关于太行的BKC思考，读性世界2010年1月份《路上，征途， ...

首先是压比，由于娘胎里带出的毛病，太行压比达到30，与F110相同。而F100早期型和AL31F压比都是26。压比做的高，燃油利用率高，省油，但由于压比高，对空气的依赖程度高，必然带来随高度变化，空气密度也随之变化，高空空气稀薄，燃烧效率降低较为明显。通常来说燃烧室进口流量基本等于风扇进口流量乘以压比，而压比高的发动机的高燃烧效率是通过高流量的进气获得的，而一旦空气密度急速下降，那燃烧效率就衰减的很快。而压比低的发动机对进气流量的要求就没有这么苛刻，因而在高空高速的应用中就显得比较“泼辣”。

美国在F110上更关注17500米以下的性能要求，所以压比做的比较高，而到了四代大腿F119，由于要求高空高速性能，因此总压比又做回了26。

这里基本概括了太行和AL31F的差异，在高空高速性能上，太行很难有三姨夫那么泼辣。因此对于追求高空高速截击格斗性能的J-10上，是不可能采用太行的。而在专注多用途的J-16上，采用太行就没什么问题，而且更省油。

然后更关键的是喘振。多级轴流式压气机喘振本质上的原因是当发动机在非设计状态工作时，压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不匹配造成的。非设计工作状态一般指高于设计压比，一般设计压比有冗余，设计最高上限与设计正常压比之差除以设计正常压比就是喘振裕度。

F119最高压比35，正常压比26，所以喘振裕度为35%，这是很高的。太行的最高压比没有找到可信数值，假设跟F119一样是35，那么它的喘振裕度只有17%，只有F119的一半。太行由于正常压比做的很大，其喘振裕度就相对较低。因此，太行的格斗性能是低于三姨夫的，尽管现在太行版筷子已经战备值班，但在空军对抗中的成绩是注定不可能拿到金头盔的。

第三是压气机压比对涡轮的负荷，压比提高除了是压气机设计时候的原因外，对发动机高低压转速也提出了更高的要求，随之带来的是涡轮负荷的提高，负荷除了转速之外，还有一个是燃烧室出来的燃气相对燃烧室进口的总压，涡轮就要承受这个总压，并降低压力，输出能量。涡前压力和涡后压力之比称为落压比，也成为压降，压降越大，转换的能量越大，承受的负荷也越大。

太行早期型的涡轮叶片是DZ125定向凝固合金，后来换成DD6单晶，涡轮盘是GH4169高温合金，后来换成FGH95粉末合金。可以看出由于较大的压比，早期的涡轮难以负荷那么大的压降，因此经常出故障。后来改进型采用更为先进的合金，才基本解决这个问题。

说到这里应该都明白了，太行性能差，毛病多，是娘胎里带出的毛病，一个总增压比的参数决定了它不适合做高空高速高机动飞机的大腿，更何况它那0.78的涵道比。所以那些YY J-20上用太行的可以退散了，现在不可能用，未来更不可能用。那太行适合什么样的飞机呢？不追求高空高速，飞行姿态平稳，航程大（因为省油）。。。适合这种条件的是攻击机，轰炸机，运输机。所以可以预期的装机对象是J-16，H-18(?)，Y-20（ws-20），如果传说中的J-10C是多用途版，那估计就可以看到J-10配太行了。
至于J-11B为啥装上了太行？估计，1.政治任务，2.没那么多AL-31，3.两台发动机安全冗余高。
那么J-15呢？我的意见是可以用，毕竟舰载机对低空低速性能的要求更多，但那个蛋疼的喘振裕度使J-15很难达到F-18的机动性，而且需要进气道做很多修改来配合发动机不进入喘振，就目前的J-15，没看出来有多大改动。未来，还是等ws-15吧。

网友 @ertert 提供了F110-GE-129 F100-PW-220和F100-PW-229发动机的工作曲线图。






根据他给的图，我做了一个表。分别是各款发动机在不同速度（0马赫~1.8马赫），不同高度（10000~60000英尺）的推力对比。百分数是高空推力与低空推力的比值。可以看出推力下降的程度。

