單轉(zhuǎn)子和多轉(zhuǎn)子

在研制一臺新的渦扇發(fā)動機的時候，最先解決的問題是他的總體結(jié)構(gòu)問題?？傮w結(jié)構(gòu)的問題就是發(fā)動機的轉(zhuǎn)子數(shù)目多少。當(dāng)前渦扇發(fā)動機所采用的總體結(jié)構(gòu)有三種，一是單轉(zhuǎn)子、二是雙子、三是三轉(zhuǎn)子。其中單轉(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)最為簡單，整個發(fā)動機只有一根軸，風(fēng)扇、壓氣機、渦輪全都在這一根軸上。結(jié)構(gòu)簡單的好處是經(jīng)濟性好。一方面的節(jié)省就總要在另一方而復(fù)出相應(yīng)的代價。首先從理論上來說單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機的壓氣機可以作成任意多的級數(shù)以期達到一定的增壓比?？墒且驗閱无D(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)限制使其風(fēng)扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上，這樣在工作時他們就必須要保持相同的轉(zhuǎn)速。問題也就相對而出，當(dāng)單轉(zhuǎn)子的發(fā)動機在工作時其轉(zhuǎn)數(shù)突然下降時（比如猛收小油門），壓氣機的高壓部分就會因為得不到足夠的轉(zhuǎn)數(shù)而效率嚴重下降，在高壓部分的效率下降的同時，壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升，當(dāng)?shù)蛪簤簹鈾C部分超載運行時就會引起發(fā)動機的振喘，而在正常的飛行當(dāng)中，發(fā)動機的喘振是決對不被允許的，因為在正常的飛行中發(fā)動機一但發(fā)生喘振飛機很有可能發(fā)生掉落。為了解決低壓部分在工作中的過載需要在壓氣機前加裝導(dǎo)流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣，即空放掉一部分以經(jīng)被增壓的空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷。但這樣一來發(fā)動機的效率就會大打折扣，而且這種放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯。更嚴重的問題發(fā)生在風(fēng)扇上，由于風(fēng)扇必須和壓氣機同步，受壓氣機的高轉(zhuǎn)數(shù)所限單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機只能選用比較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機，其函道只有0.3。相應(yīng)的發(fā)動機的推重比也比較小，只有5.8。

為了提高壓氣機的工作效率和減少發(fā)動機在工作中的喘振，人們想到了用雙轉(zhuǎn)子來解決問題，即讓發(fā)動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉(zhuǎn)速之下。這樣低壓壓氣機與低壓渦輪聯(lián)動形成了低壓轉(zhuǎn)子，高壓壓氣機與高壓渦輪聯(lián)動形成了高壓轉(zhuǎn)子。低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速可以相對低一些。因為壓縮作用在壓氣機內(nèi)的空氣溫度升高，而音速是隨著空氣溫度的升高而升高的，所以而高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速可以設(shè)計的相對高一些。既然轉(zhuǎn)速提高了，高壓轉(zhuǎn)子的直徑就可以作的小一些，這樣在雙轉(zhuǎn)子的噴氣發(fā)動機上就形成了一個“蜂腰”，而發(fā)動機的一些附屬設(shè)備比如燃油調(diào)節(jié)器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個“蜂腰”的位置上，以減少發(fā)動機的迎風(fēng)面積降低飛行阻力。雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機的好處不光這些，由于一般來說雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機的的高壓轉(zhuǎn)子的重量比較輕，起動慣性小，所以人們在設(shè)計雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機的時候都只把高壓轉(zhuǎn)子設(shè)計成用啟動機來驅(qū)動，這樣和單轉(zhuǎn)子發(fā)動機相比雙轉(zhuǎn)子的啟動也比較容易，啟動的能量也要求較小，啟動設(shè)備的重量也就相對降低。

然而雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機也并不是完美的。在雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機上，由于風(fēng)扇要和低壓壓氣機聯(lián)動，風(fēng)扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方。風(fēng)扇為將就壓氣機而必需提高轉(zhuǎn)數(shù)，這樣直徑相對比較大的風(fēng)扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，巨大的離心力就要求風(fēng)扇的重量不能太大，在風(fēng)扇的重量不能太大的情況下風(fēng)扇的葉片長度也就不能太長，風(fēng)扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實踐證明函道比越高的發(fā)動機推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機為了將就風(fēng)扇也不得不降低轉(zhuǎn)數(shù)，降低了壓氣機的轉(zhuǎn)數(shù)壓氣機的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的后果是不得不增加壓氣機風(fēng)扇的級數(shù)來保持一定的總增壓比。這樣壓氣機的重量就很難得以下降。

為了解壓氣機和風(fēng)扇轉(zhuǎn)數(shù)上的矛盾。人們很自然的想到了三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，所謂三轉(zhuǎn)子就是在二轉(zhuǎn)子發(fā)動機上又了多了一級風(fēng)扇轉(zhuǎn)子。這樣風(fēng)扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成一個轉(zhuǎn)子，各自都有各自的轉(zhuǎn)速。三個轉(zhuǎn)子之間沒有相對固定的機械聯(lián)接。如此一來，風(fēng)扇和低壓轉(zhuǎn)子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉(zhuǎn)速上運轉(zhuǎn)。設(shè)計師們就可以相對自由的來設(shè)計發(fā)動機風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、風(fēng)扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機的轉(zhuǎn)速也可以不受風(fēng)扇的肘制，低壓壓氣機的轉(zhuǎn)速提高之后壓氣的的效率提高、級數(shù)減少、重量減輕，發(fā)動機的長度又可以進一步縮小。

但和雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機相比，三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的發(fā)動機的結(jié)構(gòu)進一步變的復(fù)雜。三轉(zhuǎn)子發(fā)動機有三個相互套在一起的共軸轉(zhuǎn)子，因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的發(fā)動機多了一倍，而且支撐結(jié)構(gòu)也更加的復(fù)雜，軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難。三轉(zhuǎn)子發(fā)動機比雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機多了很多工程上的難題，可是英國的羅爾斯·羅伊斯公司還是對他情有獨鐘，因為在表面的困難背后還有著巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子數(shù)量上的增加換來了風(fēng)扇、壓氣機、渦輪的簡化。

三轉(zhuǎn)子RB-211與同一技術(shù)時期推力同級的雙轉(zhuǎn)子的JT-9D相比：JT-9D的風(fēng)扇頁片有46片，而RB-211只有33片；壓氣機、渦輪的總級數(shù)JT-9D有22級，而RB-211只有19級；壓氣機葉片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；渦輪轉(zhuǎn)子葉片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多達708片；但從支撐軸承上看，RB-211有八個軸承支撐點，而JT9D只有四個。

風(fēng)扇

渦扇發(fā)動機的外函推力完全來自于風(fēng)扇所產(chǎn)生的推力，風(fēng)扇的的好壞直接的影響到發(fā)動機的性能，這一點在高函道比的渦扇發(fā)動機上同樣重要。渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇發(fā)展也經(jīng)歷了幾個過程。在渦扇發(fā)動機之初，由于受內(nèi)函核心機功率和風(fēng)扇材料的機械強度的限制，渦扇發(fā)動機的函道比不可能作的很大，比如在渦扇發(fā)動機的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不過只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的風(fēng)扇還是后獨一無二的后風(fēng)扇。

