歼-8II F-14A中空高亚音速稳盘半斤八两，超音速推重比 ...

米格25或31对阵雄猫，谁会更有胜算

大中午头的，就开始做白日梦high起来了？

白云居士 发表于 2015-10-5 14:32
大中午头的，就开始做白日梦high起来了？
你来反驳一下
我看你在白日做梦吧

ziwei249 发表于 2015-10-5 14:37
你来反驳一下
我看你在白日做梦吧
这个涡喷13大改到底是什么编号， 什么时候投产服役的，推力到底是多少， 你先说说看

白云居士 发表于 2015-10-5 15:06
这个涡喷13大改到底是什么编号， 什么时候投产服役的，推力到底是多少， 你先说说看
http://lt.cjdby.net/thread-2059724-1-1.html

以前看现代军事吹昆仑发动机有7200kg的

昆仑2 还 7600kg   
我估计这么多年过去   7000kg 推力  改进到 7200   没有问题

tf30和飞豹的斯贝mk202   差不多   斯贝mk202  8-10 km  1.6倍音速推力惨不忍睹

你都错乱了吧
====先不说你这个昆仑的推力到底如何，  和你上面说的涡喷13大改啥关系？
====这么多年过去，推力就一定会自然增长？  发动机往往是定型后多年都不改变的，因为可靠性往往是更重要的指标
斯贝的性能我不去置评， 因为那和TF30有啥关系？

你四处转进，就靠假设么？

PS： 另外，TF30是1965年定型的，装备它的F14A是1970年首飞的，   昆仑发动机是2002年定型的，
你去比较这两款发动机找优越感在我看来十分的莫名其妙， 你要知道，在27年前换装F110发动机的F14都已经在10年前退役了。

ziwei249 发表于 2015-10-5 15:25
http://lt.cjdby.net/thread-2059724-1-1.html

以前看现代军事吹昆仑发动机有7200kg的

你都错乱了吧
====先不说你这个昆仑的推力到底如何，  和你上面说的涡喷13大改啥关系？
====这么多年过去，推力就一定会自然增长？  发动机往往是定型后多年都不改变的，因为可靠性往往是更重要的指标
斯贝的性能我不去置评， 因为那和TF30有啥关系？

你四处转进，就靠假设么？

PS： 另外，TF30是1965年定型的，装备它的F14A是1970年首飞的，   昆仑发动机是2002年定型的，
你去比较这两款发动机找优越感在我看来十分的莫名其妙， 你要知道，在27年前换装F110发动机的F14都已经在10年前退役了。

斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似

http://jpkc.nwpu.edu.cn/jp2005/17/dzjc/jxzy/Cwopen14.htm


中国涡喷系列  
  
昆仑发动机(WP14 ) ：

概述：

     昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国际军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》 (GJB241-87) 自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型，是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。在世界航空发动机的发展史上，昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作，但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看，客观地说，昆仑确实落后了，由于昆仑发动机研制 是在我们自行设计的经验不足，基础薄弱的情况下开始的，甚至缺少必要的研制条件，各种主观客观的原因，使它的研制过程经历了18年之久。但通过昆仑发动机的研制，我们真正走完了发动机研制的全过程。尤其是采用参照国际上航空发达国家军用标准编制的发动机通用规范，一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶，使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识，积累了难得的工程研究经验。无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步，也使我们有了更完善的研制条件，为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累，我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利，相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。

  .




历史：

     80年代中期，我国航空发动机的研制能力已有了长足进步，可以生产出一大批性能较为先进的涡喷发动机来满足空军 部队的作战要求。但这些发动机基本上都是在前苏联发动机基础上的改进、改型，并没有走出前苏联发动机的“框子”，客观地说并不完全是自己的产品，整体技术水平仍处于20世纪60到70年代的水平。这不仅制约了我国航空发动机制造工业的发展，同时还严重影响到我国军用战机的性能。因此，能否为国产战机装上中国自己研制的强劲“心脏”，是解决中国战机所面临的各种问题的关键所在，对我国今后航空发动机及军用战机的研制都具有极其重要的意义 。“昆仑”发动机就是在这种背景下开始研制的。

