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听了这方案之后，所有人都是认同的，大函道比涡扇发动机的系列化改进中。增加低压压气机、低压涡轮的级数是非常常见的一种方案，现在要做大幅度的增推改进，就不可能不从这方面动手。
作为型号总设计师的温总师，那是对整个项目都知道的非常清楚，粗略地评估了这一改进方案所带来的效果之后，却依旧是愁眉苦脸。
“mt方面提供的方案的确很有可行性，我们通过对低压转子的大改、核心机的小改两方面，应该可以做到给发动机增推加约一吨左右，但要实现最后的目标，我们还要继续想方案才行。”
原本是7。5吨的设计标准，而cg2000在之前的测试中就已经达到7。8吨的最大推力，现在的改进若是可以增加一吨推力的话，8。8或者9吨中间应该是可以达到的。
若是再对风扇进行一些改进，继续优化齿轮减速系统，使得外函道风扇的性能再增加一些，发动机最后突破9吨，达到9。1或者9。2吨应该是不成问题。
就这一点来看，要是把它装上mpc的后续改进型，似乎也还可以算是勉勉强强够用，当然，这前提是在后续的飞机改进中需要把一些没有太多必要的附加设备取消掉。
比如前不久首飞中立功的机尾放摩擦系统之类的东西应该就得要拆掉，再加上mpc系列的3。4米机身内部截面要比较窄一些，导致整个机身外截面也要稍微苗条那么一点，因此风阻系数也能有所优化。
这样算来，只要后续的mpc改进型不飞高原航线，最正常的三级座舱布局应该也可以达到波音737—600那样的110人载客，采用高密度布局甚至能达到130人的最大载客量。
不得不说这样的改进还是可以接受的，但这种采用高密度布局才达到130人的载客量，真的能够完全满足共和国、乃至国际市场在2000年之后的需求？
恐怕这还远远不够，高密度座舱布局130人的机型，这也就仅仅是空客a319的级别而已。
“这样的改进也确实能够说的过去，用于开发110—130坐的mpc75后续型号是可以满足需要的，我看就按照这个方案改进吧！”
对于现在这种情况，虽然没有达到要求的增加两吨推力达到9。5—10吨之间，但其实也还是够用了，至少杨辉本人已经是比较的满意了。
然而，当打开了增推的魔盒之后，区区的增加到9。2吨的推力怎么够，温总是现在是站出来高呼着。
在2000年之后的窄体客机这一市场中，大头的一直都是空客a320—200和波音737—700/800这些客机，它们仅仅普通布局就有150人，高密度布局甚至要达到180人。
几乎是敲着桌子，温总师直言不讳：“要想正面和a320、b737两系列飞机对抗，mpc就必须要有150—180座的型号，而我们配套的cg2000最高也同样得要增推到12吨左右才行。”（。）
第六百三十六章：CG…2000…3（）
readx； 将原本设计为7。5吨级别的发动机增加推力到12吨，这样的技术跨度之大，饶是杨辉也有些迷糊了，CFM…56系列能够从9吨覆盖到15吨，这是因为人家核心机牛逼啊，一开始用的就是军用大推的核心机，相比之下CG…2000采用的中推核心机就属于先天的定位不同。
作为从中推核心机基础上发展出来的一款大涵道比涡扇发动机，虽然用上了一系列比较激进的技术方案，使得这款发动机的性能是相当不错，但这东西真的想达到12吨的门槛，这还真的是有些困难，除非
“那么温总师的意思是说，我们要在CG…2000的基础上使用长涵道混合尾喷管技术？”
事实的确如同杨辉所猜想的一样，在温总师看来，要想实现CG…2000系列发动机最大推力达到12吨的门槛，除了采用刚才说的这一技术以外，其他的是别无选择。
终于还是要走到这一步了，不过杨辉也并不为此感到失望，要是真的能够给CG…2000发动机开发到这一推力级别，其他的也就别无所求了，差不多对整个中推核心机的开发也就是全部完成了。
所谓长涵道混合尾喷管技术，就是指的是通过延长外涵道机匣，一直要到发动机的尾喷管处，这就和高涵道比涡扇发动机通常使用的外涵道、尾喷管平行排气技术有了很大的区别，说的直白一点：这种技术开发的就类似一台没有加力燃烧室的军用涡扇发动机。
它最大的好处就是可以把外涵道的冷气、内涵道的高温燃气通过掺混器混合到一起，和传统的高涵道比涡扇发动机冷气、热气分开排放有了很大的区别，这带来的好处则是非常之多。
首选，混合排放可以使风扇的效率显著提高，不管是处于大功率输出的飞机爬升阶段，还是空中的经济巡航阶段，它都有很好的效率提升。
