超级军网P-79B-300简介与数据。核心机很不错
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 08:36:54
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观
P-79
(R-79)
牌 号 P-79
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 俄罗斯
厂 商 莫斯科“联盟”航空发动机科研生产联合体
生产现状 研制中
装机对象 P-79B-300 雅克-141。 P-70M 苏-37。
研制情况
P-79发动机是“联盟”(COЮЗ)航空发动机科学技术联合体为雅克-141飞机研制的。雅克-141是一架超音速舰载垂直起落战斗机，1991年因故暂停。COЮЗ利用政府引进的外资得以继续研制P-79发动机。到1992年春为止，P-79发动机累计制造了26台，后12台作了修改。发动机大约运行了3500h，包括大约500h的飞行试验。用于雅克-141的发动机是P-79B-300型。
该发动机特点是：带矢量喷管的双转子加力涡轮风扇发动机，由6个单元体组成，采用三通道电子控制系统。飞机平飞时喷管矢量角为0°，短距起落时矢量角为63°，垂直起落时矢量角为95°。横滚和俯仰飞行，要从高压压气机第2级引气去控制。具有低污染燃气排放。
P-79M 改进型，推力增大到17266daN，采用全权数字式电子控制，换用新的燃烧室，轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。它将成为苏-37飞机的动力。
(P-79B-300)
风 扇 5级轴流式。
高 压
压 气 机 6级轴流式。从第2级引气供飞机姿态控制用。
燃 烧 室 环形。非常规双油路蒸发式喷嘴，低污染燃气排放。
高压涡轮 单级轴流式。气冷单晶叶片。
低压涡轮 单级轴流式。与高压涡轮转向相反。
加 力
燃 烧 室 燃油喷嘴环安排在低压涡轮后，加力筒体结构适应喷管转角要求。
尾 喷 管 收敛－扩张型。喷口的型面和面积均可调节，矢量喷管能在0～95°范围内调整喷气流方向。
控制系统 三通道电子控制系统，并带有机械液压备份系统。
技术数据
最大加力推力(daN) 15205
加力推力(引气时，daN) 13734
中间推力(daN) 10769
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.673
推重比 5.64
空气流量(kg/s) 120.0
涵道比 1.00
涡轮进口温度(℃) 1327
风扇直径(mm) 1100
最大直径(mm) 1716
长度(mm) 5229
质量(kg) 2750
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观
P-79
(R-79)
牌 号 P-79
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 俄罗斯
厂 商 莫斯科“联盟”航空发动机科研生产联合体
生产现状 研制中
装机对象 P-79B-300 雅克-141。 P-70M 苏-37。
研制情况
P-79发动机是“联盟”(COЮЗ)航空发动机科学技术联合体为雅克-141飞机研制的。雅克-141是一架超音速舰载垂直起落战斗机，1991年因故暂停。COЮЗ利用政府引进的外资得以继续研制P-79发动机。到1992年春为止，P-79发动机累计制造了26台，后12台作了修改。发动机大约运行了3500h，包括大约500h的飞行试验。用于雅克-141的发动机是P-79B-300型。
该发动机特点是：带矢量喷管的双转子加力涡轮风扇发动机，由6个单元体组成，采用三通道电子控制系统。飞机平飞时喷管矢量角为0°，短距起落时矢量角为63°，垂直起落时矢量角为95°。横滚和俯仰飞行，要从高压压气机第2级引气去控制。具有低污染燃气排放。
P-79M 改进型，推力增大到17266daN，采用全权数字式电子控制，换用新的燃烧室，轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。它将成为苏-37飞机的动力。
(P-79B-300)
风 扇 5级轴流式。
高 压
压 气 机 6级轴流式。从第2级引气供飞机姿态控制用。
燃 烧 室 环形。非常规双油路蒸发式喷嘴，低污染燃气排放。
高压涡轮 单级轴流式。气冷单晶叶片。
低压涡轮 单级轴流式。与高压涡轮转向相反。
加 力
燃 烧 室 燃油喷嘴环安排在低压涡轮后，加力筒体结构适应喷管转角要求。
尾 喷 管 收敛－扩张型。喷口的型面和面积均可调节，矢量喷管能在0～95°范围内调整喷气流方向。
控制系统 三通道电子控制系统，并带有机械液压备份系统。
技术数据
最大加力推力(daN) 15205
加力推力(引气时，daN) 13734
中间推力(daN) 10769
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.673
推重比 5.64
空气流量(kg/s) 120.0
涵道比 1.00
涡轮进口温度(℃) 1327
风扇直径(mm) 1100
最大直径(mm) 1716
长度(mm) 5229
质量(kg) 2750
P-79
(R-79)
牌 号 P-79
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 俄罗斯
厂 商 莫斯科“联盟”航空发动机科研生产联合体
生产现状 研制中
装机对象 P-79B-300 雅克-141。 P-70M 苏-37。
研制情况
P-79发动机是“联盟”(COЮЗ)航空发动机科学技术联合体为雅克-141飞机研制的。雅克-141是一架超音速舰载垂直起落战斗机，1991年因故暂停。COЮЗ利用政府引进的外资得以继续研制P-79发动机。到1992年春为止，P-79发动机累计制造了26台，后12台作了修改。发动机大约运行了3500h，包括大约500h的飞行试验。用于雅克-141的发动机是P-79B-300型。
该发动机特点是：带矢量喷管的双转子加力涡轮风扇发动机，由6个单元体组成，采用三通道电子控制系统。飞机平飞时喷管矢量角为0°，短距起落时矢量角为63°，垂直起落时矢量角为95°。横滚和俯仰飞行，要从高压压气机第2级引气去控制。具有低污染燃气排放。
P-79M 改进型，推力增大到17266daN，采用全权数字式电子控制，换用新的燃烧室，轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。它将成为苏-37飞机的动力。
