 于 各 部 件 工 作 对 总 体 性 能 的 影 响 ， 文 献 ［１０］ 针对涵道比的高低进行了区分：低涵道比涡扇发 动 机 的性能 衰 退 主 要 是 由 于 风 扇、压 气 机 性 能 变 化 引 起，约 占 ６０％ ～７０％； 涡 轮 变 化 占 １０％ ～１５％； 其 余 为 封 严 间 隙 增 大 造成。对于高涵道比涡轮风扇发动机，由于涡轮前总温高，性 能衰退主要是 由 于 高 压 涡 轮 引 起， 约 占 ６３％ ～６７％； 高 压 压 气机约占１６％～２８％；低压转子占７％～２１％。文 献 ［１１］ 则 给出了民航修理厂的经验：在发动机的部件模块中，低压压气
机的大修可以恢复７～１５ ℃ ＥＧＴ 裕 度，高 压 涡 轮 的 大 修 可 以 恢复１５～３０ ℃ ＥＴ 裕度，其他部件的大修对恢复 ＥＧＴ 裕 度 贡 献 不 大。 上 述 表述大都是发动机大修厂的经验数据积累，多为定性的数据， 且需要验证；国内外公开发表的文献上少有各部件的敏感性定 量分析的研究，为精细研究总体性能参数受各部件的影响大 小，直接试验的研究方法将是最准确的，但为获得敏感性数据 的耗费也将是巨大的，因此有必要通过计算机仿真的手段进行 各部件敏感性定量分析的研究。
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。
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近年来，随着航空业的飞速发展，飞机发动机技术也在不断创新与进步。
先进大涵道比涡扇发动机作为航空发动机技术的重要突破之一，其研究和发展正成为飞机发动机领域的热点之一。
本文将就先进大涵道比涡扇发动机技术发展进行深入研究，并探讨其未来发展的趋势。
大涵道比涡扇发动机是一种以涡轮推动扇叶，实现有效推力的航空发动机。
其优势在于推力大，推进效率高，噪声低，燃油消耗少等特点。
由于其独特的设计和技术优势，目前正在得到越来越多的航空公司和飞机制造商的青睐。
事实上，先进大涵道比涡扇发动机的研究和发展也成为了各大发动机制造商和航空航天公司的研发重点之一。
先进大涵道比涡扇发动机技术的主要特点之一就是高涵道比设计。
通过增加涵道比，可以提高发动机的推力，同时降低燃油消耗。
这对于提高飞机的经济性和航程能力具有重要意义。
大涵道比还可以降低发动机的噪音水平，使其更加环保和舒适。
大涵道比设计已成为现代航空发动机领域不可或缺的重要技术之一。
在先进大涵道比涡扇发动机技术的发展过程中，材料和制造工艺的创新也起到了关键作用。
新型轻质合金材料的使用可以减轻发动机的重量，提高其热效率和动态性能。
先进的制造工艺也可以使发动机的零部件更加精密和耐用。
这些创新的材料和制造技术为先进大涵道比涡扇发动机的研究和发展提供了有力的支持。
除了材料和制造技术的创新外，先进大涵道比涡扇发动机的燃烧技术也在不断突破和升级。
高效的燃烧技术可以使燃料得到更充分的燃烧，从而提高发动机的热效率和动力输出。
燃烧室和燃烧控制系统的设计和优化是燃烧技术的重要方向之一。
通过改进燃烧室的结构和燃料喷射系统，可以实现更高的燃烧效率和更低的排放水平。
在先进大涵道比涡扇发动机技术领域，数字化设计和虚拟仿真技术的应用也日益广泛。
通过CAD/CAM等数字化设计软件和CFD等虚拟仿真技术，可以实现对发动机设计方案的快速评估和优化。
这不仅缩短了研发周期，降低了研发成本，还提高了发动机设计的准确性和可靠性。
大涵道比涡扇发动机发展研究_沈锡钢
Key words: high bypass ratio turbofan engine; development ideas; key technology
０ 引言
大型运输机及其动力装置是 １ 个国家国力和军 力的象征，是 １ 个民族屹立于世界强国之林的标志之 一，在维护国家安全和国民经济建设中起着重要作 用。国外从 ２０ 世纪 ７０ 年代开始开展大涵道比涡扇发 动机的研制，经过几十年的发展，如今已达到技术成 熟，研制出系列化产品。虽然目前中国大涵道比涡扇 发动机的研制已经取得了一定的成果，但是与国际上 同类先进的发动机相比仍存在一定差距。所以在现阶 段，应认清形式，梳理发展思路，制定正确的发展策 略，为大涵道比涡扇发动机的发展提供支持。
