超级军网某BT又有惊人之举：“落叶飘”的方向是可以中途改变的
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 05:19:37
http://www.youtube.com/watch?v=AAp5EVjucEs
9分30秒，过失速筋斗后落叶飘，竟然在中途改了方向。先左转，后右转。[WARNING! WARNING!] http://www.youtube.com/watch?v=AAp5EVjucEs
9分30秒，过失速筋斗后落叶飘，竟然在中途改了方向。先左转，后右转。[WARNING! WARNING!]
9分30秒，过失速筋斗后落叶飘，竟然在中途改了方向。先左转，后右转。[WARNING! WARNING!] http://www.youtube.com/watch?v=AAp5EVjucEs
9分30秒，过失速筋斗后落叶飘，竟然在中途改了方向。先左转，后右转。[WARNING! WARNING!]
这个动作貌似就是叫直升机吧
好象主要是靠发动机实现的。这么慢的速度下，气动舵面好象不会有这么明显的调正效果。
原帖由 yaoyuan7310 于 2007-5-12 01:01 发表
好象主要是靠发动机实现的。这么慢的速度下，气动舵面好象不会有这么明显的调正效果。
电传，电传。
F-22设计的时候要求气动舵面在大AOA有足够效率，至少要保证TVC失效情况安全退出
F22的TVC是单轴的，只有解释为：直升机机动靠气动舵面完成的？
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原帖由 skyfox2006 于 2007-5-12 01:29 发表
勉强听到起飞距离1000英尺，不晓得对否？哪位高手把解说词译来给大家学习
1000英尺=304.8米,起飞滑跑距离也就是这个上下了。
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原帖由 skyfox2006 于 2007-5-12 01:35 发表
如果肚皮里塞满蛋蛋，这个数很牛X滴
它那内载弹舱装不了多少，这个1000英尺估计是轻载时的。
请教一下：F22的TVC左右可以差动偏转吗？
YF-22的时候做过使用和不使用TVC的滚转率差异比较
高品质矢量发动机+电传+飞行员的努力！！！:L :L :L
原帖由 yf23 于 2007-5-12 02:34 发表
YF-22的时候做过使用和不使用TVC的滚转率差异比较
是使用和不使用纵向TVC？还是TVC差动偏转？
:o 我靠！这机动能力……
:( 不得了
:Q 了不得啊！
:( 不得了
:Q 了不得啊！
使用纵向TVC怎么滚转啊？
原帖由 cc_gg 于 2007-5-12 08:39 发表
使用纵向TVC怎么滚转啊？
两个屁眼一个向上一个向下，就滚了:)
原帖由 yf23 于 2007-5-12 00:59 发表
这个动作貌似就是叫直升机吧
原来是这样啊，我一直以为向一个方向转是直升机。
22的翼面和矢喷配合很好（俄系的有一定的延时...），某些特殊动作也有很大的可控性，俺只菜鸟认为不能说俄系的狗逗是有什么优势的...........
再上个9×吧..........
http://www.tudou.com/programs/view/9z0kPSA2vSg/
[WARNING! WARNING!]
再上个9×吧..........
http://www.tudou.com/programs/view/9z0kPSA2vSg/
[WARNING! WARNING!]
zhen qiang ....
原帖由 kls1980 于 2007-5-12 08:33 发表
:o 我靠！这机动能力……
:( 不得了
:Q 了不得啊！
可以毫不夸张地说，回顾2006到2007的公众展示，f-22的表演有严重的从实战流到喧哗流的趋势，表演性越来越浓，但实战性最强的“壁蹬”只在去年6月份的那个lantcy基地表演出现过一次。我的一个同学这么说的：以前表演的机动更像忍者刀法，比如拔刀道，出招猛收招快，招招致命，但算不上好看。现在越来越像国产武侠片了，一堆花哨的转身踢腿。
现在越来越像国产武侠片了，一堆花哨的转身踢腿。
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亲民一点好，方便要经费，en……
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亲民一点好，方便要经费，en……
矢量的机动能力果然强悍阿 -。-， 强烈期待TG的4代机 :D :D
原帖由 zwz 于 2007-5-12 09:40 发表
可以毫不夸张地说，回顾2006到2007的公众展示，f-22的表演有严重的从实战流到喧哗流的趋势，表演性越来越浓，但实战性最强的“壁蹬”只在去年6月份的那个lantcy基地表演出现过一次。我的一个同学这么说的：以 ...
:b 偶是外行看热闹，可这花拳绣腿就足以展现机动能力的功底了.
M帝恐怖啊！:@
真强！!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
M帝凶猛啊!!
原帖由 flamedragon 于 2007-5-12 09:31 发表
22的翼面和矢喷配合很好（俄系的有一定的延时...），某些特殊动作也有很大的可控性，俺只菜鸟认为不能说俄系的狗逗是有什么优势的...........
再上个9×吧..........
http://www.tudou.com/programs/view ...
火鸟老大详细说说看....
那视频在哪里? 好象看不见.....
原帖由 痴痴的小木头 于 2007-5-12 10:52 发表
火鸟老大详细说说看....
那视频在哪里? 好象看不见.....
