超级军网发动机对比
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/03 03:11:22
RD-93发动机（RD-33）
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒
M88发动机
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加力燃烧室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
EJ200涡扇发动机
结构和系统
风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。
压比约4.0。
高 压
压 气 机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。
燃 烧 室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。
高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料
U720。
低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。
加 力
燃 烧 室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式。
控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。
滑油系统 零过载或负过载滑油系统。
相关数据
编辑
最大加力推力(daN) 9000
中间推力(daN) 6000
加力耗油率(kg/daN/h) 1.66～1.73
耗油率(kg/daN/h) 0.74～0.81
推重比 >10
空气流量(kg/s) 75～77
涵道比 0.40
总增压比 26.0
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 863
长度(mm) 3556
质量(kg) 900
f404涡扇发动机
(F404-GE-402)
进气口：带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风扇：3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3.5，平均级压比1.337。
高压
压气机：7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。
燃烧室：短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。
高压涡轮：1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。
低压涡轮：1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。
加力
燃烧室：6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。
尾喷管：液压作动的收-扩喷管。
控制系统：机械液压式燃油控制系统。
点火系统：复式点火装置和火花塞。
4技术数据编辑
最大起飞推力(daN)
F404-GE-400 7120(加力)
4800(中间)
-100A 7560(加力)
-100D 4890(中间)
-F1D2 4800(中间)
-402 7900(加力)
-F2J1 8000(加力)
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
F404-GE-400 1.65(加力)
0.76(中间)
推重比
F404-GE-400 7.24
-100 7.86
-402 7.8
总空气流量(kg/s)
F404-GE-400 64.4
-402 66.0
F412 72.5
涵道比
F404-GE-400 0.34
总增压比
F404-GE-400 25
-100 26
-402 26
涡轮进口温度(℃)
F404-GE-400 1316℃
-100 1337℃
-402 1413℃
最大直径(mm)
F404-GE-400 884
-402 889
长度(含进气锥)(mm) 3912
质量(kg)
F404-GE-400 983
-402 1036
F414的没找到~~~~~RD-93发动机（RD-33）
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒
M88发动机
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加力燃烧室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
EJ200涡扇发动机
结构和系统
风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。
压比约4.0。
高 压
压 气 机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。
燃 烧 室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。
高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料
U720。
低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。
加 力
燃 烧 室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式。
控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。
滑油系统 零过载或负过载滑油系统。
相关数据
编辑
最大加力推力(daN) 9000
中间推力(daN) 6000
加力耗油率(kg/daN/h) 1.66～1.73
耗油率(kg/daN/h) 0.74～0.81
推重比 >10
空气流量(kg/s) 75～77
涵道比 0.40
总增压比 26.0
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 863
长度(mm) 3556
质量(kg) 900
f404涡扇发动机
(F404-GE-402)
进气口：带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风扇：3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3.5，平均级压比1.337。
高压
压气机：7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。
燃烧室：短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。
高压涡轮：1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。
低压涡轮：1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。
加力
燃烧室：6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。
尾喷管：液压作动的收-扩喷管。
控制系统：机械液压式燃油控制系统。
点火系统：复式点火装置和火花塞。
4技术数据编辑
最大起飞推力(daN)
F404-GE-400 7120(加力)
4800(中间)
-100A 7560(加力)
-100D 4890(中间)
-F1D2 4800(中间)
-402 7900(加力)
-F2J1 8000(加力)
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
F404-GE-400 1.65(加力)
0.76(中间)
推重比
F404-GE-400 7.24
-100 7.86
-402 7.8
总空气流量(kg/s)
F404-GE-400 64.4
-402 66.0
F412 72.5
涵道比
F404-GE-400 0.34
总增压比
F404-GE-400 25
-100 26
-402 26
涡轮进口温度(℃)
F404-GE-400 1316℃
-100 1337℃
-402 1413℃
最大直径(mm)
F404-GE-400 884
-402 889
长度(含进气锥)(mm) 3912
质量(kg)
F404-GE-400 983
-402 1036
F414的没找到~~~~~
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒
M88发动机
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加力燃烧室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
EJ200涡扇发动机
结构和系统
风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。
压比约4.0。
高 压
压 气 机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。
燃 烧 室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。
高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料
U720。
低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。
加 力
燃 烧 室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式。
控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。
滑油系统 零过载或负过载滑油系统。
相关数据
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最大加力推力(daN) 9000
中间推力(daN) 6000
加力耗油率(kg/daN/h) 1.66～1.73
耗油率(kg/daN/h) 0.74～0.81
推重比 >10
空气流量(kg/s) 75～77
涵道比 0.40
总增压比 26.0
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 863
长度(mm) 3556
质量(kg) 900
f404涡扇发动机
(F404-GE-402)
