本帖最后由 晨枫 于 2014-9-13 20:17 编辑 8 [$ F x4 d- y# x' m8 n. L2 g/ V! F' ]
0 y7 t3 `( u/ }8 [" z/ [& `# z看到Air International上一段文章,有些数据有点意思。' A+ c) `' u9 c
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F135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。8 k' @5 b6 F+ p3 S$ s8 M0 y- Z
$ D6 w4 I) A' H; T0 v9 x# b$ zF110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。1 w( C X E% m5 v3 r