点链接啊，进土豆网直接看
老大，俺说的俄系是现在已经实用的，当然，俺还不是在这儿听各位老大说的...........:$
视频是土豆网的，应该没问题，但是是俺贴的有问题，老大教教俺怎么贴视频吧:handshake
视频是土豆网的，应该没问题，但是是俺贴的有问题，老大教教俺怎么贴视频吧:handshake
楼上的ZWZ同学,偶知道...是想引诱火鸟自己暴露而泄密....:D
原帖由 flamedragon 于 2007-5-12 11:02 发表
老大，俺说的俄系是现在已经实用的，当然，俺还不是在这儿听各位老大说的...........:$
视频是土豆网的，应该没问题，但是是俺贴的有问题，老大教教俺怎么贴视频吧:handshake
对呀，我也想学学。
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看不清楚啊 卡的要命哩`
喜欢去战斗机吧的，不知道看过这个帖子没有？
http://post.baidu.com/f?kz=167830904
虽然里面有些说法是楼主自己想出来的，但是引用的一些东西还是可看的。
我国的轴对称矢量喷管AVEN
目标平台AVEN达到了如下技术指标：
(1)偏转方位：360度；
(2)矢量偏角：17度 ～20度；
(3)偏转速率：Wx =120度～180度 ／秒，Wy=Wz＝45度-60度／秒；
(4)内传力结构、外廓尺寸满足飞机要求；
(5)设置控制系统应急复位装置。
推力矢量喷管技术
推力矢量喷管是通过改变排气方向产生非轴向力的技术，被誉为航空领域革命性的技术。20世纪70年代以来，美国、俄罗斯、西班牙等国家研究了球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）、俯仰/偏航平衡梁推力矢量喷管（P/YBBN）、轴对称推力矢量喷管（AVEN）、具有俯仰功能的轴对称推力矢量喷管（AL37-FU发动机）和三环定向推力矢量喷管等多种推力矢量喷管，并于90年代进行了地面和飞行验证。目前，F119发动机（配装F22飞机）的二元俯仰推力矢量喷管和AL37-FU发动机（配装SU-37飞机）的俯仰轴对称推力矢量喷管已接近实用。EJ200和F110-132发动机也准备采用推力矢量喷管。
(苏-37)原型机的矢量喷口的液压控制系统使用机油，到生产型阶段，将转而使用燃油。这个喷口可向各个方位旋转正负15度，在现阶段，偏转只能在俯仰方向实现。
Su-47
目前装有2台MiG-31的D-30F6涡轮喷气发动机，单台推力15500公斤。最终将在定型机上装备2台先进的AL-41F涡扇发动机，并采用推力矢量喷管技术
D-30F6是没有矢量推力版本的。于是我们就看到了S-37现在的模样,竟然还是没有收敛-发散的固定式喷口！！
发动机
型号AL-41F
喷嘴
纵向角 +-15度
横向角 +-8度
最大静推力 12000kg
最大推力 20000kg
制动机构受命 250小时(将至500小时)
第一次大修 1000小时
AL37FU发动机的喷管可作俯仰方向正负15度偏转；F119发动机能进行俯仰正负20度的偏转。AL37FU发动机采用的轴对称的喷管；F119发动机采用的矩形的二元俯仰喷管。F119能实现比AL37FU拥有更大的偏转角度之外--20 VS 15，从其他资料来看，偏转速度F119比L37FU更快，而且采用矩形喷管好像出于隐形性能的考虑。
在矢量推进技术方面，2003年6月最新改良的MiG29OVT开始试飞。这一飞机的最大特点是加装了RD33-10M矢量推进发动机。矢量喷管可以全向转动15度，但是目前这一矢量喷口还没有进行空中实验。
米格-1.44的动力装置由两台AL-41F推力矢量发动机组成。AL-41F发动机的推重比为11，装有三元矢量喷管，可上下偏转15°、左右偏转8°。在生产型飞机上可改用二元喷管以减少红外特征
中央10台的《百家讲坛》，演讲人主刘大响：
我们看看第四代战斗机的特殊性能：一个它装了矢量喷管。我们看看矢量喷管它是怎样工作的？这是一个二元喷管，就是发动机喷管可以一面加力，一面可以上下摆动，这样来控制飞机的飞行。这是F119采用的二元矢量喷管。我们再看看一个三元的，就是轴对称的矢量喷管。这个喷管我可以告诉大家，我们中国人已经研制出来了。这是刚才讲的轴对称的矢量喷管，我们606、624都已经上了台架，运转得非常成功，比它还要灵活，就用在我们最新型飞机上。
矢量喷气系统分二元和三元两种。二元系统的发动机尾喷管只能作上下摆动，高温高压燃气也只能改变上下方向；三元系统的发动机尾喷管可作全方位摆动，高温高压燃气也因此能全方位改变方向。
http://post.baidu.com/f?kz=167830904
虽然里面有些说法是楼主自己想出来的，但是引用的一些东西还是可看的。
我国的轴对称矢量喷管AVEN
目标平台AVEN达到了如下技术指标：
(1)偏转方位：360度；
(2)矢量偏角：17度 ～20度；
(3)偏转速率：Wx =120度～180度 ／秒，Wy=Wz＝45度-60度／秒；
(4)内传力结构、外廓尺寸满足飞机要求；
