关于大运的一点想法

自顶一下！回复 1# liao68811

你的方案不符合现实。

这第一条……机身直径都不一样的飞机搞通用驾驶舱？驾驶仪表面板什么的通用还差不多

第四点我相信不用你建议已经在实施了{:yan:}

这第二条不是摆明了分散研制力量么，还不如先买毛发顶着，集中力量攻克现有的项目

愿闻其详。回复 3# foryou110

回复 6# lancelotsy
第二条本人的意思是分散风险，说实在的考虑问题应周全，凡事应作最坏的打算。

回复 6# lancelotsy
第二条本人的意思是分散风险，说实在的考虑问题应周全，凡事应作最坏的打算。

liao68811 发表于 2009-12-27 11:50

那也不是你这个周全法啊！你拿秦岭改一个发动机出来，怕四台推力不足就上八台，重量要增加多少？
重量增加了机翼结构是不是要变？机翼结构变了会不会影响气动？这么搞跟重新设计一架没啥区别了

发动机不会是D30吧，应该是TH大涵道。离首飞节点2012还有3年，有希望。

回复 8# liao68811

你搞个备选发动机的想法是不错。但是那是要建立在具备相当发动机研制实力，能够同时研制两种推力重量都差不多的发动机的技术实力基础上的。你觉得现在TG有这个实力了么？

回复 11# lancelotsy
我觉得国内对斯贝的研究已不是停留在表面上啦，斯贝装机应用也已经近十年，而且斯贝MK202本身是由民用发动机改进而来，改回民用有一定的可行性。
至于说国内有没有这样的实力，我觉得国内目前研制的发动机有太行、秦岭、WS18、WS13，如果没有相当的实力，能这样开展吗？

不符合现实，过分考虑风险。

回复 4# lancelotsy
不好意思，我指的是驾驶仪、控制面板等通用。谢谢指教。

回复 12# liao68811

问题是你要装八台秦岭改上去，重量还要和标配的四台差不多，你觉得能行么？

lancelotsy 发表于 2009-12-27 12:00


    他们要是明白这个就不会那样说了.

回复 9# lancelotsy
让我来告诉你：
Д-30KY                 　重量：  2963（带反推）2590（不带反推）；
SpeyMk555-15P      重量：  1024

斯贝RB183
(Spey-RB-183-Mk-555)


斯贝Mk 555涡轮风扇发动机结构

牌　　号　斯贝RB183
用　　途　民用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　停产
装机对象　Mk555-15/15H/15K/15P　F.28“伙伴”支线客机。

研制情况
　　最早的民用斯贝编号为RB163，是1959年开始设计的，1960年12月首次运转，1961年10月开始飞行试验。斯贝Mk555编号为RB183，是由1964年投入使用的斯贝Mk505-1发展而来，1969年投入航线使用。现在各型民用斯贝都已不再生产。
　　斯贝Mk555发动机的热端部件翻修寿命为10000h，冷端部件为18600h，最短的整机首翻期为5000h。由于它用作短、中程支线运输飞机的动力，故设计时特别重视附件检查和拆装的方便。Mk555的主要改型有：
　　Mk555-15　在Mk506-14AW的基础上发展而来，两者的基本结构相同，但Mk555-15采用了更轻更简单的部件。
　　Mk555-15H　Mk555-15的加大功率型，适于热天使用，起飞时环境温度可达29.4℃仍能保持4400daN的推力。采用较高的涡轮进口温度和6个槽形排气消声器。
　　Mk555-15K　结构与Mk555-15H相同，但功率储备较大，可达4640daN，可应付双发飞机万一有一台烽火的紧急情况。
　　Mk555-15N/P　1981年后期投入使用。主要特点是，它采用了一个10瓣的混合器，改善了内外涵气流的掺混，提高了燃油效率，降低了噪声。
结构和系统


进 气 口　整体式钢制机匣，固定进口导流叶片。热空气防冰。
风　　扇　4级轴流式。无单独的低压压气机。铝合金对开机匣。整流叶片和转子叶片均为铝合金制造。转速8600r/min。
高压压气机　12级轴流式。进口导流叶片可调，第7级处有放气口。钛合金转子叶片，铝合金整流叶片。钢制对开机匣。转速12200r/min。
燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。
高压涡轮　2级轴流式。第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片气冷。镍基合金轮盘，镍铬钴合金转子叶片，钢制机匣。2级转子叶片全带冠。
尾 喷 管　内外涵混合排气，固定面积喷管。
控制系统　机械液压式。
燃油系统　普莱赛公司的BP.250低压燃油泵，卢卡斯公司的GD型高压燃油泵，出口压力为6472kPa，燃油规格DERD 2494、2486，Jet A-1、JP-4。
滑油系统　回路系统。压力245kPa。滑油规格为DERD 2487。
起动系统　罗塔克斯公司的CT1013空气涡轮起动机。
支承系统　共7个轴承。风扇及低压压气机后有2个滚棒轴承。低压涡轮前为1滚棒轴承。高压压气机前、高压涡轮前各有1滚棒轴承。高压压气机后为1 滚珠轴承。低压轴前端有一中介滚珠轴承。
技术数据


起飞推力(daN)
　　Mk555-15　　　　　　　　4380
　　Mk555-15H　　　　　　　 4400
　　Mk555-15N/P　　　　　　 4404
巡航推力(H=7620m, M=0.74, daN)
　　Mk555-15P　　　　　　　 1661
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
　　Mk555-15P　　　　　　　 0.571
巡航耗油率(daN)
　　Mk555-15P　　　　　　　 0.815
推重比
　　Mk555-15P　　　　　　　 4.39
空气流量(kg/s)
　　Mk555-15P　　　　　　　 90.34
涵道比　　　　　　　　　　 　1.0
总增压比
　　Mk555-15P　　　　　　　 15.4
风扇直径(mm)
　　Mk555-15P　　　　　　　 826
长度(mm)
　　Mk555-15P　　　　　　　 2456
质量(kg)
　　Mk555-15P　　　　　　　 1024


