通用CF34和WP-7的一些数据 有关WP-7油耗的话题(后有纯 ...
来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/28 22:14:31
通用电气公司『GE』 CF34 系列 [军用/民用涡扇发动机]
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.366
-3A/-3A1 0.364
-3B 0.352
推重比
CF34-1A 5.63
-3A 5.68
-3A1/-3B 5.62
空气流量(kg/s) 151.6
涵道比 6.2
总增压比 21
涡轮进口温度(℃)
CF34-1A 1302
-3A 1327
-3A1/-3B 1377
最大起飞推力(daN)
CF34-1A 4070
-3A/-3A1/-3B 4106
-6B 5780
最大直径(mm) 1244.6
长度(mm) 2616
质量(kg)
CF34-1A,-3A/-3A1 738
-3B 758
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782
***************************************************
WP-7 涡轮喷气发动机
尺寸和重量:
直径 907mm
长度 4600mm
重量 1,179kg
性能:
推力 42.1kN
加力推力 58.8kN
油耗 0.102kg/N.h
加力油耗 0.204kg/N.h
大修寿命 200h
***************************************************
***************************************************
***************************************************
***************************************************
看后感
WP-7 如果搞无加力 涡喷
估计在总量和长度上肯定会降下来
但是大修寿命的确是太短了
通用电气公司『GE』 CF34 系列 [军用/民用涡扇发动机]
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.366
-3A/-3A1 0.364
-3B 0.352
推重比
CF34-1A 5.63
-3A 5.68
-3A1/-3B 5.62
空气流量(kg/s) 151.6
涵道比 6.2
总增压比 21
涡轮进口温度(℃)
CF34-1A 1302
-3A 1327
-3A1/-3B 1377
最大起飞推力(daN)
CF34-1A 4070
-3A/-3A1/-3B 4106
-6B 5780
最大直径(mm) 1244.6
长度(mm) 2616
质量(kg)
CF34-1A,-3A/-3A1 738
-3B 758
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782
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WP-7 涡轮喷气发动机
尺寸和重量:
直径 907mm
长度 4600mm
重量 1,179kg
性能:
推力 42.1kN
加力推力 58.8kN
油耗 0.102kg/N.h
加力油耗 0.204kg/N.h
大修寿命 200h
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看后感
WP-7 如果搞无加力 涡喷
估计在总量和长度上肯定会降下来
但是大修寿命的确是太短了
不是一个等级和档次的!人家整个寿命用2太够了!我们的要20台
这个....坐等科普。
这个20台这个数据 感觉还需要论证
----
俺就是想大家讨论讨论
用 无加力WP-7 搞双发 廉价的强击机 (纯讨论 纯YY 请勿上纲上线的抨击)
性价比如何
比如类似 SU25布局那样的
可以带上2吨弹药 玩 400公里半径(低低低)内的前线对地强击任务
不是一个等级和档次的!人家整个寿命用2太够了!我们的要20台
红男爵 发表于 2009-7-9 10:31
这个20台这个数据 感觉还需要论证
----
俺就是想大家讨论讨论
用 无加力WP-7 搞双发 廉价的强击机 (纯讨论 纯YY 请勿上纲上线的抨击)
性价比如何
比如类似 SU25布局那样的
可以带上2吨弹药 玩 400公里半径(低低低)内的前线对地强击任务
1# FTD
楼主拿涡喷跟涡扇比,那实在是也太看得起WP-7了。
楼主拿涡喷跟涡扇比,那实在是也太看得起WP-7了。
patriot 发表于 2009-7-9 10:55
这个这个!!
奥拓和奥迪都可以当出租车
这个这个没有任何抬高 奥拓的意思
这个这个!!
奥拓和奥迪都可以当出租车
这个这个没有任何抬高 奥拓的意思
WP-7的增压比只有9,CF34增压比高达21,根本没得比。
我们的单晶叶片技术落后的不止20年!我们的发动机寿命也就在1000小时左右!看看15,16的发动机都用多长时间!
没什么不可以的,只是要考虑以后换涡扇,所以用翼吊布局比较合适
而且性能至少不会比su25差太多
楼主的CF34耗油率似乎有问题,怎么可能起飞耗油率要低于巡航耗油率呢?
FTD 发表于 2009-7-9 10:56
奥拓?!这还不是抬高[:a3:] WP7顶多就是个212...
奥拓?!这还不是抬高[:a3:] WP7顶多就是个212...
patriot 发表于 2009-7-9 11:10
高空巡航状态嘛,高度特性使然...
