w********r
发帖数: 14958 | 1 可变涵道比的YF120，连美帝都没敢用。 TG还是一步一步迈腿吧。 步子大了，咔嚓，
容易扯着蛋。
…… |
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c*********r
发帖数: 19468 | 2 只是设计时考虑了将来改成可变涵道比的问题
并没说现在就在试验这样的版本啦 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 3 首先，最大推力高和军推高没有必然联系
其次，除非你能给出117可靠的涵道比等参数，否则你完全无法推断它在超音速下的效率 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 5 有继承性更无法说明它能超巡了，AL31涵道比超过0.6了，比F135的还大 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 6 选单发就已经决定了搞不成空优型了
5代机时代的空优机不能超巡超机动就是个杯具
但是单发的F-35怎么也很难搞定这个
如今F135看似推力奇大，但很大程度上是涵道比从0.3增加到0.6的功劳
而且军推也没有比F119大太多
指望它让F-35超巡基本上没戏
当初md海军是想要双发机型的，最后多方压力下接受了这个项目
现在看，对md航母未来的威慑力来说绝对是个杯具…… |
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e********e
发帖数: 123 | 7 如果只是通过增加涵道比加推的话，超音速性能不见得好 |
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y*h
发帖数: 25423 | 8 涵道比再大也能看到火焰，因为那燃料是直接喷在涡轮之后喷口之前的，燃烧
的火焰肯定能看见，除非喷口特别长。 |
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h****l
发帖数: 7290 | 9 燃气轮机和涡轴发动机本来就是一个东西。不过航空的东西更重视功重比，而地面的东
西更注重寿命。不过涡喷发动机改涡轴也不是什么难事。
涡喷和涡扇发动机主要的指标是推重比和耗油率，涡轴和涡桨发动机的主要指标是功重
比和耗油率，差不多的。具体的压缩比涡轮前温度等指标也是一致的。只是涵道比是涡
扇独有的而已。 |
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w********r
发帖数: 14958 | 10 请问您一个问题。 从这个科普文章认识到，其实在超音速的时候，进气道负责把超音
速空气降速到0.5M, 也就是说其实进气道很重要。
能不能超音速巡航，其实和发动机涵道比关系不大，关键取决于进气道设计。 是不是
这样？ |
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w********r
发帖数: 14958 | 11 我是说假设一个涡扇在2马赫工作。
喂进发动机的空气是0.3M-0.5M. 风扇一搅动加速了，但不一定能吹到2M. 所以外涵道
的作用降低，甚至没有作用。 |
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r********n
发帖数: 7441 | 12 这个是wz9，不是wz10，这个后浆是涵道式的而且是非隐形设计 |
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b****r
发帖数: 17995 | 13 所以要筑高坝好打涵道调水出来
西南大旱,土共动了这个心思很正常
地质不好,垮了堤坝,淹的也主要是其他国家 |
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s*****w
发帖数: 262 | 20 你说的是涡扇发动机，涡轮喷气发动机没有风扇。风扇在这儿作用是提高进气的压强，
这样燃烧室的气体压强和温度才可以提上去，否则的话，如果没有风扇，过高的压强的
燃烧室气体就可以选择往前喷出。气体一直往后运动跟发动机的初始状态和结构很有关
系。一旦气体往后运动形成，要想改变气体流向需要大量的能量。但特殊情况下这是可
以发生的，比如喘振，一般发动机设计师要特别小心防止这个出现。再回到风扇，喷气
发动机的 风扇和汽车上的turbine原理是一样的。风扇在这里只是优化发动机效率。所
有风扇和turbine的 能量来自于燃料的燃烧。风扇当然也可以提供动力，比如说涵道比
