大型民用航空发动机课件

大型民用航空发动机大型民用航空发动机大型民用航空发动机cfm56农村中学英语课堂教学，由于其教学内容和教学对象的双重特殊性，和城镇中学英语课堂教学有很大的差异。相对于城镇中学学生，农村中学学生的外语基础差，接触外语的机会少，加上普遍的重理轻文思想，很容易出现厌学和死记硬背的情况。本人在教学工作中深刻认识到，农村英语的课堂教学，既不能一味采取传统填鸭式的灌输模式，也不能完全采取全开放教学模式，而要把两者有机结合，“两手抓，两手都要硬”。一、素质教育为主,强化学生的主体意识教育是教师和学生双方作用的过程，其核心关系是教与学的关系，因此，教师和学生都是主体。这种“双主体性”决定了教师教的责任和学生学的责任。只有双方的主体作用都得到充分发挥，教育才能收到最佳的效果。然而，我们目前的教学受“应试教育”，“升学教育”的影响，教师统治课堂的现象十分严重，而忽视了学生的主体作用，这种现象阻碍了素质教育的实施。随着课程改革的实施、新教材的运用，教师不能成为课堂的单一主宰，而是要让学生参与到教学活动中，成为课堂的主人。农村学生从小学四年级开始学习英语，但是大部分学生基础较薄弱，有的甚至在刚接触英语学习时就失去了学习兴趣。为了在初中阶段重新培养他们的学习兴趣，提高学习积极性，这就要求教师把任务型教学模式带入课堂，设计一些与生活相关的教学活动，鼓励学生参与，让他们通过思考、调查、讨论、小组合作，共同完成教学任务。新教材相对来说，词汇量较大，学习的时候相对困难。因此，教师要从学生的认知水平、英语基础、教学内容和目的等方面，精心设计活动，使学生能够参与、乐于参与，并在活动中得到听、说、读、写等方面的有效训练。二、理论联系实际，农村英语课堂教学要“两手抓”作为一名农村教师，要了解农村学生的生活背景、学习习惯、个人想法，所谓教师备课也包含备学生。由于家庭、社会环境的局限，很多学生的视野不广，知识面狭窄，家长又不懂英语，更不重视英语，农村学生学习英语的困难较大，上课不敢开口，习惯用汉语交流，学习习惯较差。他们弄不清知识到底有何重要，为什么要学英语，学习比较被动，成绩对他们来说也无所谓。这些都决定了，农村学生学习英语要先培养学习兴趣，在此基础上采取实际的、行之有效的教学方式来巩固和提高其自身语言能力，达到素质教育的目的。1、以兴趣推能力，以能力带兴趣要让学生轻松、愉悦、主动、有效地学习，关键就是培养起学生的学习兴趣，特别是对于刚刚接触英语的初一学生。学习语言最怕缺乏语言环境，课上没有英语气氛，会使具有好动、情感易变特性的学生感到枯燥乏味。运用多媒体，精心设计好每一堂课，把抽象的语言、单调的词汇、语段具体化、生动化、形象化，就会深刻地吸引学生的注意力，激发起学习情趣，迅速培养其学习兴趣，提高学英语的能动力。如把词汇放到句子里，再运用投影把抽象的文字符号以各种绚丽多彩的画面呈现，动词以动作表现，名词以实物或静物画面表现，其它难以单独表示的就配以恰当的语言环境，或老师用手势、表情来辅助表现，这样就会把抽象的东西具体化、形象化，即可满足学生的好奇心、求知欲，也能全面调动学生看、听、说、想等多方面的积极性。有了兴趣，并且快乐的接受知识，教师再利用各种活动，启发学生积极参与言语交流活动，启发他们的想象力和创造性，让学生来表现所获得的知识，让学生充分体会到成功的愉悦，继而对英语产生亲切之感，从而形成稳定而持久的兴趣。这时的学习就变成了一种快乐的习惯和过程，语言能力也就随之培养起来。2、兴趣激发不可盲目，更不能成为课堂的全部现在，多媒体等现代手段被公认为是激发学生兴趣的最佳途径。多媒体的确具有使文本形象生动、启发学生想象力、增强理解力的作用。但是大量堆砌材料、展示图片，不一定就能促进教学效果。对于农村学生来说，他们基础相对薄弱，接受能力、思考、反应能力较差，一味的运用多媒体不仅达不到预期的教学效果反而会冲淡了教学内容、教学目的。同样，片面追求师生互动、生生互动而撇开教学目标，使教学失去了真实性和魅力；课堂活动表演化，质疑问题显得苍白，不能启发学生深入思考；互动活动时间短，学生没有时间思考，只能Yes或No，或者干脆汉语解决。长此以往，僵硬重复的教学模式再次出现，使学生、教师身心疲惫，还造成了资源浪费。本末倒置，得不偿失。这显然失去了多媒体教学的意义，最多是“上课一派繁荣，下课一无所获”。这种教学模式对农村学生的学习无疑是弊大于利的，一部分学生会逐渐跟不上教师理想教学效果的步伐而掉队，随之对学习英语产生困难、惧怕的心理，最终也失去了教师培养学生兴趣的初衷。所以，教学必须根据被教育对象的实际出发，主次分明，有的放矢。课堂教学，该放开则放开，该严肃则严肃，该互动则互动，该灌输则灌输。一节课，开始可以以活动吸引学生，最终还是要回到落实教学成果这个目的上来；一个学生，开始可以被声音、图像、影片所吸引，最终还是要他自己听得懂，说的出，读的好，写的明。一、初中语文教师应该扮演好语文课堂教学组织者的角色。语文教学是一台戏，教师只有认真演好自己的角色，我们才能提高这台戏的质量。课堂教学是学生获得知识的主渠道，教师应充分利用这块阵地，使语文交流从课堂教学情境中扩展开去；语文教师应为学生提供积极思考与合作交流的空间，开启学生主动参与、学习探究、创造的强烈动机，帮助学生发现他们所学的语文知识的意义。另外，对于学生反馈回来的信息也十分重要，我们语文教师要及时地获得教学反馈信息，对学生的语文学习及时做出科学的评价，做出有根据的，有针对性的教学决策，而这也正符合了马克思主义哲学原理中“否定之否定规律”。二、初中语文教师应该要与学生平等对话。