     1983年，随着涡扇6的中止研制，研制单位606所的设计人员已无型号可作，设计队伍日见涣散。为了这支宝贵的设计队伍不致于彻底垮掉，1984年，上级为该所下达了研制“昆仑”发动机验证机的任务，606所又恢复了原有的生气，仅用2年零8个月就完成了样机。1987年正式立项，开始进入原型机的研制阶段。而此时恰逢我国颁布了全新的国军标GJB241- 87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范”，上级要求“昆仑”发动机的研制要全面贯彻新的国军标。由于国军标是以美国的军标为基础编制的，与以前我国所按的前苏联军标有着很大的不同，因此此前所有对发动机的设计试验标准全部都得推倒重来。这使“昆仑”发动机研制进度大大拖慢，最后经历了长达18年的时间才在2002年设计定型。但从今天看来，当年贯彻国军标转移是极为正确、极富远见的，它不仅提高了我国研制航空发动机的能力与水平，还解决了我国航空发动机长期以来所存在的可靠性低、可维护性差、使用寿命短的缺陷。“昆仑”发动机之所以用了近18年的时间才完成研制工作，主要是由于国军标的要求十分苛刻，要全面贯彻起来就当时的国内基础并不具备条件，另一个原因是我们缺少一些必须的实验设备。因此，要在原定的时间内完成研制计划是很困难的。

     “昆仑”发动机的地面试车过程中曾先后出现过高压涡轮叶片折断、高压压气机和低压压气机叶片断裂、发动机管路渗漏油、空中润滑油消耗量过大、舱壁温度过高等问题，而在装机试飞中又出现了部分加力脉冲、加力点火成功率低、高空大速度喘振停车、高空小速度切断加力停车等各种重大技术问题。公司技术人员经过近一年多的努力，所有出现的技术问题都最终得到了圆满的解决，研制工作也顺利进入了最后阶段，完成了所有试验任务，最后在2001年12月通过了国家测试，达到设计定型标准。

     后来，我国又先后推出“昆仑”Ⅰ、“昆仑”Ⅱ型发动机。Ⅰ型是原型1号机的改型机，主要是对外部机匣、附件等外部部件进行了适应性改造，以提高其装配性 能。“昆仑”Ⅱ型则是加大推力型，它是在“昆仑”发动机的基础上，以不损害发动机的工作可靠性、耐久性和安全工作裕度的前提下，通过采用先进技术来增大发 动机的空气流量、提高部件的工作效率、减少漏气及流体损失，并且进一步降低了耗油率，机体部件上提高了钛合金的使用，减轻了发动机的重量，提高了发动机的 推重比，提高了性能。 “昆仑”Ⅱ型发动机目前我国最先进的涡喷发动机。由于“昆仑”Ⅱ型发动机 的安装方式和外形尺寸与我国大量在役的涡喷7、涡喷13系列发动机基本相同， 具有很好的互换性，因此可以很方便地安装到现役各型歼-7、歼-8飞机上，从 而使这两种飞机的性能有了一个跨越式的提高，极大地提高了我海空军航空兵 的空中作战能力。


结构与性能：

     “昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式 防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。

     发动机长4.635米，直径 882 毫米，重 1010 千克，最大推力 49 千牛，加力推力 69.6 千牛，推重比 6.4 ，加力推力耗油率 0.20 千克 / 牛 ? 小时 ，最大推力耗油率 0.098 千克 / 牛 ? 小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

     2002 年“昆仑”Ⅱ的加力推力为 7800 千克，现已提高到加力 8010 千克，最大 5780 千克，推重比 7.22 。发展型昆仑 3 加力为 8930 千克，推重比 8.05 。

     昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼 7 和歼 8 系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。

白云居士 发表于 2015-10-5 15:58
你都错乱了吧
====先不说你这个昆仑的推力到底如何，  和你上面说的涡喷13大改啥关系？
====这么多年过 ...

斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似

http://jpkc.nwpu.edu.cn/jp2005/17/dzjc/jxzy/Cwopen14.htm


中国涡喷系列  
  
昆仑发动机(WP14 ) ：

概述：

     昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国际军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》 (GJB241-87) 自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型，是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。在世界航空发动机的发展史上，昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作，但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看，客观地说，昆仑确实落后了，由于昆仑发动机研制 是在我们自行设计的经验不足，基础薄弱的情况下开始的，甚至缺少必要的研制条件，各种主观客观的原因，使它的研制过程经历了18年之久。但通过昆仑发动机的研制，我们真正走完了发动机研制的全过程。尤其是采用参照国际上航空发达国家军用标准编制的发动机通用规范，一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶，使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识，积累了难得的工程研究经验。无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步，也使我们有了更完善的研制条件，为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累，我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利，相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。

  .




