关于F135发动机

晨枫

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看到Air International上一段文章，有些数据有点意思。
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4 r- Y: H- P) \" K& c) X+ aF135的核心发动机与F119相同，也就是说，高压压气机、燃烧室和高压涡轮是相同的。风扇和低压压气机（文章说军用战斗机涡扇里风扇包括低压压气机？）和低压涡轮要加大很多。这是为F-35单发出力要求大大提高而考虑的。只要放弃F-22的高速要求，这其实不难做到。民航发动机的核心发动机不比战斗机的大多少，靠的是高得多的涵道比，而外涵与内涵的推力之比正好等于涵道比。这样，在核心发动机出力大体相当的情况下，8：1的涵道比就比1：1涵道比的推力增加差不多8倍。当然，同样核心发动机大大增加涵道比的话，很多功率要转换到外涵，内涵推力肯定要下降，这只是一个比方。

F110的涵道比大概为0.87，F119据说在0.3～0.33，那F135呢？文章说，57%走外涵，48%走内涵。这里肯定有笔误。要么是57：43，要么是52：48，也就是说F135的涵道比至少1.08，有可能高达1.36。这比F110或者F119高得多了，难怪军用推力和加力推力可以做得那么大。问题是，这么高涵道比的话，高速性能肯定糟糕，性能最优区上缘实际上在跨音速，M1.6的性能好不了。个人估计，跨过音速后，外涵出力急剧下降，主要是内涵在干活。所以所谓F-35全机内挂载所以可以有效地满“外挂”达到M1.6，这可能是一厢情愿。

! ]% W" M' R- ?  Y& ]2 A( {4 bF135的压缩比达到28：1，比F119的26：1还高，这是靠两级低压涡轮和加大的低压压气机做到的。同样，这是为跨音速以下的速度优化的。为了更大的推力，与F119相同的核心发动机要达到更大的出力，所以热工参数进一步提高。简单地说，温度更高。发动机设计的最高温度是一个“软极限”，这可以在可靠性、耐久性和最高性能之间折中。现在还不清楚F135是否在可靠性和耐久性上做出牺牲。考虑到这是单发应用，前景似乎不是很光明。但另一方面，F119采用单级低压涡轮，F135采用两级低压涡轮，这是增大风扇出力所要求的。这不仅增加起飞、低速到高亚音速段的推力，还对F-35B的垂直-短距起落特别有用。事实上，两级低压涡轮的要求正是由F-35B的STOVL要求决定的。这对F-35A和C是有点“奢侈”了，但也留下了增推的余地，以后F-35A和C提高最大起飞重量的空间很可观，但高速性能依然受到高涵道比（相对于战斗机发动机而言）的瓶颈的限制。

8 c, ^& N4 t5 ~F135和F119都采用三区加力燃烧室，所以加力不是“要么全开，要么全关”，而是可以三级调节。另外，加力燃烧段有弯曲涵道，对发动机涡轮有所遮挡，改善隐身。
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F135的推力要求达到191.27kN，实际F135-100（F-35A）和-600达到182kN加力推力，120kN军用推力，F135-400（F-35B）的加力推力有所下降，“只有”180kN。但PW漏过口风，说理论最大推力可达220kN。这当然是不考虑bleed air和各种损失的理论极限，可能也在温度的极限。
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5 W0 V  x  p" D3 K说道温度，F135的叶片温度已经超过材料融化温度，全靠冷却技术在撑着。不得不赞一下美国的发动机技术！

- i( k9 m+ d) q5 S! R+ d另外，PW透露，F135的重量比F119多600公斤，那就是2370公斤。结合182kN的加力推力，莫非推重比是……7.83而不是传说中的11？？？