在前風(fēng)扇設(shè)計的二款發(fā)動機中JT3D的函道比大一些達到了1.37。達到如此的函道比，其空氣總流量比也比其原型J-57的空氣流量大了271%。空氣流量的加大發(fā)動機的迎風(fēng)面積也隨之變大。風(fēng)扇的葉片也要作的很長。JT3D的一級風(fēng)扇的葉片長度為418.2毫米。而J-57上的最長的壓氣機葉片也就大約有二百毫米左右。當(dāng)風(fēng)扇葉片變的細長之后，其彎曲、扭轉(zhuǎn)應(yīng)力加大，在工作中振動的問題也突現(xiàn)了出來。為了解決細長的風(fēng)扇葉片所帶來的問題，普惠公司采用了阻尼凸臺的方法來減少風(fēng)扇葉片所帶來的振動。凸臺位于距風(fēng)扇葉片根處大約百分之六十五的地方。JT3D發(fā)動機的風(fēng)扇部分裝配完成之后，其風(fēng)扇葉上的凸臺就會在葉片上連成一個環(huán)形的箍。當(dāng)風(fēng)扇葉片運轉(zhuǎn)時，凸臺與凸臺之間就會產(chǎn)生摩擦阻尼以減少葉片的振動。加裝阻尼凸臺之后其減振效果是明顯的，但其阻尼凸臺的缺點也是明顯的。首先他增加了葉片的重量，其次他降底了風(fēng)扇葉片的效率。而且如果設(shè)計不當(dāng)?shù)脑挳?dāng)空氣高速的流過這個凸臺時會發(fā)生畸變，氣流的畸變會引發(fā)葉片產(chǎn)生更大的振動。而且如果采用這種方法由于葉片的質(zhì)量變大，在發(fā)動機運轉(zhuǎn)時風(fēng)扇本身會產(chǎn)生更大的離心力。這樣的風(fēng)扇葉片很難作的更長，沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比。而且細長的風(fēng)扇葉片的機械強度也很低，在飛機起飛著陸過程中，發(fā)動機一但吸入了外來物，比如飛鳥之類，風(fēng)扇的葉片會更容易被損壞，在高速轉(zhuǎn)動中折斷的風(fēng)扇葉片會像子彈一樣打穿外函機匣釀成大禍。解決風(fēng)扇難題一個比較完美的辦法是加大風(fēng)扇葉片的寬度和厚度。這樣葉片就可以獲得更大的強度以減少振動和外來物打擊的損害，而且如果振動被減少到一定程度的話阻尼凸臺也可以取消。但更厚重的扇葉其運轉(zhuǎn)時的離心力也將是巨大的。這樣就必需要加強扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤。但航空發(fā)動機負不起這樣的重量代價。風(fēng)扇葉片的難題大大的限制了渦扇發(fā)動機的發(fā)展。

更高的轉(zhuǎn)數(shù)、高大的機械強度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個多難的問題最終在八十年代初得到了解決。

1984年10月，RB211-535E4掛在波音757的翼下投入了使用。它是一臺有著跨時代意義的渦扇發(fā)動機。讓它身負如此之名的就是它的風(fēng)扇。羅爾斯·羅伊斯公司用了創(chuàng)造性的方法解決了困擾大函道比渦扇發(fā)動機風(fēng)扇的多難問題。新型發(fā)動機的風(fēng)扇葉片叫作“寬弦無凸肩空心夾層結(jié)構(gòu)葉片”。故名思意，新型風(fēng)扇的葉片采用了寬弦的形狀來加大機械強度和空心結(jié)構(gòu)以減少重量。新型的空心葉片分成三個部分：葉盆、葉背、和葉芯。它的葉盆和葉背分別是由兩塊鈦合金薄板制成，在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結(jié)構(gòu)的“芯”。通過活性擴散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體。新葉片以極輕的重量獲得了極大的強度。這樣的一塊“鈦合金三明治”一下子解決了困擾航空動力工業(yè)幾十年的大難題。

新型風(fēng)扇不光是重量輕、強度大，而且因為他取消了傳統(tǒng)細長葉片上的阻尼凸臺他的工作效率也要更高一些。風(fēng)扇扇葉的數(shù)量也減少了將近三分之一，RB211-535E4發(fā)動機的風(fēng)扇扇葉只有二十四片。

1991年7月15日新型寬弦葉片經(jīng)受了一次重大的考驗。印度航空公司的一架A320在起飛階段其裝備了寬弦葉片的V-2500渦扇發(fā)動機吸入了一只5.44千克重的印度禿鷲！巨鳥以差不多三百公里的時速迎頭撞到了發(fā)動機的最前端部件--風(fēng)扇上！可是發(fā)動機在遭到如此重創(chuàng)之后仍在正常工作，飛機安全的降落了。在降落之后，人們發(fā)現(xiàn)V-2500的22片寬弦風(fēng)扇中只有6片被巨大的沖擊力打變了形，沒有一片葉片發(fā)生折斷。發(fā)動機只在外場進行了更換葉片之后就又重新投入了使用。這次意外的撞擊證明了“寬弦無凸肩空心夾層結(jié)構(gòu)葉片”的巨大成功。

解決寬弦風(fēng)扇的問題并不是只有空心結(jié)構(gòu)這一招。實際上，當(dāng)風(fēng)扇的直徑進一步加大時，空心結(jié)構(gòu)的風(fēng)扇扇葉也會超重。比如在波音777上使用的GE-90渦扇發(fā)動機，其風(fēng)扇的直徑高達3.142米。即使是空心蜂窩結(jié)構(gòu)的鈦合金葉片也會力不從心。于是通用動力公司便使用先進的增強環(huán)氧樹脂碳纖維復(fù)合材料來制造巨型的風(fēng)扇扇葉。碳纖維復(fù)合材料所制成的風(fēng)扇扇葉結(jié)構(gòu)重量極輕，而強度卻是極大。可是在當(dāng)復(fù)合材料制成的風(fēng)扇在運轉(zhuǎn)時遭到特大鳥的撞擊會發(fā)生脫層現(xiàn)像。為了進一步的增大GE-90的安全系數(shù)，通用動力公司又在風(fēng)扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮，在其后緣上又用“凱夫拉”進行縫合加固。如此以來GE-90的風(fēng)扇可謂萬無一失。

當(dāng)高函道比渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇從傳統(tǒng)的細長窄弦葉片向?qū)捪胰~片過渡的時候，風(fēng)扇的級數(shù)也經(jīng)歷了一場從多級風(fēng)扇到單級風(fēng)扇的過渡。在渦扇發(fā)動機誕生之初，由于風(fēng)扇的單級增壓比比較低只能采用多級串聯(lián)的方式來提高風(fēng)扇的總增壓比。比如JT3D的風(fēng)扇就為兩級，其平均單級增壓比為1.32，通過兩級串聯(lián)其風(fēng)扇總增壓比達到了1.74。多級風(fēng)扇與單級風(fēng)扇相比幾乎沒有優(yōu)點，它重量大、效率低，其實它是在渦扇發(fā)動機的技主還不十分成熟的時候一種無奈的選擇。隨著風(fēng)扇單級增壓比的一步步提高，現(xiàn)如今在中、高函道比的渦扇發(fā)動機上單級風(fēng)扇以是一統(tǒng)天下。比如在GE-90上使用的單級風(fēng)扇其增壓比高達1.65，如此之高的單級增壓比以經(jīng)再沒有必要來串接第二級風(fēng)扇。

但是在戰(zhàn)斗機上使用的低函道比渦扇發(fā)動機還在使用著多級風(fēng)級的結(jié)構(gòu)。比如在F-15A上使用的F100-PW-100渦扇發(fā)動機就是由三級構(gòu)成，其總增壓比達到了2.95。低函道渦扇發(fā)動機取如此高的風(fēng)扇增壓比其實是風(fēng)扇、低壓壓氣機合二為一結(jié)果。在戰(zhàn)斗機上使用的低函道比渦扇發(fā)動機為了減少重量它的雙轉(zhuǎn)子其實是由風(fēng)扇轉(zhuǎn)子和壓氣機轉(zhuǎn)子組成的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。受戰(zhàn)斗機的機內(nèi)容積所限，采用大空氣流量的高函道比渦扇發(fā)動機是不現(xiàn)實的，但為了提高推力只能提發(fā)動機的出口壓力，再者風(fēng)扇不光要提供全部的外函推力而且還要部分的承擔(dān)壓氣機的任務(wù)，所以風(fēng)扇只能采用比較高的增壓比。

其實低函道比的渦扇發(fā)動機彩用多級風(fēng)扇也是一種無耐之舉，如果風(fēng)扇的單級增壓比能達到3左右多級風(fēng)扇的結(jié)構(gòu)就將不會再出現(xiàn)。如果想要風(fēng)扇的單級增壓比達到3，只能是進一步提高風(fēng)扇的的轉(zhuǎn)速并在風(fēng)扇的葉型上作文章，風(fēng)扇的葉片除了要使用寬弦葉片之外葉片還要帶有一定的后掠角度以克服風(fēng)扇在高速旋轉(zhuǎn)時所產(chǎn)生的激波，只有這樣的單級風(fēng)扇增壓比才可能會實現(xiàn)。

