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在2010年的珠海航展上，中国自主研制的C919大型客机样机亮相现场，再次引发了民众对于中国大型客机发展的高度关注。虽然C919是我国拥有全部知识产权的干线中短程客机，但是有70%的分系统需要采购国外成品，立足国内的分系统只占30%。其中C919关键的动力系统更是100%需要进口的国外大涵道比涡扇发动机，这更引发了大家对于中国大型客机动力发展的忧虑。笔者认为，中国通过自主研制C919从而使我国大型客机动力产业站在了一个战略十字路口。如果能够审时度势、理智分析目前我国在大型客机动力方面的机遇和挑战，采用合理的发展思路，中国航空工业则完全能够在军机动力研制取得突破性进展的同时，使民航飞机动力研制能力登上一个新的战略高度。

大型客机动力性能分析

民航客机动力向喷气时代正式迈进是从1952年英国“彗星”客机投入运营开始的。“彗星” 是第一种以喷气式发动机作为动力的民用客机，采用了4台罗罗“艾文”Mk 524涡轮喷气发动机，推力47.56千牛。由于民航客机对于经济性的旺盛需求，从上世纪60年代开始，涡轮风扇发动机开始在民航客机中普及。涡扇发动机在传统涡喷发动机之外增加了外涵道，由位于高压压气机之前的风扇提供进气。外涵道的冷空气绕过高压段之后与涡轮出口处的燃气混合，这样一方面给尚未燃烧完全的燃气一个再次充分燃烧的机会，另外一方面冷却了高温的燃气增加了额外的推力，从而提高了发动机的性能、降低了油耗。就涡扇发动机设计而言，外涵道空气流量与核心机流量之比，也就是涵道比越大，发动机的耗油率越低，但是由于制造大直径风扇叶片的技术难度较高，民航客机装备的第一代涡扇发动机的涵道比大概在1左右。进入上世纪70年代之后，第二代涡扇发动机开始装备民航客机，客机动力进入了大涵道比涡扇发动机时代。第二代涡扇发动机涵道比达到了4，推力一般能达到100千牛（10吨）左右。由于涵道比较大，因而外涵道冷空气再与核心机的燃气混合的增推效果已经不明显，第二代涡扇发动机普遍采用了分开排气的总体结构，而不是原来的混合排气，此时发动机推力主要由外涵道提供。第二代涡扇发动机由于循环参数的改善和涵道比的增加，推力达到了200千牛（20吨）的量级，耗油率比第一代涡扇发动机降低40%～50%。

概略地说，航空发动机的总体性能主要由最大推力和单位耗油率来决定。民航客机对于发动机的经济性要求很高，因而需要提高发动机的热效率和推进效率。提高热效率就是改善发动机的燃烧状况，比如提高风扇和高压压气机的增压比。增压比增加就可以使进入燃烧室的进气单位体积内的含氧量增加，从而使燃料可以在同样体积下与更多的氧气混合燃烧。另外，增压比还反映出风扇和压气机的做功能力，增压比越高，燃烧室进气温度越高，燃烧化学反应就可以更猛烈的进行。再者，由于大涵道比涡扇发动机工作环境相对平稳，不用面对军机发动机需要面对的大畸变进气条件，因而风扇和高压压气机设计不需要留出较大的喘振裕度，因而可以选取较高的增压比。不过，因为发动机涵道比较大，风扇直径较大而风扇叶尖线速度不能过高，于是风扇通常选取较低的转速，增压比也就相对有限，这样大涵道比涡扇发动机的增压比主要由高压压气机来提高。在确定热力循环参数时，与军用发动机将最大状态作为典型工作点进行优化不同，大涵道比涡扇发动机为了追求经济性，一般采用巡航状态（高亚声速，中高空）耗油率最低为热力循环设计的核心参数。燃烧室出口温度，又称涡轮前温度是航空发动机热力循环的最主要参数；燃烧室出口温度越高，发动机单位推力越大，但是受到热端材料和冷却技术的约束。

