分页第1页 :【文摘】涡扇（上）

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。

◆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是美国人从一九四七年就开始设计的一种涡喷发动机，一九四九年完成设计，一九五三年正式投产。Ｊ－５７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Ｊ－９１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ＪＴ－３Ｄ涡扇发动机诞生了。ＪＴ－３Ｄ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。ＪＴ－３Ｄ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ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ型发动机的数据）。ＪＴ－３Ｄ的用处很广，波音－７０７、ＤＣ－８用的都是ＪＴ－３Ｄ。不光在民用，在军用方面ＪＴ－３Ｄ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Ｊ－７９。Ｊ－７９与一九五二年开始设计，与一九五六年投产，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Ｊ－５７的双转子结构不不同，Ｊ－７９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。

◆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ＪＴ－９Ｄ只有四个。

◆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ＪＴ－３Ｄ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的空气流量增大了百分之二百七十一。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。ＪＴ－３Ｄ的一级风扇的叶片长度为４１８．２毫米。而Ｊ－５７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。ＪＴ－３Ｄ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。

一九八四年十月，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。

一九九一年七月十五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Ａ－３２０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片宽弦风扇中只有六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三一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，只有这样三一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。

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注：这是没改空格的：

涡扇——涡扇（上）

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摘自《军事与泥巴》（网友文章）

作者：网言无忌（供稿）

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复【文摘】涡扇（上）

家园

【文摘】我来试着贴一下

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　　◆引子

　　涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而以。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与蓝。

　　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。

　　◆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是美国人从一九四七年就开始设计的一种涡喷发动机，一九四九年完成设计，一九五三年正式投产。Ｊ－５７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Ｊ－９１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ＪＴ－３Ｄ涡扇发动机诞生了。ＪＴ－３Ｄ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。ＪＴ－３Ｄ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ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ型发动机的数据）。ＪＴ－３Ｄ的用处很广，波音－７０７、ＤＣ－８用的都是ＪＴ－３Ｄ。不光在民用，在军用方面ＪＴ－３Ｄ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Ｊ－７９。Ｊ－７９与一九五二年开始设计，与一九五六年投产，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Ｊ－５７的双转子结构不不同，Ｊ－７９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。

　　◆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ＪＴ－９Ｄ只有四个。

　　◆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ＪＴ－３Ｄ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的空气流量增大了百分之二百七十一。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。ＪＴ－３Ｄ的一级风扇的叶片长度为４１８．２毫米。而Ｊ－５７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。ＪＴ－３Ｄ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。

　　一九八四年十月，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。

　　一九九一年七月十五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Ａ－３２０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片宽弦风扇中只有六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三一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，只有这样三一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。

复修改空格对比

家园

哈哈，原来不是◆的原因

原文中，每行行首都有2个空格，但它们不是正常的空格。看长度，似乎是全角字符。但是具体是哪个，还不知道，呵呵。

用正常空格全部替换，问题解决