涡扇20，中国何时才能有完全自主研发的航空发动机

本文目录一览

1，中国何时才能有完全自主研发的航空发动机
2，ws20涡扇发动机能改型装在战斗机上吗
3，一台直径20厘米的涡轮风扇发动机最大能产生多大的推力
4，f22的极速是多少
5，谁能说说ARJ21什么意思
6，求F119涡扇发动机的技术参数

1，中国何时才能有完全自主研发的航空发动机

很快了，也就是近几年。当涡扇15和涡扇20投入批量生产的时候，基本上就赶上了世界先进水平，离世界顶尖还有一定距离，但是最艰难的这道坎儿跨过去了。

这玩意不是一朝一夕的事

中国何时才能有完全自主研发的航空发动机

2，ws20涡扇发动机能改型装在战斗机上吗

涡扇-20发动机是属于大飞机使用大涵道比涡轮风扇发动机，只能用于军用运输机或者民航客机的动力，但是其核心机通过改进，减小风扇涵道尺寸，也是可以应用于战斗机的，但是这种改动无异于研制一种新型发动机，不过在核心机的研制上会节省很多成本的！！！

我也不确定，还是看看专业人士怎么说。

ws20涡扇发动机能改型装在战斗机上吗

3，一台直径20厘米的涡轮风扇发动机最大能产生多大的推力

楼主，这个问题很难回答。因为首先，直径20厘米的燃气涡轮发动机几乎不可能采用涡轮风扇结构。因为这么小的直径，采用轴流式压气机是很不经济的，而采用离心式压气机的话，又大不适合搭配风扇。因此这种发动机估计只在实验室有，不大会存在实用型号。此外，理论上最大推力大小不仅取决于口径，很大程度上还取决于涵道比，转速，温度等等因素。==================================补充回答：昨晚请教了一下上航航模协会的一位高级顾问，并询问了两位航空涡轮风扇发动机工程师，发现昨天的回答实在是有些眼见狭隘了。20CM的涡扇发动机存在使用型号，但全是军用型号，用于某些巡航导弹的。也正因为如此，具体的数值保密，无法知道。但两位工程师大概估算了一下，根据构型不同，最大推力应当在200磅（离心式压气机构型），至400磅（轴流式压气机构型）之间。航模协会的人说，用于航模的涡喷发动机口径4-8厘米。最大推力20-40公斤，相当吓人。他有一架装备4.3厘米口径涡喷发动机的模型，自重1.6公斤，最大飞行速度可达350公里/小时。

一台直径20厘米的涡轮风扇发动机最大能产生多大的推力

4，f22的极速是多少

F22最大速度约为2.1马赫（2570km/小时）。满意回答上那位他以为“1马赫=340km/小时”.....

机长 18.92m 翼展 13.56m 机高 5m 空重 13.6吨最大起飞重量 27.2吨超音速巡航速度 M1.2 高空最大速度 M1.9 海平面最大速度 M1.1 升限 15240m 引擎两台F119-W-100涡扇单引擎推力 156kN 限制过载 9g 固定武器 M61A2 20mm六管机炮挂载 AIM-9 响尾蛇;AIM-120;JDAM等

大概是860km／h 也就是2.5马赫．超过了F22就会解体,所以2.5马赫是极速,也没人敢飞到这速度

据我观察，2.5马赫的F-15、3.2马赫的米格25、3马赫巡航的XB-70和SR-71都没有前缘襟翼或者开缝襟翼，其原因我估计这些结构在高速飞行的高温下可靠性很低，容易出故障，因此速度超过2.5马赫以上都不会采用复杂结构。F8U-3据称速度可达到2.9马赫，但是实验中仅飞到2.3，恐怕问题不只在于风挡强度的问题，如果前缘襟翼或者开缝襟翼处故障以外打开或脱离，那么就危险了。XB-70主机翼外段可以折叠，按理说也不利于防止高温，但是纵向的折叠方向设计师只需要在折叠处的前端作防热设计，其后只要防止热气进入就可以了。 6JZ<G)vYn bhbjh"SM 所以我估计F-22的最大速度不会超过马赫2.5，除非F-22有独特的防热设计。此外，高速带来的高气动压力对隐身材料的强度和材料化学稳定性可能都有影响。