提高推进效率就是降低发动机排气速度，主要手段是设计出能让排气膨胀更加充分的流道。另外，由于民航客机的重量体积都远大于一般战斗机，因而飞机对于大涵道比涡扇发动机的推力需求也很强劲。从飞机设计角度来说，需要用尽量少的发动机实现符合设计要求的总推力，这样经济性最好。大家可以见到很多四发的军用运输机，但是大多数客机都采用了双发的设计。这就要求客机用大涵道比涡扇发动机单台推力达到更高的水平，因而相应地要求增加发动机的流量，其具体方式是增大涵道比。总的来说，大涵道比涡扇发动机是将大量进气（通常是同代军用加力式涡扇发动机流量的3～5倍）压缩、膨胀到较低的排气速度以满足效率和总推力的综合要求。民航发动机还要求使用寿命长。一方面民航发动机工作状况转换并不激烈，发动机循环载荷相对于军机发动机较低，使用寿命相对较长；另一方面民航发动机长寿命是经济性的要求。第三代军用涡扇发动机的总寿命一般在2 000～4 000飞行小时，而较为先进的大涵道比涡扇发动机的寿命已经超过了40 000飞行小时。长寿命要求和安全性要求是需要付出代价的，为了保证安全性和长寿命，大涵道比涡扇发动机的推重比都相对比军机低。第三代军用涡扇发动机的推重比一般达到了8一级，而同等技术条件下的民机动力大概只有5～6左右。

世界大涵道比涡扇发动机

研制情况和途径

目前，世界上大涵道比涡扇发动机研制主要由美国的通用电气、普惠和英国的罗罗公司把持，经过四个发展阶段，研制出几十个型号大涵道比涡扇发动机。第一阶段是上世纪70年代到80年代中期，当时的大涵道比发动机增压比仅为22～30，涵道比达到了4～5。那时大涵道比涡扇发动机主要源于通用核心机计划的衍生型号，尚未特别强调经济性、长寿命和环保特性。第二阶段是上世纪80年代中期到90年代初，發动机增压比提高到了28～34，涵道比达到了5～6。此时发动机气动设计已经从二维发展到三维，整体叶盘、单晶涡轮叶片、全权数字电调和粉末冶金涡轮盘开始广泛应用。第三阶段是上世纪90年代初期到90年代末，发动机增压比提升到34～40，涵道比增加到6～8。此阶段大涵道比涡扇发动机的效率逐渐提升，用于减重的复合材料风扇和空心风扇开始普及，先进耐高温材料和涂层以及新一代全权数字电调开始应用，发动机耐久性和可靠性明显提升。第四阶段是从20世纪末到现在，发动机增压比达到40～52，涵道比达到了8～10。这一阶段复合材料在发动机上开始普遍使用，低污染排气量和降噪声设计开始全面应用于发动机设计。

新一代发动机研制的重点是在保证推力持续增加的同时，提高效率并且改善安全性和更加环保。经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机在性能、可靠性、耐久性、经济性和环保等方面都有很大进步。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过400千牛（40吨）,发动机的空中停车概率从1次/1 000小时下降到0.002～0.005次/1 000小时左右，发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16 000小时，最长超过40 000小时，发动机的污染物排放水平降低了80%。性能需求确定技术特点。民航客机动力系统虽然大部分技术与军用飞机动力是相同的，但是随着时代的发展形成了自己特有的技术体系：在大涵道比相关技术方面，大涵道比的循环参数选择必然带来大风扇直径，目前GE90发动机的涵道比已经达到了9，风扇叶片的气动、结构、材料和工艺方面的技术门槛越来越高。宽弦无凸肩钛合金风扇叶片和复合材料风扇叶片开始广泛应用于现代大涵道比涡扇发动机。苏联就因为大直径风扇叶片制造技术突破较晚，直到D30K发动机研制成功涵道比才达到2.42，而同期欧美发动机涵道比已达到3～5的水平。环保技术方面，大涵道比涡扇发动机需要大幅度降低噪声和排放水平。降低噪声方面，在发动机设计之初就要考虑选择合适的转子与静子叶片数比例，转子与静子轴间距以及叶尖处理，还要采用消声喷管和吸声材料。低污染排放主要需要改进燃烧室设计，如分级燃烧、贫油预混合蒸发燃烧和先进的燃油控制技术，从而降低二氧化碳和氮化物的排放量。这些性能要求在一定程度上导致军用航空发动机与民用航空发动机在技术设计上开始分离，传统军用发动机研制厂商进入民用发动机领域的难度随之增加。

