本篇文章给大家谈谈《涡扇发动机风扇叶片》对应的知识点，希望对各位有所帮助。

本文目录一览：

• 1、涡扇发动机和涡轮发动机的区别~
• 2、为什么飞机涡轮发动机风扇采用多个风叶？
• 3、请问：为什么客机的涡轮发动机要安那么多层风扇？
• 4、涡轮风扇发动机原理
• 5、世界上最著名的航空发动机

涡扇发动机和涡轮发动机的区别~

1.

涡喷发动机

进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外

发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了~~

2.

涡轮风扇发动机

2.1分开排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

2.2混合排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器

外涵气流：外涵道--混合器

两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外

涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过音速不太多时。所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。

我国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功，军用混合排气涡轮风扇发动机已成功批量生产相当于英国60年代的SPEY，用于飞豹上。相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功，但不知道是否投入批量生产。美国现在用于F22的涡扇已能无加力超音速巡航。而AL31还不行。

为什么飞机涡轮发动机风扇采用多个风叶？

主要是因为涡扇发动机优点 : 推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。

涡轮风扇发动机由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路:一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以高速从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出；另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量成驱动风扇和压气机的扭矩，其余的转换成推力。

涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。也就是说，涡扇发动机可以是分开排气的或混合排气的，可以是短外涵的或长外涵(全涵道)的。 风扇可作为低压压气机的第1级由低压涡轮驱动，也可以由单独的涡轮驱动。 涡扇发动机的推力由两部分组成：内涵产生的推力和外涵产生的推力。对于高涵道比涡扇发动机，风扇产生的推力占78%以上。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大，涵道比大，耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。

内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。

请问：为什么客机的涡轮发动机要安那么多层风扇？

原理如下：涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。

涡轮风扇发动机原理

扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝.

现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能.而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离.比如装备了f-100-pw-100的f-15a当已方机机的跑道遭到部分破坏时,f-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞.在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落.

更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的.但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价.比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的ал-7ф-1-100涡喷发动机.为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%.相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右.

而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面.随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高.在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题.比如b-52g轰炸机的翼下就挂了八台j-57-p-43w涡喷发动机.该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）.如果b-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机.在现在如果不考虑动力系统的可靠性,像b-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可.

而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的.因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量.

一、历史

在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟.当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平.在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能.而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力.

当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高.当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1）,发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高.

这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视.各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机,在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前.英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的"康维"涡扇发动机.在一九五三年的时候"康维"进行了第一次的地面试车.又经过了六年的精雕细刻,一九五九年九月"康维mk-508"才最终定型.这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能."康维"采用了双转子前风扇的总体结构,函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤,高空巡航推力为2905公斤,最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克,压气机总增压比为14,风扇总增压比为1.90,而且英国人还在"康维"上首次采用了气冷的涡轮叶片.当康维最终定型了之后,英国人迫不及待的把他装在了vc-10上!

美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍,但是其技术起点非常的高.美国人并没有走英国人从头研制的老路,美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备,采用了以经非常成熟的j-57作为新涡扇发动的内函核心发动机.j-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机,1949年完成设计,1953年正式投产.j57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一,先后装备了f-100、f-101、f-102、b-52等机种.j-57在技术上也有所突破,他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机,由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步.不光是核心发动机,就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件,以被撤消了型号的j91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇.一九六零年七月,普惠公司的jt3d涡扇发动机诞生了.jt3d的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月,可是在性能上却是大大的提高.jt3d也是采用了双轴前风扇的设计,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0.535千克/小时/千克,推重比4.22,函道比1.37,压气机总增压比13.55,风扇总增压比1.74（以上数据为jt3d-3b型发动机的数据）.jt3d的用处很广,波音707、dc-8用的都是jt3d.不光在民用,在军用方面jt3d也大显身手,b-52h、c-141a、e-3a用的都是jt-3d的军用型tf-33.