(5)设置控制系统应急复位装置。
推力矢量喷管技术
推力矢量喷管是通过改变排气方向产生非轴向力的技术，被誉为航空领域革命性的技术。20世纪70年代以来，美国、俄罗斯、西班牙等国家研究了球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）、俯仰/偏航平衡梁推力矢量喷管（P/YBBN）、轴对称推力矢量喷管（AVEN）、具有俯仰功能的轴对称推力矢量喷管（AL37-FU发动机）和三环定向推力矢量喷管等多种推力矢量喷管，并于90年代进行了地面和飞行验证。目前，F119发动机（配装F22飞机）的二元俯仰推力矢量喷管和AL37-FU发动机（配装SU-37飞机）的俯仰轴对称推力矢量喷管已接近实用。EJ200和F110-132发动机也准备采用推力矢量喷管。
(苏-37)原型机的矢量喷口的液压控制系统使用机油，到生产型阶段，将转而使用燃油。这个喷口可向各个方位旋转正负15度，在现阶段，偏转只能在俯仰方向实现。
Su-47
目前装有2台MiG-31的D-30F6涡轮喷气发动机，单台推力15500公斤。最终将在定型机上装备2台先进的AL-41F涡扇发动机，并采用推力矢量喷管技术
D-30F6是没有矢量推力版本的。于是我们就看到了S-37现在的模样,竟然还是没有收敛-发散的固定式喷口！！
发动机
型号AL-41F
喷嘴
纵向角 +-15度
横向角 +-8度
最大静推力 12000kg
最大推力 20000kg
制动机构受命 250小时(将至500小时)
第一次大修 1000小时
AL37FU发动机的喷管可作俯仰方向正负15度偏转；F119发动机能进行俯仰正负20度的偏转。AL37FU发动机采用的轴对称的喷管；F119发动机采用的矩形的二元俯仰喷管。F119能实现比AL37FU拥有更大的偏转角度之外--20 VS 15，从其他资料来看，偏转速度F119比L37FU更快，而且采用矩形喷管好像出于隐形性能的考虑。
在矢量推进技术方面，2003年6月最新改良的MiG29OVT开始试飞。这一飞机的最大特点是加装了RD33-10M矢量推进发动机。矢量喷管可以全向转动15度，但是目前这一矢量喷口还没有进行空中实验。
米格-1.44的动力装置由两台AL-41F推力矢量发动机组成。AL-41F发动机的推重比为11，装有三元矢量喷管，可上下偏转15°、左右偏转8°。在生产型飞机上可改用二元喷管以减少红外特征
中央10台的《百家讲坛》，演讲人主刘大响：
我们看看第四代战斗机的特殊性能：一个它装了矢量喷管。我们看看矢量喷管它是怎样工作的？这是一个二元喷管，就是发动机喷管可以一面加力，一面可以上下摆动，这样来控制飞机的飞行。这是F119采用的二元矢量喷管。我们再看看一个三元的，就是轴对称的矢量喷管。这个喷管我可以告诉大家，我们中国人已经研制出来了。这是刚才讲的轴对称的矢量喷管，我们606、624都已经上了台架，运转得非常成功，比它还要灵活，就用在我们最新型飞机上。
矢量喷气系统分二元和三元两种。二元系统的发动机尾喷管只能作上下摆动，高温高压燃气也只能改变上下方向；三元系统的发动机尾喷管可作全方位摆动，高温高压燃气也因此能全方位改变方向。
另外ERTERT说没有AL-37FU。不知道为什么鼎盛的小愤老大今年还转贴了篇文章里面提到AL-37FU。
小愤 2007-01-24 03:16
增大战斗机发动机推力的途径
Ways to Increase Thrust of Fighter Engines
梁春华
本文综述了F100、F110、F404、AL31F等推重比7～8的第3代战斗机发动机的改型发展历程和采用的技术，总结了这些发动机增大推力与推重比的主要途径，即：增大风扇进口流量、减小涵道比与提高风扇压比、改进加力燃烧室、提高涡轮进口温度、采用新颖结构与轻质材料和采用FADEC控制系统等。
随着航空发动机气动与结 构设计技术的快速发展以及航空发动机材料与工艺水平的不断提高，战斗机发动机的综合性能，尤其是单位推力和推重比稳步提高。
20世纪70～80年代，为满足F－15、F－16、F/A－18、苏－27等第3代空中优势战斗机对增大发动机推重比的突出要求，世界知名的航空发动机设计和制造商研制了F100、F110、F404、AL31F等推重比7～8的第3代战斗机发动机，并在投入使用后遵循"多继承、少创新"的研制原则，不断地改进改型，推出了综合能力不断提高的多型发动机，既提高了性能，又保证了可靠性和耐久性、降低了研制和维护费用、缩短了研制周期,走出了一条成功的改型发展道路。
第三代战斗机发动机的改型发展
F100、F110、F404、AL-31F等发动机投入使用以后，有关方面利用先进涡轮发动机燃气发生器研究计划、型号衍生发展计划、综合高性能涡轮发动机技术计划等预先研究计划，开发并验证了先进部件和技术，先后发展了F100－PW－232、F110－GE－132、F414－GE-400和AL37FU等一批改型发动机。
F100发动机的发展
