m*****t
发帖数: 244 | 1 歼10A 电子扫描，歼10B相控阵。
你MB有病啊，害佬子花时间修改你这臭比文章，真是脑子进粑粑啦
描行波管雷达，苏35，苏30SM全是相控阵雷达，可以说有代差。俄罗斯三十多年前的米
格31就装备相控阵雷达了。几年前的战轰苏34都是相控阵雷达带主动导引中距空空导弹。
35还有分布式光电，可以加装T50那样的L波段反隐身襟翼AESA雷达，苏35的相控阵雷达
靠大功率，低噪声系数的砷化镓接收组件，比苏27,J11的PD雷达作用距离远一倍，追30
打8.
太行/AL31,推力等性能连俄国战轰苏34的99M1（推力13吨多）发动机都不如。苏35的发
动机117S采用了一些新一代技术。和苏27，J10用的AL31F/FN比，80%的零部件是重新研
制的，包括高、低压气机、燃烧室与加力燃烧室，推力大20%，推重比高了20%，寿命提
高一倍。太行的涵道比，高空推力，加速行还不如进口的AL31。而且苏35苏30SM都应用
了推力矢量技术，实现了超机动性。大推力发动机和推力矢量的减阻，苏35在结构补强
增重解决跨音速问题的同时，还可以实现略超音速: 某羲傺埠健
升机连卡27改都有装备了有源相控阵雷达的... 阅读全帖 |
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m*****t
发帖数: 244 | 2 歼10A 电子扫描，歼10B相控阵。
你MB有病啊，害佬子花时间修改你这臭比文章，真是脑子进粑粑啦
描行波管雷达，苏35，苏30SM全是相控阵雷达，可以说有代差。俄罗斯三十多年前的米
格31就装备相控阵雷达了。几年前的战轰苏34都是相控阵雷达带主动导引中距空空导弹。
35还有分布式光电，可以加装T50那样的L波段反隐身襟翼AESA雷达，苏35的相控阵雷达
靠大功率，低噪声系数的砷化镓接收组件，比苏27,J11的PD雷达作用距离远一倍，追30
打8.
太行/AL31,推力等性能连俄国战轰苏34的99M1（推力13吨多）发动机都不如。苏35的发
动机117S采用了一些新一代技术。和苏27，J10用的AL31F/FN比，80%的零部件是重新研
制的，包括高、低压气机、燃烧室与加力燃烧室，推力大20%，推重比高了20%，寿命提
高一倍。太行的涵道比，高空推力，加速行还不如进口的AL31。而且苏35苏30SM都应用
了推力矢量技术，实现了超机动性。大推力发动机和推力矢量的减阻，苏35在结构补强
增重解决跨音速问题的同时，还可以实现略超音速: 某羲傺埠健
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m*****t
发帖数: 244 | 3 歼10A 电子扫描，歼10B相控阵。
你嘛比有病啊，害佬子花时间修改你这臭比文章，真是脑子进屎啦
描行波管雷达，苏35，苏30SM全是相控阵雷达，可以说有代差。俄罗斯三十多年前的米
格31就装备相控阵雷达了。几年前的战轰苏34都是相控阵雷达带主动导引中距空空导弹。
35还有分布式光电，可以加装T50那样的L波段反隐身襟翼AESA雷达，苏35的相控阵雷达
靠大功率，低噪声系数的砷化镓接收组件，比苏27,J11的PD雷达作用距离远一倍，追30
打8.
太行/AL31,推力等性能连俄国战轰苏34的99M1（推力13吨多）发动机都不如。苏35的发
动机117S采用了一些新一代技术。和苏27，J10用的AL31F/FN比，80%的零部件是重新研
制的，包括高、低压气机、燃烧室与加力燃烧室，推力大20%，推重比高了20%，寿命提
高一倍。太行的涵道比，高空推力，加速行还不如进口的AL31。而且苏35苏30SM都应用
了推力矢量技术，实现了超机动性。大推力发动机和推力矢量的减阻，苏35在结构补强
增重解决跨音速问题的同时，还可以实现略超音速: 某羲傺埠健
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m*****t
发帖数: 244 | 4 歼10A 电子扫描，歼10B相控阵。
你嘛比有病啊，害佬子花时间修改你这臭比文章，真是脑子有病
描行波管雷达，苏35，苏30SM全是相控阵雷达，可以说有代差。俄罗斯三十多年前的米
格31就装备相控阵雷达了。几年前的战轰苏34都是相控阵雷达带主动导引中距空空导弹。
35还有分布式光电，可以加装T50那样的L波段反隐身襟翼AESA雷达，苏35的相控阵雷达
靠大功率，低噪声系数的砷化镓接收组件，比苏27,J11的PD雷达作用距离远一倍，追30
打8.
太行/AL31,推力等性能连俄国战轰苏34的99M1（推力13吨多）发动机都不如。苏35的发
动机117S采用了一些新一代技术。和苏27，J10用的AL31F/FN比，80%的零部件是重新研
制的，包括高、低压气机、燃烧室与加力燃烧室，推力大20%，推重比高了20%，寿命提
高一倍。太行的涵道比，高空推力，加速行还不如进口的AL31。而且苏35苏30SM都应用
了推力矢量技术，实现了超机动性。大推力发动机和推力矢量的减阻，苏35在结构补强
增重解决跨音速问题的同时，还可以实现略超音速: 某羲傺埠健
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发帖数: 244 | 5 歼10A 电子扫描，歼10B相控阵。
你嘛比有并啊，害佬子花时间修改你这臭比文章，真是脑子有病
描行波管雷达，苏35，苏30SM全是相控阵雷达，可以说有代差。俄罗斯三十多年前的米
格31就装备相控阵雷达了。几年前的战轰苏34都是相控阵雷达带主动导引中距空空导弹。
35还有分布式光电，可以加装T50那样的L波段反隐身襟翼AESA雷达，苏35的相控阵雷达
靠大功率，低噪声系数的砷化镓接收组件，比苏27,J11的PD雷达作用距离远一倍，追30
打8.