现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇作品.而几乎是在同一时刻,三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机.在罗·罗推出"康维"之后第八个月、普·惠推出jt-3d的前一个月.通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机cj805-23.cl805-23的地面台架最大推力为7169公斤,推重比为4.15,函道比为1.5,压气机增压比为13,风扇增压比为1.6,最大推力耗油0.558千克/小时/千克.与普·惠一样,通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机,被用作新涡扇的内函核心发动机的是j79.j-79与1952年开始设计,与1956年投产,共生产了16500多台,他与j-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一.与j57的双转子结构不不同,j79是单转子结构.在j-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管,j-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机.

通用动力公司的cj805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品,让cj805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置.他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机.

在五六十年代,人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难.首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速,这个问题在当时很难解决,因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题.第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢.第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动.

而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难.cj805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片,叶片的下半部分是涡轮叶片,上半部分是风扇叶片.这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部.叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系,这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速,而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响.但在回避困难的同时也引发了新的问题.

首先是叶片的受热不匀,cj805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度,而风扇部分的最低温度只有38度.其次,由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端,而是工作在发动机的热端,这样一来风扇的可靠性也随之下降,而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失.而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机.

当"康维"、jt-3d、cj805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候,人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程.人们发现,如果一台涡扇发动机如果真的像"康维"那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产.而如果像jt-3d或cj805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话,因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决,所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多.在这样的背景之下,为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用.美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下,从一九五九年起开始执行"先进涡轮燃气发生器计划",这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机,并进行地面试车,以暴露解决各部分的问题.在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小,再加装其它的部件,如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机.如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等."先进涡轮燃气发生器计划"实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程.

用今天的眼光来看,这个工程的指导方向无疑是正确的.美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀.因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上.在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上,由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地.所以其承受的应力也就最大,工作条件也最为苛刻.但燃气核心机的困难不只是压力和温度,高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击,如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形.在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题.但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起.

在这个计划之下,普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机.普惠公司的核心机被称作stf-200而通用动力公司的燃气核心机为ge-1.时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用,现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话,它们却都是来自于stf-200与ge-1这两个老祖宗.

二、单转子和多转子

在研制一台新的涡扇发动机的时候,最先解决的问题是他的总体结构问题.总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少.目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种,一是单转子、二是双子、三是三转子.其中单转子的结构最为简单,整个发动机只有一根轴,风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上.结构简单的好处也不言自明--省钱!一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价.

首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比.可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上,这样在工作时他们就必须要保持相同的转速.问题也就相对而出,当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门）,压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降,在高压部分的效率下降的同时,压气机低压部分的载荷就会急剧上升,当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘,而在正常的飞行当中,发动机的振喘是决对不被允许的,因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来.为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气,即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷.但这样以来发动机的效率就会大打折扣,而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显.更要命的问题发生在风扇上,由于风扇必须和压气机同步,受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比.比如在幻影-2000上用的m-53单转子涡扇发动机,其函道只有0.3.相应的发动机的推重比也比较小,只有5.8.

为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘,人们想到了用双转子来解决问题,即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下.这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子,高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子.低压转子的转速可以相对低一些.因为压缩作用在压气机内的空气温度升高,而音速是随着空气温度的升高而升高的,所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些.即然转速提高了,高压转子的直径就可以作的小一些,这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个"蜂腰",而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个"蜂腰"的位置上,以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力.双转子发动机的好处不光这些,由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻,起动惯性小,所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动,这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易,启动的能量也要求较小,启动设备的重量也就相对降低.

然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的.在双转子结构的涡扇发动机上,由于风扇要和低压压气机联动,风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方.风扇为将就压气机而必需提高转数,这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大,巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大,在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长,风扇的直径小下来了,函道比自然也上不去,而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大,而且也相对省油.而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数,降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去,单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比.这样压气机的重量就很难得以下降.

为了解压气机和风扇转数上的矛盾.人们很自然的想到了三转子结构,所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子.这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子,各自都有各自的转速.三个转子之间没有相对固定的机械联接.如此一来,风扇和低压转子就不用相互的将就行事,而是可以各自在最为合试的转速上运转.设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比.而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制,低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻,发动机的长度又可以进一步缩小.

