遄达民用涡扇发动机系列

罗尔斯·罗伊斯公司『RR』 遄达 系列 [民用涡扇发动机]遄达 (Trent)

遄达涡轮风扇发动机结构

牌 号 遄达

用 途 民用涡扇发动机

类 型 涡轮风扇发动机

国 家 英国

厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状 生产

装机对象 遄达700系列 A330、MD-12。

遄达800系列 波音777。

遄达900系列。 空客A380

遄达768 30627(30℃)

遄达772 31666(30℃)

遄达875 34694(30℃)

遄达877 35986(33℃)

遄达884 38480(30℃)

巡航推力(H=10668m, M=0.82, daN)

遄达768/772 5121

遄达875/877/884 5789

巡航耗油率[kg/(daN·h)]

遄达768/772 0.576

遄达875/877/884 0.567

遄达768 4.94

遄达772 5.20

遄达871 4.68

遄达882 5.30

遄达768 877.1

遄达772 898.0

遄达875 1127.1

遄达877 1134.9

遄达884 1177.5

遄达768 4.97

遄达772 4.89

遄达875 6.21

遄达877 6.16

遄达884 5.96

遄达768 35.16

遄达772 36.84

遄达875 36.0

遄达877 36.91

遄达884 39.88

遄达768/772 2474(风扇直径)

遄达875/877/884 2794(风扇直径)

遄达768/772 3911

遄达875/877/884 4368

遄达768/772 6515

遄达875/877/884 8211

遄达与美国采用的双转子涡扇发动机相比，它的三个转子可分别在最佳转速下工作，使转子级数、叶片数和可调叶片数减少。由于转子级数少，转子可较短，提高转子刚性，减小性能衰退率。双转子发动机的高压涡轮一般为2级，第2级处于高转速下工作，需要冷却转子叶片，而三转子的中压涡轮在较低的转速下工作，不需要冷却，减少了冷却空气要求，保使发动机耗油率降低1.5%。三转子的一个缺点是滚珠轴承安排比较复杂，但遄达采用了圆弧端齿联轴器，使发动机装配和分解都比未采用这种联轴器的双转子发动机简单。

遄达的压气机寿命为40000~70000h，中、高压涡轮为25000~40000h，燃烧室经修理后可达40000h，盘轴为20000循环。目前遄达的有两个系列:

遄达700系列 1989年4月开始发展，1994年1月取得适航证并进行了首飞，装遄达700的A330已于1995年3月投入航线使用。

遄达800系列 遄达的最新系列，1995年1月27日获得适航证，取证的推力为40083daN。结构和系统

(遄达700)

进 气 口 环形，无进口导流叶片，复合材料制的进气锥随风扇一起转动，有消声措施。

风 扇 单级轴流式。26片超塑成形/扩散粘结的无凸台宽弦空心钛合金风扇叶片。榫头沿长度方向作成圆弧形，允许轮盘小，从而减小了轮毂比，增大空气流通量。

中压压气机 8级轴流式。转速7000r/min。核心流量比-524G/H的大。进口导流叶片和前2级整流叶片可调。整个转子用钛合金焊成一体，第1级轮盘在盘心处向前伸出一段，形成与前轴颈相连的短轴。后2级转子叶片采用与气流方向垂直的设计，称为"正交"叶片，工作时叶根有附加弯矩，但效率较高。

高压压气机 6级轴流式。转速10000r/min。整个转子用IMI834钛合金焊接成整体结构，前轴颈用圆弧端齿联轴器与第1级盘盘心处的斜轮毂相连。整流叶片外环与机匣间环腔中装有隔热材料，以控制机匣温度，提高被动间隙控制能力，使叶尖间隙在工况瞬变时变化不大。

燃 烧 室 环形。钢制机匣，镍基Nimonic合金火焰筒，装有24个气动雾化喷嘴。

高压涡轮 单级轴流式。转子叶片和导向器叶片均为气冷式。92片转子叶片带冠，用定向凝固材料MARM002铸造。导向器叶片采用三维流复合倾斜设计，可减少附面层损失。

中压涡轮 单级轴流式。126片转子叶片不冷却，用可控涡变功量设计，用SRR99单晶材料铸造。26片导向器叶片按三维流复合倾斜设计，用MARM002定向凝固材料铸造。

低压涡轮 遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。全部按三维流设计，转子叶片也是按正交原理设计，叶片呈弯曲状。

尾 喷 管 采用强迫掺混的整体式喷管。

控制系统 全权数字式电子控制系统。

八十年代初期，中国航空研究院606所(中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所)因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。涡扇10(WS-10)工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。

涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，97年开始型号研制(飞行前试验阶段)，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，达到了90年代的世界先进水平。历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。前几年太行的重点目标是:03年针对重点型号减重开展的"减重年";04年为确保重点型号的定型而进行的"排故年";05年为提高和完善设计质量而开展的"细节年";06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的"精化年"。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。

2015年1月9日，中航工业成都发动机(集团)有限公司官网刊登了一篇名为《公司某型号发动机研制试飞圆满完成》文章，描述了该公司在2014年12月6日成功试飞某型发动机的消息。许多媒体纷纷猜测这很有可能是涡扇-18(WS-18)发动机试飞成功的消息。

据报道，涡扇-18(WS-18)发动机主要仿制于俄罗斯D-30KP-2发动机。D-30KP-2是俄罗斯索洛维耶夫设计局(现称彼尔姆航空发动机科研生产联合体)研制的涡轮风扇发动机，其最大推力为12.5吨，涵道比2.42:1，翻修寿命3000小时。D-30KP是前苏联时期研制的第一种大涵道比高性能涡轮风扇发动机，特点是推力大、耗油率低、性能可靠。目前，中国空军伊尔-76运输机和轰-6K型轰炸机装备的均是俄制D-30KP-2型发动机。

WS-18各方面的性能应该和CFM-56相近，重量为2000公斤，而伊尔-76采用的D-30KP的重量为2300公斤，特别是前者的耗油量比后者要低20%。这样，在载油量不变的情况下，国产军用大型运输机的航程显然要比伊尔-76更大。或者在相同的航程情况下，运载量比其要多。WS-18发动机单台推力117.6千牛，带有蚌壳式反推力装置。最终运-20运输机的配套发动机将是涡扇-20(WS-20)发动机，单台推力160千牛左右。

一但涡扇-18发动机研制成功之后，即可装配轰-6K或者早期运-20，使得中国远程攻击及投送力量进一步增强，也可替换现役伊尔-76战略运输机的D-30KP-2发动机，使关键的担任战略投送任务的运输机的"心脏"不再受制于人。

另据报道，WS-18还有一种新的改进型，即WS-18K型，可能用于装备轰-6中程轰炸机。使"轰-6K"拥有更大的航程，可能抵达关岛、印度和日本。若装备了鹰击61大型反舰巡航导弹，"轰-6K"战时还可以攻击大型航母战斗群。