太行/AL31,推力等性能连俄国战轰苏34的99M1（推力13吨多）发动机都不如。苏35的发
动机117S采用了一些新一代技术。和苏27，J10用的AL31F/FN比，80%的零部件是重新研
制的，包括高、低压气机、燃烧室与加力燃烧室，推力大20%，推重比高了20%，寿命提
高一倍。太行的涵道比，高空推力，加速行还不如进口的AL31。而且苏35苏30SM都应用
了推力矢量技术，实现了超机动性。大推力发动机和推力矢量的减阻，苏35在结构补强
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f****n
发帖数: 235 | 6 空中优势战斗机的的前置鸭翼设计就是鸡肋，为了提高机动性而舍弃隐身、超巡等重要指标，前置鸭翼的设计J20是最失败的代表，相比之下T50的前置鸭翼确是最成功的代表，而我们的军工确没有这样的思路，最令人厌烦的是：已经明显是事实情况之下，自以为是的人太多，骄傲狂妄之徒太多，井底之蛙之人太多，这样的情绪蔓延会严重影响我们的决策者。
前置鸭翼，头部阻力增大，怎么超音速飞行？增加多少阻力？浪费多少航油？战机头上的铁帽子如何实现静稳定？歼20脑袋上订了个铁帽子压抑还说是机动？你脑袋上带个铁帽子机动给我看看？
愚蠢的骄傲狂徒和井底之蛙们给你们讲讲课，看完我的帖子，教给你怎么设计战机机长，翼展的比例，气动外形设计。真是废物，这么多年了，就靠仿制吃饭吗？拿个放大版的、双发大J10冒充四代机？你们的脑袋是干什么用的？连飞机长短都不会设计！！废物！
前置鸭翼的问题很多，前置鸭翼和全动垂尾是歼20最失败的设计，还有动力不足，全动垂尾，并没有给歼20提供足够的机动能力。歼20的设计师显然没弄明白垂尾和动力发动机的关系，垂尾和矢量喷气发动机之间的关系。歼20机翼的设计，估计设计师显然对音障不够了解。
前置鸭翼的的问题... 阅读全帖 |
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V****n
发帖数: 651 | 7 TG航空发动机不行远远不止材料不行。体制就不说了，人才也不行，最聪明的学生本身
不会去那几个航校，毕业后也不会去那几个所。
说说设计的问题。发动机推重比决定于材料要轻，推力要大。推力决定于燃烧室出口或
涡轮前温度。航空燃油的理论最高温度在2400K以上，如果出口用这种温度不要谈什么
材料，冷却设计，分分钟内所有部件统统完蛋。材料的寿命对温度（其实不只是温度，
温度的梯度更重要）极端敏感，承受2000K两千个小时和1700K两千个小时，难度完全是
天与地的差别。比如涡轮叶片和燃烧室壁都需要的热障涂层，这种东西学校里材料系发
的文章成千上万，所谓的核心技术最多就是具体YSZ里具体到每个元素的比例，并不需
要什么了不起的高深理论。然而最好的热障涂层也就提高材料的耐温性能一两百度，所
以到头来还是要靠冷却设计。冷却设计不好，就算某个部件平均温度1500K,但是某个局
部来个2000K，那这个部件不管你用多先进的技术很快就完完。那么设计用什么设计？
TG根本没有一款拿得出手的设计软件，不过倒是可以买美国的设计软件。美国的设计软
件都是公开的，TG要买很容易（TG人品低在于有时连软件都要搞盗版的）... 阅读全帖 |
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s*****V
发帖数: 21731 | 8 看到了中国最近在高超音速飞行器领域有集群突破的趋势，TG的冲压组合循环发动机（
TRRE）进展迅速，
https://img.supmil.net/data/attachment/forum/201705/29/
194821ii5d6rsbp5m7x5p9.png
当前阶段，TRRE采用成熟涡轮与火箭冲压复合燃烧室并联、共用进排气系统的方案，能
够在Ma=0~6+,H=0~33km范围内稳定工作，并具备较好的综合性能。它利用火箭技术使发
动机具备了灵活的推力调节能力，实现了涡轮与冲压的平稳接力，缓解了高超声速下的
推阻矛盾;利用涡轮技术提高了发动机在低速模态下的比冲性能;适合亚、超、高超声速
巡航，并在全速域具有较强的机动能力;具有强的工作鲁棒性，通过火箭射流增强燃烧
，大幅拓展稳定工作边界，火箭燃气可以富燃、富氧并直接可作为燃油喷注器，适合低
动压等条件工作，为飞行器总体性能优化和热防护方案优化提供更多可行空间。
TRRE发动机为实现全飞行剖面下综合性能最优开
拓了新思路。
其典型工作过程如下:Ma=0一2发动机工作于涡轮模态，若起飞或跨声速时推力不
足可开启高速通道引... 阅读全帖 |
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d*********o
发帖数: 6388 | 9 http://mil.news.sina.com.cn/world/2017-06-07/doc-ifyfuzny3742154.shtml
印度于当日下午5时成功发射国产最大推力GSLV-MarkⅢ火箭，将其新一代GSAT-19通信
卫星送入太空，印媒纷纷欢庆印度向载人航天飞行前进了一大步。据《印度时报》等媒
体5日报道称，GSLV-MarkⅢ火箭从萨迪什·达万航天中心发射升空，成功将约3.2吨的
GSAT-19通信卫星送入距地面3.6万公里的地球同步轨道。GSLV-MarkⅢ火箭装有28吨推
进剂，总重约640吨，这是印度迄今为止发射的最重型大推力火箭。有分析认为，印度
新火箭的整体运载能力确实取得了一定进步，但同世界航天强国相比，还有相当大的差
距。1997年中国长征-3号乙型火箭的地球同步轨道能力已达5吨，这意味着印度新火箭
