通过上述的课题研究，我们可以发现，涵道比为3的发动机主要是定位于伊尔-76的换发技改方案。该方案基本保 持与D-30KP-2发动机的外形不变。发动机吊舱也基本保持不变。基本相当。不过耗油率较于俄式发动机略有改善。该项目为了达到与D-30KP-2的互换，减少换发中的工作量及技术难点。发动机的空气流量。外形尺寸。安装结构与D-30KP-2基本相同，不需要对发动机进行较大规模的技改便可达成目标。由于核心机的选定。设计师将低压系统方面进行适应性的技术改进。采用两级风扇，保持相同的增压比。但在内涵道里增添了四级低压压气机(即增压级)。它们均由四级低压涡轮驱动。总増压比应达到世界先进水平(30左右)。该方案较D-30KP-2性能有着一 定的提升。且我国完全单握的核心知识产权，不会在关键技术方面受制于人。同时由于两者的核心机定位相差30年，起飞耗油率减少了约10%，巡航耗油率降低了5%。不过笔者认为该方案在我国的 前条并不十分明朗。该方案的“心脏”虽然先进，但受制于涵道比的偏低，耗油率偏高。不适合作为大飞机的终极配套动力。

　　不过。该方案也不是一无是处。基于我国大量服役的轰6轰炸机及未来战略轰炸机的动力考量，我国完全可以用它来补充这方面的动力需求。当然，用它的先进技术对D-30KP-2的中国版WS-18进行技术改进也是可以的。若是该方案真能成功，那么我国目前大量以D-30KP-2为动力的 飞机则完全用得上自己的“心脏”不用再担心受制于人了。

　　涵道比为5-6的项目则是完全遵循国际上大涡扇的发展潮流设计的。根据“太行”总设计师张恩和介绍，该项目的追赶对象为国际上大名鼎鼎的CFM56-5系列发动机。沈阳动力所按照核心机计划为基础，以派生、衍生为设计方法。进行该项目的总体性能设计。在成熟的核心机的基础上，重新设计了低压部件、风扇、增压级、低压涡轮和内外涵、尾喷管并进行了地面台架性能和部件匹配性试验试车。完成了全转速运转。发动机运行稳定，匹配性良好。进口直径扩展到1700毫米左右，海平面空气流量大于380千克/秒；起飞推力定位 在12000千克力(117.6千牛)的级别；涵道比〉5；巡航耗油率约为0.6千克/(千克力。时)，比D-30KP-2大约降低15%，起飞油率约降低了30%。

　　2007年。我国正式启动大飞机计划，随即大运配套动力也被列入专项重点工程，加快了大涡扇的研制步伐。2009年9月28日，型号总承(生产)任务落户西安航空发动机公司。根据大飞机的规划，我国将 分别研制军用大飞机和民用大飞机。配套 动力系统虽有军民用之分，不过军民用发 动机之间的通用性较高，两者之间的差距不是太大。上海世博会上我国展出了商发模型(SF-A)。不过，根据推测，SF-A的真实身份应是大运飞机/验证机的全尺寸金属样机。随后，SF-A的首台原型机也 成功进行了地面试车。根称，SF-A也有相应的军用型号。按照验证机情况推测，推力范围大概定位在12000--14000千克力(117.6--137.2千牛)之间。这样的设计指标完全可以与俄罗斯当家花旦PS-90A-76―较长短。根据国际上大涡扇的发展历程可推测，SF-A的军用型号应已经解决了最难的核心机的问题，已进入细节完善阶段。倘若进展顺利，估计再有2-3年，就可以进入试飞阶段，2015年前后实现设 计定型的节点目标。这点正好切合我国大运设计定型的时间节点。

　　“太行”核心机的先进之处

　　结构设计

　　作为采用衍生发展思路的SF-A军用型号，其核心机直接从“太行”核心机派生而来。这降低了研发风险，缩短了开发周期。只是对其局部进行适应性的改进。全新设计部件基本都集中在低压与风扇系统上。作为把CFM56-5作为追赶对象的该发动机，其整机也是由单机风扇(第四级增压压气机)+核心机+四级低压涡轮等单元体构成。