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
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
内蒙古科技大学中文数据库解锁实习实例
1解索课题名：大涵道比涡轮风扇航空发动机的研究；2课题分析：涡轮风扇是此解锁课题的关键，其主要是应用于航空飞机的发动推进系统中，而涡扇的设计结构，材料性能，应用环境等直接关系到航空发动机的总体性能，大涵道比是涡轮风扇的设计参数。
中文关键词：大涵道比；涡扇；航空发动机；循环参数；总体性能；英文关键词：High bypass; turbofan; aero-engine；Cycle parameters；performance；3构建解锁策略：涡轮风扇为本解锁的主题，优先解索，“大涵道比”和“航空发动机”应在解锁过程中同时存在，“循环参数”和“总体性能”应包含于涡轮风扇中。
制定如下策略：：“（）”表示优先，“*”表示并且“+”表示包含解索算法：（涡轮风扇）*大涵道比*发动机*循环参数+总体性能4选择五个中文数据库：CKNI数据库；超星读秀学术搜索平台；中国高等学校教学资源网；万方数据库；方正科学文库数据库；5题名途径：大涵道比涡轮风扇发动机关键词途径：涡轮风扇发动机，航空发动机，大涵道比；6追溯法：在每个数据库中输入题名用题名途径解索，如信息多余或者不够，在输入关键词用高级精确解索进行解索，追溯论文，期刊，专著，直到解锁到满意的程度7使用“（涡轮风扇）*大涵道比*发动机*循环参数+总体性能”检索运算式在CKNI中国期刊全文数据库解锁出124条。
使用解索运算式在超星读秀学术搜索。
平台解锁出95条。
在中国高等学校教学资源网解锁出87条解索数据。
在万方数据库解锁出153条数据。
在方正科学文库数据库中解锁出53条数据。
8调整解锁策略，说明解索过程为保证查全率，使用“（涡轮风扇）*大涵道比*发动机*循环参数+总体性能”检索运算式，检索范围选择所有专辑、全文中检索，解锁出所要的文献数据。
如果所得数据太多或太少，可考虑扩大或减小收缩范围。
改全文搜索为篇名搜索或高级搜索，得出所要结果，反复进行搜索知道搜到满意为止。
大涵道比涡扇发动机发展研究
Ｉ ｎ ｖ ｅ ｓ ｔ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｈｉ ｇ ｈ Ｂｙ ｐ ａ ｓ ｓ Ｒ ａ ｔ ｉ ｏ Ｔｕ ｒ ｂ ｏ ｆ ａ ｎ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ Ｄｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｓ Ｈ Ｅ Ｎ Ｘｉ — ｇ ａ ｎ ｇ ， ｑｉ Ｘ ｉ ａ ｏ — ｘ ｕ ｅ ， ＨＡ Ｏ Ｙｏ ｎ ｇ （ ＡＶ Ｉ ＣＳ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ “ ｇ Ｅ ｎ ｇ ｉ “ 。 Ｄ。 ｉ ｇ ｎ 。 “ ｄ Ｒ。 。 ｒ ｃ ｈ “ ｃ ｉ “ ｃ ｅｓ ｈ 。 “ Ｙ “ ｇ １ １ （ ） （ ） １ ５ ＇ ｃ ｈ ｉ ）
破的总体 设计、 稳定性 、 高压 高效叶轮机 、 高 性能燃 烧室、 先进 空气系统等通用技术和适 航、 大尺 寸弯掠风扇 叶片、 复合 材料风扇 叶片、 低 噪声设计 、 低污染燃烧 室、 反 推力装置
等特 有 技 术 。
关键词 ： 大涵道 比涡扇发动机 ； 发 展思路； 关键技术
沈锡钢 （ １ ９ ６ ３ ） ， 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 ： ２ ０ １ ３ — ０ ８ — １ ５
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｈｉ 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 ｈ ａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ｗｉ ｄ ｅ ｌ ｙ ｕ ｓ ｅ ｄ ｉ ｎ ｇ ｌ ｏ ｂ ａ ｌ ｍａ ｒ ｋ ｅ ｔ，