高空巡航状态嘛,高度特性使然...
要用也是WP13啊,现在哪还有产WP-7的啊。
要么两台无加力WS-9,嘿嘿掠夺者级的重型战轰也用这动力而已。
要么两台无加力WS-9,嘿嘿掠夺者级的重型战轰也用这动力而已。
在网上看到的SU-25 的发动机型号
R-195 型无加力涡轮喷气发动机,单台推力 4,500 公斤
不知道这个 R-195 其它数据如何
高手贴出来大家参考参考
R-195 型无加力涡轮喷气发动机,单台推力 4,500 公斤
不知道这个 R-195 其它数据如何
高手贴出来大家参考参考
aliasmaya 发表于 2009-7-9 11:13
212好好收拾收拾 也可以拉客拉
212好好收拾收拾 也可以拉客拉
涡扇和涡喷比什么比?
mop1818 发表于 2009-7-9 11:49
你想比啥就比啥
啥也想不到比的 你就不要比
你想比啥就比啥
啥也想不到比的 你就不要比
WP-7还是跟CF34的祖宗军用版TF34比比较合适吧。
FTD 发表于 2009-7-9 12:12
真是没什么好比的.
真是没什么好比的.
mop1818 发表于 2009-7-9 12:48
那你时间可真多
没有啥好比的 都还来更了两贴
谢谢贡献了
那你时间可真多
没有啥好比的 都还来更了两贴
谢谢贡献了
LZ把单位搞错啦
CF34用的SFC单位是 kg/10N·h
WP7用的SFC单位是 kg/N·h
差了整整10倍啊
CF34用的SFC单位是 kg/10N·h
WP7用的SFC单位是 kg/N·h
差了整整10倍啊
数据文字来源于网络
我无责任引用
但是我也知道 WP7 比 CF34油耗高很多
即便 文字数据为
WP7 的油耗 为 1.02
CF34 的油耗 为 0.725
我也认为 WP7的这个参数是不是偏低了?
LZ把单位搞错啦
CF34用的SFC单位是 kg/10N·h
WP7用的SFC单位是 kg/N·h
差了整整10倍啊
herromk2 发表于 2009-7-9 13:22
数据文字来源于网络
我无责任引用
但是我也知道 WP7 比 CF34油耗高很多
即便 文字数据为
WP7 的油耗 为 1.02
CF34 的油耗 为 0.725
我也认为 WP7的这个参数是不是偏低了?
[quote]
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782[quote]
你引用的东西没什么错,但是你没看到daN=10N么?
我觉得CF34的0.7比WP7的1.02差不多
最先进的民用涡扇SFC大约也只在0.6上下
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782[quote]
你引用的东西没什么错,但是你没看到daN=10N么?
我觉得CF34的0.7比WP7的1.02差不多
最先进的民用涡扇SFC大约也只在0.6上下
FTD 发表于 2009-7-9 12:51
不谢不谢,这样的贴正好用于凑个中校.
不谢不谢,这样的贴正好用于凑个中校.
herromk2 发表于 2009-7-9 13:41
所以 我认为用不带加力的WP7 来做双发攻击机动力
并不会因为油耗问题 而导致航程落后很多 而感觉用不带加力WP7 来做双发攻击机动力 不好
关键是其寿命太短 要好好算算性价比
所以 我认为用不带加力的WP7 来做双发攻击机动力
并不会因为油耗问题 而导致航程落后很多 而感觉用不带加力WP7 来做双发攻击机动力 不好
关键是其寿命太短 要好好算算性价比
FTD 发表于 2009-7-9 13:47
要说性价比还是用737的发动机改好!哈哈哈哈!
要说性价比还是用737的发动机改好!哈哈哈哈!
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782
你引用的东西没什么错,但是你没看到daN=10N么?
我觉得CF34的0.7比WP7的1.02差不多
最先进的民用涡扇SFC大约也只在0.6上下
herromk2 发表于 2009-7-9 13:41
所以 我认为用不带加力的WP7 来做双发攻击机动力
并不会因为油耗问题 而导致航程落后很多 而感觉用不带加力WP7 来做双发攻击机动力 不好
关键是其寿命太短 要好好算算性价比
FTD 发表于 2009-7-9 13:47
两位看清楚了,两组数据的条件是不同地:L
CF34的最大巡航状态工作条件是:H=11270m, M=0.77(大涵道比发动机的设计点通常选取在空中巡航状态);而WP7的不加力耗油率是地面台架起飞状态下的参数!
