F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析

我国涡扇10航空发动机内幕八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。

面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。

依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。

中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。

一是引进国外成熟的核心机技术。

中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。

中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。

这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来结构：涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。

黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。

涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。

涵道风扇推重比-概述说明以及解释1.引言1.1 概述概述：涵道风扇是一种常见的风机类型，它通过将气体从一个较大的截面收缩到一个较小的截面来产生推力。

推重比是衡量涵道风扇性能的重要指标之一，它表示涵道风扇产生的推力与其本身重量的比值。

本文将探讨涵道风扇推重比的定义、影响因素以及在航空航天领域中的重要性。

通过分析推重比的相关理论和实际应用，我们可以更深入地了解涵道风扇的工作原理和性能表现，为今后的研究和发展提供参考和启示。

1.2文章结构1.2 文章结构本文将分为三个部分进行讨论。

首先，将介绍涵道风扇的基本原理，包括其工作原理和结构特点。

其次，将详细解释推重比的定义和意义，解释为什么推重比在涵道风扇设计中起着重要作用，以及如何计算和评估它。

最后，将探讨影响涵道风扇推重比的因素，从不同角度分析其影响，并提出一些建议和展望未来可能的发展方向。

通过以上结构安排，读者将可以全面了解涵道风扇推重比的相关知识，从而对其在工程设计和应用中的重要性有更深刻的认识。

1.3 目的本文的主要目的是探讨涵道风扇推重比在航空领域的重要性和影响因素。

涵道风扇是现代飞机发动机中的重要组件，其推重比直接影响飞机的性能和效率。

通过深入研究涵道风扇推重比的定义、原理及影响因素，可以帮助我们更好地了解这项技术，为未来的飞机设计和研发提供参考和指导。

同时，通过总结目前的研究成果，展望涵道风扇推重比的未来发展方向，可以为相关领域的研究者和设计师提供借鉴和启示。

最终的目的是促进涵道风扇推重比技术的进步，推动航空工业的发展。

2.正文2.1 涵道风扇的原理涵道风扇是一种根据贝劳尔原理工作的喷气推进设备。

其原理是通过加速气流来产生推力，实现飞机或其他航空器的推进。

涵道风扇由涵道管和内部涡轮组成。

当空气通过涵道管被加速，产生的动能被传递给涡轮，涡轮转动产生动力，推动飞机或其他飞行器前进。

涵道风扇比传统的喷气发动机更高效，因为它能够更有效地利用气流动能。

F100大战F110，第4代战机涡扇发动机，谁是史上最佳（下）F100进化论当普惠F100发动机于1972年随麦克唐纳·道格拉斯F-15A“鹰”式战斗机开始服役时，曾有人大胆地预测F100将成为西方最成功、最安全的第四代战斗机涡扇发动机，但很快就被现实打脸。

经过重重改进后的F100-PW-200终于堪用，该发动机正常干推力5634千克，最大军推6618千克，最大加力推力10782千克，大修间隔时间仅大约900个总累积循环（TAC）。

F-15E的换发作业不管怎样，F100在模块化设计和可维护性方面仍彻底改变了战斗机涡扇的设计。

F100是一种轴流式涡扇发动机，涵道比0.7，发动机为双转子结构，一根传动轴轴承载由两级涡轮驱动（两级高压涡轮和两级低压涡轮）的三级风扇，另一根轴承载由另两级涡轮驱动的10级压气机。

F100在设计上高度模块化，任何主要模块都被设计为可在基地而不是维修站进行拆卸和更换，其风扇、核心机、低压涡轮、尾喷管和附件机匣都可以分别拆卸和更换，而无需拆卸发动机的其余部分。

在忍受了F100的可靠性和耐久性问题近十年后，美国空军在1983年推出“替代战斗机发动机”计划，为F-15和F-16战斗机引入通用电气的F110作为替代发动机，这刺激了普惠研制出F100-PW-220改进型。

这款经过升级的发动机通过改进压气机的空气动力学特性、冷却效率以及更有效地将压气机引出的冷却空气输送到发动机热区，从而大大提高了可靠性、耐用性和稳定性，从根本上解决了发动机失速问题。