第 ３ ９卷 第 ６ 期
２ ０ １ ３ 年 １ ２月
航 空 发 动 机
Ａｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ
Ｖｏ １ ． ３ ９ Ｎｏ ． ６
Ｄｅ ｅ． ２ ０１ ３
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发动机是一种新型的高效低噪声发动机，具有较高的推力和燃烧效率。
与传统的涡扇发动机相比，大涵道发动机具有更好的性能和经济性。
本文将讨论大涵道发动机的技术发展，并分析其在航空工业中的应用前景。
大涵道发动机采用了较大的涵道比设计。
涵道比是指发动机的进气流量与喷气流量之比。
大涵道比发动机的涵道比一般在10:1以上，远远高于传统的涡扇发动机。
这使得大涵道发动机能够更高效地将气流喷出，提高了推力和燃烧效率。
与此大涵道发动机的设计还减少了振动和噪声，提高了乘客的舒适度。
大涵道发动机采用了先进的材料和制造工艺。
与传统的涡扇发动机相比，大涵道发动机使用了更轻、更强的材料，如复合材料和钛合金等。
这不仅减轻了发动机的重量，还提高了其结构强度和耐久性。
大涵道发动机还采用了先进的制造工艺，如3D打印和机器人焊接等，提高了发动机的制造精度和一致性。
大涵道发动机具有较好的适应性和灵活性。
大涵道发动机可以适应不同的气候条件和飞行高度，同时还可以适应多种燃料，如航空煤油、天然气和生物燃料等。
这使得大涵道发动机在不同的运行环境中都能发挥出较好的性能和效率。
大涵道发动机还可以根据需要进行功率调节和模式切换，提高了发动机的灵活性和应用范围。
大涵道发动机在航空工业中具有广阔的应用前景。
随着航空业的不断发展，对发动机的要求也越来越高，如燃油效率、排放要求和噪声控制等。
大涵道发动机具有更高的燃烧效率和更低的噪声水平，能够满足这些要求。
大涵道发动机还可以应用于各种飞行器，如商用飞机、军用飞机和直升机等。
大涵道发动机在航空工业中具有巨大的市场潜力和经济效益。
民用大涵道比涡扇发动机总体性能设计分析
民用大涵道比涡扇发动机总体性能设计分析
民用大涵道比涡扇发动机总体性能设计分析
为了更好地满足巨大的民用飞机市场需求.世界几大民机发动机供应商也投入极大精力研制高性能民用发动机,以迎接新的市场.高效、环保、节能、具有较大发展潜力的大涵道比涡扇发动机是未来民用发动机发展的必然趋势.
作者：黄红超李美金王为丽Huang Hong-chao Li Mei-jin Wang Wei-li 作者单位：中国燃气涡轮研究院刊名：航空制造技术ISTIC 英文刊名：AERONAUTICAL MANUFACTURING TECHNOLOGY 年，卷(期)： 2008 ""(13) 分类号： V2 关键词：。
大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析
航空发动机ul. 2021
大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析
姜新瑞，林 山，李诗军
（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）
摘要：整机包容试验是大涵道比涡扇发动机取得适航证前 1 项关键的安全性试验。为了验证机匣对断裂风扇叶片碎片的包
引用格式：姜新瑞，林山，李诗军 . 大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析[J]. 航空发动机，2021，47（增刊 1）：60-63. JIANG Xinrui，LIN Shan，LI Shijun. Analysis of engine containment test method of turbofan engine with high bypass ratio[J]. Aeroengine，2021，47（S1）：60-63.
