1、1 高涵道比涡扇发动机发展历程1970 年 1 月，采用 JT9D 高涵道比涡轮风扇发动机为动力的世界上第 1 型宽体客机波音 747（B747 ）投入营运，将航空发动机的发展历程推进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，不论载客量与航程有多么大的差距，均采用了高涵道比涡轮风扇发动机；而且一些老的客机例如波音 737-200、DC-8 也用高涵道比涡轮风扇发动机取代了原来使用的低涵道比涡轮风扇发动机。连支线客机也逐渐采用高涵道比涡轮风扇发动机，我国正在研制的 ARJ21 支线客机就采用了 CF34-10 高涵道比涡轮风扇发动机即是其例。为满足这些客机的需要
2、，世界三大发动机公司：美国普惠与通用电气公司，英囯的罗.罗公司以及国际合作公司：CFM 国际公司（CFMI ）、国际航空发动机公司（IAE）与发动机联合体（EngineAlliance）到 20 世纪末，发展了几十型高涵道比涡扇发动机，按发动机推力级的大小来分，可分为为五个推力级：小推力级（89134kN）、中推力级（170 190kN）、大推力级（230 260kN ）、超大推力级（300 320kN）和特大推力级（330454kN ）。在这些发动机中，小推力级的有 CFM56-3/-5/-7 与 V2500等，主要用于波音 737、A320 、A340 与 MD-90 等机型；中推力级有
3、RB211-535E4 与 PW2037，用于波音 757 客机；大推力级的有 CF6-80C2、RB211-524G/H 及风扇直径为 2.37m 的 PW4000，主要用于波音 767、波音747、MD-11、A300 与 A310 等客机；超大推力级的有 CF6-80E1、遄达 700及风扇直径为 2.54m 的 PW4000(PW4168)，主要用于 A330 客机；特大推力级的有风扇直径为 2.845m 的 PW4000(PW4084)、GE90 与遄达 800，用于波音 777，。在跨世纪的前后，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
4、豪华、舒适与经济的新型客机如四发客机 A380 及双发客机 B787、A350XWB 的需要，研制了新一代发动机。在这些发动机中，有用于 A380 的 GP7200（发动机联合体研制）与遄达 900（罗罗公司研制）发动机，其推力为 310340kN；用于 A340-500 与 A340-600 的罗罗公司的遄达 500 发动机，其推力约为 250kN；用于波音 787 的罗 罗公司的遄达 1000 及通用电气公司的 GEnx，其推力为 250330kN。在这些发动机中，遄达 500 已于 2002 年 8 月随飞机投入使用，遄达 900、GP7200 将于随飞机投入使用，遄达 1000 与 G
5、Enx 将于 2008 年年中随飞机投入使用。综观从上世纪 70 年代初投入使用的到将于 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，大致可分为下列几个阶段：1.初期阶段：20 世纪 70 年代初至 80 年代中，发动机总压比较低，约为2230，涵道比约为 4.25.0 ，此时的发动机主要用于 B747-200/-300,L1011，DC-10,B757 等客机。这类发动机中，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，复发动机总压比约为 2834, 涵道比约为 5.06.0 ，主要用于 B747-40
6、0,B767, B737-300，A300, A310,A320 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、单晶涡轮叶片材料以及粉末冶金的涡轮盘广泛被采用，全功能数字数式燃油调节器 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 3440，涵道比约为6.08.0 ，发动机主要用于 A330, A340,B777, B737-700、-800、-900，A318, A319,A321 等飞机上。此阶段中采取了许多提高部