但和双转子发动机相比,三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂.三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子,因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍,而且支撑结构也更加的复杂,轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难.三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题,可是英国的罗·罗公司还是对他情有独钟,因为在表面的困难背后还有着巨大的好处,罗罗公司的rb-211上用的就是三转子结构.转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化.

三转子rb-211与同一技术时期推力同级的双转子的jt-9d相比:jt-9d的风扇页片有46片,而rb-211只有33片;压气机、涡轮的总级数jt-9d有22级,而rb-211只有19级;压气机叶片jt-9d有1486片,rb-211只有826片;涡轮转子叶片rb211也要比jt9d少,前者是522片,而后者多达708片;但从支撑轴承上看,rb-211有八个轴承支撑点,而jt9d只有四个.

三、风扇

涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力,风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能,这一点在高函道比的涡扇发动机上由是.涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程.在涡扇发动机之初,由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制,涡扇发动机的函道比不可能作的很大,比如在涡扇发动机的三鼻祖中,其函道比最大的cj805-23也不过只有1.5而以,而且cj805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇.

在前风扇设计的二款发动机中jt3d的函道比大一些达到了1.37.达到如此的函道比,其空气总流量比也比其原型j-57的空气流量大了271%.空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大.风扇的叶片也要作的很长.jt3d的一级风扇的叶片长度为418.2毫米.而j57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右.当风扇叶片变的细长之后,其弯曲、扭转应力加大,在工作中振动的问题也突现了出来.为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦,普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动.凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方.jt3d发动机的风扇部分装配完成之后,其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍.当风扇叶片运转时,凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动.加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的,但其阻尼凸台的缺点也是明显的.首先他增加了叶片的重量,其次他降底了风扇叶片的效率.而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变,气流的畸变会引发叶片产生更大的振动.而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大,在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力.这样的风扇叶片很难作的更长,没有更长的叶片也就不会有更高的函道比.而且细长的风扇叶片的机械强度也很低,在飞机起飞着陆过程中,发动机一但吸入了外来物,比如飞鸟之类,风扇的叶片会更容易被损坏,在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸.解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度.这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害,而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消.但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的.这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘.但航空发动机负不起这样的重量代价.风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展.

更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决.

1984年10月,rb211-535e4挂在波音七五七的翼下投入了使用.它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机.让它身负如此之名的就是他的风扇.罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题.新型发动机的风扇叶片叫作"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片".故名思意,新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量.新型的空心叶片分成三个部分:叶盆、叶背、和叶芯.它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成,在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的"芯".通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体.新叶片以极轻的重量获得了极大的强度.这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题.

新型风扇不光是重量轻、强度大,而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些.风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一,rb211-535e4发动机的风扇扇叶只有二十四片.

1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验.印度航空公司的一架a320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的v-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫!巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上!可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作,飞机安全的降落了.在降落之后,人们发现v-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形,没有一片叶片发生折断.发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用.这次意外的撞击证明了"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片"的巨大成功.

解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招.实际上,当风扇的直径进一步加大时,空心结构的风扇扇叶也会超重.比如在波音777上使用的ge-90涡扇发动机,其风扇的直径高达3.142米.即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心.于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶.碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻,而强度却是极大.可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像.为了进一步的增大ge-90的安全系数,通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮,在其后缘上又用"凯夫拉"进行缝合加固.如此以来ge-90的风扇可谓万无一失.

当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候,风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡.在涡扇发动机诞生之初,由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比.比如jt3d的风扇就为两级,其平均单级增压比为1.32,通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74.多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点,它重量大、效率低,其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择.随着风扇单级增压比的一步步提高,现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下.比如在ge-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65,如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇.

但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构.比如在f-15a上使用的f100-pw-100涡扇发动机就是由三级构成,其总增压比达到了2.95.低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果.在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构.受战斗机的机内容积所限,采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的,但为了提高推力只能提发动机的出口压力,再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务,所以风扇只能采用比较高的增压比.

其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举,如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现.如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章,风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波,只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现.相现这一点人们将会在二十年之内作到.

