超级军网航空发动机
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 07:07:43
http://lt.cjdby.net/thread-1764455-1-1.html
最初是这个口水帖子吐槽GE系高压比的设计不利于战斗机的高空高速表现
不过最近搞到了F110-GE-100的包线图，结合F100-PW-220来看，赶脚在50000尺以下+1.8M的范围以内，F110基本都是压着F100一头来着（PS. F100在30000尺一下是5-15-25来递进的）。这么看来，所谓的F100在高空高速状态下要优于F110算不算一个不完全正确的结论？
那么问题来了，关于和F110渊源不小的TH，所谓的太行版J-11B无法飞出J-11/SU-27完整包线的结论，赶脚发动机可能不一定是主因？
http://lt.cjdby.net/thread-1764455-1-1.html
最初是这个口水帖子吐槽GE系高压比的设计不利于战斗机的高空高速表现
不过最近搞到了F110-GE-100的包线图，结合F100-PW-220来看，赶脚在50000尺以下+1.8M的范围以内，F110基本都是压着F100一头来着（PS. F100在30000尺一下是5-15-25来递进的）。这么看来，所谓的F100在高空高速状态下要优于F110算不算一个不完全正确的结论？
那么问题来了，关于和F110渊源不小的TH，所谓的太行版J-11B无法飞出J-11/SU-27完整包线的结论，赶脚发动机可能不一定是主因？
最初是这个口水帖子吐槽GE系高压比的设计不利于战斗机的高空高速表现
不过最近搞到了F110-GE-100的包线图，结合F100-PW-220来看，赶脚在50000尺以下+1.8M的范围以内，F110基本都是压着F100一头来着（PS. F100在30000尺一下是5-15-25来递进的）。这么看来，所谓的F100在高空高速状态下要优于F110算不算一个不完全正确的结论？
那么问题来了，关于和F110渊源不小的TH，所谓的太行版J-11B无法飞出J-11/SU-27完整包线的结论，赶脚发动机可能不一定是主因？
http://lt.cjdby.net/thread-1764455-1-1.html
最初是这个口水帖子吐槽GE系高压比的设计不利于战斗机的高空高速表现
不过最近搞到了F110-GE-100的包线图，结合F100-PW-220来看，赶脚在50000尺以下+1.8M的范围以内，F110基本都是压着F100一头来着（PS. F100在30000尺一下是5-15-25来递进的）。这么看来，所谓的F100在高空高速状态下要优于F110算不算一个不完全正确的结论？
那么问题来了，关于和F110渊源不小的TH，所谓的太行版J-11B无法飞出J-11/SU-27完整包线的结论，赶脚发动机可能不一定是主因？
AL31和WS10流量，压比，包线有没有准信啊？
f100 60000英尺 1.8ma推力接近6000
f110 60000英尺 1.8ma 推力只有3000
何来压一头之说？
f110 60000英尺 1.8ma 推力只有3000
何来压一头之说？
f100 60000英尺 1.8ma推力接近6000
f110 60000英尺 1.8ma 推力只有3000
何来压一头之说？
你看我提的5万尺+1.8ma啦
6万尺+＞1.8M的指标通常针对什么任务为主？拦截么？
f110 60000英尺 1.8ma 推力只有3000
何来压一头之说？
你看我提的5万尺+1.8ma啦
6万尺+＞1.8M的指标通常针对什么任务为主？拦截么？
流浪的王子猫 发表于 2015-8-25 04:06
你看我提的5万尺+1.8ma啦
6万尺+＞1.8M的指标通常针对什么任务为主？拦截么？
50000英尺两者差别不大，都在10000左右，F110要强一点。
实际上40000英尺超过音速都是在格斗发生前抢占高度时才会用到。50000以上一般都是飞极限性能才会用到。
你看我提的5万尺+1.8ma啦
6万尺+＞1.8M的指标通常针对什么任务为主？拦截么？
50000英尺两者差别不大，都在10000左右，F110要强一点。
实际上40000英尺超过音速都是在格斗发生前抢占高度时才会用到。50000以上一般都是飞极限性能才会用到。
playfish 发表于 2015-8-25 09:44
50000英尺两者差别不大，都在10000左右，F110要强一点。
实际上40000英尺超过音速都是在格斗发生前抢占 ...