F100发动机是世界上投入使用最早的推重比为8的小涵道比双转子加力式涡扇发动机。1972年投入使用后，F100发动机采用先进的技术和经验，主要改进发展了F100－PW-220、F100-PW-229、F100－PW－229A和F100－PW－232等发动机。F100及其改进型发动机的性能参数比较见表1。
20世纪90年代初，普惠公司采用由F119发动机风扇技术改进的风扇，改型研制了F100－PW－229A发动机，其涡轮的耐久性能提高30%以上，推力可达到 142.3千牛（甚至更高），之后，又以F100－PW－229IPE发动机为基础，采用IHPTET计划开发的风扇技术，通过在F100-PW-229发动机的机匣内将风扇的直径增大了0.254厘米，改型研制了F100-PW-232发动机，或者增大推力(最大推力增大达151千牛)，或者通过在更低的温度下工作延长发动机的寿命。
目前，普惠公司正在将IHPTET计划验证的技术、F119和F135发动机验证的部件，提高F100发动机的能力。预计像整体铸造的固定支撑进口机匣、机匣处理、线性摩擦焊接的整体叶盘结构转子、浮动壁燃烧室、超冷高压涡轮、单晶无冷却带冠低压涡轮、复合材料喷管调节片等技术或部件若移植到F100发动机上，将使F100发动机的推力增大25%，寿命延长50%，F-15飞机的航程增长7%，寿命周期成本减少25亿美元。
F110发动机的改型发展
F110发动机是美国第一种按"结构完整性大纲"(ENSIP)的要求研制的兼顾性能、可靠性、耐久性和维修性的小涵道比加力式涡扇发动机，在保证高可靠性和可长耐久性的同时，获得了较大的推力。1986年投入使用后，F110-GE-100发动机采用经过验证的先进技术和经验，主要改进发展了F110-GE-129、F110-GE-132等发动机。F110及其改进型发动机的性能参数比较见表2。
20世纪90年代，以F110-GE-100发动机（81%的零部件不变）为基础，通过采用新材料提高涡轮进口温度和转子速度，采用改进性能的全功能数字式电子控制器代替模拟式电子控制器和机械液压式控制器，GE公司改进改型发展了F110-GE-129发动机，大大减少了零部件数量（减少了40%～50%），提高了推重比。
20世纪90年代后期，以F110-GE-129发动机为基础，采用吸纳F118发动机风扇技术和IHPTET计划成果研制的3级风扇、从YF120和F414发动机的改进改型的加力燃烧室，连续调节喷管喉道面积的全功能双通道数字式电子控制器(FADEC)，先进的轻质复合材料和高温涡轮叶片，GE公司改型研制了F110-GE-132（F110－GE－129EFE）发动机，显著提高了发动机性能、减轻了发动机重量、延长了发动机寿命，降低了发动机使用与维护费用。
目前，GE公司在实施F110使用寿命延长计划(F110 SLEP)的同时，也在采用IHPTET计划验证的技术、YF120和F136发动机验证的部件，提高F110发动机的能力。预计，像复合材料外涵机匣、宽弦叶片的无阻尼整体叶盘结构的风扇、径向加力燃烧室、复合材料喷管连杆等部件若移植到F110发动机上，将使其推力增大25%，寿命延长50%，F-15飞机的航程增长7%，寿命周期成本减少25亿美元。
F404/F414发动机的改型发展
F404发动机是GE公司按作战适用性、可靠性、可维修性、成本、性能和重量这一顺序综合设计的小涵道比加力式涡扇发动机，1982年投入使用。之后，以F404-GE-400发动机为基础，采用成熟且先进的部件和技术，GE公司改改型研制了F414-GE-400、F414增推型等发动机。F404/414发动机的性能参数比较见表3。
20世纪90年代，采用RM12发动机的3级3维气动设计的风扇，从F412发动机改进的7级高压压气机，从F412发动机移植的多孔冷却燃烧室，由GE23A/F412发动机发展的单级高压涡轮，由YF120发动机发展的径向加力燃烧室，取自F110-GE-129发动机的出口面积可调喷管，来自YF120发动机的全功能双通道数字式电子控制器，GE公司改进研制了F414-GE-400发动机，增大了推力（比F404-GE-400的增加了35%），明显提高了可靠性和耐久性，降低了耗油率。
F414EDE发动机采用先进的气动设计技术、新结构和新材料，提高部件的效率，延长部件的寿命。
高压压气机采用三维气动设计，使流量增加5%，效率提高3个百分点。燃烧室采用干低排放技术，使NOx、HC和CO的排放量明显降低。
高压涡轮采用三维气动设计和先进的冷却技术，使效率提高2个百分点，耐温能力提高65℃。
排气框架采用三维气动设计，使加力燃烧室效率提高3个百分点，压差降低1.5%。采用上述技术，在保持硬件与F414-GE-400发动机的可完全互换的基础上能明显地增大发动机的推力或提高发动机的耐久性。
采用在IHPTET计划下研制的2级高压比风扇，经GE23A验证机验证的6级高压压气机，先进气动设计的燃烧室，在GE23A验证机上验证的大流量高压涡轮，重新设计的低压涡轮和后框架，新的气动设计加力燃烧室，由F414-GE-400发动机发展了F414增推型发动机。
