大涵道比渦扇發動機（High Bypass-Ratio Turbofan Engine），是指涵道比4以上的渦扇發動機，具有推力大、耗油率低和噪聲小等優點，廣泛用于軍民用運輸機和其他大型亞音速飛機。
民用大涵道比渦扇發動機發展于20世紀70年代，這一時期的大涵道比渦輪風扇發動機的涵道比約為5∶1，總壓比約為24∶1。20世紀80年代是民用大涵道比渦扇發動機的蓬勃發展時期。20世紀90年代，發動機涵道比提高到6～8∶1，總壓比增加較大達到34～40∶1，因此耗油率比上一時期的有明顯降低。
大涵道比渦扇發動機屬于渦輪風扇發動機中的一種，主要由進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、驅動壓氣機的高壓渦輪、驅動風扇的低壓渦輪和尾噴管組成。工作時，渦輪帶動風扇和壓氣機等旋轉，不斷吸進空氣，空氣經風扇壓縮后，按一定比例進入內、外兩個氣流通道，兩股氣流或分別通過各自的噴管排出，或在渦輪后匯合，然后一起排出。
歷史沿革
20世紀70年代
20世紀70年代是民用大涵道比渦扇發動機發展初期，代表型號有普惠公司的JT9D（用于波音公司的四發747）、GE公司的CF6-6（用于麥道公司的三發麥道DC-10）、羅羅公司的RB211-22B（用于洛克希德公司的三發L-1011），這3型發動機分別于1970年、1971年與1972年投入使用。
這一批大涵道比渦扇發動機的涵道比約為5∶1，總壓比約為24∶1，與當時著名的小涵道比渦扇發動機（如斯貝、JT8D）相比，均有大幅度提高。涵道比的增大使推進效率提高，總壓比增大使熱效率提高、耗油率下降較多，如下所示。
20世紀80年代
20世紀80年代是民用大涵道比渦扇發動機的蓬勃發展時期，主要的發動機型號包括：大推力級別有普惠公司的PW4000、GE公司的CF6-80C2、羅羅公司的RB211-524D、RB211-524G/H，推力為220～280kN；中等推力級別有普惠公司的PW2000、羅羅公司的RB211-535E4，推力為170～190kN；小推力級別有國際航空發動機公司公司的V2500、CFM國際公司的CFM56-3，推力為90～110kN。
這一批發動機的涵道比基本維持在5∶1左右，但總壓比增加較顯著達到28～32∶1，因此耗油率有明顯降低。下表列出了20世紀80年代的幾種代表型號的主要參數。
20世紀80年代中期，民用飛機得到大力發展，世界上兩大飛機制造商推出了多種飛機型號，波音公司推出了747-400、757、767與737-300/-400系列，空中客車公司則推出了A300-600系列與空中客車A320系列。飛機與發動機的關系則出現了所謂的“一機多發、一發多機”的關系，即一型客機可選用多型發動機，而一型發動機又可用于多型飛機中。例如，747既可以配裝普惠的PW4000，又可以配裝GE的CF6-80C2或羅羅的RB211-524。發動機也是如此，PW4000既可用于747-400，又可用于767或A300-600，CF6-80C2與RB211-524也是既可用于747-400，又可用于767或A300。
這一批發動機，除RB211-535E4外，所有風扇葉片仍帶葉身凸肩；在風扇與壓氣機葉片上，葉型設計已由二維逐漸向準三維、全三維發展；包容環已由純鋼制外環改為在鈦或鋁制薄環外纏繞幾十層由凱芙拉復合材料制成的條帶結構；壓氣機中廣泛采用了焊接轉子，取代螺栓連接的結構；定向結晶、單晶渦輪葉片以及粉末冶金的渦輪盤廣泛被采用；全權限數字式電子控制（FADEC）系統取代了傳統的燃油調節器；完善的狀態監測系統在發動機中得到廣泛應用。
