超级军网按照体积来算，同样尺寸战机双发比单发占便宜嘛
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 13:11:45
4吨级涡扇小推直径普遍在600左右，长度3米左右。而xf5~1推力达到接近5吨。
f414和ej200直径900左右，长度4米以上。无论是单位截面积推力还是单位体积推力都比不上小推。
而推力达到f414将近2倍的f135发动机，直径有1.3米，长度5米有余。同样在单位体积，单位截面积推力这些指标上吃亏。
也就是说，在技术水准相当的情况下，双发小一级发动机的布局，比单发的占一些空间方面的便宜吧？4吨级涡扇小推直径普遍在600左右，长度3米左右。而xf5~1推力达到接近5吨。
f414和ej200直径900左右，长度4米以上。无论是单位截面积推力还是单位体积推力都比不上小推。
而推力达到f414将近2倍的f135发动机，直径有1.3米，长度5米有余。同样在单位体积，单位截面积推力这些指标上吃亏。
也就是说，在技术水准相当的情况下，双发小一级发动机的布局，比单发的占一些空间方面的便宜吧？
f414和ej200直径900左右，长度4米以上。无论是单位截面积推力还是单位体积推力都比不上小推。
而推力达到f414将近2倍的f135发动机，直径有1.3米，长度5米有余。同样在单位体积，单位截面积推力这些指标上吃亏。
也就是说，在技术水准相当的情况下，双发小一级发动机的布局，比单发的占一些空间方面的便宜吧？4吨级涡扇小推直径普遍在600左右，长度3米左右。而xf5~1推力达到接近5吨。
f414和ej200直径900左右，长度4米以上。无论是单位截面积推力还是单位体积推力都比不上小推。
而推力达到f414将近2倍的f135发动机，直径有1.3米，长度5米有余。同样在单位体积，单位截面积推力这些指标上吃亏。
也就是说，在技术水准相当的情况下，双发小一级发动机的布局，比单发的占一些空间方面的便宜吧？
看来本子是想在心神上装8个F5X-1 这样比f22还强
有道理哦,看来美国人一定都是猪不在F35上面装4台小推.
两台发动机显然结构更复杂，飞行员还要同时盯着左右两台发动机的参数。
进气道2条。阻力也大点。
从进气道口一直到发动机前面都是一个空管子，你发动机短了并不能省发动机+进气道组成的纵向体积。
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
http://www.pw.utc.com/Content/F1 ... F135_SpecsChart.pdf
那个1.30米的直径，是F-35B的升力风扇的。当然这并不能怪楼主，这是普惠之前自己弄错的；并且那几个老的PDF现在还在普惠网站上挂着呢。而上面这个文档，因为时间比较新，所以一般认为这个是更准确的。
讨论单双发的时候，需要确定好一个前提：同一款战斗机，至少是同一长度的战斗机；在这个条件下，简单假设一下：
现在我们把F-35的那一台F135，换成两台F414，本来5.57米长的发动机，换成了3.91米长的，和直径一起算一算体积，6.01立方米缩减到4.87立方米，好像占用的体积变小了；但是实际上是这么回事吗？并不是，占用的体积不仅没有变小，反而还变大了：
以上数据都不考虑附件——因为缺乏相关数据——考虑了结论其实也一样
限定同一型号战斗机之后，战机总长度是一定的，总的布局也是确定的。尽管F414确实是比F135短，但是短出来的这一段长度，不能提供给设计师做其他任何用途，而只能是进气道。所以实际上整个动力系统占据的空间不仅没有降低，反而升高了。
另外，双发之间的空隙，实际上也难以利用；一般这里都会安装厚重的防火壁板（双发距离非常远则另当别论）。
按照楼主的想法，算一下单位面积、单位体积的推力：
F414数据来自GE官网：http://www.geaviation.com/engine ... eet-F414-Family.pdf
都是F135单发占优势。F414上利用了部分F120的技术，因此单从技术水平角度而言，F414并不比F135有明显的差距。
实际上，业界普遍认为，同一档次的战斗机，单发战机普遍比双发战机轻一些：
朱宝流，《战斗机用单发好还是双发好》，《兵器知识》1997年07期。
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
QQ截图20150211225355.jpg (410.56 KB, 下载次数: 33)
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http://www.pw.utc.com/Content/F1 ... F135_SpecsChart.pdf