7、件效率的措施，例如风扇、高压压气机与涡轮的叶片中，全部采用全三维设计，且风扇叶片由帯减振突肩的的大展弦比设计改为无突肩的小展弦比（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、带夾芯与空心的风扇叶片；为了制造带夾芯的风扇叶片，发展了扩散连接/超塑性成型（DB/SPF）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材料与涂层；新一代 FADEC 与完善维修性设计等等，不仅使发动机性能有大的提高外，发动机的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 4052，涵道比高达8.011.0 ，发动
8、机主要用于 A380, A350XWB,B787,B747-8 等飞机上。这时期的发动机，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。由于在高涵道比涡扇发动机发展中，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，达到目前具有较低的值。以罗. 罗公司的发动机为例，其巡航耗油率（单位为 kg/dN/hr）的变化情况为（括号内数字为投入使用的年代）：RB211-22B
9、（1972）为 0.668， RB211-524G/H（1989）为0.593, 遄达 700（1995）为 0.573,遄达 800（1996）为 0.571, 遄达500（2002）为 0.550, 遄达 900（2007）为 0.528,而将于 2008 年投入使用的遄达 1000 为 0.516，也即从 1972 年到目前 36 年内，罗罗公司发动机的耗油率降低了 22.7%，1998 年到目前近 20 年内， 降低了 13%。又如，将于 2008 年服役的通用电气公司的最新型发动机 GEnx，其巡航耗油率比 GE90（1995 ）低 6.9%,比 CF6-80E1（1994）低 15
10、.4%。2 发展特点2.1 市场竞争剧烈由于各种推力档次的发动机均有 2 种或 3 种发动机可供选择，这样就形成了激烈的竟争局面。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，因此竞争促进了新技术的发展，也促使发动机得到不断的发展和提高。2.2 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，但一般需耗资 10 亿15 亿美元，甚至更多。由于发动机研制费用高，风险大，因此为了集资、更好地打开市场和在技术上集各参与公司之长，多公司联合研制一种发动机已成为一种趋势。如 CFM56和 V2500 系列发动机就是国际合作研制的产品
11、。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 飞机所用发动机市场地位，不得不联手组成 GE-P&WEngine 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（投资比例较少）来研制的，如 PW4000 是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%），美国的 Avio 公司（12%）和瑞典的 VolvoAero 公司（6%）和比利时的 Techspa
12、ce Aero 公司（3%）。2.3 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，例如 JT9D-3 发动机是用于 B747,CF6-6 发动机用于 DC-10 而 RB211-22B 发动机是用于L1011。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（一种旅客机）多发（发动机）；而发动机研制时，也考虑到能适用于不同型号的飞机
13、，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，以适应装在不同的飞机上。例如，由飞机方面来看，波音 777 飞机能用 PW4084、GE90 和遄达 800 三种发到机中任一种。我国国际航空公司采购 B777 时，考虑到该公司原有的飞机中，大多数使用了普惠公司的发动机，因而选用了普惠公司的 PW4084 为B777 的动力，这样可以在维修工具、维修手段等方面，利用原有的硬件与经验；我国另家航空公司南方航空公司却选用了 GE90 作为该公司波音 777 的动力。由发动机方面看，PW4000、CF6-80C2 及 RB211-525G/H 三种发动机均既