与前者比，F414增推型发动机风扇的质量流量将增大10%，风扇的效率将提高2%，高压压气机的流量将增大5%，高压压气机的效率将提高3%，高压涡轮进口温度将提高65.5℃，高压涡轮的效率将提高2%，低压涡轮的效率将提高1%，加力燃烧室的效率将提高3%，最终推力将增大25%，推重比达到10。
AL31F发动机改型发展
俄罗斯的AL31F发动机也经过改进和改型,发展了AL31FU、AL31FP和AL37FU等发动机。其中AL37FU发动机是通过增大风扇的直径和增加铰接的推力矢量喷管改进发展而来的，它将AL31F发动机的进口直径增大约了20毫米，由0.910米增大到0.930米，涡轮进口温度提高到1665K，加力推力达到145千牛，不加力推力达85千牛，推重比达8.7。
第三代战斗机发动机增大推力的途径
增大风扇进口流量，提高发动机推力
在相同级的循环参数下，涡扇发动机的推力随着进口空气流量的增大而增大。增大空气进口流量是发动机改型发展时提高推力的主要途径。F100、F110和F404发动机在改型发展时都采用了这一途径。
为了增大推力，F100－PW－100发动机改型到F100－PW-220发动机时，通过重新设计风扇和增压级，空气流量由101.0千克/秒提高到103.4千克/秒。
F404－GE－400发动机改型到F414-GE-400发动机时，通过增大风扇进口直径和采用三维气动设计的叶片，空气流量增加了17%，由63.5千克/秒增大到74.3千克/秒。
F110－GE－129发动机改型到F110－GE－132发动机时，通过采用F118发动机和IHPTET计划取得的成果和经验和三维计算流体力学技术设计的3级风扇，空气流量增大了7%，由124千克/秒增大到133千克/秒。
另外，AL31F发动机改型到AL37FU发动机时，通过增大风扇直径（由0.910米增大到0.930米），也增大了进口流量，发动机推力增加。
提高风扇压比与减小涵道比，提高发动机单位推力
对涡轮风扇发动机来说，当涡轮进口温度、总压比和部件效率一定时，涵道比与风扇压比有着单值对应关系，涵道比越小，风扇压比就越大，且存在一个最佳值。通过降低涡扇发动机的涵道比和提高风扇压比有利于提高发动机的单位推力。F100发动机和F110发动机在改型发展时都采用了这一途径。
例如，F100－PW－220改型到F100－PW－229发动机时，风扇增压比由3.2提高到4.0，涵道比由0.63降为0.40； F110－GE－100改型到F110－GE－129发动机时，涵道比由0.87降为0.81。
改进加力燃烧室，提高发动机推力
F100-PW-229发动机采用多区加力燃烧室，为了减轻发动机由中间推力状态到最大推力状态的压力脉动，改进了燃油分配系统，采用了先进的火焰控制(AFM)系统方案。AFM系统方案采用快速注满和反应迅速的小容积喷油环和11个燃油分区(F100-PW-220发动机加力燃烧室为5个燃油分区)。先进的火焰控制系统与数字式电子发动机控制器（DEEC）系统相结合能使由风扇引起的外涵气流压力脉动降低30%。F100-PW-229发动机的加力燃烧室和喷管普遍采用加强的结构件，使其内部压力比F100-PW-220发动机的高20%，温度也比F100-PW-220发动机的高。
F110-GE-132发动机的径向加力燃烧室采用三维计算流体力学分析技术设计，使效率更高、点火特性更好。
F414-GE-400发动机加力燃烧室采用气冷径向燃烧室稳定器和V形环，减小了温度梯度，提高了可靠性。F414推力增大型发动机加力燃烧室采用新的气动设计，效率提高了3%～4%。排气框架出口导流叶片重新设计，使最大推力增加了2%。
提高涡轮进口温度，提高发动机单位推力
提高涡轮进口温度是增大发动机单位推力和推重比的有效手段。在材料耐热能力和冷却技术允许的条件下，尽可能地提高涡轮进口温度是战斗机发动机参数选择的重要原则。
通过涡轮采用无孔盘和新材料(如涡轮叶片材料由PWA1480改为PWA1484单晶材料、涡轮叶片外部气封材料改为PWA1485、涡轮盘采用耐损伤的IN100材料等)，F100－PW－229发动机较F100－PW－220发动机提高了涡轮进口温度，实现了推力增大。
通过使用新材料，F110-GE-129发动机涡轮进口温度较F110-GE-100发动机的提高了55～80℃，达到1427℃。
采用新颖结构和轻质材料，减轻发动机重量
F100－PW－229A发动机第2和第3级风扇采用整体叶盘结构的转子，大大减少了零件数，减轻了重量，降低了气动损失，避免了常见的叶根裂纹问题。
F110-GE-132发动机3级风扇采用整体叶盘结构，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中区，简化了结构，减少了零件数（减少65%），减轻了重量，减少了泄漏。加力燃烧室采用径向火焰稳定器取代3圈环形火焰稳定器，使结构更简单，零件号减少50%，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；采用复合材料风扇机匣等措施，也显著地减轻了发动机的重量。
采用FADEC控制系统，减轻发动机重量
