大涵道比涡扇发动机（High Bypass-Ratio Turbofan Engine），是指涵道比大于4的涡扇发动机，具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚音速飞机。

民用大涵道比涡扇发动机发展于20世纪70年代，这一时期的大涵道比涡轮风扇发动机的涵道比约为5∶1，总压比约为24∶1。20世纪80年代是民用大涵道比涡扇发动机的蓬勃发展时期。20世纪90年代，发动机涵道比提高到6～8∶1，总压比增加较大达到34～40∶1，因此耗油率比上一时期的有明显降低。

大涵道比涡扇发动机属于涡轮风扇发动机中的一种，主要由进气道、风扇、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尾喷管组成。工作时，涡轮带动风扇和压气机等旋转，不断吸进空气，空气经风扇压缩后，按一定比例进入内、外两个气流通道，两股气流或分别通过各自的喷管排出，或在涡轮后汇合，然后一起排出。

20世纪70年代是民用大涵道比涡扇发动机发展初期，代表型号有普惠公司的JT9D（用于波音公司的四发747）、GE公司的CF6-6（用于麦道公司的三发麦道DC-10）、罗罗公司的RB211-22B（用于洛克希德公司的三发L-1011），这3型发动机分别于1970年、1971年与1972年投入使用。

这一批大涵道比涡扇发动机的涵道比约为5∶1，总压比约为24∶1，与当时著名的小涵道比涡扇发动机（如斯贝、JT8D）相比，均有大幅度提高。涵道比的增大使推进效率提高，总压比增大使热效率提高、耗油率下降较多，如下所示。

20世纪80年代是民用大涵道比涡扇发动机的蓬勃发展时期，主要的发动机型号包括：大推力级别有普惠公司的PW4000、GE公司的CF6-80C2、罗罗公司的RB211-524D、RB211-524G/H，推力为220～280kN；中等推力级别有普惠公司的PW2000、罗罗公司的RB211-535E4，推力为170～190kN；小推力级别有国际航空发动机公司公司的V2500、CFM国际公司的CFM56-3，推力为90～110kN。

这一批发动机的涵道比基本维持在5∶1左右，但总压比增加较显著达到28～32∶1，因此耗油率有明显降低。下表列出了20世纪80年代的几种代表型号的主要参数。

20世纪80年代中期，民用飞机得到大力发展，世界上两大飞机制造商推出了多种飞机型号，波音公司推出了747-400、757、767与737-300/-400系列，空中客车公司则推出了A300-600系列与空中客车A320系列。飞机与发动机的关系则出现了所谓的“一机多发、一发多机”的关系，即一型客机可选用多型发动机，而一型发动机又可用于多型飞机中。例如，747既可以配装普惠的PW4000，又可以配装GE的CF6-80C2或罗罗的RB211-524。发动机也是如此，PW4000既可用于747-400，又可用于767或A300-600，CF6-80C2与RB211-524也是既可用于747-400，又可用于767或A300。

这一批发动机，除RB211-535E4外，所有风扇叶片仍带叶身凸肩；在风扇与压气机叶片上，叶型设计已由二维逐渐向准三维、全三维发展；包容环已由纯钢制外环改为在钛或铝制薄环外缠绕几十层由凯芙拉复合材料制成的条带结构；压气机中广泛采用了焊接转子，取代螺栓连接的结构；定向结晶、单晶涡轮叶片以及粉末冶金的涡轮盘广泛被采用；全权限数字式电子控制（FADEC）系统取代了传统的燃油调节器；完善的状态监测系统在发动机中得到广泛应用。

20世纪90年代，新研发的大型客机有空中客车公司的空中客车A330/空中客车A340与波音公司的777：A330采用的发动机为PW4168（即风扇直径为2.54m的PW4000）、CF6-80E1与达700，推力范围为280～320kN；A340采用4台CFM56-5C发动机或遄达500发动机，推力范围为140～240kN；777采用的发动机为PW4084（即风扇直径为23.87m的PW4000）、GE90与遄达800，推力范围为331～435kN。

在这一时期，发动机涵道比提高到6～8∶1，总压比增加较大达到34～40∶1，因此耗油率比上一时期的有明显降低。下表列出了20世纪90年代的几种代表型号的主要参数。

