中美发动机差距不到10年 太行推力接近117S

目测这贴肯定要被喷死！我承认我相信一半！不是我不相信老董，我是不相信媒体人员的军事素养和编辑水平，经常犯错！{:soso_e113:}

目测这贴肯定要被喷死！我承认我相信一半！不是我不相信老董，我是不相信媒体人员的军事素养和编辑水平，经常犯错！{:soso_e113:}

二十年前是什么时候，今年是2014年，二十年前就是1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发动机
10年，也就是只有我天朝的专家才能如此无知和脸皮比地壳厚才能说出来的话吧


见资料：
GE公司于上世纪80年代后期成功研制了F110-GE-100发动机后，到2000年，该公司根据F110的低风险产品改型计划，研制了F110-GE-132发动机。-132采用了在发动机使用中验证的成熟技术，如宽弦整体叶盘风扇、径向加力燃烧室、轻纤维缠绕的复合材料机匣和控制系统等，因此，其性能大大提高
　　推力为124.6千牛的 F110-GE-100发动机自1986年10月投入使用以来，其非计划返修率仅为3.45次/1000发动机飞行小时。
　　由于该发动机能使飞机在飞行包线内油门杆操纵不受限制和爬升性能好，因此，已在多个国家的F-16战斗机上使用。F110-GE-400是F110-GE-100的另一种改型，已用于美国海军的F-14B和F-14D。
　　为满足F-16战斗机发展的需要，GE公司还发展了F110发动机系列的其他改型，其中包括F110-GE-129IPE（性能提高发动机）和F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）。
　　 1999年10月，美国空军正式通知GE公司，将142.4千牛/4300TAC(战术空军司令部循环)的F110-GE-129EFE重新编号为F110-GE-132,将129千牛/6000TAC的编号为F110-GE-132A,将151.3千牛的发动机编号为F110-GE-134。
　　 F110-GE-132于2000年开始研制，最初被阿拉伯联合酋长国空军和防空部选为80架第60批F-16飞机的动力。该发动机在2003年完成飞行试验后，GE公司交付了首台生产型发动机，以保证飞机于2004年交付使用。
　　重点强调可靠性
　　 F110发动机的设计重点是可靠性，这一直贯穿在F110-GE-129IPE的设计中。F110-GE-129IPE的推力为129千牛。它继承了无失速工作和无油门杆限制的传统，使驾驶员可以集中精力执行任务。
　　 IPE的高循环耐久性、成熟的可靠性（由于与F110-GE-100有81%的通用零件）和良好的推力保持能力使它具有单发飞机极其良好的出勤率和安全记录。
　　飞机进气道气流与发动机之间的良好匹配使飞机在遂行攻击任务时具有较好的突防性能。发动机维修是在基地级上进行的，具有最大的自足能力并大大节约费用。
　　 IPE自1992年投入使用以来，已经积累了超过25万发动机飞行小时，发动机引起的非计划返修率小于1次/1000发动机飞行小时。
　　 F110发动机的其他发展包括发动机上安装轴对称矢量喷管后进行了极其成功的飞行验证。在飞行中，F110发动机在进行像"眼镜蛇"和"J"转弯那样的超机动时承受了高水平的气流畸变，工作无懈可击。
　　 1999年，F110-GE-129IPE在F-15E上成功地完成了飞行试验，并安装在新的或改装的F-15E机队的飞机上进行了鉴定。该发动机的其他应用还有日本的F-2；F110的一种改型F110-GE-F118发动机还被用于B-2轰炸机和U-2侦察机。
　　一些新特点
　　为了满足未来的作战要求和市场需求，GE公司根据F110的低风险产品改型计划研制了F110-GE-132。
　　在这种发动机上采用的新技术有3级宽弦整体叶盘风扇和先进的径向加力燃烧室。
　　其他的技术改进包括轻重量纤维缠绕的复合材料机匣和控制系统的改进。
　　控制系统改进后，能在推力151.3千牛以下对发动机实施推力管理。
　　作为F110-GE-132计划的不可分割的一部分，还按照生产型发动机部件改进计划改进了涡轮以及尾喷管调节片和封严的耐久性。
　　 F110-GE-132还有一个选项，即可选用引射喷管。它可在减轻排气系统重量的条件下大大延长其寿命。
　　 F110-GE-132有两种不同的推力/检查间隔配置，即131.7千牛/6000TAC和146.8千牛/4300TAC。