三款发动机基本数据

F110-GE-129  压比32，空气流量118.0  加力油耗2.05  涵道比0.76

F100-PW-229  压比32 空气流量112.4   加力油耗2.00 涵道比0.4

F100-PW-220 压比25 空气流量103.4  加力油耗2.21   涵道比0.6


又重新核对数据，制作表格。所有曲线全部采取统一标准。由于0高度曲线只到1.2M，所以图标分为三个：0~30，0~60，30~60（单位1000英尺）。其中前两个最高速度只到1.2M，后一个可以达到1.8M。分别反应中低速中低空，中低速全高度和全速度中高空三种情形。

0-30000英尺


0-60000英尺


30000-60000英尺

由于高空低速实际上是不可能达到的，只是理论数值，因此我们主要考察低空低速，高空高速段
可以看出，
1. 首先是30000英尺相对于海平面的推力存量对比。让我非常吃惊的是，本来预料在低空低速不占优的220竟然大幅度领先，直到0.9M的时候才被另两款发动机超越。在0.6M以下，129比229保留了更多推力，这与我们对于高压比高涵道比发动机低空低速段占优的认识是吻合的。而在0.6M~1M的区间里，229超过了129和220。这点可以看出229的低空跨音速性能是非常好的。
在这张图中我们得到如下信息：在中低空低速条件下，220>129>229，在中低空跨音速段，220>129>229。
2. 然后是60000英尺相对于海平面的推力存量对比。在1M以下，220再次拔得头筹并大幅度领先，229在1~1.2M保持优势，而129全程垫底。
由此可知，在高空中小于1马赫条件下220>229>129。而在跨音速段，229>220>129。
3. 最后是比较反应高空高速性能的60000英尺相对于30000英尺的推力存量，由于有数据支持到1.8马赫，因此我们可以一窥三款发动机高空高速性能的差异。从图中可以看出，在中高空，1.1马赫以下，220领先229，在1.1~1.4马赫，229以微弱优势领先，此后，220又以微弱优势反超。同样，129全程垫底直到1.8马赫时候追平229。
对于三代机来说，高空低速实际上是不可能的，因此在我们着重考察的1M以上速度段，在这种条件下，都是220>229>129。
这是一个比较有意思的事情。229和129的压比都是32（这一点我以前说的话有误）。229的涵道比是0.4，小于220的0.6，但在缩小涵道比的情况下，依然在高空高速性能上败给了220。而129接近0.8的涵道比虽然衰减比229更快，但在1.8mh，60000英尺时追了上了，与229持平。这似乎意味着涵道比对高空高速性能的贡献并没有压比来的大。

因此，高压比发动机不适合高空高速飞机的论断是没问题的。而且压比对高空高速性能的影响似乎比涵道比更大。而三款发动机的对比看，在低空低速区，220是最好的发动机，129其次，229微弱落后于129。在跨音速区，229无论低空高空，都是王者。而在高空高速区，220微弱领先229大幅领先129。

以下是网友aliasmaya的原创：

　　一家之言、多是猜测，请诸位同好批评指正！我也非常希望诸位能就涡扇10的加速性能、风车特性、起动机、调节计划等内容发表评论。关于涡扇10的空中风车起动问题，有兴趣的话建议查阅04年某期的《航空发动机》杂志刊登的论文，张绍基就此有专门论述，采用经过改进的供油规律进行发动机地面起动试验、空中风车起动试验，得到了某些数据，空中起动左边界：H=4km、Ma=0.52、Vb=500km/h......

　　发动机“风车状态”（WindMilling）的概念，即由于各种原因导致发动机停车，而在气体动力、转子惯性、阻力矩等共同作用下使得发动机继续转动，并在短时间稳定在某一转速的状态。发动机的空中风车启动是非常关键的。

　　АЛ-31Ф在泼辣性方面是非常不错的，压气机喘振裕度大，抗（温度、压力）畸变能力强、燃烧室的点火特性较好（记得有28个燃油喷嘴，太行有20个），对于提高发动机加速性能是很有利的（不过这需要以重量的代价来换取），加速线可以更大幅度的偏离正常工作线而发动机不致发生喘振、失速等故障，并且其多元复合调节的调节计划，与发动机的配合堪称完美！老毛子的混合式控制系统被认为是液压机械-模拟电子调节系统设计中的典范。我看手册中对分段式的复合控制规律介绍，实在是搞脑筋！佩服他们的设计师能够巧妙的实现工程应用。

