超级军网请教下F135的涡轮前温度以及其他参数
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 08:37:14
放狗搜了一下F135的涡轮前温度，结果英文网站上普遍给出的数据是3600华氏度，那换算下来就是2255K，这个数字比F119的1970K水平高了一代，可以称得上第五代航空发动机的水平了。希望各位学霸版主能否确证一下这个数字的真实性，如果这个温度是真实的，那F135的推重比应该比F119有质的提升，各位老大能否估计一下F135的推重比？放狗搜了一下F135的涡轮前温度，结果英文网站上普遍给出的数据是3600华氏度，那换算下来就是2255K，这个数字比F119的1970K水平高了一代，可以称得上第五代航空发动机的水平了。希望各位学霸版主能否确证一下这个数字的真实性，如果这个温度是真实的，那F135的推重比应该比F119有质的提升，各位老大能否估计一下F135的推重比？
]]
F135-pw-100
1810K......和3600华氏度也差得太远了，几乎是差了两代的距离了，比M88的1850K还不如，虽然说结构上肯定先进，但就靠这个涡前温度能做出10.5推重比的大推，个人觉得不可信，推重比涡前温度中至少有一个不准。
罚楼主重算 扰乱视听
;P 这里面的数据大概没有一个是对的
]]
奶猫老大的数据那儿来的？？和普惠交流的结果，好像普惠网站上没这么全吧:D
原帖由 yf23 于 2007-10-11 03:40 发表
;P 这里面的数据大概没有一个是对的
成飞科技忽悠人？
]]
如果是这样，比之F119简直是倒退啊，虽然推力大了，可给重量抵消了那么多，意义何在？
如果1700千克的自重包含了风扇还有传动装置可能推重比就和F119差不多了。
不可能包括。
如果包括的话，那不带风扇和喷口时候推重比要上15了。
风扇没有个四五百公斤是搞不定的，推力换向也要二三百公斤，推力换向比推力矢量要重不少
如果包括的话，那不带风扇和喷口时候推重比要上15了。
风扇没有个四五百公斤是搞不定的，推力换向也要二三百公斤，推力换向比推力矢量要重不少
涵道比0.2，我认为也不太可能。因为F135相对于F119是加大了风扇和外涵的，没可能涵道比还跟F119一样
原帖由 dpqwe 于 2007-10-16 06:53 发表
涵道比0.2，我认为也不太可能。因为F135相对于F119是加大了风扇和外涵的，没可能涵道比还跟F119一样
这么说F35超巡够呛。那个网站上的F119-PW-100的图，据那个网站的文章说，F119-PW-100和F135本质上是一样的。
]]
]]
F119的空气流量和F135的参数都没有官方的，这个网站上的参数也只是一家之言，准确性很难说。
原帖由 天堂风暴 于 2007-10-16 12:34 发表
F119的空气流量和F135的参数都没有官方的，这个网站上的参数也只是一家之言，准确性很难说。
多谢。
F119与F135的核心机，应该是一样的。有的文章说F135增加了风扇直径，增大涵道比。那么其空气流量应该比F119大些吧？
这大约也是F135最大推力大于F119的原因？
PS.F135的这个推力，是平飞状态的还是起飞状态算上升力风扇的啊？
原帖由 dddaaa1976 于 2007-10-11 08:44 发表
奶猫老大的数据那儿来的？？和普惠交流的结果，好像普惠网站上没这么全吧:D
;P PW没在自己主页上放出来
有传闻说F-135的T/W达到了14。
yf23大大给的数据里没有重量或者推重比这两项最关键的指标啊。
我立于高山之巅：如果不把风扇，传动装置和矢量喷管算到重量里来，F135达到推重比14一级是可能的。
我立于高山之巅：如果不把风扇，传动装置和矢量喷管算到重量里来，F135达到推重比14一级是可能的。
14绝对没有可能。
119去除掉矢量以后，T/W最多可能也就12.5左右，F135只可能低不可能高，因为为了降低成本使用了不少比较重的材料。
F119是1360公斤左右，扩大外涵，使用较重材料的F135，重量在1.7吨算正常范围。
如果加上风扇，传动，矢量1.7吨，那F135的核心部分恐怕只有1吨了，这个是不可能的