　　 F110-GE-132的控制系统可在马赫数0.9时提供151.3千牛的加力推力和在海平面静态提供84.6千牛的中间推力，其检查间隔都为4300TAC，而且没有时间限制，也不需要驾驶员干预。
　　风扇设计和试验结果
　　 F110-GE-132的主要改进是大流量宽弦整体叶盘风扇。它是从用于B-2的F110-GE-118发动机移植过来的。
　　为了获得高的风扇效率并改进耐久性和性能，整体叶盘设计采用了从F118发动机和综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的风扇上获得的技术并吸取了F110发动机的外场经验。
　　下表示出F110-GE-132和F110-GE-129IPE的风扇气动设计点参数比较。在巡航状态下风扇效率大大提高，结果，使涡轮温度可以降低，从而延长了热端零件寿命。
　　 F110-GE-132的3级风扇都是整体叶盘，可消除诸如叶片榫头和叶中凸台处的高应力区，提高整体叶盘的可靠性。这种简化的结构使风扇单元体的零件数减少65%以上。
　　第1级风扇为宽弦无凸台设计，前缘较厚。叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限。
　　风扇叶片气动设计采用最新的三维粘性设计程序，提高了效率并把上述厚度增加对性能的影响减到最小。叶片平均中弧线和毂部端壁均为定制，第1级静子是倾斜设计。
　　紧密耦合的风扇出口导叶/框架系统的三维设计系统既保证导叶与框架支板之间的距离缩短36毫米以弥补宽弦叶片带来的发动机长度增加，又不致对性能和气动稳定性以及风扇畸变向压气机的传递产生不利影响。这样，保证了F110-GE-132/-129IPE之间的互换性。
　　在整体叶盘的生产中采用了GE公司的6σ和可靠性设计（DFR）质量保证体系。这些体系能够保证（特别是第1级钛整体叶盘叶片的）关键参数满足要求，如前缘厚度、前缘型面和叶片扭角。
　　在两次气动-结构设计和试验迭代中这种宽弦整体叶盘风扇验证了极好的结构能力，并通过了美国空军要求的鉴定。
　　宽弦风扇累积进行了超过700小时的试验，包括500多小时的模拟高空试验。
　　除了气动-结构优化外，风扇的效率还超过设计目标1.5%，同时，满足了所有适用性要求。
　　径向加力燃烧室
　　设计和试验
　　 F110-GE-132的径向加力燃烧室是从F120和F414的移植过来的。它的结构简单，具有良好的维修性和可靠性，且由于改进了零件冷却使寿命延长50%以上。
　　它的中心体是截锥的，便于拆卸隔热屏，使维修工时减少90%。径向加力燃烧室不仅减少外场可更换件（LRU）的拆卸时间和返修率，而且还减轻加力燃烧室的重量3%。
　　与整体叶盘一样，径向加力燃烧室也是用复杂的三维CFD方法设计的。
　　分析模型包括混合器戽斗、筒壁火焰稳定器、径向隔热屏/火焰稳定器、中心体喷油杆、衬筒和由于支承和吊挂物引起的堵塞。在分析中，消声衬和冷却孔按多孔介质流动单元处理。加力燃烧室的复杂几何用超过200万个节点的网格系统来精确建模。
　　径向加力燃烧室在发动机上进行了450小时试验，验证了良好的效率和熄火特性（迅速而稳定的点火），其中99小时是海平面试验，351小时是模拟高空试验。另有85小时是最大加力和部分加力的组合试验，这大大超过所要求的2000小时工作寿命。
　　该部件还在整个飞行包线内验证了极好的可靠性。在高的循环温度下火焰稳定器不烧蚀，高周尖啸声小。
　　尾喷管和引射喷管
　　目前的F110-GE-129IPE的尾喷管在整个飞行包线内具有良好的可靠性和平滑的推力调节。F110-GE-132的设计几乎与这种有多年使用经验的喷管相同，但寿命和维修性大大改善。
　　 F110的尾喷管是变喉道面积和变膨胀比的收扩式。排气衬筒将气膜冷却空气引导到喷管调节板和封严板，而且还有效地抑制尖啸声。在扩散调节板和封严板上有隔热涂层，以延长寿命和减少维修。
　　与F110-GE-129IPE一样，F110-GE-132在结构上可以对尾喷管稍作修改后安装多轴推力矢量（MATV）喷管。
　　 F110-GE-132还可以选用引射喷管。这种喷管的基本概念是从发动机舱引空气来冷却喷管零件。这将大大延长喷管零件寿命（4倍），并减少LRU的拆换时间(50% ～90%)。
　　引射喷管的其他好处有：减少零件数目，降低备件成本，缩短检查时间，减轻排气系统重量。 </P>