　　我觉得将АЛ-31Ф的混合式控制系统（虽经过适应性改进）移植到涡扇10，所引起的问题比较多，今后一定时期内还会是不断暴露-再完善的过程。现在关于涡扇10加速性、起动时间以及空中风车起动边界窄等问题似乎也能看出和原型调节计划不适应、不匹配相关联，而适应性改进需要吃透原型机设计原理、吸收其精髓的基础上发展的（这就考验113与614的能力了，估计请外援的代价不菲，他们更可能会留一手）。
　　另外主燃烧室的点火特性也有待改进（贫、富油点火边界比较窄），这属于先天的问题、从F101那里遗传的。
　　看到有不少论文谈论这方面内容以及建议的改进措施，比如加速控制改进、优化，空中风车起动特性分析，燃烧室点火特性改进等等。

　　关于涡扇10的起动时间较АЛ-31Ф长，我猜测几个可能的因素，比如燃气涡轮起动机的功率还不够强劲，而涡扇10的点火转速比较高，起动机脱开转速可能也比АЛ-31Ф的高（CFM56-3的起动点火转速>20%，АЛ-31Ф大约为15%吧。因为在启动过程、低转速时，其主燃烧室的气流小、压力低，气动雾化性能较差，因此贫油熄火边界窄，记得教课书上说这是”两相燃烧中的特殊问题”，所以选取较高的转速点）。关键是燃烧室有一个适当的油气比，保证点火可靠、工作稳定，这也得看供油计划的设计了。
　　涡扇10采用了608研制的起动机（不知道是否是参照了ГТДЭ-117，见图），目前还在研制功率增大型。空中风车启动的差距，我推测还是源自АЛ-31Ф的调节计划与涡扇10风车特性的适应性问题，目前的涡扇10没有采用FADEC。另外主燃烧室的点火特性也有待改进。

　　换装614的国产电调是目前涡扇10急需的改进措施（之一），以充分发挥发动机的性能潜力

　　涡扇10火焰筒头部是采用较贫（油）的设计（追求高温升，可以得到高的涡轮前温度，这样需要增加燃油供应，但又得防止冒烟，只能增加进气量，导致油气比下降，低工况情况下容易发生贫油熄火），点火特性与稳定性是比较紧张的。
　　改善风车起动性能的某些措施，可以增设补氧系统、提高点火装置的可靠性等，АЛ-31Ф或许也有起动补氧系统？

　　我猜想АЛ-31Ф加速性好，可能很大程度上得益于高喘振裕度。缩短加速时间，就要求更大的涡轮剩余功率，也就是要快速升高涡轮前温度T4。在加速过程中，燃油供应量需要快速增加（在极限范围内，尽可能大），但是升高的T4对于高压压气机稳定工作会产生不利影响（趋向喘振边界，因为高压转子的惯性大，转速增幅不能跟上T4增加的幅度）。倘若压气机的喘振裕度大，那么加速线可以更大幅度偏离稳态工作线，也就是说可以采取更短的加速途径。涡扇10的高压压气机增压比大、级负荷水平高，或许是导致发动机加速性不如АЛ-31Ф的一个因素。

　　以前翻译的АЛ-31Ф加、减速性能以及起动参数，引自《ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ АЛ-31Ф》
　　10、加速时间：
　　a）从慢车加速到最大状态（Пнд的值低于Пнд огр.2%）
　　-H=0、Ma=0 3-5s
　　-H<8km ≤5s
　　-H>8km ≤8s

　　b）从慢车加速到全加力状态 H=0，Ma=0（显示加力燃烧室点火的信号为止） ≤7s
　　c）从最大状态到0.95 Рпф ≤3s
　　11、从最大状态下降至慢车转速的时间（H=0，Ma=0） 4—6s
　　12、起动时间（至最大输出状态）按住起动按钮 60—80s
　　地面台架ГТДЗ起动机起动时间（至慢车状态） ≤50s
　　总起动次数
　　发动机起动次数（使用自带蓄电池的电源、而不进行再充电） 5。

