引子
渦扇發動機是噴氣發動機的一個分枝，從血原關係上來說渦扇發動機應該算得上是渦
噴發動的小弟弟。從結構上看，渦扇發動機只不過是在渦噴發動機之前（之後）加裝了風
扇而以。然而正是這區區的幾頁風扇把渦噴發動機與渦扇發動機嚴格的區分開來。渦扇發
動機這個“小弟弟”仗着自已身上的幾頁風扇也青出與藍。
現代的軍用戰鬥機要求越來越高的機動性能，較高的推重比能賦予戰鬥機很高的垂直
機動能力和優異的水平加速性能。而且在戰時，如果本方機場遭到了對方破壞，戰鬥機還
可以利用大推力來減少飛機的起飛着陸距離。比如裝備了F-100-PW-100的F-15A當已方機機
的跑道遭到部分破壞時，F-15可以開全加力以不到300米的起飛滑跑距離起飛。在降落時可
以用60度的迎角作低速平飛，在不用減速傘和反推力的情況下，只要500米的跑道就可以安
全降落。
更高的推重比是每一個戰鬥機飛行員所夢寐以求的。但戰鬥機的推重比在很大和度上
是受發動機所限--如果飛機發動機的推重比小於6一級的話，其飛機的空戰推重比就很難達
到1，如果強行提高飛機的推重比的話所設計的飛機將在航程、武器掛載、機體強度上付出
相當大的代價。比如前蘇聯設計的蘇-11戰鬥機使用了推重比為4.085的АЛ-7Ф-1-100渦
噴發動機。為了使飛機的推重比達到1，蘇-11的動力裝置重量占了飛機起飛重量的26.1%。
相應的代價是飛機的作戰半徑只有300公里左右。
而在民用客機、運輸機和軍用的轟炸機、運輸機方面。隨着新材料的運用飛機的機身
結構作的越來越大，起飛重量也就越來越大，對發動機的推力要求也越來越高。在高函道
比大推力的渦扇發動機出現之前，人們只能採用讓大型飛機掛更多的發動機的方法來解決
發動機的推力不足問題。比如B-52G轟炸機的翼下就掛了八台J-57-P-43W渦噴發動機。該發
動機的單台最大起飛推力僅為6237公斤（噴水）。如果B-52晚幾年出生的話它完全可以不
掛那麼多的發動機。在現在如果不考慮動力系統的可靠性，像B-52之類的飛機只裝一台發
動機也未嘗不可。
而渦扇發動機的誕生就是為了順應人們對航空發動機越來越高的推力要求而誕生的。
因為提高噴氣發動機的推力最簡單的辦法就是提高發動機的空氣流量。
一，歷史
在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發動機以經相當的成熟。當時的渦
噴發動機的壓氣機總增壓比以經可以達到14左右，而渦輪前的最高溫度也以經達到了1000
度的水平。在這樣的條件下，渦噴發動機進行部分的能量輸出以經有了可能。而當時對發
動機的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然的想到了通過給渦噴發動機加裝風扇以提高
迎風面積增大空氣流量進而提高發動機的推力。
當時人們通過計算發現，以當時的渦噴發動的技術水平，在渦噴發動機加裝了風扇變
成了渦扇發動機之後，其技術性能將有很大的提高。當渦扇發動機的風扇空飛流量與核心
發動機的空氣流量大至相當時（函道比1:1），發動機的地面起飛推力增大了面分之四十左
右，而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五，發動機的效率得到了極大的提高。
這樣的一種有着渦噴發動機無法比及的優點的新型航空動力理所當然的得到了西方各
強國的極大重視。各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試製渦扇發動機，在渦扇
發動機最初研製的道路上英國人走在了美國人之前。英國的羅爾斯·羅伊斯公司從一九四
八年就開始就投入了相當的精力來研製他們的“康維”渦扇發動機。在一九五三年的時候
“康維”進行了第一次的地面試車。又經過了六年的精雕細刻，一九五九年九月“康維MK
-508”才最終定型。這個經過十一年孕婦的難產兒有着當時渦噴發動機難以望其項背的綜
合性能。“康維”採用了雙轉子前風扇的總體結構，函道比為0.3推重比為3.83地面台架最
大推力為7945公斤，高空巡航推力為2905公斤，最大推力時的耗油量為0.735千克/小時/千
克，壓氣機總增壓比為14，風扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次採用了
氣冷的渦輪葉片。當康維最終定型了之後，英國人迫不及待的把他裝在了VC-10上！
美國人在渦扇發動機的研發上比英國人慢了一拍，但是其技術起點非常的高。美國人
並沒有走英國人從頭研製的老路，美國的普·惠公司利用自已在渦噴發動機上的豐富的技
術儲備，採用了以經非常成熟的J-57作為新渦扇發動的內函核心發動機。J-57是美國人從
1947年就開始設計的一種渦噴發動機，1949年完成設計，1953年正式投產。J57在投產階段
共生產了21226台是世界上產量最大的三種渦噴發動機之一，先後裝備了F-100、F-101、F
-102、B-52等機種。J-57在技術上也有所突破，他是世界上第一台採用雙轉子結構的噴氣
發動機，由單轉子到雙轉子是噴氣發動機技術上的一大進步。不光是核心發動機，就連風
扇普惠公司也都是採用的以經相當成熟的部件，以被撤消了型號的J91核動力噴氣發動機的
長葉片被普惠公司拿來當作新渦扇的風扇。一九六零年七月，普惠公司的JT3D渦扇發動機
誕生了。JT3D的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月，可是在性能上卻是大大的提高
。JT3D也是採用了雙軸前風扇的設計，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/小時/千克，推重比4.22，函道比1.37，壓氣機總增壓比13.
