商用航空发动机陶瓷基复合材料部件的研发应用及展望.docx

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商用航空发动机陶瓷基复合材料部件的研发应用及展望

商用航空发动机陶瓷基复合材料部件的研发应用及展望

商用航空发动机是航空产业的重要支柱，随着气动热力学、结构力学和材料科学的飞速发展，大涵道比涡扇发动机向着低油耗、低排放、低噪声、易维护、高可靠、长寿命等高效能方向发展，已成为先进商用航空发动机的研发目标。

基于大数据挖掘，在不改变涡扇发动机现有布局的前提下，要达成上述性能指标，依靠创新材料和新颖构型成为根本性的解决途径。

近半个世纪以来商用航空发动机技术，尤其是燃烧室技术的进步，发动机的推重比得到了显著提高，飞机的性能因此得以大幅提升。

随着终端用户对飞行航程和速度要求的不断提高，对发动机高推力、高推重比要求的同时，减少NOx和CO排放等环保指标也越来越苛刻，导致发动机的增压比、涡轮前温度、燃烧室温度以及转速也必须不断提升。

就材料而言，当前高效航空发动机喷射出高热气体——足以达到传统钛合金、镍基高温合金使用温度的极限，现有合金材料方案无法完全满足下一代先进发动机设计对耐热的需求，在实际应用中，不得不对高温部件采取气冷以及热障涂层防护等措施。

但冷气的应用一方面会减少燃烧空气，降低发动机燃烧效率；另一方面，使部件结构复杂化，不仅增添了加工难度，且研制和维护费用也随之提高。

高性能航空发动机追求不断提升涡轮前温度，对热端部件用材的高温强度、抗腐蚀性及抗氧化性能要求也越来越高，推重比15～20发动机的涡轮前温度将达到1927℃/2200K，耐温高、密度低、有类金属的断裂行为、对裂纹不敏感、不发生灾难性的损毁等优异性能的陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composite，CMC）取代高温合金，满足热端部件在更高温度环境下使用，不仅有益于大幅减重，还可节约冷气甚至无需冷却，从而提高总压比（Overall Pressure Ratios,OPR），实现在高温合金耐温基础上进一步提升工作温度400~500℃，结构减重50%~70%，势必成为高推比航空发动机的关键热结构用材[1]。

陶瓷基复合材料由连续纤维增韧补强陶瓷基体，具有低密度、高硬度、耐热和耐化学气氛，加之其固有的性能，在广泛的领域，如航空发动机热端结构件、尾喷系统以及内燃机应用中，被视为取代高温合金、实现减重增效 “升级换代材料”之首选。

商用航空发动机与军机不同，更注重长寿命、高可靠性、易维护、环保型、经济性等指标，通过采用更多新材料、新结构、新工艺，同时满足严格的适航认证，才能投入商用。

陶瓷基复合材料在大涵道比商用航空发动机的应用已呈快速增长趋势，被认同为高新技术，是反映一个国家航空航天高端制造业水平、关系国家安全的新型战略性热材料。

CMC历经30余年的研发，已开始进入商业市场，以空客为例，从A320到A320neo的飞发换装，借助CMC在内的复合材料应用，有望提高发动机燃效15％。

我国大客发动机动力处在追赶先进的研制阶段，不远的将来，将推出装配具有自主知识产权CMC部件的国产长江系列商用航空发动机。

商用航空动力之争——先进发动机

波音和空客是国际著名飞机制造商的两大巨头，几乎垄断了中、大型商用飞机的国际市场。

在新一代窄体机中，除了波音737MAX、空客A320neo之外，近年还接连涌现了中国商飞C919，巴航工业E-Jet E2、庞巴迪C系列和俄罗斯MS21等新生力量。

目前商用航空发动机市场基本由GE、P&W、R-R和CFM垄断，俄罗斯和中国在积极努力参入，该领域的技术进步直接推动着整个航空业的升级换代。

其中，CFM是GE和SAFRAN（法国赛峰）集团旗下SNECMA（斯奈克玛）公司对半合资成立的公司，已向波音和空客提供了2.5万余台中型客机用喷气发动机。

其经典之作CFM-56是全球装机最多的一款发动机产品，堪称传奇。

针对新支线的换装，将推出LEAP（Leading Edge Aviation Propulsion）作为替代产品参与竞争，并将成为CMC应用的首款商用航空发动机面世[2]。