那个1.30米的直径，是F-35B的升力风扇的。当然这并不能怪楼主，这是普惠之前自己弄错的；并且那几个老的PDF现在还在普惠网站上挂着呢。而上面这个文档，因为时间比较新，所以一般认为这个是更准确的。
讨论单双发的时候，需要确定好一个前提：同一款战斗机，至少是同一长度的战斗机；在这个条件下，简单假设一下：
现在我们把F-35的那一台F135，换成两台F414，本来5.57米长的发动机，换成了3.91米长的，和直径一起算一算体积，6.01立方米缩减到4.87立方米，好像占用的体积变小了；但是实际上是这么回事吗？并不是，占用的体积不仅没有变小，反而还变大了：
F135与F414尺寸及占用体积对比.jpg (490.69 KB, 下载次数: 33)
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以上数据都不考虑附件——因为缺乏相关数据——考虑了结论其实也一样
限定同一型号战斗机之后，战机总长度是一定的，总的布局也是确定的。尽管F414确实是比F135短，但是短出来的这一段长度，不能提供给设计师做其他任何用途，而只能是进气道。所以实际上整个动力系统占据的空间不仅没有降低，反而升高了。
另外，双发之间的空隙，实际上也难以利用；一般这里都会安装厚重的防火壁板（双发距离非常远则另当别论）。
按照楼主的想法，算一下单位面积、单位体积的推力：
QQ截图20150211232535.jpg (122.28 KB, 下载次数: 33)
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F414数据来自GE官网：http://www.geaviation.com/engine ... eet-F414-Family.pdf
都是F135单发占优势。F414上利用了部分F120的技术，因此单从技术水平角度而言，F414并不比F135有明显的差距。
实际上，业界普遍认为，同一档次的战斗机，单发战机普遍比双发战机轻一些：
战斗机用单发好还是双发好_朱宝流_兵器知识_1997_07期.jpg (82.81 KB, 下载次数: 31)
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朱宝流，《战斗机用单发好还是双发好》，《兵器知识》1997年07期。
发动机舱本身也要重量，两舱之间连接结构也是额外重量，更大的尾阻。
还有更大表面积，更大的摩阻。
还多一套附件，APU之类的东西。
如果发动机总推力相当，则双发飞机应该会额外付出一些代价。
发动机舱本身也要重量，两舱之间连接结构也是额外重量，更大的尾阻。
还有更大表面积，更大的摩阻。
还多一套附件，APU之类的东西。
如果发动机总推力相当，则双发飞机应该会额外付出一些代价。
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
双发更可靠，小推研制成本低，小批量经济效益高
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
双发更可靠，小推研制成本低，小批量经济效益高
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
有理有据，论证清楚
有理有据，论证清楚
战斗机从来都是以性能论高低的，价格算什么
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
厉害，佩服
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
厉害，佩服
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
F119的直径就有1143MM，F135增加了那么多推力、涵道比从0.35加到0.57，直径才增大了3厘米？
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
F119的直径就有1143MM，F135增加了那么多推力、涵道比从0.35加到0.57，直径才增大了3厘米？
一个伪军迷 发表于 2015-2-12 02:09
发动机舱本身也要重量，两舱之间连接结构也是额外重量，更大的尾阻。
还有更大表面积，更大的摩阻。
还多 ...
附件APU这些都算在发动机本身的重量里面了，你这是要算两遍？
尾阻和截面积成相关，双发截面积如果小的话，尾阻如何更大？
两舱之间的连接结构？升力体的话直接是和机翼连接的，从机翼延伸出的结构分别连接两台发动机。而这个结构的重量也与发动机本身的重量、推力成正比。
发动机舱本身也要重量，两舱之间连接结构也是额外重量，更大的尾阻。
还有更大表面积，更大的摩阻。
还多 ...