55，風扇總增壓比1.74（以上數據為JT3D-3B型發動機的數據）。JT3D的用處很廣，波音
707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在軍用方面JT3D也大顯身手，B
-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的軍用型TF-33。
現今世界的三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都以先後推出了自已的第一代渦
扇作品。而幾乎是在同一時刻，三巨頭中的令一個也推出了自已的第一代渦扇發動機。在
羅·羅推出“康維”之後第八個月、普·惠推出JT-3D的前一個月。通用動力公司也定型了
自已的第一代渦扇發動機CJ805-23。CL805-23的地面台架最大推力為7169公斤，推重比為
4.15，函道比為1.5，壓氣機增壓比為13，風扇增壓比為1.6，最大推力耗油0.558千克/小
時/千克。與普·惠一樣，通用動力公司也是在現有的渦噴發動機的基礎之上研發自已的渦
扇發動機，被用作新渦扇的內函核心發動機的是J79。J-79與1952年開始設計，與1956年投
產，共生產了16500多台，他與J-57一樣也是有史以來產量最高的三種渦噴發動機之一。與
J57的雙轉子結構不不同，J79是單轉子結構。在J-79上首次採用了壓氣機可調整流葉片和
加力全程可調噴管，J-79也是首次可用於兩倍音速飛行的航空發動機。
通用動力公司的CJ805-23渦扇發動機是渦扇發動機的中一個決對另類的產品，讓CJ80
5-23如此與眾不同的地方就在於他的風扇位置。他是唯一採用後風扇設計的渦扇發動機。
在五六十年代，人們在設計第一代渦扇發動機的時候遇到了很大的困難。首先是由於
大直徑的風扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯動以後風扇葉片的翼尖部分的線速度超過了音
速，這個問題在當時很難解決，因為沒有可利用的公式來進行運算人們只能用一次又一次
的試驗來發現、解決問題。第二是由於在壓氣機之前多了風扇使得壓氣機的工作被風扇所
干攏。第三是細長的風扇葉片高速轉動所引起的振動。
而通用動力公司的後風扇設計一下子完全避開了這三個最主要的困難。CJ805-23的後
風扇實際上是一個雙節的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風扇葉片。這樣
的一個葉片就像渦軸發動的自由渦輪一樣被放在內函核心發動機的尾部。葉片與核心發動
機的轉子沒有絲毫的機械聯繫，這樣人們就可以隨心所欲的來設計風扇的轉速，而且葉片
的後置也不會對壓氣機產生不良影響。但在迴避困難的同時也引發了新的問題。
首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的後風扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達到
了560度，而風扇部分的最低溫度只有38度。其次，由於後風扇不像前風扇那樣工作在發動
機的冷端，而是工作在發動機的熱端，這樣一來風扇的可靠性也隨之下降，而飛機對其動
力的要求最重要的一條就是萬無一失。而且風扇後置的設計使得發動機的由於形狀上的原
因其飛行阻力也要大於風扇前置的發動機。
當“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發動機紛紛定型下線的時候，人們也在不斷的
反思在渦扇發動機研製過程。人們發現，如果一台渦扇發動機如果真的像“康維”那樣從
一張白紙上開始試製則最少要用十年左右的時間新發動機才能定型投產。而如果像JT-3D或
CJ805-23那樣利用以有的一台渦噴發動機作為內函發動機來研製渦扇發動機的話，因為發
動機在技術上最難解決的部分都以得到了解決，所以無論從時間上還是金錢、人力、物力
上都要節省很多。在這樣的背景之下，為了縮短新渦扇的研製時間、減少開發費用。美國
政府在還末對未來的航空動力有十分明確的要求的情況下，從一九五九年起開始執行“先
進渦輪燃氣發生器計劃”，這個計劃的目地就是要利用最最新的科研成果來試製一種燃氣
核心機，並進行地面試車，以暴露解決各部分的問題。在這個燃氣核心機的其礎之上進行
放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機、風扇等等就可以組裝成不同類型的航空渦輪
發動機。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等。“先進渦輪燃氣發生器計劃”實際上是一個有
相當前瞻意味的預研工程。
用今天的眼光來看，這個工程的指導方向無疑是正確的。美國的政府實際上是在激勵
本國的兩大動力公司向航空動力系統中最難的部分開刀。因為在燃氣渦輪發動機中最最嚴
重的技術難點就產生在這個以燃氣發生器和燃氣渦輪為主體的燃氣核心機上。在每一台以
高溫燃氣來驅動燃氣渦輪為動力的發動機上，由燃氣發生器和燃氣渦輪所組成的燃氣核心
機的工作地點將是這台發動的最高溫度、最大壓力的所在地。所以其承受的應力也就最大
，工作條件也最為苛刻。但燃氣核心機的困難不只是壓力和溫度，高轉數所帶來的巨大的
離心力、飛機在加速時的巨大衝擊，如果是戰鬥機還要考慮到當飛機進行機動時所產生的
過載和因過載以引起的零部件變形。在為數眾多的困難中單拿出無論哪一個都將是一個工
程上的巨大難題。但如果這些問題不被解決掉那麼更先進的噴氣發動機也就無從談起。
在這個計劃之下，普惠公司與通用動力公司都很快的推出了各自研發的燃氣核心機。
普惠公司的核心機被稱作STF-200而通用動力公司的燃氣核心機為GE-1。時至今日美國人在
四十年前發起的這場預研還在發揮着他的作用，現如今普惠公司和通用動力公司出品的各