空客于2010年12月1日正式启动A320neo项目，该项目与波音稍后启动的737MAX项目一样，重点是换装新型发动机。

与737MAX不同，A320neo有两款备选发动机，分别是P&W的PW1100G-JM和CFM的LEAP-X1A。

事实上，只有A320neo项目有两款发动机型号供选择，其他客机项目都只选择了唯一的发动机供应商：

庞巴迪C系列、三菱重工MRJ、伊尔库特MS-21和巴航工业下一代E-Jets选择了PW1000G系列，737MAX和中国商飞的C919则选择了CFM的LEAP-X发动机。

因此A320neo的发动机是P&W和CFM唯一针锋相对的市场，总计近2500架的庞大订单也给这场动力之争增添了更多火药味。

起始于20世纪80年代的窄体客机的动力之争，伴随着多年来的技术发展，比拼已进入一个全新的阶段。

CFM和P&W选择了两条不同的技术升级路线。

PW1100G-JM以齿轮传动见长；LEAP-X则在复合材料应用上下足功夫，也成就其一大亮点。

PW1100G-JM发动机采用传统的金属材料制造，而LEAP-X发动机则凭借采用更多复合材料应对。

相比现役发动机，尽管LEAP-X和PW1100G都大幅增加了风扇尺寸和涵道比，但CFM公司把更多精力放在发动机热效率的提高上，P&W公司则着重提高发动机的推进效率。

两家都宣称，自己下一代发动机比现役A320产品的油耗将降低15%。

按每加仑2.5美元计，每架飞机一年就可节省百万美金的航油费，换发效益可观。

CFM公司和P&W公司各凭借其“二十年磨一剑”的技术优势开启了未来数十年的竞争，目前两家斩获的发动机订单数量基本上旗鼓相当。

CMC——陶瓷基复合材料

传统概念的陶瓷材料通常易碎、脆性大及可靠性差，不适合发动机应用。

为了工程应用需克服其固有的致命弱点，人工创新出CMC这种全新的复合材料，它基于陶瓷组分，采用高强度、高弹性的纤维与成分相同或相近的基体复合，纤维用以阻止材料中裂纹的扩展，从而改善韧性，实践证明已成为提高CM可靠性的一个有效方法。

复合后的陶瓷材料兼具优良的强度和韧性，强韧化方式有“纳米晶粒增韧”、“原位自生增韧”、“仿生结构增韧”和“增强体增韧”4种[3]。

替代高温合金作为发动机高温结构部件用材料，CMC具有诸多优势：

（1）SiC/SiC密度为2.4~2.6g/cm3，仅相当于高温合金1/3程度，可有效降低结构重量；

（2）耐温、能承受更高的工作温度，减少或省去冷却气体，从而提升涡轮效率；（3）可减少为降温而设置的附加结构，简化发动机结构设计；（4）因为冷却气流更少和燃烧室温度更高，燃烧将更为充分，排放气体中的CO和NOx的量更少，尾气更为洁净；（5）叶片可以有更高旋转速率，有益于更大推力；（6）高比强、高比模、高硬度、耐磨损、耐腐蚀；（7）高温抗氧化、抗烧蚀，具有高温热稳定的耐久性能；（8）热膨胀系数、热导率高，纤维和基体间热应力小。

因此，对裂纹不敏感，可避免灾难性损毁等优异特性的CMC，能实现更长的使用寿命，被认定为21世纪航空航天等高温部件最有希望的应用材料，成为航空发动机应用的一个发展趋势。

依所用陶瓷基体不同，CMC一般为氧化物基及非氧化物基两大类。

CMC组元纤维的化学成分多采用与基体相同或相近的材料构成。

氧化物CMC，增强材料采用氧化物纤维，基体材料多为高熔点金属氧化物，常用基体有氧化铝（Al2O3）、钇铝石榴石（YAG）、氧化锆（ZrO2）等；非氧化物陶瓷基复合材料，主要采用陶瓷纤维（C或SiC）和纤维增韧补强SiC材料（C/SiC或SiC/SiC）两种。