什么意思？是不是说，虽然F100高空高速性能好一些，但由于空战一般发生在40000英尺附近，所以F100相比F110的高空高速优势意义不大？
50000英尺两者差别不大，都在10000左右，F110要强一点。
实际上40000英尺超过音速都是在格斗发生前抢占 ...
什么意思？是不是说，虽然F100高空高速性能好一些，但由于空战一般发生在40000英尺附近，所以F100相比F110的高空高速优势意义不大？
阿卡斯基 发表于 2015-8-25 16:15
什么意思？是不是说，虽然F100高空高速性能好一些，但由于空战一般发生在40000英尺附近，所以F100相比F11 ...
f15还是有截击苏联轰炸机的用途的，所以都装了f100
什么意思？是不是说，虽然F100高空高速性能好一些，但由于空战一般发生在40000英尺附近，所以F100相比F11 ...
f15还是有截击苏联轰炸机的用途的，所以都装了f100
playfish 发表于 2015-8-25 16:17
f15还是有截击苏联轰炸机的用途的，所以都装了f100
那么，相对于以制空任务为主的J10A，多任务的J10B/C装太行也算过得去喽？
看来J15换装太行的前景不太妙啊，即便改善了起降性能，中秋还担负一定截击任务，那么还是三姨夫比较通吃。
f15还是有截击苏联轰炸机的用途的，所以都装了f100
那么，相对于以制空任务为主的J10A，多任务的J10B/C装太行也算过得去喽？
看来J15换装太行的前景不太妙啊，即便改善了起降性能，中秋还担负一定截击任务，那么还是三姨夫比较通吃。
那么，相对于以制空任务为主的J10A，多任务的J10B/C装太行也算过得去喽？
看来J15换装太行的前景不太妙 ...
某改提高了高空高速性能
看来J15换装太行的前景不太妙 ...
某改提高了高空高速性能
什么意思？是不是说，虽然F100高空高速性能好一些，但由于空战一般发生在40000英尺附近，所以F100相比F11 ...
以前看美帝军网，有美帝网友说奔袭任务f100的表现更好，但也不知道为什么
以前看美帝军网，有美帝网友说奔袭任务f100的表现更好，但也不知道为什么
mjssw 发表于 2015-8-26 11:28
以前看美帝军网，有美帝网友说奔袭任务f100的表现更好，但也不知道为什么
奔袭任务的话，赶脚大部分航程都在接近20000米的高空，这时F100的确有点优势？
以前看美帝军网，有美帝网友说奔袭任务f100的表现更好，但也不知道为什么
奔袭任务的话，赶脚大部分航程都在接近20000米的高空，这时F100的确有点优势？
再给楼主2张图，分别是GE-129和PW-229的。再者GE知道怎么设计、怎么改并不代表TG也能做到。
再给楼主2张图，分别是GE-129和PW-229的。再者GE知道怎么设计、怎么改并不代表TG也能做到。
阿卡斯基 发表于 2015-8-25 16:26
那么，相对于以制空任务为主的J10A，多任务的J10B/C装太行也算过得去喽？
看来J15换装太行的前景不太妙 ...
美军F-15机队清一色的F100是因为F100诞生时，F-15A/B/C/D已经停产，F-15E同年首飞了。F100完全赶不上F-15的任何一个节点，但这不妨碍美军F-15机队在90年代完成和F110的匹配性飞行试验，在必要时刻可以用F110替换下F100。
那么，相对于以制空任务为主的J10A，多任务的J10B/C装太行也算过得去喽？
看来J15换装太行的前景不太妙 ...
美军F-15机队清一色的F100是因为F100诞生时，F-15A/B/C/D已经停产，F-15E同年首飞了。F100完全赶不上F-15的任何一个节点，但这不妨碍美军F-15机队在90年代完成和F110的匹配性飞行试验，在必要时刻可以用F110替换下F100。
海盗猫 发表于 2015-8-28 17:21
美军F-15机队清一色的F100是因为F100诞生时，F-15A/B/C/D已经停产，F-15E同年首飞了。F100完全赶不上F-15 ...