F22目前公开的比较可信的数据是2.0M,个人认为这个数值偏小，但实战中也足够用了。再看看别人怎么说的。

5，谁能说说ARJ21什么意思

新型涡扇支线飞机ARJ21是中国首架拥有自主知识产权的涡扇支线飞机，适应以中国西部高温高原机场起降和复杂航路越障为目标的营运要求。ARJ21飞机拥有支线客机中最宽敞的客舱，为乘客提供更多的行李空间和舒适的乘坐环境。ARJ21飞机从开始设计就对全寿命成本（LCC）进行严格控制,最大限度降低维护成本，提高飞机的使用经济性。ARJ21飞机与150座级干线飞机具有相近的飞行性能和相媲美的舒适性，同时在驾驶舱人机界面、维护人机界面和相应操作程序方面尽量保持共通性，从而可降低航空公司飞行员换装培训成本，提高飞机调配使用的灵活性。ARJ21飞机还将向系列化方向发展，拥有ARJ21基本型、加长型、货机和公务机四种机型。　　ARJ21飞机采用每排五座双圆剖面机身、下单翼、尾吊两台以CF34-10A先进涡扇发动机为动力的短涵道分离流（SDSF）动力装置、高平尾、前三点式可收放起落架布局。驾驶舱采用两人制，航电系统采用先进总线技术、LCD平板显示并综合化，常规机械系统采用国际成熟的先进技术。采用较大后掠角的超临界机翼和一体化设计的翼梢小翼以获得较高的巡航升阻比，从而降低巡航阻力、改善使用经济性。次要结构采用复合材料以降低结构重量。　　ARJ21项目采用广泛合作的方式，飞机机体各部分分别在国内四家飞机制造厂生产，发动机、航电、电源等系统全部通过竞标在全球范围内采购，其中也有许多系统零部件、产品在中国生产制造。预计第一架ARJ21飞机将在2009年第三季度正式投入运营。　　翔凤支线飞机，最早被称为ARJ21，是“Advanced Regional Jet”的简写，即“21世纪新一代支线飞机”。是由中航商用飞机有限公司研制的支线飞机。除飞机引擎由通用电气公司提供外，翔凤是中国第一次完全自主设计并制造的支线飞机。预计于2008年进行第一次试飞，在次年取得适航证后，将交付客户投入商业运营。ARJ21有四种容量不同的机型，客机型大约能设置70～100个座位。计划于2002年开始，预计2009年初将投入大规模生产。2007年12月20日宣布，中文名字最终确定为“翔凤”。　　翔凤支线飞机（ARJ21）是一种九十座级、以涡扇发动机为动力，满座航程为二千海里的中短程支线飞机。2003年12月，该飞机分别在成都、沈阳、西安和上海四家飞机主机厂同时开工进行零件制造，并采用“异地设计、异地制造”的全新运作机制和管理模式，开始了中国首架拥有自主知识产权民用飞机的研发制造历程。　　据介绍，与国外同类支线飞机相比，翔凤的设计以格尔木机场和九黄机场（九寨黄龙机场）作为设计临界条件，并用西部五十七条航线来检验飞机的航线适应性。其标准远高于国外飞机所选用的美国丹佛机场条件，能保证飞机在国内绝大多数机场满载起降。　　据有关人士透露，按照计划，翔凤飞机总装将于2007年3月开始，在2007年底前完成总装并喷漆，2008年3月实现首飞。到目前为止，山东航空、上海航空、厦门航空等公司已先后与中国一航签下了七十一架ARJ21飞机的先期订单。2009年，中国旅客可望乘上中国人自己造的飞机。　　翔凤是70～90座级的中、短航程涡扇支线飞机，采用每排五座双圆切面机身、下单翼、高平尾、前三点式可收放起落架、尾吊两台发动机布局。所选装的发动机具有低油耗、低噪声、可靠性高、维修方便的特点。驾驶舱采用两人制，航电系统采用总线技术、LCD平板显示并高度综合化，机械系统采用国际成熟的先进技术。

小生愚钝，只知道这是飞机的代码！

6，求F119涡扇发动机的技术参数

F119发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮与高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为：风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧窒、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件，FADEC及发动机监测系统，与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇，其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打开的，因此称主外涵出气环。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，2级风扇后的可调节放气环关闭，发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力燃烧室前的可变面积涵道引射器(VABI)将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，以加大推力。 YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高低压涡轮间无导向叶片，因此YF120比F119少5排叶片。表4列出了GE公司的YF120与普惠公司的YF119结构上的主要差别。 F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有两个突出的变化，其一是高压转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D、PW2037和PW4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1-1-0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。图5示出的F100-PW-100发动机的支承简图是其代表。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难， GE公司的发动机(军用的有F101，F110、F404，民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1-0-1支承方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上。这种布局不仅可减少承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案一改以往的做法，采用了GE公司在F110，F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。图6示出了F119发动机简图，从中可以看出高低压转子的支承方式，同时还能看出各部什的主要设计特点。普惠公司在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支承方式，这一设计变化，值得注意。高压涡轮的设计中，普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型、民用发动机JT9D、PW2037和PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用：F101、FllO和F404，民用：CFM56)中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但收到了使发动机的结构简单，零件教少，重量轻等好处。在F119设计中，普惠公司也一改以往的做法，采用了单级高压涡轮的设计(见图6)．这一改变也是为了提高推重比。 3 各部件主要设计特点 3.1风扇(3级) 第l级风扇叶片采州宽弦、空心设计，与用于波音777的Pw4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔，参见图7。这种空心叶片的空心度较罗·罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构(在YF-22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2，3级风扇采用了整体叶盘)。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗·罗公司近期也采用这种加工方法。线性摩擦焊(Linear Friction Welding,LFW)是一种固态连接技术，类似于扩散连接(Diffusion Bonding)。扩散连接是将两个需连接的零件的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化．因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出“焊缝”来，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同处在于：在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的；而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两配合面间的相互高频振荡产生的。整体叶盘线性摩擦焊的加工过程及采用这种加工工艺带来的好处，可参阅“一种整体叶盘的加工方法——线性摩擦焊”。在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与1．3级盘连接。风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。由图6可以看出，三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NAsTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区，如图8所示。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。 3.2高压压气机(6级) 采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1，2级导叶是可调节的，前机匣采用了“Alloy c”阻燃钛合金以降低重量。静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。