壓氣機

壓氣機顧名思義，就是用來壓縮空氣的一種機械。在噴氣發(fā)動機上所使用的壓氣機按其結(jié)構(gòu)和工作原理可以分為兩大類，一類是離心式壓氣機，一類是軸流式壓氣機。離心式壓氣機的外形就像是一個鈍角的扁圓錐體。在這個圓錐體上有數(shù)條螺旋形的葉片，當(dāng)壓氣機的圓盤運轉(zhuǎn)時，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉(zhuǎn)所帶來的巨大離心力之下，空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙，從而實現(xiàn)空氣的增壓。與離心式壓氣機不同，軸流式壓氣機是由多級風(fēng)扇所構(gòu)成的，其每一級都會產(chǎn)生一定的增壓比，各級風(fēng)扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比。

在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機，軸流式壓氣機有著體積小、流量大、單位效率高的優(yōu)點，但在一些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地，離心式壓氣機雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機的工作比較穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機要高數(shù)倍。比如在中國臺灣的IDF上用的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的TFE1042-70渦扇發(fā)動機上，其高壓壓氣機就采用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機的級數(shù)。多說一句，這樣的組合式壓氣機在渦扇發(fā)動機上用的不多，但在直升機上所使用的渦軸發(fā)動機如今一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結(jié)構(gòu)。比如國產(chǎn)的渦軸6、 渦軸8發(fā)動機就是1級軸流式加1級離心式構(gòu)成的組合壓氣機。而美國的“黑鷹”直升機上的T700發(fā)動機其壓氣機為5級軸流式加上1級離心式。

壓氣機是渦扇發(fā)動機上比較核心的一個部件。在渦扇發(fā)動機上采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)很大程度上就是為了迎合壓氣機的需要。壓氣機的效率高低直接的影響了發(fā)動機的工作效率。當(dāng)前人們的目標(biāo)是提高壓氣機的單級增壓比。比如在J-79上用的壓氣機風(fēng)扇有17級之多，平均單級增壓比為1.16，這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右，而用在波音777上的GE-90的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了1.36，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達到23左右。而F-22的動力F-119發(fā)動機的壓氣機更是了的，3級風(fēng)扇和6級高壓壓氣機的總增壓比就達到了25左右，平均單級增壓比為1.43。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級數(shù)、減少發(fā)動機的總量、縮短發(fā)動機的總長度是大有好處的。

但隨著壓氣機的增壓比越來越高，壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也逐漸突現(xiàn)。

在壓氣機中，空氣在得到增壓的同時，其溫度也在上升。比如當(dāng)飛機在地面起飛壓氣機的增壓比達到25左右時，壓氣機的出口溫度就會超過500度。而在戰(zhàn)斗機所用的低函道比渦扇發(fā)動機中，在中低空飛行中由于沖壓作用，其溫度還會提高。而當(dāng)壓氣機的總增壓比達到30左右時，壓氣機的出口溫度會達到600度左右。如此高的溫度鈦合金是難當(dāng)重任的，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大。與是人們又開發(fā)了新型的耐高溫鈦合金。在波音747的動力之一羅·羅公司的遄達800與EF2000的動力EJ200上就使用了全鈦合金壓氣機。其轉(zhuǎn)子重量要比使用鎳基合金減重30%左右。

與壓氣機防熱的問題相比壓氣機振喘的問題要難辦一些。振喘是發(fā)動機的一種不正常的工作狀態(tài)，他是由壓氣機內(nèi)的空氣流量、流速、壓力的空然變化而引發(fā)的。比如在當(dāng)飛機進行加速、減速時，當(dāng)飛發(fā)動機吞水、吞冰時，或當(dāng)戰(zhàn)斗機在突然以大攻飛行拉起進氣道受到屏蔽進氣量驟減時。都極有可能引起發(fā)動機的振喘。

在渦扇噴氣發(fā)動機之初，人們就采用了在各級壓氣機前和風(fēng)扇前加裝整流葉片的方法來減少上一級壓氣機因絞動空氣所帶給下一級壓氣機的不利影響，以克制振喘現(xiàn)像的發(fā)生。而且在J-79渦噴發(fā)動機上人們還首次實現(xiàn)了整流葉片的可調(diào)整?？烧{(diào)整的整流葉片可以讓發(fā)動機在更加寬廣的飛行包線內(nèi)正常工作。可是隨著風(fēng)扇、壓氣機的增壓比一步一步的提高光是采用整流葉片的方法以是行不通了。對于風(fēng)扇人們使用了寬弦風(fēng)扇解決了在更廣的工作范圍內(nèi)穩(wěn)定工作的問題，而且采用了寬弦風(fēng)扇之后即使去掉風(fēng)扇前的整流葉片風(fēng)扇也會穩(wěn)定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其風(fēng)扇前就采用了整流葉片，而F-22的F-119就由于采用了三級寬弦風(fēng)扇所以風(fēng)扇前也就沒有了整流葉片，這樣發(fā)動機的重量得以減輕，而且由于風(fēng)扇前少了一層屏蔽其效率也就自然而然的提高了。風(fēng)扇的問題解決了可是壓氣的問題還在，而且似乎比風(fēng)扇的問題材更難辦。因為多級的壓氣機都是裝在一根軸上的，在工作時它的轉(zhuǎn)數(shù)也是相同的。如果各級壓氣機在工作的時候都有自已合理的工作轉(zhuǎn)數(shù)，振喘的問題也就解決了?？墒堑饺缃駷橹惯€沒有聽說什么國家在集中國力來研究十幾、二十幾轉(zhuǎn)子的渦扇發(fā)動機。

在萬般的無耐之后人們能回到老路上來--放氣！放氣是一種最簡單但也最無可耐何的防振喘的方法。在很多現(xiàn)代化的發(fā)動上人們都保留的放氣活門以備不時之須。比如在波音747的動力JT9D上，普·惠公司就分別在十五級的高、低壓氣機中的第4、9、15級上保留了三個放氣活門。

燃燒室與渦輪

渦扇發(fā)動機的燃燒室也就是我們上面所提到過的“燃氣發(fā)生器”。經(jīng)過壓氣機壓縮后的高壓空氣與燃料混合之后將在燃燒室中燃燒以產(chǎn)生高溫高壓燃氣來推動燃氣渦輪的運轉(zhuǎn)。在噴氣發(fā)動機上最常用的燃燒室有兩種，一種叫作環(huán)管形燃燒室，一種叫作環(huán)形燃燒室。

環(huán)管燃燒室是由數(shù)個火焰筒圍成一圈所組成，在火焰筒與火焰筒之間有傳焰管相連以保證各火焰筒的出口燃氣壓力大至相等?？墒羌词故侨绱烁鞲骰鹧嫱仓畠?nèi)的燃氣壓力也還是不能完全相等，但各火焰筒內(nèi)的微小燃氣壓力還不足以為患。但在各各火焰筒的出口處由于相鄰的兩個火焰筒所噴出的燃氣會發(fā)生重疊，所以在各火焰筒的出口相鄰處的溫度要比別處的溫度高?；鹧嫱驳某隹跍囟葓龅臏囟炔町悤o渦輪前部的燃氣導(dǎo)向器帶來一定的損害，溫度高的部分會加速被燒蝕。比如在使用了8個火焰筒的環(huán)管燃燒室的JT3D上，在火焰筒尾焰重疊處其燃氣導(dǎo)流葉片的壽命只有正常葉片的三分之一。

與環(huán)管式燃燒室相比，環(huán)形燃燒室就沒有這樣的缺點。故名思意，與管環(huán)燃燒室不同，環(huán)形燃燒室的形狀就像是一個同心圓，壓縮空氣與燃油在圓環(huán)中組織燃燒。由于環(huán)形燃燒室不像環(huán)管燃燒室那樣是由多個火焰筒所組成，環(huán)形燃燒室的燃燒室是一個整體，因此環(huán)形燃燒室的出口燃氣場的溫度要比環(huán)管形燃燒室的溫度均勻，而且環(huán)形燃燒室所需的燃油噴嘴也要比環(huán)管燃燒室的要少一些。均勻的溫度場對直接承受高溫燃氣的燃氣導(dǎo)流葉片的整體壽命是有好處的。

