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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。
简易的双转子涡扇发动机（小涵道比）示意图
涵道比低的发动机，大部分的动力来自驱动核心机【紫色】的内涵道尾气。
这种发动机通常使用混合喷嘴，即内涵道的尾气【大红色】在与外涵道气流【粉红色】混合后再行排出。
混合喷嘴可以变形以调整推力的大小甚至方向，而高温的尾气经低温的外涵道气流降温后，也有利于降低发动机的红外特征。
某些低涵道比发动机还配有加力燃烧室，可以以高油耗为代价，获得更大的推力。
低涵道比发动机可用于超音速飞行，通常用于战斗机。
大涵道比的发动机示意图
涵道比高的发动机，大部分的动力来自由风扇加速的外涵道空气【蓝色气体】。
这种发动机的外涵道往往较短，内涵道的尾气【红色气体】不与外涵道气流混合，而由喷嘴单独排出【右边伸出的喷嘴】。
高涵道比发动机在亚音速时有非常好的能效，通常用于客机、运输机和战略轰炸机等。
大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。
由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小,被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机如加油机、预警机等。
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：。
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。
科技与创新┃Science and Technology&Innovation ·40·2017年第13期文章编号：2095－6835（2017）13－0040－03齿轮驱动大涵道比涡扇发动机设计技术特点分析薛冰晶，周淼（中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海201108）摘要：分析了大涵道比涡轮风扇发动机提高经济性的方法和限制耗油率降低的原因，给出了齿轮传动构型的大涵道比涡扇发动机的特点及优势。
与双轴直驱型对比分析，给出了齿轮传动构型总体性能的参数变化趋势和匹配规律，得出了高速低压系统/部件气动设计的技术特点，分析了传动齿轮的设计特点及难点。
关键词：齿轮驱动；大涵道比涡扇发动机；GTF发动机；技术特点中图分类号：C829.2文献标识码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2017.13.0401引言随着民用航空发动机技术的飞速发展，低油耗、低污染排放和高安全性已成为大涵道比涡扇发动机竞相追逐的目标。
大涵道比涡扇发动机为降低单位耗油率所采用的方法主要为：提高循环热效率和提高推进效率。
提高循环热效率的主要途径如下：①提高循环总压比；②提高循环温比，即提高涡轮前温度T4；③提高部件效率。
其中前两者均受材料和冷却技术的限制。
提高推进效率的主要途径为：提高涵道比，降低风扇压比，降低外涵的排气速度。
涡扇发动机推进效率的提高主要依赖于外涵排气速度的降低，排气速度越接近飞行速度，推进效率越高。
对于传统双轴直驱大涵道比涡扇发动机而言，增大风扇直径、降低风扇压比和排气速度，将使涵道比增大。
当涵道比增大到一定量值，会带来一些棘手的问题：①增大涵道比（增大风扇直径）使得短舱直径增大，从而增大推进系统重量；②增大风扇直径将使风扇叶尖切线速度增加（风扇叶尖马赫数大于1.4），由此带来较大的气动损失和气动噪声；③为降低噪声排放需降低低压转子的设计转速，从而降低了增压级增压比和低压涡轮单级膨胀比。
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。