以下是网友 @wtl88528 的发言：

太行早期型性能不甚稳定，不是因为飞机与发动机的不匹配造成的，而是由于太行核心机本身来自逆向工程，而低压部分有自己及外援设计，设计单位没有核心机的完整技术资料（这里说的不是尺寸外形资料，也不全是材料制造工艺等方面而是整个流场的技术数据以及整机的结构特性）。那么出现核心机与低压部分不匹配是很正常的，而且由于没有核心机的技术数据，整个发动机的控制规律掌握的也不全面，出问题是必然的，由于型号已经定型，想要解决问题更多的只能从材料上来想办法，而不可能轻易的更改设计。
压比，关于太行的压比，我只能说呵呵，F110在F101上改进而来，在压比的选择上更加侧重于经济性（大名鼎鼎的CFM56就是这个核心机），故压比比较高，造成F110单位推力比F100要低，所以F110的流量要比F100多出10公斤以上，F110的涵道比也要大，不过从另一个方面来说，F110的推力也要大出F100很多，没有孰优孰劣，主要看使用环境。三代机尤其是三代机的后续改进型的设计理论更加注重高亚音速和跨音速的飞机性能，这时候F110的涵道比也不是很大到不可接受，而F100的涵道比也没那么有优势。
喘振裕度，F119的喘振裕度很高，可是他的实现主要靠更加先进的叶型设计理论以及压气机全静子可调，要知道无论F100，F110还是AL31只有3级可调。太行的喘振及其他的一些问题更多的是我们没有掌握核心机的整个气动特性所产生的高低压转子匹配不好造成的。
空战中截击和格斗对飞机及发动机的性能需求是完全不相同的，截击时需要更高的速度和高度，J10的气动外形更加倾向于高空截击而非格斗，格斗时更看重转弯半径，对发动机来说就是在恶劣的进气环境下稳定的工作，在点上Su27表现的比F15要好，这要归功于两拐的进气道和发动机的喘振裕度比较大。
对于涡轮来说，问题有两个：一是叶型设计，事关功率和效率；二是涡轮的降温，事关涡轮工作的可靠性，由于我国的基础材料的短板，造成我们用和老毛子、老美一样的散热技术但是我们的涡轮前温度就是要比人家的低，硬是比人家高的结果就是可靠性和寿命都下来了。于是这些年来都在不断的改进材料和工艺。
不过虽然太行可能有一些问题，也可能不是10B和11B和空优飞机的最有配置，但绝对是现在我们所能选择的最佳和最合理的方案。
关于当初问什么选择干太行而不是仿制AL31，我不知道决定者的理由，但是我想有几个方面有无法忽视的。
第一，我国从来没有系统的研制过大推力军用涡扇发动机（涡喷、涡浆和涡轴也没有），但是我们要必须迈出这一步，仿制AL31其政治困难不论，但是一旦立项仿制，以我国当时的国力，想再立项研发一种性能重叠的产品是没有半分可能的。虽然太行核心机也是山寨的，但是好歹整个过程不是单纯的仿制而是在仿制核心机的基础上自己尝试着匹配，可以说第一次走完了整个发动机研制的全过程。
第二，太行八十年代开始立项，当时没有外援（老毛子和老美都不肯帮我们）也没有得到F100、F110和AL31当中任何一种型号的可能，AL31和F100更一点参照物都没有，当时下决定的人脑子让驴踢了也不可能说干阿乐或一百吧。到了九十年代，我们有了阿勒，但是太行项目都进行了很多年了，半途而废另起炉灶成本太大，还浪费了多年，所以我们也不可能再干AL31了。
第三，关于航空发动机的气动设计理论，不得不承认，老美比老毛子要好，我们当然要向第一名的同志学习了。
通过太行项目，我们好歹有了一只最基本的干型号的队伍，要是没有这支队伍四代机的发动机我们的水平估计就向阿三看齐了（玩笑，不至于那么惨），干太行时得到的很多成果也都成了四代机发动机的必要积累，比如先进的气动设计理论等。
所以太行的大部分问题是可以改进的，高压比和较大涵道比在高亚音速下和在最佳压比下的F100差距不是巨大的，没有不可逆转的技术劣势。而军方更应该秉持着类似法国空军的观念：只要我们自己有的，不存在代差的情况下就用自己的，这让才能一步步的发展。
楼主数据大体正确，但是观念就值得商榷了，不像是在讨论技术问题而更像是在略带恶意的批评。我不认为这是一个真正关心中国国防工业的人该说的。讨论技术可以，但是更多的应该和专业的技术人员去说，要是不甚了解就不必着急下结论，这么略带藐视的说太行，我觉得有些站着说话不腰疼的意思。