與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室的優(yōu)點還不止是這些。

由于燃燒室中的溫度很高，所以無論環(huán)管燃燒室還是環(huán)形燃燒室都要進行一定的冷卻，以保證燃燒室能更穩(wěn)定的進行工作。單純的吹風(fēng)冷卻早以不能適應(yīng)極高的燃燒室溫度。如今人們在燃燒室中最普便使用的冷卻方法是全氣膜冷卻，即在燃燒室內(nèi)壁與燃燒室內(nèi)部的高溫燃氣之間組織起一層由較冷空氣所形成的氣膜來保護燃燒室的內(nèi)壁。由于要形成氣膜，所以就要從燃燒室壁上的孔隙中向燃燒室內(nèi)噴入一定量的冷空氣，所以燃燒室壁被作的很復(fù)雜，上面的開有成千上萬用真空電子束打出的冷卻氣孔。如今大家只要通過簡單的計算就可以得知，在有著相同的燃燒室容積的情況下，環(huán)形燃燒室的受熱面積要比環(huán)管燃燒室的受熱面積小的多。因此環(huán)形燃燒的冷卻要比環(huán)管形燃燒室的冷卻容易的多。在除了冷卻比較容易之處，環(huán)形燃燒室的體積、重量、燃油油路設(shè)計等等與環(huán)管燃燒室相比也著優(yōu)勢。

但與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室也有著一些不足，但這些不足不是性能上的而是制作工藝上。

首先，是環(huán)形燃燒室的強度問題。在環(huán)管燃燒室上使用的是單個體積較小的火焰筒，而環(huán)形燃燒室使用的是單個體積較大的圓環(huán)形燃燒室。隨著承受高溫、高壓的燃燒室的直徑的增大，環(huán)形燃燒室的結(jié)構(gòu)強度是一大難點。

其次，由于燃燒室的工作整體環(huán)境很復(fù)雜，所以如今人們還不可能完全用計算的方法來發(fā)現(xiàn)、解決燃燒室所面臨的問題。要暴露和解決問題進行大量的實驗是唯一的方法。在環(huán)管燃燒室上，由于單個火焰筒的體積和在正常工作時所需要的空氣流量較少，人們可以進行單個的火焰筒實驗。而環(huán)形燃燒室是一個大直徑的整體，在工作時所需要的空氣流量也比較大，所以進行實驗有一定的難度。在五六十年代人們進行環(huán)行燃燒室的實驗時，由于沒有足夠的條件只能進行環(huán)形燃燒室部分扇面的實驗，這種實驗不可能得到燃燒室的整體數(shù)據(jù)。

但由于科技的進步，環(huán)形燃燒室的機械強度與調(diào)試問題在現(xiàn)如今都以經(jīng)得到了比較圓滿的解決。由于環(huán)形燃燒室固有的優(yōu)點，在八十年代之后研發(fā)的新型渦扇發(fā)動機之上幾乎使用的都是環(huán)形燃燒室。

為了更能說明兩種不同的燃燒室的性能差異，如今我們就以同為普·惠公司所出品的使用環(huán)管形燃燒室的第一代渦扇發(fā)動機JT3D與使用了環(huán)形燃燒室的第二代渦扇發(fā)動機JT9D來作一個比較。兩種渦扇發(fā)動同為雙轉(zhuǎn)子前風(fēng)扇無加力設(shè)計，不過推力差異比較大，JT3D是8噸級推力的中推發(fā)動機，而JT9D-59A的推力高達24042公斤，但這樣的差異并不妨礙我們對它們的燃燒室作性能上的比較。首先是兩種燃燒室的幾何形狀，JT9D-3A的直徑和長度分別為965毫米和627毫米，而JT3D-3B的直徑是1020.5毫米、長度是1070毫米。很明顯，JT9D的環(huán)形燃燒室要比JT-3D的環(huán)管燃燒室的體積小。JT9D-3A只有20個燃油噴嘴，而JT3D-3B的燃油噴嘴多達48個。燃燒效率JT3D-3B為0.97而JT9D-3A比他要高兩個百分點。JT3D-3B八個火焰筒的總表面積為3.579平方米，而JT9D-3A的火焰筒表面積只有2.282平方米，火焰筒表面積的縮小使得火焰筒的冷卻結(jié)構(gòu)可以作到簡單、高效，因此JT9D的火焰筒壁溫度得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁溫度為700-900度左右，而JT9D-3A的火焰筒壁溫度只有600到850度左右。JT9D的火焰筒壁溫度沒有JT3D-3B的高，可是JT9D-3A的燃燒室出口溫度卻高達1150度，而JT3D-3B的燃燒室出口溫度卻只有943度。以上所列出的幾條足以能說明與環(huán)形燃燒室相比環(huán)管燃燒室有著巨大的性能優(yōu)勢。

在燃燒室中產(chǎn)生的高溫高壓燃氣道先要經(jīng)過一道燃氣導(dǎo)向葉片，高溫高壓燃氣在經(jīng)過燃氣導(dǎo)向葉片時會被整流，并被賦予一定的角度以更有效率的來沖擊渦輪葉片。其目地就是為了推動渦輪，各級渦輪會帶動風(fēng)扇和壓氣機作功。在渦扇發(fā)動機中，渦輪葉片和燃氣導(dǎo)向葉片將要直接的承受高溫高壓燃氣的沖刷。普通的金屬材料根本無法承受如此苛刻的工作環(huán)境。因此燃氣導(dǎo)向葉片和渦輪葉片還有聯(lián)接渦輪葉片的渦輪盤都必需是極耐高溫的合金材料。沒有深厚的基礎(chǔ)科學(xué)研究，高性能的渦輪研制也就無從談起?，F(xiàn)今有實力來研制高性能渦輪的國家都無不把先進的渦輪盤和渦輪葉片的材料配方和制作工藝當(dāng)作是最高極密。也正是這個小小的渦輪減緩了一些國家成為航空大國的步伐。

眾所周知，提高渦輪進口溫度是提高渦扇發(fā)動機推力的有效途徑，所以在軍用渦扇發(fā)動機上，人們都在不遺余力的來提高渦輪的進口溫度以使發(fā)動機用更小的體積和重量來產(chǎn)生更大的推力。蘇27的動力AL-31F渦扇發(fā)動機的渦輪進口溫度以高達1427度（應(yīng)該是K而不是攝氏度?。鳩-22的運力F-119渦扇發(fā)動機其渦輪前進口溫度更是達到了1700度（應(yīng)該是K而不是攝氏度?。┑乃?。在很多文章上提到如果要想達到更高的渦輪口進氣溫度，在現(xiàn)今陶瓷渦輪還未達到真正實際應(yīng)用水平的情況下，只能采用更高性能的耐高溫合金。其實這是不切確的。提高渦輪的進口溫度并非只有采用更加耐高溫的材料這一種途徑。早在渦扇發(fā)動機誕生之初，人們就想到了用涂層的辦法來提高渦輪葉片的耐燒上涂一層耐燒蝕的表面涂層來延長渦輪葉片的使用壽命。在JT3D的渦輪葉片上普惠公司就用擴散滲透法在渦輪葉片上“鍍”上一層鋁、硅涂層。這種擴散滲透法與我們?nèi)粘?yīng)用的手工鋼鋸條的滲碳工藝有點類似。經(jīng)過了擴散滲透鋁、硅的JT3D一級渦輪葉片其理論工作壽命高達15900小時。

當(dāng)渦輪工作溫度進一步升高之后，固體滲透也開始不能滿足越來越高的耐燒蝕要求。首先是固體滲透法所產(chǎn)生的涂層不能保證其涂層的均勻，其次是用固體滲透法得出的涂層容易脫落，其三經(jīng)過固體滲透之后得出的成品由于涂層不勻會產(chǎn)生一定的不規(guī)則變形（一般來說經(jīng)過滲透法加工的零件其外形尺寸都有細小的放大）。

針對固體滲透法的這些不足，人們又開發(fā)了氣體滲透法。所謂氣體滲透就是用金屬蒸氣來對葉片進行“蒸煮”在“蒸煮”的過程中各種合金成分會滲透到葉片的表層當(dāng)中去和葉片表層緊密結(jié)合并改變?nèi)~片表層的金屬結(jié)晶結(jié)構(gòu)。和固體滲透法相比，氣體滲透法所得到的涂層質(zhì)量有了很大提高，其被滲透層可以作的極均勻。但氣體滲透法的工藝過程要相對復(fù)雜很多，實現(xiàn)起來也比較的不容易。但在對渦輪葉片的耐熱蝕要求越來越高的情況下，人們還是選擇了比較復(fù)雜的氣體滲透法，現(xiàn)如今的渦輪風(fēng)扇中的渦輪葉片大都經(jīng)過氣體滲透來加強其表面的耐燒蝕。

