日本完成ＸＦ５–１渦扇发动机長久试车及高空台试験

以日本的基础实力，打算搞航发的话，会很可怕的

   教主大人来了

时差信使 发表于 2014-6-4 13:52
以日本的基础实力，打算搞航发的话，会很可怕的
   日本的基础材料学相当扎实 但要做出优秀的航发 需要时间 他们被阉的太久 不是一二十年就可以完全恢复过来的

以日本的基础实力，打算搞航发的话，会很可怕的
用非常先进的材料，做出一个令人堪忧的成品，其中不猜测其与国外厂家之间的交易。。。。。原来计划是8的推比结果成了7.8。不可否认日本有关材料的基础上积累的很多，但某一项的先进并不能说明整体的情况。

这个发动机在技术上有什么亮点吗

超乎想象，本子还能做航发。。。。。。中推？？ 推比8级的。。。一步就迈进3代俱乐部了？？？？？

这是教主的新ID系列么？

XF5 wiki

仕様
出典
一般的特性
形式: アフターバーナー付きターボファンエンジン
全長: 3 m
直径: 0.6 m
乾燥重量: 644 kg
構成要素
圧縮機: ファン3枚6段軸流圧縮機
全体圧力比: 26
タービン: 1段低圧1段高圧タービン
性能
推力:
49 kN (約5t、アフターバーナー使用時) 开加力后5吨推力   <== ATD-X看来是非常小的轻型飞机
タービン入口温度: 1,600℃
推力重量比: 8   <=== 日本人玩数字游戏！


去查一下Mig-21的发动机推力 。。。。！！！！


XF5-1 wiki 英文
Specifications (XF5-1)
Data from
General characteristics
Type: Afterburning Turbofan
Length: 3 m
Diameter: 0.6 m
Dry weight: 644 kg
Components
Compressor: Axial, 3 stage fan, 6 compressor stage
Combustors: Annular
Turbine: 1 stage high pressure turbine, 1 stage low pressure turbine
Performance
Maximum power output: 11,023 pounds (49kN/5,000 kg)  <====最大推力5,000kg
Overall pressure ratio: 26:1
Turbine inlet temperature: 1,600 °C
Thrust-to-weight ratio: 8:1 <===== S.B推重比

XF5 wiki

仕様
出典
一般的特性
形式: アフターバーナー付きターボファンエンジン
全長: 3 m
直径: 0.6 m
乾燥重量: 644 kg
構成要素
圧縮機: ファン3枚6段軸流圧縮機
全体圧力比: 26
タービン: 1段低圧1段高圧タービン
性能
推力:
49 kN (約5t、アフターバーナー使用時) 开加力后5吨推力   <== ATD-X看来是非常小的轻型飞机
タービン入口温度: 1,600℃
推力重量比: 8   <=== 日本人玩数字游戏！


去查一下Mig-21的发动机推力 。。。。！！！！


XF5-1 wiki 英文
Specifications (XF5-1)
Data from
General characteristics
Type: Afterburning Turbofan
Length: 3 m
Diameter: 0.6 m
Dry weight: 644 kg
Components
Compressor: Axial, 3 stage fan, 6 compressor stage
Combustors: Annular
Turbine: 1 stage high pressure turbine, 1 stage low pressure turbine
Performance
Maximum power output: 11,023 pounds (49kN/5,000 kg)  <====最大推力5,000kg
Overall pressure ratio: 26:1
Turbine inlet temperature: 1,600 °C
Thrust-to-weight ratio: 8:1 <===== S.B推重比

5吨级，和岷山差不多一个级别，只能属于小推。。。

早就开始研制了，哪儿来的一步迈进，而且还处在研制过程中，远没到批量装机使用阶段。。。

Jecky512 发表于 2014-6-4 14:02
超乎想象，本子还能做航发。。。。。。中推？？ 推比8级的。。。一步就迈进3代俱乐部了？？？？？

5吨级，和岷山差不多一个级别，只能属于小推。。。

早就开始研制了，哪儿来的一步迈进，而且还处在研制过程中，远没到批量装机使用阶段。。。

我擦 教主吧

zxphony 发表于 2014-6-4 14:10
5吨级，和岷山差不多一个级别，只能属于小推。。。
谢谢科普。。。。

还是不能小看本子呀，不比三哥、棒子，本子还是有两把刷子的。

青霭 发表于 2014-6-4 13:59
用非常先进的材料，做出一个令人堪忧的成品，其中不猜测其与国外厂家之间的交易。。。。。原来计划是8的 ...
ＸＦ５並無用上非常先进材料，都只是一般三代技朮，因为是験证関系，