首先是压比，由于娘胎里带出的毛病，太行压比达到30，与F110相同。而F100早期型和AL31F压比都是26。压比做的高，燃油利用率高，省油，但由于压比高，对空气的依赖程度高，必然带来随高度变化，空气密度也随之变化，高空空气稀薄，燃烧效率降低较为明显。通常来说燃烧室进口流量基本等于风扇进口流量乘以压比，而压比高的发动机的高燃烧效率是通过高流量的进气获得的，而一旦空气密度急速下降，那燃烧效率就衰减的很快。而压比低的发动机对进气流量的要求就没有这么苛刻，因而在高空高速的应用中就显得比较“泼辣”。

美国在F110上更关注17500米以下的性能要求，所以压比做的比较高，而到了四代大腿F119，由于要求高空高速性能，因此总压比又做回了26。

这里基本概括了太行和AL31F的差异，在高空高速性能上，太行很难有三姨夫那么泼辣。因此对于追求高空高速截击格斗性能的J-10上，是不可能采用太行的。而在专注多用途的J-16上，采用太行就没什么问题，而且更省油。

然后更关键的是喘振。多级轴流式压气机喘振本质上的原因是当发动机在非设计状态工作时，压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不匹配造成的。非设计工作状态一般指高于设计压比，一般设计压比有冗余，设计最高上限与设计正常压比之差除以设计正常压比就是喘振裕度。

F119最高压比35，正常压比26，所以喘振裕度为35%，这是很高的。太行的最高压比没有找到可信数值，假设跟F119一样是35，那么它的喘振裕度只有17%，只有F119的一半。太行由于正常压比做的很大，其喘振裕度就相对较低。因此，太行的格斗性能是低于三姨夫的，尽管现在太行版筷子已经战备值班，但在空军对抗中的成绩是注定不可能拿到金头盔的。

第三是压气机压比对涡轮的负荷，压比提高除了是压气机设计时候的原因外，对发动机高低压转速也提出了更高的要求，随之带来的是涡轮负荷的提高，负荷除了转速之外，还有一个是燃烧室出来的燃气相对燃烧室进口的总压，涡轮就要承受这个总压，并降低压力，输出能量。涡前压力和涡后压力之比称为落压比，也成为压降，压降越大，转换的能量越大，承受的负荷也越大。

太行早期型的涡轮叶片是DZ125定向凝固合金，后来换成DD6单晶，涡轮盘是GH4169高温合金，后来换成FGH95粉末合金。可以看出由于较大的压比，早期的涡轮难以负荷那么大的压降，因此经常出故障。后来改进型采用更为先进的合金，才基本解决这个问题。

说到这里应该都明白了，太行性能差，毛病多，是娘胎里带出的毛病，一个总增压比的参数决定了它不适合做高空高速高机动飞机的大腿，更何况它那0.78的涵道比。所以那些YY J-20上用太行的可以退散了，现在不可能用，未来更不可能用。那太行适合什么样的飞机呢？不追求高空高速，飞行姿态平稳，航程大（因为省油）。。。适合这种条件的是攻击机，轰炸机，运输机。所以可以预期的装机对象是J-16，H-18(?)，Y-20（ws-20），如果传说中的J-10C是多用途版，那估计就可以看到J-10配太行了。
至于J-11B为啥装上了太行？估计，1.政治任务，2.没那么多AL-31，3.两台发动机安全冗余高。
那么J-15呢？我的意见是可以用，毕竟舰载机对低空低速性能的要求更多，但那个蛋疼的喘振裕度使J-15很难达到F-18的机动性，而且需要进气道做很多修改来配合发动机不进入喘振，就目前的J-15，没看出来有多大改动。未来，还是等ws-15吧。

网友 @ertert 提供了F110-GE-129 F100-PW-220和F100-PW-229发动机的工作曲线图。






根据他给的图，我做了一个表。分别是各款发动机在不同速度（0马赫~1.8马赫），不同高度（10000~60000英尺）的推力对比。百分数是高空推力与低空推力的比值。可以看出推力下降的程度。