四、压气机

压气机故名思意,就是用来压缩空气的一种机械.在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类,一类是离心式压气机,一类是轴流式压气机.离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体.在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片,当压气机的圆盘运转时,空气就会被螺旋形的叶片"抓住",在高速旋转所带来的巨大离心力之下,空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙,从而实现空气的增压.与离心式压气机不同,轴流式压气机是由多级风扇所构成的,其每一级都会产生一定的增压比,各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比.

在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机,轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点,但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地,离心式压气机虽然效率比较差,而且重量大,但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍.比如在我国台湾的idf上用的双转子结构的tfe1042-70涡扇发动机上,其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数.多说一句,这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多,但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构.比如国产的涡轴6、

涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机.而美国的"黑鹰"直升机上的t700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式.

压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件.在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要.压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率.目前人们的目标是提高压气机的单级增压比.比如在j-79上用的压气机风扇有17级之多,平均单级增压比为1.16,这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右,而用在波音777上的ge-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36,这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右.而f-22的动力f-119发动机的压气机更是了的,3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右,平均单级增压比为1.43.平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的.

但随着压气机的增压比越来越高,压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来.

在压气机中,空气在得到增压的同时,其温度也在上升.比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时,压气机的出口温度就会超过500度.而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中,在中低空飞行中由于冲压作用,其温度还会提高.而当压气机的总增压比达到30左右时,压气机的出口温度会达到600度左右.如此高的温度会钛合金以是难当重任,只能由耐高温的镍基合金取而代之,可是镍基合金与钛合金相比基重量太大.与是人们又开发了新型的耐高温钛合金.

世界上最著名的航空发动机

航空发动机为我们的载人航天航空事业提供动力，航空发动机也是人类史上非常重要的发明之一，那么世界上最著名的航空发动机有哪些?以下是我整理的航空发动机相关内容，欢迎阅读!~

世界上最著名的航空发动机

第一名：F135涡扇发动机 国家：美国

F135涡轮扇发动机由美国普拉特·惠特尼公司研制的新型发动机，最大推力超过18吨(4万F135涡轮扇发动机磅)。 F-135发动机是在F-119(F-22战斗机使用)的基础上发展研制而成。由于海军陆战队与英国皇家海军预计采用的F-35B必须能够垂直起降，因此F-135也可以加上向下弯折的矢量推力喷嘴。

F135涡扇发动机

但是这个喷嘴只有在垂直起降的场合使用，可以大大地缩短起飞/降落距离。其他F-35则不使用这项设计。

F135使用了F119的核心机，配合高效的6级高压压气机，1级高压涡轮和高效的风扇(由一个2级的低压涡轮驱动)。F135采用了BAE系统公司的全权数字式发动机控制系统(FADEC)，为了提高发动机的可靠性和可保障性，F135大量采用外场可替换部件(LRC)，其零部件数量比F119减少了大约40%。

该发动机主要装备的是F35战斗机

按照计划.F135一PW一100将作为F-35A空军型的动力系统;F135一PW一400将作为F-35C海军型的动力;而F135一PW一600将作为F-35B海军陆战队型的动力。

F135发动机推比10.5、加力推力19吨级别、军推13吨级别、质量1700千克，其19吨的加力推力目前没有任何实际装备战斗机的加力式涡扇发动机能够企及。

不过值得一提的是，F135相对于F119虽然推力大幅度提高，但是实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力。F135虽然推力超群，但是其高速性能却是下降的。

第二名：F119涡扇发动机 国家：美国

F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3;总增压比23～27;涡轮进口温度1577～1677℃(1850K～1950K);节流比1.10～1.15。

在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。

美制F119涡扇发动机

在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。

F119发动机主要装备F22

在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力

它是装备在F-22A战斗机上的F119-PW一100发动机的改进型号。其最大推力达191.3千牛。超过了F119-PW一100的最大推力(156千牛，约15.8吨)多达20%;F135的最大军用推力达到128千牛，而F119-PW一100的最大军用推力仅为104千牛。因此，F135是有史以来最为强劲的战斗机发动机。

第三名：WS-15涡扇发动机 国家：中国

WS-15全称涡扇15'峨眉' 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。WS-15主要用于双发重型隐身战斗机歼-20。WS-15由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。'峨眉'航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。