建立民主和谐的师生关系。我们语文老师应该积极地看、耐心地听，设身处地地感受学生的所作所为，使学生有良好的心境和愉悦的情绪，使学生能自由地发表意见；自由地按自己的学习方式参与语文活动。在教学过程中，教师应尊重和欣赏学生，给学生心理上的安全和精神上的鼓舞。教师还应鼓励和提倡教师与学生的双向交流以及学生与学生之间的多向交流。三、初中语文教师应该用心营造语文教学情境。有人说过：语文是进行素质教育最有效的一门学科。语文课本里大多都是声情并茂的好文章。在初中语文教学中，教师要努力使语文课本情境故事化、活动化、生活化，调动起学生内部已经形成的知识、经验、策略、感受和兴趣，鼓励学生用耳、用口、用眼、用手去表达自己的思想和接受他人的思想。这样做更有利于激发学生学习语文的兴趣，调动学习语文的积极性和主动性，开阔思路，促进语文创造性思维的发展。这样做还可以培养情感、陶冶性情、提高学生文化修养和综合素质，对学生今后的影响不可忽视。四、初中语文教师应该在初中语文教学中实行小组合作形式教学。现在无论是在学校里还是社会上，团队合作精神是一种比较推崇的能力，而小组合作教学是一种很好的能体现团队合作精神的教学形式。小组合作式教学的学生参与面广，参与效率高。开展小组合作研讨形式为促进学生与学生之间信息反馈，提供学习的优势互补.为激活思维火花创设了良好的条件。教师对小组讨论应提出明确的讨论要求，要求学生学会仔细倾听，学会清晰表达，尝试帮助纠正；小组成员的组成可由教师指定也可自由组合但相对稳定，每组的学生学习基础上中下结合，学生在小组内轮流担任讲述者和评判者，使学生保持一种新鲜感，这样可使学生在相互合作的基础上，吸取同伴的智慧和力量。通过小组交流既可使学生从多角度看问题，也可使学生通过对比发现自己存在的问题，对原来模糊不清甚至错误的认识得到进一步思考、澄清，正确的认识最终将纳入已有的认知结构，从而达到对语文知识的真正理解，与此同时，每个同学都会获得成功或失败的亲身体验。五、初中语文教师应该明确教学目标的关键是语文研究性课堂教学。教学目标的制定和明确，是上好每一节课的关键。要明确教学目标，就要加强对教材及学生的研究，做到三个熟悉：一是熟悉《课程标准》，二是熟悉教材，三是熟悉学生。其实，语文教学的最终目的应该是语文综合素质的培养。我们在制定教学目标的时候.应紧紧扣住这一点。我认为语文综合素质应该包括以下几点：1.听说读写能力的培养。很多同仁可能认为语文教学发展到今天，还在谈“听说读写”，是不是有点落后于形势。其实，听说读写能力应该是语文教学的基石。我们常说厚积而薄发，没有厚实的听说读写的基本功，根本无从谈所谓的创新能力的培养。2.培养学生自主学习的能力。以前人们总是觉得语文教学应该更多地把知识传授给学生，在教学中多注重知识的传承性，从而忽略了学生学法的指导，使学生变成被动接受知识的机器，一旦离开了学校、离开了老师，就会无所适从，不能再自觉的学习。这应该说是教学的一种误区。3.培养学生的创新思维能力。这是我们教学的最终目的。六、初中语文教师要做好语文教学指导。本人认为，初中生的语文学习过程应增加一些富有探索性与挑战性的语文活动，教师可指导学生用简单的语文术语表达思想，有层次地说明思考问题的过程，并尝试解释所得的结果。教师还可以尝试指导学生拟定小论文，研究小课题，并鼓励学生通过各种形式表达、反思自己的知识和解决问题的方法，以多种形式连贯、清楚地向同学、教师或其他人传达自己的语文思想。此外，课外阅读也是中学语文教学中一块重要的阵地。课外阅读对于开拓学生的视野，开发学生的智力，提高学生的读写能力，培养学生良好的学习习惯，都起着很大的作用。我们实践语文教师应培养初中生自学语文的能力，指导学生阅读课外读物，指导学生养成博览和精渎的习惯。并学会做读书笔记，引导学生对课本知识质疑问难，促进对语文知识理解的深化。综上所述，教师，尤其是语文教师应该是全面了解并完全信任学生的人；是能对学生充分发展潜能充满信心的人，语文教师应该用激情来感染自己，感染学生，感染课堂.甚至感染整个校园.大型民用航空发动机大型民用航空发动机大型民用航空发动机cfm1大型民用航空发动机课件2大型民用航空发动机课件3大型民用航空发动机课件4大型民用航空发动机课件5研制情况1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力级涡扇发动机的课题，法国SNECMA公司经过分析和调查，1971年底选择了美国GE公司作为合作伙伴，以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年11月两家公司决定联合研制10000daN级的大涵道比的发动机。1972年2月完成设计并开展试制，1974年9月正式组成CFM国际公司，发动机定名为CFM56，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。研制试验共用11台发动机，其中5台用于飞行试验。1979年11月在美国改装的波音707-320上首飞，后来累计飞行130h，同时在法国的“快帆”飞行台上完成了必要的试验。1979年11月9日CFM56-2型发动机获得美、法两国的适航证。CFM56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿1年半时间，共耗时7年，发展费用花了10亿美元。该发动机自1979年3月被选定改装麦克唐纳·道格拉斯公司的DC-8飞机，至1986年共改装了110架飞机(每架4台)。