斯贝RB183
(Spey-RB-183-Mk-555)


斯贝Mk 555涡轮风扇发动机结构

牌　　号　斯贝RB183
用　　途　民用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　停产
装机对象　Mk555-15/15H/15K/15P　F.28“伙伴”支线客机。

研制情况
　　最早的民用斯贝编号为RB163，是1959年开始设计的，1960年12月首次运转，1961年10月开始飞行试验。斯贝Mk555编号为RB183，是由1964年投入使用的斯贝Mk505-1发展而来，1969年投入航线使用。现在各型民用斯贝都已不再生产。
　　斯贝Mk555发动机的热端部件翻修寿命为10000h，冷端部件为18600h，最短的整机首翻期为5000h。由于它用作短、中程支线运输飞机的动力，故设计时特别重视附件检查和拆装的方便。Mk555的主要改型有：
　　Mk555-15　在Mk506-14AW的基础上发展而来，两者的基本结构相同，但Mk555-15采用了更轻更简单的部件。
　　Mk555-15H　Mk555-15的加大功率型，适于热天使用，起飞时环境温度可达29.4℃仍能保持4400daN的推力。采用较高的涡轮进口温度和6个槽形排气消声器。
　　Mk555-15K　结构与Mk555-15H相同，但功率储备较大，可达4640daN，可应付双发飞机万一有一台烽火的紧急情况。
　　Mk555-15N/P　1981年后期投入使用。主要特点是，它采用了一个10瓣的混合器，改善了内外涵气流的掺混，提高了燃油效率，降低了噪声。
结构和系统


进 气 口　整体式钢制机匣，固定进口导流叶片。热空气防冰。
风　　扇　4级轴流式。无单独的低压压气机。铝合金对开机匣。整流叶片和转子叶片均为铝合金制造。转速8600r/min。
高压压气机　12级轴流式。进口导流叶片可调，第7级处有放气口。钛合金转子叶片，铝合金整流叶片。钢制对开机匣。转速12200r/min。
燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。
高压涡轮　2级轴流式。第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片气冷。镍基合金轮盘，镍铬钴合金转子叶片，钢制机匣。2级转子叶片全带冠。
尾 喷 管　内外涵混合排气，固定面积喷管。
控制系统　机械液压式。
燃油系统　普莱赛公司的BP.250低压燃油泵，卢卡斯公司的GD型高压燃油泵，出口压力为6472kPa，燃油规格DERD 2494、2486，Jet A-1、JP-4。
滑油系统　回路系统。压力245kPa。滑油规格为DERD 2487。
起动系统　罗塔克斯公司的CT1013空气涡轮起动机。
支承系统　共7个轴承。风扇及低压压气机后有2个滚棒轴承。低压涡轮前为1滚棒轴承。高压压气机前、高压涡轮前各有1滚棒轴承。高压压气机后为1 滚珠轴承。低压轴前端有一中介滚珠轴承。
技术数据


起飞推力(daN)
　　Mk555-15　　　　　　　　4380
　　Mk555-15H　　　　　　　 4400
　　Mk555-15N/P　　　　　　 4404
巡航推力(H=7620m, M=0.74, daN)
　　Mk555-15P　　　　　　　 1661
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
　　Mk555-15P　　　　　　　 0.571
巡航耗油率(daN)
　　Mk555-15P　　　　　　　 0.815
推重比
　　Mk555-15P　　　　　　　 4.39
空气流量(kg/s)
　　Mk555-15P　　　　　　　 90.34
涵道比　　　　　　　　　　 　1.0
总增压比
　　Mk555-15P　　　　　　　 15.4
风扇直径(mm)
　　Mk555-15P　　　　　　　 826
长度(mm)
　　Mk555-15P　　　　　　　 2456
质量(kg)
　　Mk555-15P　　　　　　　 1024

斯贝RB168
(Spey-RB-168)


加力型斯贝RB168-25R涡扇发动机结构
牌　　号　斯贝RB168
用　　途　军用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　罗尔斯·罗伊斯公司已不再生产，但某些型号仍在由它的合作厂商生产。
装机对象　Mk101　　　“掠夺者”NA.39攻击机。
　　　　　Mk202/203　F-4M/K战斗机。
　　　　　Mk250/251　“猎迷”HS.801反潜机。
　　　　　Mk807　　　AMX教练机/攻击机。

研制情况

　　军用斯贝RB168是民用斯贝改型发展出来的。1963年装在英国皇家空军的“掠夺者”攻击机上进行首次飞行的军用斯贝是Mk101。它是一种非加力型军用斯贝，由民用斯贝Mk505改型而得。1964年为满足作战时要求更大的推力，又以民用斯贝Mk511和Mk512为基础发展出加力型军用斯贝Mk202。70年代卖给中国的军用斯贝就是这种加力型Mk202。罗尔斯·罗伊斯公司发展的军用斯贝有以下几个型别。
　　RB168-1A Mk101　最早发展的军用斯贝。
　　RB168-20 Mk250/251　它是以民用斯贝Mk512为基础发展的，是一种海军用航空发动机，因此采用了一些抗腐蚀零件。这种型别现已不再生产。
　　RB168-25R Mk202/203　1964年初开始设计，1965年4月首次运转，1968年正式投产使用。该型别为加力型，加力燃烧室有4条燃油总管和3圈V形火焰稳定器。主喷管全程可调，副喷管不可调。压气机设有供飞机附面层控制系统用的补气系统。这种型别现已不再生产。
　　RB168 Mk807　以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。1983年意大利获得生产专利。现在由意大利和巴西共同生产。
　　RB168 Mk821　Mk807的推力增大型。1989年4月开始研制，1989年11月首次运转。
　　TF41　美国艾利逊公司与罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的一种军用斯贝。它是RB168-25的改型。1966年，美国空军与艾利逊公司和罗尔斯·罗伊斯公司签订一项价值2.27亿美元的合同。由这两家公司联合进行研制和生产。艾利逊公司负责研制和生产TF41的特有的零件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零件。
　　首台TF41-A-1于1967年10月首次运转，1968年7月交付生产，但发动机定型工作拖得较晚，一直到1969年3月才正式定型。
　　与RB168-25相比，TF41采用全新的风扇和低压压气机，将原来的5级风扇改为3级风扇和2级低压压气机，风扇直径由826mm增加到950mm，使空气流量和压比都有所增大，取消进口导流叶片，高压压气机由12级改为11级，涡轮导向器叶片和转子叶片的安装角作了修改，由于这些修改，使发动机推力提高17%。艾利逊公司还曾提出过设计一种推力为10230daN的加力型TF41 912-B52用于A-7的改型计划。这项计划后来被取消。
　　自1968年开始生产到1988年结束，共生产1419台TF41，其中仍有850～950台列在装备序列。
结构和系统