20世紀90年代
20世紀90年代，新研發的大型客機有空中客車公司的空中客車A330/空中客車A340與波音公司的777：A330采用的發動機為PW4168（即風扇直徑為2.54m的PW4000）、CF6-80E1與達700，推力范圍為280～320kN；A340采用4臺CFM56-5C發動機或遄達500發動機，推力范圍為140～240kN；777采用的發動機為PW4084（即風扇直徑為23.87m的PW4000）、GE90與遄達800，推力范圍為331～435kN。
在這一時期，發動機涵道比提高到6～8∶1，總壓比增加較大達到34～40∶1，因此耗油率比上一時期的有明顯降低。下表列出了20世紀90年代的幾種代表型號的主要參數。
在這一時期，一型發動機只用于一型飛機，而一型飛機能選用三家航空發動機公司的發動機。在這6型發動機中，配裝空中客車A330的3型發動機的結構與性能基本與80年代的發動機水平相同，而配裝777的發動機則有較大的提高。
777是波音公司于1990年年初提出、計劃于1995年年中投入運營的大型雙通道、雙發寬體客機，號稱是第一款無圖樣設計的飛機，也是一個冒極大技術風險的產品，它在大型客機的發展中登上了一個新的、具有歷史意義的臺階。
777的研制目標是要在投入運營之初，就能用雙發客機開通過去只能由三發與四發客機飛行的任意航線的能力（截至20世紀90年代初，還沒有任何一種雙發客機在使用初期具備這種能力）。它有兩個型號：777-200型，航程為7700km，載客量為364座，起飛總質量為233.6t；777-300型，航程為12230km，載客量為298座，起飛總質量為267.6t。
21世紀初
進入21世紀后，綠色航空引起廣泛關注，成為航空界在研制新機型與購置新飛機時必須考慮的原則。隨著原油價格的不斷攀升，全球性氣候變暖以及對噪聲的控制要求越來越嚴，新研制的發動機要求耗油率低、排污量少、噪聲低、操縱性及維修性好、可靠性高、壽命長等。
在此期間，由于飛機制造公司與發動機公司都忙著圍繞綠色航空的要求，研發新型飛機與發動機，因此，僅有空中客車公司研發的四發的超大、超遠、超豪華的空中客車A380客機投入運營。由于在777之后，普惠PW4000發動機已被大型客機棄用，因此在為A380提供發動機時，普惠只好與GE合作，成立發動機聯盟公司，研發了GP7200；羅羅為A380推出了遄達900發動機。
另外，GE為滿足波音公司加大航程的777-300ER與777-200LR的需要，在GE90的基礎上發展了GE90-115B，它的額定起飛推力為511kN，但在2001年11月的試車中，推力達到了569kN，創造了世界紀錄，使GE90-115B成為世界上推力最大的航空發動機，直至今日仍沒有被其他發動機超越。
在這一時期，發動機的涵道比與總壓比均比20世紀90年代的發動機高，因此耗油率降低較多。下表列出了21世紀初的3種代表機型的主要參數。
21世紀10年代