在这一时期，一型发动机只用于一型飞机，而一型飞机能选用三家航空发动机公司的发动机。在这6型发动机中，配装空中客车A330的3型发动机的结构与性能基本与80年代的发动机水平相同，而配装777的发动机则有较大的提高。

777是波音公司于1990年年初提出、计划于1995年年中投入运营的大型双通道、双发宽体客机，号称是第一款无图样设计的飞机，也是一个冒极大技术风险的产品，它在大型客机的发展中登上了一个新的、具有历史意义的台阶。

777的研制目标是要在投入运营之初，就能用双发客机开通过去只能由三发与四发客机飞行的任意航线的能力（截至20世纪90年代初，还没有任何一种双发客机在使用初期具备这种能力）。它有两个型号：777-200型，航程为7700km，载客量为364座，起飞总质量为233.6t；777-300型，航程为12230km，载客量为298座，起飞总质量为267.6t。

进入21世纪后，绿色航空引起广泛关注，成为航空界在研制新机型与购置新飞机时必须考虑的原则。随着原油价格的不断攀升，全球性气候变暖以及对噪声的控制要求越来越严，新研制的发动机要求耗油率低、排污量少、噪声低、操纵性及维修性好、可靠性高、寿命长等。

在此期间，由于飞机制造公司与发动机公司都忙着围绕绿色航空的要求，研发新型飞机与发动机，因此，仅有空中客车公司研发的四发的超大、超远、超豪华的空中客车A380客机投入运营。由于在777之后，普惠PW4000发动机已被大型客机弃用，因此在为A380提供发动机时，普惠只好与GE合作，成立发动机联盟公司，研发了GP7200；罗罗为A380推出了遄达900发动机。

另外，GE为满足波音公司加大航程的777-300ER与777-200LR的需要，在GE90的基础上发展了GE90-115B，它的额定起飞推力为511kN，但在2001年11月的试车中，推力达到了569kN，创造了世界纪录，使GE90-115B成为世界上推力最大的航空发动机，直至今日仍没有被其他发动机超越。

在这一时期，发动机的涵道比与总压比均比20世纪90年代的发动机高，因此耗油率降低较多。下表列出了21世纪初的3种代表机型的主要参数。

在2010~2020年期间，不仅有3款性能更好的飞机先后投入运营，即2011年投入运营的787、2014年投入运营的A350XWB与2020投入运营的波音777X，而且一些老龄飞机也换装了21世纪发展的新动力，提高了客机的经济性、降低了排污及噪声，这些飞机包括由空中客车A320升级为换装新发动机的A320neo、由737NG升级为换装新发动机的波音737MAX，以及由空中客车A330升级为换装新发动机的A330neo，这3款飞机也是在这一个10年中先后投入运营的。这些飞机均为双发的且都在投入航线运营之初得到适航部门180min ETOPS的批准，即具备能执行飞行世界上任何航线的能力。

787可配装GE的GEnx发动机与罗罗的遄达1000发动机，A350XWB则仅选用罗罗的遄达XWB发动机， 波音777X则选用GE9X发动机。在飞机与发动机的关系中，除787外均是“一机对一发，一发对一机”的关系。罗罗还在遄达1000的基础上采用遄达XWB的一些新技术发展了遄达1000TEN。

2022年11月8日，中国自主研制的AEF1300大涵道比涡扇发动机首次亮相中国国际航空航天博览会。该型发动机是中国航空发动机集团自主研制的大推力、低油耗、大涵道比双定子和转子涡轮风扇发动机。

大涵道比涡扇发动机属于涡轮风扇发动机的一种，其特点是风扇装配在发动机前端的压气机前端。为避免在风扇叶片外段出现过高相对速度导致的激波和波阻，风扇转速不能太高。因此采用两组涡轮分轴驱动风扇和压气机，将空气分成内外两股气流通道。外涵道气流只作平滑流动，经喷管加速排出；内涵道气流则经过压气机、燃烧室、涡轮后由喷管排出，这就构成了内外涵道的结构特点。大涡扇发动机的增压机和风扇都属于低压转子部件，它们的效率对整机性能有很大影响。在稳定巡航工作时：高压压气机效率降低会引起一系列连锁反应，如高压涡轮做功降低、N2转速下降，FADEC会增加燃油流量以保持N1转速不变。高压涡轮效率降低也会导致N2转速下降，FADEC同样会增加燃油流量。低压涡轮效率降低则会使N2转速上升，FADEC会控制燃油流量稳定。

