超级军网看来先进中推涵道比不会小
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/01 13:52:09
几个核心机的参数，20kg级的核心机最大潜力就是9.5吨。而航展上面的先进中推，推力就是9.5吨。一般来说，这种挖到最大潜力的设计，也多半都是较大涵道比的。而另一个佐证，就是鹘鹰的后方照片，似乎rd93的直径装在里面都略有余裕。
这样的设计可能具有的好处就是，巡航油耗小。而推比方面，一方面风扇的驱动力更大，代表着发动机需要增加额外的重量在较长距离上传递受力；而另一方面，加力成分更大却是有利于降低总重量的。该核心机设计的这个战机用推力区间，大概就是推比不会产生明显变化的区间吧。
几个核心机的参数，20kg级的核心机最大潜力就是9.5吨。而航展上面的先进中推，推力就是9.5吨。一般来说，这种挖到最大潜力的设计，也多半都是较大涵道比的。而另一个佐证，就是鹘鹰的后方照片，似乎rd93的直径装在里面都略有余裕。
这样的设计可能具有的好处就是，巡航油耗小。而推比方面，一方面风扇的驱动力更大，代表着发动机需要增加额外的重量在较长距离上传递受力；而另一方面，加力成分更大却是有利于降低总重量的。该核心机设计的这个战机用推力区间，大概就是推比不会产生明显变化的区间吧。
设计个涡喷得了，小涵道比的发动机装配的战机全世界也就F22那200架，凡事不能钻牛角尖
设计个涡喷得了，小涵道比的发动机装配的战机全世界也就F22那200架，凡事不能钻牛角尖
能大量服役的发动机都是大涵道比的，像F35装的F135这类的，大涵道比才是整机能力技术的代表，小涵道比说白了就是涡喷技术，装备数量有限
而由该发动机的特性，鹘鹰战机所能够使用的作战方案应该是这样：
突击重要空中目标：假设鹘鹰使用最大射程160km的导弹，而目标机群拥有功率庞大的预警机，能够在200km处发现鹘鹰。那么鹘鹰就会在250km处先避开正面60度火控雷达锥，然后直接开加力急加速冲击。到200km发现距离的时候，鹘鹰已加速到2马赫，40km的距离不消一分钟就能冲过。发射之后折返，则超视距导弹的追尾射程要大打折扣。
按照这个流程，虽则不能超巡，但是极速，加速以及超音速机动都是不可缺少的内容。
如此，鹘鹰的性能取向，应该就明了了。
突击重要空中目标：假设鹘鹰使用最大射程160km的导弹，而目标机群拥有功率庞大的预警机，能够在200km处发现鹘鹰。那么鹘鹰就会在250km处先避开正面60度火控雷达锥，然后直接开加力急加速冲击。到200km发现距离的时候，鹘鹰已加速到2马赫，40km的距离不消一分钟就能冲过。发射之后折返，则超视距导弹的追尾射程要大打折扣。
按照这个流程，虽则不能超巡，但是极速，加速以及超音速机动都是不可缺少的内容。
如此，鹘鹰的性能取向，应该就明了了。
涵道比5以上才算大涵道比，F135这0.57的涵道比算哪门子大啊。。。
10公斤流量的核心机最大推力到不了9.5吨，至少得20公斤流量的核心机才能到达这个级别的推力，而且还需靠加力燃烧室才能实现！
唉。。。一说大涵道比必黑F135，问题现役的也就两款大腿化冻鸡涵道比比F135小啊。。。
是20KG级核心机吧，据说涵道比是比较大-
0.682
0.68210公斤流量的核心机最大推力到不了9.5吨，至少得20公斤流量的核心机才能到达这个级别的推力，而且还需靠加 ...
感谢指正，已更改。
感谢指正，已更改。
F414EPE笑而不语
兔子的先进中推现阶段估计会以F414为目标
9.5T不够用，粽子需要推重比9以上的中推.如果发动重1.2T，推力10T以上
能大量服役的发动机都是大涵道比的，像F35装的F135这类的，大涵道比才是整机能力技术的代表，小涵道比说白 ...
