超级军网[怀旧]世界先进航空发动机点评
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 22:49:40
世界先进航空发动机点评
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用途战斗机的
需要,英国的罗・罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗・罗公司的独家技术,三转子设计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径向传焰肋
。这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-PW-100发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。世界先进航空发动机点评
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用途战斗机的
需要,英国的罗・罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗・罗公司的独家技术,三转子设计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径向传焰肋
。这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-PW-100发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用途战斗机的
需要,英国的罗・罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗・罗公司的独家技术,三转子设计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径向传焰肋
。这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-PW-100发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。世界先进航空发动机点评
李晓婉/文 2002.9.兵工科技
目前,世界上只有美国、俄罗斯、英国和法国具备了独立研制和生产第三、四代战斗机动力装置的能力。由于国情不同,各种型号的涡扇发动机
在研制发展、结构设计和性能水平等方面各有不同。在现役第三代战斗机中,美国空军的F15、F-16战斗机安装了F100系列、F110系列涡扇发动
机,美国海军的F/A18战斗机先后装备了F404系列发动机,俄罗斯的米格-29战斗机和苏-27战斗机分别装有RD-33和AL-31F涡扇发动机,西欧的"狂
风"战斗机和法国的"幻影"2000战斗机分别装备了RB199和M53涡扇发动机。美国实刀雄厚美国第三代战机上的典型发动机主要有F100、F110、
F404三大系列。作为世界上最早配置在第三代战斗机上的发动机,F100发动机为达到推重比8.0的设计目标,在工作参数和结构材料方面率先采用
了许多前所未有的技术。一是"两高一低"的工作参数,即高增压比、高涡轮前温度和低涵道比;二是采用高强度重量比的耐高温合金,使涡轮前温
度超过167OK,从而使最大推力达到66千牛,加力推力达到106千牛。另外,F100发动机率先采用了平衡梁式可调喷管和5个单元体结构,前者具有性
能好、重量轻的特点,后者有利于外场维护更换。然而,由于单纯注重发动机的性能,F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和
维修性方面的问题,曾经一度使美国空军的F-15、F-16战斗机处于停飞状态。为此,普惠公司采取一系列措施来解决所存在的问题,从而发展出
F100-PW220发动机,开始改装到F-15和F-16战斗机上。随后,该系列发动机又进一步发展出229、229IPE等型号,主要改进是采用了高流量风扇、
浮壁式火焰筒、单晶合金导向涡轮叶片、定向凝固涡轮转子叶片和数字式控制系统等部件,从而使加力推力分别增加到129千牛和156千牛。通用
电器公司在研制F110发动机时，充分吸取了普惠公司的教训，研制工作中贯彻了完整性大纲，使F100发动机的可靠性和耐久性在投入使用时就
得到保证。F110-GE-100发动机成为F-15和F-16战斗机的动力装置,最大推力为122.3千牛,推重比7.07。目前,正在广泛使用的是F110-GE－
129IPE发动机。与早期型相比,该发动机提高了转速,涡轮前温度增大80度,涵道比减小到0.76,使最大加力推力增大到133.4千牛。同时,采用全
权限数字式电子控制,油门杆在飞行包线内元任何约束,有利于飞行员集中精力执行作战任务。90年代末,通用电气公司在此基础上又发展出
129EFE型发动机,充分利用了整体叶盘风扇、宽弦叶片、径向火焰稳定器等最新技术,将推力进一步提高了17.2%,达到151千牛。美国海军F/A-18
舰载战斗机的F404涡扇发动机在研制过程中,更加突出可靠性和维护性要求,通用电气公司将作战适用性放在首位,并不追求过高的性能指标,而
且采用经过验证的最新技术,保持发动机结构简单、使用可靠,这对于F404发动机的成功研制起到了关键作用。F404加力推力为71.2千牛,推重比
7.24,高压压气机的稳定工作裕度达到25%。除了F/A-18战斗机外,为满足不同战斗机的需求,通用电气公司还研制出F404发动机的多种改型,分别
用于A-6F、JAS-39(在F404-GE-400基础上改进而来的RMl2)和LCA等战斗机上,还曾经计划用于A-12隐形攻击机的改进型。根据美国海军发展F/A
-18E/F战斗机的需要,通用电气公司以F404发动机为基础,充分利用多项成熟技术,成功地研制出F414发动机。为提高推重比,F414发动机主要通