历史：

     80年代中期，我国航空发动机的研制能力已有了长足进步，可以生产出一大批性能较为先进的涡喷发动机来满足空军 部队的作战要求。但这些发动机基本上都是在前苏联发动机基础上的改进、改型，并没有走出前苏联发动机的“框子”，客观地说并不完全是自己的产品，整体技术水平仍处于20世纪60到70年代的水平。这不仅制约了我国航空发动机制造工业的发展，同时还严重影响到我国军用战机的性能。因此，能否为国产战机装上中国自己研制的强劲“心脏”，是解决中国战机所面临的各种问题的关键所在，对我国今后航空发动机及军用战机的研制都具有极其重要的意义 。“昆仑”发动机就是在这种背景下开始研制的。

     1983年，随着涡扇6的中止研制，研制单位606所的设计人员已无型号可作，设计队伍日见涣散。为了这支宝贵的设计队伍不致于彻底垮掉，1984年，上级为该所下达了研制“昆仑”发动机验证机的任务，606所又恢复了原有的生气，仅用2年零8个月就完成了样机。1987年正式立项，开始进入原型机的研制阶段。而此时恰逢我国颁布了全新的国军标GJB241- 87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范”，上级要求“昆仑”发动机的研制要全面贯彻新的国军标。由于国军标是以美国的军标为基础编制的，与以前我国所按的前苏联军标有着很大的不同，因此此前所有对发动机的设计试验标准全部都得推倒重来。这使“昆仑”发动机研制进度大大拖慢，最后经历了长达18年的时间才在2002年设计定型。但从今天看来，当年贯彻国军标转移是极为正确、极富远见的，它不仅提高了我国研制航空发动机的能力与水平，还解决了我国航空发动机长期以来所存在的可靠性低、可维护性差、使用寿命短的缺陷。“昆仑”发动机之所以用了近18年的时间才完成研制工作，主要是由于国军标的要求十分苛刻，要全面贯彻起来就当时的国内基础并不具备条件，另一个原因是我们缺少一些必须的实验设备。因此，要在原定的时间内完成研制计划是很困难的。

     “昆仑”发动机的地面试车过程中曾先后出现过高压涡轮叶片折断、高压压气机和低压压气机叶片断裂、发动机管路渗漏油、空中润滑油消耗量过大、舱壁温度过高等问题，而在装机试飞中又出现了部分加力脉冲、加力点火成功率低、高空大速度喘振停车、高空小速度切断加力停车等各种重大技术问题。公司技术人员经过近一年多的努力，所有出现的技术问题都最终得到了圆满的解决，研制工作也顺利进入了最后阶段，完成了所有试验任务，最后在2001年12月通过了国家测试，达到设计定型标准。

     后来，我国又先后推出“昆仑”Ⅰ、“昆仑”Ⅱ型发动机。Ⅰ型是原型1号机的改型机，主要是对外部机匣、附件等外部部件进行了适应性改造，以提高其装配性 能。“昆仑”Ⅱ型则是加大推力型，它是在“昆仑”发动机的基础上，以不损害发动机的工作可靠性、耐久性和安全工作裕度的前提下，通过采用先进技术来增大发 动机的空气流量、提高部件的工作效率、减少漏气及流体损失，并且进一步降低了耗油率，机体部件上提高了钛合金的使用，减轻了发动机的重量，提高了发动机的 推重比，提高了性能。 “昆仑”Ⅱ型发动机目前我国最先进的涡喷发动机。由于“昆仑”Ⅱ型发动机 的安装方式和外形尺寸与我国大量在役的涡喷7、涡喷13系列发动机基本相同， 具有很好的互换性，因此可以很方便地安装到现役各型歼-7、歼-8飞机上，从 而使这两种飞机的性能有了一个跨越式的提高，极大地提高了我海空军航空兵 的空中作战能力。


结构与性能：

     “昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式 防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。

     发动机长4.635米，直径 882 毫米，重 1010 千克，最大推力 49 千牛，加力推力 69.6 千牛，推重比 6.4 ，加力推力耗油率 0.20 千克 / 牛 ? 小时 ，最大推力耗油率 0.098 千克 / 牛 ? 小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

     2002 年“昆仑”Ⅱ的加力推力为 7800 千克，现已提高到加力 8010 千克，最大 5780 千克，推重比 7.22 。发展型昆仑 3 加力为 8930 千克，推重比 8.05 。

     昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼 7 和歼 8 系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。

ziwei249 发表于 2015-10-5 16:04
斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似