式航空發動機如果真的都求其根源都話，它們卻都是來自於STF-200與GE-1這兩個老祖宗。
二、單轉子和多轉子
在研製一台新的渦扇發動機的時候，最先解決的問題是他的總體結構問題。總體結構
的問題說明白一些就是發動機的轉子數目多少。目前渦扇發動機所採用的總體結構無非是
三種，一是單轉子、二是雙子、三是三轉子。其中單轉子的結構最為簡單，整個發動機只
有一根軸，風扇、壓氣機、渦輪全都在這一根軸上。結構簡單的好處也不言自明--省錢！
一方面的節省就總要在另一方而復出相應的代價。
首先從理論上來說單轉子結構的渦扇發動機的壓氣機可以作成任意多的級數以期達到
一定的增壓比。可是因為單轉子的結構限制使其風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦
輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上，這樣在工作時他們就必須要保持相同的轉速
。問題也就相對而出，當單轉子的發動機在工作時其轉數突然下降時（比如猛收小油門）
，壓氣機的高壓部分就會因為得不到足夠的轉數而效率嚴重下降，在高壓部分的效率下降
的同時，壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升，當低壓壓氣機部分超載運行時就會引起發
動機的振喘，而在正常的飛行當中，發動機的振喘是決對不被允許的，因為在正常的飛行
中發動機一但發生振喘飛機十有八九就會掉下來。為了解決低壓部分在工作中的過載只好
在壓氣機前加裝導流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣，即空放掉一部分以經被增壓的
空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷。但這樣以來發動機的效率就會大打折扣，而且這种放
掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯。更要命的問題發生在風
扇上，由於風扇必須和壓氣機同步，受壓氣機的高轉數所限單轉子渦扇發動機只能選用比
較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉子渦扇發動機，其函道只有0.3。相應的
發動機的推重比也比較小，只有5.8。
為了提高壓氣機的工作效率和減少發動機在工作中的振喘，人們想到了用雙轉子來解
決問題，即讓發動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉速之下。這樣低壓壓氣機
與低壓渦輪聯動形成了低壓轉子，高壓壓氣機與高壓渦輪聯動形成了高壓轉子。低壓轉子
的轉速可以相對低一些。因為壓縮作用在壓氣機內的空氣溫度升高，而音速是隨着空氣溫
度的升高而升高的，所以而高壓轉子的轉速可以設計的相對高一些。即然轉速提高了，高
壓轉子的直徑就可以作的小一些，這樣在雙轉子的噴氣發動機上就形成了一個“蜂腰”，
而發動機的一些附屬設備比如燃油調節器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個“蜂腰”
的位置上，以減少發動機的迎風面積降低飛行阻力。雙轉子發動機的好處不光這些，由於
一般來說雙轉子發動機的的高壓轉子的重量比較輕，起動慣性小，所以人們在設計雙轉子
發動機的時候都只把高壓轉子設計成用啟動機來驅動，這樣和單轉子發動機相比雙轉子的
啟動也比較容易，啟動的能量也要求較小，啟動設備的重量也就相對降低。
然而雙轉子結構的渦扇發動機也並不是完美的。在雙轉子結構的渦扇發動機上，由於
風扇要和低壓壓氣機聯動，風扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方。風扇為將就壓
氣機而必需提高轉數，這樣直徑相對比較大的風扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，
巨大的離心力就要求風扇的重量不能太大，在風扇的重量不能太大的情況下風扇的葉片長
度也就不能太長，風扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實踐證明函道比越高的
發動機推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機為了將就風扇也不得不降低轉數，
降低了壓氣機的轉數壓氣機的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的後果是不得不
增加壓氣機風扇的級數來保持一定的總增壓比。這樣壓氣機的重量就很難得以下降。
為了解壓氣機和風扇轉數上的矛盾。人們很自然的想到了三轉子結構，所謂三轉子就
是在二轉子發動機上又了多了一級風扇轉子。這樣風扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成
一個轉子，各自都有各自的轉速。三個轉子之間沒有相對固定的機械聯接。如此一來，風
扇和低壓轉子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉速上運轉。設計師們
就可以相對自由的來設計發動機風扇轉速、風扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機的轉速也
可以不受風扇的肘制，低壓壓氣機的轉速提高之後壓氣的的效率提高、級數減少、重量減
輕，發動機的長度又可以進一步縮小。
但和雙轉子發動機相比，三轉子結構的發動機的結構進一步變的複雜。三轉子發動機
有三個相互套在一起的共軸轉子，因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉子結構的發動機多了