上述改进使F100-PW-220两次大修间隔提高到4300个总累积循环（TAC），相当于大约7年的运行时间。

发动机最大干推力和最大加力推力与-200保持一致。

F100-PW-220还引入了另一项旨在提高发动机的安全性和可靠性的重大升级，尽管该发动机保留了传统的液压机械控制系统作为备份，但引入了全新设计的数字电子发动机控制以及发动机诊断单元，能记录整个发动机性能数据，便于维护和故障排除。

涡扇发动机的结构和工作原理涡扇发动机是一种常用于飞机的内燃机，其结构和工作原理如下：一、结构涡扇发动机主要由压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成。

1. 压气机：压气机由多个级别的转子和定子组成。

转子上的叶片通过高速旋转将空气压缩，增加空气的密度和压力。

定子的作用是引导和加速空气流动。

2. 燃烧室：燃烧室是将燃料与压缩的空气混合并燃烧的空间。

燃料通过喷嘴喷入燃烧室，在高温高压的条件下与空气发生反应，释放热能。

3. 涡轮：涡轮由高压涡轮和低压涡轮组成。

高压涡轮由高压燃气推动，带动压气机旋转，产生压缩空气。

低压涡轮由高压涡轮排出的燃气推动，带动风扇旋转，产生大部分推力。

4. 喷管：喷管是将燃气排出的通道，通过喷管的喷射作用，产生向后的推力。

二、工作原理涡扇发动机的工作原理可以分为压缩、燃烧和喷射三个阶段。

1. 压缩阶段：空气通过压气机被压缩，使空气的密度和压力增加。

压缩后的高压空气进入燃烧室。

2. 燃烧阶段：燃料通过喷嘴喷入燃烧室，与高压空气混合并燃烧。

燃烧产生的高温高压气体推动涡轮旋转，同时释放大量热能。

3. 喷射阶段：高温高压气体通过涡轮驱动风扇旋转，产生向前的推力。

同时，一部分气体通过喷管喷出，形成后向喷流，产生更大的向后推力。

涡扇发动机的优点是推力大、效率高、噪音低。

其结构紧凑，重量轻，适用于各种类型的飞机。

涡扇发动机在航空领域得到广泛应用，成为现代喷气式飞机的主要动力装置。

总结起来，涡扇发动机通过压气机将空气压缩，然后与燃料混合并燃烧，产生高温高压气体。

高温高压气体推动涡轮旋转，带动风扇和压气机旋转，产生推力。

同时，喷管将燃气喷出，形成后向喷流，增加推力。

涡扇发动机的结构和工作原理使其成为现代航空领域不可或缺的一部分。

民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析赵军;付尧明;赖安卿【摘要】基于Gasturb总体性能分析软件对民航大涵道比涡扇发动机高空巡航阶段的3个监控性能参数受5个气路部件效率影响的敏感性进行分析;研究发现高空巡航阶段高压压气机、高压涡轮的效率降低对排气温度影响较大,风扇、增压级和低压涡轮的效率降低影响稍小;五大气路部件的效率降低会带来排气温度、燃油流量的上升,而对高压转子转速则有正和负的效应,其中低压轴上的3个部件的效率降低会增加高压转子转速;而高压轴上的两个部件的效率降低会导致高压转子转速的下降,这与发动机以风扇转速作为被控参数的控制规律有关.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2016(024)004【总页数】4页(P222-225)【关键词】航空发动机;总体性能;仿真;敏感性分析【作者】赵军;付尧明;赖安卿【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】V231.3基于状态信息和发动机模型的趋势分析技术是民航发动机远程故障诊断的主要技术手段[1]，趋势分析工具需要监控发动机的参数有总体性能参数、滑油系统参数、发动机振动参数。

其中总体性能参数包括巡航阶段的EGT(Exhaust Gas Temperature，简称EGT)、燃油流量、核心机转速3个重要的性能参数，CFMI公司针对民航客户的发动机总体性能的远程状态监控也采用这3个参数。

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[2-9]。

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%。

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。

当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。

第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。

第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。

典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。

第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。

根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。

根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。

表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度1850~2000KF-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。

当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。

第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。

第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。

典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。

第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。

根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。

根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。

表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度1850~2000KF-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。

通用电气公司『GE』 F404 系列 [军用涡扇发动机]武器装备 2008-02-25 12:21:55 阅读154 评论0 字号：大中小订阅F404加力涡扇发动机外形牌号F404用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商通用电气公司航空发动机集团生产现状生产装机对象F404-GE-100D A-4换发。

F404-GE-400D A-6F。

F404-GE-F1D2 F-117A。

F404-GE-400 F/A-18、“阵风”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A F-20A。

