1、cfm56牌号牌号CFM56CFM56用途军用用途军用/民用涡扇发动机民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作国家国际合作厂商厂商CFMCFM国际公司国际公司生产现状生产生产现状生产装机对象装机对象CFM56-2CFM56-2DC-8-71/-72/-73DC-8-71/-72/-73。CFM56-3CFM56-3波音波音737-300/-400/-500737-300/-400/-500。CFM56-5A/-5A3CFM56-5A/-5A3A320-100/-200A320-100/-200。CFM56-5A4/-5A5CFM56-5A4/-5A5 A319 A319。
2、CFM56-5BCFM56-5B A319/320/321 A319/320/321。CFM56-5CCFM56-5C A340-200/-300 A340-200/-300。CFM56-7CFM56-7波音波音737-600/-700/-800737-600/-700/-800。军用型军用型F108F108 波音波音KC-135R/-135FRKC-135R/-135FR，波音，波音E-6/-3E-6/-3，KE-3KE-3。研制情况研制情况19691969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t10t推力级涡扇发动推力级涡扇发动机的课题
3、法国机的课题，法国SNECMASNECMA公司经过分析和调查，公司经过分析和调查，19711971年底选择了美国年底选择了美国GEGE公司作为合公司作为合作伙伴，以美国作伙伴，以美国F101F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足8080年代飞机低油耗、年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。低噪声、低污染要求的发动机。1971 1971年年1111月两家公司决定联合研制月两家公司决定联合研制10000daN10000daN级的大涵道比的发动机。级的大涵道比的发动机。19721972年年2 2月完成设计并开展试制，月完成设计并开展试制，197419
4、74年年9 9月正式组成月正式组成CFMCFM国际公司，发动机定名为国际公司，发动机定名为CFM56CFM56，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。研制试验共用研制试验共用1111台发动机，其中台发动机，其中5 5台用于飞行试验。台用于飞行试验。19791979年年1111月在美国改装月在美国改装的波音的波音707-320707-320上首飞，后来累计飞行上首飞，后来累计飞行130h130h，同时在法国的，同时在法国的“快帆快帆”飞行台上完飞行台上完成了必要的试验。成了必要的试验。19791979年年1111月月9 9日日CFM56-2CF
5、M56-2型发动机获得美、法两国的适航证。型发动机获得美、法两国的适航证。CFM56 CFM56从从19711971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 1年年半时间，共耗时半时间，共耗时7 7年，发展费用花了年，发展费用花了1010亿美元。该发动机自亿美元。该发动机自19791979年年3 3月被选定改装月被选定改装麦克唐纳麦克唐纳道格拉斯公司的道格拉斯公司的DC-8DC-8飞机，至飞机，至19861986年共改装了年共改装了110110架飞机架飞机(每架每架4 4台台)。CFM56-2-B1CFM56-2-B1军方编号军
6、方编号F108-CF-100F108-CF-100用于换装美国空军的波音用于换装美国空军的波音KC-KC-135R 135R加油机和法国空军的加油机和法国空军的C-135ERC-135ER。CFM56-2A2CFM56-2A2 军方编号军方编号F108-CF-402F108-CF-402，用于装备美国海军的波音，用于装备美国海军的波音E-E-6A 6A和和E-8AE-8A。CFM56-3CFM56-3 是在是在CFM56-2CFM56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与基础上发展的，核心机与低压涡轮与-2-2 型相同，而风扇为型相同，而风扇为CF6-80ACF6-80A的缩型。的缩型。CFM5
7、6-5ACFM56-5A为空中客车为空中客车A320A320发展的发动机。为同发展的发动机。为同IAEIAE的的V2500V2500竞竞 争，设计了新的争，设计了新的3636个叶片的风扇和新的个叶片的风扇和新的4.54.5级低压涡级低压涡 轮。同轮。同CFM56-2CFM56-2相比，耗油率降低了相比，耗油率降低了131315%15%，可靠性，可靠性 提高了提高了303040%40%。CFM56-5A1CFM56-5A1 于于19871987年年8 8月获得美、法两国适航证，月获得美、法两国适航证，19881988年年2 2月开始月开始 用于汉莎航空公司的用于汉莎航空公司的A320A320。C