很高的民航客机的涡扇发动机。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得br />
时打开活门，喷气时关掉活门，气就... 阅读全帖 |
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w*******m
发帖数: 40 | 21 俺不是发动机专业的，俺觉得，前面几位的回答有道理，但也没解释楼主的问题。
这个问题俺也思考了一段，觉得找到了答案，专家给评一下，
前面压强比后面要高，保证了气体从前面往后面走，但是，前面的涵道截面积比后面小
，这样作用在前面的桨叶上的压力和小于后面的，于是乎保证轴向一个方向旋转，然后
就保证虽然压强反转但仍能工作。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往... 阅读全帖 |
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B********4
发帖数: 7156 | 22 首先一点是肯定的：燃烧室前端（压气机）压强大，燃烧室后端（涡轮）压强小，所以
高温高压燃气往后喷，不往前喷。但为什么压强小的涡轮能带动压强大的压气机呢，因
为涡轮的产生的力矩比压气机的阻力力矩大。至于是怎么做到的，我还不是十分清楚。
但有几个细节，可能就是为了实现“涡轮的产生的力矩比压气机的阻力力矩大”：
1）前端的压气机风扇叶片，是成对出现的，一层旋转，一层是固定的，象千层饼一样。
2）压气机的涵道，越来越细，到燃烧室的时候，面积很小。但燃烧室后端和涡轮接口
的地方，面积比较大。
3）高温燃气不是直接冲击涡轮的叶片，而是先经过一组固定的叶片，已经形成旋窝了
，才冲击旋转的涡轮。 |
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s****r
发帖数: 31686 | 23 编者按:20世纪80年代,西方国家的一些军事研究部门和飞机制造公司曾认真讨论过发展
低空、高机动性“战场飞机”的设想,并设计了多种采用涡桨。
桨扇和涡扇发动机的“战场飞机”方案。近年来,我国的有关专家也提出了类似的装备发
展思路,视角独特。富有新意。这些理念中以夺取低空、超低空制空权为主要使命的“战
场飞机”能否真正填补喷气式攻击机与武装直升机之间的空白,成为空中战场的一支生力
军,能否对现代军事理论、作战思想,空战战术等产生深远的影响,我们还需拭目以待。
一场引人注目的争论
“战场飞机”概念的提出,起因于20世纪80年代初期的一场大辩论。当时,华约在西欧边
境陈兵百万,其机械化兵团规模庞大、技术精良,坦克、自行火炮、装甲输送车的数量都
明显占据优势。在这种情况下,如何对付苏军部署在欧洲前线的坦克集群,制止这股钢铁
巨流的西进,便成为了北约军事部门必须深入研究的问题。在探讨该课题的过程中,专家
们分析了多种方法和手段,如使用喷气式攻击机、重型武装直升机等。然而,由于这些武
器系统的造价高,装备数量有限,其整体作战效能存在很大争议。
于是,有人提出,发展一种可在前线简易机场起降,最大飞行... 阅读全帖 |
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w********r
发帖数: 14958 | 24 不是一码事。
与其说把飞机加速，让机翼相对于静止的空气250km/h(起飞速度)。还不如把空气加速，让空气相对于低速的机翼250km/h。
我这个方案属于后者。 涡升力只是一个辅助措施，属边缘效应。上表面的气流是直接吹出来的，可以来自发动机压气机外涵道。 理论上讲，用我这个方案，飞机速度为零都可以起飞。 |
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N******p
发帖数: 2777 | 25 费这劲还不如象鹞式那样直接往下吹。
速，让空气相对于低速的机翼250km/h。
接吹出来的，可以来自发动机压气机外涵道。 理论上讲，用我这个方案，飞机速度为
零都可以起飞。 |
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n*******4
发帖数: 2285 | 26 我说的是机翼45°角产生升力的事。鸭翼产生升力，水平尾翼则产生下降力。起飞时鸭
翼的涡升力是可以忽略的。
你说的似乎有理，机翼上面主动产生气流。可我做了一个简单的实验（实验物理出身）
，用吹风机在纸面上吹，纸一点没有要上升的意思。
速，让空气相对于低速的机翼250km/h。
接吹出来的，可以来自发动机压气机外涵道。 理论上讲，用我这个方案，飞机速度为
零都可以起飞。 |
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kx
