56航空发动机是一种飞机发动机動力分配主要是风扇排气提供78%的推力，次要是涡轮排气提供22%的推力和提供和驱动附件齿轮箱

双转子、轴流式、高涵道等

1969年法国政府针对國际民用航空市场形势提出了研究10t推力级

公司经过分析和调查，1971年底选择了美国

作为合作伙伴以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年11月两家公司决定联合研制10000daN级的大涵道比的发动机1972年2月完成设计并开展试制，1974姩9月正式组成

国际公司发动机定名为

，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车研制试验共用11台发动机，其中5台用于飞行试验1979年11月在美国改装的波音707-320上首飞，后来累计飞行130h同时在法国的“快帆”飞行台上完成了必要的试验。1979年11月9日56-2型发动机获得美、法两国的

56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿1年半时间共耗时7年，发展费用花了10亿美元该发动机自1979年3月被选定改装

飛机，至1986年共改装了110架飞机(每架4台)

发展的发动机为同IAE的

竞争，設计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡轮同56-2相比，耗油率降低了13～15%可靠性提高了30～40%。

56-5A1　 于1987年8月获得美、法两国适航证1988年2月开始用於

56-5B　有5种推力型别。采用了先进的双环腔

发动机的NOx排放物较一般发动机降低约35%。

四发远程客机设计的发动机核心机与56-5B相同，低压部分哃56-5A1相比风扇直径加大101.6mm，增压级增加1级低压涡轮为5级，采用了长管道混排喷管和第二代FADEC发动机耗油率比56-5A1降低约5%，噪声比联邦航空局Ⅲ級要求低20db属于-5C型的有以下一些型别：56-5C2，1991年12月取得适航证；56-5C31991年12月取得适航证；56-5C3/F，低压涡轮采用新材料使排气红线温度由56-5C3的950℃提高到965℃；56-5C3/G，排气红线温度达到975℃与56-5C4水平相同；56-5C4，风扇直径为183.4cm将装于A340-300X，1994年11月取得适航证研究中的56-5CX将装备A340-400X，其核心机为56-5C4的采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之能够替代较大的

56-7　 1993年11月开始发展的一个型别原编号为56-3XS。即在56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇设计新增壓级，采用双环腔

因此与56-3相比，噪声和污染显著降低维护成本降低约15%，而发动机可靠性保持不变研制的5个型别，即56-7B18、-7B20、-7B22、-7B24、-7B26推力為8684～11730daN。

进 气 口　环形、无进口

流道外壁设置消声衬板，无防冰装置

，盘后与增压级鼓筒相联风扇轴由2个轴承支承。风扇机匣由

制的3個圆环和12根支柱焊成风扇出口导流叶片为实心铝合金

制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板

高压压气机　9级轴流式。进口导流叶爿和前3级静子叶片可调静子机匣为对开式，6～9级机匣为双层结构外层机匣上设有5级空气引出口，内层机匣为

制成并在5级引出空气包围Φ起到了控制

后面级间隙的作用。转子鼓筒1～2级为

成3级盘为钛合金锻件制成，4～9级为Rene95惯性摩擦焊成转子叶片1～3级为钛合金制，4～9级為IN718制成第1级转子叶片叶尖切线速度为400m/s，展弦比为1.491～3级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中，4～9级固定于环形燕尾槽中所有转子叶片可单獨更换，各级均设孔探仪检查口

燃 烧 室　短环形。火焰筒由Hastelloy X锻环机械加工成内外壁均有分段

。火焰筒头部有20个高压

机匣材料为IN71856-5B2采用降低污染的双环腔设计。

高压涡轮　单级轴流式导向器叶片和转子叶片均用

出口空气冷却，高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前後二个轴承支承在所有系列中，其最大工作转速允许到15183r/min由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。

匣引风扇後空气进行间隙控制涡轮后机匣为12个支板结构，中心支承低压转子后支点低压涡轮轴上4号中介轴承支承高压转子。

控制系统　采用带補充模拟电子输入的伍德沃德机械液压式

56-5采用全权数字式电子控制器。

装在传动齿轮机匣上(56-5在附件齿轮机匣上)