这原因就在于第一代和第二代民用涡扇发动机之间的涵道比差距实在太大，第一代涡扇发动机的涵道比其实是很小的，小到什么程度呢？

第一代民用涡扇发动机的涵道比一般都在1左右的，这一时期的民用涡扇发动机中的斯贝512涵道比只有0.7，所以没有做太大的手术直接装上加力燃烧室，人家就可以当战机的发动机使用，这就是大家所熟知的斯贝202发动机（涡扇9）。

而在这一时期，还有一款更加牛逼但声名不显的民用涡扇发动机改军用，这就是瑞典人的萨博37雷式战机的动力rm8发动机。这款发动机就是从大名鼎鼎的普惠jt8d民用涡扇发动机改进而来。

同样没有动风扇的设计，直接就装上加力燃烧室。这样做了一番改进之后，这款发动机的涵道比有1.05。但同样可以用于瑞典的萨博37战机使用，如此一来才造就了这款加力推力达到12.7吨的涡扇发动机。

举了这些有些偏离主题的事列，单要说的只有一点，那就是早期第一代涡扇发动机的涵道比普遍都比较小，比起军用的涡扇发动机涵道比甚至都大不了多少。

这种情况下设计的风扇自然也就不需要有多大的直径，这一时代的涡扇发动机风扇叶片直径都比较小。

小直径的风扇在告诉运转中虽然要承受离心力，但由于叶尖距离页盘中心都比较近，风扇直径都不用会超过1.5米，就算在转动起来之后的叶片本身的重量加上离心力，叶片的机械强度还可以承受这加在上面的载荷。

但是，到了第二代民用涡扇发动机的时候一切就不一样了，这时候要求发动机的大涵道比，加上这一时期的飞机都在往大的做，发动机自然也都集中在研制二十吨级别的大家伙。

一方面为了节约油耗，一方面又是为了更大的推力，这就导致了罗罗公司孤注一掷地选用了更大涵道比的设计风扇设计，涵道比的确是增大了，都直接做到了5的涵道比设计。

大的涵道比设计肯定是能是增加风扇的进气量，因为增加风扇进气量最合适的方法自然是增加风扇直径，这也就是为什么现在人们乘坐民航飞机的时候看到的飞机发动机如此短粗的原因。

rb211作为大涵道比二十吨级涡扇发动机的先驱，风扇直径也不可避免的增加到了2米，这个时候再使用实心风扇叶片那就不行了。

实心风扇叶片的叶片重量加上离心力，会超过钛合金叶片的机械强度极限，若是执意使用实心叶片，就会导致风扇在运转中受到强大的离心力作用而断裂，这将是一起重大的发动机设计事故。

在这种情况下，罗罗就不得不选择把叶片做成空心蜂窝结构，然后再加上一层薄薄蒙皮。这种结构就大大的降低了叶片的重量，但这降低叶片的重量主要原因可不是为了提高发动机的推重比，而是为了能够减小风扇运转时作用在叶片上的离心力。

当然，在使用了这种空心设计之后，罗罗又在风扇的叶片形状上进行了一些改进，从而有让这叶片的抗外物冲击能力提高、喘震裕度提高、减少叶片数量等等诸多优点。

总而言之，言而总之，在八十年代流行的空心风扇叶片都是因为风扇的直径太大的原因，若是风扇的直径不是太大，采用这种设计那完全就是一种浪费，而现在这款7.5吨级的大涵道比涡扇的风扇直径有必要达到两米吗？

完全不可能，就算做到了两米的风扇直径，一款小型支线客机的机翼距离地面安全高度也不可能使用这种大直径大发动机。

这就有了劳斯的最后一句轻飘飘的结论，虽然是合作伙伴，但劳斯依然只会说结论，而上面说那些为什么这样做的更深层次原因是不会说的。一方面是没有必要，另一方面则是处于保密需要。

“七吨级别的涡扇发动机直径最多也就不过超过1.5米，不说我们自己，就是做为我们的对手rb715发动机风扇直径也就是1.45米，这一数量级别的风扇直径正好还可以实心风扇叶片而不会断裂。”(未完待续。)