斯贝是斯贝， 你想比较就直接找TF30的资料去。
另外还是建议你， 既然想让歼八去挑F14， 为了防止忙活半天空欢喜， 最好去找1988年就换了F110发动机的F14D去PK

白云居士 发表于 2015-10-5 15:58
你都错乱了吧
====先不说你这个昆仑的推力到底如何，  和你上面说的涡喷13大改啥关系？
====这么多年 ...
那时还吹昆仑可以装J8，有通用性

实际我们也不知道昆仑可不可以装J8，具体推力

往好的估计  推力提升

以前军事世界画刊公布 66kn
歼击8-2m提升到68.67kn
昆仑系列至少70kn   吹74kn   
  昆仑又能用在J8上
这些都是比较官方的数据

乐观估计取7200kg没问题吧

大部分F14都只有TF30

F14换110的很少吧，估计没有100架

F14     800架以上
  

白云居士 发表于 2015-10-5 15:58
你都错乱了吧
====先不说你这个昆仑的推力到底如何，  和你上面说的涡喷13大改啥关系？
====这么多年 ...

以前军事世界画刊公布 66kn
歼击8-2m提升到68.67kn
昆仑系列至少70kn   吹74kn   
  昆仑又能用在J8上
这些都是比较官方的数据

乐观估计取7200kg没问题吧

大部分F14都只有TF30

F14换110的很少吧，估计没有100架

F14     800架以上
  

歼8F怎么可能大幅领先F14D

没有轰动效果

http://lt.cjdby.net/thread-2059724-1-1.html

歼八F血洗F35C——歼-8II与F-35C高空1.4马赫机动性比较 [复制链接]  
  

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陆军中士, 积分 208, 距离下一级还需 92 积分注册时间2011-9-5 最后登录2015-10-5  电梯直达   1楼
发表于 2015-8-15 12:27 | 只看该作者  |倒序浏览 |阅读模式

本帖最后由 ziwei249 于 2015-8-15 13:30 编辑





歼八F假定空重10吨，内油4吨，WP13大改高空（8km）超音速加力推力按推力曲线假定  8吨x2
1.4倍音速升阻比 高达4.5   （ 假定使用中线复合挂架挂4  PL21）   飞行员挂架弹药共计2吨   
F35C空重15吨，内油6吨，F135高空推力高速推力  17.5吨
1.4倍音速升阻比 仅为2.7     4  AIM120D飞行员挂架弹药共计1.4吨

推重比   歼八F高达1

            F35C仅为0.65

升阻比   歼八F高达4.5

            F35C仅为2.7

歼八F机动性为F35C  2.5倍


在强大的地面VHF雷达和空中L波段预警机指引下血洗F35C



F35隐形优势极大，无强大VHF和预警机当然血洗J8

白云居士 发表于 2015-10-5 16:12
斯贝是斯贝， 你想比较就直接找TF30的资料去。
另外还是建议你， 既然想让歼八去挑F14， 为了防止忙活 ...

歼8F怎么可能大幅领先F14D

没有轰动效果

http://lt.cjdby.net/thread-2059724-1-1.html

歼八F血洗F35C——歼-8II与F-35C高空1.4马赫机动性比较 [复制链接]  
  

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本帖最后由 ziwei249 于 2015-8-15 13:30 编辑





歼八F假定空重10吨，内油4吨，WP13大改高空（8km）超音速加力推力按推力曲线假定  8吨x2
1.4倍音速升阻比 高达4.5   （ 假定使用中线复合挂架挂4  PL21）   飞行员挂架弹药共计2吨   
F35C空重15吨，内油6吨，F135高空推力高速推力  17.5吨
1.4倍音速升阻比 仅为2.7     4  AIM120D飞行员挂架弹药共计1.4吨

推重比   歼八F高达1

            F35C仅为0.65

升阻比   歼八F高达4.5

            F35C仅为2.7

歼八F机动性为F35C  2.5倍


在强大的地面VHF雷达和空中L波段预警机指引下血洗F35C



F35隐形优势极大，无强大VHF和预警机当然血洗J8

ziwei249 发表于 2015-10-5 18:36
以前军事世界画刊公布 66kn
歼击8-2m提升到68.67kn
昆仑系列至少70kn   吹74kn   
用昆仑的歼八有几架，说说看