巡航耗油率[H=11270m, M=0.77, kg/(daN·h)]
CF34-1A 0.725
-3A/-3A1 0.717
-3B 0.782
你引用的东西没什么错,但是你没看到daN=10N么?
我觉得CF34的0.7比WP7的1.02差不多
最先进的民用涡扇SFC大约也只在0.6上下
herromk2 发表于 2009-7-9 13:41
所以 我认为用不带加力的WP7 来做双发攻击机动力
并不会因为油耗问题 而导致航程落后很多 而感觉用不带加力WP7 来做双发攻击机动力 不好
关键是其寿命太短 要好好算算性价比
FTD 发表于 2009-7-9 13:47
两位看清楚了,两组数据的条件是不同地:L
CF34的最大巡航状态工作条件是:H=11270m, M=0.77(大涵道比发动机的设计点通常选取在空中巡航状态);而WP7的不加力耗油率是地面台架起飞状态下的参数!
aliasmaya 发表于 2009-7-9 15:12
这个不太清楚
数据文字来源于网络 原文没有说明WP7的油耗数据是在什么情况下测得的
不知道你说的“地面台架起飞状态下的参数”是如何来的
另外
如果WP7的这个数据是 在地面台架起飞状态下的参数
那么
WP7 (未开加力)
分别在 最大巡航状态工作条件下 和 70% 50% 下
油耗大概分别是多少
这个不太清楚
数据文字来源于网络 原文没有说明WP7的油耗数据是在什么情况下测得的
不知道你说的“地面台架起飞状态下的参数”是如何来的
另外
如果WP7的这个数据是 在地面台架起飞状态下的参数
那么
WP7 (未开加力)
分别在 最大巡航状态工作条件下 和 70% 50% 下
油耗大概分别是多少
两位看清楚了,两组数据的条件是不同地:L
CF34的最大巡航状态工作条件是:H=11270m, M=0.77(大涵道比发动机的设计点通常选取在空中巡航状态);而WP7的不加力耗油率是地面台架起飞状态下的参数!
aliasmaya 发表于 2009-7-9 15:12
呵呵,你怎么知道是地面台架起飞状态时的参数?
如果这个是台架起飞的参数,那么它的巡航参数(H=11270m M=0.77)又是多少?
当然,WP7的手册不在身边,具体的我也不知道。
以下是发动机手册中的WP7参数
涡喷7系列
(WP7 Series)
涡喷7甲涡轮喷气发动机结构
牌 号 涡喷7系列
用 途 军用涡喷发动机
类 型 涡轮喷气发动机
国 家 中国
厂 商 贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司
生产现状 生产
装机对象 涡喷7 歼-7
涡喷7甲 歼-8 白天型
涡喷7乙 歼-7Ⅱ
涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ 歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型
研制情况
涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的,1966年12月国家验收,1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制,1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题,通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h,总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。
为满足歼-8飞机的要求,1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车,性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车,获准飞行。1969年7月,涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年,总计完成零部件试验12000h,地面和高空占整机试验2500h,飞行试验1000多架次,发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产,首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型,首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进,1989年设计定型,首翻期200h。
为满足歼-7改型的需要,1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制,并加之改进,成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型,首翻期100h,总寿命300h。此后,又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ,分别于1981年和1992年通过技术鉴定,首翻期为200h和300h,总寿命为600h和900h。
涡喷7系列主要有以下改型:
涡喷7 原型,已停产。
涡喷7甲 用于歼-8飞机的改型,采用气冷涡轮,使涡轮进口温度提高100℃。此外,还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。