WS-15涡扇发动机模型

WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。

歼20战机未来将配备涡扇15发动机

这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功，预计2013年3月发动机完成设计定型试验，2014年7月生产型发动机定型。

按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。

第四名：AL-41涡扇发动机 国家：俄罗斯

L-41F发动机是留里卡-土星公司的产品，将成为俄第五代战斗机通用的发动机。该发动机的发展基础是留里卡设计局开发的AL-31系列， 1985 年开始研制， 总设计师是车金博士。为适应第五代战斗机的要求，AL-4lF 的推力有大幅度增加，其最大状态推力约12000 千克(117.6千牛)，加力推力的一般说法是不低于17857千克(175千牛)，具体数字有18500 千克(181.3千牛)和20000千克(196千牛)等说法。

不管哪一种数据，AL-41F的加力推力都高于F119-PW-100 ( F-22A的发动机)的16000千克( 156 AL-41F-1S(117S)发动机千牛)级，按照俄罗斯标准计算其推重比超过11(按照美国标准则约为10)。但是与F119发动机是不能比较的。因为F119发动机是以寿命设计为主，确保12000小时的寿命。而AL-41F发动机是以牺牲寿命设计，提高推力。对于AL-41F的寿命指标我们现在没有数据。

AL-4lF 发动机进行展示

该发动机涡轮前温度为1828K ，低干Fll9-PW-100 、M88-1 . M88-2 (后两者是“阵风”的发动机)的1977K 、1843K 和1850K ，但比AL-3lF、F100-PW-100和F110-GE-100的约1665K， 1672K和1644K 有很大提高，也高于EJ200 ( “台风“使用的发动机)1803K 。这些性能数据说明它的确是一种典型的第五代发动机。

AL-41F也是俄罗斯第一种实现“全权限数字电子控制”(FADEC)的发动机，俄罗斯业已在AL-31FU上对FADEC 系统进行过验证，而AL-3lF系列则一直采用液压电子控制。

AL-4lF发动机(117S)已装备到俄军苏35战机

AL-4lF的FADEC系统与机上KSU-1-42 数字式电传操纵系统交联，能够根据飞行状态自动调节发动机的工作，从而提高飞行效率和发动机工作的可靠性.由此可见米格-39 已经具有了“综合飞行/推力控制系统”(IFPCS) ，下一步应该是将其与火力控制系统(FCS)交联在一起，实现综合火力/飞行/推力控制系统(IFFPCS) 。

这一点俄罗斯专家在其1999年以前公开的第五代战斗机讨论中并未提及(其讨论侧重于各分项目应当具有的指标与特性)，但它确实是真正的第五代战斗机应当具有的特征，依赖干IFFPCS ，作战飞机将能够以最佳飞行时间、最佳任务航迹、最佳燃由消耗等为优化目标自动对飞机进行能量管理，实现作战过程全自动化，大幅提高其生存能力和作战效能。

第五名：涡扇-10B太行发动机 国家：中国

行WS-10/10A相当于当初F100-PW-100阶段，而太行改WS-10B则已经相当于当初F100-PW-220阶段。太行改WS-10B发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE　(F110的性能改进型)WS-10B发动机在“太行”发动机的基础上研制的，涡扇10B与涡扇10/10A之间的通用零部件达70%。使用通用部件不仅减小了研制的冒险性，还将显着地减少后勤保障费用。

太行改WS-10B的核心机以“太行”核心机为基础重新研制的，在设计过程中三大核心部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等大量的参照并借鉴了AL-31F核心机的设计方法，结构细节设计和制造工艺. 大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。

中国展示的涡扇10发动机

重点围绕WS-10B核心机的三大高压部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，研制过程遵循“部件试验在前，整机试车在后.的原则，完成了大量的三大核心部件和子系统的试验。

对核心机进行了大量的地面和高空性能试验，对可靠性与耐久性方面的进行大量试验，大幅度的提高热端部件寿命。对其它部件、系统、成件等作了适应性改进，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。对加力燃烧室和尾喷管进行优化设计，采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量 。