(Mk202)
进 气 口　整体钢板焊接机匣，19个固定进口导流叶片(TF41无进口导流叶片)。热空气防冰。
风　　扇　镁合金对开机匣。5级轴流式(TF41为3级风扇加2级低压压气机)，压比2.86(TF41-A-1为2.45；-A-2为2.49)，转速8760r/min(TF41-A-1为8950r/min；-A-2为9150r/min)。
高压压气机　12级轴流式(TF41为11级)。进口导流叶片可调，设有放气活门。水平对开不锈钢机匣。转速12514r/min(TF41-A-1为12770r/min；-A-2为13000r/min)，压比6.9。
燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。钢制对开机匣。
高压涡轮　2级轴流式。第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片采用空气冷却。整体钢制机匣。
低压涡轮　2级轴流式。叶片均不冷却。
加力燃烧室　内外涵气流混合后在加力燃烧室补燃。采用V形火焰稳定器和催化点火器。加力比调节范围为1.10～1.65(TF41无加力燃烧室)。
尾 喷 管　主喷口面积可调，副喷口为不可调的引射喷口。全程可调的主喷口由6个液压作动筒操纵。
控制系统　机械液压式控制系统(TF41从1980年起采用史密斯工业公司的电子控制系统)。
燃油系统　普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵，卢卡斯公司P1001高压燃油泵和CASC 310燃油流量调节器，道蒂公司Eng 810 Mk14加力燃油调节器，卢卡斯公司NPC 302加力喷口控制泵。燃油规格为DERD 2486、2498、2453和2454。(TF41采用卢卡斯公司的GTD-400燃油泵，出口压力为6865kPa。燃油规格为MIL-T-5624，JP4或JP5)。
滑油系统　回路系统。压力245kPa(TF41为343kPa)。滑油规格为DERD 2487、2493 (TF41-A-1为MIL-L-7808，-A-2为MIL-L-23699，滑油消耗量为0.45kg/h)。
起动系统　普莱赛公司的Solent Mk200燃气涡轮起动机(TF41-A-1为航空研究公司的JFS100-13A燃气涡轮起动机，-A-2为本迪克斯公司36G-118空气涡轮起动机)。
点火系统　卢卡斯公司的C105TS/101高能点火系统，2个YA-30-45AR114/1高能电嘴(TF41采用本迪克斯公司的双电容放电点火系统)。
支承系统　5支点支承(TF41为7支点支承)。
技术数据


起飞推力(daN)
　　Mk101　　　　　　　　4900
　　Mk250/251　　　　　　5330
　　Mk202/203　　　　　　5440(中间)
　　　　　　　　　　　　   9120(加力)
　　Mk807　　　　　　　　4900
　　TF41-A-1　　　　　　 6453
　　TF41-A-2　　　　　　 6679
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
　　Mk202　　　　　　　   2.218(加力)
　　　　　　　　　　　　   0.693(中间)
　　TF41-A-1　　　　　　 0.676
　　TF41-A-2　　　　　　 0.659
涡轮进口温度(℃)
　　Mk202　　　　　　       1167
　　TF41-A-1　　　　　　 1155
　　TF41-A-2　　　　　　 1155
推重比
　　Mk202　　　　　　　　5.05
　　Mk807　　　　　　　　4.72
　　TF41-A-1　　　　　　 4.86
　　TF41-A-2　　　　　　 4.97
空气流量(kg/s)
　　Mk202　　　　　　　　92.5
　　TF41-A-1　　　　　　 117
　　TF41-A-2　　　　　　 119.3
涵道比
　　Mk202　　　　　　　　0.62
　　TF41-A-1　　　　　　 0.76
　　TF41-A-2　　　　　　 0.74
总增压比
　　Mk202　　　　　　　　20
　　TF41-A-1　　　　　　 20.1
　　TF41-A-2　　　　　　 21.4
最大直径(mm)
　　Mk202　　　　　　　　1093
　　TF41-A-1　　　　　　 1004
　　TF41-A-2　　　　　　 1004
长度(mm)
　　Mk202　　　　　　　　5205
　　TF41-A-1　　　　　　 2900
　　TF41-A-2　　　　　　 2900
质量(kg)
　　Mk202　　　　　　　　1842(不含起动机)
　　TF41-A-1　　　　　　 1353
　　TF41-A-2　　　　　　 1370

斯贝RB168
(Spey-RB-168)


加力型斯贝RB168-25R涡扇发动机结构
牌　　号　斯贝RB168
用　　途　军用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　罗尔斯·罗伊斯公司已不再生产，但某些型号仍在由它的合作厂商生产。
装机对象　Mk101　　　“掠夺者”NA.39攻击机。
　　　　　Mk202/203　F-4M/K战斗机。
　　　　　Mk250/251　“猎迷”HS.801反潜机。
　　　　　Mk807　　　AMX教练机/攻击机。