大涵道比涡扇发动机由进气道、风扇、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尾喷管组成。其中压气机、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，一部分分配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。风扇实际上是末级出口带分流机匣的压气机，空气流过风扇后，通过分流机匣分成内外两股流，一股流入核心机，称为内涵气流，这股气流由喷管高速排出产生内涵推力；另一股经分流机匣绕过核心机流经外涵道，称为外涵气流，这股气流能够产生外涵推力。

大涵道比涡扇发动机，进气道尺寸大，溢流阻力比涡轮喷气发动机要大很多。设计涵道比为5的发动机，溢流阻力和内流阻力大致相等。

涡轮风扇发动机中涡轮机主要驱动发动机前部进气道的风扇，大多数发动机的涡轮机直接驱动风扇，一般至少有两个单独的进气道风扇，这些风扇比核心机的内芯旋转得更慢。风扇周围有一个整流罩，引导空气进入风扇。一部分空气进入核心机的涡轮机，其余部分绕过核心机。在高涵道比发动机中，大部分空气通过风扇后进入外涵道并提供大部分的推力。

针对民用大涵道比涡扇发动机的设计特点，基于部件一维气动设计结果，分别建立高压压气机叶片（增压级、中压压气机叶片重量估算模型与高压压气机叶片相同）、风扇叶片重量估算模型：通过简化高压压气机叶片结构，采用等效厚度、气动修正因子等方法，建立了基于统计分析法的高压压气机叶片重量估算模型；通过分段简化风扇叶片结构，采用弦长、最大厚度拟合规律及分段求解体积等方法，建立了基于统计分析法的风扇叶片重量估算模型。 

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整个发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和成本十分重要。在低压涡轮设计中已普遍采用三维黏性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叶尖间隙。

转子系统其余部件主要包括风扇盘、增压级鼓 筒、风扇轴、涡轮轴、涡轮盘等，其中增压级鼓筒和 风扇轴前端均通过止口定位与风扇盘相连，风扇轴后端采用套齿与涡轮轴前端相连，涡轮盘组件过盈安装于涡轮轴上，涡轮轴通过柔性联轴器与电机相连。

大涵道比涡扇发动机高低压转子结构，其特征是低压转子穿过高压转子，轴径细且跨度长，风扇多采用变截面弯扭复合叶片，通常有 3 ～ 5 级涡轮，叶片长且数目多，因而叶片质量、惯性力矩和离心力均会对转子系统的动力特性产生复杂影响，锥壳结构较多。

航空发动机不同的转子对联轴器功能要求不同，目前采用的联轴器主要分为刚性联轴器和柔性联轴器。

当联轴器需传递扭矩和轴向力，需将涡轮轴与压气机轴刚性联为一体，一般采用刚性联轴器。大涵道比涡扇发动机高压转子通常采用双支点的支承方案，此时需要刚性联轴器将高压压气机转子和涡轮转子连接在一起。当联轴器仅传递扭矩，或者既要传递扭矩、轴向力和径向力，又要保证在两联轴器不同心时能良好工作时，采用柔性联轴器，该类联轴器允许涡轮转子和压气机转子有一定的偏斜角。

大涵道比涡扇发动机对转子系统结构设计的基本要求包括：

针对上述要求，采用平均应力、等效比刚度、应变能系数对结构效率的3个方面（承载能力、抗变形能力、力学环境适应能力）进行评估。

在大涵道比涡轮发动机碰摩过程中，转子鼓筒的转频振动幅值先减小后增大；碰摩严重时，转子振动信号中可捕捉到机匣固有频率，转子振动特征频率经过了“转频+低倍频”—“转频+低倍频+机匣固有频率/鼓 筒固有频率”—“转频+低倍频”的变化过程。

