AVIC商用飞机发动机有限公司技术分析
大涵道比民用涡扇发动机总体方案
突破关键技术，提高自主研发能力。以14吨推力的下一代先进民用涡扇发动机为背景，通过预研和国际合作，完成了部件、系统、核心机和验证机的设计、加工和试验，突破了民用涡扇发动机关键技术，基本具备了自主研发能力。在验证机的基础上，根据市场和飞机需求，研制具有自主知识产权和市场竞争力的大涵道比民用涡扇发动机，以满足我国干线客机发展的动力需求，进入市场并逐步形成产业。
主要技术指标:起飞推力14000 kgf；；巡航油耗:不超过0.56kg/(kgf . h)(h = 11km，m = 0.8)；噪声和有害物质的排放水平符合当时的适航标准；寿命、可靠性、维修性等综合性能水平优于现役CFM56发动机，与其后继发动机相当。
大涵道比涡扇发动机关键技术
主要设计关键技术
对于大涵道比的军用和民用涡扇发动机，除了环保、使用寿命和经济性，其他主要设计技术都是一样的，包括整体、部件、系统、整机、仿真等。因此，对关键技术进行了组合研究，主要包括:
(1)大涵道比发动机总体方案设计技术(包括起飞综合和经济分析)；
(2)民用发动机适航技术；
(3)大涵道比风扇/增压级设计技术；
(4)高效先进压缩比压缩机设计技术；
(5)低排放长寿命燃烧室设计技术；
(6)高性能长寿命高低压涡轮设计技术；
(7)发动机短舱和反推装置的设计技术；
(8)核心机设计技术；
(9)验证机的设计技术；
(10)整机/部件一体化数值仿真技术；
(11)大涵道比涡扇发动机数控系统设计技术；
(12)低噪声设计技术；
(13)长寿命、高可靠性、可维护性的设计技术；
(14)轴承和传动润滑系统设计技术；
(15)故障诊断与监测技术；
(16)涡轮主动间隙控制技术:
(17)辅助动力装置(APU)设计技术。
材料和技术
大涵道比的军用涡扇发动机主要采用现有的成熟材料和工艺，但对一些关键零件(如大型风扇叶片、机匣等)的制造仍有一些特殊要求。)，这是需要解决的问题。民用大涵道比涡扇发动机的技术要求更高，对适航审定的要求也更多，需要更多的新材料和新工艺来满足设计要求。军民用大涵道比涡扇发动机研制中需要解决的主要材料和技术项目包括:
(1)大型宽弦风机空心叶片(钛合金或复合材料)制造技术；
(2)大型钛合金中间壳体的铸造、焊接及制造技术；
(3)钛合金整体叶盘/围带的制造与修复技术；
(4)复合材料容纳环制造技术；
(5)风扇盘圆弧榫槽加工技术；
(6)三维弯扭组合涡轮导向叶片精密铸造技术；
(7)定向凝固冠高纵横比低压涡轮叶片精密铸造技术；
(8)风扇转子和发动机的固有平衡技术；
(9)风机外壳涂层本加工技术；
(10)600℃耐高温钛合金材料工程与制造技术；
(11)镍基高温合金整体叶盘低成本制造技术；
(12)燃烧室壳体低成本整体铸造技术；
(13)火焰筒浮动壁材料及制造技术；
(14)高压涡轮叶片和导向叶片的涂层及其涂覆工艺；
(15)抗1100℃单晶涡轮叶片的低成本材料、铸造和冲压工艺；
(16)耐1100℃的涡轮导叶低成本材料、铸造和冲压工艺；
(17)粉轮的粉磨、锻造工艺及缺陷检测。
测试和测试技术
与军用小涵道比涡扇发动机相比，大涵道比涡扇发动机由于尺寸、流量和推力的增加，需要对现有的试验设备和技术进行改进。由于大涵道比涡扇发动机，尤其是民用大涵道比涡扇发动机，需要进行大量的特殊适航试验，如吞咽试验、包容试验和环境试验，以满足适航规章的要求。因此，在加紧建设相关缺门试验设备的同时，需要研究大涵道比涡扇发动机所需的特殊试验技术，制定相应的试验方法和规范。主要包括:
(1)整机测试调试技术；
(2)发动机反推力试验技术；
(3)发动机甩鸟试验技术；
(4)发动机吞水、吞冰、吞沙试验技术；
(5)发动机侧风和逆风试验技术；
(6)发动机噪声场测量技术；
(7)风机叶片包容试验技术；
(8)部件和整机的寿命和可靠性试验技术。
关键技术解决方案和措施。
大涵道比民用涡扇发动机
尽快组织实施先进民用大涵道比涡扇发动机关键技术研究计划，利用10年左右时间，结合国际合作，通过部件/系统/核心机/验证机的研制，突破和掌握关键技术，夯实技术基础，提高自主创新能力。然后在验证机的基础上，进一步研制具有自主知识产权、当代水平和适航证的民用大涵道比涡扇发动机。
关键技术研究及验证机开发
(1)发动机总体方案设计和零部件设计、加工和测试。完成发动机总体方案设计和性能分析计算，整机/部件气动/热性能数值仿真分析，发动机方案草图设计和选材方案，各部件和系统的设计技术指标和参数要求；完成总体/部件/系统试件设计与试验、部件强度寿命设计与分析、材料选择与关键加工工艺设计、部件/系统综合数值模拟分析、辅助动力装置设计与试验等。
(2)核心机和验证机的工程设计、加工和试验验证。完成核心机和验证机的工程设计加工、核心机地面模拟试验、验证机地面台架性能调整试验、地面台架300小时续航试验、高空平台巡航状态性能模拟试验(H=11km，M=0.8)和部分适航标准试验(如噪声、低污染排放)。
4.2.2样机开发和适航取证
在第一阶段验证飞机高空平台性能达标的基础上，按照我国干线客机发动机的具体要求研制了样机，并取得了型号合格证、生产许可证和适航证。
4.3积极开展国际合作
我国航空动力工业与世界先进水平相比还有很大差距，特别是在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础非常薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术没有突破和掌握，没有工程经验，材料和技术差距更大，试验设备不配套，高层次人才缺乏。要在短时间内研制出先进的大涵道比涡扇发动机是非常困难的。为此，我们必须强化基础，自主创新，改革开放，积极与外部力量开展国际合作。
同时也应该看到，发展民用航空发动机的国际合作已成为当今世界的一大趋势。为了筹集资金，技术互补，降低风险，拓展市场，就连大国有实力的公司都在走合作发展的道路，表达与我合作的意向。虽然还存在很多矛盾和风险，但和平开放的国际环境为大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了有利条件。
多年的实践证明，大多数关键设计技术都可以通过与俄罗斯的技术合作学到，这是与西方国家的合作无法做到的。此外，俄罗斯表现出与我合作的强烈意愿。因此，在关键技术和验证机的研发中，重要的是要密切关注与俄罗斯的合作。同时，通过各种方式加强与西方的现有合作，并不断探索新的合作方式，通过与西方的商业合作，加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。
4.4加强材料、工艺、测试等基础条件建设。