在2010~2020年期間，不僅有3款性能更好的飛機先后投入運營，即2011年投入運營的787、2014年投入運營的A350XWB與2020投入運營的波音777X，而且一些老齡飛機也換裝了21世紀發展的新動力，提高了客機的經濟性、降低了排污及噪聲，這些飛機包括由空中客車A320升級為換裝新發動機的A320neo、由737NG升級為換裝新發動機的波音737MAX，以及由空中客車A330升級為換裝新發動機的A330neo，這3款飛機也是在這一個10年中先后投入運營的。這些飛機均為雙發的且都在投入航線運營之初得到適航部門180min ETOPS的批準，即具備能執行飛行世界上任何航線的能力。
787可配裝GE的GEnx發動機與羅羅的遄達1000發動機，A350XWB則僅選用羅羅的遄達XWB發動機， 波音777X則選用GE9X發動機。在飛機與發動機的關系中，除787外均是“一機對一發，一發對一機”的關系。羅羅還在遄達1000的基礎上采用遄達XWB的一些新技術發展了遄達1000TEN。
2022年11月8日，中國自主研制的AEF1300大涵道比渦扇發動機首次亮相中國國際航空航天博覽會。該型發動機是中國航空發動機集團自主研制的大推力、低油耗、大涵道比雙定子和轉子渦輪風扇發動機。
工作原理
大涵道比渦扇發動機屬于渦輪風扇發動機的一種，其特點是風扇裝配在發動機前端的壓氣機前端。為避免在風扇葉片外段出現過高相對速度導致的激波和波阻，風扇轉速不能太高。因此采用兩組渦輪分軸驅動風扇和壓氣機，將空氣分成內外兩股氣流通道。外涵道氣流只作平滑流動，經噴管加速排出；內涵道氣流則經過壓氣機、燃燒室、渦輪后由噴管排出，這就構成了內外涵道的結構特點。大渦扇發動機的增壓機和風扇都屬于低壓轉子部件，它們的效率對整機性能有很大影響。在穩定巡航工作時：高壓壓氣機效率降低會引起一系列連鎖反應，如高壓渦輪做功降低、N2轉速下降，FADEC會增加燃油流量以保持N1轉速不變。高壓渦輪效率降低也會導致N2轉速下降，FADEC同樣會增加燃油流量。低壓渦輪效率降低則會使N2轉速上升，FADEC會控制燃油流量穩定。
基本構造
大涵道比渦扇發動機由進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、驅動壓氣機的高壓渦輪、驅動風扇的低壓渦輪和尾噴管組成。其中壓氣機、燃燒室和高壓渦輪三部分統稱為核心機，由核心機排出的燃氣中的可用能量，一部分分配給低壓渦輪用以驅動風扇，余下的部分在噴管中用于加速排出的燃氣。風扇實際上是末級出口帶分流機匣的壓氣機，空氣流過風扇后，通過分流機匣分成內外兩股流，一股流入核心機，稱為內涵氣流，這股氣流由噴管高速排出產生內涵推力；另一股經分流機匣繞過核心機流經外涵道，稱為外涵氣流，這股氣流能夠產生外涵推力。
進氣道
大涵道比渦扇發動機，進氣道尺寸大，溢流阻力比渦輪噴氣發動機要大很多。設計涵道比為5的發動機，溢流阻力和內流阻力大致相等。
風扇
渦輪風扇發動機中渦輪機主要驅動發動機前部進氣道的風扇，大多數發動機的渦輪機直接驅動風扇，一般至少有兩個單獨的進氣道風扇，這些風扇比核心機的內芯旋轉得更慢。風扇周圍有一個整流罩，引導空氣進入風扇。一部分空氣進入核心機的渦輪機，其余部分繞過核心機。在高涵道比發動機中，大部分空氣通過風扇后進入外涵道并提供大部分的推力。
壓氣機
針對民用大涵道比渦扇發動機的設計特點，基于部件一維氣動設計結果，分別建立高壓壓氣機葉片（增壓級、中壓壓氣機葉片重量估算模型與高壓壓氣機葉片相同）、風扇葉片重量估算模型：通過簡化高壓壓氣機葉片結構，采用等效厚度、氣動修正因子等方法，建立了基于統計分析法的高壓壓氣機葉片重量估算模型；通過分段簡化風扇葉片結構，采用弦長、最大厚度擬合規律及分段求解體積等方法，建立了基于統計分析法的風扇葉片重量估算模型。?