研制情况6CFM56-2-B1军方编号F108-CF-100用于换装美国空军的波音KC-135R加油机和法国空军的C-135ER。

CFM56-2A2军方编号F108-CF-402，用于装备美国海军的波音E-6A和E-8A。

CFM56-3是在CFM56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与-2型相同，而风扇为CF6-80A的缩型。

CFM56-5A为空中客车A320发展的发动机。为同IAE的V2500竞争，设计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡轮。同CFM56-2相比，耗油率降低了13～15%，可靠性提高了30～40%。

CFM56-5A1于1987年8月获得美、法两国适航证，1988年2月开始用于汉莎航空公司的A320。CFM56-5A4为-5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的A319。

CFM56-5B有5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动机的NOx排放物较一般发动机降低约35%。

CFM56-2-B1军方编号F108-CF-100用于换装7

CFM56-5C是为空中客车A340四发远程客机设计的。发动机核心机与CFM56-5B相同，低压部分同CFM56-5A1相比，风扇直径加大101.6mm，增压级增加1级，低压涡轮为5级，采用了长管道混排喷管和第二代FADEC。发动机耗油率比FM56-5A1降低约5%，噪声比联邦航空局Ⅲ级要求低20db。属于-5C型的有以下一些型别：CFM56-5C2，1991年12月取得适航证；FM56-5C3，1991年12月取得适航证；CFM56-5C3/F，低压涡轮采用新材料，使排气红线温度由CFM56-5C3的950℃提高到65℃；CFM56-5C3/G，排气红线温度达到975℃，与CFM56-5C4水平相同；CFM56-5C4，风扇直径为183.4cm，将装于A340-300X，1994年11月取得适航证。研究中的CFM56-5CX将装备A340-400X，其核心机为CFM56-5C4的，采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之能够替代较大的涵道风扇发动机(CFMIM109/M110)和GE90的缩型(CFMIGE45)。

CFM56-71993年11月开始发展的一个型别，原编号为CFM56-3XS。即在CFM56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM56-3相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%，而发动机可靠性保持不变。目前研制的5个型别，即CFM56-7B18、-B20、-7B22、-7B24、-7B26，推力为8684～11730daN。CFM56-5C是为空中客车A340四发远程客机设计的。8大型民用航空发动机课件9结构和系统

(CFM56-2/3)

进气口环形、无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板，无防冰装置。

风扇单级轴流式。CFM56-2风扇叶尖带冠。CFM56-3和CFM56-5带叶中阻尼凸台。CFM56-2有46片叶片，CFM56-3有38片，CFM56-5有36片，盘与叶片材料为Ti/TA6V钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴由2个轴承支承。风扇机匣由17-4PH不锈钢制的3个圆环和12根支柱焊成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板。

低压

压气机3级轴流式(CFM56-5C为4级)。3级转子为整体钛合金锻件制成，出口处沿圆周均布12个可调放气活门，可于低功率状态将部分空气放放风扇通道。最大允许低压转子转速CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/-3B-2为5280r/min，CFM56-3C-1为5490r/min，CFM56-5A为5100r/min，CFM56-5B为5200r/min，CFM56-5C3/-5C2为4800r/min，-5C4为4960r/min，CFM56-7系列为5380r/min。