二十年前是什么时候，今年是2014年，二十年前就是1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发动机
10年，也就是只有我天朝的专家才能如此无知和脸皮比地壳厚才能说出来的话吧


见资料：
GE公司于上世纪80年代后期成功研制了F110-GE-100发动机后，到2000年，该公司根据F110的低风险产品改型计划，研制了F110-GE-132发动机。-132采用了在发动机使用中验证的成熟技术，如宽弦整体叶盘风扇、径向加力燃烧室、轻纤维缠绕的复合材料机匣和控制系统等，因此，其性能大大提高
　　推力为124.6千牛的 F110-GE-100发动机自1986年10月投入使用以来，其非计划返修率仅为3.45次/1000发动机飞行小时。
　　由于该发动机能使飞机在飞行包线内油门杆操纵不受限制和爬升性能好，因此，已在多个国家的F-16战斗机上使用。F110-GE-400是F110-GE-100的另一种改型，已用于美国海军的F-14B和F-14D。
　　为满足F-16战斗机发展的需要，GE公司还发展了F110发动机系列的其他改型，其中包括F110-GE-129IPE（性能提高发动机）和F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）。
　　 1999年10月，美国空军正式通知GE公司，将142.4千牛/4300TAC(战术空军司令部循环)的F110-GE-129EFE重新编号为F110-GE-132,将129千牛/6000TAC的编号为F110-GE-132A,将151.3千牛的发动机编号为F110-GE-134。
　　 F110-GE-132于2000年开始研制，最初被阿拉伯联合酋长国空军和防空部选为80架第60批F-16飞机的动力。该发动机在2003年完成飞行试验后，GE公司交付了首台生产型发动机，以保证飞机于2004年交付使用。
　　重点强调可靠性
　　 F110发动机的设计重点是可靠性，这一直贯穿在F110-GE-129IPE的设计中。F110-GE-129IPE的推力为129千牛。它继承了无失速工作和无油门杆限制的传统，使驾驶员可以集中精力执行任务。
　　 IPE的高循环耐久性、成熟的可靠性（由于与F110-GE-100有81%的通用零件）和良好的推力保持能力使它具有单发飞机极其良好的出勤率和安全记录。
　　飞机进气道气流与发动机之间的良好匹配使飞机在遂行攻击任务时具有较好的突防性能。发动机维修是在基地级上进行的，具有最大的自足能力并大大节约费用。
　　 IPE自1992年投入使用以来，已经积累了超过25万发动机飞行小时，发动机引起的非计划返修率小于1次/1000发动机飞行小时。
　　 F110发动机的其他发展包括发动机上安装轴对称矢量喷管后进行了极其成功的飞行验证。在飞行中，F110发动机在进行像"眼镜蛇"和"J"转弯那样的超机动时承受了高水平的气流畸变，工作无懈可击。
　　 1999年，F110-GE-129IPE在F-15E上成功地完成了飞行试验，并安装在新的或改装的F-15E机队的飞机上进行了鉴定。该发动机的其他应用还有日本的F-2；F110的一种改型F110-GE-F118发动机还被用于B-2轰炸机和U-2侦察机。
　　一些新特点
　　为了满足未来的作战要求和市场需求，GE公司根据F110的低风险产品改型计划研制了F110-GE-132。
　　在这种发动机上采用的新技术有3级宽弦整体叶盘风扇和先进的径向加力燃烧室。
　　其他的技术改进包括轻重量纤维缠绕的复合材料机匣和控制系统的改进。
　　控制系统改进后，能在推力151.3千牛以下对发动机实施推力管理。
　　作为F110-GE-132计划的不可分割的一部分，还按照生产型发动机部件改进计划改进了涡轮以及尾喷管调节片和封严的耐久性。
　　 F110-GE-132还有一个选项，即可选用引射喷管。它可在减轻排气系统重量的条件下大大延长其寿命。
　　 F110-GE-132有两种不同的推力/检查间隔配置，即131.7千牛/6000TAC和146.8千牛/4300TAC。
　　 F110-GE-132的控制系统可在马赫数0.9时提供151.3千牛的加力推力和在海平面静态提供84.6千牛的中间推力，其检查间隔都为4300TAC，而且没有时间限制，也不需要驾驶员干预。