低壓渦輪
在大涵道比渦扇發動機中，低壓渦輪的效率對耗油率有重要影響，其重量和成本分別占整個發動機的25%和15%左右。因此高效多級低壓渦輪的設計對發動機性能、重量和成本十分重要。在低壓渦輪設計中已普遍采用三維黏性CFD設計技術。因為低壓渦輪通道有較大的擴張度，采用正交設計后，葉片的尖部和根部彎曲，形成所謂的彎曲葉片。主動葉尖間隙控制已經得到普遍的應用，通過對機匣噴射冷卻空氣可以在不同的工作狀態下都保持最佳的葉尖間隙。
轉子系統
轉子系統其余部件主要包括風扇盤、增壓級鼓 筒、風扇軸、渦輪軸、渦輪盤等，其中增壓級鼓筒和 風扇軸前端均通過止口定位與風扇盤相連，風扇軸后端采用套齒與渦輪軸前端相連，渦輪盤組件過盈安裝于渦輪軸上，渦輪軸通過柔性聯軸器與電機相連。
大涵道比渦扇發動機高低壓轉子結構，其特征是低壓轉子穿過高壓轉子，軸徑細且跨度長，風扇多采用變截面彎扭復合葉片，通常有 3 ～ 5 級渦輪，葉片長且數目多，因而葉片質量、慣性力矩和離心力均會對轉子系統的動力特性產生復雜影響，錐殼結構較多。
航空發動機不同的轉子對聯軸器功能要求不同，目前采用的聯軸器主要分為剛性聯軸器和柔性聯軸器。
當聯軸器需傳遞扭矩和軸向力，需將渦輪軸與壓氣機軸剛性聯為一體，一般采用剛性聯軸器。大涵道比渦扇發動機高壓轉子通常采用雙支點的支承方案，此時需要剛性聯軸器將高壓壓氣機轉子和渦輪轉子連接在一起。當聯軸器僅傳遞扭矩，或者既要傳遞扭矩、軸向力和徑向力，又要保證在兩聯軸器不同心時能良好工作時，采用柔性聯軸器，該類聯軸器允許渦輪轉子和壓氣機轉子有一定的偏斜角。
大涵道比渦扇發動機對轉子系統結構設計的基本要求包括：
針對上述要求，采用平均應力、等效比剛度、應變能系數對結構效率的3個方面（承載能力、抗變形能力、力學環境適應能力）進行評估。
原理
在大涵道比渦輪發動機碰摩過程中，轉子鼓筒的轉頻振動幅值先減小后增大；碰摩嚴重時，轉子振動信號中可捕捉到機匣固有頻率，轉子振動特征頻率經過了“轉頻+低倍頻”—“轉頻+低倍頻+機匣固有頻率/鼓 筒固有頻率”—“轉頻+低倍頻”的變化過程。
性能指標
推力
大涵道比渦扇發動機排氣速度低，推進效率高，經濟性好，適用于大型遠程旅客機和運輸機。在研的發動機涵道比最高達到15，總增壓比最高達到70，推力最高可達300千~450千牛，起飛耗油率最低達到0.25千克/（大?！ばr）。高涵道比渦輪風扇發動機的涵道比、總增壓比和渦輪前燃氣溫度有進一步增大的趨勢，但其單位推力小，迎風面積大，隨飛行速度增加性能衰減快，不宜在超聲速飛機上使用。
涵道比
流經外涵和內涵的空氣流量之比稱為涵道比或流量比。涵道比是影響渦輪風扇發動機性能的一個重要循環參數。涵道比小于1的稱為小涵道比渦輪風扇發動機，高于4的稱為高（大）涵道比渦輪風扇發動機，涵道比在兩者之間的稱為中等涵道比渦輪風扇發動機。
可靠性
大涵道比渦扇發動機的研制是制約中國研制大型運輸機的主要瓶頸；它要長期在高溫、高壓、高轉速以及高負荷的惡劣環境中反復工作；具有重量輕、體積小，推力大、使用安全可靠和經濟性好等優勢，被稱為當代工業之花。大涵道比渦扇發動機是指涵道比4以上的渦扇發動機，具有耗油率低、噪聲小等特點?！昂辣取笔?a href="/hebeideji/5088234048677444915.html">渦輪發動機外涵道與內涵道空氣流量的比值，同樣的燃料，涵道比高的發動機，由于推進效率高，油耗低，可以飛得更遠，載荷也更大。
耗油率
當發動機保持在巡航狀態（飛行高度35000 ft，0.8 Ma，低壓軸轉速為90%N1 max，以下巡航狀態均為此狀態）穩定工作時，風扇效率的降低將會引起其余部件工作狀態的一系列變化：風扇效率降低將導致低壓渦輪做功量不足以保持原低壓軸轉速，低壓軸轉速N1下降，FADEC監控到之后將增加主燃油流量（Fuel Flow，以下簡稱FF），渦輪前溫度提高，渦輪做功能力變強，這時N2會有一定的升高，當N2上升到某個點時，低壓渦輪做功足以帶動需求提升的低壓轉子回到最初的N1轉速，燃油流量就會穩定。這時，燃油流量FF上升，EGT上升，N2轉速上升。