8、FM56-5A4 CFM56-5A4 为为-5A1-5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的 A319 A319。CFM56-5BCFM56-5B有有5 5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动 机的机的NOxNOx排放物较一般发动机降低约排放物较一般发动机降低约35%35%。CFM56-5CCFM56-5C是为空中客车是为空中客车A340A340四发远程客机设计的。发动机核心机与四发远程客机设计的。发动机核心机与 CFM56-5B CFM56-5B相同，低压部分同相同，低压部分同CFM56-5A1CFM5
9、6-5A1相比，风扇直径加相比，风扇直径加 大大101.6mm101.6mm，增压级增加，增压级增加1 1级，低压涡轮为级，低压涡轮为5 5级，采用了长管级，采用了长管 道混排喷管和第二代道混排喷管和第二代FADECFADEC。发动机耗油率比。发动机耗油率比FM56-5A1FM56-5A1降低降低 约约5%5%，噪声比联邦航空局，噪声比联邦航空局级要求低级要求低20db20db。属于。属于-5C-5C型的有型的有 以下一些型别：以下一些型别：CFM56-5C2CFM56-5C2，19911991年年1212月取得适航证；月取得适航证；FM56-FM56-5C3 5C3，19911991年年12
10、12月取得适航证；月取得适航证；CFM56-5C3/FCFM56-5C3/F，低压涡轮采用，低压涡轮采用 新材料，使排气红线温度由新材料，使排气红线温度由CFM56-5C3CFM56-5C3的的950950提高到提高到6565；CFM56-5C3/G CFM56-5C3/G，排气红线温度达到，排气红线温度达到975975，与，与CFM56-5C4CFM56-5C4水平水平 相同；相同；CFM56-5C4CFM56-5C4，风扇直径为，风扇直径为183.4cm183.4cm，将装于，将装于A340-A340-300X 300X，19941994年年1111月取得适航证。研究中的月取得适航证。研究
11、中的CFM56-5CXCFM56-5CX将装备将装备 A340-400X A340-400X，其核心机为，其核心机为CFM56-5C4CFM56-5C4的，采用宽弦风扇和一些的，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)(CFMIM109/M110)和和GE90GE90的缩型的缩型(CFMI GE45)(CFMI GE45)。CFM56-7CFM56-7 1993 1993年年1111月开始发展的一个型别，原编号为月开始发展的一个型别，原编号为CFM56-3XSCFM56-3XS。即。即
12、在在CFM56-3CFM56-3型基础上采用直径为型基础上采用直径为1.55m1.55m的的2424个叶片宽弦风扇，个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM56-3CFM56-3相比，相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%15%，而发动机可靠，而发动机可靠 性保持不变。目前研制的性保持不变。目前研制的5 5个型别，即个型别，即CFM56-7B18CFM56-7B18、-B20-B20、-7B22 7B22、-7B24-7B24、-7B26-7B26，推力为，推力为8684868411730daN
13、11730daN。结构和系统结构和系统(CFM56-2/3)(CFM56-2/3)进进 气气 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。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。风扇单级轴流式。CFM56-2CFM56-2风扇叶尖带冠。风扇叶尖带冠。CFM56-3CFM56-3和和CFM56-5CFM56-5带叶中阻带叶中阻 尼凸台。尼凸台。CFM56-2CFM56-2有有4646片叶片，片叶片，CFM56-3CFM56-3有有3838片，片，CFM56-5CFM56-5有有3636片，片，盘与叶片材料为盘与叶片材料为Ti/TA6VTi/TA6V
14、钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴 由由2 2个轴承支承。风扇机匣由个轴承支承。风扇机匣由17-4PH17-4PH不锈钢制的不锈钢制的3 3个圆环和个圆环和1212根支根支 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。置有复合材料的消声衬板。低压低压压压 气气 机机3 3级轴流式级轴流式(CFM56-5C(CFM56-5C为为4 4级级)。3 3级转子为整体钛合金锻件制成，出级转子为整体钛合金锻件制成，出 口处沿圆周均布口处沿圆周均布1212个可调放气活门，可于低
15、功率状态将部分空气个可调放气活门，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放放风扇通道。最大允许低压转子转速CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/-CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/-3B-2 3B-2为为5280r/min5280r/min，CFM56-3C-1CFM56-3C-1为为5490r/min5490r/min，CFM56-5ACFM56-5A为为 5100r/min 5100r/min，CFM56-5BCFM56-5B为为5200r/min5200r/min，CFM56-5C3/-5C2CFM56-5C3/-5C2为为 4800r/min 48