119去除掉矢量以后，T/W最多可能也就12.5左右，F135只可能低不可能高，因为为了降低成本使用了不少比较重的材料。
F119是1360公斤左右，扩大外涵，使用较重材料的F135，重量在1.7吨算正常范围。
如果加上风扇，传动，矢量1.7吨，那F135的核心部分恐怕只有1吨了，这个是不可能的
如果F135真得为了增推而加大涵道比和重量，那F35看来很难超巡啊。
不过话说回来，F135的军用推力差不多和太行的最大加力推力一样了，美国佬不服不行啊。
不过话说回来，F135的军用推力差不多和太行的最大加力推力一样了，美国佬不服不行啊。
太行，就是F110GE129到F110GE132的水准
根据GE网站上的介绍，F110-GE-132用了一些三代半（F414）和四代发动机F（F136）的技术。
太行低于132
我是来学习的！！！！！！！！！:handshake :handshake :handshake
目前的太行当然不比132，那是为阿联酋的F-16E/F战斗机研制，推力是14240daN
原帖由 dpqwe 于 2007-10-18 19:54 发表
14绝对没有可能。
119去除掉矢量以后，T/W最多可能也就12.5左右，F135只可能低不可能高，因为为了降低成本使用了不少比较重的材料。
F119是1360公斤左右，扩大外涵，使用较重材料的F135，重量在1.7吨算正常范围。
...
听邓局长讲话。:D
3600℉实在不靠谱，或许是指燃烧室出口的热点温度。如果OTDF不超过0.2，温升1150左右，那么T4温度是2050~2100K，接近推比15的水平了。
从目前美国公开的信息推测，F135有可能采用普惠在XTC67上验证的IFF燃烧室（冲击-多斜孔发散冷却浮动壁，陶瓷复合材料瓦片），HPT用材主要还是高温合金，估计是第三代单晶叶片、内部为“超冷”的冷却流道结构，涡轮盘使用第三代粉末合金ME3、双辐板的结构...
从目前美国公开的信息推测，F135有可能采用普惠在XTC67上验证的IFF燃烧室（冲击-多斜孔发散冷却浮动壁，陶瓷复合材料瓦片），HPT用材主要还是高温合金，估计是第三代单晶叶片、内部为“超冷”的冷却流道结构，涡轮盘使用第三代粉末合金ME3、双辐板的结构...
叶片表面的TBC估计也就是陶瓷涂层吧
老大,涡前温度增加100K,理想状态下推力粗略估计能增多少,5%有没...
DA版说过，涡前温度大概是每年提高10度，200度就差不多是一代发动机的差距了。100度的差距也是很大了，估计应该推力增加不止5%。
据网上谣言说，太行改（换二代粉末盘后）的涡轮前温度由1747K提高到1800K，推力提高到15吨以上。
EJ200的“WAR”状态，应该就是短时间内提高涡轮前温度的状态吧。
请问EJ200涡轮前温度是多少？一般说是1477度吧？谁知道“WAR”状态下的涡轮前温度是多少？
EJ200的“WAR”状态，能够在非加力情况下达到69千牛的推力（提高15%！），加力时可以提高推力5%，达到95千牛。
请问EJ200涡轮前温度是多少？一般说是1477度吧？谁知道“WAR”状态下的涡轮前温度是多少？
EJ200的“WAR”状态，能够在非加力情况下达到69千牛的推力（提高15%！），加力时可以提高推力5%，达到95千牛。
EJ200现在是1800K,据maya版主说验证机实验中曾超过2000K.
2000K，好家伙。
虽然我是力挺英国的（有的论坛RR的实力不被认可），但似乎还是低估RR了。
虽然我是力挺英国的（有的论坛RR的实力不被认可），但似乎还是低估RR了。
验证机在台架试验中的数值是不能和型号机的性能划等号的，当然EJ200的1800K无论是对于寿命还是将来的升级而言，确实是留出了很大余地的。
http://www.aviationweek.com/aw/g ... &headline=Pratt
PW宣布F135已经把推力增加了指标的20%，海平面最大推力超过50000lbs
http://lt.cjdby.net/thread-976740-1-1.html
PW宣布F135已经把推力增加了指标的20%，海平面最大推力超过50000lbs
http://lt.cjdby.net/thread-976740-1-1.html