三款发动机基本数据

F110-GE-129  压比32，空气流量118.0  加力油耗2.05  涵道比0.76

F100-PW-229  压比32 空气流量112.4   加力油耗2.00 涵道比0.4

F100-PW-220 压比25 空气流量103.4  加力油耗2.21   涵道比0.6


又重新核对数据，制作表格。所有曲线全部采取统一标准。由于0高度曲线只到1.2M，所以图标分为三个：0~30，0~60，30~60（单位1000英尺）。其中前两个最高速度只到1.2M，后一个可以达到1.8M。分别反应中低速中低空，中低速全高度和全速度中高空三种情形。

0-30000英尺


0-60000英尺


30000-60000英尺

由于高空低速实际上是不可能达到的，只是理论数值，因此我们主要考察低空低速，高空高速段
可以看出，
1. 首先是30000英尺相对于海平面的推力存量对比。让我非常吃惊的是，本来预料在低空低速不占优的220竟然大幅度领先，直到0.9M的时候才被另两款发动机超越。在0.6M以下，129比229保留了更多推力，这与我们对于高压比高涵道比发动机低空低速段占优的认识是吻合的。而在0.6M~1M的区间里，229超过了129和220。这点可以看出229的低空跨音速性能是非常好的。
在这张图中我们得到如下信息：在中低空低速条件下，220>129>229，在中低空跨音速段，220>129>229。
2. 然后是60000英尺相对于海平面的推力存量对比。在1M以下，220再次拔得头筹并大幅度领先，229在1~1.2M保持优势，而129全程垫底。
由此可知，在高空中小于1马赫条件下220>229>129。而在跨音速段，229>220>129。
3. 最后是比较反应高空高速性能的60000英尺相对于30000英尺的推力存量，由于有数据支持到1.8马赫，因此我们可以一窥三款发动机高空高速性能的差异。从图中可以看出，在中高空，1.1马赫以下，220领先229，在1.1~1.4马赫，229以微弱优势领先，此后，220又以微弱优势反超。同样，129全程垫底直到1.8马赫时候追平229。
对于三代机来说，高空低速实际上是不可能的，因此在我们着重考察的1M以上速度段，在这种条件下，都是220>229>129。
这是一个比较有意思的事情。229和129的压比都是32（这一点我以前说的话有误）。229的涵道比是0.4，小于220的0.6，但在缩小涵道比的情况下，依然在高空高速性能上败给了220。而129接近0.8的涵道比虽然衰减比229更快，但在1.8mh，60000英尺时追了上了，与229持平。这似乎意味着涵道比对高空高速性能的贡献并没有压比来的大。

因此，高压比发动机不适合高空高速飞机的论断是没问题的。而且压比对高空高速性能的影响似乎比涵道比更大。而三款发动机的对比看，在低空低速区，220是最好的发动机，129其次，229微弱落后于129。在跨音速区，229无论低空高空，都是王者。而在高空高速区，220微弱领先229大幅领先129。

以下是网友aliasmaya的原创：

　　一家之言、多是猜测，请诸位同好批评指正！我也非常希望诸位能就涡扇10的加速性能、风车特性、起动机、调节计划等内容发表评论。关于涡扇10的空中风车起动问题，有兴趣的话建议查阅04年某期的《航空发动机》杂志刊登的论文，张绍基就此有专门论述，采用经过改进的供油规律进行发动机地面起动试验、空中风车起动试验，得到了某些数据，空中起动左边界：H=4km、Ma=0.52、Vb=500km/h......

　　发动机“风车状态”（WindMilling）的概念，即由于各种原因导致发动机停车，而在气体动力、转子惯性、阻力矩等共同作用下使得发动机继续转动，并在短时间稳定在某一转速的状态。发动机的空中风车启动是非常关键的。

　　АЛ-31Ф在泼辣性方面是非常不错的，压气机喘振裕度大，抗（温度、压力）畸变能力强、燃烧室的点火特性较好（记得有28个燃油喷嘴，太行有20个），对于提高发动机加速性能是很有利的（不过这需要以重量的代价来换取），加速线可以更大幅度的偏离正常工作线而发动机不致发生喘振、失速等故障，并且其多元复合调节的调节计划，与发动机的配合堪称完美！老毛子的混合式控制系统被认为是液压机械-模拟电子调节系统设计中的典范。我看手册中对分段式的复合控制规律介绍，实在是搞脑筋！佩服他们的设计师能够巧妙的实现工程应用。

