航空发动机

兔子31001的绝配

神器。。。

不过想想就好了，英国不会卖的

中推发动机，同级别有F414/404（F18）、斯奈克玛M88（阵风）,RD33/93（米格29/枭龙）

最牛的三代机配用发动机，木有之一

ej200 是英国人的骄傲  台风使用它可超音速飞行20分钟 因为有ej200 英国人从不把美帝超巡这个词放在眼里

罗罗出品，顶级中推！

没那么强，需要先开加力然后关掉加力才能超巡，而且还是1.1M勉强超巡。

卷发千金 发表于 2015-10-23 12:29
ej200 是英国人的骄傲  台风使用它可超音速飞行20分钟 因为有ej200 英国人从不把美帝超巡这个词放在眼里

没那么强，需要先开加力然后关掉加力才能超巡，而且还是1.1M勉强超巡。

和F119性格一样，超音速性能突出

人家肯卖不

搅屎棍会出现的

Thrust 90 kN (20,000 lbf) with reheat | 21 - 23 g/kNs without reheat
Bypass ratio 0.4 : 1
Overall pressure ratio 26 : 1
Weight ca. 1,000 kg
Length ca. 4 m
性能中规中矩


Thrust 90 kN (20,000 lbf) with reheat | 21 - 23 g/kNs without reheat
Bypass ratio 0.4 : 1
Overall pressure ratio 26 : 1
Weight ca. 1,000 kg
Length ca. 4 m
性能中规中矩

fsnzboy 发表于 2015-10-23 12:18
兔子31001的绝配
增推以后才是绝配，不增推，9吨的推力还差点火候

一个字：好！两个字：口水！三个字：卖给我！四个字：装鹘鹰上！楼下接力

发动机，还是美帝的牛X，只是因为最近英国给面子，好多人就开始忘乎所以了，开始大吹特吹英国了。。。

买EJ200？是绝对不可能的，除非投入美帝的怀抱，但是，既然投了美帝，要英发干什么？美发更好。

发动机，还是美帝的牛X，只是因为最近英国给面子，好多人就开始忘乎所以了，开始大吹特吹英国了。。。

买EJ200？是绝对不可能的，除非投入美帝的怀抱，但是，既然投了美帝，要英发干什么？美发更好。

到目前为止，是全世界最好的中推，没有之一。

fsnzboy 发表于 2015-10-23 12:21
不过想想就好了，英国不会卖的
不需要卖
你故意遗留一些资料和图纸就行，土鳖会用核电工程款支付      

大大：让我的人看看发动机图纸  核电站给9折优惠哦 再送中国免费一月游！
卡相:

haireh 发表于 2015-10-23 13:40
发动机，还是美帝的牛X，只是因为最近英国给面子，好多人就开始忘乎所以了，开始大吹特吹英国了。。。

...
中推上ej200现在最强没有之一

希望大大这次不空手，想方设法把ej200弄回家。
鶻鹰若有幸装上，屌丝逆袭指日可待。

卷发千金 发表于 2015-10-23 12:29
ej200 是英国人的骄傲  台风使用它可超音速飞行20分钟 因为有ej200 英国人从不把美帝超巡这个词放在眼里
   你这么说是典型的迷信 EJ200在细节设计上比美国的F414强是不错 但本质上就是同代中推 强也强不到哪里 相对的弱也弱也不到哪  而且台风所谓的超音速跟美国的超巡是两个概念 且台风在此状态时不可以挂载任何武器 性质就跟SU27的空中眼镜蛇一样 没有实战意义 所以然并卵

冰冰冷有点苦 发表于 2015-10-23 13:51
中推上ej200现在最强没有之一
   美国的F414epe马上要超过去了 而EJ300或者M88-3都处于图纸状态

