标题：涵道比
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基本信息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、反潜机等。
发展历史世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，  英国发动机工程师检修某型号发动机叶片涵道比为8，起飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投入使用。从此，大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。 
发动机性能是影响民用运输机经济性最主要因素。过去半个世纪中，喷气民航机的每座-公里的耗油量下降了近70%，其中三份之二是发动机降低耗油率的贡献。涡轮风扇发动机由于不断提高涡轮前燃气温度、总增压比、涵道比，改进风扇和短舱性能，降低噪声和污染，改善可靠性，在20世纪60年代开始取代早期油耗较高的涡轮喷气发动机逐步而成为世界民用运输机的最主要动力形式，运输机发动机的主要性能指标--巡航耗油率已降低一半，发动机最大推力已超过50000 daN。在安全性、可靠性使用寿命和环保特性方面也取得巨大进步。发动机空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002~0.005次左右，相当于一台发动机飞行60~150年才发生1次空中停车。航班准点率达到99.95%~99.98%，相当于每10000个航班只有2~5次因发动机原因而延误15分钟以上或撤消。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到平均达10000~15000小时，最长的超过40000小时。发动机的噪声强度和和污染物排放分别降低75%和80%。 
大涵道比涡扇发动机特有技术的范围可从下表说明。航空燃气涡轮发动机有共用的基础技术，军用和民用发动机又各有关键技术和特有技术，政府的不同部门对发动机研究和发展的投资各有重点，但工业部门的经费则覆盖军用和民用的所有技术。
涵道比
关键技术
大尺寸风扇大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。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。  涵道比在三维黏性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，提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶片效率提高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。
高压比多级高压压气机高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势，目前超过40，今后将进一步提高到50以上。军用发动机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压压气机的压比更达到23，平均级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压比，平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。 
所涉及的技术包括全三维黏性CFD分析技术、先进叶（型掠形叶片、串列叶片、弯曲叶片和倾斜叶片）、吸附式叶片和主动稳定性控制。 
其他有关高压压气机的关键技术有叶尖间隙控制、机匣处理、整体叶盘和整体叶环等。 
低污染燃烧室当前对环境排放的忧虑集中在空港周围的社区,而且,如果污染问题得不到解决,就会影响到空运的未来发展。欧盟和美国的环境保护局对ICAO施加压力，要求制定进一步降低飞机排放NOx 条例。 
飞机的排放标准陆续有1986年、1996年、2004年和2008年生效的IC  涵道比AO的CAEP1、2、4和6，相对前一个标准后者分别降低20%、16.5%和12%。 
目前，大多数的民用飞机满足现行1996年ICAO的LTO NOx 标准还有余，而关于巡航NOX排放对臭氧层破坏和全球大气变暖的忧虑却在增加。 
所涉及的关键技术技术有径向和轴向分级燃烧、贫油直接喷射（LDI）、富油/快速掺混/贫油（RQL）燃烧燃烧和能减少冷却空气的新的高温陶瓷基复合材料。减低排放的主动燃烧控制技术也在研究中。 
通用电气公司正在研制的GEnx采用双环腔与旋流（TAPS）燃烧室后，其NOx、烟、UHC、CO的排放只有CAEP标准的45%、10%、5%和30%；普o惠公司在PW4098和PW8000发动机中采用泰龙-II（TALON）燃烧室后，UHC、CO、NOx和烟的排放分别为目前标准限制值的3%、24%、65%和94%。在罗o罗公司在ANTLE计划下研究的一种贫油单级同心分级燃烧室，通过减少油气滞留时间、加强混合、优化化学恰当比和瓦片冷却结构实现这个目标。2005年第一季度在发动机上进行验证，其NOx排放比1996年的CAEP4标准低50%以上。 