材質
大涵道比渦扇發動機因其尺寸遠大于其他類型發動機，因此在承力系統中會使用尺寸更大、數目更多的板殼結構，帶來承力系統剛度弱化、剛度不穩定等問題。因此，提高承力系統結構效率的重點應當著眼于抗變形能力和力學環境適應能力。
抗變形能力和力學環境適應能力是整機結構力學性能評估的重要內容。對于整機結構抗變形能力的評估，重點考察飛機過載/機動飛行時，發動機承受非工況載荷作用時，轉靜間隙變化情況；對于力學環境適應能力的評估，重點考察發動機對振動載荷的敏感程度。
特點
1. 民用發展主流：大涵道比渦扇發動機（涵道比4以上）具有低耗油率、低噪聲等優勢，是21世紀民用航空發動機發展的主流方向。近年來，多種新型民用渦輪風扇發動機如遄達XWB、GE9X和PW1000G等相繼投入使用，進一步提高了燃油效率和環保性能。
2. 高推力：大渦扇發動機通常具有更高的推力輸出，可提供更大動力，使飛機能夠更快地加速和爬升。
3. 高效率：大渦扇發動機的大涵道比設計，意味著更多空氣通過外涵道，減少了燃料消耗，提高了發動機的整體效率。
4. 長壽命：大渦扇發動機采用先進材料和制造工藝，具有更長的使用壽命和更高的可靠性。
5. 大型化：大渦輪風扇發動機通常較大且重量較重，需要更大的飛機機型進行搭載。
6.研制難度極高：大渦扇發動機的研制難度不亞于再造一架全新的飛機，需要上萬小時的試驗和十數年的研發周期。
7.投入成本巨大：從部件研制到投入使用，大渦扇發動機的研制費用高達數十億美元，對研發單位來說是巨大的經濟壓力。
8.技術壟斷嚴重：大渦扇發動機的核心技術長期被美、英、法、俄等少數發達國家的幾家公司所控制，嚴重阻礙了其他國家的自主研發。
9.風險挑戰大：由于研制難度高、周期長、投入大，大渦輪風扇發動機的研發面臨著巨大的技術、經濟和生產風險。
關鍵技術
大尺寸風扇
大尺寸風扇是大涵道比渦扇發動機的特有技術。隨著發動機涵道比增加，風扇發展趨勢是大直徑、低壓比。大尺寸風扇的設計要求包括高效率、低噪聲、輕量化，以及抗外物損傷能力強。采用三維黏性CFD設計方法開發的掠形葉片可以降低進口氣流相對馬赫數，減少激波損失，提高風扇效率和流通能力。這種掠形葉片可以使葉片效率提高3%-5%，流通能力增加3%-10%。前掠葉片相比后掠葉片具有更大的失速裕度。這種大尺寸風扇在材料、結構和工藝方面采用了無凸臺寬弦空心鈦合金葉片和樹脂基復合材料葉片。前者采用SPF/DB工藝制造，后者采用增韌環氧樹脂/石墨纖維預浸帶纏繞后模壓成型。
高效、長壽命大功率減速器
在齒輪傳動渦輪風扇發動機中，高效、長壽命的大功率減速器是必需的關鍵部件。其作用是保證不同轉速部件之間的高效動力傳遞，因此技術要求非常高。普惠公司的STAR-1減速器傳動功率達24000千瓦，經過1000小時部件試驗和1000小時發動機試驗，機械效率超過99%，熱負荷只有預期值一半，壽命指標達30000小時。研發中的另一種功率近30000千瓦的減速器也已完成了100小時發動機試驗。在減速器設計中，除了設計重量輕的齒輪，還需采用新型潤滑油和冷卻技術。普惠公司采用了自動定心技術，可有效消除齒輪副之間的偏心和應力。
高壓比多級高壓壓氣機