运载能力还赶不上中国20年前的老型号，更无法同长征-5号、长征-7号等新型火箭相提
并论。
印度GSLV-MarkⅢ火箭的大直径芯级和助推器令人印象深刻
上述说法虽有一定道理，但是却不够正确，因为它只关注了印度火箭的运载能力，
而没有看到印度这枚GSLV-... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 10 001.jpg
朱日和建军90周年阅兵之后，歼-20飞行员一句“超音速无敌”引发了外界广泛关
注。
天下武功唯快不破，超音速巡航让战机可以快速进入、撤出战场，赋予了战机强大
的战场灵活性。超音速巡航也成了第五代战机的标配，但这其中有一个例外，也就是F-
35。有意思的是，F-35的推力却是现有战机发动机最大的。超音速巡航当然取决于很多
因素，但F-35那么大的推力怎么就不能超音速巡航呢？今天，北国防务（微信ID：
sinorusdef）特约撰稿人Flak就来说说这事。
超音速巡航绝不是发动机推力够大就可以，仅就发动机本身，这个问题首先要知道
发动机的涵道比是“反超音速巡航”的，这就是为什么波音777的发动机推力那么大也
没带你去月球。涡扇发动机的外涵道对超音速推力不仅没有贡献，而且还会增加超音速
阻力，所以你涵道比越大就越到不了超音速，当然你可以开加力。。。。问题是加力燃
烧室是“绝对反超音速巡航”，一开就没你啥事了。
那么，超音速巡航就是缩小涵道比？或者说在发动机直径不变的情况下，放大核心
段？尤其放大涵道比到0，也就是纯涡喷发动机，不就可以超音速巡航？这答案可以说
对也可以说不对，... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 11 中国“利剑”无人攻击机模型
从这次微博发表的模型照片看，“利剑”2.0无人机采用了单发布局，中间机身较厚，
机翼较薄，总体布局类似美国波音X-45C。
其发动机尾喷口采用了隐身设计，不再是“利剑”原型机直接用WS-13发动机，尾喷口
外露的设计。推测其发动机是贵发公司在涡扇-13发动机基础上研制的无加力燃烧室型
号，按照WS-13的参考原型RD-93相关数据，其中间状态推力（军推）约5.2吨，由于取
消加力燃烧室，并可能有其他的一些改进，那么可以推测其推力可能稍有提高，达到5.
4吨左右。
根据美国波音公司公布的X-45C的相关数据，“利剑”2.0的布局和动力选择与之相似，
因此主要数据也可能达到与之接近水平，即作战半径接近1800公里，机内弹舱可携带1-
2吨武器。
“利剑”无人机模型上有601 011字样，这可能表明该机是由航空工业601所设计，也就
是著名的沈阳飞机研究所。 |
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w********2
发帖数: 632 | 12 根据《铝与火的教训》一文，美国曾对F-4和米格17进行代号为“鸡毛掸子”的对抗测
试，结论是：美国军机仍拥有性能上的优势，前提是不应与MiG-17进行低速转弯的格斗
，而必须以较好的高空高速性能，加速脱离MiG-17极短的机炮射程范围，再爬升以诱使
对手消耗能量。当对手没有动能再爬升或转弯时你却还可以转弯，那MIG-17就是你的囊
中物了，这就是F-4对付米格17的垂直战术。而对米格21进行测试时，美国发现米格21
目标很小，在空中极难被发现，且高空高速性能十分优异，可以猎杀所看中的所有目标
，特别是针对经验丰富的米格21飞行员而言。除高空高速性能外，米格21为短场起降而
设计的低速性能也非常优异，可以将速度迅速降到80~90节，此时任何尾追的美国战机
都被迫超越，反而将尾部暴露给米格21。但米格21最大的弱点是三角翼提供的翼载很低
，如果空速高于510节或低于215节，虽然此时有瞬间转弯的大升力，但不好控制，难以
快速机动。同时由于结构问题，米格21在处于此种情况下很难快速提高速度，故MiG-21
在中低高度时不论是能量上或转弯性能上，对付F-4及F-8都讨不到便宜，只有欺负F-
1... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 14 中美航空发动机技术水平相差30年 真实差距超乎想象
2017/11/29
前一段时间，根据英国“飞行网站”报道美国新一代航空发发动机研制相关技目前
已获重大突破，预计将在2020年之后投入使用，装备在F35联合战斗机上。美军下一代
“自适应变循环发动机”推力高达20吨，超越世界上任何国家。相关军事专家指出中美
在航空发动机领域差距至少30年。
美国上世纪80年代的时候装备部队的F110发动机，推重比7-8，与它同类型的中国
WS10发动机直到2010才投入生产，用于装备歼11B战斗机。中国的WS15发动机相当于美
国F119发动机，官方媒体报道它的保节点是2020年，美国装备F22的F119发动机20世纪
90年代就以后投入生产，从研制时间上面看，中美差距确实达到了惊人的三十年的时间
。中美存在差距，我国也在奋起直追，一直未停步，比如WS10发动机的改进版本WS10B
，像WS20这种大涵道比涡扇发动机已经进入飞行试飞阶段。
航空界有句名言，只要发动机好，砖头都能飞起来。飞机之所以能够飞行，毋庸置疑全
靠发动机，我国目前在航空工业上与美国最大的差距也在发动机，涡扇-10发动机只相
当于... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 15 美国SpaceX公司的“重型猎鹰"为何完胜中国长征5 ? 不仅因其装得多......
