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风扇

压气机

燃烧室与涡轮

喷管与加力

概述

原理旁通比

涵道比

诞生研发

首例

分类涡喷发动机

研制单转子和多转子

风扇

压气机

燃烧室与涡轮

展开编辑本段概述

　　涡桨发动机的排气速度太低推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。

因此必需提高喷气发动机的效率。

发动机的效率包括热效率和推进效率（飞行速度与引擎排气速度之比）两个部分。

提高燃气在涡轮前的温度和高压压气机的增压比（转速），就可以提高热效率。

因为高温、高密度的气体包含的能量要大。

但是，在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前温度，意味着提高涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，自然会使排气速度加大。

而流速快的气体在排出时动能损失大。

一般涡喷发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大多数时候是在亚音速飞行。

因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。

要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。

涡桨发动机（17张）涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度（通过增加低速的排气流量,降低平均排气速度）。

涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的后方再增加了1-2级低压（低速）涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，继续消耗掉一部分涡喷发动机（核心机）的燃气排气动能，从而进一步降低燃气排出速度。

风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机（术语称“内涵道”），另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出（“外涵道”）。

因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。

这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经低压涡轮驱动风扇传递到外涵道气流，从而避免大幅增加排气速度。

这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。

效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。

但是大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于0.3以上的涡扇发动机不适合超音速巡航飞行。

虽然涡扇发动机降低了排气速度，但并未降低推力，因为降低排气速度的同时增加了（外涵）排气流量。

从涵道比的角度看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。

编辑本段原理

旁通比

　　涡轮风扇发动机turbofanengine　　涡扇引擎的旁通比（Bypassratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。

旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。

早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都涡轮风扇发动机原理图较低。

例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。

现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。

旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。

　　　由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。

涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。

其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。

风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。

这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。

流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。

涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；

涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。

内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。

内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。

涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。

在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。

　　核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。

涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。

50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25%左右，大约为0.06～0.07公斤/牛·

时（0.6～0.7公斤/公斤力·

时）。

60年代末、70年代初发展了高涵道比（5～8）、高增压比（25～30）和高燃气温度（1600～1750K）的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·

时（0.3～0.4公斤/公斤力·

时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。

高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。

但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。

有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。

使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。

涡轮风扇发动机（13张）结点

　　如前所述，涡扇发动机优点:

效率高，油耗低，飞机的航程就远。

　　缺点:

结构复杂，设计难度大运行示意图

编辑本段诞生

研发

　　在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机已经相当的成熟。

当时的涡喷发动机的压气机总增压比已经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也已经达到了1000℃的水平。

在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。

而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。

　　当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。

当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:

1），发动机的地面起飞推力增大了百分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。

　　这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。

各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。

英国的罗尔斯·

罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。

在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。

又经过了六年的精雕细刻，直到1959年3月，“康维MK-508”才最终定型。

这个经过十一年孕育的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。

“康维”采用罗尔斯-罗伊斯公司康维Conway发动机了双转子前风扇的总体结构，函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为1.90，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。

当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了VC-10上！

　　美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常的高。

美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普·

惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了已经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内涵核心发动机。

J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。

J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。

J-57在技术上也有所突破，他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。

不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件，以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。

一九六零年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。

JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。

JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，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/小时/千克，推重比4.22，函道比1.37，压气机总增压比13.55，风扇总增压比1.74（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。

JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。

不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。

　　现今世界的三大航空动力巨子中的罗·

罗、普·

惠，都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。

而几乎是在同一时刻，三巨头中的另一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。

在罗·

罗推出“康维”之后第八个月、普·

惠推出JT-3D的前一个月。

通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。

CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为4.15，函道比为1.5，压气机增压比为13，风扇增压比为1.6，最大推力耗油0.558千克/小时/千克。

与普·

惠一样，通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。

J-79与1952年开始设计，与1956年投产，共生产了16500多台，他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。

与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。

在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。

　　通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。

他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。

　　在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。

首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速，这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。