16、00r/min，-5C4-5C4为为4960r/min4960r/min，CFM56-7CFM56-7系列为系列为5380r/min5380r/min。高压高压压压 气气 机机9 9级轴流式。进口导流叶片和前级轴流式。进口导流叶片和前3 3级静子叶片可调，静子级静子叶片可调，静子 机匣为对开式，机匣为对开式，6 69 9级机匣为双层结构，外层机匣上设有级机匣为双层结构，外层机匣上设有 5 5级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在5 5级引出级引出 空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子
17、鼓筒鼓筒1 12 2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3 3级盘为钛合金级盘为钛合金 锻件制成，锻件制成，4 49 9级为级为Rene95Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片惯性摩擦焊成。转子叶片1 13 3 级为钛合金制，级为钛合金制，4 49 9级为级为IN718IN718制成，第制成，第1 1级转子叶片叶尖级转子叶片叶尖 切线速度为切线速度为400m/s400m/s，展弦比为，展弦比为1.491.49。1 13 3级叶片固定于轮级叶片固定于轮 盘的轴向燕尾槽中，盘的轴向燕尾槽中，4 49 9级固定于环形燕尾槽中。所有转级固定于环形燕尾槽中。所有转 子叶片可单独更换，各
18、级均设孔探仪子叶片可单独更换，各级均设孔探仪燃燃 烧烧 室室短环形。火焰筒由短环形。火焰筒由Hastelloy XHastelloy X锻环机械加工成，内外壁锻环机械加工成，内外壁 均有分段气膜冷却。火焰筒头部有均有分段气膜冷却。火焰筒头部有2020个高压空气雾化喷个高压空气雾化喷 嘴，燃烧室机匣材料为嘴，燃烧室机匣材料为IN718IN718。CFM56-5B2CFM56-5B2采用降低污染采用降低污染 的双环腔设计。的双环腔设计。高压涡轮单级轴流式。导向器叶片和转子叶片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，高压涡轮与高压均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压 压气
19、机组成的高压转子由前后二个轴承支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承，在所有系列中，其最大工作转速允许到 15183r/min 15183r/min，由高压压气机第，由高压压气机第5 5级和第级和第9 9级引级引 来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。低压涡轮低压涡轮4 4级轴流式级轴流式(CFM56-5A(CFM56-5A为为4.54.5级，级，CFM56-5CCFM56-5C为为5 5 级级)，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控 制，涡轮后机匣为制，涡轮后机匣为1212个支板结构，中心支
20、承个支板结构，中心支承 低压转子后支点，低压涡轮轴上低压转子后支点，低压涡轮轴上4 4号中介轴号中介轴 承支承高压转子。承支承高压转子。起飞推力(daN)CFM56-210670(30)-2A 10670(35)-2-B1 9798(32.2)-3C-1 823910460(30)-3B-2 9798(30)-3-B1 82398900(30)-5-A1 11134(30)-5A311802(30)-5B113360(30)-5B213806(30)-5B412025(45)-5C213895(30)-5C314474(30)-5C415142(30)-7B18 8684-7B20 9174-
21、7B22 10109-7B24 10778-7B26 11713巡航推力(H=10668m,M=0.8,daN)CFM56-2-C1 2217-2A-2 2565-2-B1 2213-3-B1 2070-3B-2 2244-3C-1 2391-5-A1 2227-5A3 2227-5B1 2600-5B2 2600-5B4 2227-5C2/-5C33079-5C4 3225空气流量(kg/s)CFM56-2-C1 357.7-3-B1 297.4-5-A1 386.5-5B1 428.1-5C2 511.6-7B18 307.35-7B26 353.7涵道比CFM56-2(各型)6.00-3
22、B1/-3C-1 5.00-3B-2 4.90-5-A1/-5A3 6.00-5B4 5.70-5C2 6.60-7B18/-7B20 5.50-7B22/-7B24 5.30-7B26 5.10总增压比CFM56-2-C1 24.7-2-C2 26.5-3-B1 22.6-3B-2 23.9-5 26.5-5C 31.5-5C2 37.4涡轮进口温度()CFM56-21347-2A2 1347-2B1 1296-3B1 1266-3B2 1318-3C 1373-5A1 1263-5B 1324-5C2 1362风扇直径(mm)CFM56-21735-3 1524-5 1735-5C2 1
