推重比到达10的飞机喷气发动机很牛逼吗?
是的,很牛,但是推重比只是衡量发动机性能的一个指标,还有许多其它指标,当前流行的三代机发动机推重比是8一级(幻影2000除外),推重比达到10一级的发动机只有F22使用的F119,F35使用的F135和台风的EJ200,据说俄罗斯的AL41也达到了这一标准。
当前开发推重比10一级发动机的东亚国家肯定是**,这一信息早就在航展上公开了,具体型号不情。
图中所示为我国在研的四代机动力。
**与****事实力对比怎么样?
**更强一、先说核武器,国际核武二巨头**、俄罗斯已经公开的核弹头就有几千枚,没有公布的就更不知晓。
**的核打击力量也是各**事大国猜测的谜题,96年**早已宣布停止制造核武器,相信也具备了一定的二次核反击能力,但是与核武二巨头还是有明显的差距。
但是现在这个世界,打起来核战争几乎是不可能的,尤其是像**人这么多,真打起来核战争,实际上是最吃亏的。
再看看**费支出,2015年,****费支出高达5960亿美元,**仅约1458亿美元,不足**的四分之一。
二、接下来再比比空**,**的战斗机现在名声最响的是歼-20战斗机,不管网络、论坛如何吹嘘,现实是歼-20到现在仍然没有正式服役,仍然在密集的试飞阶段。
预计该机将于2017年进入部队服役,并在2020年左右逐步形成战斗力。
**的F-22是世界第一款四代机,它的出现直接树立了四代战机4S性能的标准,成为了各国空**的标杆。
F-22早在2005年就已经正式服役了。
**推重比10一级的发动机F-119于1997年即装配F-22开始试飞,**类似的WS-15发动机仍然还在紧锣密鼓的研发过程中。
2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。
保节点是2020年完成研制。
目前美**在戴维斯孟森空**地基封存的飞机就有5000架,这5000架退役**机经过改造保养还可以继续作战的就有3000多架,其中三代机1480架,要知道**空**现役的**机中还有相当一部分二代机“八爷”II,也就是说**的现役**机还没有全部三代化,而**的三代机F16相继开始退役,这些退役的F16改造为无人侦察机作为靶机使用,真正的“土豪”。
我们在发展**事装备,**人也没闲着,在接下来很长一段时间内,**空**力量想要超越或者追平**,客观上讲不太可能。
**的战略轰炸机此刻朝大航程发展,但是**的B2隐形轰炸机在90年代就已经服役了,现在**的战略轰炸机却已经向无人、隐形上发展,**的舰载机才刚刚上舰,**的无人侦察攻击舰载机也开始上舰;明显的代差。
世界独一无二霸主的地位,不是吹出来,确实是靠实力和技术。
三、海**就更没法比了。
**海**的第一艘航母“辽宁舰”于2012年交付使用。
**海**的第一艘航母“兰利”号1922年服役。
“辽宁舰”满载排水量达到6万吨,**满载排水量8万吨的“福莱斯特”号常规航母早在1993年就已经退役。
美俄航空发动机到底谁更厉害,有人认为俄罗斯发动机比**领先10...
苏联的航空发动机发展是一种战时体制,对发动机的使用寿命,油耗,稳定性等要求都不太高。
只需要装上飞机能够使用200小时就可以了,这是他们在战争中总结出的经验。
战争打响后飞机使用不会超过200小时就会被击落,造的再好也没有什么用。
因此苏联以及它的继承者俄罗斯都把这一理念继承了下来,以至于发动机的各项性能都逊色于西方。
西方在航空发动机的发展上一直按照精益求精的要求来不断改进,因此也造就了今天世界三大航空发动机公司都为英美公司,他们分别是**通用电气、英国罗尔斯·罗伊斯和**普拉特·惠特尼。