你是说F110也未必不适合执行高空高速任务？即便如此太行也不一定能改成原版F110那样，J-16倒蛮合适的。
美军F-15机队清一色的F100是因为F100诞生时，F-15A/B/C/D已经停产，F-15E同年首飞了。F100完全赶不上F-15 ...
你是说F110也未必不适合执行高空高速任务？即便如此太行也不一定能改成原版F110那样，J-16倒蛮合适的。
流浪的王子猫 发表于 2015-8-25 21:54
某改提高了高空高速性能
改进后的太行的高空高速性能与AL31相比如何？
某改提高了高空高速性能
改进后的太行的高空高速性能与AL31相比如何？
阿卡斯基 发表于 2015-8-28 21:58
你是说F110也未必不适合执行高空高速任务？即便如此太行也不一定能改成原版F110那样，J-16倒蛮合适的。
我的回答只是告诉你为何美军F-15机队没用F110。
GE本来瞄着F-14换发项目去的F101X验证机的参数被设计成和F100相近，要知道F-14本来计划中用的是F100的海军版F401。而F101X就是F110的最原始验证机。
另外F110并不等于TH，哪怕两者有或多或少的渊源。
你是说F110也未必不适合执行高空高速任务？即便如此太行也不一定能改成原版F110那样，J-16倒蛮合适的。
我的回答只是告诉你为何美军F-15机队没用F110。
GE本来瞄着F-14换发项目去的F101X验证机的参数被设计成和F100相近，要知道F-14本来计划中用的是F100的海军版F401。而F101X就是F110的最原始验证机。
另外F110并不等于TH，哪怕两者有或多或少的渊源。
我的回答只是告诉你为何美军F-15机队没用F110。
GE本来瞄着F-14换发项目去的F101X验证机的参数被设计 ...
th不等于f110，这是事实。但是既然有渊源和相似性，以后遇到问题能不能别老说什么“娘胎带出来的”？
GE本来瞄着F-14换发项目去的F101X验证机的参数被设计 ...
th不等于f110，这是事实。但是既然有渊源和相似性，以后遇到问题能不能别老说什么“娘胎带出来的”？
美军F-15机队清一色的F100是因为F100诞生时，F-15A/B/C/D已经停产，F-15E同年首飞了。F100完全赶不上F-15 ...
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更适合空优机的一个原因
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更适合空优机的一个原因
pengdongqing 发表于 2015-9-23 13:14
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更 ...
一样的安装尺寸。
你还瞎扯啥？
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更 ...
一样的安装尺寸。
你还瞎扯啥？
一样的安装尺寸。
你还瞎扯啥？
那涵道比也是不一样的
进气道也有大小口之分
你还瞎扯啥？
那涵道比也是不一样的
进气道也有大小口之分
pengdongqing 发表于 2015-9-23 21:17
那涵道比也是不一样的
进气道也有大小口之分
你还是先去弄懂你扯的这几个名词是啥意思。
那涵道比也是不一样的
进气道也有大小口之分
你还是先去弄懂你扯的这几个名词是啥意思。
你还是先去弄懂你扯的这几个名词是啥意思。
发动机单位迎风面积推力
发动机单位迎风面积推力
安装尺寸一样，风扇的尺寸基本相当，这有啥区别？
110-132这样的改型，风扇压头高，混排压力高，这才是增推的关键。 要扯“单位迎风面积推力”，那也是110系列高一些。
连啥意思都没弄明白就跳来跳去瞎扯。
110-132这样的改型，风扇压头高，混排压力高，这才是增推的关键。 要扯“单位迎风面积推力”，那也是110系列高一些。
连啥意思都没弄明白就跳来跳去瞎扯。
pengdongqing 发表于 2015-9-23 13:14
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更 ...
对不起，F100和F110的进气口面积基本一样，作为半路出家的F110，要是安装尺寸太大，你叫F-16和F-15的发动机舱怎么办？另外所谓的涵道比是指内外涵道的气流量之比而不是看一眼进气道大小就知道的。
110的高空推力曲线是不错，但是迎风面积也比较大，装机之后的全机推力响应估计和100有差距
这也是100更 ...