发帖数: 16384 | 27 不管你用什么方案
要想飞机速度为0都能起飞，
那发动机推力就至少为 1g了
如果发动机推力能到1g，
那还不如什么都不要改动
直接把飞机屁股坐在地上
像火箭一样垂直发射最省事了
--一个兴高采烈的民科
速，让空气相对于低速的机翼250km/h。
接吹出来的，可以来自发动机压气机外涵道。 理论上讲，用我这个方案，飞机速度为
零都可以起飞。
加的 |
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t***m
发帖数: 358 | 28 推力范围为12000至 13000公斤力（kgf）的大涵道比涡扇发动机 |
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a***e
发帖数: 27968 | 30 要推力大
要么是速度大，要么是量大
这个类似CPU高频还是多核
频率受限，就堆核了
可调涵道比好是好，增加死重，多快好省可调可不容易 |
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v**e
发帖数: 8422 | 31 由J20腹部喷火谈APU
APU是辅助动力装置的缩写
在大、中型飞机上和大型直升机上，为了减少对地面（机场）供电设备的依赖，都装有
独立的小型动力装置，称为辅助动力装置或APU。
APU的作用是 向飞机独立地提供电力和压缩空气 ，也有少量的APU可以向飞机提供附加
推力。飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面电、气源
车来发动飞机。在地面时APU提供电力和压缩空气，保证客舱和驾驶舱内的照明和空调
，在飞机起飞时使发动机功率全部用于地面加速和爬升，改善了起飞性能。降落后，仍
由APU供应电力照明和空调，使主发动机提早关闭，从而节省了燃油，降低机场噪声。
通常在飞机爬升到一定高度（5000米以下）辅助动力装置关闭．但在飞行中当主发动机
空中停车时， APU可在一定高度（一般为10000米）以下的高空中及时启动，为发动机
重新启动提供动力。
辅助动力装置的核心部分是一个小型的涡轮发动机，大部分是专门设计的，也有一部分
由涡桨发动机改装而成，一般装在机身最后段的尾锥之内，在机身上方垂尾附近开有进
气口，排气直接由尾锥后端的排气口排出。发动机前端除正常压气级外装有一个工... 阅读全帖 |
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t******t
发帖数: 15246 | 32 【 以下文字转载自 Military 讨论区 】
发信人: thinknet (我是云), 信区: Military
标 题: 中国火箭的技术差距比航发还大
发信站: BBS 未名空间站 (Mon Nov 21 02:20:34 2011, 美东)
speed
speed 当前离线
发表于 2010-11-7 17:02:15 |只看该作者
说难听的,中国航天在动力技术上面的差距比中国航空大的多,中国航空在研的四代大推
WS15,大涵道比发动机WS20从技术水平来看都达到了90年代国际先进水平,中国航天在研
的两款主力发动机YF100和YF77哪个敢说自己达到了90年代国际先进水平的? |
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c*********r
发帖数: 19468 | 33
发动机能
测比较悲观。
J20的DSI可能是带有可调装置的，这个网上有些“证据”，确切证据我当然没有，不过
从原理上这没有什么问题
至于引擎，当然是要看WS-15的进展，如果这个搞不定，就还是去俄罗斯那里看看有没
有什么解决方案呗
至于说变涵道比，这个不是必须的，尽管有传闻说WS-15是有这方面的潜力
关于老宋的论文你既然看了，应该知道这个气动布局和J-10是完全不同的，它肯定会有
很多缺点
所以说，如果不为了超巡，却要冒这么大风险，这就是有病了。
btw，关于气动的分析，国内外的业内人士的分析，我看过不少了
基本上J-20气动是为超巡优化的可以算作一条结论，没有什么人怀疑这一点 |
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T*****T
发帖数: 199 | 34 分析有缺陷是有可能的，但我哪里装了？
这个不只有照片，还有录像，基本可以确定是稳盘，而且倾角越大，鸭翼下翻角越大（
迎角不好确定）。这至少看起来很奇怪。 其他鸭翼的飞机，例如Typhoon, 或者J10，
都很少见到这种状态，或者起降时的鸭翼正迎角到大迎角机动时的负迎角的巨大反差。
正常布局的飞机，尾翼的偏转角改变就更小了。