谁知道啊 ，有人吹 J8F 换了昆仑2  双25  国产装备数据不透明

只能从八股  和 公布数据推测了

J8F超音速干烂F35C  刺激吗

白云居士 发表于 2015-10-5 18:47
用昆仑的歼八有几架，说说看

谁知道啊 ，有人吹 J8F 换了昆仑2  双25  国产装备数据不透明

只能从八股  和 公布数据推测了

J8F超音速干烂F35C  刺激吗

ziwei249 发表于 2015-10-5 18:50
谁知道啊

只能从八股  和 公布数据推测了
你既然不知道， 扯什么鬼？

ziwei249 发表于 2015-10-5 18:50
谁知道啊 ，有人吹 J8F 换了昆仑2  双25  国产装备数据不透明

只能从八股  和 公布数据推测了
你还是回去写作业吧， 干烂这个干烂那个， 小心被妈妈骂

白云居士 发表于 2015-10-5 18:52
你既然不知道， 扯什么鬼？
7200kg
和7000kg  很影响结论吗
你敢说后面批次的J8发动机推力比公开的68.67一点提高都没有啊

白云居士 发表于 2015-10-5 18:52
你还是回去写作业吧， 干烂这个干烂那个， 小心被妈妈骂
TF30的推力曲线也没有公开的，悲剧

白云居士 发表于 2015-10-5 18:52
你还是回去写作业吧， 干烂这个干烂那个， 小心被妈妈骂
剪水鹱把F35黑得惨不忍睹，你认为水平如何
http://puffinus.blog.163.com/

ziwei249 发表于 2015-10-5 18:55
TF30的推力曲线也没有公开的，悲剧
你既不知道J8到底装的什么发动机，也不知道其具体参数， 也不知道TF30的具体参数，你比较个什么劲？

ziwei249 发表于 2015-10-5 18:57
剪水鹱把F35黑得惨不忍睹，你认为水平如何
http://puffinus.blog.163.com/
它会被历史嘲笑的， 现在根本没必要理会它

白云居士 发表于 2015-10-5 19:29
你既不知道J8到底装的什么发动机，也不知道其具体参数， 也不知道TF30的具体参数，你比较个什么劲？
斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似A

ziwei249 发表于 2015-10-5 19:31
斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似A
这句话你重复了很多遍了，这就是你论证推导的所有依据是吧

白云居士 发表于 2015-10-5 19:32
这句话你重复了很多遍了，这就是你论证推导的所有依据是吧
斯贝mk202 涵道比 压比  推力  温度  流量  尺寸 和tf30相似
是啊
发动机这些基本一致推力曲线也基本一致的

白云居士 发表于 2015-10-5 19:32
这句话你重复了很多遍了，这就是你论证推导的所有依据是吧
一个不成功的民用改，对PW军推还真不一定有多大意义。。。后来的F101系都是新核心机
===========================
TF30
(JTF10A)

牌　　号　TF30
用　　途　军用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　美国
厂　　商　普拉特·惠特尼公司
生产现状　停产
装机对象　美国双发战斗机F-111A/C/E/K、FB-111A，美国单发攻击机A-7A/B、TA-7C，美
　　　　　国双发超音速舰载战斗机F-14A、F-14C。

研制情况

　　TF30是美国普拉特·惠特尼公司研制的高压比轴流式双转子涡扇发动机。1958年该公司以私人经营计划开始研制民用型JTF10A，于1959年12月首次运转，但未获应用。1961年末，美F-111战斗机选中JTF10A的军用加力型TF30-P-1。该型发动机于1962年夏在B-45飞行试验台上开始飞行试验，1964年12月装于F-111A首次飞行。1965年8月完成定型试验，并用于F-111A的发展型和头5架生产型。第6架以后改用TF30-P-3。TF30-P-1的不加力型TF30-P-6于1964年被美国海军选中，用于舰载攻击机A-7，并于1966年10月开始交付使用。1976年底，F-14战斗机选用TF30-P-412。P-412于1969年1月开始研制，1970年8月完成试飞前规定试验，同年12月首飞，1971年5月通过定型试验。
　　初期的TF30翻修寿命只有150h。到1972年，TF30-P-3和P-6达到了1000h。后来，各型TF30的翻修寿命达到1500h。
　　主要改型有：TF30-P-1、-3、-6、-7、-8、-9、-12、-18、-100、-408、-412A、-414和-414A。