当地时间2月6日中午12时45分，美国SpaceX公司的“重型猎鹰”运载火箭在万众
瞩目中在肯尼迪航天中心的39A发射场成功发射。这个发射场曾经用于执行“阿波罗”
登月飞船的和航天飞机发射任务，当时这两种航天运载器都是美国和世界上最大的航天
运载器，“重型猎鹰”再次重现了这一辉煌。
“猎鹰”火箭家族。
“重型猎鹰”火箭作为现役最大的火箭，载重大本身是一个巨大的优势和亮点，这
涉及复杂的工程问题，实现起来非常难。但实际上，“重型猎鹰”以及“拼凑”它的“
猎鹰-9”运载火箭的先进之处不仅仅表现在其载重大上。
“重型猎鹰”是目前运载能力系数最大的火箭，其发动机的推质比最大，此外还采
用了一系列提高可靠性的技术。可以说，让它坐上当今最强火箭宝座的，是一个庞大的
新技术、新理念阵列。
现役火箭运载能力系数最高
“重型猎鹰”高清图。
“重型猎鹰”的一个先进之处在于运载能力系数非常大。运载能力系数是指其最大
有效载荷与起飞重量的比值。这个数值越大，意味着火箭能以更小的重量，扛起更大的
载荷，说... 阅读全帖 |
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p*****y
发帖数: 1049 | 16 既然在军事版，就说点军事术语。
日本在1920年代就努力于氧气鱼雷的研究，但是研究结果与其他国家无异：汽轮机燃烧
室一旦注入纯氧，就会爆炸。毫无例外。
直到后来，日本一个东京大学化学系教授终于有了发现：如果先给燃烧室注入空气，然
后慢慢提高氧气浓度到100%，只要浓度提高的缓慢，就不会爆炸。这是氧气鱼雷的核心
技术，也是二战中日本长矛鱼雷得以领先的根本原理。
中国社会也跟氧气鱼雷一样，迟早要在民主自由的氧气下生活。这个过程是不可逆转的
，这是世界趋势，用孙文的说法就是“世界潮流，浩浩荡荡”。
只要习近平们不能够让人的头脑退化，不能够把灵长目动物返回到爬行动物，这个社会
进化趋势，就是不可逆转。
到现在，我还没看到习近平们有这种把人变成猴子，把猴子变成蜥蜴的本事。他能封网
但是他能让人愚昧吗？他能不让公鸡打鸣，但是他能不让天亮吗？
习近平们如果能够有历史责任感，慢慢地向社会注入氧气，提高社会的民主自由度，形
成一个成熟的民主社会。那么将来等到民主变革的那一天，人民就会有足够的民主训练
，能够平稳地接受民主时代的到来。
台湾之所以能够实现和平转型，一个非常重要的原因就是，台湾始终在施行一个... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 17 嗯，燃烧室与冷却系统约80秒达到热平衡。
美国不知道用了几秒燃烧室与冷却系统约达到热平衡
还有 中国科研大多如此这句话怎么从这里面得到的？ |
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发帖数: 1 | 18 这是本版另一个专业人士提供的答案，我对比了一下JPL同学写的几段话，含义雷同。
弃婴这又开始班门弄斧了，他真以为这世上没有专业人士呢
发信人: mjmjmjmjmjmj (mjmjmjmjmjmj), 信区: Military
标 题: Re: 弃婴说过的很多话基本上可以集结成语录出版例如这段
发信站: BBS 未名空间站 (Fri Jul 6 03:37:11 2018, 美东)
因为飞机发动机根本就不怕水
燃烧室里是油气混合物，水无法附着在表面起到隔绝空气作用，再说进到燃烧室内的水
也早就气化了，一起喷出去了
涡扇发动机里的水会从外函道出去，没有外函道的涡喷发动机，水就直接从燃烧室气化
喷出去了，会增加喷出去的气体体积，但是会减少氧气含量导致油燃烧不完全 |
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m**********j
发帖数: 610 | 19
因为飞机发动机根本就不怕水
燃烧室里是油气混合物，水无法附着在表面起到隔绝空气作用，再说进到燃烧室内的水
也早就气化了，一起喷出去了
涡扇发动机里的水会从外函道出去，没有外函道的涡喷发动机，水就直接从燃烧室气化
喷出去了，会增加喷出去的气体体积，但是会减少氧气含量导致油燃烧不完全 |
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m**********j
发帖数: 610 | 20 Partially correct, 水确实进不去燃烧室，离心力作用下水会被甩到边缘，也就是从
外函道出去，但这不是为了防水的设计
: =====
: 这是弃婴的答案：
: 发信人: mifepristone (弃婴), 信区: Military
: 标 题: Re: 请版上众位将军推荐一款无绳强力吸尘器
: 发信站: BBS 未名空间站 (Fri Jul 6 00:54:40 2018, 美东)
: 丫屁都不懂，什么雨水变成高温水蒸气
: 雨水根本进不了燃烧室，雨水在一级风扇冷端就被甩到发动机外壁排水口排出了
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发帖数: 1 | 21 俄总理：可动用一切手段反击美国
点击： 作者：俄新社 来源： 晓伟看世界公众号 发布时间:2018-08-14 10:56:
34
俄罗斯总理梅德韦杰夫10日表示,美国进一步加强对俄制裁可能被视作宣布发起
经济战,俄可能动用一切手段进行反击。俄罗斯总统新闻秘书佩斯科夫同日称,总统普京
已与俄联邦安全会议常务成员就美国可能对俄罗斯实施的新制裁进行讨论。俄议员和专
家认为,俄罗斯应对美国的蛮横行为采取非对称的回击措施,打击美国的痛处。
俄新社10日称,梅德韦杰夫当天对俄远东地区进行视察时表示,如果美国实行禁止银行活
动或禁止使用某种货币一类的制裁,那就是宣布发起经济战。俄方将对这一战争作出回
应,包括采用经济手段、政治手段,在必要情况下还可使用其他手段。俄新社10日称,梅
德韦杰夫当天对俄远东地区进行视察时表示,如果美国实行禁止银行活动或禁止使用某
种货币一类的制裁,那就是宣布发起经济战。俄方将对这一战争作出回应,包括采用经济
手段、政治手段,在必要情况下还可使用其他手段。
俄太平洋国立大学教授亚卢林称,美国宣布制裁是对俄罗斯的不宣而战。他认为,美国在