大涵道比涡扇发动机排气速度低，推进效率高，经济性好，适用于大型远程旅客机和运输机。在研的发动机涵道比最高达到15，总增压比最高达到70，推力最高可达300千~450千牛，起飞耗油率最低达到0.25千克/（大牛·小时）。高涵道比涡轮风扇发动机的涵道比、总增压比和涡轮前燃气温度有进一步增大的趋势，但其单位推力小，迎风面积大，随飞行速度增加性能衰减快，不宜在超声速飞机上使用。

流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比是影响涡轮风扇发动机性能的一个重要循环参数。涵道比小于1的称为小涵道比涡轮风扇发动机，高于4的称为高（大）涵道比涡轮风扇发动机，涵道比在两者之间的称为中等涵道比涡轮风扇发动机。

大涵道比涡扇发动机的研制是制约中国研制大型运输机的主要瓶颈；它要长期在高温、高压、高转速以及高负荷的恶劣环境中反复工作；具有重量轻、体积小，推力大、使用安全可靠和经济性好等优势，被称为当代工业之花。大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机，具有耗油率低、噪声小等特点。“涵道比”是涡轮发动机外涵道与内涵道空气流量的比值，同样的燃料，涵道比高的发动机，由于推进效率高，油耗低，可以飞得更远，载荷也更大。

当发动机保持在巡航状态（飞行高度35000 ft，0.8 Ma，低压轴转速为90%N1 max，以下巡航状态均为此状态）稳定工作时，风扇效率的降低将会引起其余部件工作状态的一系列变化：风扇效率降低将导致低压涡轮做功量不足以保持原低压轴转速，低压轴转速N1下降，FADEC监控到之后将增加主燃油流量（Fuel Flow，以下简称FF），涡轮前温度提高，涡轮做功能力变强，这时N2会有一定的升高，当N2上升到某个点时，低压涡轮做功足以带动需求提升的低压转子回到最初的N1转速，燃油流量就会稳定。这时，燃油流量FF上升，EGT上升，N2转速上升。

大涵道比涡扇发动机因其尺寸远大于其他类型发动机，因此在承力系统中会使用尺寸更大、数目更多的板壳结构，带来承力系统刚度弱化、刚度不稳定等问题。因此，提高承力系统结构效率的重点应当着眼于抗变形能力和力学环境适应能力。

抗变形能力和力学环境适应能力是整机结构力学性能评估的重要内容。对于整机结构抗变形能力的评估，重点考察飞机过载/机动飞行时，发动机承受非工况载荷作用时，转静间隙变化情况；对于力学环境适应能力的评估，重点考察发动机对振动载荷的敏感程度。

1. 民用发展主流：大涵道比涡扇发动机（涵道比4以上）具有低耗油率、低噪声等优势，是21世纪民用航空发动机发展的主流方向。近年来，多种新型民用涡轮风扇发动机如遄达XWB、GE9X和PW1000G等相继投入使用，进一步提高了燃油效率和环保性能。

2. 高推力：大涡扇发动机通常具有更高的推力输出，可提供更大动力，使飞机能够更快地加速和爬升。

3. 高效率：大涡扇发动机的大涵道比设计，意味着更多空气通过外涵道，减少了燃料消耗，提高了发动机的整体效率。

4. 长寿命：大涡扇发动机采用先进材料和制造工艺，具有更长的使用寿命和更高的可靠性。

5. 大型化：大涡轮风扇发动机通常较大且重量较重，需要更大的飞机机型进行搭载。

6.研制难度极高：大涡扇发动机的研制难度不亚于再造一架全新的飞机，需要上万小时的试验和十数年的研发周期。

7.投入成本巨大：从部件研制到投入使用，大涡扇发动机的研制费用高达数十亿美元，对研发单位来说是巨大的经济压力。

8.技术垄断严重：大涡扇发动机的核心技术长期被美、英、法、俄等少数发达国家的几家公司所控制，严重阻碍了其他国家的自主研发。

9.风险挑战大：由于研制难度高、周期长、投入大，大涡轮风扇发动机的研发面临着巨大的技术、经济和生产风险。

大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。随着发动机涵道比增加，风扇发展趋势是大直径、低压比。大尺寸风扇的设计要求包括高效率、低噪声、轻量化，以及抗外物损伤能力强。采用三维黏性CFD设计方法开发的掠形叶片可以降低进口气流相对马赫数，减少激波损失，提高风扇效率和流通能力。这种掠形叶片可以使叶片效率提高3%-5%，流通能力增加3%-10%。前掠叶片相比后掠叶片具有更大的失速裕度。这种大尺寸风扇在材料、结构和工艺方面采用了无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者采用SPF/DB工艺制造，后者采用增韧环氧树脂/石墨纤维预浸带缠绕后模压成型。