尤其是SiC/SiC，不但保持了SiC陶瓷优异的高温力学性能和良好的抗氧化性能，还克服了韧性差等致命弱点。

氧化铝基纤维主要优点是抗氧化，缺点是抗蠕变性差；碳化硅陶瓷纤维则具有良好的综合性能，但使用温度有待进一步提高。

CMC典型的制备方法有：

化学气相浸透（ Chemical Vapor Infiltration，CVI）法、先驱体浸渗热解（ Polymer Impregnation and Pyrolysis，PIP）法、浆料浸渍结合热压（Slurry Impregnation and Hot Pressing，SIHP）法和反应性熔体渗透（ Reactive Melt Infiltration，RMI）法等。

其中CVI法可用于基体、界面层和表面涂层制备；RMI工艺通过熔融的Si或气态Si渗入有适当孔隙的陶瓷纤维预制体内部，通过Si 和C反应形成SiC基体，对控制部件内空洞缺陷发生、达到致密、实现低成本制备有益。

采用CVI、PIP工艺，可获得无残留Si的CMC材料，但致密度难以达到90%以上（气孔率低于10%），制备的部件多用于航天领域服役时间短或军机的尾喷部件；而服役长寿命的航空发动机热端部件，需达到98%以上致密度，同时消除残余Si以确保抗蠕变性能，通常采用上述工艺与熔渗（RMI）相结合，所获得的CMC耐温水平高，较比当前通用的高温合金“单晶+涂层+冷却”组合，其耐温能力提升400℃以上，已成为新一代航空发动机用材的趋势选择。

世界各技术先进国家都把它为推动航空发动机重大进化作用的高新材料，而加以重点开发和应用。

连续纤维作为一种“增强体”，能最大限度地抑制陶瓷缺陷的体积效应，有效偏折裂纹、消耗纤维拔出的断裂能，从而发挥纤维增韧和补强作用，强韧化效果最好。

所形成的连续纤维增韧补强陶瓷基复合材料（Continuous Fiber Ceramic Matrix Composite，CFCC）从根本上克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱点，加之自愈合组织形成和应用，使其具备有类金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不致发生灾难性损毁等特征。

优异的强韧性使其成为新型耐高温、低密度热结构材料发展的主流，连续纤维增韧碳化硅CMC是目前研究最多、应用最广泛的CMC材料，在航空发动机领域具有广阔的应用前景[4]。

应用于航空发动机热端部件，高温和腐蚀性环境会对CMC造成损伤，进而降低其性能。

需要通过在其表面涂覆环境阻隔涂层（Environmental Barrier Coating，EBC），以阻隔材料组分与外部破坏性因素的反应，进而延长CMC使用寿命。

EBC材料组分主要是金属氧化物或无机盐类化合物，通常有YSZ（ZrO2+8%Y2O3）、钡长石、莫来石+BSAS/Si等[3]。

由连续纤维补强增韧陶瓷基体复合成材的“混搭”，类似于“钢筋+混凝土”组合，连续的陶瓷纤维根据需要，可编织成1D（一维）、2D（二维）、以至3D（三维）的“钢筋”骨架（纤维预制体）、“混凝土”则为骨架周围紧密充填的陶瓷基体材料，这使其具有高比模、耐高温、抗烧蚀、抗粒子冲蚀、抗氧化和低密度等优点，且强度特别是韧性相比单相陶瓷的应变容限大大提高，维持高强度的同时也获得高韧性。

实现减重的同时具备优良的耐涡轮前温度性能，减少冷气量，进而大幅提升发动机工作效率。

成为1650℃以下长寿命（数百上千小时）、1900℃以下有限寿命（数分到数十分钟）和2800℃以下瞬时寿命（数秒至数十秒）的热结构/功能材料。

严格化学计量比的SiC陶瓷纤维具有低密度、抗磨损、高基体强度和最高耐温特性；氧含量低于2%的SiNC纤维50~500丝束，可有效提高1350℃/2462℉温度下的抗蠕变和化学稳定性。

优质纤维复合的CMC有利于展示最高耐温能力和源自其基体的力学性能，将作为航空发动机涡轮热端部件发挥效能[2]。

在喷气发动机进化史中，涡扇发动机材料耐温能力平均每10年以10℃/50℉速度提升。

而按照GE预测，未来10年单就CMC部件应用一项，发动机耐温能力就将改善66℃/150℉，效果相当显著[2]。

CMC面向航空发动机应用的研究积累

在纤维用于制备航空发动机构件的选型上，美国做出了最为广泛的研究。

1994年，NASA的EPM（Enabling Propulsion Materials） 项目选择SiC /SiC作为HSCT（High Speed Civil Transport）发展的最佳材料系统，开展了SiC纤维、纤维涂层和基体组成的组合工艺优化等研究。