贸易领域不仅... 阅读全帖 |
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r******t
发帖数: 8967 | 22 因为前端是从波音民航发动机抄的。民航发动机就是f100的前端改的。燃烧室没得抄，
只能抄AL31
[在 whoami2012 (nosce te ipsum or temet nosce) 的大作中提到：]
:主要是做不成f100的燃烧室，被迫自主。
:要谈 |
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p*********e
发帖数: 32207 | 23 前面的都看懂了,谢分享,最后一个加力的有点儿问题
加力燃烧室具体喷油跟燃烧的位置在哪儿呢?我觉得你如果开加力的话
膨胀燃气向后吹,那作用在发动机的部分应该向前吧?
难道是因为喷管最后有一个收缩,所以那里会受到向后的力
然后上面两个力共同作用把加力燃烧室这部分拉长?还是其他的解释?
谢! |
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h****l
发帖数: 7290 | 24 加力燃烧室在尾喷管内，你可以理解成一个容器，前面有进口，后面有出口。
在里面燃烧膨胀的话，力是向四面八方的，进口的面积小于出口的面积，因此
总的作用力是向前的。
出口确实有一个收缩，这样才能让加力燃烧室的压力远远大于出口的大气压力。
早期的发动机是收缩喷口的，现在的发动机是收缩-扩张喷口的，但无论哪种，
出口有收缩部分，就有一部分力向后，所以筒子会被拉长。 |
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j******w
发帖数: 4429 | 25 http://military.china.com/zh_cn/important/64/20110107/16330747.
最近一段时间，关于国产新型战斗机的话题相当热门，这一话题引发了网友的广泛兴
趣，也引发了国外媒体的高度关注。国外媒体把这种战斗机称为歼-20，并且认为其性
能可以跟美国的F-22相媲美。
四代机的照片和说法是否属实？
近日，我接到若干电话，基本上都是《世界军事》杂志的铁杆读者和一些“骨灰级
”的军事爱好者打来的，他们纷纷向我提出有关国产四代机的问题。实际上，他们希望
在我这里得到一个求证，网上流传的这些四代机的照片和说法，究竟是否属实？国产四
代机究竟能够达到什么样的水平？什么时候能够真正地装备部队？但是很遗憾，现在网
络上流传的关于国产四代机的这些说法，我没法给他们加以证实，因此也没法给他们一
个满意的答复。
但与此同时，我告诉他们，随着我们国家的发展，类似四代机这样让大家很兴奋、
很振奋的东西将来还会不断地出现，而且随着时间的推移，出现的数量、密度也都会越
来越大。
同样也是在这个时间，我有幸见到了北京航空航天大学的高歌教授。高歌教... 阅读全帖 |
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t******t
发帖数: 15246 | 26 引 言
吸气式发动机的效率在部分程度上受到内部与环境的最大压比制约，理论上压比高的发
动机效率更高。常规发动机通过压气机把空气压缩，再把压缩空气导入燃烧室燃烧，冲
压发动机和脉冲喷气发动机则不同，它们没有专门的压气部件，冲压发动机通过速度压
缩空气，但只有在进口速度超过M a = 2时才能将速度转换成压力，并具有较高的效率
。脉冲喷气发动机在低压室间隙燃烧，因此效率较低。对推进装置来说，爆震燃烧过程
的高燃气压力( > 1. 01×106Pa～1. 01×107Pa)和温度( > 2 000℃)以及快速燃烧都
很有吸引力。因此，过去数十年来，基于爆震燃烧的脉冲爆震发动机( PDE)已引起人们
的广泛注意。
基本概念和工作原理
脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）是一种利用脉冲式、周期性爆
震波所产生的高温、高压燃气来产生推理的全新概念发动机。与一般喷气发动机（等压
稳态燃烧）中的爆燃波不同，脉冲爆震发动机（等容非稳态燃烧）中的爆震波（由激波
后紧跟一道燃烧波组成）是以高超音速传播的，因此它能够产生高的燃气压力（13—55
大气压）、燃气温度（大... 阅读全帖 |
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h****l
发帖数: 7290 | 27 超巡的概念就是不开加力，在比较省油的条件下超音速飞行，早期的飞机能超音速的多
着呢，不过那不能叫超巡，因为开加力太费油，不能算巡航。黑鸟的发动机比较特殊，
巡航状态是涡轮喷气，超音速状态是冲压，关闭主燃烧室，全靠加力燃烧室供给能量，
贼费油，维持不了多久的。
另外，发动机再怎么差推重比也大于一的说法恐怕不合适吧，现在推重比大于1的飞机
还真没几个。如果装满燃油和弹药就更没戏了。 |
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v**e
发帖数: 8422 | 28 十几天没上，才发现被一个叫傻b什么的人（我没骂人，他名字真是这样）指出了一堆
错误。不得不承认，他所指出的大部分错误确实是我的疏漏。本人已经有17年的“军龄
”了，也早已过了与人争强斗胜的年龄。现在关注的重点早已不在是武器数据性能，而
是地缘政治和经济方面，因此在很多装备数据细节上难免会有疏漏。我几乎不上论坛，
直到重四出现，为了看图片方便，才经常上论坛溜达一圈，顺便随意码一些字，发表点
看法。虽然说出现错误是无心之故，但没有认真对待确实是一个很严重的问题。本人的
专业论文前天修改完成，正好稍有空闲，于是写一篇接近学术论文结构的较为严谨的四
代机分析文章，供大家参考。
首先更正几个我上一篇帖子的错误。AL31是4级风扇9级压气机1级高压涡轮1级低压