美国以及西方航空发达国家主要通过核心机计划发展民航客机发动机，在技术发展层面将军机动力和民用动力统一到了一起。核心机是在燃气涡轮发动机中由压气机、燃烧室和驱动压气机的高压涡轮组成的核心部分，它不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称为燃气发生器。由于核心机包含的三大部件是决定航空发动机主要性能的关键结构，也是航空发动机研制难度最大的部分，因而航空发达国家大多将预研工作重点放在核心机研究和技术验证上，然后再在核心机基础上衍生出不同推力、不同用途的航空发动机。这样的发展方式要求航空发动机研制部门能够相对独立地自行组织技术预研和验证研究，而不是紧跟飞机型号需求进行研制。上世纪50年代末，美国空军航空推进实验室开始的核心机计划已经结出累累硕果。普惠公司在J57发动机核心机基础上研制及其派生的发动机成为10多种不同飞机的动力装置，其中包括B-52和B-66轰炸机、F-101、F-102和F-4D、F-8D战斗机、KC-135加油机、U-2高空侦察机和波音-707、DC-8客机。同样，通用电气公司以GE1核心机为基础发展了J97、YJ101、F404、TF-39、F101等36种以上的发动机，推力从22.25千牛到133.33千牛；同时，在F101核心机上发展了民航机动力CFM56和战斗机发动机F101DEF。

用于民航客机的CFM56发动机堪称核心机衍生发展的成功典型。该型号发动机是法国利用美国通用电气公司研制的GE9核心机衍生出的大涵道比涡扇发动机，先后发展了CFM56-2、CFM56-3、CFM56-5A、CFM56-5B、CFM56-5C和CFM56-7系列，起飞推力覆盖了80～151千牛。在整个系列发展中，对核心机的结构改动较小,主要是采用新材料、新设计技术，对全部叶片用三维气动设计方法进行优化设计,以提高核心机的效率和热端部件的耐高温能力。改进的核心是为了尽可能地增大空气流量，提高效率，降低冷气量，提高涡轮进口温度，从而提高发动机性能。庞大的CFM56型号家族装备了包括麦道MD-8-71/72/73、波音737-300/400/500/600/700/800、空客A320-100/200、A319、A319/320/321、A340-200/300等民航客机，以及波音KC-135R/FR、波音E-6/3和KE-3等军机。所有这些飞机所装配的发动机都具有相同的核心机结构，而如果按照每型飞机研制需求重新研制新型发动机，显然是不可能的。

中国大涵道比涡扇发动机研制分析

随着中国大型客机C919开始研制，中国民航客机用大涵道比涡扇发动机的发展应该采用什么样的发展策略就成为值得分析的问题。作为新近开始民航客机动力系统研制的国家，中国进入世界大涵道比涡扇发动机市场可以考虑以下四个途径：第一是转包生产，就是通过承包发达国家航空发动机生产的部分任务，从中学习其航空发动机管理、技术、材料和工艺等技术。因为我国目前尚处于航空发动机产业链下游，很难拿到比较具有技术含量的热端部件，故而这只是一种层次较低的国际合作生产。第二是技术引进，这也是中国航空工业曾长期采用的发展模式。中国目前大多数航空发动机型号都是从苏联引进技术再自行组织仿制生产和改进的成果，这一方式曾有效地缩短了我国与世界先进航空水平的差距。第三是合资合作模式，就是中国航空动力厂商与国外厂商合资研制用于自研客机的发动机型号，中国自己能研制和生产的可以立足国内，我国尚不能突破的技术由合资伙伴提供。第四是自主研制模式，即由我国航空发动机行业自主组织大涵道比涡扇发动机的研制和生产。