过增大空气流量、提高增压比、增加涡轮前温度、减轻结构重量等措施,使加力推力达到98千牛、最大推力达到60千牛,分别比F404发动机提高
了38%和28%,从而使推重比达到9.1,通过渐改使发动机达到一个新的水平。俄罗斯毫不逊色俄罗斯战机上配备的典型发动机主要是RD-33和AL-31
。为了满足米格一29歼击机的高空、高速性能的需要,俄罗斯的克里莫夫设汁局研制出RD-33涡扇发动机,特别突出了高度、速度特性。由于米格
-29战斗机是一种轻型前线歼击机,因此RD-33发动机的最大直径受到限制,空气流量只有76千克/秒,涵道比0.48,因此加力推力只有81.4千牛,与
美国的主要发动机相比略低一些,但在总体性能上却毫不逊色。首先是推重比高。RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。为提高涡轮前温度,RD-33发动机的单级高压涡轮采用了单晶叶片和粉末冶金盘,单级
低压涡轮采用了对流冷却叶片,从而在起飞状态达到154OK,在高速飞行状态可达到169OK,这一温度值甚至高出AL-31F发动机的工作瘟度。其次是
稳定工作性能好。为保证工作稳定性,RD-33发动机在第1级风扇采用了处理机匣以改善叶尖处气流流动状态,在第4级静子叶片采用双排串列式叶
栅来保证进入高压压气机的气流稳定;高压压气机的进口导流叶片和第1、2级静子叶片采用可调旋转叶片,能够根据不同工作状态改变叶片工作
角度,第9级静子也采用双排串列叶栅。通过这些设计,RD-33发动机的工作非常稳定,可以在飞行包线内任一点实现空中起动和接通加力,从而满
足米格29战斗机的机动性要求。作为苏-27系列战斗机的动力装置,AL-31F涡扇发动机在设计思想、关键技术和主要性能方面有其独到之处。
AL31F发动机在设计上突出了推重比指标,为此留里卡设计局在结构设计上曾经进行过大幅度改动。在竭力追求较高推重比的研制过程中,该发动
机分别从空气流量和结构重量等方面着手,最终在性能水平上超出了美国同级别发动机。一是增大空气流量。AL-31F发动机的进口直径为938毫
米,设计中选择了较大的涵道比0.6,以得到较大的外涵空气流量,使发动机最大状态推力达到76千牛,全加力状态推力达到125千牛。同时,在总增
压比不太高的情况下,较大的涵道比可以降低发动机耗油率,有利于增大苏-27战斗机的作战半径和转场航程。二是减轻结构重量。AL-31F发动机
在风扇、高压压气机、加力筒体和喷管外罩等部件上采用大量钛合金材料,风扇和压气机采用电子束焊接的整体结构,使发动机重量得以减轻,整
机重量只有1530千克,推重比达到8.17,略高于目前已投入使用的西方同类发动机。因此,当苏-27战斗机的"眼镜蛇"机动进入垂直状态时,完全借
助于AL-31F发动机所产生的强劲推力。与此同时,留里卡设计局针对苏-27战斗机高机动性的特点,还充分考虑到AL-31F发动机的稳定工作特性。
由于进口条件的急剧变化,AL-3lF发动机必须具备较大的稳定工作裕度,并根据进口参数的改变而及时地调节相关部件和循环参数,始终保持发动
机持续可靠地工作。因此,为满足这一设计目的,AL-3lF发动机在设计参数的选取上,只采用了中等增压比23.8,以降低各增压级的负荷,并在结构
设计上采用了变弯度叶片、处理机匣、双排叶栅和可调叶片等多种调节措施。英法独辟蹊径20世纪60年代,为了满足研制"狂风"多用途战斗机的
需要,英国的罗・罗公司、联邦德国的慕尼黑MTU公司和意大利的菲亚特公司开始联合研制RB199加力式涡轮风扇发动机。根据"狂风"战斗机的作
战任务要求,新型发动机必须具备以下特点:短距起飞时需要的最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力、机动飞行需要的较大剩
余推力。为此,RB199发动机在热力循环参数的选择上,采用了中等流量比、高增压比、高涡轮前温度和高加力温度,相应在结构设计上独具特色
。RB199涡扇发动机采用了三转子结构,风扇、中压压气机和高压压气机分别为3级、3级和6级。作为罗・罗公司的独家技术,三转子设计的目的是
追求高增压比与较大稳定工作裕度,这样不仅有利于发动机推力的快速响应,以满足战斗机机动飞行的要求,而且有利于降低发动机的耗油率,增
加战斗机的航程。更为独特的是,该发动机的高压转子与中压、低压转子的旋转方向相反,其优点是大大减小陀螺力矩。RB199发动机的加力燃烧
室采用了混合器和火焰稳定器合二为一的设计。从结构上看,内涵道后面设有两圈V型火焰稳定器,外涵道设有倒置"漏斗"式稳定器和径向传焰肋
。这一设计,可以明显缩短加力燃烧室长度,使发动机结构更加紧凑。工作时,内、外涵分别喷油和组织燃烧,然后再进行混合,加力温度达190OK
。以最初安装在"狂风"战斗机上的RB199MK103型发动机为例,其加力推力达到71.1千牛,推重比达到7.93。作为世界上第四大航空发动机公司,法
国的斯奈克玛公司从1967年开始设计M53涡扇发动机,以满足80年代的高速高性能多用途战斗机的需要。该发动机以"阿塔"系列涡喷发动机为基
础,设计过程中沿用了单转子结构,这在加力式涡扇发动机中是独一无二的。这样设计主要考虑到技术的沿承性,以便总体结构简单,降低技术风
险,缩短研制周期,但也在很大程度上限制了发动机的性能。由于单轴结构上的限制,M53发动机的涵道比只有0.3。这样才能兼顾风扇和高压压气
机叶尖速度的要求,却无法充分发挥高压压气机的作用。M53发动机具有高速飞行时单位推力大、低空巡航时耗油率低的优点,油门使用上没有限
制,可以在低速到M2.2的范围内任意操纵。为了提高"幻影"2000-5战斗机的性能,斯奈克玛公司在提高M53-P2发动机性能方面的主要措施包括:采
用先进的风扇设计,增大了涵道比,使空气流量增加近10％；增加一级涡轮,重新设计热端部件,采用气膜加对流冷却方式,涡轮前温度提高了40度
。这些技术的应用有利于增大发动机推力,使加力推力达到97千牛,从而提高了飞机的推重比,改善飞机的速度特性和机动性能。值得指出的是,