23、836长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口，mm)CFM56-22430-3 2362-5-A1/-5A3 2423-5B1/-5B2/-5B42600质量(kg)CFM56-2-C1/-2-C2 2104-3-B1 1941-3B2 1951-5-A1/-5A3 2267-5C2 2561巡航耗油率kg/(daNh)CFM56-2-C1/2-C20.683-2-B1 0.668-2A-2 0.677-3-B1 0.678-3B-2 0.666-3C-1 0.666-5A1 0.607-5C2 0.577推重比CFM56-25.10-2A 4.90-3B1 4.70-3B2 5.10-3C 5.
24、50-5/-5A2 5.00-5A3 5.30-5C2 5.50v2500v2500 1983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 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
25、A5A321-100。V2535 A321-100。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。起飞推力(
26、daN)V2500-A1 11130-D59770-D511130-D512470-A511130-A513360巡航耗油率H=10670m,M=0.8,kg/(daNh)V2500-A1 0.592-D50.585-D50.585-D50.585-A50.585-A50.585推重比V2500-A1 4.93-D5 4.18-D5 4.76-A5 5.84空气流量(kg/s)V2500-A1 355.5-D5 335.0-D5 355.9-D5 374.5-A5 384.9总增压比V2500-A129.4-D5 24.9-D5 27.7-D5 30.4-A5 27.7-A5 31.4涡轮进口
27、温度()1427风扇直径(mm)1613长度(mm)3200发动机质量(kg)V2500-A1 2303-D52384-D52384-D52384-A52333动力装置质量(kg)V2500-A1 3356-D53560-D53560-D53560-A53356-A53356-18T(D-18T)乌克兰装机对象-18T 安-124和安-225。-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/min 9100r/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。(-18T)起飞推力(daN)22980
28、保持至ISA+13)最大巡航推力(H=11000m,M=0.75,daN)4767起飞耗油率kg/(daNh)0.367巡航耗油率kg/(daNh)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)4100C-90A,-90A(PS-90A,D-90A)俄罗斯装机对象C-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。
29、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。起飞推力(daN)15696巡航推力(H=11000m,M=0.8,daN)3433起飞耗油率kg/(daNh)0.387巡航耗油率kg/(daNh)0.607推重比 5.43空气流量(起飞，kg/s)471.0(巡航，kg/s)50
30、4.0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)2950HK-8 HK-8(NK-8)(NK-8)牌号牌号HK-8HK-8用途用途民用涡扇发动机民用涡扇发动机类型类型涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机国家国家俄罗斯俄罗斯厂商厂商国营萨马拉国营萨马拉“劳动劳动”科研生产联合体科研生产联合体生产现状生产现状停产停产装机对象装机对象图波列夫设计局的图波列夫设计局的3 3发图发图-154-154客机和伊留申客机和伊留申设计局的设计局的4 4发伊发伊 尔尔-62-62客机
31、客机。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。(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/(daNh)0.79推重比 4.58空气流量(kg/s)232涵道比1.02总
32、增压比10.8涡轮进口温度()870直径(mm)1442长度(mm)5100质量(kg)2100HK-93 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