结构和系统

(CFM56-2/3)

进气口环形、无进口10高压

压气机9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片可调，静子机匣为对开式，6～9级机匣为双层结构，外层机匣上设有5级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在5级引出空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子鼓筒1～2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3级盘为钛合金锻件制成，4～9级为Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片1～3级为钛合金制，4～9级为IN718制成，第1级转子叶片叶尖切线速度为400m/s，展弦比为1.49。1～3级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中，4～9级固定于环形燕尾槽中。所有转子叶片可单独更换，各级均设孔探仪

燃烧室短环形。火焰筒由HastelloyX锻环机械加工成，内外壁均有分段气膜冷却。火焰筒头部有20个高压空气雾化喷嘴，燃烧室机匣材料为IN718。CFM56-5B2采用降低污染的双环腔设计。

高压

压气机9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片11高压涡轮单级轴流式。导向器叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后二个轴承支承，在所有系列中，其最大工作转速允许到15183r/min，由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。

低压涡轮4级轴流式(CFM56-5A为4.5级，CFM56-5C为5级)，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控制，涡轮后机匣为12个支板结构，中心支承低压转子后支点，低压涡轮轴上4号中介轴承支承高压转子。高压涡轮单级轴流式。导向器叶片和转子叶片12起飞推力(daN)

CFM56-210670(30℃)

-2A10670(35℃)

-2-B19798(32.2℃)

-3C-18239～10460(30℃)

-3B-29798(30℃)

-3-B18239～8900(30℃)

-5-A111134(30℃)

-5A311802(30℃)

-5B113360(30℃)

-5B213806(30℃)

-5B412025(45℃)

-5C213895(30℃)

-5C314474(30℃)

-5C415142(30℃)

-7B188684

-7B209174

-7B2210109

-7B2410778

-7B2611713

起飞推力(daN)

CFM56-210670(30℃13巡航推力(H=10668m,M=0.8,daN)

CFM56-2-C12217

-2A-22565

-2-B12213

-3-B12070

-3B-22244

-3C-12391

-5-A12227

-5A32227

-5B12600

-5B22600

-5B42227

-5C2/-5C33079

-5C43225

巡航推力(H=10668m,M=0.8,daN)

C14空气流量(kg/s)

CFM56-2-C1357.7

-3-B1297.4

-5-A1386.5

-5B1428.1

-5C2511.6

-7B18307.35

-7B26353.7

涵道比

CFM56-2(各型)6.00

-3-B1/-3C-15.00

-3B-24.90

-5-A1/-5A36.00

-5B45.70

-5C26.60

-7B18/-7B205.50

-7B22/-7B245.30

-7B265.10

空气流量(kg/s)

CFM56-2-C13515总增压比

CFM56-2-C124.7

-2-C226.5

-3-B122.6

-3B-223.9

-526.5

-5C31.5

-5C237.4

涡轮进口温度(℃)

CFM56-21347

-2A21347

-2B11296

-3B11266

-3B21318

-3C1373

-5A11263

-5B1324

-5C21362

总增压比

CFM56-2-C124.7

16风扇直径(mm)

CFM56-21735

-31524

-51735

-5C21836

长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口，mm)

CFM56-22430

-32362

-5-A1/-5A32423

-5B1/-5B2/-5B42600

质量(kg)

CFM56-2-C1/-2-C22104

-3-B11941

-3B21951

-5-A1/-5A32267

-5C22561

风扇直径(mm)

CFM56-21735

17巡航耗油率[kg/(daN·h)]

CFM56-2-C1/2-C20.683

-2-B10.668

-2A-20.677

-3-B10.678

-3B-20.666

-3C-10.666

-5A10.607

-5C20.577推重比

CFM56-25.10

-2A4.90

-3B14.70

-3B25.10

-3C5.50

-5/-5A25.00

-5A35.30

-5C25.50

巡航耗油率[kg/(daN·h)]

CFM56-2-C118v2500v2500191983年9月，美国普拉特·惠特尼公司(P&WA)、英国罗尔斯·罗伊斯公司(RR)、日本航空发动机公司(JAEC)、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司(IAE)，共同研制和生产一种推力为25000lb(11100daN)级的涡扇发动机，即V2500，型号编号中V表示是五国合作研制的1983年9月，美国普拉特·惠特尼公司(P&WA20装机对象V2522-D5MD-95。

V2500-A1A320-100/-200,MD-90-30。

V2527-A5A320/A321/A319。

V2528-D5MD-90-10/-30/-40。

V2530-A5A321-100。

V2535A321-100。装机对象V2522-D5MD-95。

V221风扇单级轴流式低压

压气机4级轴流式(V2500-A1为3级)。真空电子束焊接的鼓筒以螺栓固定于风扇之后。设有放气环。

高压

压气机10级轴流式。前5排静子叶片可调，压比为16。燃烧室短环形，采用浮壁结构，耐高温且便于维修。沿圆周分布有20个气动雾化喷嘴。高压涡轮2级轴流式，采用三维设计叶型、气冷单晶涡轮叶片和超塑性等温锻造的粉末冶金盘。盘材料为MERL76，第1级导向器用MAR-M509精铸，第2级导向器用MAR-M247精铸。涡轮外环采用可调主动间隙控制。