对不起，F100和F110的进气口面积基本一样，作为半路出家的F110，要是安装尺寸太大，你叫F-16和F-15的发动机舱怎么办？另外所谓的涵道比是指内外涵道的气流量之比而不是看一眼进气道大小就知道的。
同样，或者相当的流量之下，榨出更大的推力，才是当代的高水平航发的标志以及根本追求。
通过提高风扇压头，进而提高混排压力，使相当的流量获得更高的混排喷气压力，才是提高推力提高推比的不二途径。F100、F110、F119、太行系、昆仑系，无一不是如此，没有例外。
在中小直径涡喷中，昆仑的排气压力是最高的，单位迎风面积推力最高。 即使和大多数当代涡扇相比，昆仑也丝毫不弱，甚至更高。
通过提高风扇压头，进而提高混排压力，使相当的流量获得更高的混排喷气压力，才是提高推力提高推比的不二途径。F100、F110、F119、太行系、昆仑系，无一不是如此，没有例外。
在中小直径涡喷中，昆仑的排气压力是最高的，单位迎风面积推力最高。 即使和大多数当代涡扇相比，昆仑也丝毫不弱，甚至更高。
对不起，F100和F110的进气口面积基本一样，作为半路出家的F110，要是安装尺寸太大，你叫F-16和F-15的发动 ...
不一样，F16早期批次进气道都是针对2款发动机做不同的设计
PW220和GE132的空气流量都不一样
不一样，F16早期批次进气道都是针对2款发动机做不同的设计
PW220和GE132的空气流量都不一样
pengdongqing 发表于 2015-9-24 18:39
不一样，F16早期批次进气道都是针对2款发动机做不同的设计
PW220和GE132的空气流量都不一样
对不起，我说的是两者的安装尺寸而不是两者的空气流量。F110和F100的安装尺寸一样，这个安装尺寸包括两者的进气口大小，根本不存在你所谓的F110迎风面积更大一说。
MICD进气口要到第174架F-16C Block30时才启用。截止到第173架F-16C Block30，之前的所有F-16全部用的是NSI进气口。多说一句，F-16的进气口是个模块化设计，只是F110能用MICD和NSI，用后者时仅仅是推力的损失，而F100只能用NSI一种。
不一样，F16早期批次进气道都是针对2款发动机做不同的设计
PW220和GE132的空气流量都不一样
对不起，我说的是两者的安装尺寸而不是两者的空气流量。F110和F100的安装尺寸一样，这个安装尺寸包括两者的进气口大小，根本不存在你所谓的F110迎风面积更大一说。
MICD进气口要到第174架F-16C Block30时才启用。截止到第173架F-16C Block30，之前的所有F-16全部用的是NSI进气口。多说一句，F-16的进气口是个模块化设计，只是F110能用MICD和NSI，用后者时仅仅是推力的损失，而F100只能用NSI一种。
海盗猫 发表于 2015-9-24 21:08
对不起，我说的是两者的安装尺寸而不是两者的空气流量。F110和F100的安装尺寸一样，这个安装尺寸包括两者 ...
基本上不用，用的还是大口
所谓的互换也停留在纸面上
现实中也没有这样部署过
涵道比也是有影响的，229的涵道比好像只有0.4了
海盗猫 发表于 2015-9-24 21:08
对不起，我说的是两者的安装尺寸而不是两者的空气流量。F110和F100的安装尺寸一样，这个安装尺寸包括两者 ...
基本上不用，用的还是大口
所谓的互换也停留在纸面上
现实中也没有这样部署过
涵道比也是有影响的，229的涵道比好像只有0.4了
pengdongqing 发表于 2015-9-24 21:55
基本上不用，用的还是大口
所谓的互换也停留在纸面上
现实中也没有这样部署过
半对半错。F-16C Block30/32的使用的是通用发动机舱，可以兼容F110和F100。但是由于F110和F100的流量差异带来的F100无法兼容MICD，才使得后来30/40/50只使用F110，32/42/52只是用F100。
另外你的回复偏题了。
基本上不用，用的还是大口
所谓的互换也停留在纸面上
现实中也没有这样部署过
半对半错。F-16C Block30/32的使用的是通用发动机舱，可以兼容F110和F100。但是由于F110和F100的流量差异带来的F100无法兼容MICD，才使得后来30/40/50只使用F110，32/42/52只是用F100。
另外你的回复偏题了。
海盗猫 发表于 2015-9-24 22:21
半对半错。F-16C Block30/32的使用的是通用发动机舱，可以兼容F110和F100。但是由于F110和F100的流量差 ...