附件APU这些都算在发动机本身的重量里面了，你这是要算两遍？
尾阻和截面积成相关，双发截面积如果小的话，尾阻如何更大？
两舱之间的连接结构？升力体的话直接是和机翼连接的，从机翼延伸出的结构分别连接两台发动机。而这个结构的重量也与发动机本身的重量、推力成正比。
其实楼主就是想表达 粽子比F35强 的意思
楼主，你还是先区别一下发动机的最大直径和风扇进口直径，涡扇11的最大直径也很大，印象中超过1米了，发动机的附件，小发的不比大发的小多少。
楼主，你还是先区别一下发动机的最大直径和风扇进口直径，涡扇11的最大直径也很大，印象中超过1米了，发动机的附件，小发的不比大发的小多少。
发动机短，如果机身气动外形大致不变，就意味着进气道长，空间浪费多
但反过来，进气道长，要绕个S形就要容易一些
但反过来，进气道长，要绕个S形就要容易一些
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
这次支持你
之前还有人坚持说双发之间（包括热端）都能放油箱
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
这次支持你
之前还有人坚持说双发之间（包括热端）都能放油箱
哪个位面的EJ200有4米以上。。。。
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
有理有据，好帖！某粽子机同理。
有理有据，好帖！某粽子机同理。
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
进气道长度……F18之类的表示俺的进气口可以靠后布置。
然后也可以用来减少机身总体长度。
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
进气道长度……F18之类的表示俺的进气口可以靠后布置。
然后也可以用来减少机身总体长度。
DJTesla 发表于 2015-2-11 21:50
看来本子是想在心神上装8个F5X-1 这样比f22还强
有意思……我们画一下这个结果吧……
看来本子是想在心神上装8个F5X-1 这样比f22还强
有意思……我们画一下这个结果吧……
别的不说，同技术同涵道比下四代双中推光推力至少能比同技术下的单大推推力大上3-4t
按F135的技术水平，搞0.57涵道比的双中推，推力比F135大出8t都不稀奇
按F135的技术水平，搞0.57涵道比的双中推，推力比F135大出8t都不稀奇
有两个问题：
（1）离子鱼的文章说，肥电因为受B型拖累，导致机身截面积比F22还要大。那么，如果骨头鹰是针对空优优化，双中推有没有机会做得机身截面比肥电还小？这样就有可能补偿双中推的面积大问题（当然弹仓也没法带大弹药了）；如果先进中推做到9800甚至传说中的11吨推力而机身截面积不超过肥电，那么还是能赶上肥电1.2M伪超巡的指标吧。
F135推力寒武纪说厂家指标43000磅（19.5吨）军方打折扣以40000磅计。双中推如果有9800*2=19.6吨应该够了。
（2）根据NAAS某年增刊关于YF17与YF16竞争的文章，尽管YF17推比比YF16高了26.7%，但是因为敏捷性不如单发的YF16，狗斗落下风。航程也比YF16短；不过航程短或许与YF17截面积大于YF16有关。
如果双中推总推力赶上F135，骨头鹰机身截面积又不超过肥电，那么阻力大概一样，伪超巡速度应该与肥电相当，但是双中推占用体积大，总重量也大（见7楼），导致内油不可能有肥电那么多，这样即使阻力一样骨头鹰的航程也不如肥电远，弹仓也不会比肥电大，只能做空优，加上双发机的滚转率先天不如单发，狗斗也还是吃亏。
骨头鹰即使上11吨先进中推纯粹做空优想压制肥电也要斗得死去活来，还不如上真超巡的战斗机直接碾压。这就是我很不看好骨头鹰的原因。
（1）离子鱼的文章说，肥电因为受B型拖累，导致机身截面积比F22还要大。那么，如果骨头鹰是针对空优优化，双中推有没有机会做得机身截面比肥电还小？这样就有可能补偿双中推的面积大问题（当然弹仓也没法带大弹药了）；如果先进中推做到9800甚至传说中的11吨推力而机身截面积不超过肥电，那么还是能赶上肥电1.2M伪超巡的指标吧。
F135推力寒武纪说厂家指标43000磅（19.5吨）军方打折扣以40000磅计。双中推如果有9800*2=19.6吨应该够了。