这个是最好的中推了，GE的404/414系类再怎么改也还是和EJ200有相当的差距，如果有这个发动机装机，歼31完全是另外境界的表现。


EJ200发动机作为欧洲战斗机项目的历史遗产，其诞生和发展的历史要追溯到1982年。1982年英国的罗尔斯一罗伊斯公司和MoD公司开始着手为欧洲战斗机研制GX-40军用发动机，欧洲战斗机项目失败后，GX-40发动机的研制一直延续到1995年。
装备“台风”欧洲第四代战斗机的EJ200发动机
1986年，由英国罗-罗公司、意大利菲亚特公司、德国MTU公司、西班牙的涡轮喷气推进工业公司四国公司分别按照36%、30%、20%、14%的出资比例联合组建了欧洲发动机公司，致力于研发EJ200发动机。欧洲发动机公司成立后，相当一部分GX-40的研制成果都移植到新发动机的研制当中。
根据欧洲战斗机计划需求，并参照“狂风”战斗机的RB199发动机，对EJ200发动机提出了更高的性能要求：推力大，重量轻、体积小、结构简单和更好的经济性指标。如果这些要求不能完全达到，至少要求EJ200发动机与RB199外观尺寸相当，这给多国设计小组带来了很大的挑战。
装备“台风”欧洲第四代战斗机的EJ200发动机
预研设计
由于在发展过程中不断的优化设计，EJ200发动机的部件只有1800个，比RB199发动机整整少了1000多个，这不仅降低了整机的成本，提高了可靠性，而且还减轻了自身的重量。在EJ200发动机设计过程中还为今后的发展更新留有充分的余地，其中一部分改进现在正在进行之中。
与其他同类发动机相比，EJ200发动机最为显著的特征在于它巨大的涡轮叶片，这种设计有利于连续的跨音速和超音速飞行。三级低压风扇和五级高压压气机均采用叶弦较长的整体涡轮盘，可以有效地减轻部件的重量，同时使发动机获得更高的经济性能。
对于高压涡轮而言，由于在工作过程中要直接面对燃烧室出口的高温高压燃气，因此在工作时要求它在经受高温的条件下保持足够的强度。为了充分发挥发动机的功率性能，EJ200采用了提高燃烧室的温度方法，但同时燃烧室出口燃气温度也会提高。为了保持高压涡轮的正常工作，EJ200发动机在高压涡轮表面涂特殊的耐高温涂层，同时使用叶片冷却系统进行降温，使涡轮叶片在高温环境中能够正常工作。EJ200发动机采用了先进的空气流量控制系统，通过控制可调节的导流叶片来实现进气流量的控制。
EJ200发动机采用了全权数字式控制系统（FADEC），其核心是由德国MTU公司开发的数字式发动机控制单元（DECU）和燃油管理系统。此外，EJ200发动机还安装了罗一罗公司开发的发动机状态监控单元（EMU），这个单元能够自行诊断发动机故障，从设计结构上提高了发动机的可靠性和维护性。
EJ200发动机额定推力为60KN，加力推力为90KN。发动机涵道比为0.4：1，在不开加力的情况下就能实现超音速巡航，从而降低发动机燃油消耗率和发动机磨损，同时减少飞机红外辐射。
投入生产
第一台EJ200发动机于1991年装配完成并进行首次试车，此后生产了14台研制型EJ200-01A/01C发动机用于进行定型验证和可靠性测试。欧洲战斗机头两架验证机DA1、DA2号安装的是由罗一罗公司生产的RB199-04发动机，这种发动机外形尺寸与EJ200发动机相当，曾用于“狂风”F.3型战斗机。1995年4月4日，意大利空军的欧洲战斗机DA3号验证机首次装上了EJ200发动机，此后DA1、DA2号也先后换装了EJ200。1997年欧洲发动机公司生产的预制型EJ200-03A发动机通过了试飞验证。
1998年欧洲发动机公司与欧洲战斗机公司签署了第一批363台EJ200-101发动机的订购合同，这批发动机用于安装首批148架欧洲战斗机，现今已经陆续交付使用。第二批欧洲战斗机将在2005年至2009年生产，发动机需求量为519台，届时将会研制出第一批改进型EJ200发动机。第三批欧洲战斗机将在2009年到2014年生产，总共需求500多台更为先进的EJ200发动机。2001年6月1日，罗一罗公司的费顿厂出厂了首台按照产品规范设计生产的EJ200发动机，并将其交付给英国航宇公司的沃顿厂，安装于第一架IPA1号试验机上。2001年全年共生产了14台发电机，分别交付到四条飞机生产线上，截至2003年11月，EJ200发动机总共生产了104台。