高效多级低压涡轮在大涵道比涡扇发动机中，低压涡轮的效率对耗油率有重要影响，其重量和成本分别占全台发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和成本十分  新型涵道比飞机重要。 
在低压涡轮设计中已普遍三维黏性CFD设计技术。因为低压涡轮通道有较大的扩张度，采用正交设计后，叶片的尖部和根部弯曲，形成所谓的弯曲叶片。主动叶尖间隙控制已经得到普遍的应用，通过对机匣喷射冷却空气可以在不同的工作状态下都保持最佳的间隙。 
德国MTU公司在低压涡轮方面有丰富的设计经验，该公司正在研究三维气动设计方法、先进封严系统、高效冷却系统、低成本轻重量材料、低损失空腔设计和主动/被动附面层控制技术。最近，在先进涡扇综合（ATFI）验证机上验证了膨胀比为4.5的两级涡轮，一种高升力叶栅可使叶片数减少20%而不降低效率，用钛铝金属间化合物取代传统镍基合金可使叶片减重40%。在GP7200发动机研制中，5级低压涡轮达到92.4%的等熵效率。 
近来各国正在研究低压涡轮叶片分离控制。美国空军研究实验室推进所涡轮发动机部在低压涡轮上进行涡流发生器射流（VGJ）的试验和仿真研究。试验结果发现：采用VGJ可以大大减小低雷诺数下的吸力面附面层分离。用0.4%的气流测得的尾涡损失降低达65%，叶片的压力分布还有所改善。
降噪技术从60年代中期到90年代中期，给定推力的噪声水平已经减少20dB。对于听者，主观上的噪声强度减轻了四分之三。现在执行的ICAO第三章噪声标准比1971年执行的第一和第二章低20dB，到2001年将对2006年1月1日起取证的飞机采取更严格的第四章噪声标准，又将比第三章低10dB。事实上，生产中的飞机都满足这个标准，将在2014~2015年投入使用的第五代飞机噪声将比第三章标准低35~40d  涵道比B。欧洲和美国都制定了在10年和20年内将噪声在分别降低10dB和20dB的研究计划。 
对于早期安装涡喷发动机的客机，其主要噪声源是发动机尾喷管排气，而在安装涡扇发动机的飞机上，风扇的噪声成为最主要的，其次才是核心排气（起飞）或飞机机体（着陆）。 
当前采用或在研究中的降噪措施主要有： 
（1）尽量提高涵道比，降低发动机平均排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。 
（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。 
（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。 
（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。 
（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。 
（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。 
高效长寿命大功率减速器在齿轮传动涡扇发动机中，高效、长寿命大功率减速器是不可或缺的重要部件。减速器的作用是保证两个不同转速的部件相互匹配和高效传递功率，因此它的技术要求很高。 
普惠公司由于坚信齿轮传动涡扇发动机的潜在效益，多  涵道比相关图片年来在高效大功率减速器的发展方面已经投入几亿美元。该公司的STAR-1减速器的传动功率达24000kW已经完成了1000h的部件试验和1000h的发动机试验，机械效率超过99%，热负荷仅为预期值的一半，寿命指标为30000h。正在研究的一种功率近30000kW的减速器也已经做了100h的发动机试验。 
在减速器的发展中，除了要设计轻重量的齿轮外，还必须采用新的滑油和冷却技术。普o惠公司采用了一种自动定心（self-centering）技术，几乎消除了齿轮副之间的偏心和应力。 
在为未来窄体客机的齿轮传动涡扇发动机的研制中，普o惠公司以意大利的Avio公司作为合作伙伴，负责减速器的研制和制造。该公司在航空发动机的机械传动方面拥有丰富的经验。这种齿轮传动涡扇发动机将在2007年进行地面验证，2008年飞行验证。
间冷回热循环发动机技术间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进入燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于提高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、涡轮中央框架和轻重量高效回热器。 
CLEAN计划的验证机已经在2004年交付，安装在德国斯图加特的高空模拟试车台上，并在两个半月内试验了80h。结果表明，间冷回热发动机概念的目标已经基本实现，装备这种发动机的飞机可以节省燃油达17%，减轻飞机重量6%。 
除了上述特有关键技术外，大涵道比涡扇发动机的研制还需要重视以下技术： 
（1）反推力装置设计技术； 
（2）环境和吞咽试验技术； 
（3）发动机状态监视、故障诊断和预测维修技术； 
（4）长寿命、高可靠性设计技术； 
（5）多（全）电发动机技术； 
（6）低污染、可再生替代燃料； 
（7）低阻力短舱设计，如层流短舱设计； 
（8）推进系统/飞机一体化技术，如半埋的分布式推进系统和翼身融合体机体的一体化设计。[1]