高壓比多級高壓壓氣機是大涵道比渦扇發動機的關鍵技術之一。隨著民用發動機總壓比不斷提高，已經超過40，未來還將進一步提高到50以上。軍用發動機的高壓壓氣機壓比一般為6-8，尚未超過10。但民用發動機的高壓壓氣機壓比一般為12-20，如GE90發動機的10級高壓壓氣機壓比達到23，平均級壓比為1.37，都是目前實用發動機中最高的。正在研制的PW6000發動機，其6級高壓壓氣機壓比達到11，平均級壓比接近1.5。研究中的高壓壓氣機，平均級壓比目標為1.4~2.1。支撐這些高壓比壓氣機技術的關鍵包括：全三維黏性CFD分析、先進葉型設計（掠形、串列、彎曲、傾斜）、吸附式葉片以及主動穩定性控制等。
低污染燃燒室
ICAO制定了4個階段的排放標準，分別為CAEP1（1986年）、CAEP2（1996年）、CAEP4（2004年）和CAEP6（2008年），相對于CAEP1標準，后續標準分別降低了20%、16.5%和12%。大多數民用飛機已達到1996年ICAO CAEP2標準的NOx排放要求，但人們對排放對臭氧層破壞和全球變暖的擔憂仍在增加。相關減排技術包括：徑向和軸向分級燃燒、貧油直接噴射（LDI）、富油/快速摻混/貧油（RQL）燃燒，以及使用高溫陶瓷基復合材料減少冷卻空氣用量等。主動燃燒控制技術也在研究中。GE公司的GEnx發動機采用雙環腔與旋流（TAPS）燃燒室，NOx、煙、UHC、CO排放分別只有CAEP2標準的45%、10%、5%和30%。普惠公司在PW4098和PW800發動機中采用泰龍-II（TALON）燃燒室，UHC、CO、NOx和煙排放分別只有排放標準的3%、24%、65%和94%。羅羅公司在ANTLE計劃中研究的貧油單級同心分級燃燒室，其NOx排放比CAEP2標準低50%以上。
高效多級低壓渦輪
德國MTU公司在低壓渦輪設計方面有豐富經驗，正在研究多項先進技術，包括：
三維氣動設計方法、先進封嚴系統、高效冷卻系統、低成本輕重量材料、低損失空腔設計、主動/被動邊界層控制，在ATFI驗證機上，MTU驗證了膨脹比為4.5的兩級渦輪，并采用了高升力葉柵設計，可使葉片數減少20%而不降低效率。采用鈦鋁金屬間化合物替代傳統鎳基合金可使葉片重量減輕40%。在GP7200發動機中，MTU公司的5級低壓渦輪達到92.4%的等熵效率。各國都在開展低壓渦輪葉片分離控制研究，如美國空軍研究實驗室進行了渦流發生器射流（VGJ）試驗和仿真研究。試驗結果顯示，采用VGJ可大幅減小低雷諾數下的吸力面邊界層分離，尾渦損失可降低65%，壓力分布也有所改善。
降噪技術
歐洲和美國制定了分別在10年和20年內將噪聲降低10分貝和20分貝的研究計劃。對于早期安裝渦輪噴氣發動機的客機，主要噪聲源是發動機尾噴管排氣；對于安裝渦輪風扇發動機的飛機，風扇噪聲是最主要的噪聲源，其次是核心排氣和機體噪聲。
主要降噪措施包括：
1、盡量提高涵道比，降低平均排氣速度，但受限于風扇和發動機尺寸。
3、采用掠形葉片、傾斜葉片、鋸齒形出口導向葉片等。
4、合理選擇葉輪機定子和轉子葉片和靜子葉片數量比例。
5、增大轉子和靜子的軸向距離，減小葉尖間隙。
6、采用低損失空腔設計。
7、采用對轉風扇，有望降低5分貝噪音。
8、減少噴氣噪聲方面，正研究各種加快內外流氣流混合的噴管方案，如非軸對稱、中心線偏置、帶鋸齒裙邊等。
9、采用向上傾斜的進氣口和噴口，使噪聲向上傳播。
10、采用加長外涵道，敷設利用亥姆霍茲效應的消聲襯墊，包括頻率自適應襯墊，甚至噪聲主動控制技術。
間冷回熱循環發動機技術
間冷回熱循環發動機利用外涵空氣冷卻高壓壓氣機進口空氣，同時利用發動機核心排氣加熱燃燒室進口空氣，從而提高發動機熱效率和減少污染物排放。相比常規渦輪風扇發動機，間冷回熱循環發動機可降低燃料消耗和CO2排放18%、NOx排放80%，是一項較為遠期的技術。在CLEAN計劃中，正在驗證一種帶齒輪傳動風扇的間冷回熱循環發動機技術，涵道比可達15左右，風扇葉尖速度也有降低。該發動機采用三轉子方案，利用高速低壓多余渦輪通過齒輪箱驅動風扇。中間冷卻器和雙級燃燒室回熱核心滿足高總壓比要求。CLEAN計劃的關鍵技術包括：齒輪傳動風扇系統、高壓壓氣機主動喘振控制、中間冷卻器、貧油預混預蒸發燃燒室、高速多級低壓渦輪、輕量高效回熱器等。驗證結果顯示，間冷回熱發動機可使裝備的飛機節油17%，機重減輕6%。