研制情况

　　军用斯贝RB168是民用斯贝改型发展出来的。1963年装在英国皇家空军的“掠夺者”攻击机上进行首次飞行的军用斯贝是Mk101。它是一种非加力型军用斯贝，由民用斯贝Mk505改型而得。1964年为满足作战时要求更大的推力，又以民用斯贝Mk511和Mk512为基础发展出加力型军用斯贝Mk202。70年代卖给中国的军用斯贝就是这种加力型Mk202。罗尔斯·罗伊斯公司发展的军用斯贝有以下几个型别。
　　RB168-1A Mk101　最早发展的军用斯贝。
　　RB168-20 Mk250/251　它是以民用斯贝Mk512为基础发展的，是一种海军用航空发动机，因此采用了一些抗腐蚀零件。这种型别现已不再生产。
　　RB168-25R Mk202/203　1964年初开始设计，1965年4月首次运转，1968年正式投产使用。该型别为加力型，加力燃烧室有4条燃油总管和3圈V形火焰稳定器。主喷管全程可调，副喷管不可调。压气机设有供飞机附面层控制系统用的补气系统。这种型别现已不再生产。
　　RB168 Mk807　以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。1983年意大利获得生产专利。现在由意大利和巴西共同生产。
　　RB168 Mk821　Mk807的推力增大型。1989年4月开始研制，1989年11月首次运转。
　　TF41　美国艾利逊公司与罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的一种军用斯贝。它是RB168-25的改型。1966年，美国空军与艾利逊公司和罗尔斯·罗伊斯公司签订一项价值2.27亿美元的合同。由这两家公司联合进行研制和生产。艾利逊公司负责研制和生产TF41的特有的零件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零件。
　　首台TF41-A-1于1967年10月首次运转，1968年7月交付生产，但发动机定型工作拖得较晚，一直到1969年3月才正式定型。
　　与RB168-25相比，TF41采用全新的风扇和低压压气机，将原来的5级风扇改为3级风扇和2级低压压气机，风扇直径由826mm增加到950mm，使空气流量和压比都有所增大，取消进口导流叶片，高压压气机由12级改为11级，涡轮导向器叶片和转子叶片的安装角作了修改，由于这些修改，使发动机推力提高17%。艾利逊公司还曾提出过设计一种推力为10230daN的加力型TF41 912-B52用于A-7的改型计划。这项计划后来被取消。
　　自1968年开始生产到1988年结束，共生产1419台TF41，其中仍有850～950台列在装备序列。
结构和系统


(Mk202)
进 气 口　整体钢板焊接机匣，19个固定进口导流叶片(TF41无进口导流叶片)。热空气防冰。
风　　扇　镁合金对开机匣。5级轴流式(TF41为3级风扇加2级低压压气机)，压比2.86(TF41-A-1为2.45；-A-2为2.49)，转速8760r/min(TF41-A-1为8950r/min；-A-2为9150r/min)。
高压压气机　12级轴流式(TF41为11级)。进口导流叶片可调，设有放气活门。水平对开不锈钢机匣。转速12514r/min(TF41-A-1为12770r/min；-A-2为13000r/min)，压比6.9。
燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。钢制对开机匣。
高压涡轮　2级轴流式。第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片采用空气冷却。整体钢制机匣。
低压涡轮　2级轴流式。叶片均不冷却。
加力燃烧室　内外涵气流混合后在加力燃烧室补燃。采用V形火焰稳定器和催化点火器。加力比调节范围为1.10～1.65(TF41无加力燃烧室)。
尾 喷 管　主喷口面积可调，副喷口为不可调的引射喷口。全程可调的主喷口由6个液压作动筒操纵。
控制系统　机械液压式控制系统(TF41从1980年起采用史密斯工业公司的电子控制系统)。
燃油系统　普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵，卢卡斯公司P1001高压燃油泵和CASC 310燃油流量调节器，道蒂公司Eng 810 Mk14加力燃油调节器，卢卡斯公司NPC 302加力喷口控制泵。燃油规格为DERD 2486、2498、2453和2454。(TF41采用卢卡斯公司的GTD-400燃油泵，出口压力为6865kPa。燃油规格为MIL-T-5624，JP4或JP5)。
滑油系统　回路系统。压力245kPa(TF41为343kPa)。滑油规格为DERD 2487、2493 (TF41-A-1为MIL-L-7808，-A-2为MIL-L-23699，滑油消耗量为0.45kg/h)。
起动系统　普莱赛公司的Solent Mk200燃气涡轮起动机(TF41-A-1为航空研究公司的JFS100-13A燃气涡轮起动机，-A-2为本迪克斯公司36G-118空气涡轮起动机)。
点火系统　卢卡斯公司的C105TS/101高能点火系统，2个YA-30-45AR114/1高能电嘴(TF41采用本迪克斯公司的双电容放电点火系统)。
支承系统　5支点支承(TF41为7支点支承)。
技术数据


起飞推力(daN)
　　Mk101　　　　　　　　4900
　　Mk250/251　　　　　　5330
　　Mk202/203　　　　　　5440(中间)
　　　　　　　　　　　　   9120(加力)
　　Mk807　　　　　　　　4900
　　TF41-A-1　　　　　　 6453
　　TF41-A-2　　　　　　 6679
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
　　Mk202　　　　　　　   2.218(加力)
　　　　　　　　　　　　   0.693(中间)
　　TF41-A-1　　　　　　 0.676
　　TF41-A-2　　　　　　 0.659
涡轮进口温度(℃)
　　Mk202　　　　　　       1167
　　TF41-A-1　　　　　　 1155
　　TF41-A-2　　　　　　 1155
推重比
　　Mk202　　　　　　　　5.05
　　Mk807　　　　　　　　4.72
　　TF41-A-1　　　　　　 4.86
　　TF41-A-2　　　　　　 4.97
空气流量(kg/s)
　　Mk202　　　　　　　　92.5
　　TF41-A-1　　　　　　 117
　　TF41-A-2　　　　　　 119.3
涵道比
　　Mk202　　　　　　　　0.62
　　TF41-A-1　　　　　　 0.76
　　TF41-A-2　　　　　　 0.74
总增压比
　　Mk202　　　　　　　　20
　　TF41-A-1　　　　　　 20.1
　　TF41-A-2　　　　　　 21.4
最大直径(mm)
　　Mk202　　　　　　　　1093
　　TF41-A-1　　　　　　 1004
　　TF41-A-2　　　　　　 1004
长度(mm)
　　Mk202　　　　　　　　5205
　　TF41-A-1　　　　　　 2900
　　TF41-A-2　　　　　　 2900
质量(kg)
　　Mk202　　　　　　　　1842(不含起动机)
　　TF41-A-1　　　　　　 1353
　　TF41-A-2　　　　　　 1370