（2）根据NAAS某年增刊关于YF17与YF16竞争的文章，尽管YF17推比比YF16高了26.7%，但是因为敏捷性不如单发的YF16，狗斗落下风。航程也比YF16短；不过航程短或许与YF17截面积大于YF16有关。
如果双中推总推力赶上F135，骨头鹰机身截面积又不超过肥电，那么阻力大概一样，伪超巡速度应该与肥电相当，但是双中推占用体积大，总重量也大（见7楼），导致内油不可能有肥电那么多，这样即使阻力一样骨头鹰的航程也不如肥电远，弹仓也不会比肥电大，只能做空优，加上双发机的滚转率先天不如单发，狗斗也还是吃亏。
骨头鹰即使上11吨先进中推纯粹做空优想压制肥电也要斗得死去活来，还不如上真超巡的战斗机直接碾压。这就是我很不看好骨头鹰的原因。
Bearcat 发表于 2015-2-11 23:29
两台发动机显然结构更复杂，飞行员还要同时盯着左右两台发动机的参数。
单发出事是要摔机的。 另外，我开车的时侯基本上不看转速表的油箱，看一个迈速表就够累的了。
两台发动机显然结构更复杂，飞行员还要同时盯着左右两台发动机的参数。
单发出事是要摔机的。 另外，我开车的时侯基本上不看转速表的油箱，看一个迈速表就够累的了。
韩五记 发表于 2015-2-12 01:57
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
请问有没有关于F135发动机的预估寿命方面的资料？
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
请问有没有关于F135发动机的预估寿命方面的资料？
2015-2-12 12:55 上传
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
F414推重比不如F135啊
F414推重比不如F135啊
没有绝对的单发好还是双发好，各有优缺点，不能一概而论。
沈飞说你当我不想要一台大推的动力只需一台中推的体积重量么。。。。
TSQ 发表于 2015-2-12 14:16
没有绝对的单发好还是双发好，各有优缺点，不能一概而论。
两种情况吧。
采用相同的发动机，就像F16A与F15A，双方在气动和重量控制上都做到了极致，结果就是单发的敏捷性好，双发的能量机动性好；单发航程远，飞机便宜，双发雷达尺寸大武器载荷高，安全系数高，确实是各有优缺点；
但是如果是单大推VS双中推，好像除了安全性之外双中推真没什么特别的好处（虫子可控高攻角算是双发机的优势吗？存疑）。虫子双发总推力超过单大推26.7%，11吨先进中推显然没这本事；但是肥电截面积大，骨头鹰往小里做也许能在阻力方面扯平，形成阻力推力都与一样，也能1.2M超巡，能量机动性爬升率稳盘瞬盘啥的差不多，但是油料不如肥电是肯定的（多一台发动机占用空间大，整机截面积又不能比肥电大），所以航程短，加上单发滚转率有先天优势，也就是重演YF17对YF16的局面，而且还得牺牲YF17雷达尺寸大载荷高的优势，价钱不知能便宜多少，怎么看也不是一个有吸引力的方案。
没有绝对的单发好还是双发好，各有优缺点，不能一概而论。
两种情况吧。
采用相同的发动机，就像F16A与F15A，双方在气动和重量控制上都做到了极致，结果就是单发的敏捷性好，双发的能量机动性好；单发航程远，飞机便宜，双发雷达尺寸大武器载荷高，安全系数高，确实是各有优缺点；
但是如果是单大推VS双中推，好像除了安全性之外双中推真没什么特别的好处（虫子可控高攻角算是双发机的优势吗？存疑）。虫子双发总推力超过单大推26.7%，11吨先进中推显然没这本事；但是肥电截面积大，骨头鹰往小里做也许能在阻力方面扯平，形成阻力推力都与一样，也能1.2M超巡，能量机动性爬升率稳盘瞬盘啥的差不多，但是油料不如肥电是肯定的（多一台发动机占用空间大，整机截面积又不能比肥电大），所以航程短，加上单发滚转率有先天优势，也就是重演YF17对YF16的局面，而且还得牺牲YF17雷达尺寸大载荷高的优势，价钱不知能便宜多少，怎么看也不是一个有吸引力的方案。
F135进口直径1.09米，最大直径1.17米
你的数据看似正确，实际是漏洞很多，F135是正圆形非常不利用飞机布局，
你的数据看似正确，实际是漏洞很多，F135是正圆形非常不利用飞机布局，
两种情况吧。
采用相同的发动机，就像F16A与F15A，双方在气动和重量控制上都做到了极致，结果就是单发 ...