涡轮。F100是3级风扇10级压气机2级高压涡轮2级低压涡轮（http://www.fyjs.cn/bbs/htm_data/27/1104/329393.html）。F110是3级风扇9级压气机1级高压涡轮2级低压涡轮（http://baike.baidu.com/view/3160428.html），太行与之相同。但是这些只是我... 阅读全帖 |
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p****t
发帖数: 11416 | 29 光说压力的话，应该是压气机末级最大吧
后端喷气是高温气体的热能转化为动能，不是高压势能转化为动能
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得br />
时打开活门，喷气时关掉活门，气就只能往后喷了。 |
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s****r
发帖数: 31686 | 30 好像不是一直通着的吧？
中间都有压气机么
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得br />
时打开活门，喷气时关掉活门，气就只能往后喷了。 |
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m******t
发帖数: 550 | 31 我也有同样的疑惑很久了，感觉不是那么简单能说清的...
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得发动机前端压力大，后端压力小。怎么反而燃气的压力还会
斗不过自己搞出来的压力差？
，气就只能往后喷了。 |
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O*******d
发帖数: 20343 | 32 你要首先明白热机工作的定律。循环热机永远都需要一个动力输入。 这个动力
是来自热机本身。所以热机效率永远小于1。涡轮发动机的进气口的压缩涡轮就
是消耗能量的，出气口的涡轮产生能量， 但产的能比消耗的能要多，所以有净输出。
给你打个极端比喻。 把一个圆筒一端开口，里边保持高压气体，气体从开口喷出，
产生推力。但这个模型只能瞬间工作，高压气体放完了，就不能工作了。如何保持
高压气体的压力和来源呢，就要在圆筒的另一端开一个口，安一个空气压缩机，
把冷空气压缩进来。注意，关键是冷空气。 冷空气的体积比热空气的体积小很多，
压缩需要的能量也相应减少很多。 怎样驱动这个压缩机呢？答案是把压缩进来的
空气高温加热。空气加热后急剧膨胀，要高速从后口喷出。在喷口上加一个涡轮，
产生能量驱动压缩机。 注意这里的另一个关键是热空气。热空气可以保持圆筒里
的高压，热空气膨胀可以做大量机械功，比压缩冷空气需要的能量要多得多。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西... 阅读全帖 |
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w***t
发帖数: 428 | 33 斜面原理吧。。后端叶片的桨距(blade pitch)大于前段，所以小压力可以靠大流量弥
补，推动前端叶片吸气。
好像也有两边都出气的情况，导致喘振什么的。。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得发动机前端压力大，后端压力小。怎么反而燃气的压力还会
斗不过自己搞出来的压力... 阅读全帖 |
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r*****8
发帖数: 2560 | 34 你想得太多了，实际上很简单，后面阻力小就往后喷。然后，由于是连轴的，一旦开始
往后喷，风扇气压机提供空气压力，就没法往前喷了，继续往后喷。
从能量的角度来说，燃烧的能量提供风扇和气压机的动力。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得发动机前端压力大，后端压力小。怎么反而燃气... 阅读全帖 |
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r*****8
发帖数: 2560 | 35 换一种说法，1）假设开始的时候，轴没有转动，开始燃烧气体膨胀，前面的阻力大于
后面的阻力，70%往后，30%往前。2）往后的推动轴转动，由于是连轴的，使前面的叶
片也同时转动。3）由于叶片的方向所致，前面的阻力加大，后面的阻力减小。4）很快
就变成100%往后喷了。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温... 阅读全帖 |
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w*******m
发帖数: 40 | 36 俺不是发动机专业的，俺觉得，前面几位的回答有道理，但也没解释楼主的问题。
这个问题俺也思考了一段，觉得找到了答案，专家给评一下，
前面压强比后面要高，保证了气体从前面往后面走，但是，前面的涵道截面积比后面小
，这样作用在前面的桨叶上的压力和小于后面的，于是乎保证轴向一个方向旋转，然后
就保证虽然压强反转但仍能工作。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往... 阅读全帖 |
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f****i
发帖数: 20252 | 37 跟打嗝从上面出气，放屁从下面出气一个道理
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得发动机前端压力大，后端压力小。怎么反而燃气的压力还会
斗不过自己搞出来的压力差？
，气就只能往后喷了。 |
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r*******s
发帖数: 308 | 38 当然因为前面压力大,后面压力小了.其中的原理和放屁差不多,这个我专业.