EJ200从设计之初就充分考虑了维修性，由于采用了减少手工生产程序，而在很大程度上提高了可靠性，这也充分体现了商业合作的优势。另一个设计特点就是采用单元体结构，大部分部件都集成为若干个容易拆卸的单元体，发生故障时不需要拆卸整机就可以进行发动机的检修和单元体的替换，检修时间也提高到每400飞行小时进行一次检修。
升级和改造
到目前为止，EJ200发动机所有的技术参数测试都已完成并达到了“全面使用标准”（EIS），其中的飞行测试等级达到优秀，这标志着欧洲发动机公司在EJ200技术研制方面达到了一个新的里程碑。2001年3月8日，欧洲战斗机开发、生产和后勤管理局（NETMA）给欧洲发动机公司颁发了EJ200发动机的生产许可。即便如此，EJ200发动机也从未间断过升级和改造，其中包括了高压压气机和低压涡轮的部件延寿、燃烧室和燃油系统的优化设计以及高压涡轮的冷却系统的改进等。此外，EJ200发动机还达到了一项重要指标——所有的高温燃气部件及相关部件的使用寿命均达到1600小时。
创新和发展
目前，欧洲发动机公司正在为第二批EJ200发动机不断的进行升级改造，但这种升级不足以带来性能上的飞跃。一些重大的技术革新，例如推力矢量控制（TVC）喷管技术、通过改进降低寿命周期成本（LCC）等，将有望在第三批发动机上得到应用。
在现有的各种改进项目中，最引人注目的是由西班牙ITP公司和德国MTU公司合作研究的二维和三维推力矢量控制（TVC）喷管。1998年7月ITP公司在阿加利维的一个试车台进行矢量喷管试验实验，首次使用一台改装三维推力矢量控制喷管的EJ200发动机海平面静态进气条件试车， MTU公司也在斯图加特试验台进行了模拟高空进气实验。经过总共约300多小时试车，进行了360°圆周旋转全面测试，试验数据表明在加力状态下最大转角可以达到23.5°，最大回转角速度为110°/秒，同时可获得29KN的横向推力。
推力矢量技术最大的优势在于，用喷管的较小的喷管转角所产生的矢量推力控制飞机，取代传统使用气动舵面控制的方法，这不仅很大程度提升了飞机机动性能，而且能够有效的减少飞行阻力和飞机的重量。此外，推力矢量发动机还可以使飞行员在失速后控制飞机，因此这种飞机在传统定义的飞行包线外仍能安全飞行。虽然在现代空战中这种超机动性的价值是否能够充分体现还有待证实，但由推力矢量技术所带来的超短距起降（ESTOL）能力，使飞机能够实现更短距离内起降，这在战时严峻的起降环境下显得尤为可贵。
同时还重新设计或改进一些部件，以达到进一步提高发动机的可靠性、减轻发动机重量和对部分组件延寿的目的。2003年底，罗一罗公司开始着手发动机部件的延寿，另一项计划是把高温部件的寿命从1600小时提高到2000小时，相应的发动机寿命延长到6000小时。德国MTU公司最近在研制一种单体式数字控制与监控单元（DECMU）替代原有的两个分体结构单元。这项改进能够有效地减轻发动机的重量，同时更容易进行发动机故障监控，这个单元目前正在性能验证当中。此外，欧洲发动机公司计划进行一项发动机后期增效（FOC）改进，通过应用前沿科技进行革新，甚至能使发动机的性能超过设计标准同时降低周期寿命费用（LCC）。欧洲发动机公司将每一阶段的升级改进都做成不同类型的升级包供现有用户选择。
EJ200发动机主要性能参数
额定推力  60KN
加力推力  90KN
长度      4m
直径      0.85m
重量      1037Kg
推重比    9：1
涵道比    0.4：1
总增压比  25：1
风扇增压比 4.2：1
最大状态燃油消耗率 21-23g/KN/hour
加力状态平均燃油消耗率 47-49g/KN/hour
欧洲发动机公司还宣布，战时EJ200发动机的加力推力及额定推力分别可以上调5%和15%，但这将以损失发动机的寿命为代价。然而，小小的改进就可以使EJ200的平均性能（飞行包线中部）提升20-22%。最近出厂的改进机型提供了更大的推力，例如EJ2XX系列发动机的推力可达到103KN。今后还将继续进行改进，使发动机推力达到120KN，但这种改进涉及的部件较多，预计将要到第二批发动机的交付使用之后才能逐步实现。
其他应用
尽管EJ200发动机的研制目标是针对于欧洲战斗机而设计，但这并不意味着这种性能优异的发动机不能安装于其他战斗机上。欧洲发动机公司将EJ200发动机分为带加力和