除了涂層之外，人們還要用較冷的空氣來對渦輪葉片進行一定的冷卻，空心氣冷葉片也就隨之誕生了。最早的渦扇發(fā)動機--英國羅·羅公司的維康就使用了空心氣冷葉片。與燃燒室相比因為渦輪是轉(zhuǎn)動部件，因此渦輪的氣冷也就要比燃燒室的空氣冷卻要復(fù)雜的多的多。除了在燃燒室中使用的氣薄冷卻之外在渦輪的燃氣導(dǎo)向葉片和渦輪葉片上大多還使用了對流冷卻和空氣沖擊冷卻。

對流冷卻就是在空心葉片中不停有冷卻氣在葉片中流動以帶走葉片上的熱量。沖擊冷卻其實是一種被加強了的對流冷卻，即是一股或多股高速冷卻氣強行噴射在要求被冷卻的表面。沖擊冷卻一般都是用在燃氣導(dǎo)向葉片和渦輪葉片的前緣上，由空心葉片的內(nèi)部向葉片的前緣噴射冷卻氣體以強行降溫。沖擊冷卻后的氣體會從燃氣導(dǎo)向葉片和渦輪葉片前緣上的的孔、隙中流出在燃氣的帶動下在葉片的表面形成冷卻氣薄。但開在葉片前緣上使冷卻氣流出的孔、隙會讓葉片更加難以制造，而且開在葉片前緣上的孔隙還會使應(yīng)力極中，對葉片的壽命產(chǎn)生負面影響?？墒怯捎跉獗±鋮s要比對流冷卻的效果好上很多，所以人們還是要不惜代價的在葉片上采用氣薄冷卻。

從某種意義上來說，在燃氣導(dǎo)向葉片和渦輪葉片上使用更科學(xué)理合理的冷卻方法可能要比開發(fā)更先進的耐高溫合金更重要一些。因為空心冷卻要比開發(fā)新合金投資更少，見效更快。如今渦輪進口溫度的提升其一半左右的功勞要歸功于冷卻技術(shù)的提高?，F(xiàn)如今在各式渦扇發(fā)動機的渦輪前進口溫度中要有200度到350度的溫度被葉片冷卻技術(shù)所消化，所以說渦輪工作溫度的提高葉片冷卻技術(shù)功不可沒。

其實在很多軍事愛好者的眼中，渦輪的問題似乎只是一個耐高溫材料的問題。其實渦輪問題由于其工作環(huán)境的特殊性它的難點不只是在高溫上。比如，由于渦輪葉片和渦輪機匣在高溫工作時由于熱脹冷縮會產(chǎn)生一定的變形，由這些變形所引起的渦輪葉片與機匣徑向間隙過大的問題，徑向間隙的變大會引起燃氣泄露而級大的降底渦輪效率。還有薄薄的渦輪機匣在高溫工作時產(chǎn)生的扭曲變形；低壓渦輪所要求的大功率與低轉(zhuǎn)數(shù)的矛盾；提高單級渦輪載荷后渦輪葉片的根部強度等等。除了這些設(shè)計上的難題之外，更大的難題則在于渦輪部件的加工工藝。比如進行渦輪盤粉末合金鑄造時的雜質(zhì)控制、渦輪盤進行機器加工時的軸向進給力的控制、對渦輪盤加工的高精度要求、渦輪葉片合金精密鑄造時的偏析、渦輪葉片在表面滲透加工中的變形等等，這里面的每一個問題解決不好都不可能生產(chǎn)出高質(zhì)量、高熱效率的渦輪部件。

噴管與加力

尾噴管是渦扇發(fā)動機的最末端，流經(jīng)風(fēng)扇、壓氣機、燃燒室、渦輪的空氣只有通過噴管排出了發(fā)動機之外才能產(chǎn)生真正的推力以推動飛機飛行。

渦扇發(fā)動機的排氣有二部分，一部分是外涵排氣，一部分是內(nèi)涵排氣。所以相應(yīng)的渦扇發(fā)動機的排氣方式也就分成了二種，一種是內(nèi)外涵的分開排氣，一種是內(nèi)外涵的混合排氣。兩種排氣方式各有優(yōu)劣，所以在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機上兩種排氣方式都有使用?？偟膩碚f，在高函道比的渦扇發(fā)動機上大多采有內(nèi)外函分開排氣，在低函道比的戰(zhàn)斗機渦扇發(fā)動機上都采用混合排氣的方式，而在中函道比的渦扇發(fā)動機上兩種排氣方式都有較多的使用。

對于渦扇發(fā)動機來說，函道比越高的發(fā)動機其用油也就更省推力也更大。其原因就是內(nèi)函核心發(fā)動機把比較多的能量傳遞給了外函風(fēng)扇。在混合排氣的渦扇發(fā)動機中，內(nèi)函較熱的排氣會給外函較冷的排氣加溫，進一步的用氣動--熱力過程把能量傳遞給外函排氣。所以從理論上來說，內(nèi)外函的混合排氣會提高推進效率使燃油消耗進一步降低，而且在實際上由于混合排氣可以降底內(nèi)函較高排氣速度，所以在當(dāng)飛機起降時還可以降低發(fā)動機的排氣噪音?？墒窃趯嶋H操作的過程中，高函道的渦扇發(fā)動機幾乎沒有使用混合排氣的例子，一般都采用可以節(jié)省重量的短外函排氣。

進行內(nèi)外函的混合排氣到當(dāng)前為止只有兩種方法一種是使用排氣混合器，一種是使用長外函道進行內(nèi)外函排氣的混合。在使用排氣混合器時，發(fā)動機會增加一部分排氣混合器的重量，而且由于排氣要經(jīng)過排氣混合器所以發(fā)動機的排氣會產(chǎn)生一部分總壓損失，這兩點不足完全可以抵消掉混合排氣所帶來的好處。而長外函排氣除了要付出重量的代價之外其排氣的混合也不是十分的均勻。所以除了在戰(zhàn)斗機上因結(jié)構(gòu)要求而采用外則很少有采用。

在戰(zhàn)斗機上除了有長外函進行內(nèi)外函空氣混合之外一般都還裝有加力裝置來提高發(fā)動機的最大可用推力。

所謂加力就是在內(nèi)函排氣和外函排氣中再噴入一定數(shù)量的燃油進行燃燒，以燃油的損失來換取短時間的大推力。到當(dāng)前為此只有在軍用飛機和極少數(shù)要求超音速飛行的民用飛機上使用了加力。由于各種飛機的使命不同對加力燃料的要求也是不同的。比如對于純粹的截擊戰(zhàn)斗機如米格25來說，在進行戰(zhàn)斗起飛時，其起飛、爬升、奔向戰(zhàn)區(qū)、空戰(zhàn)等等都要求發(fā)動機用最大的推力來驅(qū)動飛機。其戰(zhàn)斗起飛時使用加力的時間差不多達到了整個飛行時間的百分之五十。而對于F-15之類的空優(yōu)戰(zhàn)斗機來說在作戰(zhàn)起飛時只有在起飛和進行空中格斗時使用加力，因此其加力的使用使時長只占其飛行時間的10%不到。而在執(zhí)行純粹的對地攻擊任務(wù)時其飛機要求時用加力的時間連百分之一都不到，所以在強擊機上干脆就不安裝加力裝置以減少發(fā)動機的重量和長度。

加力燃燒是提高發(fā)動機推重比的一個重要手段。如今我們所說的戰(zhàn)斗機發(fā)動機的推重比都是按照加力推力來計算的。如果不按照加力推力來計算F-100-PW-100的推重比只有4.79連5都沒有達到！為了提高發(fā)動機的最大推力，人們?nèi)缃褚话愣荚诓捎脙?nèi)外函排氣同時參與加力燃燒的混合加力。

但當(dāng)加力燃燒在大幅度的提高發(fā)動機的推力的時候，所負出的代價就是燃油的高消耗。還是以F-100-PW-100為例其在全加力時的推力要比無加力時的最大推力高66%可是加力的燃油消耗卻是無加力時的281%。這樣高的燃油消耗在起飛和進行空中格斗時還可以少少的使用一下，如要進行長時間的超音速飛行的話飛機的作戰(zhàn)半徑將大大縮短。