JIANG Xin-rui，LIN Shan，LI Shi-jun （AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China） Abstract：Engine containment test is a key safety test before high bypass ratio turbofan engine gets airworthiness certificate. In order to verify the containment capacity of the casing to the broken fan blade fragments and ensure the flight safety of the aircraft，the engine con⁃ tainment test method of the turbofan engine with large bypass ratio was analyzed in detail. This paper interpreted the requirements of the en⁃ gine containment test in different countries，focused on the engine containment test facility，and expounded the key technical difficulty of the engine containment test-the blasting method of blade exploding out. At the same time，compared with the mature test experience of for⁃ eign engine，the determination method of test speed and program was analyzed. Finally，the evaluation criteria of the test results were dis⁃ cussed，which had a certain guiding significance for carrying out aeroengine containment test. Key words：engine containment；high bypass ratio turbofan engine；test method；test facility；blade exploding out；evaluation criteria
大涵道比涡扇发动机的发展
The Development of Civil High-Bypass Turbofans大涵道比涡扇发动机的发展■ 陈光 / 北京航空航天大学1970年1月22日，配装JT9D-3A 大涵道比涡扇发动机的波音747宽体客机投入使用，翻开了航空发展的新篇章；2020年，随着配装GE9X 发动机的波音777X 投入使用，又将迎来航空发展的新时代。
从JT9D 发动机到GE9X 发动机，民用大涵道比发动机经历了半个世纪的发展。
期间，大涵道比涡扇发动机的发展有着天翻地覆的变化，不仅研制出的型号多达几十个，而且随着新技术（气动、结构、材料、涂层、工艺）的不断加入，使发动机的性能（推力、耗油率、排放与噪声）、可靠性、维修性及寿命均大幅提高。
回顾这50年的发展历程，大致每隔10年可划分为一个阶段，每个阶段都有其特点。
20世纪70年代20世纪70年代是民用大涵道比涡扇发动机发展初期，代表型号有普惠公司的JT9D（用于波音公司的四发747）、GE 公司的CF6-6（用于麦道公司的三发DC-10）、罗罗公司的RB211-22B（用于洛克希德公司的三发L-1011），这3型发动机分别于1970年、1971年与1972年投入使用。
罗罗公司在RB211中采用了独特的三转子结构与复合材料的风扇叶片，虽然研制过程遇到了许多困难，经费超支，加上英镑贬值，不仅是3型发动机中最后投入使用的，而且公司还被迫宣布破产，直至英国政府接管后，才完成了项目研制，但其独特的三转子结构却沿用至今，成为罗罗公司的招牌设计。
这一批大涵道比涡扇发动机的涵道比约为5∶1，总压比约为24∶1，与当时著名的小涵道比涡扇发动机（如斯贝、JT8D）相比，均有大幅度提高。
涵道比的增大使推进效率提高，总压比增大使热效率提高、耗油率下降较多，如表1所示。
这一批的大涵道比涡扇发动机的结构设计特点：风扇叶片均采用了具有减振与加强抗外物打击能力的叶身凸肩，包容环为带凸环的合金钢制成的环形机匣，压气机叶片采用二维气动方法设计，高压压气机转子中轮盘—鼓环—轮盘间采用短螺栓的连接方式，燃油调节器采用液压机械式等。
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计
沈锡钢
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2011(000)004
【摘要】大涵道比涡扇发动机采用高涵道比、高总增压比、高涡轮前温度．在总体性能和循环参数选取时应根据各参数的相互影响进行优化设计．要考虑包括安装条件、设计、材料、工艺水平限制．还要综合平衡性能、可靠性、耐久性和环保的要求。