　　军用型号之所以能在短时间内 取得重大技术突破。那是因为其采用了先进的核心机。类似于CFM56的核心机的“太行”核心机，既有军用发动机的精巧轻量又不失民用机型的先进高效，完全达到了世界先进水平。反观PS-90A的核心机. 就逊色三分了。通过前文可知PS-90A的核心机是从D-30K核心机发展而来的。 因当时整体科技水平的制约PS-90A的 核心机不得不采用了大量前代发动机留下 的成熟技术，所以显得相对落伍。比如：PS-90A的支承结构，复杂而笨重；PS-90A是同代大涡扇中唯一采用环管燃烧室的型号(该技术在30年前就已经逐步被 淘汰了)；低压涡轮采用旧式的小开孔轮 盘，转子连接方法继承了D-30K的设计，而当代大涡扇的低压涡轮普遍在盘心开设 大直径孔，此举不仅使轮盘应力比较均匀，而且改善了疲劳性，部件重量也轻了。反 观我国的“太行”核心机虽有坊间流行其 与CFM56有着理不清剪不断的“暧昧花边新闻”，但不得不承认“太行”核心机 的设计起点是高的。我国的航空发动机产 业长期以来都是东西合璧，特别是改革开放以来我国长期接触西方航空发动机，并被其科学的设计理念。先进的设计技术。严格的设计标准所吸引。并制定以西方标 准为参照目标的新的设计标准，彻底撇开 了苏俄那种粗放式的发展模式，采用类 似西方的髙精尖发展模式。因此。“太行”核心机的开发年代虽早于PS-90A，但前 者的结构仍大幅度领先PS-90A。由此可 见。我国在大涡扇领域的“起跑线”也具备了一定的优势及发展潜力。

　　大量采用先进制造材料和先进的加工工艺

　　从航空发动机产业的发展规律可知，每次发动机能取得代差这样的技术进步， 一切都是建立在先进材料和加工工业的更 新换代的基础上。因此，若想切实提高我 国航空发动机产业的实力，做好气动热力 计算和新结构设计方案的同时，更重要是 依靠制造材料和先进加工工艺的进步。军 用大涡扇主要采用现有的成熟技术。但部 分关键零件(如钛合金风扇长叶片、复合 材料包容机匣等)在制造上仍有特殊要求. 需要进行攻关。多年来我国有很多当初 设计指标相当华丽的发动机，最后均下马 了，没有适合的制造材料是其中十分重要 的一环。没有先进的制造材料差点让“太行”也是胎死腹中。当年，因技术不过关“太行”发动机被迫放弃了三代航空发动 机的标志性高温材料---单晶叶片和粉末 冶金涡轮盘，迟迟不能定型。后来。我国 被迫引进俄罗斯的AL-31F系列发动机才缓解了新型战斗机的心脏病。基于材料和 工艺限制。为使国产高性能发动机的顺利问世。相关部门集中力量对其展开了—次又一次的技术攻关。经过20多年的艰苦努力。我国在先进材料和加工工艺方面终于取得了突破性的发展。诸如第二代的镍基单晶合金DD406、损伤容限粉末局温合金FGH4096，其技术指标与国外军民用主 力机型(GE90、CFM56-5B、EJ200等)的材料相比丝毫不落下风。

　　上述先进材料的研制成功。让我国的发动机产业终于实现了赶超式的跨越，带动我国的燃气轮机工业(DA-80的国产化工作定型)、航空发动机(“太行”核心机的定型成熟)进入了井喷式的发展时期. 并试制诸多样机并装机试验，初步实现了批量生产。最近我国造船工业大批量建造采用国产版DA-80燃气轮机为主动力的052D驱逐舰，以及空军大规模装备采用国产发动机的新型战机。就是我国在这 复合方面取得重大成就的重要证明。

　　不过，一种新材料从研究出来到批量生产用于在役发动机，国外经验表明一般要经过长达15-20年的漫长时间。在这段时间内。设计部门根据试制样品在实际使用中的情况对材料性能进行不断优化。完善制造工艺，还要对新材料的机械特性应用及结构强度进行详细而周密的技术完善。笔者估计。我国的新材料部门已经完成新材料设计制造的关键技术研究，正进行技术上的完善工作。估计我国的大涡扇 不会采用一步到位的做法，而是采用我国 军工行业惯用的循序渐进的手法，可能会 先采用低级别的材料，如粉末高温合金，以保证型号研制成功。然后。按照型号改 进改型计划，分阶段引入新材料，以满足 发动机的性能增长要求。

　　采用合理的循环参数

　　作为大飞机的标配动力。大涡扇自诞生时起就具有“三高一低”---高温、高压、高涵道比。低耗油率的典型特征，而有别于小涵道比涡轮喷气发动机的发动机。这典型的“三高一低”特征的优劣在很大程 度上决定着一款大涡扇性能的优劣。