針對渦扇發(fā)動機高速性能的不足，人們又提出了變循環(huán)方案和外函加力方案。所謂變循環(huán)就是渦扇發(fā)動機的函道比在一定的范圍內(nèi)可調(diào)。比如與F-119競爭F-22動力的YF-120發(fā)動機就是一種變循環(huán)渦扇發(fā)動機。他的函道比可以0-0.25之間可調(diào)。這樣就可以在要求高航速的時候把函道比縮至最小，使渦扇發(fā)動機變?yōu)楦咚傩阅芎玫臏u噴發(fā)動機。但由于變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)復(fù)雜，要增加一部分重量，而且費用高、維護不便，于是YF-120敗與F-119手下。

由于混合加力要求內(nèi)外函排氣都參與加力燃燒，這樣所需要的燃油也較多，于是人們又想到了內(nèi)外函分開排氣，只使用外函排氣參加加力燃料的方案。但外函排氣的溫度比較低，所以組織燃燒相對的困難。當(dāng)前只有少數(shù)使用，通常是要求長時間開加力的發(fā)動機才會采用這種結(jié)構(gòu)。

涵道比

旁通比（Bypass ratio，也稱涵道比）是不經(jīng)過燃燒室的空氣質(zhì)量與通過燃燒室的空氣質(zhì)量的比值。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴氣引擎。早期的渦扇引擎和現(xiàn)代戰(zhàn)斗機使用的渦扇引擎涵道比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其涵道比只有0.3。現(xiàn)代多數(shù)民航客機引擎的涵道比通常都在5以上。涵道比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣引擎相當(dāng)，且運轉(zhuǎn)時還安靜得多。

核心機相同時，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的工質(zhì)（工作介質(zhì)）流量介于渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機比渦輪噴氣發(fā)動機的工質(zhì)流量大、噴射速度低、推進效率高、耗油率低、推力大。50年代發(fā)展的第一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，其涵道比、壓氣機增壓比和燃氣溫度都較低，耗油率比渦輪噴氣發(fā)動機僅低25%左右，大約為 0.06～ 0.07公斤/?！r（0.6～0.7公斤/公斤力·時）。60年代末、70年代初發(fā)展了高涵道比（5～8）、高增壓比（25～30）和高燃氣溫度 （1600～1750K）的第二代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，耗油率降低到0.03～0.04公斤/?！r（0.3～0.4公斤/公斤力·時），推力則高達200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的噪聲低，排氣污染小，多用作大型客機的動力裝置，這種客機在11公里高度的巡航速度可達950公里/時。但這種高涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的排氣噴射速度低，迎風(fēng)面積大，不宜用于超音速飛機上。戰(zhàn)斗機通常使用低涵道比、帶加力燃燒室的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，在亞音速飛行時不使用加力燃燒室，耗油率和排氣溫度都比渦輪噴氣發(fā)動機低，因而紅外輻射強度較弱，不易被紅外制導(dǎo)的導(dǎo)彈擊中。使用加力作2倍以上音速的飛行時，產(chǎn)生的推力可超過加力渦輪噴氣發(fā)動機，地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的推重比已達8左右。

工作原理

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機由風(fēng)扇、低壓壓氣機(髙涵比渦扇特有)、高壓壓氣機、燃燒室、驅(qū)動壓氣機的高壓渦輪、驅(qū)動風(fēng)扇的低壓渦輪和排氣系統(tǒng)組成。

其中高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪三部分統(tǒng)稱為核心機，由核心機排出的燃氣中的可用能量，一部分傳給低壓渦輪用以驅(qū)動風(fēng)扇，余下的部分在噴管中用于加速排出的燃氣。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子實際上是1級或幾級葉片較長的壓氣機，空氣流過風(fēng)扇后，分成兩路：一路是內(nèi)涵氣流，空氣繼續(xù)經(jīng)壓氣機壓縮，在燃燒室和燃油混合燃燒，燃氣經(jīng)渦輪和噴管膨脹，燃氣以高速從尾噴口排出，產(chǎn)生推力，流經(jīng)路程為經(jīng)低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪，燃氣從噴管排出；另一路是外涵氣流，風(fēng)扇后空氣經(jīng)外涵道直接排入大氣或同內(nèi)涵燃氣一起在噴管排出。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機組合了渦輪噴氣和渦輪螺槳發(fā)動機的優(yōu)點。渦扇發(fā)動機轉(zhuǎn)換大部分的燃氣能量成驅(qū)動風(fēng)扇和壓氣機的扭矩，其余的轉(zhuǎn)換成推力。渦扇發(fā)動機的總推力是核心發(fā)動機和風(fēng)扇產(chǎn)生的推力之和。這種有內(nèi)外二個涵道的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機又稱為內(nèi)外涵發(fā)動機。也就是說，渦扇發(fā)動機可以是分開排氣的或混合排氣的，可以是短外涵的或長外涵(全涵道)的。 風(fēng)扇可作為低壓壓氣機的第1級由低壓渦輪驅(qū)動，也可以由單獨的渦輪驅(qū)動。 渦扇發(fā)動機的推力由兩部分組成：內(nèi)涵產(chǎn)生的推力和外涵產(chǎn)生的推力。對于高涵道比渦扇發(fā)動機，風(fēng)扇產(chǎn)生的推力占78%以上。流經(jīng)外涵和內(nèi)涵的空氣流量之比稱為涵道比或流量比。涵道比對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機性能影響較大，涵道比大，耗油率低，但發(fā)動機的迎風(fēng)面積大；涵道比較小時，迎風(fēng)面積小，但耗油率大。內(nèi)外涵兩股氣流分開排入大氣的稱為分排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。內(nèi)外涵兩股氣流在內(nèi)涵渦輪后的混合器中相互滲混后通過同一噴管排入大氣的，稱為混排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機也可安裝加力燃燒室，成為加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。在分排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機上的加力燃燒室可以分別安裝在內(nèi)涵渦輪后或外涵通道內(nèi)，在混排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機上則可裝在混合器后面。

我們常見的民航客機所采用的發(fā)動機，多半是分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，比如著名的cfm56(for A320/B737)；PW4000(for B777/A330)；GE90(for B777)；GEnX(for B787/B748)；Rolls-Royce trent877(forB777)；trent500(for A345/A346)；trent900(for A380)；trent1000(for B787)。

三種發(fā)動機的比較

渦槳發(fā)動機的排氣速度太低，推力有限，同時影響飛機提高飛行速度，因此必需提高噴氣發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率包括熱效率和推進效率（引擎排氣速度與飛行速度之比）兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和高壓壓氣機的增壓比（轉(zhuǎn)速），就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的前提下，提高渦輪前溫度，意味著提高渦輪葉片以及在同一根軸上的壓氣機的轉(zhuǎn)速，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。

一般渦噴發(fā)動機的排氣速度大多超過音速，而飛機大多數(shù)時候是在亞音速飛行。因此，片面地加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導(dǎo)致推進效率的下降。要全面提高發(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高了渦輪前溫度，又不增加排氣速度（通過增加低速的排氣流量，降低平均排氣速度）。

渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的后方再增加了1-2級低壓（低速）渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇，消耗掉一部分渦噴發(fā)動機（核心機）的燃氣排氣動能，從而進一步降低燃氣排出速度。風(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機（術(shù)語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)低壓渦輪驅(qū)動風(fēng)扇傳遞到外涵道氣流，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。但是大風(fēng)扇直徑增加了發(fā)動機的迎風(fēng)面積，所以涵道比大于0.3的渦扇發(fā)動機不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發(fā)動機降低了排氣速度，但并未降低推力，因為降低排氣速度的同時增加了（外涵）排氣流量。從涵道比的角度看，渦扇發(fā)動機是渦噴發(fā)動機和渦槳發(fā)動機的折中。

渦扇發(fā)動機的優(yōu)缺點

渦扇發(fā)動機優(yōu)點：推力大、推進效率高、噪音低、燃油消耗率低，飛機航程遠。

缺點：風(fēng)扇直徑大，迎風(fēng)面積大，因而阻力大，發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，設(shè)計難度大。

研發(fā)

在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發(fā)動機已經(jīng)相當(dāng)?shù)某墒?。?dāng)時的渦噴發(fā)動機的壓氣機總增壓比已經(jīng)可以達到14左右，而渦輪前的最高溫度也已經(jīng)達到了1000℃的水平。在這樣的條件下，渦噴發(fā)動機進行部分的能量輸出已經(jīng)有了可能。而當(dāng)時對發(fā)動機的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然地想到了通過給渦噴發(fā)動機加裝風(fēng)扇以提高迎風(fēng)面積增大空氣流量，進而提高發(fā)動機的推力。