第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干扰。

第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。

　　而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。

CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。

这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。

叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。

但在回避困难的同时也引发了新的问题。

　　首先是叶片的受热不匀，CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度，而风扇部分的最低温度只有38度。

其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可靠性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。

而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。

　　当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。

人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。

而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。

在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。

美国政府在还未对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从1959年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露并解决各部分的问题。

在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。

如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。

“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。

　　用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。

美国政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。

因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。

在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。

所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。

但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。

在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。

但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。

　　在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。

普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。

时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。

　　第二次世界大战中，德国戴姆勒-奔驰于1943年试制出了第一台涡轮风扇发动机，4月在试验台上静推力已达到840千克，预计可达到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相应的专家而没能获得发展。

二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。

尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。

涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。

因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。

实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。

40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。

但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。

因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。

50年代，美国的NACA（即NASA美国航空航天管理局的前身）对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。

55到56年研究成果转由通用电气公司（GE）继续深入发展。

GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。

但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·

惠特尼（Pratt&

Whitney）公司的JT3D涡扇发动机。

实际上普·

惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。

1960年，罗尔斯·

罗伊斯公司的“康威”（Conway）涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。

60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·

罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。

此后涡轮喷气发动机迅速的被罗尔斯-罗伊斯公司RB211-22B发动机西方民用航空工业抛弃。

　　涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过音速不太多时。

所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。

　　我国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功，军用混合排气涡轮风扇发动机已成功批量生产的秦岭发动机相当于英国60年代的SPEY，用于飞豹上。

相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功，但不知道是否投入批量生产。

　　提高涡轮风扇发动机推力的一个办法就是提高发动机的空气流量。

编辑本段分类

涡喷发动机

　　进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外　　发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室涡轮风扇发动机结构图，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了

　　分开排气涡轮风扇发动机　　进气道进气--风扇增压--气流分为两股　　内涵气流：

压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外　　外涵气流：

外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外　　我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90....　　混合排气涡轮风扇发动机　　进气道进气--风扇增压--气流分为两股　　内涵气流：

压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器　　外涵气流：

外涵道--混合器　　两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外

编辑本段研制

单转子和多转子

　　在研制一台新的涡扇发动机的时候，最先解决的问题是他的总体结构问题。

总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。

目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双子、三是三转子。

其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。

结构简单的好处也不言自明--省钱！

一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。

首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。

可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。

问题也就相对而出，当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门），压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降，在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘，而在正常的飞行当中，发动机的振喘是决对不被允许的，因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。

为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。

但这样以来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。

更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。

比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机，其函道只有0.3。

相应的发动机的推重比也比较小，只有5.8。

单转子、双转子压气机　　为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。

这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。

低压转子的转速可以相对低一些。

因为压缩作用在压气机内的空气温度升高，而音速是随着空气温度的升高而升高的，所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。

既然转速提高了，高压转子的直径就可以作的小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。

双转子发动机的好处不光这些，由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。

涡轮风扇发动机　　然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。

在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。

风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。

而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去，单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比。

这样压气机的重量就很难得以下降。

典型的三转子压气机　　为了解压气机和风扇转数上的矛盾。

人们很自然的想到了三转子结构，所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子。

这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。

三个转子之间没有相对固定的机械联接。

如此一来，风扇和低压转子就不用相互的将就行事，而是可以各自在最为合试的转速上运转。

设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比。

而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制，低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻，发动机的长度又可以进一步缩小。

　　但和双转子发动机相比，三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂。

三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍，而且支撑结构也更加的复杂，轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难。

三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗·

罗公司还是对他情有独钟，因为在表面的困难背后还有着巨大的好处，罗罗公司的RB-211上用的就是三转子结构。

转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化。

罗尔斯-罗伊斯公司RB211遄达Trent发动机　　三转子RB-211与同一技术时期推力同级的双转子的JT-9D相比：

JT-9D的风扇页片有46片，而RB-211只有33片；

压气机、涡轮的总级数JT-9D有22级，而RB-211只有19级；

压气机叶片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；

涡轮转子叶片RB211也要比JT9