这个是最好的中推了，GE的404/414系类再怎么改也还是和EJ200有相当的差距，如果有这个发动机装机，歼31完全是另外境界的表现。


EJ200发动机作为欧洲战斗机项目的历史遗产，其诞生和发展的历史要追溯到1982年。1982年英国的罗尔斯一罗伊斯公司和MoD公司开始着手为欧洲战斗机研制GX-40军用发动机，欧洲战斗机项目失败后，GX-40发动机的研制一直延续到1995年。
装备“台风”欧洲第四代战斗机的EJ200发动机
1986年，由英国罗-罗公司、意大利菲亚特公司、德国MTU公司、西班牙的涡轮喷气推进工业公司四国公司分别按照36%、30%、20%、14%的出资比例联合组建了欧洲发动机公司，致力于研发EJ200发动机。欧洲发动机公司成立后，相当一部分GX-40的研制成果都移植到新发动机的研制当中。
根据欧洲战斗机计划需求，并参照“狂风”战斗机的RB199发动机，对EJ200发动机提出了更高的性能要求：推力大，重量轻、体积小、结构简单和更好的经济性指标。如果这些要求不能完全达到，至少要求EJ200发动机与RB199外观尺寸相当，这给多国设计小组带来了很大的挑战。
装备“台风”欧洲第四代战斗机的EJ200发动机
预研设计
由于在发展过程中不断的优化设计，EJ200发动机的部件只有1800个，比RB199发动机整整少了1000多个，这不仅降低了整机的成本，提高了可靠性，而且还减轻了自身的重量。在EJ200发动机设计过程中还为今后的发展更新留有充分的余地，其中一部分改进现在正在进行之中。
与其他同类发动机相比，EJ200发动机最为显著的特征在于它巨大的涡轮叶片，这种设计有利于连续的跨音速和超音速飞行。三级低压风扇和五级高压压气机均采用叶弦较长的整体涡轮盘，可以有效地减轻部件的重量，同时使发动机获得更高的经济性能。
对于高压涡轮而言，由于在工作过程中要直接面对燃烧室出口的高温高压燃气，因此在工作时要求它在经受高温的条件下保持足够的强度。为了充分发挥发动机的功率性能，EJ200采用了提高燃烧室的温度方法，但同时燃烧室出口燃气温度也会提高。为了保持高压涡轮的正常工作，EJ200发动机在高压涡轮表面涂特殊的耐高温涂层，同时使用叶片冷却系统进行降温，使涡轮叶片在高温环境中能够正常工作。EJ200发动机采用了先进的空气流量控制系统，通过控制可调节的导流叶片来实现进气流量的控制。
EJ200发动机采用了全权数字式控制系统（FADEC），其核心是由德国MTU公司开发的数字式发动机控制单元（DECU）和燃油管理系统。此外，EJ200发动机还安装了罗一罗公司开发的发动机状态监控单元（EMU），这个单元能够自行诊断发动机故障，从设计结构上提高了发动机的可靠性和维护性。
EJ200发动机额定推力为60KN，加力推力为90KN。发动机涵道比为0.4：1，在不开加力的情况下就能实现超音速巡航，从而降低发动机燃油消耗率和发动机磨损，同时减少飞机红外辐射。
投入生产
第一台EJ200发动机于1991年装配完成并进行首次试车，此后生产了14台研制型EJ200-01A/01C发动机用于进行定型验证和可靠性测试。欧洲战斗机头两架验证机DA1、DA2号安装的是由罗一罗公司生产的RB199-04发动机，这种发动机外形尺寸与EJ200发动机相当，曾用于“狂风”F.3型战斗机。1995年4月4日，意大利空军的欧洲战斗机DA3号验证机首次装上了EJ200发动机，此后DA1、DA2号也先后换装了EJ200。1997年欧洲发动机公司生产的预制型EJ200-03A发动机通过了试飞验证。
1998年欧洲发动机公司与欧洲战斗机公司签署了第一批363台EJ200-101发动机的订购合同，这批发动机用于安装首批148架欧洲战斗机，现今已经陆续交付使用。第二批欧洲战斗机将在2005年至2009年生产，发动机需求量为519台，届时将会研制出第一批改进型EJ200发动机。第三批欧洲战斗机将在2009年到2014年生产，总共需求500多台更为先进的EJ200发动机。2001年6月1日，罗一罗公司的费顿厂出厂了首台按照产品规范设计生产的EJ200发动机，并将其交付给英国航宇公司的沃顿厂，安装于第一架IPA1号试验机上。2001年全年共生产了14台发电机，分别交付到四条飞机生产线上，截至2003年11月，EJ200发动机总共生产了104台。