一倍，而且支撐結構也更加的複雜，軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難。三轉子發
動機比雙轉子發動機多了很多工程上的難題，可是英國的羅·羅公司還是對他情有獨鍾，
因為在表面的困難背後還有着巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉子結構。轉
子數量上的增加換來了風扇、壓氣機、渦輪的簡化。
三轉子RB-211與同一技術時期推力同級的雙轉子的JT-9D相比：JT-9D的風扇頁片有46
片，而RB-211隻有33片；壓氣機、渦輪的總級數JT-9D有22級，而RB-211隻有19級；壓氣機
葉片JT-9D有1486片，RB-211隻有826片；渦輪轉子葉片RB211也要比JT9D少，前者是522片
，而後者多達708片；但從支撐軸承上看，RB-211有八個軸承支撐點，而JT9D只有四個。
三、風扇
渦扇發動機的外函推力完全來自於風扇所產生的推力，風扇的的好壞直接的影響到發
動機的性能，這一點在高函道比的渦扇發動機上由是。渦扇發動機的風扇發展也經歷了幾
個過程。在渦扇發動機之初，由於受內函核心機功率和風扇材料的機械強度的限制，渦扇
發動機的函道比不可能作的很大，比如在渦扇發動機的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-
23也不過只有1.5而以，而且CJ805-23所採用的風扇還是後獨一無二的後風扇。
在前風扇設計的二款發動機中JT3D的函道比大一些達到了1.37。達到如此的函道比，
其空氣總流量比也比其原型J-57的空氣流量大了271%。空氣流量的加大發動機的迎風面積
也隨之變大。風扇的葉片也要作的很長。JT3D的一級風扇的葉片長度為418.2毫米。而J57
上的最長的壓氣機葉片也就大約有二百毫米左右。當風扇葉片變的細長之後，其彎曲、扭
轉應力加大，在工作中振動的問題也突現了出來。為了解決細長的風扇葉片所帶來的麻煩
，普惠公司採用了阻尼凸台的方法來減少風扇葉片所帶來的振動。凸台位於距風扇葉片根
處大約百分之六十五的地方。JT3D發動機的風扇部分裝配完成之後，其風扇葉上的凸台就
會在葉片上連成一個環形的箍。當風扇葉片運轉時，凸台與凸台之間就會產生摩擦阻尼以
減少葉片的振動。加裝阻尼凸台之後其減振效果是明顯的，但其阻尼凸台的缺點也是明顯
的。首先他增加了葉片的重量，其次他降底了風扇葉片的效率。而且如果設計不當的話當
空氣高速的流過這個凸台時會發生畸變，氣流的畸變會引發葉片產生更大的振動。而且如
果採用這種方法由於葉片的質量變大，在發動機運轉時風扇本身會產生更大的離心力。這
樣的風扇葉片很難作的更長，沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比。而且細長的風扇
葉片的機械強度也很低，在飛機起飛着陸過程中，發動機一但吸入了外來物，比如飛鳥之
類，風扇的葉片會更容易被損壞，在高速轉動中折斷的風扇葉片會像子彈一樣打穿外函機
匣釀成大禍。解決風扇難題一個比較完美的辦法是加大風扇葉片的寬度和厚度。這樣葉片
就可以獲得更大的強度以減少振動和外來物打擊的損害，而且如果振動被減少到一定程度
的話阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇葉其運轉時的離心力也將是巨大的。這樣就必需
要加強扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤。但航空發動機負不起這樣的重量代價。風扇葉片的
難題大大的限制了渦扇發動機的發展。
更高的轉數、高大的機械強度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個多難的問題最終
在八十年代初得到了解決。
1984年10月，RB211-535E4掛在波音七五七的翼下投入了使用。它是一台有着跨時代意
義的渦扇發動機。讓它身負如此之名的就是他的風扇。羅·羅公司用了創造性的方法解決
了困擾大函道比渦扇發動機風扇的多難問題。新型發動機的風扇葉片叫作“寬弦無凸肩空
心夾層結構葉片”。故名思意，新型風扇的葉片採用了寬弦的形狀來加大機械強度和空心
結構以減少重量。新型的空心葉片分成三個部分：葉盆、葉背、和葉芯。它的葉盆和葉背
分別是由兩塊鈦合金薄板製成，在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結構的“芯
”。通過活性擴散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體。新葉片以極輕的重量獲得了
極大的強度。這樣的一塊鈦合金三明治一下子解決了困擾航空動力工業幾十年的大難題。
新型風扇不光是重量輕、強度大，而且因為他取消了傳統細長葉片上的阻尼凸台他的
工作效率也要更高一些。風扇扇葉的數量也減少了將近三分之一，RB211-535E4發動機的風
扇扇葉只有二十四片。
1991年7月15日新型寬弦葉片經受了一次重大的考驗。印度航空公司的一架A320在起飛
階段其裝備了寬弦葉片的V-2500渦扇發動機吸入了一隻5.44千克重的印度禿鷲！巨鳥以差
不多三百公里的時速迎頭撞到了發動機的最前端部件--風扇上！可是發動機在遭到如此重
創之後仍在正常工作，飛機安全的降落了。在降落之後，人們發現V-2500的22片寬弦風扇
中只有6片被巨大的衝擊力打變了形，沒有一片葉片發生折斷。發動機只在外場進行了更換
葉片之後就又重新投入了使用。這次意外的撞擊證明了“寬弦無凸肩空心夾層結構葉片”
的巨大成功。
解決寬弦風扇的問題並不是只有空心結構這一招。實際上，當風扇的直徑進一步加大
時，空心結構的風扇扇葉也會超重。比如在波音777上使用的GE-90渦扇發動機，其風扇的
直徑高達3.142米。即使是空心蜂窩結構的鈦合金葉片也會力不從心。於是通用動力公司便