由于未采用进口导流叶片,M53发动机也存在着潜在的设计缺陷。M53-P2发动机的三级风扇叶片直接与进气道相连,迎面而来的飞鸟极有可能被进
气道进口处强大的气流吸入,以极大的相对速度产生巨大撞击力,直接打坏高速旋转的风扇叶片,并进一步破坏发动机内部结构,导致M53-P2发动
机不能正常工作,失去应有的推力。特别是对于采用单台发动机的"幻影"2000战斗机来说,极易发生机毁人亡的事故。第三代半和第四代战机发
动机点评为了满足第四代战斗机的需求,美、英、法、俄等国家从80年代初开始研究推重比为10的发动机方案,经过部件设计、核心机试验和验
证机的研制,新一代加力式涡扇发动机己经陆续投入装备使用。其中,美国倚仗技术优势为F-22战斗机研制出推力155.7千牛的F119涡扇发动机,
英国、德国、意大利和西班牙通过国际合作为"台风"战斗机研制出推力90千牛的EJ200涡扇发动机,法国依然立足本国为"阵风"战斗机研制出推
力75千牛的M88系列涡扇发动机,瑞典为其JAS-39配备的RM12C推力达89千牛,俄罗斯正在为新一代战斗机全力研制AL-41F涡扇发动机,推力有可能
达到180千牛。从战术技术要求来看,美国的F-22战斗机对F199-PW-100发动机的技术和性能要求最具有代表性。首当其冲的是超音速巡航能力要
求发动机推重比高。为此,新一代发动机在循环参数上都采用了偏小的涵道比,如F119为0.2,M88-2为0.5，EJ200为0.4,可以使不加力状态下推力
增大,加力状态下耗油率降低。从结构技术角度来看,较小的涵道比要求风扇增压比较大,因此风扇设汁上分别采用了非定常三维有粘计算方法、
低展弦比、高稠度和大安装角叶型等技术,并通过减小第一级轮毅比和增大进口气流马赫数实现发动机的高流通能力,考虑到结构重量的限制,发
动机还采用整体叶盘结构,这样可减轻部件重量达30%。增大涡轮前温度也是提高推重比的一条主要途径。通过采用单晶材料、定向结晶材料、
隔热涂层和复合冷却技术,新一代发动机的涡轮前温度已经达到很高水平,如F119的197OK,EJ200的180OK,而M88-2发动机尽管推重比未达到10,但
其涡轮前温度却高达185OK,比最先进的第三代战斗机发动机高出近200度。而Fl19发动机的对转涡轮设计还有可能取消高、低压涡轮之间的导向
器,缩短发动机长度和减轻结构重量。紧随其后的是良好的机动能力要求发动机具有响应能力和推力矢量能力。这些发动机无一例外采用了全权
限数字式电子控制系统,控制参数从上一代发动机的6~10个增加到11~20个,这有利于发动机时刻工作在最佳参数状态。增压部件的快速调节、加
力燃烧室可靠工作都增大了喘振裕度,便发动机稳定工作在整个包线范围内,确保战斗机充分发挥飞行性能。由于第四代战斗机的敏捷性要
求,F119发动机、AL-41F发动机分别采用了二元矢量喷管和轴对称矢量喷管,EJ200发动机的矢量喷管也在研制之中。值得一提的还有隐形能力要
求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征,高可靠性要求发动机采用多种新颖结构,可维修性要求发动机具有良好的后期保障和维修能力
。F119、EJ200、M88、AL-4lF在这些方面都有不俗的表现。
LZ有进步...终于看起来...恩...赞一个
多谢，:handshake :handshake :handshake
能否介绍一下这些型号的最新情况以及最新的发动机，比如F119邓？谢谢。
原帖由 ryanzhen 于 2007-7-25 15:09 发表
能否介绍一下这些型号的最新情况以及最新的发动机，比如F119邓？谢谢。
抱歉，有些乱码。:b :b :b
牌 号 F119 )77;+ (g
BSo cAU?
用 途 军用涡扇发动机 4x,au'r2
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类 型 涡轮风扇发动机 n SqxOi%
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国 家 美国 OMv`\iqX
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厂 商 普拉特·惠特尼公司 %"^:(z%JI
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生产现状 研制中 G *,c)Q%ND
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装机对象 F-22。 C6fW-wH"
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研制情况 g0/Pz !h
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F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。 pC,-*U=
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1983年9月，美国空军同时授予普·惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普·惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。 Sw@ROdv #
@ 5\~(_ c
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力。 >;&OWxg U
Y(YW`:
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结构和系统 &Ds.~TnTN
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风 扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。 "rErZB4lE