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般的解释是，前面有压气机产生的高压空气，堵住了往前喷的通道，而
后面的涡轮机虽然对燃气也有一定阻力，但比前面的压气机的阻力小很多，所以燃气往
后面喷。这里让我不解的是，明明压气机的动力来至: 于涡轮机，就算动力传输没有丝
毫损失，怎么还能搞的压气机的压力比涡轮机的阻力高很多呢？怎么听着就像左脚点右
脚，人就能再飞升几尺高一样荒谬?
为什么不从前头出来？ 一般解释是开始工作的时候速度很快了，前面空气压力大，后
面空气压力小，所以往后喷。但是问题是，能维持这个高速的唯一动力就是高温高压燃
气，是这个燃气的动力使得发动机前端压力大，后端压力小。怎么反而燃气的压力还会
斗不过自己搞出来的压力差？
，气就只能往后喷了。 |
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q******3
发帖数: 166 | 39 问题问的好，设计不完善的涡扇喷气发动机有时确实会出现你所说的样子。
一般情况下，发动机通过适航认证完善后，就不会发生了。油被雾化后点燃，热胀，然
后过nozzle向后喷出，前面一般有2级的compressor（低压，高压），而且气体进入燃
烧室后也是有一定的速度的，如果计算得当并配合适当的形状，不会出现你说的情况。
此外，由于温度极高，喷出的空气的马赫数也不高，但实际速度已经很高了，跟前面的
冷空气马赫数相似，但是由于温度低，因此速度也低。具体计算过程很麻烦，有时候我
也不信，但是结果就是这样的。
这个不是难点，难点在一般点燃后的温度极高，很少有材料能够长时间抵挡住如此高温
而不发生形变及化学反应，因此需要在发动机壁与被加热的空气中间加一条冷空气隔离
带，在冷空气还没来得及被加热到很高的温度的事后要迅速将空气喷发出去。这个度很
难掌握。
共轴，靠涡轮旋转来带动前段的压气机工作。而涡轮的动力来自于燃烧室的高温燃气的
冲击。我想不明白的是，燃烧室两头都是通的，前通压气机，后通涡轮机，也没有什么
进气口，出气口的活门之类的东西，就是一直通着。为什么气体燃烧后，只往后喷，不
往前喷呢？ 一般... 阅读全帖 |
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c***r
发帖数: 4631 | 40 【兔子航空史上最辉煌的时刻】
1970年夏，马凤山轻轻地走了，正如他轻轻地来，他轻轻的招手，作别灞桥边的金柳，
扛着一肩的霞光，去东方寻找飞翔的梦想，满载着西飞授予的荣誉，却没有在长虹下放
歌，离别是沉默的笙箫，沉默是今日的灞桥，悄悄的他走了，正如他悄悄的来；他挥一
挥衣袖，不带走一片云彩。（是不是有点徐志摩的味道？）
马凤山41岁来到上海，自1970年7月起，在运10飞机研制的整个过程中，马凤山自始至
终作为技术业务总负责人，全面组织领导研制工作，完成了运10飞机的方案论证、设计
发图、设计试验、研制生产和飞行试验。他先后担任大型喷气客机方案组组长、上海市
640研究所总设计师、所长等职。
与马凤山搭帮的项目负责人熊焰；飞机副总设计师程不时，这就是运10设计组的三驾马
车。在这里先介绍一下熊焰，（写到运10下马的时候再侃程不时。）熊焰是三八干部，
打过日本人，45年进军东北是兔子最早航校的创始人之一，当年用牛拉过教练机，用脸
盆给飞机加过油，（大家以为偶描写：用牛拉歼12的情节是虚构的，牛拉飞机的事情，
是有史可查的。类似这样土渣渣的事情兔子没有少干。）1951年32岁的熊焰成为11... 阅读全帖 |
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c****3
发帖数: 6038 | 41 我一直觉得物理学家最大的caveat在于知识面不够宽
知识面大小直接正比于你专业知识的发挥效果
QED君你物理直觉不错 分析也算是靠谱
可是在这个问题上却没抓住关键 对热力学牵强附会了
这是因为你的知识面没有覆盖到关键信息
今天我这个虽学物理
可是连PhD都没资格做的GPA 2.6三脚猫物理爱好者小留就斗胆献丑
给机智的QED君科普一下
希望QED君以后做人要么谦虚一些 要么不断学习扩大自己的知识面
特别是工程常识 以后说话前多想想
不要给我们搞物理的丢人
特别是别在聪明的萌妹子面前丢人 萌妹子要是发现了
不会说什么 可是我们物理学家的形象就全毁了
QED君你知识面比今天大得越多 以后就可以越狂
以致最后可能达到费曼的程度 想搞多少妹子都可以
QED君的知识面可不能跟菌斑众将比
从本帖看菌斑众将在这个问题上没有一个比QED君更靠谱的
回到楼主的问题"为什么有些大运输机是螺旋桨驱动的"
要回答这个问题 得知道一个关键事实
现代大型飞机 没一个不是我们俗称的喷气机 全部用的是gas turbine