结构和系统

进 气 口　皮托管式环形。23个固定进口导流叶片。
风　　扇　3级轴流式。带减振凸台。
低压压气机　6级轴流式。与风扇共轴。
高压压气机　7级轴流式。
燃 烧 室　环管式。8个火焰筒。
高压涡轮　单级轴流式。气冷。
低压涡轮　3级轴流式。涡轮后温度为857℃。
加力燃烧室　平行进气。扩压器后的燃烧段由双层壁外壳和内衬套构成，内有分5个区供油的燃烧系统。
尾 喷 管　主喷管面积可调，装有6个用燃油压力作动筒驱动的调节板。
控制系统　机械液压式。



技术数据

(TF30-P-414)
最大加力起飞推力(daN)　　　　　　  9317
最大加力耗油率[kg/(daN·h)]
　　TF30-P-100　　　　　　　　　　2.50
推重比　　　　　　　　　　　　　 　5.0
空气流量(kg/s)
　　TF30-P-100　　　　　　　　　　118
涵道比　　　　　　　　　　　　　 　0.9
总增压比　　　　　　　　　　　　 　19.8
涡轮进口温度(℃)
　　TF30-P-100　　　　　　　　　　1237
最大直径(mm)　　　　　　　　　　　1293
长度(mm)　　　　　　　　　　　　　5987
质量(kg)　　　　　　　　　　 　　　1905

ziwei249 发表于 2015-10-5 19:38
一个不成功的民用改，对PW军推还真不一定有多大意义。。。后来的F101系都是新核心机
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这老帖子你贴过来干嘛？  你既然有闲心， 那你就把TF30，斯贝和昆仑放在这里比较分析一下吧

白云居士 发表于 2015-10-5 19:41
这老帖子你贴过来干嘛？  你既然有闲心， 那你就把TF30，斯贝和昆仑放在这里比较分析一下吧
【资料图：秦岭发动机以英国斯贝发动机为蓝本仿制时间长达30年】
   
    经过3年多的努力，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件，罗尔斯一罗伊斯购件和附件的涡扇9完成装配。1979年下半年，分两批装出了4台发动机。同年11月1 3日，由中英双方共同在中国完成了150小时持久试车考核。1980年2月至5月，中国制造的两台涡扇9发动机和两套部件又在英国完成了高空模拟试车，零下40摄氏度条件下起动试车，以及5大部件的循环疲劳强度试验，结果都符合技术要求。1980年5月30日，中英双方代表签署了中国涡扇9发动机考核成功的文件。
   
    按计划，当时应该接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使涡扇9国产化进度拖后，1983年才取得初步进展。压缩机叶片的铸造技术到1988年才得以突破。 国产涡扇9最大加力推力9305千克，最大军用推力5557千克，中间状态推力4692千克，最大连续推力4692千克，最大军用耗油率0.684千克／时，最大加力耗油率2。0千克／千克／时，推重比5.85，空气流量92.5千克／秒，涵道比0.62，总增压比20，涡轮前温度1167摄氏度，直径1093.32毫米，最大长度5205毫米(喷口全张开)。从数据来看，涡扇9的推力固然无法与AL-31等先进发动机相比。但以当时的技术水平已经相当不错了。尤其耗油率则远远优于当时国内的涡喷发动机，使得“飞豹”的航程得到了保证。但要真正实现全面的国产化还有相当长的路要走。由于斯贝发动机最终被选作“飞豹”的发动机，为配合“飞豹”的生产很快就将引进的40多台发动机耗尽，其中至少有2台发动机由于存放过久，保养不利而被废弃。同时由于无法实现完全的国产化，使得“飞豹”的生产也限于停顿之中。为保证歼“飞豹”的生产，我国被迫从英国引进了一批早已封存多年的斯贝涡扇发动机并试图与英国恢复合作制造。
   
    在2003年7月17日，国产化涡扇9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。实现全国产的涡扇9被命名为“秦岭”。于是乎，涡扇9发动机经过近30年奋斗。终于实现了国产化。 涡扇9发动机的制造成功，使中国有了一台推力适中的涡轮风扇发动机，填补了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力。由于斯贝机结构复杂、叶片多、精密件多、薄壁焊接件多，复杂形状的管件多、难加工的材料多。涡扇9制造过程中引进了电解加工、电子束焊、实验室控制、检测和测量、精铸、精锻等70年代水平的新工艺、新技术。涡扇9零件和工艺装备的加工，精度普遍比国内原产机种高一级以上。通过试制，发动机厂掌握了金属喷涂、真空热处理、管子轨迹焊、真空钎焊、数控弯管、大型机匣电解加工等13项具有当时世界先进水平的先进技术。还有软阴阳模成型、蠕动磨削等46项达到国内最先进水平的工艺技术。同时，国内冶金、材料、化工、机械等工业的技术水平也相应得到了提高，从而较大幅度缩短了整个发动机制造技术与世界先进水平的差距。而且斯贝的引进还为航空工业迎接新时期的改革开放，引进国外先进技术，开展技术合作与交流，提高发动机及配套产品技术水平开了个好头。