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高 压 b@Yc s[
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压 气 机 6级轴流式。采用整体叶盘结构。 '`W|g:
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燃 烧 室 环形。采用浮壁结构。 5 G Xbxoh
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高压涡轮 单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。 03`izELr|
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低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。 uriA b
_=+xxm M*C
加 力 ro D9p8cR
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燃 烧 室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。 }*Wg: V
O7n J(&4/l
尾 喷 管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。 Xw #8zH
HEo2}f
控制系统 第三代双余度FADEC。 G-w7BF~_
bd|c"X"=Rj
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技术数据 y)tT\}Vn3r
(IG|)h @
JPbBK rF8
最大加力推力(daN) 15568 [hG9n +0
S0{f~Y:f4m
中间推力(daN) 9786 |8Y4qekn
{z vXPfB
加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.40(据估算应为1.80～1.90) +';Yh^;p
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中间耗油率[kg/(daN·h)] 0.622(据估算应为0.88～0.90) R.KJ+ULzu
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推重比 >10 O%ojgfdn
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涵道比 0.2～0.3 jZ RVj
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总增压比 26 &r gC fo
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涡轮进口温度(℃) 约1700 >0S8
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最大直径(mm) 1143 83T"N
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长度(mm) 4826 H wPYJS
质量(kg) 1360
新技术、新工艺和新材料的结晶 普惠公司研制的F119发动机 *KVFJk'
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F119 Engine for F-22 #>k P;
F119是美国普惠公司为F-22研制的推重比10一级的加力式涡扇发动机，它采用了普惠公司多年的经验和新研究的技术，在结构和性能上代表了当前最先进的战斗机发动机的水平去年底，普惠公司为F- 22试飞交付了第一台生产型F119发动机，这标志着F119的工程研制工作即将完成。最近，普惠公司开始进行生产型F119的耐久性试验的最后阶段。该发动机在结构和性能上较前一代战斗机发动机F100有很大提高，而可靠性、耐久性和维修性也较前一代向前迈进了一大步。 fe;! ]wts
研制概况 N<k!_F5^
1982年，美国空军提出"先进战术战斗机(ATF)"计划，当时,洛克希德、波音、通用动力公司联合提出的YF-22方案与诺斯罗普、麦道公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争，发动机方面则有美国普惠与GE公司为此分别提出推重比为10一级、推力为133.6千牛的PW5000(XF119)、GE37(X120) 发动机参加竞争。XF119零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了进行飞机飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制后，1990年6月、9月YF-23、YF-22相继首飞并进行对比试飞验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月F-22进入"工程制造和发展(EMD)"阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17%，即最大推力(加力推力)要求为156 千牛，中间推力(不加力时最大状态下的推力)为105 千牛， F119采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求，为此，发动机的涵道比由0.25增至0.3。 [YX ~7'?
XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时。当转入EMD阶段时(1991年8月3日)，普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13.75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1992年12月17日首台EMD F119发动机首次试车，1997年9月7日装F119-PW-100的F-22首飞，从此，F119-PW-100开始了长达数年的飞行试验计划。 z` H z a
性能与结构设计 15tnA! &
F119的主要性能参数为：最大推力156千牛, 中间推力105千牛，总压比35，涵道比0.3, 涡轮前温度1577℃～1677℃，最大直径1.13米, 长度4.826米, 重量 1360千克。与普惠公司为第3代战斗机F-15、F-16研制的推重比为8一级的F100发动机相比，F119在总级数、零件数、推重比等均有较大的改进，见表1。 $k)7fJh|
与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在第2级风扇后有一可调外涵出气环，在高压压气机中，第1级转子叶片作得较长，其后有一外涵出气环，在发动机工作时，第1级高压压气机后的放气环始终打开，因此，第1级高压压气机转子起到风扇的作用。在低工况下，风扇的可调外涵放气环打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，该放气环关闭，发动机成为小涵道比涡扇发动机，以增加单位推力。由于YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高、低压涡轮间无导向叶片，因此它比F119少5排叶片。表2列出了YF120和YF119在结构上的主要差别。 z<0SA@=/
在F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有二个突出的变化，一是高压转子支撑方式改用了GE公司惯用的形式, 二是高压涡轮采用了单级。 ' _ nr' k
普惠公司在60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D、PW2037、PW4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1-1-0支撑方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，高压涡轮是悬臂支撑的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮轴由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难。GE公司的发动机(军用的有F101、110、F404，民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1-0-1支撑方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上，这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可作得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。 |LTf',I0
普惠公司在F119发动机的总体设计中，一改以往的作法，将高压转子的支撑方式改用了GE公司惯用的1-0-1且后支点为中介轴承的方式, 在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支撑方式，这一设计变化，值得注意。 =nR{-*0=z
高压涡轮的设计中，普惠公司在60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型民用发动机JT9D、PW2037、PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计，这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量增大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用F101、F110、F404和民用CFM56)中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但使发动机结构简单，零件数，重量轻等。在F119设计中，普惠公司一改以往的作法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比。 Z &c46v *[
主要部件设计特点 ES)Tx_Mf
1. 风扇 3级，第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计, 与用于B777的PW4084发动机上的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成整体叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较小。 00)]e y
用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构。单个加工好的叶片用线性摩擦焊焊到轮盘上相应的凸块上(凸块与叶片底部均留有少量加工余量)，焊好后再将多余的材料磨去形成完整的整体叶盘，罗-罗公司近期也采用这种加工方法。在YF-22进行验证飞行时所用的YF119中，仅第2、3级风扇采用了整体叶盘。 bt'01_O"
为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣作成整环的，为此，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。 R \(&4Hek
风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构与F100的类似。第3级静叶均采用了弯曲设计，这种设计也用于PW4084。 QO}X[0Rd
2. 高压压气机 6级，采用高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与第1、2级导叶是可调节的，前机匣采用了阻燃"Alloy C"钛合金以减轻重量。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型高涵道比涡扇发动机中得到广泛采用。 /IYUx,j"
3. 燃烧室 短环形，火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦片式火焰筒。 rn)RZ7
采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构己在V2500、PW4084等民用发动机上采用。 %{ #(aX
4. 高压涡轮 单级，工作叶片用普惠公司的第3代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用双重热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹；轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在XF119上没有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在大型民用涡扇发动机中应用较多。 Fg 5ZJyu+
5. 低压涡轮 单级，与高压涡轮转向相反。这种将高、低压转子作成对转的结构，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩；另外，对装于两转子间的中介轴承，轴承内、外环转向相反时，会大大降低保持架与转子组合体相对内、外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高、低压涡轮对转时, 可以不要低压涡轮导向器(YF120上即无)，但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承),这 与F404、M88发动机的结构类似。 Y-D#] k
6. 加力燃烧室 分三区，加力筒体采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。 MB`nTbw_X
7. 尾喷管 二元收敛-扩张矢量喷管， 喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，可改变排气流的方向，从而改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1秒钟。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减少雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量。 ej% D^c.