在齿轮传动涡轮风扇发动机中，高效、长寿命的大功率减速器是必需的关键部件。其作用是保证不同转速部件之间的高效动力传递，因此技术要求非常高。普惠公司的STAR-1减速器传动功率达24000千瓦，经过1000小时部件试验和1000小时发动机试验，机械效率超过99%，热负荷只有预期值一半，寿命指标达30000小时。研发中的另一种功率近30000千瓦的减速器也已完成了100小时发动机试验。在减速器设计中，除了设计重量轻的齿轮，还需采用新型润滑油和冷却技术。普惠公司采用了自动定心技术，可有效消除齿轮副之间的偏心和应力。

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之一。随着民用发动机总压比不断提高，已经超过40，未来还将进一步提高到50以上。军用发动机的高压压气机压比一般为6-8，尚未超过10。但民用发动机的高压压气机压比一般为12-20，如GE90发动机的10级高压压气机压比达到23，平均级压比为1.37，都是目前实用发动机中最高的。正在研制的PW6000发动机，其6级高压压气机压比达到11，平均级压比接近1.5。研究中的高压压气机，平均级压比目标为1.4~2.1。支撑这些高压比压气机技术的关键包括：全三维黏性CFD分析、先进叶型设计（掠形、串列、弯曲、倾斜）、吸附式叶片以及主动稳定性控制等。

ICAO制定了4个阶段的排放标准，分别为CAEP1（1986年）、CAEP2（1996年）、CAEP4（2004年）和CAEP6（2008年），相对于CAEP1标准，后续标准分别降低了20%、16.5%和12%。大多数民用飞机已达到1996年ICAO CAEP2标准的NOx排放要求，但人们对排放对臭氧层破坏和全球变暖的担忧仍在增加。相关减排技术包括：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，以及使用高温陶瓷基复合材料减少冷却空气用量等。主动燃烧控制技术也在研究中。GE公司的GEnx发动机采用双环腔与旋流（TAPS）燃烧室，NOx、烟、UHC、CO排放分别只有CAEP2标准的45%、10%、5%和30%。普惠公司在PW4098和PW800发动机中采用泰龙-II（TALON）燃烧室，UHC、CO、NOx和烟排放分别只有排放标准的3%、24%、65%和94%。罗罗公司在ANTLE计划中研究的贫油单级同心分级燃烧室，其NOx排放比CAEP2标准低50%以上。

德国MTU公司在低压涡轮设计方面有丰富经验，正在研究多项先进技术，包括：

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、主动/被动边界层控制，在ATFI验证机上，MTU验证了膨胀比为4.5的两级涡轮，并采用了高升力叶栅设计，可使叶片数减少20%而不降低效率。采用钛铝金属间化合物替代传统镍基合金可使叶片重量减轻40%。在GP7200发动机中，MTU公司的5级低压涡轮达到92.4%的等熵效率。各国都在开展低压涡轮叶片分离控制研究，如美国空军研究实验室进行了涡流发生器射流（VGJ）试验和仿真研究。试验结果显示，采用VGJ可大幅减小低雷诺数下的吸力面边界层分离，尾涡损失可降低65%，压力分布也有所改善。

欧洲和美国制定了分别在10年和20年内将噪声降低10分贝和20分贝的研究计划。对于早期安装涡轮喷气发动机的客机，主要噪声源是发动机尾喷管排气；对于安装涡轮风扇发动机的飞机，风扇噪声是最主要的噪声源，其次是核心排气和机体噪声。

主要降噪措施包括：

1、尽量提高涵道比，降低平均排气速度，但受限于风扇和发动机尺寸。

2、在不影响气动性能的前提下，降低风扇叶尖切线速度。

3、采用掠形叶片、倾斜叶片、锯齿形出口导向叶片等。

4、合理选择叶轮机定子和转子叶片和静子叶片数量比例。

5、增大转子和静子的轴向距离，减小叶尖间隙。

6、采用低损失空腔设计。

7、采用对转风扇，有望降低5分贝噪音。

8、减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流混合的喷管方案，如非轴对称、中心线偏置、带锯齿裙边等。