涡喷7乙 在涡喷7甲基础上的改进型,用于歼-7飞机。在研制中,排除了原压气机的薄弱环节,改进了主燃烧室安装边的材料,解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。现已停产。
涡喷7乙B 在涡喷7乙基础上的延寿改型,有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM)批次。
涡喷7乙Ⅲ 在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型,有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。
涡喷7乙涡轮喷气发动机结构
结构和系统
进 气 口 环形。进气锥随发动机转子一起旋转,无进口导流叶片。
低 压
压 气 机 3级轴流式。第1级转子叶片为宽弦实心叶片,无阻尼凸台,共24片。除第1
级盘用40CrNiMoA外,其余盘和叶片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。压比3.34,
最大转速11212r/min,瞬时可达11874r/min。
高 压
压 气 机 3级轴流式。转子叶片和盘均用1Cr11Ni12W2MoV钢制成。出口处有2个放气
活门。压比2.65,转速11954r/min。
燃 烧 室 环管式。10个火焰筒,采用5段气膜冷却,材料为GH44,涂W-2高温陶瓷。
安装边材料为GH15。燃烧室外套材料为1Cr18Ni9Ti。有2个低压电容点火器。
高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片为空心气冷。导向器叶片材料为K403。转
子叶片带冠,材料为K417,精铸成9小孔。
低压涡轮 单级轴流式。不冷却实心叶片。导向器叶片材料为K403。转子叶片材料为GH49,
叶片之间有32根防振箍套。
加 力
燃 烧 室 由圆筒形中心截锥体加力扩压器、中间预燃室点火器、两排V型火焰稳定器、
15个径向稳定器和筒体组成。分内外两区和主副两级压力供油。有45对直流式
喷油杆,335个喷油孔。筒体材料为GH44,防振屏和隔热屏材料为GH128。
尾 喷 管 简单收敛式。喷口面积由24片调节片和24片封严片无级调节。调节片和封严片
材料为GH128。
控制系统 机械液压式。主燃油控制是保持低压转子转速为常数,加力燃油控制是保持涡轮
落压比为常数。
燃油系统 主燃油和加力燃油均用高压柱塞泵供油。压力7800~8800kPa。使用RP-1和RP-2
航空煤油。
滑油系统 封闭回路式。由1个供油泵和4个回油泵。进口滑油温度不超过100℃,回油温
度不超过175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。
起动系统 使用QF-12A起动发电机。
点火系统 主燃烧室用DH-6低能点火装置和电蚀电嘴,加力燃烧室用GGD-7高能点火装
置和半导体电嘴,两者均为间接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层,并从高压压气机出口引热空气进入整流罩
内,对进气锥表面加温防冰。
支承系统 低压转子由前支点、前中介和后中介轴承组成“1-2-0”支承系统,高压转子由中支
点和后支点轴承组成“0-2-0”支承系统。
最大加力推力(daN)
涡喷7 5639
7甲 5884
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 5982
中间推力(daN)
涡喷7 3825
7甲 4315
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 4315
加力耗油率[kg/(daN•h)]
涡喷7 2.34
7甲 2.04
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 2.04
中间耗油率[kg/(daN•h)]
涡喷7 0.989
7甲 0.997
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 1.030
推重比
涡喷7 5.38
7甲 5.18
7乙 5.50
7乙B 5.57
7乙Ⅲ 5.46
空气流量(kg/s)
涡喷7 63.7
7甲 64.5
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 64.5
总增压比 8.85
涡轮进口温度(℃)
涡喷7 915
7甲 1015
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 1015
最大直径(mm) 906
长度(mm)
涡喷7 4600
7甲 5160
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 4600
质量(kg)
涡喷7 1151
7甲 1158
7乙 1191
7乙B 1191
7乙Ⅲ 1198
两位看清楚了,两组数据的条件是不同地:L
CF34的最大巡航状态工作条件是:H=11270m, M=0.77(大涵道比发动机的设计点通常选取在空中巡航状态);而WP7的不加力耗油率是地面台架起飞状态下的参数!
aliasmaya 发表于 2009-7-9 15:12
呵呵,你怎么知道是地面台架起飞状态时的参数?
如果这个是台架起飞的参数,那么它的巡航参数(H=11270m M=0.77)又是多少?