相反下一代大推力（１５～１８吨）渦扇发动机，才會用上六代単晶、超高溫合金、机匣複合材料等等，还會有第２代ＦＡＤＥＣ和矢力推量控制技朮

这个发动机在技术上有什么亮点吗
有，涡前温度1600℃，非常厉害！铼用的真心眼馋。

教主驾临，辛苦了

造出来再说，别扯淡。 J20都飞3年了,J31都飞2年多了。
先告诉我2014几号 ATD-X试飞，劳资等的不耐烦了！！！这半年都过去了，ATD-X影子呢？

JEWHNOHBOHB430H 发表于 2014-6-4 14:14
ＸＦ５並無用上非常先进材料，都只是一般三代技朮，因为是験证関系，

相反下一代大推力（１５～１８吨 ...

造出来再说，别扯淡。 J20都飞3年了,J31都飞2年多了。
先告诉我2014几号 ATD-X试飞，劳资等的不耐烦了！！！这半年都过去了，ATD-X影子呢？

ＸＦ５並無用上非常先进材料，都只是一般三代技朮，因为是験证関系，

相反下一代大推力（１５～１８吨 ...
是啊，没啥新技术，就是堆材料而已，涡前温度特好看，但最后出来连目标推比都没达到。

ＸＦ５並無用上非常先进材料，都只是一般三代技朮，因为是験证関系，

相反下一代大推力（１５～１８吨 ...
教主的五代发动机哟！

青霭 发表于 2014-6-4 14:17
是啊，没啥新技术，就是堆材料而已，涡前温度特好看，但最后出来连目标推比都没达到。
呵呵，太行的目标推力达到了吗

呵呵，太行的目标推力达到了吗
用大推比，你真棒！

啊？这个是什么程度？

青霭 发表于 2014-6-4 14:27
用大推比，你真棒！
有个核心机抄,结果都抄不好。呵呵

呵呵，太行的目标推力达到了吗
你认为太行的目标推力是多少？别说计划中的，说先前任务书的目标。

P，Mig-21 的R-13 和 R-25发动机推力都比它大。 60年代的Mig21发动机都比不上。

自己换算推力单位：牛顿和吨
Specifications (R-13-300)
General characteristics
Type: Afterburning turbojet
Length: 4,605 mm (181.3 in)
Diameter: 1,095 mm (43.1 in)
Dry weight: 1,205 kg (2,656 lb)
Components
Compressor: Two-spool axial compressor
Performance
Maximum thrust:
39.9 kN (8,970 lbf) military thrust
63.7 kN (14,320 lbf) with afterburner
Overall pressure ratio: 8.9:1
Turbine inlet temperature: 1,005 °C (1,840 °F)
Specific fuel consumption:
95 kg/(h·kN) (0.93 lb/(h·lbf)) at idle
213 kg/(h·kN) (2.09 lb/(h·lbf)) with afterburner
Thrust-to-weight ratio: 52.8 N/kg (5.4:1)


Specifications (R-25-300)
General characteristics
Type: Afterburning turbojet
Length: 4,615 mm (181.7 in)
Diameter: 1,191 mm (46.9 in)
Dry weight: 1,212 kg (2,670 lb)
Components
Compressor: Two-spool axial compressor
Performance
Maximum thrust:
55 kilonewtons (12,000 lbf) [1] military power
68.5 kilonewtons (15,400 lbf) with afterburner
96.8 kilonewtons (21,800 lbf) for 3 minutes with boosted afterburner (CSR mode, altitude < 4,000 metres (13,000 ft))
Overall pressure ratio: 9.5:1
Turbine inlet temperature: 1,040 °C (1,904 °F)
Specific fuel consumption:
93 kg/(h·kN) (0.91 lb/(h·lbf)) at idle
98 kg/(h·kN) (0.96 lb/(h·lbf)) at maximum military power
229 kg/(h·kN) (2.25 lb/(h·lbf)) with afterburner
Thrust-to-weight ratio: 56.5 N/kg (5.8:1), 79.9 N/kg (8.1:1) with boosted afterburner

青霭 发表于 2014-6-4 14:18
教主的五代发动机哟！

P，Mig-21 的R-13 和 R-25发动机推力都比它大。 60年代的Mig21发动机都比不上。

自己换算推力单位：牛顿和吨
Specifications (R-13-300)
General characteristics
Type: Afterburning turbojet
Length: 4,605 mm (181.3 in)
Diameter: 1,095 mm (43.1 in)
Dry weight: 1,205 kg (2,656 lb)
Components
Compressor: Two-spool axial compressor
Performance
Maximum thrust:
39.9 kN (8,970 lbf) military thrust
63.7 kN (14,320 lbf) with afterburner
Overall pressure ratio: 8.9:1
Turbine inlet temperature: 1,005 °C (1,840 °F)
Specific fuel consumption:
95 kg/(h·kN) (0.93 lb/(h·lbf)) at idle
213 kg/(h·kN) (2.09 lb/(h·lbf)) with afterburner
Thrust-to-weight ratio: 52.8 N/kg (5.4:1)