9、采用向上倾斜的进气口和喷口，使噪声向上传播。

10、采用加长外涵道，敷设利用亥姆霍兹效应的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。

间冷回热循环发动机利用外涵空气冷却高压压气机进口空气，同时利用发动机核心排气加热燃烧室进口空气，从而提高发动机热效率和减少污染物排放。相比常规涡轮风扇发动机，间冷回热循环发动机可降低燃料消耗和CO2排放18%、NOx排放80%，是一项较为远期的技术。在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，涵道比可达15左右，风扇叶尖速度也有降低。该发动机采用三转子方案，利用高速低压多余涡轮通过齿轮箱驱动风扇。中间冷却器和双级燃烧室回热核心满足高总压比要求。CLEAN计划的关键技术包括：齿轮传动风扇系统、高压压气机主动喘振控制、中间冷却器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、轻量高效回热器等。验证结果显示，间冷回热发动机可使装备的飞机节油17%，机重减轻6%。

从JT9D发动机到GE9X发动机，民用大涵道比发动机经历了半个世纪的发展。期间，大涵道比涡扇发动机的发展有着很大的变化，不仅研制出的型号多达几十个，而且随着新技术（气动、结构、材料、涂层、工艺）的不断加入，使发动机的性能（推力、耗油率、排放与噪声）、可靠性、维修性及寿命均大幅提高。

RB211-535E4

RB211-535E4，它是罗罗公司为满足757的需要，在RB211-22B的基础上缩小尺寸研发的，装此发动机的757于1984年10月投入航线运营。在距JT9D投入运营14年后，RB211-535E4的风扇叶片终于做成了取消叶身凸肩的宽弦设计，而普惠公司与通用电气则在其后11年才研发出无凸肩的宽弦风扇叶片。

RB211-535E4在大涵道比航空发动机发展历程中占据了一定地位，因为它实现了多个世界第一。第一次研发了“三明治”式的夹层风扇叶片的制造技术，使宽弦风扇叶片得以取消凸肩。第一次采用了共享式喷口，在之前的大涵道比涡扇发动机中，外涵道的冷气流与内涵道的高温热气流是分别由各自的喷口流出，而在共享式喷口中，外涵道的冷气流通过掺混器流入内涵道，与内涵道的热气流掺混后由共享的喷口流出，可提高推进效率，降低耗油率和噪声，打开反推装置时反推力大等，但这一设计使发动机质量增加，适合远航程的发动机采用。另外，还第一次在压气机叶片中采用端弯处理，以减少端壁边界层影响，从而提高效率与喘振裕度。在涡轮中，采用复合倾斜的涡轮导向叶片，即导向叶片是采用三维设计成复合倾斜式的，即沿轴向、径向均做成曲线状，而不像常规叶片做成直线的，以减少端壁损失等。

CJ-1000A涡扇发动机是中国国产第一型商用大涵道涡扇发动机，是国产C919的配套发动机，主要用于装配窄体大型运输机，而装配宽体大飞机的国产发动机被命名为“长江2000（CJ-2000）”。CJ-1000A在技术原理和部分设计上，与WS-18、WS-20等国产军用大涵道比涡扇发动机相同。但与之不同的是，CJ-1000A需要更多的考虑油耗、巡航速度和生产成本间的平衡，低油耗、低污染和低噪音是民航发动机的追求。CJ1000A发动机民用大涵道比涡扇发动机为双轴直驱发动机，能够满足150~180座级单通道飞机（配备双发）对动力的需求，具有低排放、低噪音、低油耗的特点。

CJ2000

CJ2000是中国航空发动机集团研制的民用大涵道比涡扇发动机，2020年3月，CJ-2000发动机核心机成功点火，核心机代号为C2XC-101。该型发动机是以配装双通道远程宽体客机为目标的大涵道比涡扇发动机，具有低燃油消耗、低排放、低噪音、高可靠性、长使用寿命、低维护成本的产品技术特点。起飞推力超过35000kgf，多项指标优于现役同类型发动机产品。CJ2000与波音787、空中客车A350使用的遄达1000、遄达XWB、GEnx发动机同属一个推力级别。