低压涡轮5级轴流式，采用三维设计叶型和叶尖间隙主动控制。

风扇单级轴流式低压

压气机4级轴流式(V222起飞推力(daN)

V2500-A111130

-D59770

-D511130

-D512470

-A511130

-A513360

巡航耗油率[H=10670m,M=0.8,kg/(daN·h)]

V2500-A10.592

-D50.585

-D50.585

-D50.585

-A50.585

-A50.585

推重比

V2500-A14.93

-D54.18

-D54.76

-A55.84

空气流量(kg/s)

V2500-A1355.5

-D5335.0

-D5355.9

-D5374.5

-A5384.9

起飞推力(daN)

V2500-A11113023总增压比

V2500-A129.4

-D524.9

-D527.7

-D530.4

-A527.7

-A531.4

涡轮进口温度(℃)1427

风扇直径(mm)1613

长度(mm)3200

发动机质量(kg)

V2500-A12303

-D52384

-D52384

-D52384

-A52333

动力装置质量(kg)

V2500-A13356

-D53560

-D53560

-D53560

-A53356

-A53356

总增压比

V2500-A129.4

24Д-18T

(D-18T)乌克兰Д-18T

(D-18T)乌克兰25装机对象Д-18T安-124和安-225。

Д-18TM安-218。风扇单级轴流式。转速3450r/min中压

压气机7级轴流式高压

压气机7级轴流式。5900r/min9100r/min高压涡轮单级轴流式。中压涡轮单级轴流式。低压涡轮4级轴流式。装机对象Д-18T安-124和安-225。

26(Д-18T)

起飞推力(daN)22980(保持至ISA+13°)

最大巡航推力(H=11000m,M=0.75,daN)4767

起飞耗油率[kg/(daN·h)]0.367

巡航耗油率[kg/(daN·h)]0.581

推重比5.72

空气流量(kg/s)765

涵道比5.6

总增压比25(起飞)

27.5(巡航)

长度(mm)5400

风扇直径(mm)2330

质量(kg)4100

(Д-18T)

起飞推力(daN)27ПC-90A,Д-90A

(PS-90A,D-90A)俄罗斯ПC-90A,Д-90A

(PS-90A,D-90A)俄28装机对象ПC-90A伊尔-96-300和图-204。风扇单级轴流式。带2级增压级。轮毂比0.34。装有33片钛合金带凸台风扇叶片。中介机匣内、外涵中介机匣由镁合金整体铸造，6块支板，直径大约2000mm。

高压压气机13级轴流式。压比15.6，转速11820r/min。进口导流叶片及头2级整流叶片可调，头2级转子叶片叶中带凸台。

燃烧室环管形。12个火焰筒，蒸发式燃油喷嘴，2个电点火器。

高压涡轮2级轴流式。采用先进气冷式涡轮叶片。

低压涡轮4级轴流式。

尾喷管收敛喷管。内、外涵混合排气，采用18瓣强制混合器。外涵风扇出口设有反推力装置。

控制系统采用数字式电子控制系统，装有机械备份。

装机对象ПC-90A伊尔-96-300和图-204。风29起飞推力(daN)15696

巡航推力(H=11000m,M=0.8,daN)3433

起飞耗油率[kg/(daN·h)]0.387

巡航耗油率[kg/(daN·h)]0.607

推重比5.43

空气流量(起飞，kg/s)471.0

(巡航，kg/s)504.0

涵道比(起飞)4.60

(巡航)4.80

总增压比(起飞)31.9

(巡航)37.0

涡轮进口温度(起飞，℃)1348

(巡航，℃)1097

风扇直径(mm)1900

长度(mm)5239

质量(kg)2950

起飞推力(daN)15696

巡航30HK-8

(NK-8)牌号HK-8

用途民用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家俄罗斯

厂商国营萨马拉“劳动”科研生产联合体

生产现状停产

装机对象图波列夫设计局的3发图-154客机和伊留申设计局的4发伊尔-62客机。HK-8

(NK-8)牌号HK-8

用途民用31进气口环形，钛合金进气机匣。

风扇2级轴流式。压比2.15。转速5350r/min。

低压

压气机2级轴流式。

高压

压气机6级轴流式。转速6950r/min。

燃烧室环形。139个喷嘴，外圈70个，内圈69个。

高压涡轮单级轴流式。导向器叶片气冷。转子叶片带冠。

低压涡轮2级轴流式。转子叶片带冠。

尾喷管固定面积，内外涵气流混合排出。

控制系统机械液压式。转速和燃油综合控制。

进气口环形，钛合金进气机匣。

风扇2级轴流式32(HK-8-4)