典型型號
從JT9D發動機到GE9X發動機，民用大涵道比發動機經歷了半個世紀的發展。期間，大涵道比渦扇發動機的發展有著很大的變化，不僅研制出的型號多達幾十個，而且隨著新技術（氣動、結構、材料、涂層、工藝）的不斷加入，使發動機的性能（推力、耗油率、排放與噪聲）、可靠性、維修性及壽命均大幅提高。
美國
RB211-535E4
RB211-535E4，它是羅羅公司為滿足757的需要，在RB211-22B的基礎上縮小尺寸研發的，裝此發動機的757于1984年10月投入航線運營。在距JT9D投入運營14年后，RB211-535E4的風扇葉片終于做成了取消葉身凸肩的寬弦設計，而普惠公司與通用電氣則在其后11年才研發出無凸肩的寬弦風扇葉片。
RB211-535E4在大涵道比航空發動機發展歷程中占據了一定地位，因為它實現了多個世界第一。第一次研發了“三明治”式的夾層風扇葉片的制造技術，使寬弦風扇葉片得以取消凸肩。第一次采用了共享式噴口，在之前的大涵道比渦扇發動機中，外涵道的冷氣流與內涵道的高溫熱氣流是分別由各自的噴口流出，而在共享式噴口中，外涵道的冷氣流通過摻混器流入內涵道，與內涵道的熱氣流摻混后由共享的噴口流出，可提高推進效率，降低耗油率和噪聲，打開反推裝置時反推力大等，但這一設計使發動機質量增加，適合遠航程的發動機采用。另外，還第一次在壓氣機葉片中采用端彎處理，以減少端壁邊界層影響，從而提高效率與喘振裕度。在渦輪中，采用復合傾斜的渦輪導向葉片，即導向葉片是采用三維設計成復合傾斜式的，即沿軸向、徑向均做成曲線狀，而不像常規葉片做成直線的，以減少端壁損失等。
中國
CJ-1000A渦扇發動機是中國國產第一型商用大涵道渦扇發動機，是國產C919的配套發動機，主要用于裝配窄體大型運輸機，而裝配寬體大飛機的國產發動機被命名為“長江2000（CJ-2000）”。CJ-1000A在技術原理和部分設計上，與WS-18、WS-20等國產軍用大涵道比渦扇發動機相同。但與之不同的是，CJ-1000A需要更多的考慮油耗、巡航速度和生產成本間的平衡，低油耗、低污染和低噪音是民航發動機的追求。CJ1000A發動機民用大涵道比渦扇發動機為雙軸直驅發動機，能夠滿足150~180座級單通道飛機（配備雙發）對動力的需求，具有低排放、低噪音、低油耗的特點。
CJ2000
CJ2000是中國航空發動機集團研制的民用大涵道比渦扇發動機，2020年3月，CJ-2000發動機核心機成功點火，核心機代號為C2XC-101。該型發動機是以配裝雙通道遠程寬體客機為目標的大涵道比渦扇發動機，具有低燃油消耗、低排放、低噪音、高可靠性、長使用壽命、低維護成本的產品技術特點。起飛推力超過35000kgf，多項指標優于現役同類型發動機產品。CJ2000與波音787、空中客車A350使用的遄達1000、遄達XWB、GEnx發動機同屬一個推力級別。
AEF1300
AEF1300發動機是中國航空發動機集團有限公司自主研制的大推力、低油耗、大涵道比雙轉子渦輪風扇發動機，是中國航空動力技術創新發展的典型產品。AEF1300的葉片數量減到22片，通過與AEF3500發動機的對比（推力35噸級），大致能推斷出，AEF1300的推力約為12-13噸左右。與AEF1300發動機擺在一起的還有AES100、AEP100等發動機，AES100屬于1000千瓦級民用渦軸發動機，性能達到國際領先水準，可適用于一些特種車輛。
俄羅斯
D-30KP-2