　　作为决定一款大涡扇是否先进的标准 之―，高涡轮前温度在很大程度上决定一款大飞机的推力范围的重要指标，最能反映发动机水平的技术含量。涡轮前温度越 高。发动机的循环功率越大。单位推力就 更强劲。此外。较高的涡轮前温度也能提 高热效，改善燃油经济性。因此。涡轮前温度越高越好。但这一指标并不能随便地 提高。而是要充分考虑热端部件的耐高温 强度。寿命和冷却技术等各方面的平衡选 择。是综合考虑一款发动机的使用寿命、制造材料、加工工艺、制造成本、冷却技 术等多种因素的平衡游戏。绝非只追求某 一指标，否则会严重影响一歙发动机的整 体性能水平。这点在发动机研发史上有着 无数次教训。例如我国大涡扇的近期追 赶目标---PS-90A系列发动机当年就因 为追求大推力而不断调高涡轮前温度。最 终导致使用寿命短的可怜。

　　作为大飞机的配套动力，大涡扇不像 战斗机发动机那样追求高推重比。其涡轮 前温度一般都比战斗机发动机要低一点. 这点对我国的大涡扇的性能至关重要“太行”核心机主要用于战斗机动力系统，其涡轮前温度水平达到了国际同等先进水 平。极限值可达到1752K。这为大涡扇的 性能提升提供了巨大的拓展空间。特别是 为发动机的裕度留下了很宽的包线，即标 准环境下起飞的涡轮前温度〉1500K，高 原高温环境下，则提升到1650K，以满负 荷运转模式。

　　由于大涡扇的结构特点。进口风扇直径大、转速低导致低压段总压比不高，所以高压压气机才是构成总压比的关键因素。“太行”核心机采用9级高压压气机，轮前增压比可达到12这样的级别。不过这也远达不到世界先进水平。因此，设计师又利用新技术对其进行了适当的调整，如今应该可以达到国际上的基本水平，据此估算起飞总增压比能达到32左右。

　　高涵道比(大涵道比)是决定大涡扇区别于小涵道比发动机的关键指标之一。随着发动机涵道比的扩大可降低排气速度，有效改善推进效率。因此，节油很大程度上都是靠涵道比的扩大而取得的。但涵道比也不是随便就可以调高的。受循环参数的制约，随着涵道比上升，可能导致风扇直径加大、涡轮转速降低、级数增加等不利影响。因此，我国的大涡扇为了保证型号的成功，应放弃那些性能华丽、难度也高得离谱的技术指标。走稳妥路线，不要盲目的追求高精尖的技术指标，而是采用国际上惯用的5-6这样的涵道比(当然，目前国外新研制的大涡扇的涵道比都已经达到了8甚至超过了10)。待技术成熟及我国航空工业整体技术水平实现代差的突破后，再进军更高级别大涡扇。我国设 计师在平衡各方面的技术后，选择5-6这样的涵道比指标，再加上各方面的先进技术的采用，估计耗油率应该达到PSA-76的水平。

　　全权限数字式电子控制系统

　　被誉为航空发动机“大脑”的控制 系统向来都是权衡一款发动机是否先进的 重要指标之一。因此西方国家一直将其视 为核心机密，对我国是严加封锁。不过， 我国经过十余年的艰苦攻关基本解决全 部技术难题。2002年，有关部门将一架 歼-8II验证机的左发动机上换上了FADEC进行试飞。总计完成了 39架次飞行，完 成100多项试验任务。虽然，这款FADEC是针对涡喷发动机研制的，但其取得我国自主FADEC的第一手宝贵资料，标志我 国已初步掌握系统的关键技术，并为将来工程应用提供了技术储备。

　　此后，两型加力式涡扇FADEC也相继问世。大、中推力涡扇型FADEC系统样机已于“十五”末进行了地面台架试验.2010年装上“太行”发动机进行了试飞。这套FADEC系 统是由江苏无锡动力控制系统研究所负责 研制，总体指标已经达到了世界20世纪 90年代服役的第二代FADEC系统的水平，其电子控制器的通用性较好，可用于“太行”、“泰山”、AL-31F、RD-93等型号。不过。由于系统毕竟是发动机产业中的最顶尖的关键技术，虽然我国已 经跨入这一领域，但仍存在诸多问题。不过。随着我国大飞机计划的启动，加大了这方面的投入，估计再需几年就会有质的突破。

　　我的未来不是梦---展望未来大涡扇   

　　通过上文分析，基于“太行”核心机衍生发展而来的大涡扇的推力完全符合当前我国在役大飞机及运20的动力需求。但是。目前运20只是我国解决大飞机的有无问题。并不是我国对大型运输机的终极追求对象。可以预见。随着我国综合国力的大幅提升，我国在运20定型之时。甚至尚未成熟之前。定会对未来大飞机进行前期预研，估计未来大飞机的技术指标定位在起飞总重在200吨以上，甚至可能接近C-17。当然，对运20的改进改型也将拉开序幕。由此可见。对发动机的推力增长提出了更高的要求。为了缩短新型号的研制周期。降低技术风险，我国设计师完全会采用核心机派生发展方法，以“太行”核心机为基础，采用核心机比例缩放、加减级数，来扩大核流量变化范围，使得系列化发动机的推力范围更加广泛。这也是国际上航空发动机强国发展发动机最成功、也是最简单的一条捷径。我国在大涡扇领域的发展当然也不例外。