8. 燃油控制系统 为第3代双余度全权限数字电子控制系统。 IzhXe o1tU
维修性与可靠性设计 9 Z[;OE O:
1. 维修性 在F119设计中，特别强调了维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作成外场可更换组件(LRU)，每个LRU拆换时间不超过20分钟，所用的工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销；由于采用"B"型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的；所有导管、导线均用不同的颜色予以区分；滑油箱装有目视的油位指示器；连接件作成能快卸快装的结构；自动化的综合诊断系统；在外场无须对附件进行调整与微调；以计算机为基础的培训系统；电子技术(即光盘)文件；具有抗外物击伤与抗锈蚀能力；压气机机匣水平对开，以便迅速接近内部零件；所有附件均置于发动机下部等。由于采用了这些措施，使外场级、中修级的维修工作减少75%，基地级维修所用的工具减少60%，平均工具的重量减轻40%。 "m!l:m3n
2. 可靠性 普惠在设计F119时，遵循了采用"经过验证的技术"，以及使发动机结构简单和零件数少的原则，因此，它的性能较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的新技术，而其可靠性比F100的要高。表3表示F119与F100-PW-220相比，其可靠性和维修性的改进。
楼主你配的图有点弱弱的...几米的漫画跟发动机不在同一个位面的世界里..
放松，你会发现，虽然大家都懂些军事技术，但咱们所做的也不过是猜一猜中国是“向左走，还是向右走”:D :D :D
目前F119的推重比到底是多少？（含矢量喷灌）F120的验证机目前如何，有关美国综合验证计划（要求推重比20：1）进展如何？
F119的推重比肯定不低于10，F120的验证机应该正在加紧工作吧，他们肯定希望死而复生。:b
好文就是不排版，那:handshake
有可以用垃圾本本听了
有可以用垃圾本本听了
就那么几个国家，几种型号，要说“先进”，就是F119啦。一堆都说完了，只能说是当代发动机了。
f-119还是比较保守的啊，改进余地大大的啊;funk ;funk ;funk ;funk :L :L :L :L
原帖由 网虫一个 于 2008-1-6 11:14 发表
f-119还是比较保守的啊，改进余地大大的啊;funk ;funk ;funk ;funk :L :L :L :L
所以我常说了米帝确实牛B啊，跟着米帝走没错。
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AL41出来了吗？？:(
RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。
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俄式发动机推重比的计算方法和西方的计算方法不一样,俄式的计算方法不包括发动机的附件重量,所以俄式发动机的推重比看起来比西方的高,其实按西方的计算方法要低很多.RD33的推重比按西方的计算方法只有6.7左右,AL31的推重比按西方的计算方法只有7.14,并不高.
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。
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俄式发动机推重比的计算方法和西方的计算方法不一样,俄式的计算方法不包括发动机的附件重量,所以俄式发动机的推重比看起来比西方的高,其实按西方的计算方法要低很多.RD33的推重比按西方的计算方法只有6.7左右,AL31的推重比按西方的计算方法只有7.14,并不高.
介个乱码很像是飞扬的:lol
原帖由 kulbit 于 2008-1-9 13:08 发表
介个乱码很像是飞扬的:lol
就是飞扬的:L
原帖由 ttslslyh 于 2008-1-6 19:13 发表
RD-33发动机的4级风扇、9级高压压气机和混合器等部件都大
量采用铁合金,明显减少发动机重量,因此推重比达到7.8。
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我记得按美标的话，RD33是6.5，AL31是7.17。
天才莫扎特，有这天才般数据能力，俺是狂热的老柴迷，用本本抄写古典音乐，有两本本了，不知道听FM经典947吗？
可以搜索李嘉播客，找到后有个经典947的在线收听联结
可以搜索李嘉播客，找到后有个经典947的在线收听联结