33、 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。起飞推力(daN)17650起飞耗油率kg/(daNh)0.239巡航耗油率H=11000m,M=0.75,g/(daNh)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)3650HK-88/89(HK-89，以甲烷为燃料)起飞推力(daN)10300巡航推力(H=11
34、000m,M=0.8,daN)2157起飞耗油率kg/(daNh)0.572巡航耗油率kg/(daNh)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)2280JT3D/TF33 JT3D/TF33 牌号牌号JT3D/TF33JT3D/TF33用途用途军用军用/民用涡扇发动机民用涡扇发动机类型类型涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机国家国家美国美国厂商厂商普拉特普拉特惠特尼公司
35、惠特尼公司生产现状生产现状停产停产装机对象装机对象美国麦克唐纳美国麦克唐纳道格拉斯公司民航机道格拉斯公司民航机DC-8DC-8，波音公司，波音公司 B720 B720、B707B707、VC-137CVC-137C，波音公司远程战略轰炸机，波音公司远程战略轰炸机B-B-52 52、4 4发飞机发飞机C/WC-135BC/WC-135B、C-135BC-135B、ER/RC-135CER/RC-135C，波音加，波音加 油机油机KC-135BKC-135B，波音公司空中警戒和控制机，波音公司空中警戒和控制机E-3AE-3A，美国，美国 马丁公司高空侦察机马丁公司高空侦察机RB-57FRB-57F
36、洛克希德公司军用运输机，洛克希德公司军用运输机 C-141A/B C-141A/B。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。(JT3D-3B)起飞推力(daN)8007起飞耗油率kg/(daNh)0.545推重比4.1
37、3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)1969JT8D-200系 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/-219,727-200 MD-95(建议)。JT8D-218B DC-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
38、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 最大起飞推力(daN)JT8D-2098577-2167340-217/-217A/-217C9286-2188007-2199664-290系92709650正常起飞推力(daN)JT8D-209 8228-217/-217A/-217C8896-2199340PW60008008-10678最大连续推力(daN)JT8D-209 7116-217/-217A/-217C8006-2198402起飞耗油率kg/(daNh)JT8D-209 0.510-217/-217A0.519-217
39、C 0.509-2190.524最大连续耗油率kg/(daNh)JT8D-209 0.497-217/-217A0.508-217C 0.495-2190.498推重比JT8D-209 4.15-217/-217A4.46-217C 4.42-2194.6空气流量(kg/s)JT8D-209 213.6-217/-217A/-217C220.4-219225.4涵道比JT8D-209 1.78-217/-217A1.73-217C 1.81-2191.77PW6000 4.9总增压比JT8D-20917.4-217/-217A/-217C18.6-21919.2PW600026.6或28.7涡
40、轮进口温度()JT8D-2091012-217 1062长度(mm)3916PW6000 2743宽度(mm)1503风扇叶尖直径(mm)PW6000 1435高度(mm)1709质量(kg)JT8D-209 2103-217/-217A2119-217C 2139-2192139-290/-291/-2982137PW60002247PW2000涡轮风扇发动机 装机对象PW2037 B757、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)。PW2136 A3
41、40(建议选用)。F117-PW-100C-17。风扇单级轴流式 压比1.61.7，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)PW203717010PW204018550最大巡航推力(H=10670m,M=0.8,daN)PW2037/2040 3670巡航耗油率kg/(daNh)PW2037/2040 0.574推重比PW20375.24PW20405.71空气流量(kg/s)PW2037549PW2040569涵道比PW20376PW20405.9总增压比
42、PW2037/2040 27.6涡轮进口温度()PW20371405PW20401425最大直径(mm)PW2037/2040 2154长度(mm)PW2037/2040 3729质量*(kg)PW2037/2040 3311F117-PW-100 3274PW4000 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。PW44