ziwei249 发表于 2015-10-5 19:46
【资料图：秦岭发动机以英国斯贝发动机为蓝本仿制时间长达30年】
   
    经过3年多的努力，1979年7 ...
要的是你的分析，  你百度来点白开水文章就算交卷子了？ 呵呵

白云居士 发表于 2015-10-5 19:51
要的是你的分析，  你百度来点白开水文章就算交卷子了？ 呵呵
压比19对20，涵道比0.62对0.9 ，涡轮前温度1167对1237  ，高速性能当然差不多啊，搞不好mk202
还强

白云居士 发表于 2015-10-5 19:51
要的是你的分析，  你百度来点白开水文章就算交卷子了？ 呵呵
http://mil.news.sina.com.cn/p/2007-12-26/0727478327.html

技术突破——涡喷13

　　上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格一21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。

　　涡喷13主要在涡喷7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量、扩大了发动机的稳定工作裕度。而且在压气机部件上应用了钛合金，减轻发动机重量；各部件、系统的结构也有所改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。

　　从结构上看，相比涡喷7系列，涡喷13的高压压气机增加2级，压比也增加到9；依然采用环管形燃烧室，相比当时流行的环形燃烧室落后不少；在涡轮叶片上采用比较先进的无余量精铸工艺，材料为定向凝固合金；加力燃烧室的火焰稳定器采用高歌教授提出的沙丘驻涡技术。可以说涡喷13代表了当时中国航空发动机制造的最高技术，但相比美俄采用的单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘等技术而言还是落后不少。

　　之后，黎阳公司又在涡喷13的基础上改进研制了涡喷13B系列发动机。该发动机的研制始于1991年，1995年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68.65千牛(7吨)，不加力推力达到47.56千牛(4.859吨)，整机重量为1.28吨。1996年春节过后，涡喷13B发动机在高空台用了2个月的时间进行10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，1999年被军方列为重点型号，2002年6月16日进行全寿命考核长期试车，2003年定型 涡喷13B已经发展出数个改进型号：涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤.涡喷13FⅡ为适应性单发改型，1997年8月顺利通过地面试车，1998年6月8日配装歼7FS首飞。从性能来看，该型发动机最大状态推力提高了14.3%，加力推力提高了8_3%，推重比提高了8.3%，发动机最大耗油率保持或低于原型发动机，加力l状态耗油率与原型发动机相比降低4.5%。 应该说涡喷13B的推力指标还是不错的，但问题在于推比还是过低，实际推比也就在6左右，油耗也难以满足超7对大航程的需求。

　　跨越颠峰——涡喷14

　　1984年，沈阳航空发动机研究所为了满足歼7和歼8系列战机改进型号对发动机推力增长的要求，开始研制涡喷14发动机，这是中国人独立研制航空发动机的开始。1986年沈阳航空发动机研究所完成验证机阶段工作，转入型号研制。在研制过程中，作为中国第一款贯彻国军标的发动机，沈阳航空发动机研究所为涡喷14发动机付出了辛勤的努力和劳作。该型发动机1993年开始装机试飞，并于2002年定型，代号“昆仑”。“昆仑”发动机的研制成功对于中国航空动力来说是一次跨越，正是因为有了它，中国才能成为世界发动机生产大国的五强之一。可以说“昆仑”发动机是中国航空动力一块坚实的地基。

　　涡喷14“昆仑”发动机选用了涡喷13发动机的3级低压压气机和缩小的“斯贝”发动机前7级高压压气机的叶片造型。另外，根据涡扇6以及涡喷15等发动机的经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件。研制初期，高低压压气机的不匹配成为最大的一道难关，最后设计出新的第四级低压压气机才解决了这个问题。研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中，就出现了类似问题。由于“昆仑”发动机在国内首次采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却涡轮叶片技术以及气膜冷却技术，之前虽然有这方面的研究基础，但还没有工程应用经验。断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差、气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因找到后，运用改进创新工艺、严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后通过大量考核，证明故障原因分析正确、排故措施有效，终于摘下这颗“王冠上的明珠”。

ziwei249 发表于 2015-10-5 19:55
压比19对20，涵道比0.62对0.9 ，涡轮前温度1167对1237  ，高速性能当然差不多啊，搞不好mk202
还强{:150 ...
首先，我觉得你连昆仑和涡喷13都没分清
其次，我觉得你对涡扇和涡喷没感念
第三，我觉得你对性能的推导实在儿戏
只能呵呵了