　　我觉得将АЛ-31Ф的混合式控制系统（虽经过适应性改进）移植到涡扇10，所引起的问题比较多，今后一定时期内还会是不断暴露-再完善的过程。现在关于涡扇10加速性、起动时间以及空中风车起动边界窄等问题似乎也能看出和原型调节计划不适应、不匹配相关联，而适应性改进需要吃透原型机设计原理、吸收其精髓的基础上发展的（这就考验113与614的能力了，估计请外援的代价不菲，他们更可能会留一手）。
　　另外主燃烧室的点火特性也有待改进（贫、富油点火边界比较窄），这属于先天的问题、从F101那里遗传的。
　　看到有不少论文谈论这方面内容以及建议的改进措施，比如加速控制改进、优化，空中风车起动特性分析，燃烧室点火特性改进等等。

　　关于涡扇10的起动时间较АЛ-31Ф长，我猜测几个可能的因素，比如燃气涡轮起动机的功率还不够强劲，而涡扇10的点火转速比较高，起动机脱开转速可能也比АЛ-31Ф的高（CFM56-3的起动点火转速>20%，АЛ-31Ф大约为15%吧。因为在启动过程、低转速时，其主燃烧室的气流小、压力低，气动雾化性能较差，因此贫油熄火边界窄，记得教课书上说这是”两相燃烧中的特殊问题”，所以选取较高的转速点）。关键是燃烧室有一个适当的油气比，保证点火可靠、工作稳定，这也得看供油计划的设计了。
　　涡扇10采用了608研制的起动机（不知道是否是参照了ГТДЭ-117，见图），目前还在研制功率增大型。空中风车启动的差距，我推测还是源自АЛ-31Ф的调节计划与涡扇10风车特性的适应性问题，目前的涡扇10没有采用FADEC。另外主燃烧室的点火特性也有待改进。

　　换装614的国产电调是目前涡扇10急需的改进措施（之一），以充分发挥发动机的性能潜力

　　涡扇10火焰筒头部是采用较贫（油）的设计（追求高温升，可以得到高的涡轮前温度，这样需要增加燃油供应，但又得防止冒烟，只能增加进气量，导致油气比下降，低工况情况下容易发生贫油熄火），点火特性与稳定性是比较紧张的。
　　改善风车起动性能的某些措施，可以增设补氧系统、提高点火装置的可靠性等，АЛ-31Ф或许也有起动补氧系统？

　　我猜想АЛ-31Ф加速性好，可能很大程度上得益于高喘振裕度。缩短加速时间，就要求更大的涡轮剩余功率，也就是要快速升高涡轮前温度T4。在加速过程中，燃油供应量需要快速增加（在极限范围内，尽可能大），但是升高的T4对于高压压气机稳定工作会产生不利影响（趋向喘振边界，因为高压转子的惯性大，转速增幅不能跟上T4增加的幅度）。倘若压气机的喘振裕度大，那么加速线可以更大幅度偏离稳态工作线，也就是说可以采取更短的加速途径。涡扇10的高压压气机增压比大、级负荷水平高，或许是导致发动机加速性不如АЛ-31Ф的一个因素。

　　以前翻译的АЛ-31Ф加、减速性能以及起动参数，引自《ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ АЛ-31Ф》
　　10、加速时间：
　　a）从慢车加速到最大状态（Пнд的值低于Пнд огр.2%）
　　-H=0、Ma=0 3-5s
　　-H<8km ≤5s
　　-H>8km ≤8s

　　b）从慢车加速到全加力状态 H=0，Ma=0（显示加力燃烧室点火的信号为止） ≤7s
　　c）从最大状态到0.95 Рпф ≤3s
　　11、从最大状态下降至慢车转速的时间（H=0，Ma=0） 4—6s
　　12、起动时间（至最大输出状态）按住起动按钮 60—80s
　　地面台架ГТДЗ起动机起动时间（至慢车状态） ≤50s
　　总起动次数
　　发动机起动次数（使用自带蓄电池的电源、而不进行再充电） 5。