起飞推力(daN)10788

巡航推力(H=11000m,V=850km/h,daN)2731

巡航耗油率[kg/(daN·h)]0.79

推重比4.58

空气流量(kg/s)232

涵道比1.02

总增压比10.8

涡轮进口温度(℃)870

直径(mm)1442

长度(mm)5100

质量(kg)2100

(HK-8-4)

起飞推力(daN)33HK-93HK-9334伊尔-96M和图-204旅客机桨扇2级轴流式，对转。前面级8个桨叶；吸收40%功率；后面级10个桨叶，吸收60%功率。叶片后掠30°，桨距变化范围110°。原型机的叶片用实心镁合金制造。生产型叶片为石墨－环氧树脂复合材料的实心无梁结构，根部为钢。桨叶长度1050mm。

减速器差动式游星齿轮减速器，带7个游星齿轮。传递功率22370kW。翻修寿命7500h，设计总寿命20000h。

中压

压气机7级轴流式。盘和叶片均为钛合金。

高压

压气机8级轴流式。前5级材料为钛，后3级为钢。

燃烧室环形。带蒸发式喷嘴。正在研究使用液态天然气。

高压涡轮单级轴流式。气冷单晶叶片。

中压涡轮单级轴流式。

低压涡轮3级轴流式。经减速器带动桨扇转子。

控制系统双通道数字电子式，带机械液压备份。

滑油系统闭合回路。循环滑油不经滑油箱。

伊尔-96M和图-204旅客机桨扇2级轴流式，对转。35

起飞推力(daN)17650起飞耗油率[kg/(daN·h)]0.239

巡航耗油率[H=11000m,M=0.75,g/(daN·h)]0.50

推重比4.94

空气流量(kg/s)976

涵道比16.6

总增压比37

长度(mm)5972

桨扇直径(mm)2900

外壳直径(mm)3150

质量(kg)3650

36HK-88/89(HK-89，以甲烷为燃料)

起飞推力(daN)10300

巡航推力(H=11000m,M=0.8,daN)2157

起飞耗油率[kg/(daN·h)]0.572

巡航耗油率[kg/(daN·h)]0.752

推重比4.61

起飞空气流量(kg/s)228.0

巡航空气流量(kg/s)223.0

起飞涵道比1.05

巡航涵道比1.06

起飞总增压比10.7

巡航总增压比10.4

起飞涡轮进口温度(℃)883

巡航涡轮进口温度(℃)689

风扇直径(mm)1335

长度(mm)5288

质量(kg)2280

HK-88/89(HK-89，以甲烷为燃料)

起飞推力(d37JT3D/TF33牌号JT3D/TF33

用途军用/民用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家美国

厂商普拉特·惠特尼公司

生产现状停产

装机对象美国麦克唐纳·道格拉斯公司民航机DC-8，波音公司B720、B707、VC-137C，波音公司远程战略轰炸机B-52、4发飞机C/WC-135B、C-135B、ER/RC-135C，波音加油机KC-135B，波音公司空中警戒和控制机E-3A，美国马丁公司高空侦察机RB-57F，洛克希德公司军用运输机C-141A/B。JT3D/TF33牌号JT3D/TF33

用途38进气口固定的进口导流叶片。

风扇2级轴流式。压比1.74，效率81.6%。

低压

压气机6级轴流式。与风扇一起由低压涡轮驱动。效率85%，转速6540r/min。

高压

压气机7级轴流式。转速9800r/min。

燃烧室环管式，8个火焰筒，每个火焰筒6个喷嘴。

高压涡轮单级轴流式。气冷。绝热效率89.5%。

低压涡轮3级轴流式。绝热效率90%。

控制系统机械液压式。起动、加速、减速和稳态均用自动转速控制，单油门杆控制。

进气口固定的进口导流叶片。

风扇2级轴流式。压比39(JT3D-3B)

起飞推力(daN)8007

起飞耗油率[kg/(daN·h)]0.545

推重比4.13

空气流量(kg/s)204

涵道比1.4

总增压比16

涡轮进口温度(℃)885

最大直径(mm)1350

总长度(mm)3840

质量(kg)1969

(JT3D-3B)

起飞推力(daN)840JT8D-200系JT8D-200系41生产现状批生产，PW6000研制中。

装机对象JT8D-209MD-81。

JT8D-216MD-95(建议)。

JT8D-217/-217A/-217B/-217CMD-82/-87。

JT8D-217/-219,727-200MD-95(建议)。

JT8D-218BDC-9X。

JT8D-219MD-83/-88。

JT8D-290MD-80ADV(建议)。MD-82/-87/-88(建议)。

PW6000空客A318。

风扇单级风扇。低压

压气机6级轴流式高压

压气机7级轴流式燃烧室9个火焰筒高压涡轮单级轴流式低压涡轮3级轴流式生产现状批生产，PW6000研制中。

装机对象JT8D-42最大起飞推力(daN)

JT8D-2098577

-2167340

-217/-217A/-217C9286

-2188007

-2199664

-290系9270～9650

正常起飞推力(daN)

JT8D-2098228

-217/-217A/-217C8896

-2199340

PW60008008--10678

最大连续推力(daN)