F404-GE-402 F/A-18。

F412(原F404-F5D2) A-12(已取消)。

研制情况F404发动机始于60年代通用电气公司的GE15。

GE15为诺斯罗普公司“眼镜蛇”P530的动力。

P530后来演变为 YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。

由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即F/A-18，因而在YJ101基础上发展了低涵道比的F404涡轮风扇发动机。

1975年11月通用电气公司与美国海军签订了全面研制F404的合同。

1977年1月首台运转，1978年6月完成飞行前规定试验，11月装飞机试飞，1979年12月F404-GE-400通过定型试车并批准投入生产，1980年1月交付第一台生产型发动机。

F404的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与YJ101相同，风扇、低压涡轮和加力燃烧室稍许放大，涵道比由YJ101的0.2提高为0.34，涡轮进口温度提高10℃，发动机推力比YJ101增加约17%。

在研制F404时，美国海军根据以往的使用经验，突出了可靠性和维修性要求。

据此，通用电气公司改变了过去强调性能，而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。

国内与国外航空发动机性能对比分析一目了然：国产和国外航空发动机性能对比表！(精彩组图)中国国产涡扇发动机与国外涡扇发动机对比表黑马乐园% @; J4 c3 }4 u0 N- a+ G 黑马乐园/ G/ l# P5 f- J [) x3 [发动机AL-31F AL-31FN M53-P2 M88-2 EJ200 F404-GE-400 F100-PW-229 F101-GE-102 F110-GE-129 F119-PW-100 WS10 WS10改WS13天山黑马乐园8 B( d; C/ {7 x( e, O. S- N(仿RD33) WS9秦岭黑马乐园' G# ~: d6 A& _6 h2 A! ^, @(仿斯贝MK202) WS9改进型(秦岭MK220)黑马乐园& R& U, W' ?; N9 |1 s国家俄罗斯俄罗斯法国法国英国美国美国美国美国美国中国中国中国中国中国装机对象苏27系列歼10 幻影系列阵风系列EF2000 F/A-18E/F F15/16早期B-1B F15/16后期F22/35系列歼-10/11 歼-14* 枭龙飞豹飞豹改进型加力推力(daN) 12850 12255 9500 7500 9000 7120 12890 13681 12899 15568 13240 15500 8637 9118.9 9800黑马乐园" k* a$ a8 a9 O+ O3 S7 S1 U2 b中间推力(daN) 7620 7620 6330 4871 6000 4800 7918 7561 7562 9790 7900 5675 5445.9 6370黑马乐园0 U+ l0 ]/ Q7 d: J巡航推力(daN) 5120 4598.16加力耗油率(kg/daN•h) 1.98 1.98 2.12 1.8 1.765 1.65 2 2.24 2.05 2.4 2.02 2.02 2中间耗油率(kg/daN•h) 0.795 0.907 0.898 0.827 0.76 0.66 0.56 0.7 0.622 0.73 0.67 0.65巡航耗油率(kg/daN•h) 0.683 0.695 0.65 黑马乐园4 [6 e, f$ Q8 q6 Z7 l推重比7.14 6.56 9 9.2 7.24 7.9 7.69 7.28 11.7 7.5 9.5 7.8 5.05 6.55空气流量(kg/s) 112 112 94 65 75 64.4 112.4 159 118 126 80 92.5 96.9总增压比23.8 23 9.8 24.5 26 25 32 26.5 32 26 32 23 20 21.5黑马乐园: { F! d q- d/ w- z涡轮前温度(K或℃) 1665K 1665K 1260℃1577℃1850K 1316℃1399℃1371℃1728K 1853K 1747K 1800K 1650K 1167℃1550K黑马乐园1 R7 ]4 F3 a r# E涵道比0.6 0.6 0.36 0.5 0.4 0.34 0.4 2.01 0.76 0.3 0.78 0.57 0.62 0.62黑马乐园, Z+ a1 V( P8 ]$ \. n发动机寿命(h) 1500 4000* 2200大修间隔(h) 500* 1000* 810 黑马乐园$ D1 {$ l5 X# s' Q2 |长×宽(m) 4.99×1.28 4.85×1.14 5.07×1.055 3.538×1.0033.556×0.8634.033×0.884 4.856×1.181 4.6×1.3974.626×1.181 4.826×1.143 4.14×1.025.205×1.0935.211×1.095黑马乐园% X# x s0 [+ m# A7 A重量(kg) 1800 1478 850 900 983 1656 1814 1809 1360 1795 1665* 1135 1842 1527黑马乐园. L0 n4 ^: E. T) X, a+ L" `" n# Q注：带*号为推测。

