升力风扇和升力发动机，哪个死重大？

请不要用这么幼稚的问题来消耗观帖者的时间

升力风扇效率高一点

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这个问题还真不是那位朋友说的无了什么的,在同样的升力产生下,升力发动机简单尺寸小,飞机为此开的上下口也小,死重量应当要比升力风扇小了,不过具体问题还要具体对待,象雅克141为了保险,就得安装上两台,好象有这个意思吧,为了可靠性,而升力风扇则一台就行了,相对而言啊!

另外升力发动机按西方水平推重比过二十应该轻松吧，风扇加上离合减速能到多少不好说，有地方说35B的动力系统几乎超过三吨了，总之希望有高手出来给出比较有说服力的数据，大家就一目了然了

怎么非要忽略升力发动机多出来的的燃烧室？这个重量很少吗？
还有尺寸。yak141用的是两台升力发动机，拜托看看两个加起来的投影面积和一个风扇比起来哪个大。

问这个问题是因为不时在论坛上看到“现在看来升力风扇方案无疑是最优秀的”这类说法。虽然我手头数据不充分，但我认为至少在短距起飞时推重比这一项上，升力发动机是有优势的

原帖由 zwz 于 2008-10-16 21:27 发表
怎么非要忽略升力发动机多出来的的燃烧室？这个重量很少吗？
还有尺寸。yak141用的是两台升力发动机，拜托看看两个加起来的投影面积和一个风扇比起来哪个大。

还有同样必须配备的燃油供应系统，控制系统等等，重量不会少

雅克141，F35b，麦道方案。


垂直起飞，短距起飞，平飞三种情况下动力装置总推重比，(不计算增加的结构重量)。谁能给出这九个数字？

原帖由 zwz 于 2008-10-16 21:27 发表
怎么非要忽略升力发动机多出来的的燃烧室？这个重量很少吗？
还有尺寸。yak141用的是两台升力发动机，拜托看看两个加起来的投影面积和一个风扇比起来哪个大。

升力发动机气流速度比风扇快，因此产生同样推力投影面积应该比风扇小些

原帖由 sol 于 2008-10-16 21:29 发表
问这个问题是因为不时在论坛上看到“现在看来升力风扇方案无疑是最优秀的”这类说法。虽然我手头数据不充分，但我认为至少在短距起飞时推重比这一项上，升力发动机是有优势的

升力风扇还有个很重要的好处，那就是向下吹的是冷风，成为一个阻断尾喷口热气流的屏障，这样可以防止发动机吸进热气后停车， 这是风扇模式很重要的一个优点。

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尾喷口偏转照样是往下喷热气的，对起飞场地要求没什么变化。

楼上诸位说的都到位了,我总结一下.
1,升力风扇结构相对升力发动机要简单,可靠性相对较高.
2,风扇相对发动机而言更轻(包括控制,油料供应,燃烧室的重量都可以节约).
3,风扇的推重比要比发动机小,但在可接受范围内.
4,风扇吹冷风(还可以中和一部分尾喷口的热气),对起降场地要求相对低.

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升力发动机的死重最少,结构最简单,起飞推力最大,当然这些都是相对的,不过要研制能巡航超音的战斗机,还是升力升发动机为最佳选择!

原帖由 redsock2009 于 2008-10-17 08:25 发表
升力发动机的死重最少,结构最简单,起飞推力最大,当然这些都是相对的,不过要研制能巡航超音的战斗机,还是升力升发动机为最佳选择!

难道35能超巡？

F35的发动机比雅克38、141时代的强多了 所以他带动风扇也能实现垂直起飞 换成雅克38带风扇 肯定不行

Jsf三种vtol方案中，飞机性能最好是波音的，因为它死重最小或说基本没死重，这是质的差别。短距/垂直起飞性能最好的应该是麦道的，因为它能提供最高的推重比，洛马的方案优势在于风扇带来的悬停安全性，而日后随着控制系统完善，其它方案完全可以靠低速进场来有效的避开自身燃气，很可能风扇将不再具有任何优势。