歼10B战机未来将配置涡扇10B发动机

优化设计了高压涡轮叶片的结构细节设计，为不带冠设计，强化气膜加对流复合冷却技术。利用增大空气流量、提高部件效率、减少漏气和损失等技术措施，来一定幅度的提高推力。风扇是采用后2级整体叶盘结构。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显着提高，压比为3.6;采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏结构和系统。

加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量，提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本，为适应J11B的机体，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。

第六名：AL-31FN涡扇发动机 国家：俄罗斯

AL-31F是由俄罗斯留里卡'土星'科研生产联合体研制的带加力燃烧室的涡扇发动机。该联合体前身是留里卡设计局，组建于1946年，是前苏联的主要战斗机发动机设计局。在上世纪60年代，留里卡研制了AL-21F系列涡轮喷气发动机，其最大加力推力达11000daN。1970~1974年投入生产，广泛用于苏-17、苏-20、苏-22、苏-24和米格-23战斗机上。在AL-21基础上，1976年(另一说法是1973年)留里卡开始研制AL-31F发动机。1985年该发动机研制达标后，用于苏-27、苏-30和苏-35战斗机。

AL-31F的结构形式是双转子加力式涡扇发动机。推力范围:加力12250daN，中间7620daN。每台价格300万美元。AL-31F有一些改进型，其中包括带矢量推力喷管的改进型AL-31FP发动机。

AL-31FN涡扇发动机进行展示

从总体上讲，作为苏-27战机的专用动力装置AL-31F发动机，其性能是优良的，具有明显优势。

(1)尺寸小，推力大。其涡轮具有有效的冷却系统和良好的热力学特性;压气机增压快速，发动机结构紧凑，保证飞机有较高的推力和良好的机动性。

(2)稳定性高。可使用在苏-27飞机的各种飞行高度和速度下，即使飞机在以M2的速度进入平螺旋、直螺旋、翻转螺旋和进气道喘振的情况下，发动机工作仍然极其稳定。喘振消除系统、空中自动点火系统、主燃烧室和加力燃烧室的再次启动系统等可保证在使用机载武器时动力装置的工作可靠性。

AL-31F发动机专门为苏27战机而研制的

(3)维修简便。该发动机采用单元体结构，由14个单元体组成，因此，如果出现某些损坏，不需要全部更换，只替换下有故障的单元体即可。这样，在使用条件下进行发动机维修时，可更换其中的6个单元体。

(4)使用寿命长。AL-31F可根据其技术状况而使用，只要发动机还正常，就可以一直使用下去，而现代化水平的诊断设备可保证飞行安全。但其使用寿命也有一个限度，一般认为该发动机第一次维修前的使用寿命可达1000h，总使用寿命应该不少于10年。

第七名：EJ-2000涡扇发动机 国家：英国

EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。

1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。

EJ-2000涡扇发动机

在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大于0.5MMH**/EFH。

该型发动机主要装备在台风战斗机

采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。

除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机

第八名：M88涡扇发动机 国家：法国

M88-2发动机的结构为风扇3级，第一级带凸肩。高压压气机6级，采用三维设计技术，前3排整流叶片可调，在第4和第5级之间设引气口，高级负荷。相比基于类似核心设计的F404发动机，M88-2少一级高压压气机，其总压比为24.5，F404则为26，同样改进自F404的RM12也达到了27.5。由此可以看出，因为M88-2少一级高压压气机给总压比带来了不利影响，不过级数减少也能部分减轻结构重量和几何长度，适当缩小载机的发动机舱轮廓。

M88-2风扇压大约在4以内，高于F404的3.641;而高压压气机压比则为6.125，低于F404的7.14。级压比方面，M88-2为1.35，只略高于F404的1.324，更加低于RMl2。考虑到M88与F404的高压段有很大的继承性，两者性能参数上的差异表明法国在压气机设计上仍然有所不足。

M88涡扇发动机进行展示

相比之下，F414发动机采用3级风扇、7级高压，达到30以上的总压比。EJ200发动机的总压比为26，虽然不算太高，但只用了3级风扇、5级高压结构，比同样总压比的F404减少了2级。