现在**最新F135的推力达到20.4吨,是当今世界同级别发动机中最大的。
它的推力是俄罗斯117发动机的1.4倍,117S发动机的1.44倍,是我国WS-10发动机的1.6倍。
不光是推力大。
它的油耗,寿命,大修时间,维修便利性都是苏俄发动机所无法比拟的。
结论就是俄罗斯的航空发动机与**比起来只能说是够用,它在重要的指标性能上全面落后与**航空发动机。
**现在的航空发动机研制也是使用的欧美标准,希望**早日研究出世界一流水平的航空发动机,使我们的大国空**更加强大。
**战斗机发动机比欧美相差多少年?
航空发动机最先进的是**,你说的欧美很混淆 因为欧洲与**比还差了一个档次 例如**研制的F135发动机推重比达1:12 装备F35 F22所使用的f119推重比也在1:10.9以上 其次英国技术第二,再次是法俄 **发动机技术和俄罗斯差距已经缩小到2-5年 希望采纳
**的歼20和**的F22哪个更厉害?
应该还是F22更强一些。
说J20不如F22估计有人不愿意,反过来也一样。
综合来看四代机的4S标准j20目前还达不到,超音速巡航,**的发动机不行,可能用的还是AL31,达不到f119的变态水平,可能将来会有ws15 。
隐身方面呢不好说,没用公开的技术资料,但是大部分认为F22好于J20。
超机动性方面,j20有点**,前置鸭翼,全动垂尾,这个对飞控技术有很高的要求。
电子技术**F22A还是80年代的技术,**在这个方面有后发优势,其他的一些新技术如DSI进气道、ASES光电雷达, 比较先进。
还有现代战争不是单个武器的对抗而是系统的对抗,预警机雷达卫星,数据链。
电子战能力的较量,如果要是单单比较这两款战机,虽然J20目前是验证机,技术资料没有公开,但是和F22应该还有一定的差距,不过不存在代差。
下图是J20与F22、F35、T50这四款四代机(按西方标准)的对比视图。
为什么把**F
既然如此,就跟你说一下好了。
其实,通常我们形容一台发动机的技术先进,就用它的推重比来形容;推重比是极好的代表了发动机的技术水平的,因为从发动机的原理来看,提高一台发动机的推力无非有三种:1,提高压缩比,提高涡轮前温度,这是利用了卡诺的热机方程来的,顺便提一下,古老的瓦特蒸汽机就是因为用了这个原理提高了效率!提高压缩比的方法,无非是提高叶片的数量,提高转数,提高叶片的效率,但是只有第三种是不以增加重量为前提的。
2,修改结构,即燃烧室等部件的效率提升,现在这种方法用的不多了,因为第三代发动机中,除了PS90(俄)以外,都采用最流行的环形燃烧室,值得一提的是,我国北京航空航天大学的一个学生(忘了)提出了一个涡流燃烧理论,极大的提高了效率。
还有一种广义的方法就是放气涡轮,就是涡扇发动机的前身,利用压缩机推动一部分空气来提高效率。
3,增大结构!就是原样放大!这是最简单的方法,不过没有想象中的那么简单,因为结构一增大,就会出现发动机系统的各种问题,如空气流量与发动机燃烧室的匹配问题等等。
所以要修改一些参数,我国的最先自主开发的发动机,既不是涡喷13,也不是太行,而是涡喷1,是在米格15的VK-1的发动机缩小而来的,装在教练1上,但后来**方嫌教练1速度太低,就下马了,涡喷1也一样。
这三种方法,其实只有第一和二种的少数方法是不会增重的,所以要提高推力的同时不增重,一般只有三条路——1,使用新材料,新工艺,做出耐高温,寿命长的涡轮叶片(空心的更好)。
从而能提升涡前温。
2,使用先进的数控车床做出效率高的叶片,在提高压缩比的情况下反而减少了涡轮叶片数,减重了。