EJ200从设计之初就充分考虑了维修性，由于采用了减少手工生产程序，而在很大程度上提高了可靠性，这也充分体现了商业合作的优势。另一个设计特点就是采用单元体结构，大部分部件都集成为若干个容易拆卸的单元体，发生故障时不需要拆卸整机就可以进行发动机的检修和单元体的替换，检修时间也提高到每400飞行小时进行一次检修。
升级和改造
到目前为止，EJ200发动机所有的技术参数测试都已完成并达到了“全面使用标准”（EIS），其中的飞行测试等级达到优秀，这标志着欧洲发动机公司在EJ200技术研制方面达到了一个新的里程碑。2001年3月8日，欧洲战斗机开发、生产和后勤管理局（NETMA）给欧洲发动机公司颁发了EJ200发动机的生产许可。即便如此，EJ200发动机也从未间断过升级和改造，其中包括了高压压气机和低压涡轮的部件延寿、燃烧室和燃油系统的优化设计以及高压涡轮的冷却系统的改进等。此外，EJ200发动机还达到了一项重要指标——所有的高温燃气部件及相关部件的使用寿命均达到1600小时。
创新和发展
目前，欧洲发动机公司正在为第二批EJ200发动机不断的进行升级改造，但这种升级不足以带来性能上的飞跃。一些重大的技术革新，例如推力矢量控制（TVC）喷管技术、通过改进降低寿命周期成本（LCC）等，将有望在第三批发动机上得到应用。
在现有的各种改进项目中，最引人注目的是由西班牙ITP公司和德国MTU公司合作研究的二维和三维推力矢量控制（TVC）喷管。1998年7月ITP公司在阿加利维的一个试车台进行矢量喷管试验实验，首次使用一台改装三维推力矢量控制喷管的EJ200发动机海平面静态进气条件试车， MTU公司也在斯图加特试验台进行了模拟高空进气实验。经过总共约300多小时试车，进行了360°圆周旋转全面测试，试验数据表明在加力状态下最大转角可以达到23.5°，最大回转角速度为110°/秒，同时可获得29KN的横向推力。
推力矢量技术最大的优势在于，用喷管的较小的喷管转角所产生的矢量推力控制飞机，取代传统使用气动舵面控制的方法，这不仅很大程度提升了飞机机动性能，而且能够有效的减少飞行阻力和飞机的重量。此外，推力矢量发动机还可以使飞行员在失速后控制飞机，因此这种飞机在传统定义的飞行包线外仍能安全飞行。虽然在现代空战中这种超机动性的价值是否能够充分体现还有待证实，但由推力矢量技术所带来的超短距起降（ESTOL）能力，使飞机能够实现更短距离内起降，这在战时严峻的起降环境下显得尤为可贵。
同时还重新设计或改进一些部件，以达到进一步提高发动机的可靠性、减轻发动机重量和对部分组件延寿的目的。2003年底，罗一罗公司开始着手发动机部件的延寿，另一项计划是把高温部件的寿命从1600小时提高到2000小时，相应的发动机寿命延长到6000小时。德国MTU公司最近在研制一种单体式数字控制与监控单元（DECMU）替代原有的两个分体结构单元。这项改进能够有效地减轻发动机的重量，同时更容易进行发动机故障监控，这个单元目前正在性能验证当中。此外，欧洲发动机公司计划进行一项发动机后期增效（FOC）改进，通过应用前沿科技进行革新，甚至能使发动机的性能超过设计标准同时降低周期寿命费用（LCC）。欧洲发动机公司将每一阶段的升级改进都做成不同类型的升级包供现有用户选择。
EJ200发动机主要性能参数
额定推力  60KN
加力推力  90KN
长度      4m
直径      0.85m
重量      1037Kg
推重比    9：1
涵道比    0.4：1
总增压比  25：1
风扇增压比 4.2：1
最大状态燃油消耗率 21-23g/KN/hour
加力状态平均燃油消耗率 47-49g/KN/hour
欧洲发动机公司还宣布，战时EJ200发动机的加力推力及额定推力分别可以上调5%和15%，但这将以损失发动机的寿命为代价。然而，小小的改进就可以使EJ200的平均性能（飞行包线中部）提升20-22%。最近出厂的改进机型提供了更大的推力，例如EJ2XX系列发动机的推力可达到103KN。今后还将继续进行改进，使发动机推力达到120KN，但这种改进涉及的部件较多，预计将要到第二批发动机的交付使用之后才能逐步实现。
其他应用
尽管EJ200发动机的研制目标是针对于欧洲战斗机而设计，但这并不意味着这种性能优异的发动机不能安装于其他战斗机上。欧洲发动机公司将EJ200发动机分为带加力和