风扇结构是比升力发动机简单，可和主发动机的连接的传动轴却不简单，要经常连上断开，对可靠性要求很高

可以靠低速进场来有效的避开自身燃气，很可能风扇将不再具有任何优势。

波音方案的弱点，实际上就在STOVL型上，不错，是没有什么死重，但其要在机身中部布置向下的喷口，会影响全机的气动设计，此种方案虽然因为AV8的使用，比较成熟，但没什么新的创新，喷口布置和转向装置同样复杂。
升力发动机的高温燃气流主要是在起飞时，对起降场地破坏较大，再加上地面反射，对机体也会加热较大，这也是YAK38/41的升力发动机安装并不是垂直，而是有一个角度的原因，这是安装升力发动机必然的缺点，避免不了。实际上，不用升力发动机还有更重要的一点，就是后勤。对于军方来说，实际上很难接受在一种飞机上，使用二种发动机，这根本是在找后勤的麻烦。

原帖由 千羽 于 2008-10-16 13:31 发表


还有同样必须配备的燃油供应系统，控制系统等等，重量不会少

还要防止废气被发动机吸进去
毕竟升力发动机的喷口离主发动机进气道近很多

原帖由 sol 于 2008-10-17 02:39 发表
Jsf三种vtol方案中，飞机性能最好是波音的，因为它死重最小或说基本没死重，这是质的差别。短距/垂直起飞性能最好的应该是麦道的，因为它能提供最高的推重比，洛马的方案优势在于风扇带来的悬停安全性，而日后随着控 ...

低速进场？
起飞怎么办？

原帖由 qianjizhao 于 2008-10-17 11:08 发表

低速进场？
起飞怎么办？

雅克41有一种短滑起飞，主发后倾65度小加力，前发全开，滑跑5米起飞，那种航程2200千米的短滑起飞应该就是指这种方式。

原帖由 千羽 于 2008-10-17 11:01 发表


波音方案的弱点，实际上就在STOVL型上

波音方案输在海军型无法解决着舰迎角问题，最后临时改成有尾方案就是这个原因。而它的垂起型从一开始就是个亮点。

原帖由 千羽 于 2008-10-17 11:01 发表


但其要在机身中部布置向下的喷口，会影响全机的气动设计，此种方案虽然因为AV8的使用，比较成熟，但没什么新的创新，喷口布置和转向装置同样复杂。 ...

这些似乎都是当年杂志上的原话，其实纯属胡扯。32与鹞的差别何其之大，居然说没有创新。。。那时那些作者真是误人子弟。

原帖由 sol 于 2008-10-17 12:30 发表
波音方案输在海军型无法解决着舰迎角问题，最后临时改成有尾方案就是这个原因。而它的垂起型从一开始就是个亮点。

波音的STOVL确实出过一些问题，在悬停试验过程中因吸入热空气导致推力下降。另外，波音的整块碳纤维机翼蒙皮设计也存在工艺缺陷，最后被迫放弃导致一定程度的超重。而且，X-32在试飞过程中有过一次较大的事故，没能在爱德华兹空军基地正常着陆，还好周围的盐湖床提供了非常平整的迫降场。

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原帖由 sol 于 2008-10-17 04:23 发表

雅克41有一种短滑起飞，主发后倾65度小加力，前发全开，滑跑5米起飞，那种航程2200千米的短滑起飞应该就是指这种方式。

短距起飞时英国人为了应对鹞式那个90多km的垂直起飞作战半径搞出来的

原帖由 qianjizhao 于 2008-10-17 12:47 发表

短距起飞时英国人为了应对鹞式那个90多km的垂直起飞作战半径搞出来的

现有技术条件下没有真正的垂起机，35除非推力增加50%，否则也主要靠短滑起飞作战

三种垂直起飞方案，目前可以认定波音的飞行性能是最差的。因为波音必须靠拆部分设备才能做到垂直起飞，T/W肯定在1以下，再加上亚音速升阻比甚低的类似于LCA的三角翼，比F-35更肥胖的机身，确实不乐观。
而X-35B的升力风扇是由发动机驱动的，发动机和升力风扇推力相加，总推力略小于正常飞行状态下的全加力推力。在这种情况下垂直起飞，表明全机起飞T/W在1以上。

原帖由 zwz 于 2008-10-17 13:42 发表
波音必须靠拆部分设备才能做到垂直起飞，T/W肯定在1以下 ...