　　风扇设计和试验结果
　　 F110-GE-132的主要改进是大流量宽弦整体叶盘风扇。它是从用于B-2的F110-GE-118发动机移植过来的。
　　为了获得高的风扇效率并改进耐久性和性能，整体叶盘设计采用了从F118发动机和综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的风扇上获得的技术并吸取了F110发动机的外场经验。
　　下表示出F110-GE-132和F110-GE-129IPE的风扇气动设计点参数比较。在巡航状态下风扇效率大大提高，结果，使涡轮温度可以降低，从而延长了热端零件寿命。
　　 F110-GE-132的3级风扇都是整体叶盘，可消除诸如叶片榫头和叶中凸台处的高应力区，提高整体叶盘的可靠性。这种简化的结构使风扇单元体的零件数减少65%以上。
　　第1级风扇为宽弦无凸台设计，前缘较厚。叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限。
　　风扇叶片气动设计采用最新的三维粘性设计程序，提高了效率并把上述厚度增加对性能的影响减到最小。叶片平均中弧线和毂部端壁均为定制，第1级静子是倾斜设计。
　　紧密耦合的风扇出口导叶/框架系统的三维设计系统既保证导叶与框架支板之间的距离缩短36毫米以弥补宽弦叶片带来的发动机长度增加，又不致对性能和气动稳定性以及风扇畸变向压气机的传递产生不利影响。这样，保证了F110-GE-132/-129IPE之间的互换性。
　　在整体叶盘的生产中采用了GE公司的6σ和可靠性设计（DFR）质量保证体系。这些体系能够保证（特别是第1级钛整体叶盘叶片的）关键参数满足要求，如前缘厚度、前缘型面和叶片扭角。
　　在两次气动-结构设计和试验迭代中这种宽弦整体叶盘风扇验证了极好的结构能力，并通过了美国空军要求的鉴定。
　　宽弦风扇累积进行了超过700小时的试验，包括500多小时的模拟高空试验。
　　除了气动-结构优化外，风扇的效率还超过设计目标1.5%，同时，满足了所有适用性要求。
　　径向加力燃烧室
　　设计和试验
　　 F110-GE-132的径向加力燃烧室是从F120和F414的移植过来的。它的结构简单，具有良好的维修性和可靠性，且由于改进了零件冷却使寿命延长50%以上。
　　它的中心体是截锥的，便于拆卸隔热屏，使维修工时减少90%。径向加力燃烧室不仅减少外场可更换件（LRU）的拆卸时间和返修率，而且还减轻加力燃烧室的重量3%。
　　与整体叶盘一样，径向加力燃烧室也是用复杂的三维CFD方法设计的。
　　分析模型包括混合器戽斗、筒壁火焰稳定器、径向隔热屏/火焰稳定器、中心体喷油杆、衬筒和由于支承和吊挂物引起的堵塞。在分析中，消声衬和冷却孔按多孔介质流动单元处理。加力燃烧室的复杂几何用超过200万个节点的网格系统来精确建模。
　　径向加力燃烧室在发动机上进行了450小时试验，验证了良好的效率和熄火特性（迅速而稳定的点火），其中99小时是海平面试验，351小时是模拟高空试验。另有85小时是最大加力和部分加力的组合试验，这大大超过所要求的2000小时工作寿命。
　　该部件还在整个飞行包线内验证了极好的可靠性。在高的循环温度下火焰稳定器不烧蚀，高周尖啸声小。
　　尾喷管和引射喷管
　　目前的F110-GE-129IPE的尾喷管在整个飞行包线内具有良好的可靠性和平滑的推力调节。F110-GE-132的设计几乎与这种有多年使用经验的喷管相同，但寿命和维修性大大改善。
　　 F110的尾喷管是变喉道面积和变膨胀比的收扩式。排气衬筒将气膜冷却空气引导到喷管调节板和封严板，而且还有效地抑制尖啸声。在扩散调节板和封严板上有隔热涂层，以延长寿命和减少维修。
　　与F110-GE-129IPE一样，F110-GE-132在结构上可以对尾喷管稍作修改后安装多轴推力矢量（MATV）喷管。
　　 F110-GE-132还可以选用引射喷管。这种喷管的基本概念是从发动机舱引空气来冷却喷管零件。这将大大延长喷管零件寿命（4倍），并减少LRU的拆换时间(50% ～90%)。
　　引射喷管的其他好处有：减少零件数目，降低备件成本，缩短检查时间，减轻排气系统重量。 </P>