同样的，采用这种技术之后，内外涵道气流掺混率可以达到百分之七十以上。就可以降低尾喷管的排气温度，减少内涵道气流的热损失，內外涵道气流的产掺混之后，还能够有效的降低排气速度。
这些好处之多是数都数不过来。综合了这些好处之后，发动机的工作效率、推力都可以有一个非常大的提高。
工作效率的提高之后，就可以使装备这种发动机的飞机在飞行中可以有效降低油耗2％…3％，甚至连发动机的噪音都可以有效的控制并降低5％，可以说这种技术是非常好的一种工东西。
在罗罗的RB…211系列上面使用了它之后。CFM…34…5C发动机也紧接着使用这种技术，而V…2500发动机为了给A321提供足够的动力，同样也装上了这种东西。
算过了之后就知道，采用这种技术的发动机如RB…211是要装备到远程宽体客机上面的，而CFM…56…5C则是要装上A340客机上面、V2500也是为了装上A321这款载客200人往上的大家伙才用上了这东西。
总的来说，使用这种技术是要把发动机的推力榨干、发挥到极致才用上的，比如CFM56…3C4的推力就是整个CFM…56家族推力最大的，其高达15炖的推力简直是把整个CFM56系列的推力榨干到了极致，当然这里面也有因为发动机的涵道比增加的原因。
不过万事有利就有弊，使用这种技术可以提高推力、效率。还能降低噪音、油耗的同时，也给了这一技术非常大的劣势：重量非常的感人。
高涵道比的涡扇发动机直径本来就很大，外涵道机匣动辄就是接近两米的直径，而CG…2000发动机长度则是达到了2。5米，这意味着要给这台发动机制造一个直径为2米、高为2。5米机匣。
而增加的重量其实还远远不仅如此，这种发动机还需要制造笨重的内外涵气流掺混器、巨大的发动机尾部整流锥，这些东西加起来的的重量会轻？况且采用了这种技术之后，飞机的翼下吊舱也要进行改进延长，至少的需要把整个发动机的外涵道包裹的住才行。
这种发动机吊舱上的巨大差异，也成为了分辨发动机是否采用该技术的原因。有兴趣的可以找图片对比一下A340的发动机吊舱和737的发动机吊舱。然后就可以明白这种技术为啥会那么的重了）
所有的系列发动机中，差不多都是为了能大幅度增加推力才给装上了这种东西的，现在要把CG…2000发动机的推力增加到12吨，这已经是到了最后的穷途陌路。只能使用上这种技术才能够行得通，至于说为此要增加更多的重量，那也是没有办法的事。
听到温总师承认了CG…2000系列的最大推力型号要使用这一技术，实现3吨推力跨度，参加会议的众人也没有其它的什么办法，而且就算用上了这种技术。最后都还并不一定真的能够达到推力指标。
毕竟是从9吨的方案基础上增加到12吨，这里要跨越的可是高达3吨的推力瓶颈，推力已经是相当于1。5台CG…2000基础型了，光靠这种技术
“没错，我们为了达到这12吨的推力要求，是一定要采用长涵道混合流喷管技术，它可以很大的提高发动机推力，但光是这一点这不够。考虑到MPC…75在设计的时候留下了很大的翼下空间，想必之后的150…180座改进型也不会改变。因此我们可以通过增加风扇直径的办法，把发动机的涵道比再继续往上增加，这样才能满足最后的推力要求。”
听到这里，MTU方面是吃了一惊之后又再吃一鲸，之前MTU制造1。45直径的金属风扇已经是到了极限，现在增加风扇直径可又是一个牵一发而动全身的地方。
这意味着之前MTU采用实心钛合金直接铣削出叶片的方案是行不通了，毕竟发动机叶片再继续增加长度就意味这重量增加，叶尖的离心力已经超过了风扇盘的承受能力，原因之前的章节已经详细阐述过，这里不多说）强行继续使用老一代的技术是注定不行的，而新的技术MTU是肯定拿不出来。
同样是制造大直径风扇，国际三巨头各有自己的绝活，罗罗的空心叶片、通用/斯奈克玛的复合材料叶片、普惠的超高强度风扇盘加钛合金叶片，这些技术都不是现在的MTU能够做的出来，全部都是三巨头多年经验和长期的大手笔投入才能做出来，同样也是这人家在大涵道比涡扇发动机上的核心竞争力。
现在就MTU一个新人，做不出这种技术也不奇怪，杨辉在温总师提出方案的第一时间就知道这事儿不好半，现在看来嘛
但若是不仅仅只考虑MTU的技术能力，把技术的来源再扩大一些，比如这次同样参加了会议的一方：伊夫琴科设计局，好像也是一个不错的解决问题方案，这家伙能够设计制造和RB…211同一级别的D18T发动机，那么要提供可以供CG…2000…3使用的大直径风扇同样也可以做到。
反正就现在看来，反正12吨的CG…2000…3发动机上马应该还早，至少都的要等到9吨级别的CG…2000…2发动机设计大概完成之后才会开始，而那应该