　　通过核心机计划的坚实推进，我国得到了 “太行”这款足以媲美国际同等水平的先进产品，为我国航空发动机产业的崛起找到了一条正确的道路。但也应看到“太行”核心机的技术指标较国际同类先进产品仍存在着巨大差距。撇开制造材料、加工工艺不谈，就是可靠性、耐久性、可维护性等这些最基本也是最根本的技术指 标就足够我国设计师头疼的。更重要的是 因“太行”核心机技术定位过低，虽能在战斗机动力领域成就了一番天地。但在大涡扇方面只能算得上是敲门砖而已。以“太行”核心机发展而来的大涡扇只能满足目前我国运20的短期需求，而对未来新型大飞机则完全是力不从心。

　　造成“太行”核心机在大涡扇领域不能走得更远的原因，是其本体仅定位在小推型发动机。存在着核心机流量尺寸的约 束，不能过大地扩展推力范围的包线。根 据我国公开的核心机计划可知，“太行”核心机的换算流量为25千克/秒，结构 紧凑，重量轻，更有利于向小推型系列发 动机发展。而向大推力系列发展则犹如爬 坡，难度呈几何级数增加。反观我国近期 大涡扇追赶对象PS-90A-76发动机的换算流量则接近50千克/秒。尺寸大、循环功率高，有利于向更大推力级派生。

　　这表明，这两款发动机虽然同处一代，且装机对象也十分相近。设计技术也基本同代。 但因核心机的初始定位的差异，造成两者 向更高推力级别发展的潜力却存在着较大 差别。因此，我国未来若想在大涡扇领域 追赶上西方的先进水平。必须研制更高水 平的核心机。起点定位也必须较“太行”核心机有着质的提升才有可能追上世界 同等先进水平。

　　虽然“太行”核心机向更大推力级衍生存在着基础定位问题。但也并不是一无是处。如果我国设计师利用好“太行”核心机。采用部件缩放技术派生改型，仍会有开创出一番天地的。部件缩放技术是航空发动机强国发展航空发动机的一条比较行之有效的技术途径。此方法保持核心机的气动参数基本不变，主要改变它的几何 尺寸。使得进口流量变化范围加大，如此便可在“太行”核心机的基础上开发出20000千克力(196千牛)左右的大涡扇。

　　这条捷径被苏俄的索洛维耶夫设计局把玩得炉火纯青。

　　索局利用缩放部件方法，通 过比例缩放。加减级数、气动优化等措施. 成功研制出系列化的高压压气机。PS-90A的13级高压压气机就是直接从D-30基础衍化而来的。我国若也采用此法。利用“太行”核心机为基础，通过部件比例缩放、加减级数，优化气动，完全可以将其推力级别提高到15000千克力(147千牛)的水平。当然。若是在某一部件上采用特殊方法。推力则有可能提升到20000千克力(196千牛)的水平，只是其他性能会有所牺牲。

　缩放部件比例虽是航空发动机派生发展的一条捷径。但基本以前某一成熟型号为基础，可降低技术风险，缩短研制周期，但也继承了前一代的技术痕迹。不能在起跑线上站在世界最前沿。因此。若想真正跻身世界先进行列，就必须紧跟世界潮流，立足自我。统筹协调好整个航空发动机产业。才能达成目标。我国当前在研的新型涡扇发动机基本进入技术定型阶段。再有时日定可成熟问世。而在研的高推比核心机也为未来战略运输机和宽体客机提供匹配的动力装置。为国人留下更为宽泛的想象空间。如果我国好好利用高推比核心机，采用缩放比例方法。衍生发展出20000--30000千克力(196-294千牛)电 级别的发动机也不是梦想了。

　　综上所述，我国的大涡扇事业随着大飞机计划的启动也进入了快车道发展阶段。WS18的仿制成功则为我国目前的伊尔-76提供了充实的动力储备。同时也为轰6轰炸机的换发提供了最为理想的选择目标；基本定型的国产发动机虽然没能赶上运20的首飞，但为未来“纯血统”的优化开出了最有效的“药方”，也为运20的升级版留下了令人想象的空间；而不时传出好消息的在研高推比核心机则为我国大飞机屹立世界强手之林奠定了最坚实的基础。