F110-GE-129发动机采用改进性能的全功能数字式电子控制器，代替了模拟式电子控制器和机械液压式控制器。F110-GE-132发动机燃油系统采用全功能双通道数字式电子控制器(FADEC)，连续调节喷管的喉道面积，提高了发动机推力，增大了风扇的喘振裕度，减小了喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。
F414-GE-400发动机控制系统采用最先进的数字电子部件和高效的表面安装技术，是一个双信道、全功能数字式电子控制器，控制风扇和压气机变几何形状、VAN作动器、主燃烧室和加力燃烧室的燃油燃烧状态，还具有状态监控和故障诊断功能。
小愤 2007-01-24 03:16
增大战斗机发动机推力的途径
Ways to Increase Thrust of Fighter Engines
梁春华
本文综述了F100、F110、F404、AL31F等推重比7～8的第3代战斗机发动机的改型发展历程和采用的技术，总结了这些发动机增大推力与推重比的主要途径，即：增大风扇进口流量、减小涵道比与提高风扇压比、改进加力燃烧室、提高涡轮进口温度、采用新颖结构与轻质材料和采用FADEC控制系统等。
随着航空发动机气动与结 构设计技术的快速发展以及航空发动机材料与工艺水平的不断提高，战斗机发动机的综合性能，尤其是单位推力和推重比稳步提高。
20世纪70～80年代，为满足F－15、F－16、F/A－18、苏－27等第3代空中优势战斗机对增大发动机推重比的突出要求，世界知名的航空发动机设计和制造商研制了F100、F110、F404、AL31F等推重比7～8的第3代战斗机发动机，并在投入使用后遵循"多继承、少创新"的研制原则，不断地改进改型，推出了综合能力不断提高的多型发动机，既提高了性能，又保证了可靠性和耐久性、降低了研制和维护费用、缩短了研制周期,走出了一条成功的改型发展道路。
第三代战斗机发动机的改型发展
F100、F110、F404、AL-31F等发动机投入使用以后，有关方面利用先进涡轮发动机燃气发生器研究计划、型号衍生发展计划、综合高性能涡轮发动机技术计划等预先研究计划，开发并验证了先进部件和技术，先后发展了F100－PW－232、F110－GE－132、F414－GE-400和AL37FU等一批改型发动机。
F100发动机的发展
F100发动机是世界上投入使用最早的推重比为8的小涵道比双转子加力式涡扇发动机。1972年投入使用后，F100发动机采用先进的技术和经验，主要改进发展了F100－PW-220、F100-PW-229、F100－PW－229A和F100－PW－232等发动机。F100及其改进型发动机的性能参数比较见表1。
20世纪90年代初，普惠公司采用由F119发动机风扇技术改进的风扇，改型研制了F100－PW－229A发动机，其涡轮的耐久性能提高30%以上，推力可达到 142.3千牛（甚至更高），之后，又以F100－PW－229IPE发动机为基础，采用IHPTET计划开发的风扇技术，通过在F100-PW-229发动机的机匣内将风扇的直径增大了0.254厘米，改型研制了F100-PW-232发动机，或者增大推力(最大推力增大达151千牛)，或者通过在更低的温度下工作延长发动机的寿命。
目前，普惠公司正在将IHPTET计划验证的技术、F119和F135发动机验证的部件，提高F100发动机的能力。预计像整体铸造的固定支撑进口机匣、机匣处理、线性摩擦焊接的整体叶盘结构转子、浮动壁燃烧室、超冷高压涡轮、单晶无冷却带冠低压涡轮、复合材料喷管调节片等技术或部件若移植到F100发动机上，将使F100发动机的推力增大25%，寿命延长50%，F-15飞机的航程增长7%，寿命周期成本减少25亿美元。
F110发动机的改型发展
F110发动机是美国第一种按"结构完整性大纲"(ENSIP)的要求研制的兼顾性能、可靠性、耐久性和维修性的小涵道比加力式涡扇发动机，在保证高可靠性和可长耐久性的同时，获得了较大的推力。1986年投入使用后，F110-GE-100发动机采用经过验证的先进技术和经验，主要改进发展了F110-GE-129、F110-GE-132等发动机。F110及其改进型发动机的性能参数比较见表2。
20世纪90年代，以F110-GE-100发动机（81%的零部件不变）为基础，通过采用新材料提高涡轮进口温度和转子速度，采用改进性能的全功能数字式电子控制器代替模拟式电子控制器和机械液压式控制器，GE公司改进改型发展了F110-GE-129发动机，大大减少了零部件数量（减少了40%～50%），提高了推重比。
20世纪90年代后期，以F110-GE-129发动机为基础，采用吸纳F118发动机风扇技术和IHPTET计划成果研制的3级风扇、从YF120和F414发动机的改进改型的加力燃烧室，连续调节喷管喉道面积的全功能双通道数字式电子控制器(FADEC)，先进的轻质复合材料和高温涡轮叶片，GE公司改型研制了F110-GE-132（F110－GE－129EFE）发动机，显著提高了发动机性能、减轻了发动机重量、延长了发动机寿命，降低了发动机使用与维护费用。