(P-79B-300)
风 扇 5级轴流式。
高 压
压 气 机 6级轴流式。从第2级引气供飞机姿态控制用。
燃 烧 室 环形。非常规双油路蒸发式喷嘴，低污染燃气排放。
高压涡轮 单级轴流式。气冷单晶叶片。
低压涡轮 单级轴流式。与高压涡轮转向相反。
加 力
燃 烧 室 燃油喷嘴环安排在低压涡轮后，加力筒体结构适应喷管转角要求。
尾 喷 管 收敛－扩张型。喷口的型面和面积均可调节，矢量喷管能在0～95°范围内调整喷气流方向。
控制系统 三通道电子控制系统，并带有机械液压备份系统。
技术数据
最大加力推力(daN) 15205
加力推力(引气时，daN) 13734
中间推力(daN) 10769
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.673
推重比 5.64
空气流量(kg/s) 120.0
涵道比 1.00
涡轮进口温度(℃) 1327
风扇直径(mm) 1100
最大直径(mm) 1716
长度(mm) 5229
质量(kg) 2750
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观
P-79
(R-79)
牌 号 P-79
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 俄罗斯
厂 商 莫斯科“联盟”航空发动机科研生产联合体
生产现状 研制中
装机对象 P-79B-300 雅克-141。 P-70M 苏-37。
研制情况
P-79发动机是“联盟”(COЮЗ)航空发动机科学技术联合体为雅克-141飞机研制的。雅克-141是一架超音速舰载垂直起落战斗机，1991年因故暂停。COЮЗ利用政府引进的外资得以继续研制P-79发动机。到1992年春为止，P-79发动机累计制造了26台，后12台作了修改。发动机大约运行了3500h，包括大约500h的飞行试验。用于雅克-141的发动机是P-79B-300型。
该发动机特点是：带矢量喷管的双转子加力涡轮风扇发动机，由6个单元体组成，采用三通道电子控制系统。飞机平飞时喷管矢量角为0°，短距起落时矢量角为63°，垂直起落时矢量角为95°。横滚和俯仰飞行，要从高压压气机第2级引气去控制。具有低污染燃气排放。
P-79M 改进型，推力增大到17266daN，采用全权数字式电子控制，换用新的燃烧室，轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。它将成为苏-37飞机的动力。
(P-79B-300)
风 扇 5级轴流式。
高 压
压 气 机 6级轴流式。从第2级引气供飞机姿态控制用。
燃 烧 室 环形。非常规双油路蒸发式喷嘴，低污染燃气排放。
高压涡轮 单级轴流式。气冷单晶叶片。
低压涡轮 单级轴流式。与高压涡轮转向相反。
加 力
燃 烧 室 燃油喷嘴环安排在低压涡轮后，加力筒体结构适应喷管转角要求。
尾 喷 管 收敛－扩张型。喷口的型面和面积均可调节，矢量喷管能在0～95°范围内调整喷气流方向。
控制系统 三通道电子控制系统，并带有机械液压备份系统。
技术数据
最大加力推力(daN) 15205
加力推力(引气时，daN) 13734
中间推力(daN) 10769
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.673
推重比 5.64
空气流量(kg/s) 120.0
涵道比 1.00
涡轮进口温度(℃) 1327
风扇直径(mm) 1100
最大直径(mm) 1716
长度(mm) 5229
质量(kg) 2750
第五代发动机的工作苏联在1981年年初就已经开始，当时的课题是歼击机-90。18-20吨推力的新发动机主研制单位选择的是留里卡设计局。这台发动机得到一个秘密代号“产品20”，媒体上叫AL-41F。单位推力0.09。这一点是由于广泛使用新的结构材料-陶瓷、金属陶瓷以及完善设计的缘故。AL- 41F采用了新的推力可控方案，改变了循环参数，使用高负荷涡轮和压气机叶片，通过“纤维”渗碳强化了单晶结构。总之，AL-41F的科研，算上苏联时代，总共投入15亿美元。
作为AL-41F的备选方案，曾经考虑莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机方案。这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克 141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。R179-300单位推力可以达到0.085。按照联盟集团自己的介绍，这种发动机的输出参数达到了 4+代的水平，机载连接达到五代机的水平
作为AL-41F的备选方案，曾经考虑莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机方案。这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克 141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。R179-300单位推力可以达到0.085。按照联盟集团自己的介绍，这种发动机的输出参数达到了 4+代的水平，机载连接达到五代机的水平
2003年夏天，117产品中标PAK FA发动机的“恶魔”项目。117的备用方案还是联盟集团的R145M-300。这是r-70v-300和r-179-300的进一步发展。但是117项目对空军更有吸引力，由于使用了现有的AL-41F和AL-31F的元件成本更加低廉。“今天应当说，俄罗斯政府要在发动机制造业领域搞几个项目资源是不够的。”当时，土星科学生产联合体总经理尤里·拉斯妥奇金宣布：“土星公司的经验是可以在改进阶段推广的，为国家节省了大量的资金。”曾经建议，117产品通过连续改进AL-31F，分阶段接近空军要求的五代机的水平。
那个杯催的推比，你想拿来做什么？
5.64的推比
这也叫不错
这也叫不错hhhh83 发表于 2013-10-23 09:42
那个杯催的推比，你想拿来做什么？
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
那个杯催的推比，你想拿来做什么？
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
口味有点重...