我一直在想大运能用什么发动机

回复 17# liao68811

你怎么不把D30的推力贴出来呢？

回复 21# lancelotsy


Д-30K
(D-30K)  
技术数据


(Д-30KY)
起飞推力(daN)　　　　　　　　　　　10790 (保持到21℃)
巡航推力(H=11000m, M=0.8, daN)　　 2700
起飞耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　0.50
巡航耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　0.71
推重比　　　　　　　　　　　　　　 4.75 (不带反推力装置)
空气流量(87.9%N2, kg/s)　　　　　　269
涵道比　　　　　　　　　　　　　　 2.42
总增压比(96%N1)　　　　　　　　　　20
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　 1122
长度(mm)　　　　　　　　　　　　　 5700 (带反推力装置)
直径(mm)　　　　　　　　　　　　　 1455 (进口)
　　　　　　　　　　　　　　　　　 1560 (最大)
质量(kg)　　　　　　　　　　　　　 2668 (带反推力装置)
　　　　　　　　　　　　　　　　　 2318(不带反推力装置)

回复 10# 明月照大江
应该是计划用TH，而D30作为后备。

我觉得西飞大运迟迟未完成概念想定，主要是考虑到动力问题；因为大运和C9系列是不同的，那是动真格的，需要考虑各种风险的！而C9系列不过是一个钓鱼工程，甚至不过是大运的副产品。

欢迎各位踊跃发言！

想法是好的。。可惜做起来就不能那样了，。毕竟民用和军用的标准不一样啊

很有道理，值得提前考虑。

1. 不同的飞机对座舱环境有不同的需求，客机的要考虑CCAR-25，军用飞机虽然也在走CCAR-25，但是毕竟还有GJB。不同任务需求，很难达到一个“通用”的座舱面板布置。C-17，B787上了HUD，大运，919肯定也要上，不过并不代表C-17的座舱就能和B787的达到通用啥的

2. 动力系统设计关系到全机的总体设计，并不是楼主你想得，一台发动机不成就用两台来凑等等那么简单的事情。。 抛开气动，吹风数据不讲，4发飞机和8发飞机，就单单是机上各种电子设备的供电方案都会因为汇流条数量和电压的不同发生变化。

3. 采用什么样的飞控架构，也是由飞机研制总要求中规定的任务要求、安全性和可靠性要求进行分配，最后论证出来的，移植倒是可以，不过对于自动飞行控制系统来说需要拿到带内回路的飞机方程后进行仿真，重新调参；对于电传飞行控制系统来说，需要根据新飞机的气动特性、执行机构、舵机等特性进行修改，仿真。

4. 没有稳定的平台，那些锦上添花的东西根本就是空中楼阁。试想你连本体的气动力数据集什么的都没搞定，还能想着去改进？或者说媳妇都没找呢，就想着个以后的孩子娶那个当老婆了？

PLA 发表于 2009-12-27 22:38
老大不去隔壁的帖子里看看TH去？http://bbs.cjdby.net/viewthread.php?tid=761210&extra=page%3D1

yankee 发表于 2009-12-27 22:39


    哪个帖子？没注意过……

PLA 发表于 2009-12-27 22:40
就等着你去把标题改改，原帖的题目太不够那啥了......

yankee 发表于 2009-12-27 22:47


    [:a1:]哪个帖子啊？

PLA 发表于 2009-12-27 22:50
http://bbs.cjdby.net/viewthread.php?tid=761210&extra=page%3D1

liao68811 发表于 2009-12-27 11:35

评点一下你的设想：
1、通用性的问题，设想很好，但是问题在于几家的孩子是不可能长得像的。C9系列是上海搞出来的搭客，目前尚处于忽悠阶段，前期的初步设计尚未展开，谈座舱布局为时过早，且由于全球采购（说穿了就是全球买办），其民机座舱的一些设备和军机不存在通用性，要想通用实在是很难。中运距离起步更早，目前可能是因为没有足够人手开展这项工作，其方案也早着呢。不过中运座舱与大运座舱由于是同一单位设计，应该会有一定共同性。
2、目前国内新机设计，对于发动机都要做多手准备，这是由我们发动机研制的落后程度决定的。虽然不会像你所设想的那么多头分散投资，但是必要的备份设计总是会有的。毕竟，就是从出口角度考虑，也要留根据用户需要改变设计的余地吧。
3、不同型号的飞机，气动设计特点、性能包线、使用范围等参数都是存在差异的，因此决定了其飞控系统必然存在差异。当然同一类型的飞控会有一定可比性和借鉴性，但是具体到飞机上来，不同型号的飞机要想统筹考虑飞控基本上是不可能的。像大运和中运这样大小悬殊的飞机更是不可能。
4、只要是自己设计的飞机，后续改型设计其实不存在太多困难。你所列的那些机型，一旦出现研制门槛，一般都是任务系统出现问题，载机本身的改装一般不存在问题。

怎么像是自己家里买微波炉的时候的样子........