D-30KP-2是俄羅斯索洛維耶夫設計局（現稱彼爾姆航空發動機科研生產聯合體）研制的渦輪風扇發動機，其最大推力為12.5噸，涵道比2.42：1，翻修壽命3000小時。D-30KP是蘇聯時期研制的第一種大涵道比高性能渦輪風扇發動機，主要給伊爾-76運輸機用。特點是推力大、耗油率低、性能可靠。據媒體介紹，中國國產轟-6K型轟炸機配備俄羅斯生產的D-30KP-2渦輪風扇發動機。
D30KP-2算是俄羅斯第一代渦扇發動機的改進型，蘇聯時代索洛維耶夫設計局上世紀60年代在第一代D20渦扇發動機基礎上的改進型號，在蘇聯時代，裝備了諸多型號飛機，如伊爾-62、圖-154、伊爾-76，在D30名下有D30KU、D30KP、D30KP-2、D30KP-3，各型號都有所不同，還有一型著名的D30F6，也就是加裝了加力燃燒室的型號，裝備的是米格-31戰斗機和前掠翼的S－47。
D-30
D-30發動機，是俄羅斯索洛維耶夫設計局（現稱彼爾姆航空發動機科研生產聯合體）研制的大涵道比渦輪風扇發動機。該型號發動機于1964年為Tu-134短途客機研制，1966年投入批量生產。D-30發動機具有兩級壓縮機，環形燃燒室和四級渦輪。D-30是發動機制造行業中第一臺使用第一級渦輪機冷卻葉片的發動機，該渦輪機由當時最新的耐熱材料制成，并帶有帶葉片混合器的排氣噴嘴。
D-30改型D-30KP-2渦輪風扇發動機， 其最大推力為12.5噸，涵道比2.42：1，翻修壽命3000小時。D-30KP是蘇聯時期研制的第一種大涵道比高性能渦輪風扇發動機，特點是推力大、耗油率低、性能可靠。在俄羅斯D-30KP-2主要配備伊爾-76TD/MD等型號戰略運輸機，中國空軍就曾經引進過這兩個型號的伊爾-76TD/MD運輸機。考慮到后勤保障等方面原因，國產運-20、轟-6K型轟炸機在研制的時候，考慮到國產發動機成熟還需要時日，也選擇了D-30KP-2作為發動機。
發展趨勢
（1）戰略運輸機和戰略戰術運輸機動力裝置。該型發動機可雙發配裝于戰術運輸機，或發配裝于戰 略戰術運輸機，具有廣泛的應用前景。目前中國在研 的戰術運輸機主要是小型運輸機，運載能力相對較小，無法滿足空軍運力以及發展需求；同時根據目前 國際發展的趨勢，既具有戰略運輸機功能又具有戰術 運輸機特點的新型運輸機受到了重視，需要配裝推力 較大的大涵道比渦扇發動機。
（2）更大推力級的軍、民用大涵道比渦扇發動機。 中國目前還沒有自主研制的大載質量長航程重型運 輸機，從而制約了空軍對重型裝備的空中運載能力。 美、俄等國家擁有的 C-5運輸機、安 -124、安 -225 等重型運 輸機已經具備相當的數量，國內的運力無法與之抗 衡。同時根據民航飛機的發展，民用發動機具有很大 的市場空白和發展前景。
（3）新型結構大涵道比渦扇發動機。目前傳統結 構大涵道比渦扇發動機的發展已經接近極致，因此提高效率和經濟性是發動機未來主要發展方向，即要開展新型結構大涵道比渦扇發動機的發展，如發展齒輪傳動渦扇發動機和槳扇發動機等，在國外已經得到了 初步驗證。
參考資料 >
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新時代·中國航發自主研制邁上新臺階. 中國航發.2024-03-20
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中國自主研制AEF1300渦扇發動機首次亮相.中國航發.2024-03-16
發動機地面起動和空中起動.獨秀.2024-05-31
【科普】如今渦扇發動機技術已經很成熟了，為何還有部分飛機使用螺旋槳發動機?.微信公眾平臺.2024-05-20
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