另外看到一段，英国人在研究“台风”与F-35整合的问题。在“红旗”演习中，如果“台风”与F-22合作，一般是F-22在高空高速巡逻，通过对全局的态势了解指挥当炮灰的“台风”出击，并在对手太硬的时候自己直接出击，帮“台风”砸门、拔牙。但F-35不能这样用，没有足够的速度和高度。F-35只能在空地作战中通过比F-22更优秀的ISTAR（Intelligence Surveillence Target Acquisition Reconnaissance）和隐身指挥“台风”，也可以在必要的时候直接出手帮忙，拔掉对方指挥通信或者防空基地，但对制空作战中的作用只字不提。

F-35在空地作战中的作用从来不是问题，但作为美国之外盟国的主力战斗机，空战永远是第一任务，F-35用于空战主力会怎样呢？

nettman

沙发
F35这种四不像还真奇怪

晨池

我一直以为台风是和F22一个级别的战斗机，没想到还要给F22的小弟做炮灰！太桑心了

TopGun

我看了一遍。非常明显的错误就有几个。
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不过晨枫在F-35上已经走火。我不会再说什么。


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我不是海洋

虽然看不懂也必须送花吹捧一番

晨枫

TopGun 发表于 2014-9-13 19:06
我看了一遍。非常明显的错误就有几个。

不过晨枫在F-35上已经走火。我不会再说什么。

9 g5 h; Z" C7 m0 b9 L说吧，有非常明显的错误，不指出怎么可以呢？

四处张望

TopGun 发表于 2014-9-14 09:06
我看了一遍。非常明显的错误就有几个。

不过晨枫在F-35上已经走火。我不会再说什么。

) s, _0 U$ c# e4 }不说哪来积分飕飕地涨啊

nj_power

TopGun 发表于 2014-9-14 09:06
我看了一遍。非常明显的错误就有几个。
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不过晨枫在F-35上已经走火。我不会再说什么。

另开贴，让大家涨姿势

kar98k

如果不与大国对峙，F35看起来够用。

晨枫

kar98k 发表于 2014-9-14 02:26
  F1 j8 K1 O2 k5 f% |) e如果不与大国对峙，F35看起来够用。

那现有的F-15、F-16就够用啦。

桃子甜

没仔细看，多600公斤有点离谱，应该是加上B型的升力风扇了吧。
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美帝的发动机技术还是很过硬的，除了哈喇子还是哈喇子。

晨枫

桃子甜 发表于 2014-9-14 16:16
没仔细看，多600公斤有点离谱，应该是加上B型的升力风扇了吧。
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/ M3 E2 d6 A$ c美帝的发动机技术还是很过硬的，除了哈喇子 ...

嗯，这倒是有可能。文章里没有提到升力风扇，但加上升力风扇后600公斤更加可能一点。F135的推重比只有7.83太不可思议了。

xlan1976

手头上没资料，只能随便说两句。
“外涵与内涵的推力之比正好等于涵道比”这句话要成立，需要满足两个条件，一个是内外涵的排气速度要相同，另一个是内外涵喷管都处于完全膨胀状态。当然，大部分情况下，这两点基本可以看成是满足的。
归根到底，外涵的风扇对气体做功还是要靠内涵的燃气来驱动涡轮带动的，说白了，就是发动机的推力来源还是依靠的燃料燃烧产生的热能。所以涵道比也不能无限的增大，否则只会使低压转子转速下降，气动效率降低，而不能提高推力。
另外，在很多发动机上，涡轮前温度都超过了涡轮叶片材料本身的耐受温度，所以涡轮叶片的冷却设计是很重要的一个课题。基本上，现在的航空涡轮发动机，在发动机没有转动，冷却气流没有建立的情况下点火燃烧的结果都是发动机彻底报废。。而且如何能够进一步提高涡轮前温度还是现在如何提高发动机性能的一个主要发展方向，因为当前航空燃料所能达到的最高燃烧温度依然远高于涡轮叶片所能承受的温度，所以如果能够提高涡轮的承受能力，就能提高涡轮前温度，从而使发动机具有更好的性能和更大的推重比。