只会讲真话 发表于 2015-10-23 14:03
美国的F414epe马上要超过去了 而EJ300或者M88-3都处于图纸状态
我都告诉你现在最强，又没说包打多少年天下

只会讲真话 发表于 2015-10-23 14:03
美国的F414epe马上要超过去了 而EJ300或者M88-3都处于图纸状态
推力不是一切，要看包线

xjm1989 发表于 2015-10-23 14:07
推力不是一切，要看包线
  两利相权取其重  推重比本身的参数还是最重要的

要是FC31有它的话。。呀呀画面太美，流口水

只会讲真话 发表于 2015-10-23 14:10
两利相权取其重  推重比本身的参数还是最重要的
没这一说吧
你看看F119和F135的技术水平就是了，推力并不是一切。
而且EJ200也有推力提升计划，只是看台风是否有需求而已。

ej200总推力小了点吧，总感觉四代机那么小不合适，当然比93还是强很多

元＿帅 发表于 2015-10-23 12:22
中推发动机，同级别有F414/404（F18）、斯奈克玛M88（阵风）,RD33/93（米格29/枭龙）
额，后面三个从推比来说，都没EJ200好看啊

EJ200给个中推之王的赞誉还是可以的。。。。。

两攻追猎三不朽 发表于 2015-10-23 12:37
没那么强，需要先开加力然后关掉加力才能超巡，而且还是1.1M勉强超巡。
超音速0.9-1.5马赫这个区间是很危险的 所以超巡 应该要超过1.5马赫才安全

超音速巡航指的是战斗机超音速飞行要30分钟以上

美国人标榜的是不开加力超音速飞行
ej200有个特点 这货在开加力的情况下非常省油，于是造就了所谓的伪超巡

其实 无论是f119 还是ej200 无论是台风 还是 娘娘 他们的目的都一样 就是相对较长时间的超音速飞行
人家图160凭借强大内油 开加力还能使劲跑2000公里呢 算不算超巡 呵呵

EJ200的推比很好,但是总推力小了点,得把计划中的EJ270搞出来才能用在31身上.

神器啊。。。要是能给鹘鹰装上，啧啧。。。

2001年开始批产的EJ200堪称本位面中推之王

转引铁血论坛那边的lwjack贴
F414涵道比高（相对接近长距离飞行的运输机模式），故此正常推力状态下较为省油，有利于低速长距离巡航，但是导致迎风面积大，故此加速性不好，高速性能不理想，这符合F18E作为舰载机舰队防空需要长时间空中巡逻、或是作为攻击机大距离奔袭对地投送武器弹药的需求。
[ 转自铁血社区 http://www.tiexue.net/ ]
EJ 200涵道比较小（相对接近涡喷发动机模式），故此同样技术水平下正常推力模式每公斤推力相对油耗较高，不利于低速长距离巡航，但是好处是迎风面积小，有利于加速和高速飞行，故此在少外挂的情况下，台风不开加力可以作1.2马赫的超音速巡航。这符合台风作为截击机和空优战斗机的设计需求。
所以无所谓好坏，各有侧重和特长而已
顺便说一下，以初始架构而言，F414是F404改进过来的，从F404的推重比8提升到了F414推重比接近10；而EJ200初始型号就已经做到了推重比差不多10，改进型号计划提升到推比11-12（不过欧洲人做事慢，何时达到推比12还是未知数，但是可以看出就原始设计架构而言，EJ200相对改进空间较大）
所以，技术上，EJ200更先进些，而从当前性能而言，F414和EJ200各有千秋，各有特长，而且目前两者都是推比10级别的