43、60MD-11。PW4462MD-11。风扇单级轴流式。压比为1.661.76。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)。最大起飞推力(daN)PW405625274PW415624940PW415223159PW405223159PW415825830PW406026720PW446026720PW416026688PW405022240PW4060A 22240PW4156A 24909PW406227578PW446227578PW4168
44、30200PW408437310巡航耗油率H=10700m,M=0.84,kg/(daNh)PW40000.602推重比PW40005.5PW41684.7PW40846.0空气流量(kg/s)PW4000802涵道比(巡航)PW4052/4152 5.0PW4156/4056 4.9PW4158/4060/4460/4062/44624.8PW41685.1PW40846.4总增压比PW4052/4152 27.5PW4056/4156 30.0PW415830.6PW4060/4460 31.1PW406232.0PW446232.5PW416832.0PW408434.2涡轮进口温度()
45、PW40001301直径(mm)PW40002469长度(mm)PW40003901PW41684143PW40844868质量(kg)PW40004264PW41686509PW40846603CF6-80C2/E1 装机对象CF6-80C2A2A310-200，-300。CF6-80C2A3A300-600。CF6-80C2A5A300-600，A300-600R。CF6-80C2A8A310-300。CF6-80C2B1B747-200，-300。CF6-80C2B1F B747-400。CF6-80C2B1F1B747-400。CF6-80C2B1F2B747-400。CF6-80C2
46、B2B767-200ER，-300。CF6-80C2B2F B767-200ER，-300。CF6-80C2B4B767-200ER，-300ER。CF6-80C2B4F B767-300ER，-200ER。CF6-80C2B6B767-300ER。CF6-80C2B6F B767-300ER。CF6-80C2D1F MD-11。CF6-80E1A1A330。CF6-80E1A2A330。CF6-80E1A4A330。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)CF6-80C2A2233
47、50-80C2A326200-80C2A526750-80C2A825740-80C2B124760-80C2B1F 25310-80C2B222940-80C2B2F 22980-80C2B425290-80C2B4F 25330-80C2B626560-80C2B6F,B7F 26580-80C2D1F 27120-80E1A228690-80E1A330360巡航推力(H=10670m,M=0.85,daN)CF6-80C25040起飞耗油率kg/(daNh)CF6-80C20.3240.335-80E10.3300.347推重比CF6-80C26.80-80E16.80空气流量(kg/
48、s)CF6-80C2796.0涵道比CF6-80C25.28-80E15.28总增压比CF6-80C230.432.7-80E1A132.0-80E1A232.6-80E1A334.6涡轮进口温度()1315风扇直径(mm)CF6-80C22362-80E12438最大宽度(mm)CF6-80C2B1F/-80C2B2F/-80C2B4F/-80C2B6F2669-80C2D1F 2830最大高度(mm)2691长度(mm)CF6-80C24274-80E14405质量(kg)CF6-80C2A1/C2A2/C2A34246-80C2B1/C2B2/C2B44258-80C2A5/C2A8 4
49、259-80C2B64272-80C2B1F/C2B2F 4309-80C2B4F/C2B6F 4309-80C2D1F 4420-80C2B1F 4309-80E14818民用发动机民用发动机GE90涡轮风扇发动机结构涡轮风扇发动机结构GE90-115BGE90-115B 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(m
50、m)4013长度(mm)5080 结构和系统结构和系统风扇：单级轴流式，增压比为风扇：单级轴流式，增压比为1.52，叶高，叶高 1219.2mm，弦长，弦长533.4mm。低压压气机：低压压气机：3级轴流式。级轴流式。高压压气机：高压压气机：10级轴流式。增压比为级轴流式。增压比为23。燃燃 烧烧 室：室：环形。环形。高压涡轮：高压涡轮：2级轴流式。级轴流式。低压涡轮：低压涡轮：6级轴流式。级轴流式。控制系统：全权数字式电子控制系统提供燃油，主控制系统：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。动间隙和可变几何控制。起飞推力起飞推力(daN)34250空气流量空气流量(kg/s)
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