使用先進的增強環氧樹脂碳纖維複合材料來製造巨型的風扇扇葉。碳纖維複合材料所製成
的風扇扇葉結構重量極輕，而強度卻是極大。可是在當複合材料製成的風扇在運轉時遭到
特大鳥的撞擊會發生脫層現像。為了進一步的增大GE-90的安全係數，通用動力公司又在風
扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮，在其後緣上又用“凱夫拉”進行縫合加固。如此以
來GE-90的風扇可謂萬無一失。
當高函道比渦扇發動機的風扇從傳統的細長窄弦葉片向寬弦葉片過渡的時候，風扇的
級數也經歷了一場從多級風扇到單級風扇的過渡。在渦扇發動機誕生之初，由於風扇的單
級增壓比比較低只能採用多級串聯的方式來提高風扇的總增壓比。比如JT3D的風扇就為兩
級，其平均單級增壓比為1.32，通過兩級串聯其風扇總增壓比達到了1.74。多級風扇與單
級風扇相比幾乎沒有優點，它重量大、效率低，其實它是在渦扇發動機的技主還不十分成
熟的時候一種無耐的選擇。隨着風扇單級增壓比的一步步提高，現如今在中、高函道比的
渦扇發動機上單級風扇以是一統天下。比如在GE-90上使用的單級風扇其增壓比高達1.65，
如此之高的單級增壓比以經再沒有必要來串接第二級風扇。
但是在戰鬥機上使用的低函道比渦扇發動機還在使用着多級風級的結構。比如在F-15
A上使用的F100-PW-100渦扇發動機就是由三級構成，其總增壓比達到了2.95。低函道渦扇
發動機取如此高的風扇增壓比其實是風扇、低壓壓氣機合二為一結果。在戰鬥機上使用的
低函道比渦扇發動機為了減少重量它的雙轉子其實是由風扇轉子和壓氣機轉子組成的雙轉
子結構。受戰鬥機的機內容積所限，採用大空氣流量的高函道比渦扇發動機是不現實的，
但為了提高推力只能提發動機的出口壓力，再者風扇不光要提供全部的外函推力而且還要
部分的承擔壓氣機的任務，所以風扇只能採用比較高的增壓比。
其實低函道比的渦扇發動機彩用多級風扇也是一種無耐之舉，如果風扇的單級增壓比
能達到3左右多級風扇的結構就將不會再出現。如果想要風扇的單級增壓比達到3一級只能
是進一步提高風扇的的轉速並在風扇的葉型上作文章，風扇的葉片除了要使用寬弦葉片之
外葉片還要帶有一定的後掠角度以克服風扇在高速旋轉時所產生的激波，只有這樣3一級的
單級風扇增壓比才可能會實現。相現這一點人們將會在二十年之內作到。
四、壓氣機
壓氣機故名思意，就是用來壓縮空氣的一種機械。在噴氣發動機上所使用的壓氣機按
其結構和工作原理可以分為兩大類，一類是離心式壓氣機，一類是軸流式壓氣機。離必式
壓氣機的外形就像是一個鈍角的扁圓錐體。在這個圓錐體上有數條螺旋形的葉片，當壓氣
機的圓盤運轉時，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉所帶來的巨大離心力之
下，空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙，從而實現空氣的增壓。與離心
式壓氣機不同，軸流式壓氣機是由多級風扇所構成的，其每一級都會產生一定的增壓比，
各級風扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比。
在現代渦扇發動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機，軸流式壓氣機有着體積小、流量
大、單位效率高的優點，但在一些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地，離心式壓氣機
雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機的工作比較穩定、結構簡單而且單級增壓
比也比軸流式壓氣機要高數倍。比如在我國台灣的IDF上用的雙轉子結構的TFE1042-70渦扇
發動機上，其高壓壓氣機就採用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機
的級數。多說一句，這樣的組合式壓氣機在渦扇發動機上用的不多，但在直升機上所使用
的渦軸發動機現在一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結構。比如國產的渦軸6、 渦
軸8發動機就是1級軸流式加1級離心式構成的組合壓氣機。而美國的“黑鷹”直升機上的T
700發動機其壓氣機為5級軸流式加上1級離心式。
壓氣機是渦扇發動機上比較核心的一個部件。在渦扇發動機上採用雙轉子結構很大程
度上就是為了迎合壓氣機的需要。壓氣機的效率高低直接的影響了發動機的工作效率。目
前人們的目標是提高壓氣機的單級增壓比。比如在J-79上用的壓氣機風扇有17級之多，平
均單級增壓比為1.16，這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右，而用在波音777上的GE-
90的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了1.36，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達
到23左右。而F-22的動力F-119發動機的壓氣機更是了的，3級風扇和6級高壓壓氣機的總增
壓比就達到了25左右，平均單級增壓比為1.43。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級
數、減少發動機的總量、縮短發動機的總長度是大有好處的。
但隨着壓氣機的增壓比越來越高，壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也就突現了出來。
在壓氣機中，空氣在得到增壓的同時，其溫度也在上升。比如當飛機在地面起飛壓氣