从爱国的角度出发，还是希望能有一款自己的涡扇发动机出来。军机嘛，对于油耗啊，噪音这些东西不如民机高。先解决有无。在使用过程中逐步解决问题。没有使用经验，要想完善我看也是一件很难的东西。

以上各位发言都很中肯，在下受益匪浅，但本人觉得：
1.各位认为军标和民标不一致的问题，本人觉得随着民品可靠性的不断提高，同时在成本方面存在着难以抗拒的优势，尤其在驾驶舱控制板通用设计方面会有广阔的前景的。这一点可以参考空客的家族化发展之路，以及近年来大批军品大量采用民用技术之趋势；
2.大运是国家战略基石，是构筑未来战略空军的重要物质基础，而大运的发动机是决定大运能否研制成功的关键，同时也是我国航空之软肋，在这方面一定要脚踏实地，不能好高骛远，眼高手低；因此需要有多手准备，要做到万无一失！凡事必须从最不利处着想，作最坏打算；个人利益、集团利益必须服从国家意志！
3.在能够通用的方面尽量搞通用化、模块化，以尽量降到研制风险，缩短研制周期，降低研制成本；飞控方面要坚持先进适用原则，同时要做到大运、中运、小运能通用的尽量通用，实现家族化发展。

以上各位发言都很中肯，在下受益匪浅，但本人觉得：
1.各位认为军标和民标不一致的问题，本人觉得随着民品可靠性的不断提高，同时在成本方面存在着难以抗拒的优势，尤其在驾驶舱控制板通用设计方面会有广阔的前景的。这一点可以参考空客的家族化发展之路，以及近年来大批军品大量采用民用技术之趋势；
2.大运是国家战略基石，是构筑未来战略空军的重要物质基础，而大运的发动机是决定大运能否研制成功的关键，同时也是我国航空之软肋，在这方面一定要脚踏实地，不能好高骛远，眼高手低；因此需要有多手准备，要做到万无一失！凡事必须从最不利处着想，作最坏打算；个人利益、集团利益必须服从国家意志！
3.在能够通用的方面尽量搞通用化、模块化，以尽量降到研制风险，缩短研制周期，降低研制成本；飞控方面要坚持先进适用原则，同时要做到大运、中运、小运能通用的尽量通用，实现家族化发展。

这个如何？！本人估计我们的Spey也能改成这样！泰 系列 [民用涡扇发动机]－罗尔斯·罗伊斯公司　　
泰
(Tay)



泰涡轮风扇发动机结构
牌　　号　泰
用　　途　民用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　生产
装机对象　泰610　湾流Ⅳ早期型。
　　　　　泰611　湾流Ⅳ。
　　　　　泰620　福克70、福克100。
　　　　　泰650　BAC/BAe/-11(改装)、福克100、波音727-100(改装)。
　　　　　泰670　DC-9-30/40/50(改装)、波音727-200(改装)、波音737-200(建议改装)、MD95。

研制情况

　　泰是英国罗尔斯·罗伊斯公司研制的一种中等涵道比的低噪声涡轮风扇发动机。发动机的研制计划是1982年初正式提出的。1984年泰610和620完成台架试验。1986年6月和9月泰610和620分别取得美国和英国适航证，年底向飞机公司交付首批生产型泰发动机。泰是以斯贝MK555为基础发展的。
　　根据美国联邦航空局(FAA)第36章3节和国际民航组织(ICAO)第16章3节对噪声的要求，斯贝发动机的噪声超过了规定的标准，为此需设计一种低噪声的发动机来代替现有的斯贝。泰发动机就是在这种指导思想下产生的。降低噪声主要是要减小排气速度，这就要改变发动机结构尺寸，以有效地减小气流喷出速度，最有效的办法是增加发动机的涵道比。由于斯贝发动机的工作可靠性高，而且重量轻，当时该族发动机的生产数已超过4630台，累计使用时数达400多万小时，故选用斯贝MK555的高压转子作为泰的核心机；燃烧室用Transply发散冷却材料制造，改善了燃烧组织，降低了排气污染(见附表)，使冷却空气用量减少了2/3；风扇采用高效率、宽弦、无凸台的叶片，它是RB211-535E4的风扇缩型，使效率提高了5%；低压压气机和低压涡轮部件是用RB211的成熟技术设计的，由于低压涡轮采用了低的级负荷、低的轴向速度和验证过的环量分布规律，使效率增加4%。用这种“组合式”的办法发展新机，技术风险小，研制周期短，成本低。发动机的涵道比为3。结果，与斯贝发动机相比，发动机的流量增加了一倍，排气速度降低30%，推力增加37%，耗油率下降15%。在设计时外涵、混合器和喷口都敷有消声材料，精选了转子与静子叶片数比，加大了轴向间隙，增加了低压涡轮叶片数目，减小了叶片出口气流尾迹能量，从而使噪声减小7dB。

附表　泰发动机排气污染指标改善情况     火焰筒类型
一氧化碳

CO(%)
碳氢化合物

UHC(%)
氧化氮

NO(%)
发烟
(%)


      Mk555现有产品
      100          100          100          100
　　目前，泰发动机有以下一些型别：
　　泰610　泰的基本型。1986年6月取得美国适航证，同年9月取得英国适航证。
　　泰620　结构与泰610同，只是增大了流量和涡轮进口温度。取得适航证的时间与泰610相同。为泰系列发动机的基础。
　　泰611　结构与泰610同。连续状态推力也与泰610的相同，但起飞推力与泰620的相同。泰611-8B是泰611的一个改型。主要特点是泰611-8B采用了一个改进的齿轮箱，以提高发电机的输出。
　　泰650　结构与泰620相似，但风扇直径稍增大，燃烧室有所改进并采用了新的高压涡轮转子叶片和导向器叶片，从而使其起飞推力、最大连续推力、爬升和巡航推力都比泰610高9%。泰650-14是泰650的一个改型。它的附件齿轮箱和风扇空气提取系统与泰610和泰611的相同。泰651也是泰650的改型。它与泰650的不同之处在于安装结构和齿轮箱，以适应两侧安装发动机的反推装置和中心安装发动机的喷管的要求，发动机推力比泰 650的大133daN。
　　泰670　泰670不同于泰610/611/620/650的主要特点是它有4级中压压气机、前移的大直径风扇、大直径的中间机匣、新的齿轮箱和大的外涵道。高压涡轮转子采用空气冷却的第2级转子叶片。采用了新的安装结构，以适应DC-9和其他飞机的要求。
      Mk555用Transply材料(1983年)          51.6          11.9          75.9          48.3          Tay用Transply材料          27.9          0.46          63.3          27.6
结构和系统


