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杨辉现在是不打算继续在核心机这方面折腾太多了，丫的仅仅是改进了燃烧室和高温涡轮的总温，就引出了这么大的配套项目，不敢想要再这样下去，624所围绕着核心机工程，还有多少“坑”等着西南科工跳下去。
温总师现在已经是忍了很久，对于刚才的核心机改进方案。他也知道是确实有必要的，但这些改进对增推是没有多大的好处啊！
“这都没错，核心机的改进按照一事商定的方案就可以了，我们现在需要谈论的是如何做到给cg2000增加2吨的推力，光改核心机是肯定不够的。”
此话掷地有声，又是发人深省，给人以醍醐灌顶之感。
坐在一旁很少说话的伊夫琴科设计局副总设计师则是赞同的表情，以表明现在要增推。必须还得要在低压转子部分进行改进才行。
而要说改进低压压气机部分，这个时候终于给了mt出场的机会。干这行正是他们的拿手好戏啊！
“没问题，这肯定是完全没有问题的，即便是现在的核心机不做改动，我们mt依旧可以通过对低压压气机的改进，实现cg2000发动机的增推。”
终于在这些大鳄面前找到了存在感，mt是一发不可收拾。直接给出了他们的改进方案来。
“之前我们为cg2000设计的低压压气机为3级低压压气机、四级低压涡轮的设计方案，现在为了增加推力，我们选择将压气机、涡轮各自增加一级。”
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