14、可用于波音 747-400 飞机，也可用了波音 767、A300 等飞机上。世纪之交研制的飞机，与发动机又有了新的关系，例如，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.罗公司的遄达 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 .罗公司的遄达1000 与通用电气公司的 GEnx 作为 787 的动力，但是波音却提出任何一架B787 不论时间及地点，均能换装 2 型发动机中的任一型发动机的要求，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
15、发动机，例如，A340-500、-600 飞机只用罗.罗公司的遄达 500 发动机，波音 747-8 飞机只用通用电气公司的 GEnx-2B67 发动机等。2.4 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。以耐久性而言，目前，一台发动机在飞机上连续使用 12 万多小时已不是少数了。同样，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 1315 年才达到成熟期，降到 0.1 次/1000h；可它的最后型号 RB211-524
16、G/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 的为 0.003 次/1000h。2.5 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。如用于波音 777的 PW4084 发动机是在 PW4168（用于 A330）基础上改型的，它的核心部分及系统是经过严格
17、研制试验和使用考验的，但在 PW4084 研制中，仍进行了大量试验。据统计，PW4084 用于研制试验的发动机共有 22 台，其中 10 台用于地面试验，12 台用于 5 架波音 777 进行飞行试验。当发动机投入使用时，已累计试验了 25000h 和 15 000 个循环。随着对发动机的要求愈来愈高，今后的发动机还将进行更加严格和更长时间的试验。2.6 追求高的经济性作为民用飞机的动力，民用航空发动机追求高的经济性、减少航空公司的直接使用成本(DOC) 是一重要的设计目标，为此，除要求发动机有低的耗油率外，还要求发动机寿命长，可靠性高，维修性好等。例如，即将投入使用的 A380与波音 787
18、 两型客机，要求它们发动机的 DOC 比波音 747 所用发动机的低15%20%。2.7 留有大的温度裕度在高涵道比涡扇发动机设计中，涡轮叶片耐温能力留有较大裕度，即发动机工作温度大大低于采用冷却后材料能承受的温度，取适航证时的涡轮温度一般低于这个温度 60oC80，而工作时，又低于取证温度 4070，这样温度裕度有 100150。例如，为波音 787-3、-8 与-8 型客机设计的 GEnx 发动机排气温度分别有 173、105与 70的裕度，而 GE90 只有 35。由于有大的温度裕度，从而大大提高发动机的可靠性与耐久性。2.8 广泛采用先进技术为了获得性能优良、可靠性高、耐久性好的发动机
19、，必须广泛采用先进技术，包括气动力学、机械设计、强度、振动、材料、工艺和控制等方面的最新研究成果。这样也使发动机得到不断发展。3 改进衍生是发展发动机的重要途径3.1 客机的发展要求不断提高发动机的推力美国通用电气公司对 13 种喷气客机发展过程进行了调查分析，归纳出飞机发展规律之一是飞机载重量（即起飞总重）在投入使用后会不断增加，这可能是为了加大有效载重，也可能是为了加大航程，或者两者兼而有之。飞机在投入使用 10 年后，有些飞机的起飞总重会加大 25左右，而在 10 年中，改型的飞机约占全部飞机的 75，仅 25为初始型号，初始型号的 90是在头三年中售出的。例如：B777 的起飞总重在-
20、200 型（1995）为 247 t,在-200ER 型（ 1997）为 297 t，到了-200LR 型（2005）则增大为 340t，为-200 型的1.376 倍。这一调查表明，为一种型号的飞机提供的发动机，需要有推力增长的潜力，以满足飞机不断加大起飞总重的需要。另一方面，新型客机的不断出现，要求有新的发动机来适应客机的要求，例如，上世纪 80 年代后期，四发 B747 的最新型号 B747-400（1989 ）投入使用后，很快，空中客车公司推出双发 A330（1993 ），隨后波音公司又推出双发B777(1995）。在不到六年时间内，相继有三种型号的客机投入使用，它们所用的发动机推力是