为了适应未来大涵道比涡扇发动机更经济、更清洁、更安静的要求．需要提高发动机总体性能的新途径和新技术。
包括先进的传统大涵道比涡扇发动机、齿轮传动涡扇发动机和开式转子发动机。
【总页数】4页(P4-7)
【作者】沈锡钢
【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V235.13
【相关文献】
1.基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计 [J], 刘伟;陈玉春;贾琳渊;胡秋晨;黄红超
2.大涵道比涡扇发动机分开式排气系统设计参数影响研究 [J], 环夏;杨青真;高翔;李翔;熊剑
3.民用大涵道比涡扇发动机总体性能设计分析 [J], 黄红超;李美金;王为丽
4.大涵道比涡扇发动机循环参数和几何流路优化设计 [J], 郑恒斌;王占学;蔡元虎
5.民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析 [J], 赵军;付尧明;赖安卿因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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扇发动机的发展历程也印证了这一点。 过最佳增压比，但仍然低于最经济的增
1） 高涵道比
压比。
燃油消耗率 总增压比增加 + 核心机效率
＋ 推进效率 等增压比
涵道比=4
等涡轮前总温 涵道比=8
涡轮前总温增加
涵道比=10
增加风扇直径 增加核心机比功率
3） 高涡轮前温度 涡轮前温度是影响发动 机综合性能水平的最重要参 数，直接反映发动机的设计水 平，是航空技术进步的重要标 志 。提 高 涡 轮 前 温 度 ，发 动 机 加 热 量 增 加 ，热 效 率 也 增 加 ，
1 总体性能与循环参数的发展 历程
大涵道比涡扇发动机总体性能设 计技术发展大致分为四个阶段，每一次 技术进步都伴随着更大的涵道比、更高 的总增压比和涡轮前温度的提高。
第一阶段：20世纪70年代初至80年 代中，采用的循环参数一般涵道比约为 4.2～5.0，总增压比约为22～30，涡轮前 温度约为1250℃以下。基本采用了常规 的设计技术、材料与制造工艺。这一阶段 的代表发动机有RB211、CF6、JT9D等。
单位推力
图1 主要循环参数对发动机总性能的影响
因此发动机单位推力显著增 大，这样可以有效地减小发动
机尺寸和减轻发动机重量，是提高发动 机性能的主要途径，而且随着涵道比和 总 增 压 比 的 提 高 ，需 要 更 高 涡 轮 前 温 度，以保证较优的发动机性能。
3 总体性能和循环参数的选取 和优化
尽管大涵道比涡扇发动机性能和 循环参数特点是高涵道比、高总增压比 和高涡轮前温度，但在总体性能和循环 参数选取时应根据各参数的相互影响进 行优化设计，并要考虑包括安装条件、设 计、材料、工艺水平限制，还要综合平衡 性能、可靠性、耐久性和环保的要求。
费用，因此设计时涡轮叶片耐温能力留 一定时，随涵道比增大，最佳风扇增压 济性和环保性的平衡。要达到这一目
有较大裕度，即发动机工作温度低于采 比减小，风扇最佳外涵压比和涵道比的 标，实施的途径主要包括：先进的传统
用冷却后材料能承受的温度，一般温度 变化关系见图2。由于风扇外涵压比增 大涵道比涡扇发动机、齿轮传动涡扇
未来大涵道比涡扇发动机将更清
3） 涡轮前温度的选取
失有关。在内涵参数和涵道比相同的情 洁、更安静、更快速、更经济。下一代大
大涵道比涡扇发动机更注重热端 况下，混排涡扇发动机最佳风扇增压比 涵道比涡扇发动机要求燃油消耗比现
部件的可靠性、耐久性以及发动机维护 应比分排风扇发动机的更小。内涵参数 有发动机减少15%～35%，并且强调经
表1为具有代表性的大涵道比涡扇 发动机主要性能参数，在大涵道比涡扇 发动机发展中，总是不断提高发动机涵
4
2011/4 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
首席讲坛 Forum
性能
型号
起飞推力(dN) 巡航耗油率 (kg/(daN●h))
总增压比
涡轮前温度 (℃) 涵道比
30800
——
0.516
44 —— 9.6
39 ——
11
道比、总增压比以及部件效率，使发动
在核心机不变的条件下，涵道比越
机耗油率大幅度降低。
大，根据“附加质量原理”，发动机的推
力越大，满足起飞推力的要求。涵道比
2 性能和热力循环特点
越大，喷管的排气速度越低，推进效率
大涵道比涡扇发动机主要用作军 越高，耗油率越低，可满足巡航耗油率
开发高温材料和采用先进的冷
新发动机的影响要小，一旦发动机几何 温限制等边界条件后得到的涵道比、总 却技术提高涡轮前温度。LEAP-X的
通道固定，效率提高的影响就降低。因 增压比和涡轮前温度等三个主要循环 高压涡轮导向器采用陶瓷基复合材料
民用运输机的动力，要求在巡航状态应 的要求。
具有低的燃油消耗，在起飞状态具有较
2） 高总增压比
大的推力。
在一定的涡轮前燃气温度条件下，