JT8D-2097116

-217/-217A/-217C8006

-2198402

起飞耗油率[kg/(daN·h)]

JT8D-2090.510

-217/-217A0.519

-217C0.509

-2190.524

最大起飞推力(daN)

JT8D-20943最大连续耗油率[kg/(daN·h)]

JT8D-2090.497

-217/-217A0.508

-217C0.495

-2190.498

推重比

JT8D-2094.15

-217/-217A4.46

-217C4.42

-2194.6

空气流量(kg/s)

JT8D-209213.6

-217/-217A/-217C220.4

-219225.4

涵道比

JT8D-2091.78

-217/-217A1.73

-217C1.81

-2191.77

PW60004.9

最大连续耗油率[kg/(daN·h)]

JT8D-20944总增压比

JT8D-20917.4

-217/-217A/-217C18.6

-21919.2

PW600026.6或28.7

涡轮进口温度(℃)

JT8D-2091012

-2171062

长度(mm)3916

PW60002743

宽度(mm)1503

风扇叶尖直径(mm)

PW60001435

高度(mm)1709

质量(kg)

JT8D-2092103

-217/-217A2119

-217C2139

-2192139

-290/-291/-2982137

PW60002247

总增压比

JT8D-20917.4

45PW2000涡轮风扇发动机PW2000涡轮风扇发动机46大型民用航空发动机课件47装机对象PW2037B757、757-200/200M，图-204(有可能选用)。

PW2337伊尔-96M。

PW2040/2240B757、757-200/200M、757-200PF，图-204(有可能选用)。

PW2136A340(建议选用)。

F117-PW-100C-17。

风扇单级轴流式压比1.6～1.7，风扇叶尖直径2000mm低压

压气机4级轴流式。4575r/min。高压

压气机12级轴流式12335r/min高压涡轮2级轴流式。低压涡轮5级轴流式。起飞推力(daN)

PW203717010

PW204018550

最大巡航推力(H=10670m,M=0.8,daN)

PW2037/20403670

巡航耗油率[kg/(daN·h)]

PW2037/20400.574

装机对象PW2037B757、757-200/2048推重比

PW20375.24

PW20405.71

空气流量(kg/s)

PW2037549

PW2040569

涵道比

PW20376

PW20405.9

总增压比

PW2037/204027.6

涡轮进口温度(℃)

PW20371405

PW20401425

最大直径(mm)

PW2037/20402154

长度(mm)

PW2037/20403729

质量*(kg)

PW2037/20403311

F117-PW-1003274

推重比

PW20375.24

PW49PW4000PW400050装机对象PW4152A310-300。

PW4156A300-600/A310-300。

PW4158A300-600R。

PW4168A330。

PW4052B767-200/-200ER。

PW4056B767-300/-300ER/B747-400。

PW4060B767-300ER/B747-400。

PW4084B777。

PW4460MD-11。

PW4462MD-11。

风扇单级轴流式。压比为1.66～1.76。低压

压气机4级轴流式最大转速为4012r/min高压

压气机11级轴流式。10450r/min高压涡轮2级轴流式。低压涡轮4级轴流式(PW4168和PW4084分别为5级和7级)。装机对象PW4152A310-300。

PW451最大起飞推力(daN)

PW405625274

PW415624940

PW415223159

PW405223159

PW415825830

PW406026720

PW446026720

PW416026688

PW405022240

PW4060A22240

PW4156A24909

PW406227578

PW446227578

PW416830200

PW408437310

最大起飞推力(daN)

PW4056252巡航耗油率[H=10700m,M=0.84,kg/(daN·h)]

PW40000.602

推重比

PW40005.5

PW41684.7

PW40846.0

空气流量(kg/s)

PW4000802

涵道比(巡航)

PW4052/41525.0

PW4156/40564.9

PW4158/4060/4460/4062/44624.8

PW41685.1

PW40846.4

巡航耗油率[H=10700m,M=0.84,kg/(da53总增压比

PW4052/415227.5

PW4056/415630.0

PW415830.6

PW4060/446031.1

PW406232.0

PW446232.5

PW416832.0

PW408434.2

涡轮进口温度(℃)

PW40001301

直径(mm)

PW40002469

长度(mm)

PW40003901

PW41684143

PW40844868

质量(kg)

PW40004264

PW41686509

PW40846603

总增压比

PW4052/415227.5

54CF6-80C2/E1CF6-80C2/E155装机对象CF6-80C2A2A310-200，-300。

CF6-80C2A3A300-600。

CF6-80C2A5A300-600，A300-600R。

CF6-80C2A8A310-300。

CF6-80C2B1B747-200，-300。

CF6-80C2B1FB747-400。

CF6-80C2B1F1B747-400。

CF6-80C2B1F2B747-400。

CF6-80C2B2B767-200ER，-300。

CF6-80C2B2FB767-200ER，-300。

CF6-80C2B4B767-200ER，-300ER。

CF6-80C2B4FB767-300ER，-200ER。

CF6-80C2B6B767-300ER。

CF6-80C2B6FB767-300ER。

CF6-80C2D1FMD-11。

CF6-80E1A1A330。

CF6-80E1A2A330。

CF6-80E1A4A330。

装机对象CF6-80C2A2A310-200，-30056风扇1级轴流式低压

压气机

(增压级)4级轴流式压气机14级轴流式高压涡轮2级轴流式低压涡轮5级轴流式起飞推力(非安装，理想喷管，daN)