涵道比大意味着外涵道进气量大，风扇直径大，虽然参数互相影响
但这一点是肯定不变的
高空高速的话外涵道小一点总是好一点的，迎风阻力大可以看做一个附带影响
海盗猫 发表于 2015-9-24 22:21
半对半错。F-16C Block30/32的使用的是通用发动机舱，可以兼容F110和F100。但是由于F110和F100的流量差 ...
涵道比大意味着外涵道进气量大，风扇直径大，虽然参数互相影响
但这一点是肯定不变的
高空高速的话外涵道小一点总是好一点的，迎风阻力大可以看做一个附带影响
pengdongqing 发表于 2015-9-24 22:35
涵道比大意味着外涵道进气量大，风扇直径大，虽然参数互相影响
但这一点是肯定不变的
高空高速的话外 ...
涵道比仅仅是内外涵道的气流量之比而已，风扇大小和涵道比大小没有必然联系。F110从-100到-132，涵道比不断减小，但其尺寸仍保持一致；F100从-100到-229，涵道比也一再变化，但尺寸还是不变。F110和F100两者安装尺寸一样，风扇直径也一样，即你说的迎风面积一样。这就是事实。这是因为F110必须要适应已有的F-16，F-15发动机舱，而这两者的发动机舱就是针对F100设计。
pengdongqing 发表于 2015-9-24 22:35
涵道比大意味着外涵道进气量大，风扇直径大，虽然参数互相影响
但这一点是肯定不变的
高空高速的话外 ...
涵道比仅仅是内外涵道的气流量之比而已，风扇大小和涵道比大小没有必然联系。F110从-100到-132，涵道比不断减小，但其尺寸仍保持一致；F100从-100到-229，涵道比也一再变化，但尺寸还是不变。F110和F100两者安装尺寸一样，风扇直径也一样，即你说的迎风面积一样。这就是事实。这是因为F110必须要适应已有的F-16，F-15发动机舱，而这两者的发动机舱就是针对F100设计。
海盗猫 发表于 2015-9-24 23:01
涵道比仅仅是内外涵道的气流量之比而已，风扇大小和涵道比大小没有必然联系。F110从-100到-132，涵道比 ...
在气流均匀分布下，涵道比就是内外迎风面积之比
当然实际中风扇设计，气流流向决定了内外涵道流量
虽然二者外径尺寸一致，但风扇直径可不一样，110风扇还是大了一点970
100自身的风扇有过微调，229比220就大了2.5MM
安装上看，外径一致长度也不一致，绝对说可以随便换也不科学
海盗猫 发表于 2015-9-24 23:01
涵道比仅仅是内外涵道的气流量之比而已，风扇大小和涵道比大小没有必然联系。F110从-100到-132，涵道比 ...
在气流均匀分布下，涵道比就是内外迎风面积之比
当然实际中风扇设计，气流流向决定了内外涵道流量
虽然二者外径尺寸一致，但风扇直径可不一样，110风扇还是大了一点970
100自身的风扇有过微调，229比220就大了2.5MM
安装上看，外径一致长度也不一致，绝对说可以随便换也不科学
流浪的王子猫 发表于 2015-8-26 22:19
奔袭任务的话，赶脚大部分航程都在接近20000米的高空，这时F100的确有点优势？
战斗机飞两万米是很难的，带着荷载基本做不到，有的都要靠加力冲上去。反正F15 16正常平飞都位置不住2万米，不用说带荷载了。所以，不能凭感觉。
奔袭任务的话，赶脚大部分航程都在接近20000米的高空，这时F100的确有点优势？
战斗机飞两万米是很难的，带着荷载基本做不到，有的都要靠加力冲上去。反正F15 16正常平飞都位置不住2万米，不用说带荷载了。所以，不能凭感觉。
海盗猫 发表于 2015-9-24 15:03
对不起，F100和F110的进气口面积基本一样，作为半路出家的F110，要是安装尺寸太大，你叫F-16和F-15的发动 ...