機的增壓比達到25左右時，壓氣機的出口溫度就會超過500度。而在戰鬥機所用的低函道比
渦扇發動機中，在中低空飛行中由於衝壓作用，其溫度還會提高。而當壓氣機的總增壓比
達到30左右時，壓氣機的出口溫度會達到600度左右。如此高的溫度會鈦合金以是難當重任
，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大。與是人們
又開發了新型的耐高溫鈦合金。在波音747的動力之一羅·羅公司的遄達800與EF2000的動
力EJ200上就使用了全鈦合金壓氣機。其轉子重量要比使用鎳基合金減重30%左右。
與壓氣機防熱的問題相比壓氣機振喘的問題要難辦一些。振喘是發動機的一種不正常
的工作狀態，他是由壓氣機內的空氣流量、流速、壓力的空然變化而引發的。比如在當飛
機進行加速、減速時，當飛發動機吞水、吞冰時，或當戰鬥機在突然以大攻飛行拉起進氣
道受到屏蔽進氣量驟減時。都極有可能引起發動機的振喘。
在渦扇噴氣發動機之初，人們就採用了在各級壓氣機前和風扇前加裝整流葉片的方法
來減少上一級壓氣機因絞動空氣所帶給下一級壓氣機的不利影響，以克制振喘現像的發生
。而且在J-79渦噴發動機上人們還首次實現了整流葉片的可調整。可調整的整流葉片可以
讓發動機在更加寬廣的飛行包線內正常工作。可是隨着風扇、壓氣機的增壓比一步一步的
提高光是採用整流葉片的方法以是行不通了。對於風扇人們使用了寬弦風扇解決了在更廣
的工作範圍內穩定工作的問題，而且採用了寬弦風扇之後即使去掉風扇前的整流葉片風扇
也會穩定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其風扇前就採用了整流葉片，而F-22的F-1
19就由於採用了三級寬弦風扇所以風扇前也就沒有了整流葉片，這樣發動機的重量得以減
輕，而且由於風扇前少了一層屏蔽其效率也就自然而然的提高了。風扇的問題解決了可是
壓氣的問題還在，而且似乎比風扇的問題材更難辦。因為多級的壓氣機都是裝在一根軸上
的，在工作時它的轉數也是相同的。如果各級壓氣機在工作的時候都有自已合理的工作轉
數，振喘的問題也就解決了。可是到現在為止還沒有聽說什麼國家在集中國力來研究十幾
、二十幾轉子的渦扇發動機。
在萬般的無耐之後人們能回到老路上來--放氣！放氣是一種最簡單但也最無可耐何的
防振喘的方法。在很多現代化的發動上人們都保留的放氣活門以備不時之須。比如在波音
747的動力JT9D上，普·惠公司就分別在十五級的高、低壓氣機中的第4、9、15級上保留了
三個放氣活門。
五、燃燒室與渦輪
渦扇發動機的燃燒室也就是我們上面所提到過的“燃氣發生器”。經過壓氣機壓縮後
的高壓空氣與燃料混合之後將在燃燒室中燃燒以產生高溫高壓燃氣來推動燃氣渦輪的運轉
。在噴氣發動機上最常用的燃燒室有兩種，一種叫作環管形燃燒室，一種叫作環形燃燒室
。
環管燃燒室是由數個火焰筒圍成一圈所組成，在火焰筒與火焰筒之間有傳焰管相連以
保證各火焰筒的出口燃氣壓力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之內的燃氣壓力也還
是不能完全相等，但各火焰筒內的微小燃氣壓力還不足以為患。但在各各火焰筒的出口處
由於相鄰的兩個火焰筒所噴出的燃氣會發生重疊，所以在各火焰筒的出口相鄰處的溫度要
比別處的溫度高。火焰筒的出口溫度場的溫度差異會給渦輪前部的燃氣導向器帶來一定的
損害，溫度高的部分會加速被燒蝕。比如在使用了8個火焰筒的環管燃燒室的JT3D上，在火
焰筒尾焰重疊處其燃氣導流葉片的壽命只有正常葉片的三分之一。
與環管式燃燒室相比，環形燃燒室就沒有這樣的缺點。故名思意，與管環燃燒室不同
，環形燃燒室的形狀就像是一個同心圓，壓縮空氣與燃油在圓環中組織燃燒。由於環形燃
燒室不像環管燃燒室那樣是由多個火焰筒所組成，環形燃燒室的燃燒室是一個整體，因此
環形燃燒室的出口燃氣場的溫度要比環管形燃燒室的溫度均勻，而且環形燃燒室所需的燃
油噴嘴也要比環管燃燒室的要少一些。均勻的溫度場對直接承受高溫燃氣的燃氣導流葉片
的整體壽命是有好處的。
與環管燃燒室相比，環形燃燒室的優點還不止是這些。
由於燃燒室中的溫度很高，所以無論環管燃燒室還是環形燃燒室都要進行一定的冷卻
，以保證燃燒室能更穩定的進行工作。單純的吹風冷卻早以不能適應極高的燃燒室溫度。
現在人們在燃燒室中最普便使用的冷卻方法是全氣膜冷卻，即在燃燒室內壁與燃燒室內部
的高溫燃氣之間組織起一層由較冷空氣所形成的氣膜來保護燃燒室的內壁。由於要形成氣
膜，所以就要從燃燒室壁上的孔隙中向燃燒室內噴入一定量的冷空氣，所以燃燒室壁被作
的很複雜，上面的開有成千上萬用真空電子束打出的冷卻氣孔。現在大家只要通過簡單的
計算就可以得知，在有着相同的燃燒室容積的情況下，環形燃燒室的受熱面積要比環管燃
燒室的受熱面積小的多。因此環形燃燒的冷卻要比環管形燃燒室的冷卻容易的多。在除了
冷卻比較容易之處，環形燃燒室的體積、重量、燃油油路設計等等與環管燃燒室相比也着
優勢。
但與環管燃燒室相比，環形燃燒室也有着一些不足，但這些不足不是性能上的而是制
作工藝上。
首先，是環形燃燒室的強度問題。在環管燃燒室上使用的是單個體積較小的火焰筒，
而環形燃燒室使用的是單個體積較大的圓環形燃燒室。隨着承受高溫、高壓的燃燒室的直
徑的增大，環形燃燒室的結構強度是一大難點。
其次，由於燃燒室的工作整體環境很複雜，所以現在人們還不可能完全用計算的方法
來發現、解決燃燒室所面臨的問題。要暴露和解決問題進行大量的實驗是唯一的方法。在
環管燃燒室上，由於單個火焰筒的體積和在正常工作時所需要的空氣流量較少，人們可以
進行單個的火焰筒實驗。而環形燃燒室是一個大直徑的整體，在工作時所需要的空氣流量
也比較大，所以進行實驗有一定的難度。在五六十年代人們進行環行燃燒室的實驗時，由
於沒有足夠的條件只能進行環形燃燒室部分扇面的實驗，這種實驗不可能得到燃燒室的整
體數據。
但由於科技的進步，環形燃燒室的機械強度與調試問題在現如今都以經得到了比較圓