这是起飞性能，飞行性能是指作战推重比等一系列指标。另洛马的虽然能垂起，但此时航程与载弹才多少？实战时还不是要靠短滑起飞。
这时就没那么大差距了。而风扇为动力系统带来一吨以上的增重，其机动性很难超过波音的方案。


气动性能方面如果真有那么大差距，波音的常规型根本不会进入jsf初选，所以能肯定两机气动水平相差不大。

原帖由 zwz 于 2008-10-17 13:42 发表
三种垂直起飞方案，目前可以认定波音的飞行性能是最差的。因为波音必须靠拆部分设备才能做到垂直起飞，T/W肯定在1以下，再加上亚音速升阻比甚低的类似于LCA的三角翼，比F-35更肥胖的机身，确实不乐观。
而X-35B的升 ...

波音看上三角翼主要是从降低结构重量上考虑，但最后还是被迫改成后掠翼常规布局，绕了一个大圈子

原帖由 sol 于 2008-10-17 12:38 发表

这些似乎都是当年杂志上的原话，其实纯属胡扯。32与鹞的差别何其之大，居然说没有创新。。。那时那些作者真是误人子弟。

没读明白我的意思？我说了32与鹞式没区别吗？我说的是X32 STOVL的方式，和鹞式没有区别！

这个问题不要一味bkc

单纯从动力来说，升力发动机肯定比风扇更优秀，这是不可置疑的，主要原因有：
1。升力发动机有额外热功，同样空气流量时推力远大于风扇，同样推力时，发动机直径，截面积，体积，重量等等一定是比风扇小，f35的风扇大约能产生80-89kn的推力，它的口径和重量做升力发动机，即便以6，70年代的技术，也可以达到 110Kn以上的水平。风扇的空气流速较慢，大约165m/s，而升力发动机流速可达到450m/s，这个效率显而易见。
2。升力发动机布局比风扇容易，发动机与主动力间没有刚性的要求，且尺度小于风扇，布局上更为灵活，比如雅克系列可以设计两台升力发动机来减小纵向截面积，达到减小飞机阻力的目的
3。升力发动机不削弱主动力，升力风扇从主动力分配功率，产生推力的同时一定会对主动力形成影响，减小推力总量。

但是升力发动机目前和升力风扇方案差距没有理论那么大，原因有：
1。目前可用的升力发动机推重比不够大，先进的升力发动机并没有投入研发。比如目前水平最高的升力发动机推重比仅为9，理论上升力发动机推重比可以高达50，但这仅仅是理论，目前尚未有超越60年代技术水平的升力发动机出现。
2。目前的升力发动机都是涡喷发动机，体积小，但排气温度高，新一代冷排气的风扇机尚未出现，排气温度高需要预留功率余度较大，一定程度上削弱了升力发动机的推比大的优势。
3。目前使用的升力发动机的方案主动力在垂直状态时不能打开加力，或者不能全加力，推力总量利用率不足，同时用于短距起飞时，升力发动机很难提供较大的水平推力，并且可能限制一些迎角使用范围，使用效率较低。
4。升力发动机方案的雅克141，动力系统总重量约3.5吨，主动力推比水平6.5，f35方案动力系统2.8吨（据说超重不止3吨，尚无法证实）主动力推比9.5，两者垂直状态升力水平82+107kn（141），80+89kn（35）。（35b目前推力有一定程度的增强，有另一个数据89+95KN待查）；短距起飞状态82(25度)+125kn(62度)， 80（15度）+117kn(67度)；滑跃起飞状态152kn（141），178kn(35)


以个人的看法而言，升力发动机的方案还是优于升力风扇，但如何优化设计方案，让升力发动机方案的短距起飞能力得到释放也是一个很大的挑战。美国从垂直起降的绝对性能指标转向垂直起降操作的可靠性和安全性主要是因为目前的技术条件提供了可以接受的余度，另外只考虑垂直降落无形也降低了要求，雅克设计思维比较旧，还在考虑垂直起飞为主的任务要求，垂直状态可以有接近5吨的载荷，而35则优化为3吨左右的载荷，这对飞机本身的影响非常深远，如果发展这类技术，个人认为还是不要盲目去bkc某某，还是自己研究分析，找到最适合自己的为好

我还是感觉升力发动机相对更好些,  当然风扇也有很多好处.  鹞式的方式根本缺陷在于影响飞机的气动,  这是鹞式不能超音速的原因, 如果要超音,  代价很大. 虽然升力发动机多了一种发动机, 但是这种寿命只要求50小时的简单发动机, 不比风扇和复杂的离合器维修工作量大. 反而更简单.