你错了 110的空气流量高于100 最大直径是一样 但进气口不一样 为此采用了大嘴进气口安装110 安装尺寸没有很多区别 主要是长度 推力到是110大 涵道比大 空气流量当然也大 所以换了进气道
对不起，F100和F110的进气口面积基本一样，作为半路出家的F110，要是安装尺寸太大，你叫F-16和F-15的发动 ...
你错了 110的空气流量高于100 最大直径是一样 但进气口不一样 为此采用了大嘴进气口安装110 安装尺寸没有很多区别 主要是长度 推力到是110大 涵道比大 空气流量当然也大 所以换了进气道
其实对于高涵道比发动机 高空空气稀薄 而风扇的增压比是比流过核心机的部分低的多 所以大涵道比的发动机高空推力相对低空要小不少的 特别是在高空高速的时候 但涵道比太低也就意味着燃油效率更低 这是个双刃剑 因此当初在F-119竞争的时候 F-120为了取得胜利才会选择变循环原理 在涡喷和涡扇间变换以满足不同工况的需求
jack.d 发表于 2015-10-19 17:02
你错了 110的空气流量高于100 最大直径是一样 但进气口不一样 为此采用了大嘴进气口安装110 安装尺寸没 ...
GE/MCID构型的F-16C/D BLK30要到86-0262才开始用。之前的批次和发动机定型试飞用的都是F-16的原始NSI进气道（GE/NSI构型）。另外换的也不是整个进气道而是前半部分的进气口。根换进气道的直接动力是NSI无法满足F110的进气量使得F110的推力下降，这也使得F-16C/D BLK30/32虽然用了通用型发动机舱，但F100不能匹配MCID而无法互相兼容发动机。
另外，涵道比大不一定流量就大。F100-PW-229涵道比为0.36，空气流量是112.4kg·s。相较于F100-PW-100/220降了涵道比升了流量。同理还有F110-GE-129相较于F110-GE-100。
jack.d 发表于 2015-10-19 17:02
你错了 110的空气流量高于100 最大直径是一样 但进气口不一样 为此采用了大嘴进气口安装110 安装尺寸没 ...
GE/MCID构型的F-16C/D BLK30要到86-0262才开始用。之前的批次和发动机定型试飞用的都是F-16的原始NSI进气道（GE/NSI构型）。另外换的也不是整个进气道而是前半部分的进气口。根换进气道的直接动力是NSI无法满足F110的进气量使得F110的推力下降，这也使得F-16C/D BLK30/32虽然用了通用型发动机舱，但F100不能匹配MCID而无法互相兼容发动机。
另外，涵道比大不一定流量就大。F100-PW-229涵道比为0.36，空气流量是112.4kg·s。相较于F100-PW-100/220降了涵道比升了流量。同理还有F110-GE-129相较于F110-GE-100。
海盗猫 发表于 2015-10-20 01:12
GE/MCID构型的F-16C/D BLK30要到86-0262才开始用。之前的批次和发动机定型试飞用的都是F-16的原始NSI进 ...
我说的是同一台发动机核心机 如果加大涵道比会增加空气流量 同样的 后期的110系列增加了推力 但空气流量变化不大 是通过减小涵道比 加大增压比和提高涡前温度实现增推
GE/MCID构型的F-16C/D BLK30要到86-0262才开始用。之前的批次和发动机定型试飞用的都是F-16的原始NSI进 ...
我说的是同一台发动机核心机 如果加大涵道比会增加空气流量 同样的 后期的110系列增加了推力 但空气流量变化不大 是通过减小涵道比 加大增压比和提高涡前温度实现增推
jack.d 发表于 2015-10-20 10:57
我说的是同一台发动机核心机 如果加大涵道比会增加空气流量 同样的 后期的110系列增加了推力 但空气流量 ...
F100也同样是通过增加压比和涡轮前温度来提高推力的
前期26，后期32
我说的是同一台发动机核心机 如果加大涵道比会增加空气流量 同样的 后期的110系列增加了推力 但空气流量 ...
F100也同样是通过增加压比和涡轮前温度来提高推力的
前期26，后期32