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美空军是在F15基础上进行选择，与F15具有相同发动机对空军是有很大吸引力的，而F16本身设计侧重于高亚音速机动和一些先进技术的采用也让其性能很有亮点。到美海军那里，F16发动机对海军是新的，而海军更看重航程和安全性，YF17发展成为F18。另外F18也有外销，虽然数量上没有F16多，但采购F18的国家经济实力也都比较强。
对于鹘鹰和F35，可以先看F35的选择过程，美空军原计划替代F16的策略就是用重型机单发发动机，不过那个使用单发发动机飞机比现在的F35要轻不少，就目前来看发展到今天的话那样的方案也未必是合适的；美海军陆战队要垂直降落只能用单发；美海军的很多方案是双中推，最后合并到一起后才变成今天的单发，而美空军F35替代的F117则是双发。
上面回顾F35的变化说明美国各军种考虑东西的时候并没有从一开始就认为单发有优势，而是兼顾许多不同需求加上美国雄厚的发动机基础选择了单发的F35来替代多种机型。
鹘鹰选择了双发与鹘鹰希望上舰有关，也与我们大推发动机还不具备有关，如果鹘鹰选择单大推，那要等WS15成功后加大涵道比才能真正去发展，时间大大被拖后，而且在这之前没有合适的发动机来进行临时测试，而上舰对单发动机可靠性要求更高，我们发动机实力还没到那个程度。
至于鹘鹰的滚转速度，说实话鹘鹰和F35那个更快不只是看发动机数量多少，而是要看整个截面积情况。显然F35截面积更大且底部更宽，发动机是单发但弹舱在两边，转动惯量比截面积更小的鹘鹰可能更大，或者说两者相当。
至于鹘鹰其它方面，可以看出鹘鹰选择了更大的机翼面积和更小的机身截面，这都有利于空优，而牺牲的则是部分航程和载弹量。
飞机设计都是取舍，就看各自关注什么，没有完美无缺的解决方案。
采用相同的发动机，就像F16A与F15A，双方在气动和重量控制上都做到了极致，结果就是单发 ...
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美空军是在F15基础上进行选择，与F15具有相同发动机对空军是有很大吸引力的，而F16本身设计侧重于高亚音速机动和一些先进技术的采用也让其性能很有亮点。到美海军那里，F16发动机对海军是新的，而海军更看重航程和安全性，YF17发展成为F18。另外F18也有外销，虽然数量上没有F16多，但采购F18的国家经济实力也都比较强。
对于鹘鹰和F35，可以先看F35的选择过程，美空军原计划替代F16的策略就是用重型机单发发动机，不过那个使用单发发动机飞机比现在的F35要轻不少，就目前来看发展到今天的话那样的方案也未必是合适的；美海军陆战队要垂直降落只能用单发；美海军的很多方案是双中推，最后合并到一起后才变成今天的单发，而美空军F35替代的F117则是双发。
上面回顾F35的变化说明美国各军种考虑东西的时候并没有从一开始就认为单发有优势，而是兼顾许多不同需求加上美国雄厚的发动机基础选择了单发的F35来替代多种机型。
鹘鹰选择了双发与鹘鹰希望上舰有关，也与我们大推发动机还不具备有关，如果鹘鹰选择单大推，那要等WS15成功后加大涵道比才能真正去发展，时间大大被拖后，而且在这之前没有合适的发动机来进行临时测试，而上舰对单发动机可靠性要求更高，我们发动机实力还没到那个程度。
至于鹘鹰的滚转速度，说实话鹘鹰和F35那个更快不只是看发动机数量多少，而是要看整个截面积情况。显然F35截面积更大且底部更宽，发动机是单发但弹舱在两边，转动惯量比截面积更小的鹘鹰可能更大，或者说两者相当。
至于鹘鹰其它方面，可以看出鹘鹰选择了更大的机翼面积和更小的机身截面，这都有利于空优，而牺牲的则是部分航程和载弹量。
飞机设计都是取舍，就看各自关注什么，没有完美无缺的解决方案。
TSQ 发表于 2015-2-12 16:12
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美 ...
道理上是双发单发各有优势。
骨头鹰最怕还是发动机拖累，现在用RD33或ws13，就怕定型也用不上9500或9800，别说yy的所谓11吨。这可能也是军方最怕的地方，迟迟不敢下决心的地方。
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美 ...