燃烧室采用了低污染的双环腔带多孔气膜冷却结构，与通用动力公司同系列产品的结构与特点类似。目前，苏霍伊SSJl00支线客机已确定以M88核心机为基础，发展SAM-146大涵道中等推力发动机。M88-2燃烧室上构造的特点，显示了它身上有着无可否认的F101发动机血统。

M88发动机已装备阵风战斗机

涡轮部分高低压涡轮均为单级结构，都使用气膜冷却，高压涡轮叶片具备主动间隙控制，叶片材料使用AMl单晶合金。由于采用了高温高负荷设计，其涡轮进口温度高达1850K。

涡轮盘采用粉末冶金制造工艺，轮盘材料试验型为Astroloy粉末冶金，生产型为N18合金。加力燃烧室为整体式，由中心单圈环形稳定器和9根径向火焰稳定器组成。尾喷管为引射式，喉部面积和引射喷口面积均可调，喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制造。发动机采用双余度全权限数字化发动机控制系统(FADEC)，可在3秒内从怠速加速到全加力状态，在飞行包线范围内无顾虑操作。外涵机匣则采用树脂基复合材料PMR-15制造。

全机分为21个模块设计，每个模块都能由简单工具拆装更换，达到减少备件数量、快速更换、简化维修程序和时间的目的，整机拆卸及维修总共只需4小时。

第九名：WS-13涡扇发动机 国家：中国

俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。 由中俄双方在 RD-33 的设计基础上，对局部结构设计进行改良，命名为天山 -21，后请空军司令员马晓天中将命名为“泰山” 。引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造

WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的小涵道比加力型涡扇。

三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有计算机控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8 级轴流式高压压气机 ( 前三级为可调导流叶片 ) 单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的 空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。

WS-13涡扇发动机

齿轮箱和附件位于发动机的下方，具有性能先进的微型涡轮辅助动力装置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的外廓尺寸相近。引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造。

WS13A ：大涵道比非加力型涡扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，总压比 23 ，涡轮温度 1800K ，推重比14 ，大修间隔 800H ，寿命 2400H ，预计 2006 年开始批量生产，列装机型： 中客 ARJ21 、中运。

WS-13涡扇发动机已装备到枭龙战机

WS13 泰山：用于 FC - 1 “ 枭龙 “ 、 FBC - 1 “飞豹” 后期动力。 WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的， 长 4.14 米，最大外直径 1.02 米交付使用质量 1135 千克，发动机 加力推力 86.37 千克。

改型发动机加力耗油率为 2.02 ，不加力推力为 56.75KN ，不加力耗油率为 0.73 ，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率 0.65 ，进气量 80kg/s ，涵道比 0.57 总压比 23 ，大修间隔 810H ，涡轮进气口温度 1650K ，寿命 2100H ，推重比 7.8 。预计2012年开始批量生产。

第十名：RD-93涡扇发动机 国家：俄罗斯

RD-93型发动机是用于米格-29战机的RD-33涡扇发动机的改进型，由俄罗斯圣彼得堡克里莫夫公司研发，莫斯科切尔内舍夫机械制造厂正在量产。 RD-93发动机的推力较大，最大推力49.4千牛，加力81.4千牛，可使飞机在16500米的高度维持每小时2000公里的速度。

RD93发动机

RD-33是第一种量产型发动机，使用于MiG-29和MiG-29UB双座教练型上。第一具于1976年开始出厂递交飞机公司。第一代RD-33的翻修间隔(Time Between Overhall，TBO)为300小时，第二代之后提高至1600小时，第三代将可以达到2000小时。

歼31目前装备的发动机就是RD93发动机

RD-33改良型，提升涡轮前的燃烧温度，同时也提高推力输出。使用在MiG-29K与MiG-29M上。

RD-93(俄文为PД-93)加力式涡轮风扇发动机是在RD-33(俄文为PД-33)的基础上，为适应飞机设计的需要，将上置的附件机匣改为置于发动机下部的改进型，发动机中各部件的结构(除适应附件机匣位置改动而带来的中传动装置中从动锥齿位置有变动外)两型完全一样。

关于《涡扇发动机风扇叶片》的介绍到此就结束了。