3,对各个部分的结构进行重新设计,使用最新的技术减重和提高可靠性。
(如整体式叶盘)所以,要造一台推重比高的发动机,其实说白了,就是重新设计一台!这就是为什么太行不用我国之前的核心机,也不俄的AL-31,就是因为好的发动机的核心机要足够先进。
**的核心机好优于俄国的,所以AL-31的推重比其实只有7一级(美标),俄标其实要求较美标低。
而推重比到10的发动机目前世界上现在来看也只有五种,两种现役的——**的F119-PW-100 ,法国(!!!)的M88-3。
其它的,如通用的变循环(通用的据说要成F-35的动力)和俄罗斯的AL-41都没进入现役。
还有最后一种就是扑朔迷离的——————我国的涡扇15!讲了这么多,其实都是经典知识。
其实,F119-PW-100 最引以为豪的是它的低函道比,只有0.23,这才是它的意义所在,因为函道比越高,虽然越省油,但是,迎风面就大,所以用低函道比才可以实现高的——单位面积推力!但同时减少油耗,才是最难的!没错!本人觉得,F119-PW-100 的先进之处不是它的推重比,而是它的函道比,这才是实现超音速巡航的原因所在!**的教材认为,涡喷会回来的,就是这个道理,当民航飞机也实现超音速时,涡扇估计是不会再发展了,当年的“协和”采用奥林匹斯涡喷发动机就是这个道理。
所以现在来看看,你把F119-PW-100 看做一台涡喷机和二代的涡喷比较一下,你会发现有质的差别!这就是它的BT之处,可见**的航空工业基础之强大。
打了一千多字帮你扫盲,分数就多给我30哈!
什么是装推重比?
j-20可不是只是装了这种大推力发动机,j-20的综合气动布局比我们之前的战机有很大的气动优势和隐身优势。
八波束的隐身设计+低超音速阻力+超音速和亚音速兼顾的气动设计,再加上及其优良的雷达,火控,航电,操纵系统,再配上一台大推力,高推重比,小涵道比的ws-15发动机,其综合性能估计超过F-22很多。
j-20的原配发动机ws-15,不仅仅是推力大,而且推重比高达10一级,要想让j-20名副其实的超巡,除了飞机的超音速的激波阻力要小外,发动机的涵道比一般要求不能超过0.4,是名副其实的小涵道比,大推重比,大推力的发动机才行。
ws-15是我国自行研制的新型发动机,推重比10,加力推力在160千牛级别,涵道比小于0.3现正在研制和试飞阶段,估计2年内就能装机和j-20一起试飞,现在试飞的j-20用的是ws-10B-2,是ws-10B的一种特殊的改进型号。
真正的超音速巡航的战斗机不只要推重比高,还要飞机的超音速阻力要小,发动机的涵道比也要小于0.4.
**F22的造价是多少?
F-22战斗机从美方披露资料得出是约为1.5亿美元。
F-22内容介绍:F-22“猛禽”(英语:F-22 Raptor)战斗机是由**洛克希德·马丁和波音联合研制的单座双发高隐身性第五代战斗机。
F-22是世界上第一种进入服役的第五代战斗机。
武器装备:机炮:1门火神式机关炮,配有480发炮弹空对空挂载6枚先进中程空对空导弹2枚响尾蛇导弹空对地挂载:2枚联合直接攻击弹药2枚风偏修正弹药洒布器8枚小直径炸弹2枚先进中程空对空导弹百科链接:http://baike.baidu.com/link?url=WECoYgPsEQtO24VhbkxKpkIUhxMBRf6pgrmTEsSt5SxxGnOcGbTmsy7tB5JJUrjcZK4-JKzZeCSID0y0ZvbmEa
F22的发动机是什么?静推力和加推力分别是多少?F22的推重比是多...