F100 F414 ej200表示鸭梨很大
F100 F414 ej200表示鸭梨很大
涵道比大了高空高速性能不好，超巡可能没戏
楼主啊，你先把概念搞清楚了再发言可以吗？不然真不知从哪插话。
纯傻吊一枚 发表于 2014-3-29 23:32
涵道比大了高空高速性能不好，超巡可能没戏
本来就没要求超巡，弄得好的话可以像F35一样伪超巡
涵道比大了高空高速性能不好，超巡可能没戏
本来就没要求超巡，弄得好的话可以像F35一样伪超巡
涵道比没那么简单 也不是楼主说的挖到潜力最大的设计。涵道比与推力成正比 与耗油成反比 客机发动机均采用大涵道比发动机 不过且慢 大涵道比会降低喷气速度 事实上 战斗机并不大量采用大涵道比 比如 f100严格说 是小涵道比 涵道比为0 则涡扇退化为涡喷。 涵道比的选择的矛盾, 风扇和低压压气机之间的矛盾的解决意味着发动机水平的高低 是个复杂的学问 没那么简单
20kg核心机虽然在理想序列中，但实际上并没有去开发它。
现在搞的9500kg虽然也是20kg级别，但和涡轮院的计划完全没关系，所以别用那个来参考性能。
现在搞的9500kg虽然也是20kg级别，但和涡轮院的计划完全没关系，所以别用那个来参考性能。
20kg核心机虽然在理想序列中，但实际上并没有去开发它。
现在搞的9500kg虽然也是20kg级别，但和涡轮院的计 ...
貌似先进中推核心机已经出来了，貌似与13木油啥多大关系！
现在搞的9500kg虽然也是20kg级别，但和涡轮院的计 ...
貌似先进中推核心机已经出来了，貌似与13木油啥多大关系！
而由该发动机的特性，鹘鹰战机所能够使用的作战方案应该是这样：
突击重要空中目标：假设鹘鹰使用最大射程 ...
这个好像是j20和f22干的活, 不是骨头鹰干的活。你这个貌似抄的空军之翼某篇文章里的段落 把22换成骨头鹰了
突击重要空中目标：假设鹘鹰使用最大射程 ...
这个好像是j20和f22干的活, 不是骨头鹰干的活。你这个貌似抄的空军之翼某篇文章里的段落 把22换成骨头鹰了
涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，膨胀产生压力，形成高温高压燃气，向后喷射而出，形成推力；另一部分从与核心发动机同心的环道绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。同心环道成为外涵道，核心发动机就成为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比成为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。外涵道的旁通空气流量是涡扇的全部奥秘所在
对于高速战机 ,大涵道比是个矛盾 ,大涵道比降低喷气速度 ,风扇变大也加大阻力 这对高速巡航是不利的。往往大家只关注道推力,而忽略喷气速度,个人认为是个误区。战机的大涵道比也是个相对概念,矛盾的平衡是发动机永恒的主题。变循环提出概念简单的说,亚音速为大涵道涡扇 ,超音速则关闭外涵道,变发动机为涡喷来平衡矛盾, 以f120为代表. 因此不能简单的来谈论涵道比。
涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，膨胀产生压力，形成高温高压燃气，向后喷射而出，形成推力；另一部分从与核心发动机同心的环道绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。同心环道成为外涵道，核心发动机就成为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比成为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。外涵道的旁通空气流量是涡扇的全部奥秘所在
对于高速战机 ,大涵道比是个矛盾 ,大涵道比降低喷气速度 ,风扇变大也加大阻力 这对高速巡航是不利的。往往大家只关注道推力,而忽略喷气速度,个人认为是个误区。战机的大涵道比也是个相对概念,矛盾的平衡是发动机永恒的主题。变循环提出概念简单的说,亚音速为大涵道涡扇 ,超音速则关闭外涵道,变发动机为涡喷来平衡矛盾, 以f120为代表. 因此不能简单的来谈论涵道比。
貌似先进中推核心机已经出来了，貌似与13木油啥多大关系！
要是和13有关系就不叫先进中推了 当然部分技术会在13上串装验证的
要是和13有关系就不叫先进中推了 当然部分技术会在13上串装验证的
涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，膨 ...
F110涵道比0.78，装备了F15E，F16C和F14D，只要不是追求高速，涵道比高一点也可接受
F110涵道比0.78，装备了F15E，F16C和F14D，只要不是追求高速，涵道比高一点也可接受
涵道比5以上才算大涵道比，F135这0.57的涵道比算哪门子大啊。。。
F135的涵道比早就被黑的昏天黑地了。。。。
F135的涵道比早就被黑的昏天黑地了。。。。
这个好像是j20和f22干的活, 不是骨头鹰干的活。你这个貌似抄的空军之翼某篇文章里的段落 把22换成骨头鹰 ...
如果是客户来说，能干这个活的也只有这一种灰机……
如果是客户来说，能干这个活的也只有这一种灰机……
yingwu 发表于 2014-3-29 20:43
涵道比5以上才算大涵道比，F135这0.57的涵道比算哪门子大啊。。。
4以上就算大涵了
涵道比5以上才算大涵道比，F135这0.57的涵道比算哪门子大啊。。。
4以上就算大涵了
如果是客户来说，能干这个活的也只有这一种灰机……
说的也是 原来你考虑的出口
说的也是 原来你考虑的出口
F414EPE笑而不语
那是开挂谢谢
那是开挂谢谢