把太行与117S对比，这应该说是中俄差距不到10年吧？2004年的老美可是F119发动机已经定型生产好几年了！

davidxtb 发表于 2014-11-14 14:24
二十年前是什么时候，今年是2014年，二十年前就是1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发 ...
自从上次的勇哥的事件我学到了，不要吐槽砖家，人家一般不瞎说瞎说也是有目的，你要质疑的是媒体，因为他们一直瞎说！

求F136，F119，中美差距能在20年内就不错了

吹牛不打草稿？10年前的2004年，F119于1997年交付第1台生产型发动机，装备F119的F22战机于2002年具备初始战斗力
这差距能小于20年都该烧高香了，这吹牛一下子变成“不到10年”...
你敢不敢把WS15拉出来装上航展上飞几圈？

lineriver 发表于 2014-11-14 14:39
求F136，F119，中美差距能在20年内就不错了
这还只是军发的差距。。民发的差距更大。。

猛犸8 发表于 2014-11-14 14:42
这还只是军发的差距。。民发的差距更大。。
民发不是中美的差距，是美国和其他国家的差距

一看就知道吹牛了，隔壁那个帖子转半截改标题就是居心不良

航展嘛 各种说法真真假假的也不奇怪 但是这一次我可以明确的肯定 这位专家和老毛子那位苏35当预警机使的专家一样 吹了大牛了。

如果现在中美发动机差距在15年！就是大喜了！还10年？呸

果然是各种喷！

先达到美国80年代水平再说，不是说明年可以达到美国80年代的水平么，上届航展说的

是和美国70年代研制的发动机相差不到十年吧，太敢说了

davidxtb 发表于 2014-11-14 14:24
二十年前是什么时候，今年是2014年，二十年前就是1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发 ...
1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发动机

我们没展出就说明我们不行？
你没看到就说明我们没有？
你懂的更多还是专家知道的更多？

嘿嘿，不会是逢兔子进步就喷的主吧？

太行已经装上运20了？怎么感觉这么不靠谱，就算核心机相同也不是同一型号吧？

紫裤衩么？10年？貌似一款能用的大推都没有！太行还没完善，不要眼高手低！

wander102 发表于 2014-11-14 15:33
太行已经装上运20了？怎么感觉这么不靠谱，就算核心机相同也不是同一型号吧？
对啊，太行怎么装的运20上面了？本来跟MD10年差距就感觉挺扯，这个怎么感觉更扯

推力达到14000kgf,  寿命1500小时， 推重比8。这就很好。

不需要现在就赶上F119, F135.   因为已经可以干掉所有的三代西方战斗机了。感谢军工科研生产人员。

让美畜在幻想两年吧。

2014-11-14 15:42 上传

同意楼上 但是差就我一个外行感觉不可能

这才把三代给养活啦，四代还在糊口呀

同意楼上 但是差就我一个外行感觉不可能
同意楼上 但是差10年就我一个外行感觉不可能

我觉得能拉进30年距离就不错了

差距30年，妥妥的，八十年代中期的水准就不错了。
那时候F100 F110稳定性很高，并且增推型号推力不小。
此外F404之类，以及其他。。。。

节操一斤二毛五 发表于 2014-11-14 14:51
一看就知道吹牛了，隔壁那个帖子转半截改标题就是居心不良
真是接近117s干嘛要买苏35

一般来说这技术追逐也不一定就是匀速线性的，不过这航空发动机还真就是~就是要不断累积经验、数据。。

在商言商就不要當成科普了。

老董是谁？

“已经大批量装上歼10B”，能说出这话来应该是多么的厚颜无耻啊。。。

2014-11-14 16:40 上传

有没考虑稳定性，易保养性。要是太娇气那还是继续躺在实验室吧。

发动机差距不少于30年，看看人家发动机的寿命

这个“董”专家，这回嘴比鲸鱼还大；

我看中航这10年有没有魄力圆这个宣传窟窿。

这个是专家？
他的意思是太行与F110的差距吧，大意是太行还要10年达到F110最新水平吧，要不然，他就是胡说八道

我觉得这个差十年不是往前推，而是往未来推，毕竟现在中国科技发展速度是加速的，可能董老的意思是十年后中国的发动机水平能赶上现在的美国，像他说的具备隐身性能的涡扇15已经在研～

真不是吹！！再过十年我们的发动机就可以与老美平起平坐了！老董是这个意思！

davidxtb 发表于 2014-11-14 14:24
二十年前是什么时候，今年是2014年，二十年前就是1994年了，自己去看看到了1994年美国发展出了什么级别的发 ...
不能这么算，10年前我们的差距就不止十年了，是现在差距十年，就是现在再过十年，我们能搞出和美国现在差不多的发动机

楼主的头像提醒我了，这次翔龙怎么没来

有这样的业内专家还能怪铁血那些没水平。专家说中美差了10年，网友就敢说中国领先美帝10年。