之后，CMC成为了航空发动机设计与制造商所青睐的航空发动机高温部件（如涡轮静子的导向叶片、涡轮转子叶片、燃烧室和尾喷部件等）的重要候选材料，并取得突破性进展[4]。

CMC的应用在提高推重比、提高使用温度、简化系统结构等方面可带来显著效益。

对于航空发动机长寿命CMC热端部件的开发，世界各国家已竞相投入资源展开研发。

从20世纪80年代中期开始，NASA就已开展CMC技术研究，从先进高温发动机材料技术（HITEMP）项目开始，实施过IHPTET、UEET、VAATE等大型项目，重点研究了先进材料与结构，其中用于航空发动机的CMC高温部件是攻关重点[1]。

在IHPTET计划第2阶段的ATEGG验证机XTC76/3上，GE联手Allison公司使用从EPM（Enabling Propulsion Material）项目中获得的材料，开发并验证了Hi-Nicalon纤维（占40％）增强CMC燃烧室火焰筒。

该燃烧室壁可耐温1316℃/1589K，并与由Lamilloy结构材料加工的外火焰筒一起组合成先进的柔性燃烧室。

IHPTET计划第3阶段在ATEGG验证机XTC77/1上，GE与Allison一道开发了CMC燃烧室3D模型，验证了空心叶片。

燃烧室3D模型采用正交各向异性材料特性，改进了热力和应力分析。

与典型的镍基高温合金的静子叶片相比，减重50%，冷却空气量减少20%[5]。

在IHPTET计划第3阶段的JTAGG（联合涡轮先进燃气发生器）验证机XTC97上，霍尼韦尔（Honeywell）和GE公司考核验证了CMC高温升燃烧室。

该燃烧室在目标油气比下保持较小分布因子数据[5]。

在超高效发动机技术（UEET, Ultra Efficient Engine Technology）项目中，材料和结构是其攻关重点。

拟实现起飞与着陆距离缩短70%、NOx排放降低70% 、油耗与成本下降8%～15%等目标。

而CMC作为燃烧室火焰筒和涡轮静子叶片的关键材料，占材料和结构研究总研制费用近30%[1]。

通过多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）项目研究，开发和验证了CMC燃烧室等技术，基本实现“减排增效”目标。

GE公司在TECH56计划下开发的CMC燃烧室，考核验证了提供较大温升且冷气用量减少等性能。

在GE公司角逐用于窄体客机的下一代发动机LEAP-X中，CMC将作为关键验证项目，同时也计划在GEnx型号上采用陶瓷基复合材料燃烧室火焰筒。

在高速研究（HSR）项目中，EPM作为子项目，重点研究了CMC燃烧室火焰筒技术;在1205℃/1478K、大于9000h的热态寿命下，仍保持13.78MPa的应力水准；燃烧室扇形段试验已考核其具有200h，践行了如下开发策略[6]。

（1）在代表飞机任务循环的工作状态下进行发动机试验，验证1205℃/1478K条件下，CMC燃烧室火焰筒的耐久性；

（2）提高CMC和EBC的耐温能力，研制1482℃/1755K和1649℃/1922K体系，以大幅减少甚至取消燃烧室火焰筒的气膜冷却，进而扩展CMC的应用范围。

目前，通过以下途径，明显提高CMC的耐温能力，并开展热态工作300~1000h下提高其承载能力研究条件：

（1）改进工艺，减少或除去影响CMC蠕变性能的因素；

（2）改进SYLRAMICTM 纤维热处理表面，提高抗蠕变性能；（3）采用类似于Hi-NicalonTM的SiC纤维；（4）通过优化工艺，降低复合材料特性值分散度，在开发1482℃/1755K 用CMC基础上，同时研发和验证1649℃/1922K CMC体系的可行性。

GE明确将CMC作为未来发展的核心技术，多年来持续投入和研发CMC工艺技术，通过合纵连横开拓美国内外的产学研资源，在CMC研究与应用领域奠定了领导地位，作为标杆值得后来者借鉴。