转引铁血论坛那边的lwjack贴
F414涵道比高（相对接近长距离飞行的运输机模式），故此正常推力状态下较为省油，有利于低速长距离巡航，但是导致迎风面积大，故此加速性不好，高速性能不理想，这符合F18E作为舰载机舰队防空需要长时间空中巡逻、或是作为攻击机大距离奔袭对地投送武器弹药的需求。
[ 转自铁血社区 http://www.tiexue.net/ ]
EJ 200涵道比较小（相对接近涡喷发动机模式），故此同样技术水平下正常推力模式每公斤推力相对油耗较高，不利于低速长距离巡航，但是好处是迎风面积小，有利于加速和高速飞行，故此在少外挂的情况下，台风不开加力可以作1.2马赫的超音速巡航。这符合台风作为截击机和空优战斗机的设计需求。
所以无所谓好坏，各有侧重和特长而已
顺便说一下，以初始架构而言，F414是F404改进过来的，从F404的推重比8提升到了F414推重比接近10；而EJ200初始型号就已经做到了推重比差不多10，改进型号计划提升到推比11-12（不过欧洲人做事慢，何时达到推比12还是未知数，但是可以看出就原始设计架构而言，EJ200相对改进空间较大）
所以，技术上，EJ200更先进些，而从当前性能而言，F414和EJ200各有千秋，各有特长，而且目前两者都是推比10级别的

英国EJ200是推重比10的中等推力发动机，目前也是世界上推重比最高的70~100KN级战斗机发动机。
与之可以匹敌的有如下型号：
美国F414发动机推重比略逊于EJ200，但是推力高达98KN，单位体积、面积、流量推力均胜过EJ200.
M88-2发动机依仗极高的涡轮前温度，在推重比方面接近EJ200，长度略短。

虚空异形卡兹克 发表于 2015-10-23 14:51
英国EJ200是推重比10的中等推力发动机，目前也是世界上推重比最高的70~100KN级战斗机发动机。
与之可以匹 ...
M88-2推比9一级。

压气机 M88-2发动机的结构为风扇3级，第一级带凸肩。高压压气机6级，采用三维设计技术前3排整流叶片可调，在第4和第5级之间设引气口，高级负荷。相比基于类似核心设计的F404发动机，M88-2少一级高压压气机，其总压比为24.5，F404则为26，同样改进自F404的RM12也达到了27.5。由此可以看出，因为M88-2少一级高压压气机给总压比带来了不利影响，不过级数减少也能部分减轻结构重量和几何长度，适当缩小载机的发动机舱轮廓。

M88-2风扇压大约在4以内，高于F404的3.641而高压压气机压比则为6.125低于F404的7.14。级压比方面，M88-2为1.35，只略高于F404的1.324，更加低于RMl2。考虑到M88与F404的高压段有很大的继承性，两者性能参数上的差异表明法国在压气机设计上仍然有所不足。相比之下，F414发动机采用3级风扇、7级高压，达到30以上的总压比。EJ200发动机的总压比为26，虽然不算太高，但只用了3级风扇、5级高压结构，比同样总压比的F404减少了2级。

燃烧室 采用了低污染的双环腔带多孔气膜冷却结构，与通用动力公司同系列产品的结构与特点类似。目前，苏 霍伊SSJl00支线客机已确定以M88核心机为基础，发展SAM-146大涵道中等推力发动机。M88-2燃烧室上构造的特点，显示了它身上有着无可否认的F101发动机血统。

涡轮部分 高低压涡轮均为单级结构，都使用气膜冷却，高压涡轮叶片具备主动间隙控制，叶片材料使用AMl单晶合金。由于采用了高温高负荷设计，其涡轮进口温度高达1850K。
涡轮盘采用粉末冶金制造工艺，轮盘材料试验型为Astroloy粉末冶金，生产型为N18合金。加力燃烧室为整体式，由中心单圈环形稳定器和9根径向火焰稳定器组成。尾喷管为引射式，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造。发动机采用双余度全权限数字化发动机控制系统(FADEC)，可在3秒内从怠速加速到全加力状态，在飞行包线范围内无顾虑操作。外涵机匣则采用树脂基复合材料PMR15制造。
全机分为21个模块设计，每个模块都能由简单工具拆装更换，达到减少备件数量、快速更换、简化维修程序和时间的目的，整机拆卸及维修总共只需4小时。