21、逐渐加大的，且增幅较大，分别为 260kN 级、300kN 级与340500kN 。可以看出，由 A330 到 B777 发动机推力增幅极大。3.2 采用改进衍生的措施提高发动机推力在己有性能较好的发动机基础上，可以在基本维持核心机结构不变的条件下，通过加大风扇直径，增加增压压气机级数，改进高压压气机、高压涡轮叶型设计，以提高部件效率，提高高压涡轮叶片材料与涂层的耐高温性能等来提高发动机的推力，此即通过改进衍生提高发动机推力的方法。加大风扇直径以提高流过发动机的空气流量，可提高推力；增加增压压气机级数，可提高进入高压压气机进口处空气的压强，从而提高了发动机总压比，且增大了流入核心机的空气流量，
22、其结果是提高了发动机热效率与推力；由于风扇直径加大及增压压气机级数加大，势必需增加低压涡轮级数；为了提高高压涡轮后燃气能量以驱动级数加多的低压涡轮，需对核心机部件在基本结构不变的条件下进行适当改进，以提部件效率。普惠公司为 B747-400、A330 与 B777 研制的三型 PW4000 发动机，走的是典型的改进衍生的途径，采用了上述的几种措。上世纪 80 年代中期，普惠公司在保持 JT9D-7R4（用于 B747 早期型号）外径不变的条件下，全新研制了风扇直径为 2.38m 的 PW4000，用于 B767、B747-400、A300 与 A310，其型号有 PW4050、PW4052、P
23、W4056 、PW4152 与 PW4158 等（型号后两位数字1000 表示磅力为单位的推力值），继而采取改进衍生措施发展了风扇直径为2.54m 的、用于 A330 的 PW4164 与 PW4168，随后，又发展了风扇直径为2.84m 的、用于 B777 的 PW4084、4PW4090 与 PW4098。PW4000 系列发动机结构参数与主要性能参数参数 型号 PW4052,PW4158 PW4164,PW4168 PW4084,PW4090 PW4098 风扇直径 m 2.39 2.53 2.84 2.84 空气流量 kg/sec 773.4 1088.6 1292.8 级数风扇 1
24、1 1 1 增压压气机 4 5 6 7 高压压气机 11 11 11 11 高压涡轮 2 2 2 2 低压涡轮 4 5 7 7 总压比 26.332.3 32.35.4 34.246.4 46.4 涵道比 5.04.8 5.24.8 6.45.8 推力 kN 232258 284302 374400 436 巡航耗油率 Kg/dN/hr 0.587 0.581 0.565 用 途 B747-400 B767,A00 A330 B777-200 B777-200ER B777-300投入使用时间 1986.7 1994.12 1995.6 1999.8 美国通用电气公司在 GE90 的发展中，采
25、用改进衍生的方法，使它的推力增幅达到 1.5 倍。GE90 的第 1 个型号为 GE90-75B，推力 338kN，在总体结构未变的条件下，发展了推力分别为 378kN、400kN、409kN 与 418kN 的-85 、-90、-92 与-94 四个型号；随后，将风扇直径加大 0.14m（由 3.12m 增大为3.26m）且将增压压气机增加 1 级（由 3 级改为 4 级），但将高压压气机级数减少 1 级（由 10 级改为 9 级）发展了 GE90-110B(推力为 489kN）与 GE90-115B，后者的推力达到 511kN，为当前世界上推力最大的发动机。GE90 系列发动机主要参数参数
26、 型号 GE90-75B GE90-85B GE90-90B GE90-94B GE90-110B GE90-115B 风扇直径 m 3.12 3.12 3.12 3.12 3.26 3.26 空气流量 kg/s1360 1360 1482 1482 1640 1640 级数 风扇 1 1 1 1 1 1 增压压气机 3 3 3 3 4 4 高压压气机 10 10 10 10 9 9 高压涡轮 2 2 2 2 2 2 低压涡轮 6 6 6 6 6 6 总压比 39.345.5 39.3 涵道比 8.68.3 8.4 推力 kN 338 378 400 418 489 511 耗油率 kg/dN