全称F119-PW-100,是为F-22A研制的双转子小涵道比加力涡扇发动机,采用可上下偏转的二维矢量喷管,上下偏转角度为20度,推力和矢量由数字电子系统控制。
静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推重比10,总压比25,涵道比0.2.在发动机推重比达到10的时候,F22的作战推重比为1.1。
F-119-PW-100的性能是**空**高度保守的秘密。
在Jane's及PrattWhitney公司的 公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外,其它一律不得而知。
不过对于**这样的国家来说,高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言。
大家记得在七八十年代F-100的性能是公开大吹特吹的。
F-16上的AN/APG-66,F-15上的 AN/APG-63,F-14上的AN/AWG-9,F-18上的AN/APG-65的探测,跟踪距离是见诸各杂志 的。
那时**以为它保险地拥有对苏联20年的技术差距,所以发动机,雷达上的性能介绍 都毫无保留。
但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如D-30,D-90,AL-31,雷达如N001,Zhuk 系列使**意识到美俄技术差距根本没那么大。
很多地方如AL-31的涡轮进口温度,耗油率 指标,N001探测距离等比**同类产品要高,就逐渐地也学会了保密。
各位谁见过公开的 AN/APG-68,-70,-71,-73,-77的性能数据? 首先涵道比。
根据文献(1),F-119-PW-100的涵道比是0.2。
与Jane's报导的0.48大 不相同。
我们认为0.2比较可信。
这和超音速巡航对发动机的要求一致。
超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。
小涵道比发动机非加力油耗 较高,但加力油耗较低,这一点可以清楚的从PW-1120与PW-1129的比较中看出。
这也与F-22所要求的非加力超音速巡航一致,因为如果涵道比大,在相同的总推力下 非加力推力就得减小。
而这与非加力超音速巡航相抵触。
所以其涵道比应该小于F-100-PW- 129A的0.36。
而0.2我想是个非常适合的数字。
这个数字也与公布的F-119的剖视图接 近。
2。
非加力推力。
我估计在115到125千牛之间。
道理比较简单。
涵道比为0.36的F-100-PW-129A来说 其最大干推力尚能达到98千牛,涵道比为0.2的F-119的最大干推力就应该为110千牛, 因为两者的最大加力推力一样,同为156千牛。
这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵 道的。
另外文献(1)提到F-119的核心机流量是F-100-PW-100的两倍左右。
这样的话最大干 推力就应为120千牛左右。
还有,F-22不开加力,而仅仅使用最大干推力就能飞M1.6,这 一点也说明其推力应至少到115千牛量级。
3。
油耗。
作为小涵道比发动机,最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机 高,而加力油耗较低。
对比与F-119技术最接近的F-100-PW-129,参考PW-1120的加力油 耗,并考虑到F-119涡轮进口温度会适当提高,我们估计非加力油耗0.75-0.8Kg/小时Kg 力,而加力油耗1.8Kg/小时Kg力。
这个数字0.75-0.8Kg/小时Kg比AL-31的0.67高出 15%,部分解释了为何F-22机内载油多SU-2720%,作战半径却少100公里。
4。
涡轮前温。
由于F-119较F-100-PW-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却,估计应为1700- 1750K。
5。
最大流量。
以核心机流量两倍于F-100-PW-100的核心机为基准,参考两者涵道比,最大流量为 145Kg/秒,这与156千牛的最大加力推力匹配很好,同时加深了我们对前面几组数据推测的 信心。
6。
重量。
这是一个答案出乎人意料的问题。
表面上看,F-119采用了级数很少的压气机,涡轮, 采用了合金C钛压气机静子,喷管,并且风扇,压气机采用了整体式的叶片-盘结构,减轻 了重量,所以重量应该不大。
但是该机有一个我认为败笔的喷管设计,既不能两维运动,也 大大增加重量,还导致推力损失。
F-100-PW-129A的重量是1860公斤,F-119核心机在其基 础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%,但加大的约25%的流量会加重25%,整体盘-叶 设计减重5%,合计核心机减重约20%,也就是说若非因为喷管,整机应该减重约13%,使F- 119推重比从F-100-PW-129A的8.56提高到9.8或10,正好是欧洲采用同等技术的EJ-200 的推重比。
但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200Kg,使F-119的重量 恢复到约1800-1860Kg,推重比降为8.6-8.7。