进 气 口　亚音速环形进气口。用复合材料GRP制造。
风　　扇　单级轴流式。22片宽弦实心无凸台转子叶片。
低压压气机　泰670为4级轴流式。其他型别为3级轴流式。转子连接到风扇转子上，转子全部零件均用钛合金制造。机匣用铝合金，3级静叶全用钢制。进口导流叶片材料为钛合金。
高压压气机　12级轴流式。结构与斯贝发动机相同。钢制轮盘用套齿与轴连接。钛合金转子叶片，钢制静叶，对开钢机匣。进口导流叶片可调，第7级有放气口。
燃 烧 室　环管形。10个直流火焰筒，每个火焰筒有1个双油路喷嘴。联焰管用镍铬钛耐热合金制成。火焰筒采用Transply夹层结构，使燃烧完全，排污低。
高压涡轮　2级轴流式。第1级气冷式。轮盘为镍基合金制造，导向器叶片材料为镍钴合金。泰670采用空气冷却的第2级转子叶片。转子叶片均带冠。
低压涡轮　3级轴流式。镍钴钛合金转子叶片，钢制机匣，镍钴合金导向器叶片。
尾 喷 管　内外涵混合排气，采用一个12瓣的掺混器，使混合效率达85%，动压头损失不超过10%。
控制系统　卢卡斯公司的燃油控制系统。
燃油系统　普莱赛公司的低压燃油泵，马斯通·埃克塞尔斯公司的燃油加热器。
滑油系统　与斯贝Mk555相同。采用回路系统，压力245kPa。整体滑油箱和散热器。
起动系统　空气涡轮起动机。
点火系统　采用高能点火系统，2个点火器装在第4和第8个火焰筒中。
支承系统　共7个轴承。风扇及低压压气机后有2个滚棒轴承。低压涡轮前为1滚棒轴承。高压压气机前、高压涡轮前各有1滚棒轴承。高压压气机后为1 滚珠轴承。低压轴前端为1滚珠中介轴承。
技术数据


起飞推力(daN)
　　泰610　　　　　5510(海平面37℃)
　　泰620　　　　　6168(海平面30℃)
　　泰611　　　　　6168(海平面30℃)
　　泰650　　　　　6725(30℃)
　　泰670　　　　　8016(30℃)
巡航推力(H=10668m, M=0.8, daN)
　　泰611　　　　　1135
　　泰620　　　　　1135
　　泰650　　　　　1313
　　泰670　　　　　1558
巡航耗油率[kg/(daN·h)]
　　泰611　　　　　0.703
　　泰620/650　　　0.703
　　泰670　　　　　0.693
推重比
　　泰610/611　　　3.82
　　泰620　　　　　4.18
　　泰650　　　　　4.29
空气流量(kg/s)
　　泰611/620　　　186.14
　　泰650　　　　　189.77
　　泰670　　　　　231.99
涵道比
　　泰610　　　　　3.18
　　泰611/620　　　3.04
　　泰650　　　　　3.06
　　泰670　　　　　3.20
总增压比
　　泰610　　　　　14.6
　　泰611/620　　　15.8
　　泰650　　　　　16.2
　　泰670　　　　　19.0
涡轮进口温度(℃)
　　泰610　　　　　1007
　　泰611/620　　　1048
　　泰650　　　　　1097
最大直径(mm，风扇叶尖)
　　泰610/611/620　1117
　　泰650　　　　　1143
　　泰670　　　　　1270
长度(mm)
　　泰611/620　　　2405.3
　　泰650　　　　　2407.9
　　泰670　　　　　2844.8
质量(kg)
　　泰610/611　　　1339.0
　　泰620　　　　　1445.9
　　泰650　　　　　1516.3
　　泰651　　　　　1702.5

这个如何？！本人估计我们的Spey也能改成这样！泰 系列 [民用涡扇发动机]－罗尔斯·罗伊斯公司　　
泰
(Tay)



泰涡轮风扇发动机结构
牌　　号　泰
用　　途　民用涡扇发动机
类　　型　涡轮风扇发动机
国　　家　英国
厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状　生产
装机对象　泰610　湾流Ⅳ早期型。
　　　　　泰611　湾流Ⅳ。
　　　　　泰620　福克70、福克100。
　　　　　泰650　BAC/BAe/-11(改装)、福克100、波音727-100(改装)。
　　　　　泰670　DC-9-30/40/50(改装)、波音727-200(改装)、波音737-200(建议改装)、MD95。

研制情况

　　泰是英国罗尔斯·罗伊斯公司研制的一种中等涵道比的低噪声涡轮风扇发动机。发动机的研制计划是1982年初正式提出的。1984年泰610和620完成台架试验。1986年6月和9月泰610和620分别取得美国和英国适航证，年底向飞机公司交付首批生产型泰发动机。泰是以斯贝MK555为基础发展的。
　　根据美国联邦航空局(FAA)第36章3节和国际民航组织(ICAO)第16章3节对噪声的要求，斯贝发动机的噪声超过了规定的标准，为此需设计一种低噪声的发动机来代替现有的斯贝。泰发动机就是在这种指导思想下产生的。降低噪声主要是要减小排气速度，这就要改变发动机结构尺寸，以有效地减小气流喷出速度，最有效的办法是增加发动机的涵道比。由于斯贝发动机的工作可靠性高，而且重量轻，当时该族发动机的生产数已超过4630台，累计使用时数达400多万小时，故选用斯贝MK555的高压转子作为泰的核心机；燃烧室用Transply发散冷却材料制造，改善了燃烧组织，降低了排气污染(见附表)，使冷却空气用量减少了2/3；风扇采用高效率、宽弦、无凸台的叶片，它是RB211-535E4的风扇缩型，使效率提高了5%；低压压气机和低压涡轮部件是用RB211的成熟技术设计的，由于低压涡轮采用了低的级负荷、低的轴向速度和验证过的环量分布规律，使效率增加4%。用这种“组合式”的办法发展新机，技术风险小，研制周期短，成本低。发动机的涵道比为3。结果，与斯贝发动机相比，发动机的流量增加了一倍，排气速度降低30%，推力增加37%，耗油率下降15%。在设计时外涵、混合器和喷口都敷有消声材料，精选了转子与静子叶片数比，加大了轴向间隙，增加了低压涡轮叶片数目，减小了叶片出口气流尾迹能量，从而使噪声减小7dB。