目前，GE公司在实施F110使用寿命延长计划(F110 SLEP)的同时，也在采用IHPTET计划验证的技术、YF120和F136发动机验证的部件，提高F110发动机的能力。预计，像复合材料外涵机匣、宽弦叶片的无阻尼整体叶盘结构的风扇、径向加力燃烧室、复合材料喷管连杆等部件若移植到F110发动机上，将使其推力增大25%，寿命延长50%，F-15飞机的航程增长7%，寿命周期成本减少25亿美元。
F404/F414发动机的改型发展
F404发动机是GE公司按作战适用性、可靠性、可维修性、成本、性能和重量这一顺序综合设计的小涵道比加力式涡扇发动机，1982年投入使用。之后，以F404-GE-400发动机为基础，采用成熟且先进的部件和技术，GE公司改改型研制了F414-GE-400、F414增推型等发动机。F404/414发动机的性能参数比较见表3。
20世纪90年代，采用RM12发动机的3级3维气动设计的风扇，从F412发动机改进的7级高压压气机，从F412发动机移植的多孔冷却燃烧室，由GE23A/F412发动机发展的单级高压涡轮，由YF120发动机发展的径向加力燃烧室，取自F110-GE-129发动机的出口面积可调喷管，来自YF120发动机的全功能双通道数字式电子控制器，GE公司改进研制了F414-GE-400发动机，增大了推力（比F404-GE-400的增加了35%），明显提高了可靠性和耐久性，降低了耗油率。
F414EDE发动机采用先进的气动设计技术、新结构和新材料，提高部件的效率，延长部件的寿命。
高压压气机采用三维气动设计，使流量增加5%，效率提高3个百分点。燃烧室采用干低排放技术，使NOx、HC和CO的排放量明显降低。
高压涡轮采用三维气动设计和先进的冷却技术，使效率提高2个百分点，耐温能力提高65℃。
排气框架采用三维气动设计，使加力燃烧室效率提高3个百分点，压差降低1.5%。采用上述技术，在保持硬件与F414-GE-400发动机的可完全互换的基础上能明显地增大发动机的推力或提高发动机的耐久性。
采用在IHPTET计划下研制的2级高压比风扇，经GE23A验证机验证的6级高压压气机，先进气动设计的燃烧室，在GE23A验证机上验证的大流量高压涡轮，重新设计的低压涡轮和后框架，新的气动设计加力燃烧室，由F414-GE-400发动机发展了F414增推型发动机。
与前者比，F414增推型发动机风扇的质量流量将增大10%，风扇的效率将提高2%，高压压气机的流量将增大5%，高压压气机的效率将提高3%，高压涡轮进口温度将提高65.5℃，高压涡轮的效率将提高2%，低压涡轮的效率将提高1%，加力燃烧室的效率将提高3%，最终推力将增大25%，推重比达到10。
AL31F发动机改型发展
俄罗斯的AL31F发动机也经过改进和改型,发展了AL31FU、AL31FP和AL37FU等发动机。其中AL37FU发动机是通过增大风扇的直径和增加铰接的推力矢量喷管改进发展而来的，它将AL31F发动机的进口直径增大约了20毫米，由0.910米增大到0.930米，涡轮进口温度提高到1665K，加力推力达到145千牛，不加力推力达85千牛，推重比达8.7。
第三代战斗机发动机增大推力的途径
增大风扇进口流量，提高发动机推力
在相同级的循环参数下，涡扇发动机的推力随着进口空气流量的增大而增大。增大空气进口流量是发动机改型发展时提高推力的主要途径。F100、F110和F404发动机在改型发展时都采用了这一途径。
为了增大推力，F100－PW－100发动机改型到F100－PW-220发动机时，通过重新设计风扇和增压级，空气流量由101.0千克/秒提高到103.4千克/秒。
F404－GE－400发动机改型到F414-GE-400发动机时，通过增大风扇进口直径和采用三维气动设计的叶片，空气流量增加了17%，由63.5千克/秒增大到74.3千克/秒。
F110－GE－129发动机改型到F110－GE－132发动机时，通过采用F118发动机和IHPTET计划取得的成果和经验和三维计算流体力学技术设计的3级风扇，空气流量增大了7%，由124千克/秒增大到133千克/秒。
另外，AL31F发动机改型到AL37FU发动机时，通过增大风扇直径（由0.910米增大到0.930米），也增大了进口流量，发动机推力增加。
提高风扇压比与减小涵道比，提高发动机单位推力
对涡轮风扇发动机来说，当涡轮进口温度、总压比和部件效率一定时，涵道比与风扇压比有着单值对应关系，涵道比越小，风扇压比就越大，且存在一个最佳值。通过降低涡扇发动机的涵道比和提高风扇压比有利于提高发动机的单位推力。F100发动机和F110发动机在改型发展时都采用了这一途径。
例如，F100－PW－220改型到F100－PW－229发动机时，风扇增压比由3.2提高到4.0，涵道比由0.63降为0.40； F110－GE－100改型到F110－GE－129发动机时，涵道比由0.87降为0.81。
改进加力燃烧室，提高发动机推力