當(dāng)時人們通過計算發(fā)現(xiàn)，以當(dāng)時的渦噴發(fā)動機的技術(shù)水平，在渦噴發(fā)動機加裝了風(fēng)扇變成了渦扇發(fā)動機之后，其技術(shù)性能將有很大的提高。當(dāng)渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇空氣流量與核心發(fā)動機的空氣流量大至相當(dāng)時（函道比1:1），發(fā)動機的地面起飛推力增大了百分之四十左右，而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五，發(fā)動機的效率得到了極大的提高。

這樣一種有著渦噴發(fā)動機無法比及優(yōu)點的新型航空動力理所當(dāng)然地得到了西方各強國的極大重視。各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試制渦扇發(fā)動機，在渦扇發(fā)動機最初研制的道路上英國人走在了美國人之前。英國的羅爾斯·羅伊斯公司從1948年就開始就投入了相當(dāng)?shù)木硌兄扑麄兊摹翱稻S”渦扇發(fā)動機。1953年“康維”進行了第一次地面試車。又經(jīng)過了六年的精雕細刻，直到1959年3月，“康維MK-508”才最終定型。這個經(jīng)過十一年孕育的難產(chǎn)兒有著當(dāng)時渦噴發(fā)動機難以望其項背的綜合性能。“康維”采用了雙轉(zhuǎn)子前風(fēng)扇的總體結(jié)構(gòu)，函道比為0.3，推重比為3.83，地面臺架最大推力為7945公斤，高空巡航推力為2905公斤，最大推力時耗油量為0.735千克/小時/千克，壓氣機總增壓比為14，風(fēng)扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次采用了氣冷的渦輪葉片。當(dāng)康維最終定型之后，英國人迫不及待地把它裝在了VC-10上！

美國人在渦扇發(fā)動機研發(fā)上比英國人慢了一拍，但是其技術(shù)起點非常之高。美國人并沒有走英國人從頭研制的老路。美國的普·惠公司利用自已在渦噴發(fā)動機上的豐富技術(shù)儲備，采用了已經(jīng)非常成熟的J-57作為新渦扇發(fā)動的內(nèi)涵核心發(fā)動機。J-57是美國人從1947年就開始設(shè)計的一種渦噴發(fā)動機，1949年完成設(shè)計，1953年正式投產(chǎn)。J57在投產(chǎn)階段共生產(chǎn)了21226臺，是世界上產(chǎn)量最大的三種渦噴發(fā)動機之一，先后裝備了F-100、F-101、F-102、B-52等機種。J-57在技術(shù)上也有所突破，它是世界上第一臺采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的噴氣發(fā)動機，而由單轉(zhuǎn)子到雙轉(zhuǎn)子是噴氣發(fā)動機技術(shù)上的一大進步。不光是核心發(fā)動機，就連風(fēng)扇普惠公司也都是采用的已經(jīng)相當(dāng)成熟的部件，已被撤消了型號的J91核動力噴氣發(fā)動機的長葉片被普惠公司拿來當(dāng)作新渦扇的風(fēng)扇。1960年七月，普惠公司的JT3D渦扇發(fā)動機誕生了。JT3D的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月，可是在性能上卻大大的提高。JT3D也是采用了雙軸前風(fēng)扇的設(shè)計，地面臺架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小時/千克，推重比4.22，函道比1.37，壓氣機總增壓比13.55，風(fēng)扇總增壓比1.74（以上數(shù)據(jù)為JT3D-3B型發(fā)動機的數(shù)據(jù)）。JT3D的用處很廣，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在軍用方面JT3D也大顯身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的軍用型TF-33。

現(xiàn)今世界三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都已先后推出了自已的第一代渦扇作品。而幾乎是在同一時刻，三巨頭中的另一個也推出了自已的第一代渦扇發(fā)動機。在羅·羅推出“康維”之后第八個月、普·惠推出JT-3D的前一個月，通用電氣公司也定型了自已的第一代渦扇發(fā)動機CJ805-23。CJ805-23的地面臺架最大推力為7169公斤，推重比為4.15，函道比為1.5，壓氣機增壓比為13，風(fēng)扇增壓比為1.6，最大推力耗油0.558千克/小時/千克。與普·惠一樣，通用電氣公司也是在現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機的基礎(chǔ)之上研發(fā)自已的渦扇發(fā)動機，被用作新渦扇的內(nèi)函核心發(fā)動機的是J79。J-79于1952年開始設(shè)計，于1956年投產(chǎn)，共生產(chǎn)了16500多臺。它與J-57一樣也是有史以來產(chǎn)量最高的三種渦噴發(fā)動機之一。與J57的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)不不同，J79是單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。在J-79上首次采用了壓氣機可調(diào)整流葉片和加力全程可調(diào)噴管，J-79也是首次可用于兩倍音速飛行的航空發(fā)動機。

通用電氣公司的CJ805-23渦扇發(fā)動機是渦扇發(fā)動機中一個絕對另類的產(chǎn)品，讓CJ805-23如此與眾不同的地方就在于它的風(fēng)扇位置——它是唯一采用后風(fēng)扇設(shè)計的渦扇發(fā)動機。

在五六十年代，人們在設(shè)計第一代渦扇發(fā)動機的時候遇到了很大的困難。首先是由于大直徑的風(fēng)扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯(lián)動以后，風(fēng)扇葉片翼尖部分的線速度超過了音速。這個問題在當(dāng)時很難解決，因為沒有可利用的公式來進行運算，人們只能用一次又一次的試驗來發(fā)現(xiàn)、解決問題；第二是由于在壓氣機之前多了風(fēng)扇，使得壓氣機的工作被風(fēng)扇所干擾；第三是細長的風(fēng)扇葉片高速轉(zhuǎn)動所引起的振動。

而通用電氣公司的后風(fēng)扇設(shè)計一下子完全避開了這三個最主要的困難。CJ805-23的后風(fēng)扇實際上是一個雙節(jié)的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風(fēng)扇葉片。這樣的一個葉片就像渦軸發(fā)動的自由渦輪一樣被放在內(nèi)函核心發(fā)動機的尾部。葉片與核心發(fā)動機的轉(zhuǎn)子沒有絲毫的機械聯(lián)系，這樣人們就可以隨心所欲地來設(shè)計風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，而且葉片的后置也不會對壓氣機產(chǎn)生不良影響。但在回避困難的同時也引發(fā)了新的問題。

首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的后風(fēng)扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達到了560度，而風(fēng)扇部分的最低溫度只有38度；其次，由于后風(fēng)扇不像前風(fēng)扇那樣工作在發(fā)動機的冷端，而是工作在發(fā)動機的熱端，這樣一來風(fēng)扇的可靠性也隨之下降，而飛機對其動力的要求最重要的一條就是萬無一失。而且風(fēng)扇后置的設(shè)計使得發(fā)動機由于形狀上的原因其飛行阻力也要大于風(fēng)扇前置的發(fā)動機。

當(dāng)“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發(fā)動機紛紛定型下線的時候，人們也在不斷反思渦扇發(fā)動機的研制過程。人們發(fā)現(xiàn)，如果一臺渦扇發(fā)動機如果真的像“康維”那樣從一張白紙上開始試制，則最少要用十年左右的時間新發(fā)動機才能定型投產(chǎn)。而如果像JT-3D或CJ805-23那樣，利用已有的一臺渦噴發(fā)動機作為內(nèi)函發(fā)動機來研制渦扇發(fā)動機的話，因為發(fā)動機在技術(shù)上最難解決的部分都已得到了解決，所以無論從時間上還是金錢、人力、物力上都要節(jié)省很多。在這樣的背景之下，為了縮短新渦扇的研制時間、減少開發(fā)費用，美國政府在還未對未來的航空動力有十分明確要求的情況下，從1959年起開始執(zhí)行“先進渦輪燃氣發(fā)生器計劃”。這個計劃的目的就是要利用最新的科研成果來試制一種燃氣核心機，并進行地面試車，以暴露并解決各部分的問題。在這個燃氣核心機的基礎(chǔ)之上進行放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機、風(fēng)扇等等，就可以組裝成不同類型的航空渦輪發(fā)動機。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等?！跋冗M渦輪燃氣發(fā)生器計劃”實際上是一個有相當(dāng)前瞻意味的預(yù)研工程。