不标明出处，楼主小心被扣分
duoluotianshi 发表于 2013-10-23 09:46
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
为什么不去看看f135，136？同为垂直起降战机的心脏，差距就这么大呢。还有那1.0的涵道比。
duoluotianshi 发表于 2013-10-23 09:46
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
为什么不去看看f135，136？同为垂直起降战机的心脏，差距就这么大呢。还有那1.0的涵道比。
光看推力没用，主要还得看压气机级压比和涡轮前温度。
真的是，无语啊，最近怎么为毛子翻案的帖子如此之多。。。
怪就怪我们自己的菊花不争气。。。引来如此之多的毛粉。。。
怪就怪我们自己的菊花不争气。。。引来如此之多的毛粉。。。
duoluotianshi 发表于 2013-10-23 09:46
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
推比太差，6都不到
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
推比太差，6都不到
呵呵 加油 发动机
不标明出处，楼主小心被扣分
这是电脑存的信息，，原网站倒闭。。。。大神们希望找到其他连接网址
这数据大神们早就看过了
这是电脑存的信息，，原网站倒闭。。。。大神们希望找到其他连接网址
这数据大神们早就看过了
涵道比有点大了
不标明出处，楼主小心被扣分
这是电脑存的信息，，原网站倒闭。。。。大神们希望找到其他连接网址
这数据大神们早就看过了
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这数据大神们早就看过了
关注。
涵道比这么大，流量120？核心机流量不算大，最大推力有虚标的嫌疑
最大直径(mm) 1716
这么大呀
这么大呀
确实不错不过关于引进，我觉得不太可能
hhhh83 发表于 2013-10-23 09:56
为什么不去看看f135，136？同为垂直起降战机的心脏，差距就这么大呢。还有那1.0的涵道比。
F135算上各种升力机构之后推比也要低很多的。
为什么不去看看f135，136？同为垂直起降战机的心脏，差距就这么大呢。还有那1.0的涵道比。
F135算上各种升力机构之后推比也要低很多的。
shaowulove 发表于 2013-10-23 13:06
最大直径(mm) 1716
这么大呀
看风扇直径最准确。毛子的最大直径是算上机匣的，机匣那一小块突出来，但整个发动机直径并不大。
最大直径(mm) 1716
这么大呀
看风扇直径最准确。毛子的最大直径是算上机匣的，机匣那一小块突出来，但整个发动机直径并不大。
涡轮前才1600k，还不如31f呢。
duoluotianshi 发表于 2013-10-23 09:46
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
就算去掉，推比能增加多少？
5.64变6.64？
如果按照战斗机标准进行改进，，，去掉垂直尾喷管和引气装置，推重比很是乐观。保留核心机，，
就算去掉，推比能增加多少？
5.64变6.64？
M1A1AIM 发表于 2013-10-23 17:14
就算去掉，推比能增加多少？
5.64变6.64？
应该接近7.
就算去掉，推比能增加多少？
5.64变6.64？
应该接近7.
1涡前温度才1600K，这是什么渣水平？连3代机不太行都是1747K ，4代发动机都是1800K以上，F119是1950K,EJ200是1800K.
2涵道比还能再大点么？1.0可是装到战斗机上而不是轰炸机上的，要推力也不能这么整吧？
3推重比更是渣
2涵道比还能再大点么？1.0可是装到战斗机上而不是轰炸机上的，要推力也不能这么整吧？
3推重比更是渣
YAK41上这个发动机是因为耗油率相对较低,而且能满足超音速飞行的要求,而且军用推力大,相比之下,AL31F的耗油率都达到0.795了,增推型更超过0.8.
对于原苏联来说,YAK41就是给基辅级搞搞升级就行,反正将来全是常规飞机了.
对于原苏联来说,YAK41就是给基辅级搞搞升级就行,反正将来全是常规飞机了.
如果数据属实，那么这个涵道比和单位推力及加力单位推力简直逆天了。
楼主怎么知道没有改进呢？