道理上是双发单发各有优势。
骨头鹰最怕还是发动机拖累，现在用RD33或ws13，就怕定型也用不上9500或9800，别说yy的所谓11吨。这可能也是军方最怕的地方，迟迟不敢下决心的地方。
TSQ 发表于 2015-2-12 16:12
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美 ...
那么是不是可以这样认为，如果骨头鹰往空优方向发展，机身截面做成不超过肥电，翼型往高速优化，又假设SF的结构设计和机载设备逆天达到了与肥电相同水平，仅仅是因为双发导致机体重个7-10%（7楼朱宝流数据），这样推力用9800就可以达到肥电相同的伪超巡能力，如果能上11吨中推，能量机动性会更好些；又加上滚转率按你的说法可以做得与肥电相当，那么这样弄下来空优是可以压制肥电；对地方面肥电带两发骨头鹰只能带一发重型弹药，内油不如肥电，这是最最最最理想化的结果，对不？
飞机设计中发动机选择只是其中部分因素不是全部因素，很难得出绝对性结论。
就YF16和YF17 的竞争，美 ...
那么是不是可以这样认为，如果骨头鹰往空优方向发展，机身截面做成不超过肥电，翼型往高速优化，又假设SF的结构设计和机载设备逆天达到了与肥电相同水平，仅仅是因为双发导致机体重个7-10%（7楼朱宝流数据），这样推力用9800就可以达到肥电相同的伪超巡能力，如果能上11吨中推，能量机动性会更好些；又加上滚转率按你的说法可以做得与肥电相当，那么这样弄下来空优是可以压制肥电；对地方面肥电带两发骨头鹰只能带一发重型弹药，内油不如肥电，这是最最最最理想化的结果，对不？
那么是不是可以这样认为，如果骨头鹰往空优方向发展，机身截面做成不超过肥电，翼型往高速优化，又假设SF ...
按增重百分之七稍微一算空重就在13.5到14吨
这是一个非常恐怖的重量
按增重百分之七稍微一算空重就在13.5到14吨
这是一个非常恐怖的重量
pengdongqing 发表于 2015-2-12 16:33
按增重百分之七稍微一算空重就在13.5到14吨
这是一个非常恐怖的重量
所以，我难以相信空重12.5吨的数据，除非真的挖到了高达尼姆合金。
即使是挖到了，机载设备也很难想象做得比肥电还要轻小。
按增重百分之七稍微一算空重就在13.5到14吨
这是一个非常恐怖的重量
所以，我难以相信空重12.5吨的数据，除非真的挖到了高达尼姆合金。
即使是挖到了，机载设备也很难想象做得比肥电还要轻小。
alsars 发表于 2015-2-12 08:17
附件APU这些都算在发动机本身的重量里面了，你这是要算两遍？
尾阻和截面积成相关，双发截面积如果小的 ...
第一，不知道你给的发动机重量是否包含附件等。就算包含这些，也还会多一套控制系统。这个省不了吧？
第二，如果按韩五记给的数据。你的双F414并不比F135截面积小。
第三，两发动机舱之间的连接构造也会造成比单发动机飞机多出来一些截面积。
第四，算结构重量，不能只算发动啊。因为双发结构比单发结构更复杂，结构重量就多出来了。简单看一下就是单一个筒和两个筒加上连接两个筒的结构。
如果你学过力学的话，应该能知道单个大筒有比两个并排的小筒更强的竖向强度和刚度。
而两个筒并排，比单个筒，有更大的转动惯性矩。
alsars 发表于 2015-2-12 08:17
附件APU这些都算在发动机本身的重量里面了，你这是要算两遍？
尾阻和截面积成相关，双发截面积如果小的 ...
第一，不知道你给的发动机重量是否包含附件等。就算包含这些，也还会多一套控制系统。这个省不了吧？
第二，如果按韩五记给的数据。你的双F414并不比F135截面积小。
第三，两发动机舱之间的连接构造也会造成比单发动机飞机多出来一些截面积。
第四，算结构重量，不能只算发动啊。因为双发结构比单发结构更复杂，结构重量就多出来了。简单看一下就是单一个筒和两个筒加上连接两个筒的结构。
如果你学过力学的话，应该能知道单个大筒有比两个并排的小筒更强的竖向强度和刚度。
而两个筒并排，比单个筒，有更大的转动惯性矩。
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