可能的解释是这样， 机头涡和前机身涡在迎角拉大时迅速增强，导致较大的上仰力矩
需要鸭翼的副攻角去平衡。这样， 鸭翼涡没有发挥作用，反而用来抵销一部分机头机
身部分的涡升力，气动效率并没有因为众多的气动面而增强。
鸭翼布局因为长纵比和前缘后略角较大，超音速阻力会较小。同时鸭翼和全动垂尾全裸
在气流中，超音速时气动效率会保持的较好。这可能是黑丝的设计初衷。但太多的气动
面又会增加气动阻力，降低隐性效果。众多的折衷使得J20的性能可能比较中庸。我觉
得不妨采用类似无尾三角翼的布局， 极小涵道比涡扇或者改良的涡喷发动机配矢量喷
口， 突出超音速性能和隐身特性， 牺牲超机动能力，因为没有牛逼发动机， 这就根
本没有可能，而且也没有必要。牛逼航电和导弹的面前，这些都是浮云。 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 35 F135的涵道比基本上就没法超巡，而且能不能超巡也和加力下的推重比没有直接关系
F35再怎么搞，和F22还是没有可比性
F22的命运取决于美军认为他们多大程度上需要F22来压制中国，和F35的后续发展完全
没有直接关系 |
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b*******y
发帖数: 4304 | 36 围绕大飞机项目，全国已搭建起了一个开放的科研平台，云集了众多科研院所的顶尖
科学家，还有大批企业。
根据研制时间表，“十二五”期间将装配出一台完整的、各项指标达到下一代世界
主流水平的发动机验证机产品。
“我们现在与欧美发达国家差距越来越小，也许只需十年，中国就能成为发动机强
国。”在前不久举办的珠海航展期间，太行发动机总设计师张恩和非常坚定地对科技日
报记者说。
航空制造业乃当今高科技的综合利用，是集机械、电子、光学、信息科学、材料科
学、生物科学、激光学、管理学等最新成就为一体的一个新技术与新兴工业的综合体，
是多学科交叉、技术密集的高科技领域，是集现代科学技术成果之大成的科学技术，其
发展水平标志国家的顶尖制造技术水平，对整个装备制造业的发展起着引领的作用。而
航空发动机更被喻为“工业皇冠上的明珠”，民用航空发动机基本上形成了GE公司、罗
罗公司和普惠公司的三足鼎立局面。就我国整体科研水平和工业制造能力来说，我国与
欧美发达国家的差距不可同日而语，那么张恩和的底气来自哪里？
立足三代大推力涡扇机
在珠海航展期间，中国航空馆航展发动机展区，按目前总体设计进度制作的国产发
动机三维演... 阅读全帖 |
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j***j
发帖数: 9831 | 37 据美国《航空和空间技术周刊》网站2月4日报道，1月26日试飞的中国运-20看上去
就像在一个现代化机身上安装了一款上世纪60年代技术的陈旧发动机。美媒称，运-20
的性能仅略微优于中国现役的伊尔-76运输机。
美媒称，中国正为运-20研制一款更好的发动机，中国媒体声称运-20翼展45米，机
长47米，高15米，最大起飞重量“超过200吨”，最高载重量为66吨。对于运-20配备的
D-30KP2发动机来说，这些数据显得过高。中国商用航空发动机有限责任公司正在沈阳
研发的涡扇发动机的推力，可能至少会提高20%，新发动机可能会以涡扇-20命名。这款
新型发动机据信是由涡扇-10“太行”战机引擎演变而来。这款新型发动机拥有大涵道
比，使其可与CFM国际公司生产的CFM56发动机相媲美。
美媒称，除了涡扇-20，中国还在研制一款运-20潜在发动机，那就是为C919客机研
发的“长江1000”发动机。“长江1000”发动机的研发工作面临重大技术挑战，但研发
资金充足。中国希望“长江1000”发动机充足的推力和世界级的效率，能够令运-20的
性能改头换面。
美媒认为，中国媒体反复强调运-20在人道主... 阅读全帖 |
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b*********c
发帖数: 1058 | 38 近日，中国自主研发的新一代大型军用运输机运-20的第二架原型机，成功在西安阎良
试飞中心进行了首飞，从首架原型机首飞到第二架原型机首飞，运-20仅用了不到一年
的时间，表明其各项关键技术更趋成熟，也表明研制工作非常顺利。
运-20由中国中航空业西飞集团主要研制，最高载重66吨，参照了俄罗斯伊尔-76运输机
的气动外形和机体结构，同时结合了美国C-17运输机的部份特点。运-20首架原型机在
今年1月26日首飞，随后进行了若干次地面试验，飞机机身和雷达罩的涂装也进行了修
改。目前，运-20已有2架原型机在执行飞行试验任务，另外可能各有一架地面强度试验
机和一架疲劳试验机。
第二架运-20运输机原型机首飞
第二架运-20运输机原型机首飞