白云居士 发表于 2015-10-5 20:03
首先，我觉得你连昆仑和涡喷13都没分清
其次，我觉得你对涡扇和涡喷没感念
第三，我觉得你对性能的推导 ...
涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤

白云居士 发表于 2015-10-5 20:03
首先，我觉得你连昆仑和涡喷13都没分清
其次，我觉得你对涡扇和涡喷没感念
第三，我觉得你对性能的推导 ...
http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... 64984698&page=1
函道比越小  涡轮温度越高
压比不要太高，高速推力越好

同样技术涡喷发动机高速推力曲线比涡扇强

ziwei249 发表于 2015-10-5 20:04
涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤
涡喷13B的参数呢，拿出来继续分析嘛

ziwei249 发表于 2015-10-5 20:07
http://lt.cjdby.net/forum.php?mod=viewthread&tid=2062078&pid=64984698&page=1
函道比越小  涡轮温度 ...
你先搞清楚你想论证什么

涡喷13B的高速度推力当然好啊，必是涡喷

我知道中高空j79高速推力能达到f100的 87.5   参考f16 -79 海平面亚音速只有79%
而按照推测TF30高速推力远比f100差，Tf30衰减至75%-80%和WP13大改差不多有什么不对的

白云居士 发表于 2015-10-5 20:17
你先搞清楚你想论证什么

涡喷13B的高速度推力当然好啊，必是涡喷

我知道中高空j79高速推力能达到f100的 87.5   参考f16 -79 海平面亚音速只有79%
而按照推测TF30高速推力远比f100差，Tf30衰减至75%-80%和WP13大改差不多有什么不对的

ziwei249 发表于 2015-10-5 20:25
涡喷13B的高速度推力当然好啊，必是涡喷

我知道中高空j79高速推力能达到f100的 87.5   参考f16 -79  ...
涡喷13B的参数呢， 拿出来分析嘛

白云居士 发表于 2015-10-5 20:33
涡喷13B的参数呢， 拿出来分析嘛
前面有啊  7300kg的大改

白云居士 发表于 2015-10-5 20:33
涡喷13B的参数呢， 拿出来分析嘛
世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。
但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格一21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程***制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。

　　涡喷13主要在涡喷7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量、扩大了发动机的稳定工作裕度。而且在压气机部件上应用了钛合金，减轻发动机重量；各部件、系统的结构也有所改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。

　　从结构上看，相比涡喷7系列，涡喷13的高压压气机增加2级，压比也增加到9；依然采用环管形燃烧室，相比当时流行的环形燃烧室落后不少；在涡轮叶片上采用比较先进的无余量精铸工艺，材料为定向凝固合金；加力燃烧室的火焰稳定器采用高歌教授提出的沙丘驻涡技术。可以说涡喷13代表了当时中国航空发动机制造的最高技术，但相比美俄采用的单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘等技术而言还是落后不少。

　　之后，黎阳公司又在涡喷13的基础上改进研制了涡喷13B系列发动机。该发动机的研制始于1991年，1995年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68.65千牛(7吨)，不加力推力达到47.56千牛(4.859吨)，整机重量为1.28吨。1996年春节过后，涡喷13B发动机在高空台用了2个月的时间进行10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，1999年被军方列为重点型号，2002年6月16日进行全寿命考核长期试车，2003年定型 涡喷13B已经发展出数个改进型号：涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤.涡喷13FⅡ为适应性单发改型，1997年8月顺利通过地面试车，1998年6月8日配装歼7FS首飞。从性能来看，该型发动机最大状态推力提高了14.3%，加力推力提高了8_3%，推重比提高了8.3%，发动机最大耗油率保持或低于原型发动机，加力l状态耗油率与原型发动机相比降低4.5%。 应该说涡喷13B的推力指标还是不错的，但问题在于推比还是过低，实际推比也就在6左右，油耗也难以满足超7对大航程的需求。

ziwei249 发表于 2015-10-5 20:40
世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。
但由于材料与工 ...
你以为就靠一个推力数据就可以做发动机的分析了？