特点分析
M88发动机的涡轮前温度相当高，不仅高于同类中等推力发动机和90年代初的大推力发动机，甚至和某些下一代大推力发动机相同，如俄罗斯AL-41F。其根本原因在于M88的压气机性能不够，总压比偏低，为了保证推力只能采用较高的涡轮前温度来弥补。较高的涡轮前温度可以相对提高不加力推力和燃烧效率，降低油耗，并能提高单位推力。但一味提高涡轮前温度，将对发动机热端部件的寿命造成影响，缩短翻修间隔时间。法国自身的材料与冶金水平在西方发达国家中实力本就略显平庸，而选取的指标却高出同类产品一筹，结果M88·2El投入使用时的初始检修间隔只有150小时，验证后达到的指标也仅为500小时。直到2001开始大规模生产时，M88—2E4的初始检修间隔才达到800-1000小时，TAC循环为2000次。相比之下，80年代中后期美国空军就开始要求热段部件检修间隔达到4000次TAC循环，如F100-PW-220/229和F110-GE.129。日本自1991年开始生产的F100-IHI-220E上安装的自产单晶涡轮叶片也到了4000次TAC循环指标，而且在实际使用时有一定的温度裕度，大约在100-110度上下。因此，这些发动机都有在战时通过增加转速和供油量等方法，提高额定推力的VMAX模式，短期使用也不会对发动机造成伤害，以取得需用推力与部件耐久性、可靠性和维护成本的平衡。现今美国第三代大推力发动机的新一代改型，如F11-GE-132/134已经达到6000次TAC循环，F414的发展型EDE则大幅度提高到了6000小时(推力与使用寿命之间可以转换，通过牺牲部分寿命换取高推力)，并已通过验证。

通常而言，涡轮前温度越高，总压比越大，则燃油经济性越好。但是M88-2的燃油经济性在中等推力发动机中却居于劣势即使是燃油消耗量比M88-2E1降低了2％-4％的M88-2E4，油耗也比早年的F404-GE-400/402要高。虽然燃油经济性与涡轮效率及其他一些因素也有关联，但无疑压气机性能不足是其中的重要原因。

衡量发动机性能的两个最主要指标是单位推力、单位燃油效率以及推重比。M88-2E4的单位推力仅同F404-GE-402差不多，比起瑞典RMl2也是略有不及。和F414、EJ200相比则差距甚大。M88—2E4的推重比达到8.5，部分原因是因为其使用PMR—15热固性聚酰亚胺树脂材料制造外涵机匣，和钛合金外涵机匣相比，重量可减轻23％-30％，成本减少28％。例如F136发动机采用与F110-GE-132发动机相似的复合材料外涵机匣，重量减少了9公斤，JTAGG验证机的进气机匣采用碳纤维增强的PMRl5树脂基复合材料，较铝合金材料减轻了26％。同时，M88的喷管鱼鳞片也采用树脂基复合材料制造。同类型号里只有F414使用这些材料，即便EJ200使用的也是化学铣切钛合金机匣。然而在这种情况下，M88—2E4的推重比依然落后EJ200相比F404与RM12提高的也很有限。和第4代大推力发动机相比，虽然M88的涡轮前温度相差不多，但前者的推重比要求普遍在10左右，推力也远大于M88。由此可见，压气机设计水平严重制约了M88的性能指标。由于热力学循环参数同结构强度之间存在一定的均衡，在给定压气机总压比的条件下，要保证一定的推重比指标，通常采用提高涡轮前温度的办法，但这样会影响部件的寿命。要保证部件的寿命和可靠性，必须在原温度下增加涡轮强度和耐温能力，例如增加叶片厚度，不仅费用激增，发动机重量也要增加，推重比又要受影响。而单纯增加压气机级数和部件强度的办法，又会让发动机的长度、重量增加。影响载机发动机舱的设计和重量配平。