根据运-20第二架原型机试飞后网上流传的图片看，第二架运-20运输机依旧采用了D-30
发动机，预计载重可达50吨左右，可携带包括1辆主战坦克或武装直升机在内的各种陆
军重型装备。在未来国产大型发动机成熟后，运-20将使用4台国产大涵道比涡扇-20发
动机，有望实现超过60吨的有效载重，并实现更高的航程。大型运输机与高性能重型歼
击机一样，是一个国家航空工业... 阅读全帖 |
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a***8
发帖数: 2433 | 39 进气道有点下移而且看起来总截面变小了，是不是发动机的涵道比也减小了？重新强调
高空高速能力？似乎更侧重独立的突袭进攻，高速脱离 ～ 很适合打击航母，对付来自
海上的威胁。呵呵，纯猜测。 |
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x****u
发帖数: 44466 | 40 我怀疑我国根本没有搞超巡小涵道涡扇的打算，超巡本身就没用。
偷了跑，靠的是长跑不是短跑，真要用短跑的就是打劫了，没技术含量。 |
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x****u
发帖数: 44466 | 41 F-22航程跑不过F-15，小涵道就是这个代价，美帝很可能为此才搞了沉默鹰。隐形需要
抹黑深入敌后，航程不够配上加油机就完蛋了。
当然F-35更奇葩需要另谈。 |
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a***e
发帖数: 27968 | 42 这年头都是涡桨巴
就是个涵道比无穷大的涡扇，效率更高，速度更低
运输机正好 |
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M****6
发帖数: 442 | 44 详细技术数据都有结果了那应该是已经搞定了？很快啊。
WS-15发动机技术数据：
[ 转自铁血社区 http://www.tiexue.net/ ]
最大加力推力:16186.5daN，中间推力:10522daN，加力耗油率:2.02kg/daN/h，
中间耗油率:0.665kg/daN/h，推重比:8.86，空气流量:138kg/s，
涵道比:0.382，总增压比:28.71，涡轮进口温度:1477℃，
最大直径:1.02m，长度:5.05m，质量:1862.3kg。 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 45 不过F-135涵道比0.57，竟然还能维持几分钟超巡，已经显示美帝的引擎技术确实逆天
了…… |
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c*********r
发帖数: 19468 | 46 有飞行员说可以短暂维持M1.2的速度，所以我也挺惊讶，毕竟高达5.7的涵道比……
F-35还怎么换引擎，F-135已经最强了，换任何其它引擎，包括F-119，军推都差多了
只能说设计上没有考虑超巡的问题，毕竟又不是作为空优战机使用的……
美海军的6代机计划2028年开始就服役，那个是空优战机，接替的是超虫 |
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x****u
发帖数: 44466 | 47 引擎参数不仅仅是一个加力最大推力，其工作的曲线更重要。大涵道涡扇加DSI进气道
一看就知道不是走超巡路线的。 |
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c*********r
发帖数: 19468 | 48 请问内行，0.57涵道比是为超巡设计的？还有，推比15是用dry thrust算出来的？ |
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x****u
发帖数: 44466 | 49 尼玛又一个超时空要塞党来了。
外涵道越大超音速效率下降越快，螺旋桨不管推重比多少都不可能超音速。 |
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M*****G
发帖数: 3105 | 50 当推比为12的时候，不是；当推比为15的时候，是。
当然不是军推算出来的，但是军推和最大加力推力是成正比的。不管在哪个国家，推比
都是发动机技术水平的标志。
满足超巡的条件下，涵道比越大越省油，不服你去ge/pw咬人，别咬我~ |
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