以下是网友 @wtl88528 的发言：

太行早期型性能不甚稳定，不是因为飞机与发动机的不匹配造成的，而是由于太行核心机本身来自逆向工程，而低压部分有自己及外援设计，设计单位没有核心机的完整技术资料（这里说的不是尺寸外形资料，也不全是材料制造工艺等方面而是整个流场的技术数据以及整机的结构特性）。那么出现核心机与低压部分不匹配是很正常的，而且由于没有核心机的技术数据，整个发动机的控制规律掌握的也不全面，出问题是必然的，由于型号已经定型，想要解决问题更多的只能从材料上来想办法，而不可能轻易的更改设计。
压比，关于太行的压比，我只能说呵呵，F110在F101上改进而来，在压比的选择上更加侧重于经济性（大名鼎鼎的CFM56就是这个核心机），故压比比较高，造成F110单位推力比F100要低，所以F110的流量要比F100多出10公斤以上，F110的涵道比也要大，不过从另一个方面来说，F110的推力也要大出F100很多，没有孰优孰劣，主要看使用环境。三代机尤其是三代机的后续改进型的设计理论更加注重高亚音速和跨音速的飞机性能，这时候F110的涵道比也不是很大到不可接受，而F100的涵道比也没那么有优势。
喘振裕度，F119的喘振裕度很高，可是他的实现主要靠更加先进的叶型设计理论以及压气机全静子可调，要知道无论F100，F110还是AL31只有3级可调。太行的喘振及其他的一些问题更多的是我们没有掌握核心机的整个气动特性所产生的高低压转子匹配不好造成的。
空战中截击和格斗对飞机及发动机的性能需求是完全不相同的，截击时需要更高的速度和高度，J10的气动外形更加倾向于高空截击而非格斗，格斗时更看重转弯半径，对发动机来说就是在恶劣的进气环境下稳定的工作，在点上Su27表现的比F15要好，这要归功于两拐的进气道和发动机的喘振裕度比较大。
对于涡轮来说，问题有两个：一是叶型设计，事关功率和效率；二是涡轮的降温，事关涡轮工作的可靠性，由于我国的基础材料的短板，造成我们用和老毛子、老美一样的散热技术但是我们的涡轮前温度就是要比人家的低，硬是比人家高的结果就是可靠性和寿命都下来了。于是这些年来都在不断的改进材料和工艺。
不过虽然太行可能有一些问题，也可能不是10B和11B和空优飞机的最有配置，但绝对是现在我们所能选择的最佳和最合理的方案。
关于当初问什么选择干太行而不是仿制AL31，我不知道决定者的理由，但是我想有几个方面有无法忽视的。
第一，我国从来没有系统的研制过大推力军用涡扇发动机（涡喷、涡浆和涡轴也没有），但是我们要必须迈出这一步，仿制AL31其政治困难不论，但是一旦立项仿制，以我国当时的国力，想再立项研发一种性能重叠的产品是没有半分可能的。虽然太行核心机也是山寨的，但是好歹整个过程不是单纯的仿制而是在仿制核心机的基础上自己尝试着匹配，可以说第一次走完了整个发动机研制的全过程。
第二，太行八十年代开始立项，当时没有外援（老毛子和老美都不肯帮我们）也没有得到F100、F110和AL31当中任何一种型号的可能，AL31和F100更一点参照物都没有，当时下决定的人脑子让驴踢了也不可能说干阿乐或一百吧。到了九十年代，我们有了阿勒，但是太行项目都进行了很多年了，半途而废另起炉灶成本太大，还浪费了多年，所以我们也不可能再干AL31了。
第三，关于航空发动机的气动设计理论，不得不承认，老美比老毛子要好，我们当然要向第一名的同志学习了。
通过太行项目，我们好歹有了一只最基本的干型号的队伍，要是没有这支队伍四代机的发动机我们的水平估计就向阿三看齐了（玩笑，不至于那么惨），干太行时得到的很多成果也都成了四代机发动机的必要积累，比如先进的气动设计理论等。
所以太行的大部分问题是可以改进的，高压比和较大涵道比在高亚音速下和在最佳压比下的F100差距不是巨大的，没有不可逆转的技术劣势。而军方更应该秉持着类似法国空军的观念：只要我们自己有的，不存在代差的情况下就用自己的，这让才能一步步的发展。
楼主数据大体正确，但是观念就值得商榷了，不像是在讨论技术问题而更像是在略带恶意的批评。我不认为这是一个真正关心中国国防工业的人该说的。讨论技术可以，但是更多的应该和专业的技术人员去说，要是不甚了解就不必着急下结论，这么略带藐视的说太行，我觉得有些站着说话不腰疼的意思。