F100-PW-229发动机采用多区加力燃烧室，为了减轻发动机由中间推力状态到最大推力状态的压力脉动，改进了燃油分配系统，采用了先进的火焰控制(AFM)系统方案。AFM系统方案采用快速注满和反应迅速的小容积喷油环和11个燃油分区(F100-PW-220发动机加力燃烧室为5个燃油分区)。先进的火焰控制系统与数字式电子发动机控制器（DEEC）系统相结合能使由风扇引起的外涵气流压力脉动降低30%。F100-PW-229发动机的加力燃烧室和喷管普遍采用加强的结构件，使其内部压力比F100-PW-220发动机的高20%，温度也比F100-PW-220发动机的高。
F110-GE-132发动机的径向加力燃烧室采用三维计算流体力学分析技术设计，使效率更高、点火特性更好。
F414-GE-400发动机加力燃烧室采用气冷径向燃烧室稳定器和V形环，减小了温度梯度，提高了可靠性。F414推力增大型发动机加力燃烧室采用新的气动设计，效率提高了3%～4%。排气框架出口导流叶片重新设计，使最大推力增加了2%。
提高涡轮进口温度，提高发动机单位推力
提高涡轮进口温度是增大发动机单位推力和推重比的有效手段。在材料耐热能力和冷却技术允许的条件下，尽可能地提高涡轮进口温度是战斗机发动机参数选择的重要原则。
通过涡轮采用无孔盘和新材料(如涡轮叶片材料由PWA1480改为PWA1484单晶材料、涡轮叶片外部气封材料改为PWA1485、涡轮盘采用耐损伤的IN100材料等)，F100－PW－229发动机较F100－PW－220发动机提高了涡轮进口温度，实现了推力增大。
通过使用新材料，F110-GE-129发动机涡轮进口温度较F110-GE-100发动机的提高了55～80℃，达到1427℃。
采用新颖结构和轻质材料，减轻发动机重量
F100－PW－229A发动机第2和第3级风扇采用整体叶盘结构的转子，大大减少了零件数，减轻了重量，降低了气动损失，避免了常见的叶根裂纹问题。
F110-GE-132发动机3级风扇采用整体叶盘结构，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中区，简化了结构，减少了零件数（减少65%），减轻了重量，减少了泄漏。加力燃烧室采用径向火焰稳定器取代3圈环形火焰稳定器，使结构更简单，零件号减少50%，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；采用复合材料风扇机匣等措施，也显著地减轻了发动机的重量。
采用FADEC控制系统，减轻发动机重量
F110-GE-129发动机采用改进性能的全功能数字式电子控制器，代替了模拟式电子控制器和机械液压式控制器。F110-GE-132发动机燃油系统采用全功能双通道数字式电子控制器(FADEC)，连续调节喷管的喉道面积，提高了发动机推力，增大了风扇的喘振裕度，减小了喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。
F414-GE-400发动机控制系统采用最先进的数字电子部件和高效的表面安装技术，是一个双信道、全功能数字式电子控制器，控制风扇和压气机变几何形状、VAN作动器、主燃烧室和加力燃烧室的燃油燃烧状态，还具有状态监控和故障诊断功能。
原帖由 痴痴的小木头 于 2007-5-12 11:04 发表
楼上的ZWZ同学,偶知道...是想引诱火鸟自己暴露而泄密....:D
踢～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～～飞！:@
到时俺也要拉你根死木头垫背......................
不过木头老大放心，俺是不会主动把您发给俺的秘图给别人看滴.............:lol
感谢楼上的兄台，俺来好好学习一下:handshake
我就这么说吧，国内总是因为su-37喷口是圆的就误以为它是轴对称的:D
原帖由 cc_gg 于 2007-5-12 08:39 发表
使用纵向TVC怎么滚转啊？
一种是纵向完全靠TVC，然后把所有的气动舵面都给横侧向用
一种是纵向用TVC和部分气动舵面，横侧向用剩下的气动舵面
F22用的是哪种呢？
我就这么说吧，在没有老大出来说明之前，我觉得论文比ZWZ的个人观点更可信。 ;P
至少我今天又看到海洋风暴老大说了句“如果以后其他国家搞了轴对称推力矢量，可能有人要用苏-37的类比”。按照道理说，F-22的二元是结合气动设计的，远比苏-37的科学，如果两者都是二元的，应该选择F-22的来做参照才对啊。
另外许多关于苏霍伊的文章都说在苏-27LMK上面试验的结果让他们放弃了二元，因为重量太大。
至少我今天又看到海洋风暴老大说了句“如果以后其他国家搞了轴对称推力矢量，可能有人要用苏-37的类比”。按照道理说，F-22的二元是结合气动设计的，远比苏-37的科学，如果两者都是二元的，应该选择F-22的来做参照才对啊。
另外许多关于苏霍伊的文章都说在苏-27LMK上面试验的结果让他们放弃了二元，因为重量太大。
原帖由 zwz 于 2007-5-12 09:09 发表
两个屁眼一个向上一个向下，就滚了:)
用TVC差动是可以实现滚转，可是机头侧向控制还得靠气动舵面吧？