CF6-80C2A223350

-80C2A326200

-80C2A526750

-80C2A825740

-80C2B124760

-80C2B1F25310

-80C2B222940

-80C2B2F22980

-80C2B425290

-80C2B4F25330

-80C2B626560

-80C2B6F,B7F26580

-80C2D1F27120

-80E1A228690

-80E1A330360

风扇1级轴流式低压

压气机

(增压级)4级57巡航推力(H=10670m,M=0.85,daN)

CF6-80C25040

起飞耗油率[kg/(daN·h)]

CF6-80C20.324～0.335

-80E10.330～0.347

推重比

CF6-80C26.80

-80E16.80

空气流量(kg/s)

CF6-80C2796.0

涵道比

CF6-80C25.28

-80E15.28

总增压比

CF6-80C230.4～32.7

-80E1A132.0

-80E1A232.6

-80E1A334.6

涡轮进口温度(℃)1315

巡航推力(H=10670m,M=0.85,daN)

58风扇直径(mm)

CF6-80C22362

-80E12438

最大宽度(mm)

CF6-80C2B1F/-80C2B2F/-80C2B4F/-80C2B6F2669

-80C2D1F2830

最大高度(mm)2691

长度(mm)

CF6-80C24274

-80E14405

质量(kg)

CF6-80C2A1/C2A2/C2A34246

-80C2B1/C2B2/C2B44258

-80C2A5/C2A84259

-80C2B64272

-80C2B1F/C2B2F4309

-80C2B4F/C2B6F4309

-80C2D1F4420

-80C2B1F4309

-80E14818

风扇直径(mm)

CF6-80C22359民用发动机GE90涡轮风扇发动机结构民用发动机GE90涡轮风扇发动机结构60GE90-115B

GE90-115B61装机对象大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯的MD-12X、空中客车公司的A330的派生型等起飞推力(daN)

GE90-B334250

-B234250

-B138660

-B438920

空气流量(kg/s)1420.0

涵道比8.40

总增压比39.3

涡轮进口温度(℃)1430

风扇直径(mm)3124

最大直径(mm)4013

长度(mm)5080

装机对象大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯62结构和系统

风扇：单级轴流式，增压比为1.52，叶高1219.2mm，弦长533.4mm。低压压气机：3级轴流式。高压压气机：10级轴流式。增压比为23。燃烧室：环形。高压涡轮：2级轴流式。低压涡轮：6级轴流式。控制系统：全权数字式电子控制系统提供燃油，主动间隙和可变几何控制。

结构和系统

风扇：单级轴流式63起飞推力(daN)34250

空气流量(kg/s)1420.0

涵道比8.40

总增压比39.3

涡轮进口温度(℃)1430

风扇直径(mm)3124

最大直径(mm)4013

长度(mm)5080

参数起飞推力(daN)64大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。●研制费约12～30亿美元

●CF6和CFM56发动机E3的先进技术将降低耗油率9%，●GE90采用直径为3124mm的宽弦复合材料风扇●双环腔燃烧室，减少氧化氮排放33%

●双级高压涡轮采用先进材料和主动间隙控制技术

●发展推力分别为：43200、46700、51200daN的推力增长型大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。65RB211RB21166大型民用航空发动机课件67大型民用航空发动机课件68Rolls-RoyceandGasTurbinesRolls-RoyceandGasTurbines69遄达

(Trent)遄达

(Trent)70装机对象遄达700系列A330、MD-12。

遄达800系列波音777。风扇单级轴流式。中压

压气机8级轴流式。转速7000r/min高压

压气机6级轴流式。转速10000r/min高压涡轮单级轴流式。中压涡轮单级轴流式低压涡轮遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。装机对象遄达700系列A330、MD-12。

71起飞推力(daN)

遄达76830627(30℃)

遄达77231666(30℃)

遄达87534694(30℃)

遄达87735986(33℃)

遄达88438480(30℃)

巡航推力(H=10668m,M=0.82,daN)

遄达768/7725121

遄达875/877/8845789

巡航耗油率[kg/(daN·h)]

遄达768/7720.576

遄达875/877/8840.567

推重比

遄达7684.94

遄达7725.20

遄达8714.68

遄达8825.30

空气流量(kg/s)

遄达768877.1

遄达772898.0

遄达8751127.1

遄达8771134.9

遄达8841177.5起飞推力(daN)

遄达76830627(3072涵道比

遄达7684.97

遄达7724.89

遄达8756.21

遄达8776.16

遄达8845.96

总增压比

遄达76835.16

遄达77236.84

遄达87536.0

遄达87736.91

遄达8843