滿的解決。由於環形燃燒室固有的優點，在八十年代之後研發的新型渦扇發動機之上幾忽
使用的都是環形燃燒室。
為了更能說明兩種不同的燃燒室的性能差異，現在我們就以同為普·惠公司所出品的
使用環管形燃燒室的第一代渦扇發動機JT3D與使用了環形燃燒室的第二代渦扇發動機JT9D
來作一個比較。兩種渦扇發動同為雙轉子前風扇無加力設計，不過推力差異比較大，JT3D
是8噸級推力的中推發動機，而JT9D-59A的推力高達24042公斤，但這樣的差異並不妨礙我
們對它們的燃燒室作性能上的比較。首先是兩種燃燒室的幾何形狀，JT9D-3A的直徑和長度
分別為965毫米和627毫米，而JT3D-3B的直徑是1020.5毫米、長度是1070毫米。很明顯，J
T9D的環形燃燒室要比JT-3D的環管燃燒室的體積小。JT9D-3A只有20個燃油噴嘴，而JT3D-
3B的燃油噴嘴多達48個。燃燒效率JT3D-3B為0.97而JT9D-3A比他要高兩個百分點。JT3D-3
B八個火焰筒的總表面積為3.579平方米，而JT9D-3A的火焰筒表面積只有2.282平方米，火
焰筒表面積的縮小使得火焰筒的冷卻結構可以作到簡單、高效，因此JT9D的火焰筒壁溫度
得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁溫度為700-900度左右，而JT9D-3A的火焰筒壁溫度只有600
到850度左右。JT9D的火焰筒壁溫度沒有JT3D-3B的高，可是JT9D-3A的燃燒室出口溫度卻高
達1150度，而JT3D-3B的燃燒室出口溫度卻只有943度。以上所列出的幾條足以能說明與環
管燃燒室相比環形燃燒室有着巨大的性能優勢。
在燃燒室中產生的高溫高壓燃氣道先要經過一道燃氣導向葉片，高溫高壓燃氣在經過
燃氣導向葉片時會被整流，並被賦予一定的角度以更有效率的來衝擊渦輪葉片。其目地就
是為了推動渦輪，各級渦輪會帶動風扇和壓氣機作功。在渦扇發動機中，渦輪葉片和燃氣
導向葉片將要直接的承受高溫高壓燃氣的沖刷。普通的金屬材料跟本無法承受如此刻克的
工作環境。因此燃氣導向葉片和渦輪葉片還有聯接渦輪葉片的渦輪盤都必需是極耐高溫的
合金材料。沒有深厚的基礎科學研究，高性能的渦輪研製也就無從談起。現今有實力來研
制高性能渦輪的國家都無不把先進的渦輪盤和渦輪葉片的材料配方和製作工藝當作是最高
極密。也正是這個小小的渦輪減緩了一些國家成為航空大國的步伐。
眾所周知，提高渦輪進口溫度是提高渦扇發動機推力的有效途徑，所以在軍用渦扇發
動機上，人們都在不遺餘力的來提高渦輪的進口渦度以使發動機用更小的體積和重量來產
生更大的推力。蘇27的動力AL-37F渦扇發動機的渦輪進口溫度以高達1427度，而F-22的運
力F-119渦扇發動機其渦輪前進口溫度更是達到了1700度的水平。在很多文章上提到如果要
想達到更高的渦輪口進氣溫度，在現今陶瓷渦輪還未達到真正實際應用水平的情況下，只
能採用更高性能的耐高溫合金。其實這是不切確的。提高渦輪的進口溫度並非只有採用更
加耐高溫的材料這一種途徑。早在渦扇發動機誕生之初，人們就想到了用塗層的辦法來提
高渦輪葉片的耐燒上塗一層耐燒蝕的表面塗層來延長渦輪葉片的使用壽命。在JT3D的渦輪
葉片上普惠公司就用擴散滲透法在渦輪葉片上“鍍”上一層鋁、硅塗層。這種擴散滲透法
與我們日常應用的手工鋼鋸條的滲碳工藝有點類似。經過了擴散滲透鋁、硅的JT3D一級渦
輪葉片其理論工作壽命高達15900小時。
當渦輪工作溫度進一步升高之後，固體滲透也開始不能滿足越來越高的耐燒蝕要求。
首先是固體滲透法所產生的塗層不能保證其塗層的均勻，其次是用固體滲透法得出的塗層
容易脫落，其三經過固體滲透之後得出的成品由於塗層不勻會產生一定的不規則變形（一
般來說經過滲透法加工的零件其外形尺寸都有細小的放大）。
針對固體滲透法的這些不足，人們又開發了氣體滲透法。所謂氣體滲透就是用金屬蒸
氣來對葉片進行“蒸煮”在“蒸煮”的過程中各種合金成分會滲透到葉片的表層當中去和
葉片表層緊密結合併改變葉片表層的金屬結晶結構。和固體滲透法相比，氣體滲透法所得
到的塗層質量有了很大提高，其被滲透層可以作的極均勻。但氣體滲透法的工藝過程要相
對複雜很多，實現起來也比較的不容易。但在對渦輪葉片的耐熱蝕要求越來越高的情況下
，人們還是選擇了比較複雜的氣體滲透法，現如今的渦輪風扇中的渦輪葉片大都經過氣體
滲透來加強其表面的耐燒蝕。
除了塗層之外，人們還要用較冷的空氣來對渦輪葉片進行一定的冷卻，空心氣冷葉片
也就隨之誕生了。最早的渦扇發動機--英國羅·羅公司的維康就使用了空心氣冷葉片。與
燃燒室相比因為渦輪是轉動部件，因此渦輪的氣冷也就要比燃燒室的空氣冷卻要複雜的多
的多。除了在燃燒室中使用的氣薄冷卻之外在渦輪的燃氣導向葉片和渦輪葉片上大多還使
用了對流冷卻和空氣衝擊冷卻。
對流冷卻就是在空心葉片中不停有冷卻氣在葉片中流動以帶走葉片上的熱量。衝擊冷
卻其實是一種被加強了的對流冷卻，即是一股或多股高速冷卻氣強行噴射在要求被冷卻的
表面。衝擊冷卻一般都是用在燃氣導向葉片和渦輪葉片的前緣上，由空心葉片的內部向葉
片的前緣噴射冷卻氣體以強行降溫。衝擊冷卻後的氣體會從燃氣導向葉片和渦輪葉片前緣
上的的孔、隙中流出在燃氣的帶動下在葉片的表面形成冷卻氣薄。但開在葉片前緣上使冷
卻氣流出的孔、隙會讓葉片更加難以製造，而且開在葉片前緣上的孔隙還會使應力極中，
對葉片的壽命產生負面影響。可是由於氣薄冷卻要比對流冷卻的效果好上很多，所以人們
還是要不惜代價的在葉片上採用氣薄冷卻。
從某種意義上來說，在燃氣導向葉片和渦輪葉片上使用更科學理合理的冷卻方法可能
要比開發更先進的耐高溫合金更重要一些。因為空心冷卻要比開發新合金投資更少，見效
更快。現在渦輪進口溫度的提升其一半左右的功勞要歸功於冷卻技術的提高。現如今在各
式渦扇發動機的渦輪前進口溫度中要有200度到350度的溫度被葉片冷卻技術所消化，所以