燃烧室及污染排放思考和练习题（1）航空燃气轮机燃烧室的功用是什么？答：燃烧室的功用是把燃料中的化学能经过燃烧释放出来，转变为热能，直接加到发动机的空气当中，使其作功能力提高。

（加工压缩后的高压气流进入燃烧室，在燃烧室中进行充分有效地燃烧，燃烧后的高温高压燃气驱动涡轮提供压缩系统所需要的功，除此之外，剩余的高温高压燃气一部分通过喷管排出，产生推进力，推动飞行器前进，另一部分通过动力涡轮，做机械传动，带动螺旋桨或风扇，产生推力和升力。

）（2）航空燃气轮机燃烧室采取何种技术措施来满足发动机对燃烧室的性能要求？答：1.扩压降速：燃烧室进口气流马赫数在0.2到0.35之间，如果采用一定措施保证火焰稳定，在如今加温比2左右的情况下，加热损失将高达3-12%，从循环来看，大大降低了作功能力，所以需要降低燃烧区速度，可大幅度降低加热损失。

加热损失：*2***2dP kMa dT P T=-2.燃油雾化（压力，空气，甩油盘，蒸发管）3.低速区或回流区稳定火焰（旋流器）4.空气分股：流速考虑，设置背风挡板，使高速气流绕流，从而保证火焰稳定；可燃性考虑，航空燃油的化学恰当油气比为0.0676，而燃烧室中设计油气比范围为0.015-0.033，转换为当量比为0.22-0.49.分股空气一部分进入燃烧区，一部分进入掺混降温区（3）为什么早期的燃烧室体积和长度都比现在燃烧室大？p224答：早期的燃烧室容热强度(单位工作压力、单位燃烧室容积下，每小时燃烧的燃油所放出的热量)小，所以体积和长度大。

（燃烧室长度 Lc：所有的燃烧室都必须足够长到能容纳一个低速火焰稳定区和一个高速混合区，以降低出口温度分布。

燃烧室长度与火焰头部的比例 (Lc/Hd) 随着燃烧室技术的发展不断降低。

）答：①早期的燃烧室在起飞状态，压气机燃烧室进口空气压力低，温度低，在同样的参考速度下，燃烧室的参考截面大。

②早期的燃烧室喷嘴多为离心喷嘴与一个涡流器的组合方式，混合差，燃烧强度低。

军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析发布时间：2021-05-13T10:36:08.540Z 来源：《基层建设》2020年第30期作者：高振建[导读] 摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。

天津津航神舟科技有限公司天津 300384摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。

文章就军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性展开分析。

关键词：军用小涵道；涡扇发动机；鲁棒性航空发动机控制系统是航空发动机重要组成之一，优秀的控制系统设计可以充分发掘发动机性能潜力，延长发动机的服役时间，保障其整机安全。

控制计划是控制系统设计的顶层需求，对于控制系统设计具有决定性意义，很大程度上决定了发动机的稳态及过渡态性能。

发动机稳态控制计划对于发动机整个生命周期具有重要作用，合理的稳态控制计划设计可有效减少发动机工程使用中的维护次数，降低运行成本。

而最大状态控制计划是稳态控制计划的重要环节，军用小涵道比涡扇发动机最大状态工作时间约占发动机整个工作时间的10%~20%，而未来随着飞机机动性能需求的增加这一比重必然提高。

因此，小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划研究对于发动机性能提升、使用寿命延长具有重大意义。

1不同最大状态控制计划1.1控制计划1-n2，πT某型发动机最大状态控制计划为，该双回路控制根据飞行高度H、飞行马赫数Ma及油门杆角度PLA确定高压转子转速指令n2r和涡轮落压比指令πTr，由比例积分控制器输出实际主燃烧室燃油Wfb和尾喷管喉道面积A8指令通过执行机构作用于发动机，形成闭环控制回路。

控制高压转子转速n2可有效反映发动机机械负荷和热负荷，保证发动机安全可靠工作；控制涡轮落压比可保证在接通加力时发动机核心机状态不变，有利于发动机稳定工作。