27、/h 0.538 0.550 用途 B777-200 B777-200ER B777-200ER B777-200ER B777-200LR B777-300ER 投入使用 1995.11 1995.11 1997.2 2000.11 2005 中 2004.3 3.3 性能优良的核心机是改进衍生的基础国外的经验表明，在发动机研制与发展过程中，考虑到既能满足飞机要求又能有较大发展潜力的前提下，利用最先进的技术，设计并生产一台性能优良的核心机，是非常重要的措施。但是，并不是所有发动机的核心机均有发展潜力，例如，通用电气公司研制的第 1 型高涵道比涡扇发动机 CF6-6，其核心机沿用了 J79 军
28、用涡轮喷气发动机多级压气机设计特点，采用了 16 级的高压压气机，是所有高涵道比涡扇发动机中级数最多也是结构复杂、零件多与重量大的发动机。因此，通用电气公司并未在它的基础上采取攺进衍生的方法来发展推力增大的发动机，而是将核心机进行了改造，将高压压气机减少 2 级（14 级）发展了 CF6-50 系列发动机。CFM56 的核心机是在用于 B-1 轰炸机的 F101 发动机核心机的基础上发展而成的，这是一台能适应小推力（85150kN ）范围的核心机。它的第 1 个型号为 CFM56-2，在基本保持核心机结构不变的情况下，通过改变风扇直径及增压压气机与低压涡轮级数，以改变发动机的空气流量、总压比与
29、涵道比，达到增减发动机推力与降低耗油率的目的。CFM56 被业内人士公认为是 “通过一台好的核心机，发展多型能满足不同要求系列发动机”发展途径的典范。 CFM56 系列发动机主要参数参数 型号 CFM56-2 CFM56-3 CFM56-5A CFM56-5B CFM56-5C CFM56-7 风扇直径 m 1.73 1.52 1.73 1.73 1.84 1.55 空气流量kg/s 357 297322 370397 407428 406483 307354 级数 风 扇 1 1 1 1 1 1 增压压气机 3 3 4 4 4 3 高压压气机 9 9 9 9 9 9 高压涡轮 1 1 1 1
30、 1 1 低压涡轮 4 4 4 4 5 4 总压比 24.7 28.8 31.2 32.635.5 37.438.3 32.8 涵道比 6.0 5.0 6.0 6.05.4 6.66.4 5.55.1 推力kN 98106 89104 98117 96142 138151 87121 耗油率 kg/dN/hr 0.683 0.674 0.608 0.610 0.583 0.637 用 途 KC-135 B737-300 等 A319 A320 A319 A320 A321 A340-200/300B737-600 等 投入使用时间 1982.4 1984.12 1988.8 1994.3 19
31、93.2 1997.12从表看出，CFM56 的推力从 89kN 到 151kN，有六个型号，应用于起飞总重60100t 的 A319、A320、A321 与 B737-300/-400/-500/-600/-700/-800/-900双发客机以及 A340-200/-300 四发客机，是当代应用最广、使用数量最多的发动机，也是可靠性最高的发动机，它的多国合作研制以及采用一台性能较好的核心机发展多型发动机的经验值得重视。在采用较好核心机用改进衍生措施发展系列发动机中，并非核心机一成不变，随着技术的发展，在保持基本结构不变的条件下，不断用新技术对核心机的某些零、组件进行攺进，最常用的是：将压气机
32、与涡轮的叶片用准三元流、全三元流以及更先进的气动设计方法重新设计效率较高的叶片；在高压压气机、高压涡轮与低压涡轮中采用先进的主动间隙控制技术；用 FADEC 取代常规的液压机械燃油调节器，且不断升级；用耐温更高的材料与涂层更换涡轮叶片材料；提高高压涡轮工作叶片的冷却效率；改变气路中的封严结构以减少漏气损失；采取降低噪声与排放措施等。有的发动机在改进衍生时，还对燃烧室进行较大的改进，例如从 2.39m 的 PW4000 发展成 2.54m 的 PW4000 时，火焰筒的结构作了大的改变；同样，CFM56-5A 发展成 CFM56-5B 时，燃烧室设计成既可采用单环腔的（SAC）也可采用双环腔（DAC）的，由用户选择采用何种。对燃烧室进行的改进，均是为降低排放所采取的措施。在有的发动机发展中，还利用缩放原则在原有发动机上，通过按比例缩小或放大，来发展新发动机。例如，罗.罗公司用于 B777 的遄达 800，就是将遄达700（用于 A330）按比例放大并采用当时的一些新技术研制成的；又如，用于A340-500/-600 的遄达 500，其核心机是遄达 800 的核心机的 80%缩型，而用于 A380 的遄达 900 又是将遄达 500 按比例放大而成的，当然在缩放过程中，均引入了当时的最新技术。