以笔者愚见，根据目前大型客机的研制情况，我国应当以“技术引进为先，自主研制跟进”。笔者之所以不主张一开始就自主研制大涵道比涡扇发动机的原因是：中国航空工业虽然在60年的发展过程中形成了较为全面的科研能力，但在大涵道比涡扇发动机研制领域尚未有突破性的进展。1970年我国曾组织涡扇8发动机的研制工作，至1980年底国家投资1.84亿元，共生产3批次计12台发动机。涡扇8是为配套我国第一型大型客机运10而研制的，是中国研制民用涡扇发动机的首次尝试。但是后来运10飞机由于各种原因下马，涡扇8也随之下马，停止研制。时光流转至今，国际民用大涵道比涡扇发动机已经形成了一系列固有的性能特点和政策法规。仅仅研制一型性能满足C919要求的大涵道比涡扇发动机，不足以让中国的大飞机在民航市场具备强劲的竞争力。比如，一旦我国自研发动机不能满足欧洲排放标准，使用该发动机的民航客机在飞经欧洲上空时，就要缴纳相关环保费用。由于罗罗、普惠和通用电气长期把持世界民航动力系统研制，国际上目前的民航发动机准入制度也都是围绕三家巨头发动机性能展开制定的。由于自研发动机不完全符合国际市场准入标准，俄罗斯客机曾经一度无法进行国际航班飞行。鉴于俄罗斯自研飞机和发动机的经济性、环保性以及寿命不及国外产品，规模庞大的俄罗斯国际航空公司已经决定全面放弃使用国产飞机。由此看来，如果国产大涵道比涡扇发动机不能完全符合行业标准，将会影响到C919客机的国内以及国际市场地位。其实从C919项目中大量子系统都是基于进口的情况来看，该机及其发动机必须立足于国际化才能长期持续发展——因为自我封闭无法走出国门的俄罗斯客机和发动机就是前车之鉴。目前我国已经研制成功了第三代大推力加力军用涡扇发动机“太行”，而与“太行”核心机性能类似的大涵道比涡扇发动机也正是国际上目前大量使用的，因而可以说我国初步具备了大涵道比涡扇发动机研制的技术潜力。但是我国航空工业在长寿命、智能控制、大直径风扇叶片设计制造、复合材料、低噪声和排放技术方面从未有过系统的研制经验。因而，先通过技术引进拥有技术先进程度适中，与我国航空发动机技术发展水平相适应的发动机进行生产，并且随C919客机从头到尾走完国际准入和民航实用环节，从而积累大量研制、生产和使用经验是我国自研大涵道比涡扇发动机的必经之路。

C919动力选用发展情况一定程度上印证了笔者的看法。2009年12月21日，北京–中国商用飞机有限责任公司（中国商飞）和CFM 国际公司（CFM）共同宣布技术领先的新型飞机发动机LEAP–X被选为C919单通道客机的发动机。而CFM 国际公司的产品CFM56发动机正是传闻中“太行”发动机研制的参考对象，这也就是说我国在引进国外大涵道比涡扇发动机的同时，就考虑了借鉴其技术在“太行”核心机基础上发展自研大涵道比涡扇发动机的问题。LEAP-X1C发动机采用斯奈克玛研制的碳纤维复合材料风扇叶片以及通用电气公司研制的陶瓷基复合材料涡轮部件。LEAP-X1C采用18叶风扇叶片，其数量比CFM56-5C减少一半，是CFM56-7B的四分之三。与CFM现在生产的主流发动机CFM56系列相比，LEAP-X1C发动机燃油消耗可减少16%，二氧化碳排放量可减少16%，氮氧化物排放量不足其60%，且更为安静。总的来说，LEAP-X1C发动机就是一款我国比较熟悉，且在效率、寿命和环保方面应用了较多新技术的大涵道比涡扇发动机。在上海举行的2009年中国国际工业博览會预展上，有一款发动机模型首度亮相即成为人们关注的焦点，该发动机型号为SF-A，是一款推力范围从120～130千牛（12～13吨）的大涵道比涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机通常都是由军用发动机核心机衍生，从我国现有核心机和改型发动机的推力来看，这款发动机很可能就是我国第三代加力式大推力发动机“太行”核心机的衍生型。笔者大胆推测，在我国引进LEAP-X1C发动机的同时，自研大涵道比涡扇发动机的工作也已适时启动。

相信我国自主研制的大型客机C919身上70%的国外进口设备会随着我国对于大型客机的使用经验的丰富而变得越来越少，而100%引进的大涵道比涡扇发动机也将会在不长的时间内被我国自研型号所替代。现在我国大型客机动力系统正在战略转型的十字路口，未来的方向只有一个，那就是最终走向自主研制。

责任编辑：兆然