为此，联合法国SNECMA、日本IHI和德国MTU，开展大量协作和部件试制、考核试验，对CMC材料做了数千小时的测试，于2003年就已将CMC材料用在工业燃气轮机上，已服役超过48000h。

从燃机用涡轮外环、燃烧室内衬工程化应用中，确认CMC的技术成熟度已足以应用到航空发动机核心部件。

GE公司报道了耐温1205℃/2200°F、减重70%的CMC低压涡轮导向叶片的关键性试验以及在F414军用发动机上进行了CMC材料涡轮转子叶片试验，拟应用到GE9X发动机的高压涡轮二级转子叶片。

R-R联合GE公司将CMC应用于发动机F136（配装F-35）的涡轮导向3级导叶上[7]，耐温可达1200℃，重量比传统高温合金部件明显减轻（大约只有镍合金的1/3和钛合金的1/2）[8]。

在FAA与NASA牵头的CLEEN（Continuous Lower Energy, Emissions and Noise）项目中，波音公司承担CMC声学尾喷（Acoustic Nozzle），R-R公司则负责CMC 涡轮动叶外环组件（Turbine Blade Tracks）[9]。

NASA在ERA（Environmentally Responsible Aviation）项目和其他航空发动机计划中，在燃烧室、涡轮叶片和尾喷管等应用CMC，以减少发动机油耗、NOx 排放和降低噪音。

其中，R-R 承担CMC 尾喷管的研制工作[10]。

GE公司在NASA的N+3先进发动机项目中，对2030~2035年将投入运营的高效安静小型商用发动机也参与了预研。

在该项目中，除整体碳纤维风扇导向器/前机匣、复合材料风扇叶片和复合材料风扇机匣、全复合材料整体短舱等外，还包括采用新一代CMC的燃烧室、高压涡轮叶片、低压涡轮叶片和高压涡轮外环和整流罩等研究[6]。

20世纪90年代，为解决上一代基体/纤维之间的热解碳界面氧化损伤所造成的寿命短等问题，SNECMA公司研究了自愈合基体技术，开发出新一代SEPCARBINOXR A500和CERASEPR A410产品[5]。

NASA与美国联邦航空管理局（FAA）合作开展的CLEEN（Continuous Lower Energy，Emissions， and Noise）着重“持续降耗、减排和降噪”目标，聚焦在结构件和新技术以降低发动机油耗、排放和噪音。

历时5年在CMC涡轮导叶制备及声学优化尾喷嘴方面取得了技术进步[9]。

2013年1月NASA利用R-R的Trent 1000发动机台架加速试车考核了该CMC尾椎，如预期实现了73h，未发生热或结构应力问题。

此外，P&W还联合MTU和IHI（日本石川岛播磨重工）开发新型发动机。

欧洲的陶瓷基复合材料技术以法国的CVI和德国的熔渗硅（Liquid Silicon Infiltration，LSI）工艺为代表。

其中法国SNECMA公司和美国合作，共同研发了推力矢量CMC密封调节片，并正式装机，经1000h考核均未发现破坏迹象；德国进行了CMC燃烧室内衬的对比试验，在Kl?

ckner Humboldt Deutz T216型燃气发动机经10h试验后，CVD-SiC涂层C/SiC火焰燃烧室出现了C/SiC基材和涂层之间的分层剥落，而CVD-SiC涂层C/C火焰燃烧室未出现损坏，SiC/SiC火焰燃烧室则由于自身具有良好的抗氧化性能，经受住90h的试验而无损坏。

试验考核也表明：

采用CVI工艺的 SiC/SiC的液体火箭发动机燃烧室壁及喷嘴，可经受累积高达24000秒点火考核和400次热循环。

日本政府1989年通过执行为期8年的“超大型耐环境先进复合材料规划”，其目的是确定以航天航空、能源为主的各领域所需的高温环境下具有耐热、高比强度、高比模量、耐氧化性等优异性能先进材料的基础技术，开发成功SiC基CMC，一跃成为当今通用级和尖端应用级SiC纤维最大出口国，法国、美国等CMC用SiC纤维基本都依靠日本供应。