用今天的眼光來看，這個工程的指導(dǎo)方向無疑是正確的。美國政府實際上是在激勵本國的兩大動力公司向航空動力系統(tǒng)中最難的部分開刀。因為在燃氣渦輪發(fā)動機中最最嚴重的技術(shù)難點，就產(chǎn)生在這個以燃氣發(fā)生器和燃氣渦輪為主體的燃氣核心機上。在每一臺以高溫燃氣來驅(qū)動燃氣渦輪為動力的發(fā)動機上，由燃氣發(fā)生器和燃氣渦輪所組成的燃氣核心機的工作地點，將是這臺發(fā)動機的最高溫度、最大壓力的所在地，所以其承受的應(yīng)力也就最大，工作條件也最為苛刻。但燃氣核心機的困難不只是壓力和溫度，高轉(zhuǎn)數(shù)所帶來的巨大的離心力、飛機在加速時的巨大沖擊，如果是戰(zhàn)斗機還要考慮到當(dāng)飛機進行機動時所產(chǎn)生的過載和因過載而引起的零部件變形。在為數(shù)眾多的困難中單拿出無論哪一個，都將是一個工程上的巨大難題。但如果這些問題未能解決，那么更先進的噴氣發(fā)動機也就無從談起。

在這個計劃之下，普惠公司與通用電氣公司都很快推出了各自研發(fā)的燃氣核心機。普惠公司的核心機被稱作STF-200，而通用動力公司的燃氣核心機為GE-1。時至今日，美國人在四十年前發(fā)起的這場預(yù)研還在發(fā)揮著它的作用?，F(xiàn)如今普惠公司和通用電氣公司出品的各式航空發(fā)動機，如果都求其根源的話，它們卻都是來自于STF-200與GE-1這兩個老祖宗。

首例

第二次世界大戰(zhàn)中，德國戴姆勒-奔馳于1943年試制出了第一臺渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，4月在試驗臺上靜推力已達到840千克，預(yù)計可達到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相應(yīng)的專家而沒能獲得發(fā)展。二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機的大型飛機。實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高，因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機實用化的階段。50年代，美國的NACA（即NASA 美國航空航天管理局的前身）對渦扇發(fā)動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司(GE）繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀(jì)錄。但最早的實用化渦扇發(fā)動機則是普拉特·惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是探聽到GE在研制CJ805的機密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”（Conway）渦扇發(fā)動機開始被波音707大型遠程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。

我國的發(fā)展

2016年6月，我國首款650公斤推力量級、擁有自主知識產(chǎn)權(quán)的渦扇發(fā)動機近期問世。該發(fā)動機適用于長航時、寬范圍民用小型飛行器，可為民用無人機和小型公務(wù)機提供可靠動力。

這款雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機由中國航天科工三院31所自主研制，采用了高效前掠風(fēng)扇、軸流 斜流組合壓氣機、大擴張通道高低壓渦輪一體化設(shè)計，電動燃滑油泵、起發(fā)電機內(nèi)置等多項關(guān)鍵技術(shù)，以及先進的電氣、控制系統(tǒng)及健康管理系統(tǒng)。其具有性能高、結(jié)構(gòu)緊湊等特點，達到了國內(nèi)小型發(fā)動機領(lǐng)先水平。研制團隊歷時十年，先后完成了發(fā)動機的設(shè)計、試制、生產(chǎn)，以及大量部件、整機試驗，并于近期開展了整機耐久性試驗和高空臺試驗，驗證了設(shè)計方案的正確性。

JT15D是普拉特·惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，可供小型商業(yè)或行政機使用。

JT15D-1于1966年6月開始設(shè)計，1967年9月23日進行了首次臺架試車，1968年8月在CF-100飛機上開始試飛。那時的發(fā)動機為雙級高壓渦輪與單級低壓渦輪，推力為889daN。為滿足美國賽斯納飛機公司的要求，又將發(fā)動機推力提高到978daN，同時將雙級高丈夫渦輪改為單級，單級低壓渦輪改為雙級。這種改型的發(fā)動機于1969年初開始臺架試車，同年9月15日裝于賽斯納公司的“獎狀”飛機上進行第一次飛行試驗。1970年7月16日又裝在法國的“帆艦”飛機上進行飛行試驗，最后于1971年2月28日完成定型試驗。

在JT15D的研制中，利用了美國普拉特·惠特尼公司研制JT9D的經(jīng)驗和本公司對高壓比離心壓氣機長期研究的成果。這樣不僅使發(fā)動機具有先進的水平，而且也使研制周期縮短。從開始設(shè)計到第一次臺架試車僅用了一年零三個月；從第一次試車到完成定型僅用了三年半的時間。為進一步滿足飛機制造商提出的提高發(fā)動機推力10%左右的要求，在JT15D-1定型之前，該公司即于1970年底開始JT15D-4發(fā)動機的改型設(shè)計工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件減少，使D-1與D-4兩型發(fā)動機有較多的通用零部件，充分利用了D-1型在試驗中所積累的經(jīng)驗。D-4型只在在D-1型風(fēng)扇后面的低壓軸上加了1級軸流壓氣機，以增大流過核心機的流量。發(fā)動機長度相應(yīng)地增大了101.6mm。

JT15D為解決在低速和類似的飛行條件下鳥和其他外來物的吸入問題，建立了室內(nèi)的試驗裝置，并且進行了發(fā)動機運行的小鳥吸入試驗。試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)風(fēng)扇葉片的損壞是驚人的，尤其是在葉中凸臺以上的部位。因高馬赫數(shù)(M數(shù))的設(shè)計要求使葉片的進氣邊很薄，在這一部分葉型的彎度也很小。為了解決這一問題，將風(fēng)扇葉片進行了加固，葉中凸臺一直延伸到葉片前緣，并在葉片上部區(qū)域再輔以小高度的軸向加強筋。在整臺發(fā)動機上用近2kg的大鳥作吸入試驗時，發(fā)現(xiàn)進入離心壓氣機的一部分鳥體被吸進了管式擴壓器。吸入物的能量很大，以致使管式擴壓器魚尾式的出氣邊破碎，并損壞了壓氣機的殼體。因此后來將壓氣機殼體壁面加厚了。

JT15D高壓壓氣機設(shè)計得比較先進。單獨使用時單位級離心式增壓比可達6，出口切向速度達587m/s。在葉輪出口采用高效率的管式擴壓器，因此效率可保持在0.777。

該發(fā)動機有兩級風(fēng)扇渦輪，第1級采用整體鑄造。由于風(fēng)扇渦輪的強度問題不如壓氣機渦輪嚴重，工作溫度也較低，開始企圖對兩級風(fēng)扇渦輪都采用整體鑄造加工，然而第2級風(fēng)扇渦輪的葉片長，輪轂小，給整體鑄造帶來很大麻煩。為此，進行了大量的試驗，包括金相檢驗、拉伸、蠕變以及疲勞等強度試驗和葉輪的破壞試驗，結(jié)果表明整體鑄造能獲得很好的材料性能。整體鑄造的第1級風(fēng)扇渦輪與一般加工方法得到的第2級風(fēng)扇渦輪相比，加工費節(jié)省45%。

D-1/D-1A和D-4型的翻修壽命分別為3500h和3000h。JT15D的主要型別有：

JT15D-1/1A/1B　首批生產(chǎn)系列，1971年獲得適航證。1973年推力提高到978daN。

JT15D-4B　D-4的改型，高空性能較好。

JT15D-4C　D-4的改型，主要差別在于D-4C有維持飛機倒飛的滑油摻混裝置和燃油活門電子調(diào)節(jié)裝置。1982年獲得合格證。

JT15D-5　D-4的改型，增大了風(fēng)扇的增壓比和流量，并改進了低壓壓氣機和高壓壓氣機。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。風(fēng)扇葉片采用了無中間凸臺、小展弦比的寬弦設(shè)計，而-4型的風(fēng)扇葉片有二道凸臺，高壓渦輪葉片和電子燃油調(diào)節(jié)器也得到了改進。該型別于1977年開始研制，1978年4月第一次飛行，1983年初取得適航證。

JT15D-5A　風(fēng)扇和熱端部件性能比-5有所改進。

JT15D-5C　JT15D系列的最新型別?；拖到y(tǒng)允許飛機倒飛。

軍用型具有專用的潤滑系統(tǒng)，提供反向飛行能力。最近取證的JT15D-5D發(fā)動機在技術(shù)上又進行了改進。換裝了耐磨的鋁基凱復(fù)龍風(fēng)扇機匣、整體風(fēng)扇轉(zhuǎn)子和單晶高壓渦輪葉片。