大涵道比涡扇发动机空气流道分 存在一个获得最大单位推力的增压比
内外涵两部分，热力循环在内涵完成。 （即最佳增压比），以及一个获得最低燃
热力循环的一部分可用功用于产生内 油消耗率的增压比（即最经济增压比），
度升高，受到压气机出口级叶片、轮盘 发动机单位推力的最大值和耗油率的
材料和耐热能力的限制，高压压气机长 度的限制。另外总增压比增大，增加涡
最小值几乎同时达到，因此存在最佳风 扇外涵增压比使单位推力和耗油率为
4 提高总体性能的新途径和新 技术
轮负荷，涡轮的设计难度增大。
最佳值。最佳风扇外涵增压比与外涵损
如，采用单级涡轮和双级涡轮，选取的 增压比和等涡轮前总温曲线族进行叠 动机，其减小油耗主要途径包括：
效率不同。部件性能水平是恰当确定新 加形成如图3的综合分析图。
1） 进一步提高涵道比、发动机总
发动机尺寸的关键，效率的提高对固定
图3中三角形区域为该方案在考虑 增压比和涡轮前温度
尺寸的发动机的耗油率的影响比对全 耗油率要求、风扇尺寸限制、涡轮前总
4） 部件效率的选取
设计难度等因素。
是在常规形式大涵道比涡扇发动机的基
根据设计经验及技术水平选择部
对某一实际发动机方案，为找出总 础上，采用先进的材料、气动设计、控制
件效率、主要损失系数和引气参数。部 增压比、涡轮前温度和涵道比可行的较 等技术减小油耗，LEAP-X是GE公司开
件效率的选取还与采用的结构有关，例 佳取值范围，可将不同涵道比下的等总 发的下一代先进的传统大涵道比涡扇发
响如图1所示。从图1可以看出，要获得 着涡轮前燃气温度和效率的提高，最经
低的发动机耗油率，需提高发动机涵道 济增压比提高。经过几十年的努力，压
比、总增压比、涡轮前温度，即采用“三 气机的增压比提高到40以上，大大提高
高”循环参数：高的涵道比，高的总增压 了发动机的性能水平。根据当前使用的
比，高的涡轮前温度。前述大涵道比涡 涡轮前燃气温度，增压比已经达到或超
表1 具有代表性的大涵道比涡扇发动机主要性能参数
CFM56-5 V2500 RB211-524C CF6-80C2 JT9D-7R PW4056 GE90 TRENT 800 PW4084
11350 11350
22500
25000
22200 25300 42300
37710
39700
0.604 0.575
封 中 ；采 用 了 性 能 更 好 的 耐 温 材 料 与 涂层；采用新一代FADEC；完善维修性 设计等。不仅使发动机性能有提高，发 动机的可靠性与寿命也有较明显的提 高。这一阶段的代表发动机有GE90、遄 达800、PW4084等。
第四阶段：20世纪末到现在，涡扇 发动机的涵道比高达8.0～11.0，总增压 比达到40～52，涡轮前温度约为1500℃ 以上。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发动机状态 监视系统等。这一阶段的代表发动机有 GEnx、遄达1000等。
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。
涵推力，大部分传递给风扇，用于压缩 最经济增压比远高于最佳增压比，大约
外涵空气，产生外涵推力。通过对大涵 为最佳增压比的2～3 倍，具体的数值
道比涡扇发动机进行热力循环分析，得 取决于涡轮前燃气温度及压缩与膨胀
到涵道比、总增压比、涡轮前温度变化 过程的效率。对于大涵道比涡扇发动机
等主要循环参数对发动机总性能的影 而言，应尽量接近最经济的增压比。随
裕度有100～150℃。例如，为波音787-3 加会带来低压涡轮的膨胀比加大，实际 （GTF）发动机和开式转子发动机。
与-8型客机设计的GEnx发动机排气温 选择风扇外涵压比时，要综合考虑总体 4.1 先进的传统大涵道比涡扇发动机
度分别有173℃、105℃的裕度。
性能、低压涡轮级数、风扇和低压涡轮
先进的传统大涵道比涡扇发动机
首席讲坛 Forum
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环 参数设计
Design of Performance and Cycle Parameters of High Bypass Ratio Turbofan
沈锡钢 / 中航工业沈阳发动机设计研究所
导 读:大涵道比涡扇发动机采用高涵道比、高总增压比、高涡轮前温度，在总体性能和循环参数选取时应根据 各参数的相互影响进行优化设计，要考虑包括安装条件、设计、材料、工艺水平限制，还要综合平衡性能、可靠 性、耐久性和环保的要求。为了适应未来大涵道比涡扇发动机更经济、更清洁、更安静的要求，需要提高发动机 总体性能的新途径和新技术，包括先进的传统大涵道比涡扇发动机、齿轮传动涡扇发动机和开式转子发动机。
关键词：大涵道比；涡扇发动机；总体性能；循环参数 Keywords：high bypass ratio；turbofan；performance；cycle parameter
0引言
20世纪70年代，发动机在广泛应用 各种先进技术的同时，采用“三高”循环 参数：高的涵道比、高的总增压比、高的 涡轮前温度,也就是大涵道比涡轮风扇 发动机。它的出现进一步提高了发动机 的经济性，降低了飞机噪声及污染物排 放，同时大幅度提升了飞机起飞性能， 成为军民用运输机的主要动力。