日本的两家实验室、4家企业，从1999年参与ESPR项目研究，参与国外的PWA、GE、R-R和SNECMA等领先发动机供应商组建建设的联合队伍，设计并试验了CMC燃烧室和涡轮部件。

以IHI为代表的日本产学研机构分别在美、欧申请专利，介绍了陶瓷基复合材料应用件的制备和应用情况。

他们采用CVI+PIP 工艺制备SiC/SiC火箭发动机推力室，并完成了热试车考核，推力室的最高工作壁温为1424℃。

俄罗斯CIAM也在瞄准国际先进，开展了CMC燃烧室部件的试制和考核工作。

涡轮叶片工作在燃烧室出口，是发动机中承受热冲击最严重的部件，其耐温能力直接决定着高性能发动机推重比的提升。

CMC对减轻涡轮叶片重量和降低涡轮叶片冷气量意义重大。

国外近期应用目标是尾喷管、火焰稳定器、涡轮外环等；中期目标在低压涡轮静子和转子叶片、燃烧室、内锥体等应用；远期目标在高压涡轮静子和转子叶片、高压压气机和导向叶片等应用，显示出明显的减重效果、提高温度、大幅减少冷却气量等，但是涡轮叶片的使用寿命尚短，有待深入研究[3]。

目前，多家国际研究机构已成功研制出CMC涡轮叶片，美国和法国以推重比8~10航空发动机为演示验证平台，对尾喷管、燃烧室和涡轮三大单元进行了大量考核。

我国从20世纪80年代开始，就有张立同院士领导的西北工业大学研发团队，以及国防科大、中航复材和上海硅酸盐研究所等先后跟踪国际前沿启动研发工作，在CMC基础及应用领域持续耕耘，技术与制造水准跻身国际先进行列，具备构件研制、工程化和小批量生产能力，技术与国际水平相当，在部分领域甚至领先于国际水平，工程产业化差距正在缩小。

综上所述，为拓宽CMC在商用航空发动机热端部件上的应用，未来还需进一步完善如下关键技术：

高温工况下稳定的高性能陶瓷纤维、匹配良好的纤维防护涂层、批产成熟的CMC高致密度复合工艺、自愈合功能组织以及EBC涂层等。

CMC在商用航空发动机中的应用进展

国外航空发动机上应用的复合材料正在从低温向高温，外部冷端向内部热端，军机尾喷系统向商用涡轮、燃烧室方向推进，显示出相当大的应用潜力。

美国GE和法国SNECMA公司在CMC的研究及应用领域处于世界领先地位，CFM公司更将CMC应用作为未来核心竞争力来重点开发，已制备或通过试验的部件主要有：

燃烧室内衬、燃烧室火焰筒、喷口导流叶片、涡轮导向叶片、涡轮外环及尾喷相关部件等，奠定了CMC构件迈向商用发动机应用的基础。

美国在CMC应用于航空发动机领域做了大量的研究积累工作，NASA和GE研制的CMC密封片/调节片已实现产品化，应用到F100、F414、F110、F119等军用发动机上，装试燃烧室火焰筒的CMC内衬也已通过全寿命考核验证，进入应用阶段。

有报导称，GE 公司利用F414 军用发动机开展CMC 材料涡轮转子叶片的关键性试验，并明确将该CMC 应用到下一代GE9X发动机高压涡轮二级转子上。

CFM应用在LEAP-X发动机上的复合材料技术，除典型的3D编织碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）风扇叶片和风扇机匣（图1），以及氧化物CMC尾椎外，就是CMC用在最具挑战性的核心热端部件。

CFRP采用传递模塑（RTM）工艺制造；尾椎采用的是3M公司的Nextel610氧化铝纤维增韧补强铝硅酸盐氧化物基体CMC。

后者是现今为止最大的氧化物CMC部件，外部套环直径约1.6m/5.25英尺、长度约1m/3英尺，位于其内部的尾椎端到端部长约2.1m/7英尺，是CMC应用领域具有标志性成果。

商用航空发动机方面，法国SNECMA公司首开CFM56-C用CMC混气锥应用，耐温超过700℃的同时，可实现减重35%。

2011年启动地面和飞行测试，已在空客A320上通过700个发动机循环，包括200h发动机试车和70h试飞，计划于2014~2015年取得法国适航认证，为空客A380、A400飞机提供引擎动力。