Specifications (R-25-300)
General characteristics
Type: Afterburning turbojet
Length: 4,615 mm (181.7 in)
Diameter: 1,191 mm (46.9 in)
Dry weight: 1,212 kg (2,670 lb)
Components
Compressor: Two-spool axial compressor
Performance
Maximum thrust:
55 kilonewtons (12,000 lbf) [1] military power
68.5 kilonewtons (15,400 lbf) with afterburner
96.8 kilonewtons (21,800 lbf) for 3 minutes with boosted afterburner (CSR mode, altitude < 4,000 metres (13,000 ft))
Overall pressure ratio: 9.5:1
Turbine inlet temperature: 1,040 °C (1,904 °F)
Specific fuel consumption:
93 kg/(h·kN) (0.91 lb/(h·lbf)) at idle
98 kg/(h·kN) (0.96 lb/(h·lbf)) at maximum military power
229 kg/(h·kN) (2.25 lb/(h·lbf)) with afterburner
Thrust-to-weight ratio: 56.5 N/kg (5.8:1), 79.9 N/kg (8.1:1) with boosted afterburner

教主大驾光临，有失远迎，还望恕罪
祝教主铅球万袋，一桶浆糊

ebody 发表于 2014-6-4 14:24
呵呵，太行的目标推力达到了吗
没达到吗？

呵呵，太行的目标推力达到了吗
呵呵，太行推力大多了，况且，太行早了多少年？和太行比？日杂又要来现眼了么？

ebody 发表于 2014-6-4 14:28
有个核心机抄,结果都抄不好。呵呵
太行再不济也是现货

有个核心机抄,结果都抄不好。呵呵
这个核心机是干啥的呢？你以为脚盆是自己整的么？看之前的先了解下XF5-1的爹是谁。

有个核心机抄,结果都抄不好。呵呵
日杂，你们美爹都把设计图给你们了，并且组装了这么多台发动机了，再加上吹了半天的六代单晶，造出来的发动机也就这样了。还来吐槽tg抄？况且，太行已经堪用，正大量装备在新出厂的J11B,J16上，日杂眼瞎看不到是吧？还在黑太行，要不要脸？

果然拿太行说事了，太行再不济也是现货，再抄不好也装机了量产了能自由空战了，比你们那拿着F110在手里，连抄都不会抄，也不敢抄、比你们那4发空中停车的自卫队不知道高到哪里去了

教主来了，速速围观。

P，Mig-21 的R-13 和 R-25发动机推力都比它大。 60年代的Mig21发动机都比不上。

自己换算推力单位： ...
很正常啊，人家教主的爹称其是五代发动机，没办法啊！

完美中国梦 发表于 2014-6-4 14:30
你认为太行的目标推力是多少？别说计划中的，说先前任务书的目标。
太行目标推力13.2吨，结果只达到12.5吨，这不是人尽皆知的事吗
F119实际推比也就9点多。还不是号称10一级

西门吸血 发表于 2014-6-4 14:31
没达到吗？
目标推力13.2吨，实际只有12.5吨

天天-天晓得 发表于 2014-6-4 14:31
呵呵，太行推力大多了，况且，太行早了多少年？和太行比？日杂又要来现眼了么？
抄了别人核心机也好意思说啊

呵呵，太行的目标推力达到了吗
你的ID不是日本最大的AV公司吗？E-body……

天天-天晓得 发表于 2014-6-4 14:37
日杂，你们美爹都把设计图给你们了，并且组装了这么多台发动机了，再加上吹了半天的六代单晶，造出来的发 ...
兄台，冷静！
这就像找爹党一样，怎么样的说法都有。
太祖曾经说过：只要有群众的地方就会有左中右。

ebody 发表于 2014-6-4 14:43
目标推力13.2吨，实际只有12.5吨

目标推力13.2吨的是WS10，而且这个WS10做出来了
实际推力只有12.5吨的是WS10A，这个货是为了装上歼11量产而修改指标的型号，它的目标推力就是12.5吨
“人尽皆知”的事实可不是你说的这样

ebody 发表于 2014-6-4 14:43
抄了别人核心机也好意思说啊
XF5-1的核心机是抄谁的？你这是在自黑吗？啊呸，你个臭五喵！