当然,WP7的手册不在身边,具体的我也不知道。
以下是发动机手册中的WP7参数
涡喷7系列
(WP7 Series)
涡喷7甲涡轮喷气发动机结构
牌 号 涡喷7系列
用 途 军用涡喷发动机
类 型 涡轮喷气发动机
国 家 中国
厂 商 贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司
生产现状 生产
装机对象 涡喷7 歼-7
涡喷7甲 歼-8 白天型
涡喷7乙 歼-7Ⅱ
涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ 歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型
研制情况
涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的,1966年12月国家验收,1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制,1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题,通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h,总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。
为满足歼-8飞机的要求,1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车,性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车,获准飞行。1969年7月,涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年,总计完成零部件试验12000h,地面和高空占整机试验2500h,飞行试验1000多架次,发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产,首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型,首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进,1989年设计定型,首翻期200h。
为满足歼-7改型的需要,1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制,并加之改进,成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型,首翻期100h,总寿命300h。此后,又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ,分别于1981年和1992年通过技术鉴定,首翻期为200h和300h,总寿命为600h和900h。
涡喷7系列主要有以下改型:
涡喷7 原型,已停产。
涡喷7甲 用于歼-8飞机的改型,采用气冷涡轮,使涡轮进口温度提高100℃。此外,还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。
涡喷7乙 在涡喷7甲基础上的改进型,用于歼-7飞机。在研制中,排除了原压气机的薄弱环节,改进了主燃烧室安装边的材料,解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。现已停产。
涡喷7乙B 在涡喷7乙基础上的延寿改型,有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM)批次。
涡喷7乙Ⅲ 在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型,有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。
涡喷7乙涡轮喷气发动机结构
结构和系统
进 气 口 环形。进气锥随发动机转子一起旋转,无进口导流叶片。
低 压
压 气 机 3级轴流式。第1级转子叶片为宽弦实心叶片,无阻尼凸台,共24片。除第1
级盘用40CrNiMoA外,其余盘和叶片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。压比3.34,
最大转速11212r/min,瞬时可达11874r/min。
高 压
压 气 机 3级轴流式。转子叶片和盘均用1Cr11Ni12W2MoV钢制成。出口处有2个放气
活门。压比2.65,转速11954r/min。
燃 烧 室 环管式。10个火焰筒,采用5段气膜冷却,材料为GH44,涂W-2高温陶瓷。
安装边材料为GH15。燃烧室外套材料为1Cr18Ni9Ti。有2个低压电容点火器。
高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片为空心气冷。导向器叶片材料为K403。转
子叶片带冠,材料为K417,精铸成9小孔。
低压涡轮 单级轴流式。不冷却实心叶片。导向器叶片材料为K403。转子叶片材料为GH49,
叶片之间有32根防振箍套。
加 力
燃 烧 室 由圆筒形中心截锥体加力扩压器、中间预燃室点火器、两排V型火焰稳定器、
15个径向稳定器和筒体组成。分内外两区和主副两级压力供油。有45对直流式
喷油杆,335个喷油孔。筒体材料为GH44,防振屏和隔热屏材料为GH128。
尾 喷 管 简单收敛式。喷口面积由24片调节片和24片封严片无级调节。调节片和封严片
材料为GH128。
控制系统 机械液压式。主燃油控制是保持低压转子转速为常数,加力燃油控制是保持涡轮
落压比为常数。
燃油系统 主燃油和加力燃油均用高压柱塞泵供油。压力7800~8800kPa。使用RP-1和RP-2
航空煤油。
滑油系统 封闭回路式。由1个供油泵和4个回油泵。进口滑油温度不超过100℃,回油温
度不超过175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。
起动系统 使用QF-12A起动发电机。
点火系统 主燃烧室用DH-6低能点火装置和电蚀电嘴,加力燃烧室用GGD-7高能点火装
置和半导体电嘴,两者均为间接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层,并从高压压气机出口引热空气进入整流罩
内,对进气锥表面加温防冰。
支承系统 低压转子由前支点、前中介和后中介轴承组成“1-2-0”支承系统,高压转子由中支