进气口：带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风扇：3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3.5，平均级压比1.337。
高压
压气机：7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。
燃烧室：短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。
高压涡轮：1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。
低压涡轮：1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。
加力
燃烧室：6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。
尾喷管：液压作动的收-扩喷管。
控制系统：机械液压式燃油控制系统。
点火系统：复式点火装置和火花塞。
4技术数据编辑
最大起飞推力(daN)
F404-GE-400 7120(加力)
4800(中间)
-100A 7560(加力)
-100D 4890(中间)
-F1D2 4800(中间)
-402 7900(加力)
-F2J1 8000(加力)
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
F404-GE-400 1.65(加力)
0.76(中间)
推重比
F404-GE-400 7.24
-100 7.86
-402 7.8
总空气流量(kg/s)
F404-GE-400 64.4
-402 66.0
F412 72.5
涵道比
F404-GE-400 0.34
总增压比
F404-GE-400 25
-100 26
-402 26
涡轮进口温度(℃)
F404-GE-400 1316℃
-100 1337℃
-402 1413℃
最大直径(mm)
F404-GE-400 884
-402 889
长度(含进气锥)(mm) 3912
质量(kg)
F404-GE-400 983
-402 1036
F414的没找到~~~~~RD-93发动机（RD-33）
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒
M88发动机
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加力燃烧室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
EJ200涡扇发动机
结构和系统
风 扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。
压比约4.0。
高 压
压 气 机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。
燃 烧 室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。
高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料
U720。
低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。
加 力
燃 烧 室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式。
控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。
滑油系统 零过载或负过载滑油系统。
相关数据
编辑
最大加力推力(daN) 9000
中间推力(daN) 6000
加力耗油率(kg/daN/h) 1.66～1.73
耗油率(kg/daN/h) 0.74～0.81
推重比 >10
空气流量(kg/s) 75～77
涵道比 0.40
总增压比 26.0
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 863
长度(mm) 3556
质量(kg) 900
f404涡扇发动机
(F404-GE-402)
进气口：带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风扇：3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3.5，平均级压比1.337。
高压
压气机：7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。
燃烧室：短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。
高压涡轮：1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。
低压涡轮：1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。
加力
燃烧室：6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。
尾喷管：液压作动的收-扩喷管。
控制系统：机械液压式燃油控制系统。
点火系统：复式点火装置和火花塞。
4技术数据编辑
最大起飞推力(daN)
F404-GE-400 7120(加力)
4800(中间)
-100A 7560(加力)
-100D 4890(中间)
-F1D2 4800(中间)
-402 7900(加力)
-F2J1 8000(加力)
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
F404-GE-400 1.65(加力)
0.76(中间)
推重比
F404-GE-400 7.24
-100 7.86
-402 7.8
总空气流量(kg/s)
F404-GE-400 64.4
-402 66.0
F412 72.5
涵道比
F404-GE-400 0.34
总增压比
F404-GE-400 25
-100 26
-402 26
涡轮进口温度(℃)
F404-GE-400 1316℃
-100 1337℃
-402 1413℃
最大直径(mm)
F404-GE-400 884
-402 889
长度(含进气锥)(mm) 3912
质量(kg)
F404-GE-400 983
-402 1036
F414的没找到~~~~~
数据很好，最好做个对比表格。以供大家收藏
楼主好歹做个表格啊！
RD-93能有7.9的国标推重比兔子做梦都要笑醒....
油炸章鱼 发表于 2015-8-26 18:39
RD-93能有7.9的国标推重比兔子做梦都要笑醒....
错了，应该是6.9
RD-93能有7.9的国标推重比兔子做梦都要笑醒....
错了，应该是6.9
都是人类智慧的结晶，像发明航天引擎对此付出辛苦的科学家们表示致敬，楼主有没有 黑鸟发动机引擎的参数啊 求围观
楼主想说什么结论，明白说吧，看没有表格的数字很没耐心的
错了，应该是6.9
按毛标8.1国标6.985的31f的比例来看，6.9都没有。
按毛标8.1国标6.985的31f的比例来看，6.9都没有。
RB199呢{:soso_e113:}
为何要将EJ200着种超4代发动机与一票3代发动机比{:soso_e113:}
为何要将EJ200着种超4代发动机与一票3代发动机比{:soso_e113:}
罗罗说：设计一个发动机需要一天，制造出来需要三个月。
最好整理一个表格列出所有项，这么列出来看起来比较费劲，而且m88没有推重比数据，其他的却有，各项不一致的不好比对
不说推力曲线的都是耍流氓……
2015-8-27 08:07 上传
Specifications (F414-400)
Data from General Electric
General characteristics
Type: Afterburning turbofan
Length: 154 in (391 cm)
Diameter: 35 in (89 cm)
Dry weight: 2,445 lb (1,110 kg) max weight
Components
Compressor: Axial compressor with 3 fan and 7 compressor stages
Combustors: annular
Turbine: 1 low-pressure and 1 high-pressure stage
Performance
Maximum thrust:
13,000 lbf (57.8 kN) military thrust
22,000 lbf (97.9 kN) with afterburner
Overall pressure ratio: 30:1
Thrust-to-weight ratio: 9:1
air mass flow:77.1kg/s
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_F414
Specifications (F414-400)
Data from General Electric
General characteristics
Type: Afterburning turbofan
Length: 154 in (391 cm)
Diameter: 35 in (89 cm)
Dry weight: 2,445 lb (1,110 kg) max weight
Components
Compressor: Axial compressor with 3 fan and 7 compressor stages
Combustors: annular
Turbine: 1 low-pressure and 1 high-pressure stage
Performance
Maximum thrust:
13,000 lbf (57.8 kN) military thrust
22,000 lbf (97.9 kN) with afterburner
Overall pressure ratio: 30:1
Thrust-to-weight ratio: 9:1
air mass flow:77.1kg/s
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_F414
错了，应该是6.9
错了，6.9是31的推比，rd93是美标6.7，国标6.5左右。
错了，6.9是31的推比，rd93是美标6.7，国标6.5左右。
2015-8-27 08:18 上传
中出王 发表于 2015-8-26 22:02
罗罗说：设计一个发动机需要一天，制造出来需要三个月。
这个说法挺对的，参看太行！
罗罗说：设计一个发动机需要一天，制造出来需要三个月。
这个说法挺对的，参看太行！
最好做个对比表格