AEF1300

AEF1300发动机是中国航空发动机集团有限公司自主研制的大推力、低油耗、大涵道比双转子涡轮风扇发动机，是中国航空动力技术创新发展的典型产品。AEF1300的叶片数量减到22片，通过与AEF3500发动机的对比（推力35吨级），大致能推断出，AEF1300的推力约为12-13吨左右。与AEF1300发动机摆在一起的还有AES100、AEP100等发动机，AES100属于1000千瓦级民用涡轴发动机，性能达到国际领先水准，可适用于一些特种车辆。

D-30KP-2

D-30KP-2是俄罗斯索洛维耶夫设计局（现称彼尔姆航空发动机科研生产联合体）研制的涡轮风扇发动机，其最大推力为12.5吨，涵道比2.42：1，翻修寿命3000小时。D-30KP是苏联时期研制的第一种大涵道比高性能涡轮风扇发动机，主要给伊尔-76运输机用。特点是推力大、耗油率低、性能可靠。据媒体介绍，中国国产轰-6K型轰炸机配备俄罗斯生产的D-30KP-2涡轮风扇发动机。

D30KP-2算是俄罗斯第一代涡扇发动机的改进型，苏联时代索洛维耶夫设计局上世纪60年代在第一代D20涡扇发动机基础上的改进型号，在苏联时代，装备了诸多型号飞机，如伊尔-62、图-154、伊尔-76，在D30名下有D30KU、D30KP、D30KP-2、D30KP-3，各型号都有所不同，还有一型著名的D30F6，也就是加装了加力燃烧室的型号，装备的是米格-31战斗机和前掠翼的S－47。

D-30

D-30发动机，是俄罗斯索洛维耶夫设计局（现称彼尔姆航空发动机科研生产联合体）研制的大涵道比涡轮风扇发动机。该型号发动机于1964年为Tu-134短途客机研制，1966年投入批量生产。D-30发动机具有两级压缩机，环形燃烧室和四级涡轮。D-30是发动机制造行业中第一台使用第一级涡轮机冷却叶片的发动机，该涡轮机由当时最新的耐热材料制成，并带有带叶片混合器的排气喷嘴。

D-30改型D-30KP-2涡轮风扇发动机， 其最大推力为12.5吨，涵道比2.42：1，翻修寿命3000小时。D-30KP是苏联时期研制的第一种大涵道比高性能涡轮风扇发动机，特点是推力大、耗油率低、性能可靠。在俄罗斯D-30KP-2主要配备伊尔-76TD/MD等型号战略运输机，中国空军就曾经引进过这两个型号的伊尔-76TD/MD运输机。考虑到后勤保障等方面原因，国产运-20、轰-6K型轰炸机在研制的时候，考虑到国产发动机成熟还需要时日，也选择了D-30KP-2作为发动机。

（1）战略运输机和战略战术运输机动力装置。该型发动机可双发配装于战术运输机，或发配装于战 略战术运输机，具有广泛的应用前景。目前中国在研 的战术运输机主要是小型运输机，运载能力相对较小，无法满足空军运力以及发展需求；同时根据目前 国际发展的趋势，既具有战略运输机功能又具有战术 运输机特点的新型运输机受到了重视，需要配装推力 较大的大涵道比涡扇发动机。

（2）更大推力级的军、民用大涵道比涡扇发动机。 中国目前还没有自主研制的大载质量长航程重型运 输机，从而制约了空军对重型装备的空中运载能力。 美、俄等国家拥有的 C-5运输机、安 -124、安 -225 等重型运 输机已经具备相当的数量，国内的运力无法与之抗 衡。同时根据民航飞机的发展，民用发动机具有很大 的市场空白和发展前景。

（3）新型结构大涵道比涡扇发动机。目前传统结 构大涵道比涡扇发动机的发展已经接近极致，因此提高效率和经济性是发动机未来主要发展方向，即要开展新型结构大涵道比涡扇发动机的发展，如发展齿轮传动涡扇发动机和桨扇发动机等，在国外已经得到了 初步验证。