点和后支点轴承组成“0-2-0”支承系统。
最大加力推力(daN)
涡喷7 5639
7甲 5884
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 5982
中间推力(daN)
涡喷7 3825
7甲 4315
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 4315
加力耗油率[kg/(daN•h)]
涡喷7 2.34
7甲 2.04
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 2.04
中间耗油率[kg/(daN•h)]
涡喷7 0.989
7甲 0.997
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 1.030
推重比
涡喷7 5.38
7甲 5.18
7乙 5.50
7乙B 5.57
7乙Ⅲ 5.46
空气流量(kg/s)
涡喷7 63.7
7甲 64.5
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 64.5
总增压比 8.85
涡轮进口温度(℃)
涡喷7 915
7甲 1015
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 1015
最大直径(mm) 906
长度(mm)
涡喷7 4600
7甲 5160
7乙、7乙B、7乙Ⅲ 4600
质量(kg)
涡喷7 1151
7甲 1158
7乙 1191
7乙B 1191
7乙Ⅲ 1198
下面,我用涡轮喷气发动机通用热力循环性能仿真程序,输入手册中WP7乙的热力循环参数,来计算一下WP7发动机在两种不同状态下的大致输出性能。
输入的循环参数:
压气机设计点压比:8.85
压气机级数:6级
压气机设计点效率:0.83 (WP7的效率未知,因此取经验表的0.83)
涡轮级数:2
涡轮设计点效率:0.8715(同样取自经验表)
涡轮前温度设计点:1288K
设计点流量:64.5
燃烧效率、燃烧室总压恢复系数均取0.95
进气道按经验公式计算
以下得到一台类似WP7乙性能的涡轮喷气发动机。
然后输入飞行特性(油门均为100,没有加力,大气按照标准模型)
条件1: H=11280, M=0.769 ,(滑块输入有误差)
条件2: H=0, M=0
最后得到两种条件下的部分输出性能如下:
条件1(巡航):
不加力最大推力 15081N; SFC=0.109kg/Nh; 空气流量=22.147kg/s; 单位推力680.9; 燃油流量1652kg/h
条件2(海平面台架试车状态)
不加力最大推力 47890N; SFC=0.09kg/N; 空气流量=64.487; 单位推力=742; 燃油流量4336kg/h
和WP7乙的性能相比,误差并不是非常大(按照通常的使用经验,这套程序的估算可以有90%左右的精度),大家可以参考着对比一下
下面,我用涡轮喷气发动机通用热力循环性能仿真程序,输入手册中WP7乙的热力循环参数,来计算一下WP7发动机在两种不同状态下的大致输出性能。
输入的循环参数:
压气机设计点压比:8.85
压气机级数:6级
压气机设计点效率:0.83 (WP7的效率未知,因此取经验表的0.83)
涡轮级数:2
涡轮设计点效率:0.8715(同样取自经验表)
涡轮前温度设计点:1288K
设计点流量:64.5
燃烧效率、燃烧室总压恢复系数均取0.95
进气道按经验公式计算
以下得到一台类似WP7乙性能的涡轮喷气发动机。
然后输入飞行特性(油门均为100,没有加力,大气按照标准模型)
条件1: H=11280, M=0.769 ,(滑块输入有误差)
条件2: H=0, M=0
最后得到两种条件下的部分输出性能如下:
条件1(巡航):
不加力最大推力 15081N; SFC=0.109kg/Nh; 空气流量=22.147kg/s; 单位推力680.9; 燃油流量1652kg/h
条件2(海平面台架试车状态)
不加力最大推力 47890N; SFC=0.09kg/N; 空气流量=64.487; 单位推力=742; 燃油流量4336kg/h
和WP7乙的性能相比,误差并不是非常大(按照通常的使用经验,这套程序的估算可以有90%左右的精度),大家可以参考着对比一下
FTD 发表于 2009-7-9 10:37
……请参考SU-25和其发动机。
……请参考SU-25和其发动机。
lizyu 发表于 2009-7-9 18:21
你认为SU-25 发动机 的性价比如何
你认为SU-25 发动机 的性价比如何
WP-7可以降推力来延长寿命嘛。关键是便宜,这点CF-34永远学不来。
其实个人观点一直都是直接山寨A-10,反正它的发动机仓是外置的,只要接口一致发动机是随便换的。
每个中队24架配10-20台WS-13降推力的,其他全是WP-7的,日常训练就用WS-13,真要全上的时候再用WP-7。这就可以很好的平衡总费用。
其实个人观点一直都是直接山寨A-10,反正它的发动机仓是外置的,只要接口一致发动机是随便换的。
每个中队24架配10-20台WS-13降推力的,其他全是WP-7的,日常训练就用WS-13,真要全上的时候再用WP-7。这就可以很好的平衡总费用。
stephen123 发表于 2009-7-10 09:37
;funk 你当飞机换发动机就跟你家自行车换链条那么容易啊?
;funk 你当飞机换发动机就跟你家自行车换链条那么容易啊?
可以参考客机更换不同发动机的吊仓。肯定比换链条复杂点主要是人和设备多点,但时间上可能比我自己换自行车链条要快点。
ARJ-21和A-10的发动机渊源是什么?有老大科普一下吗?
唉,的确是YY贴。
shiny1225 发表于 2009-7-10 10:04
ARJ-21使用的CF34是军用版TF34的民用后代,TF34是美国A-10和S-3的出产发动机
ARJ-21使用的CF34是军用版TF34的民用后代,TF34是美国A-10和S-3的出产发动机
stephen123 发表于 2009-7-10 10:00
可用不同的发动机是在设计生产的时候就已经定型了,你有听说过用V2500的A320装过CFM56吗?不同发动机的整流罩,空气动力特点,配重都不一样,这些都在飞机设计的时候就要考虑的,不是说换就能换的。
可用不同的发动机是在设计生产的时候就已经定型了,你有听说过用V2500的A320装过CFM56吗?不同发动机的整流罩,空气动力特点,配重都不一样,这些都在飞机设计的时候就要考虑的,不是说换就能换的。