附表　泰发动机排气污染指标改善情况     火焰筒类型
一氧化碳

CO(%)
碳氢化合物

UHC(%)
氧化氮

NO(%)
发烟
(%)


      Mk555现有产品
      100          100          100          100
　　目前，泰发动机有以下一些型别：
　　泰610　泰的基本型。1986年6月取得美国适航证，同年9月取得英国适航证。
　　泰620　结构与泰610同，只是增大了流量和涡轮进口温度。取得适航证的时间与泰610相同。为泰系列发动机的基础。
　　泰611　结构与泰610同。连续状态推力也与泰610的相同，但起飞推力与泰620的相同。泰611-8B是泰611的一个改型。主要特点是泰611-8B采用了一个改进的齿轮箱，以提高发电机的输出。
　　泰650　结构与泰620相似，但风扇直径稍增大，燃烧室有所改进并采用了新的高压涡轮转子叶片和导向器叶片，从而使其起飞推力、最大连续推力、爬升和巡航推力都比泰610高9%。泰650-14是泰650的一个改型。它的附件齿轮箱和风扇空气提取系统与泰610和泰611的相同。泰651也是泰650的改型。它与泰650的不同之处在于安装结构和齿轮箱，以适应两侧安装发动机的反推装置和中心安装发动机的喷管的要求，发动机推力比泰 650的大133daN。
　　泰670　泰670不同于泰610/611/620/650的主要特点是它有4级中压压气机、前移的大直径风扇、大直径的中间机匣、新的齿轮箱和大的外涵道。高压涡轮转子采用空气冷却的第2级转子叶片。采用了新的安装结构，以适应DC-9和其他飞机的要求。
      Mk555用Transply材料(1983年)          51.6          11.9          75.9          48.3          Tay用Transply材料          27.9          0.46          63.3          27.6
结构和系统


进 气 口　亚音速环形进气口。用复合材料GRP制造。
风　　扇　单级轴流式。22片宽弦实心无凸台转子叶片。
低压压气机　泰670为4级轴流式。其他型别为3级轴流式。转子连接到风扇转子上，转子全部零件均用钛合金制造。机匣用铝合金，3级静叶全用钢制。进口导流叶片材料为钛合金。
高压压气机　12级轴流式。结构与斯贝发动机相同。钢制轮盘用套齿与轴连接。钛合金转子叶片，钢制静叶，对开钢机匣。进口导流叶片可调，第7级有放气口。
燃 烧 室　环管形。10个直流火焰筒，每个火焰筒有1个双油路喷嘴。联焰管用镍铬钛耐热合金制成。火焰筒采用Transply夹层结构，使燃烧完全，排污低。
高压涡轮　2级轴流式。第1级气冷式。轮盘为镍基合金制造，导向器叶片材料为镍钴合金。泰670采用空气冷却的第2级转子叶片。转子叶片均带冠。
低压涡轮　3级轴流式。镍钴钛合金转子叶片，钢制机匣，镍钴合金导向器叶片。
尾 喷 管　内外涵混合排气，采用一个12瓣的掺混器，使混合效率达85%，动压头损失不超过10%。
控制系统　卢卡斯公司的燃油控制系统。
燃油系统　普莱赛公司的低压燃油泵，马斯通·埃克塞尔斯公司的燃油加热器。
滑油系统　与斯贝Mk555相同。采用回路系统，压力245kPa。整体滑油箱和散热器。
起动系统　空气涡轮起动机。
点火系统　采用高能点火系统，2个点火器装在第4和第8个火焰筒中。
支承系统　共7个轴承。风扇及低压压气机后有2个滚棒轴承。低压涡轮前为1滚棒轴承。高压压气机前、高压涡轮前各有1滚棒轴承。高压压气机后为1 滚珠轴承。低压轴前端为1滚珠中介轴承。
技术数据


起飞推力(daN)
　　泰610　　　　　5510(海平面37℃)
　　泰620　　　　　6168(海平面30℃)
　　泰611　　　　　6168(海平面30℃)
　　泰650　　　　　6725(30℃)
　　泰670　　　　　8016(30℃)
巡航推力(H=10668m, M=0.8, daN)
　　泰611　　　　　1135
　　泰620　　　　　1135
　　泰650　　　　　1313
　　泰670　　　　　1558
巡航耗油率[kg/(daN·h)]
　　泰611　　　　　0.703
　　泰620/650　　　0.703
　　泰670　　　　　0.693
推重比
　　泰610/611　　　3.82
　　泰620　　　　　4.18
　　泰650　　　　　4.29
空气流量(kg/s)
　　泰611/620　　　186.14
　　泰650　　　　　189.77
　　泰670　　　　　231.99
涵道比
　　泰610　　　　　3.18
　　泰611/620　　　3.04
　　泰650　　　　　3.06
　　泰670　　　　　3.20
总增压比
　　泰610　　　　　14.6
　　泰611/620　　　15.8
　　泰650　　　　　16.2
　　泰670　　　　　19.0
涡轮进口温度(℃)
　　泰610　　　　　1007
　　泰611/620　　　1048
　　泰650　　　　　1097
最大直径(mm，风扇叶尖)
　　泰610/611/620　1117
　　泰650　　　　　1143
　　泰670　　　　　1270
长度(mm)
　　泰611/620　　　2405.3
　　泰650　　　　　2407.9
　　泰670　　　　　2844.8
质量(kg)
　　泰610/611　　　1339.0
　　泰620　　　　　1445.9
　　泰650　　　　　1516.3
　　泰651　　　　　1702.5

太行已经行了，踏踏实实等太行大涵道吧。

任何时候都要有两手准备！
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