說渦輪工作溫度的提高葉片冷卻技術功不可沒。
其實在很多軍事愛好者的眼中，渦輪的問題似乎只是一個耐高溫材料的問題。其實渦
輪問題由於其工作環境的特殊性它的難點不只是在高溫上。比如，由於渦輪葉片和渦輪機
匣在高溫工作時由於熱漲冷縮會產生一定的變形，由這些變形所引起的渦輪葉片與機匣徑
向間隙過大的問題，徑向間隙的變大會引起燃氣泄露而級大的降底渦輪效率。還有薄薄的
渦輪機匣在高溫工作時產生的扭曲變形；低壓渦輪所要求的大功率與低轉數的矛盾；提高
單級渦輪載荷後渦輪葉片的根部強度等等。除了這些設計上的難題之外，更大的難題則在
於渦輪部件的加工工藝。比如進行渦輪盤粉末合金鑄造時的雜質控制、渦輪盤進行機器加
工時的軸向進給力的控制、對渦輪盤加工的高精度要求、渦輪葉片合金精密鑄造時的偏析
、渦輪葉片在表面滲透加工中的變形等等，這裡面的每一個問題解決不好都不可能生產出
高質量、高熱效率的渦輪部件。
六、噴管與加力
尾噴管是渦扇發動機的最末端，流經風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪的空氣只有通過噴
管排出了發動機之外才能產生真正的推力以推動飛機飛行。
渦扇發動機的排氣有二部分，一部分是外函排氣，一部分是內函排氣。所以相應的渦
扇發動機的排氣方式也就分成了二種，一種是內外函的分開排氣，一種是內外函的混合排
氣。兩種排氣方式各有優劣，所以在現代渦扇發動機上兩種排氣方式都有使用。總的來說
，在高函道比的渦扇發動機上大多采有內外函分開排氣，在低函道比的戰鬥機渦扇發動機
上都採用混合排氣的方式，而在中函道比的渦扇發動機上兩種排氣方式都有較多的使用。
對於渦扇發動機來說，函道比越高的發動機其用油也就更省推力也更大。其原因就是
內函核心發動機把比較多的能量傳遞給了外函風扇。在混合排氣的渦扇發動機中，內函較
熱的排氣會給外函較冷的排氣加溫，進一步的用氣動--熱力過程把能量傳遞給外函排氣。
所以從理論上來說，內外函的混合排氣會提高推進效率使燃油消耗進一步降低，而且在實
際上由於混合排氣可以降底內函較高排氣速度，所以在當飛機起降時還可以降低發動機的
排氣噪音。可是在實際操作的過程中，高函道的渦扇發動機幾乎沒有使用混合排氣的例子
，一般都採用可以節省重量的短外函排氣。
進行內外函的混合排氣到目前為止只有兩種方法一種是使用排氣混合器，一種是使用
長外函道進行內外函排氣的混合。在使用排氣混合器時，發動機會增加一部分排氣混合器
的重量，而且由於排氣要經過排氣混合器所以發動機的排氣會產生一部分總壓損失，這兩
點不足完全可以抵消掉混合排氣所帶來的好處。而長外函排氣除了要付出重量的代價之外
其排氣的混合也不是十分的均勻。所以除了在戰鬥機上因結構要求而採用外則很少有採用
。
在戰鬥機上除了有長外函進行內外函空氣混合之外一般都還裝有加力裝置來提高發動
機的最大可用推力。
所謂加力就是在內函排氣和外函排氣中再噴入一定數量的燃油進行燃燒，以燃油的損
失來換取短時間的大推力。到目前為此只有在軍用飛機和極少數要求超音速飛行的民用飛
機上使用了加力。由於各種飛機的使命不同對加力燃料的要求也是不同的。比如對於純粹
的截擊戰鬥機如米格25來說，在進行戰鬥起飛時，其起飛、爬升、奔向戰區、空戰等等都
要求發動機用最大的推力來驅動飛機。其戰鬥起飛時使用加力的時間差不多達到了整個飛
行時間的百分之五十。而對於F-15之類的空優戰鬥機來說在作戰起飛時只有在起飛和進行
空中格鬥時使用加力，因此其加力的使用使時長只占其飛行時間的10%不到。而在執行純粹
的對地攻擊任務時其飛機要求時用加力的時間連百分之一都不到，所以在強擊機上乾脆就
不安裝加力裝置以減少發動機的重量和長度。
加力燃燒是提高發動機推重比的一個重要手段。現在我們所說的戰鬥機發動機的推重
比都是按照加力推力來計算的。如果不按照加力推力來計算F-100-PW-100的推重比只有4.
79連5都沒有達到！為了提高發動機的最大推力，人們現在一般都在採用內外函排氣同時參
與加力燃燒的混合加力。
但當加力燃燒在大幅度的提高發動機的推力的時候，所負出的代價就是燃油的高消耗
。還是以F-100-PW-100為例其在全加力時的推力要比無加力時的最大推力高66%可是加力的
燃油消耗卻是無加力時的281%。這樣高的燃油消耗在起飛和進行空中格鬥時還可以少少的
使用一下，如要進行長時間的超音速飛行的話飛機的作戰半徑將大大縮短。
針對渦扇發動機高速性能的不足，人們又提出了變循環方案和外函加力方案。所謂變
循環就是渦扇發動機的函道比在一定的範圍內可調。比如與F-119競爭F-22動力的YF-120發
動機就是一種變循環渦扇發動機。他的函道比可以0-0.25之間可調。這樣就可以在要求高
航速的時候把函道比縮至最小，使渦扇發動機變為高速性能好的渦噴發動機。但由於變循
環發動機技術複雜，要增加一部分重量，而且費用高、維護不便，於是YF-120敗與F-119手
下。
由於混合加力要求內外函排氣都參與加力燃燒，這樣所需要的燃油也較多，於是人們
又想到了內外函分開排氣，只使用外函排氣參加加力燃料的方案。但外函排氣的溫度比較
低，所以組織燃燒相對的困難。目前只有少數使用，通常是要求長時間開加力的發動機才
會採用這種結構。
七、結束語
洋洋過萬言，我寫了三個多星期。其中的大部分時間不是用來寫字而是用來查找各種
資料。由於我並非是一個軍工大佬，也不是專業學府出身所以我寫這文章寫的很是吃力。
可是縱然我用盡了我對渦扇發動機的知識庫存和所能找到的資料，可是我也還只是寫了渦
扇發動機皮毛上面的皮毛。文章中的有些數據我是東抄西抄，還有一小部分是來自我腦海
之中的記憶，可能不是十分的準確請各位看客見諒了。
航空發動機是一個極為複雜的系統。開發、研製、生產中每一個過程都要投入大量的
時間、金錢和精力。但我們沒有優秀的航空發動機就不會有強大的航空工業，我們就要處
處受制於人。
最後祝我們的航空工業早日強大，祝我們的祖國早日強大。