也就是涡轮机
最后的大型活塞机 到B-29 DC-3就绝嗣了
现代活塞螺旋桨飞机 全部是小型... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 42 一般常见的误解是美国是以绝对优势的物量压垮了日本，但事实真是如此简单而已吗？
实际上美国在二次大战期间，人口与日本也差不了多少（1.3亿比1.1亿，含美国海外属
地、日本战前拥有的殖民地），而以武装起来的兵员数比 较，1945年时的日本有650万
兵力（以最大限度的宽松标准，姑且先不论武装如何），美国则为1100万兵力───这
怎么看都跟双方人口实在不成比例 吧。而光是人力资源如此，更不用说其他差距以数
十倍计的飞机、坦克、军舰、钢铁等装备与资源的生产量。
那结果造成了这么大的差距，除了最基本的资源与物量差以外，还有什么其他的影响变
因呢？我想很重要的一点就在于，美日两国对于战争的认识与准备完全不在一个层次上。
美国与日本既然人口差不多，而且美国保有的常备军远比日本更少，所以扩军灌水的比
例也就更高；美国参战时面临人力资源、特别是壮年男性劳动者的枯竭，自然是与日本
同样是焦头烂额的严重课题。
由于欧陆局势紧张，而罗斯福也在积极准备参战，因此在1940年九月，美国便已经在国
会通过征兵法，将18~65岁的健全男子都列入征召范围内，在开战前确立了动员参战的
基础体制。而尽管不能跟开战后的总... 阅读全帖 |
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e***p
发帖数: 142 | 43 美国国防先进研究规划局（简称DARPA）与波音签订协议，研发XS-1高超音速飞机。XS
为Experimental Spaceplane的缩写，意为实验性空天飞机，用于验证低成本卫星发射
系统。
随着卫星的军民用价值迅速提高，更多的卫星等待发射，失效的卫星必须迅速补射。传
统发射方式的成本太高，准备时间太长，已经不适合需要了。XS-1要求把每次发射的费
用降低到500万美元以下，比现在的典型发射成本降低90%，并把再次发射的准备时间缩
短到几小时，而不是现在的几个月。
在上世纪60-70年代空间竞赛时代，美国在空间技术方面连创辉煌，最后以“阿波罗”
登月计划为顶点。进入80年代，美国空间技术再创辉煌，航天飞机的成就至今无人超过
。但进入21世纪后，只有伊隆·马斯克的“猎鹰”和杰夫·比佐斯的“蓝色源泉”等民
间可重复使用火箭项目在折腾，美国政府主导的空间技术研发进入了沉寂，甚至出现发
射军用卫星必需的重型运载火箭依靠俄罗斯RD180发动机的尴尬。在高超音速方面，除
了雷声大、雨点小的X-47和X-51计划外，也是静悄悄的。XS-1计划使得人们会心一笑，
美国又回来了。
美国波音公司开始开... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 44 美国第六代战斗机的绝对核心 自适应通用发动机已经点火测试
航空发动机被称为是飞机的心脏，发展第六代战斗机，必须同步发展相应的发动机。美
国空军早在2006年就开始了第六代发动机的论证工作。根据美国空军研究实验室的研制
计划，第六代发动机共分两个阶段进行技术研发。
自适应通用发动机技术
第一阶段开发“自适应通用发动机技术”（ADVENT）项目。由罗尔斯·罗伊斯公司和通
用电气公司承担，共耗资5.24亿美元，目的是演示第六代战斗机的动力装置技术。第二
阶段是“自适应发动机技术开发”(AETD）项目。由通用电气公司和普惠公司承担，重
点是为超声速战斗机提供动力。
ADVENT的关键是自适应风扇通过一个在正常核心空气流和外涵道空气流之外的第3股空
气流，提供一个可变的涵道比，能够在起飞时为增加推力而关闭，在巡航时为减少燃油
消耗和阻力而打开。
自适应发动机核心技术之一第三涵道
作为自适应发动机核心技术之一的第三涵道当然不是在常规涡扇外面再包络一层涵道那
么简单。第三涵道的第一个关键技术在于可调流量，而可调流量的工程实现又有两个次
级问题：1、流量调节，2、空气压缩。第三涵道是在常规涡扇外涵道之... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 45 印度的大推力GSLV-MarkⅢ火箭可谓跟上了美欧的潮流
印度于当日下午5时成功发射国产最大推力GSLV-MarkⅢ火箭，将其新一代GSAT-19
通信卫星送入太空，印媒纷纷欢庆印度向载人航天飞行前进了一大步。据《印度时报》
等媒体5日报道称，GSLV-MarkⅢ火箭从萨迪什·达万航天中心发射升空，成功将约3.2
吨的GSAT-19通信卫星送入距地面3.6万公里的地球同步轨道。GSLV-MarkⅢ火箭装有28
吨推进剂，总重约640吨，这是印度迄今为止发射的最重型大推力火箭。有分析认为，
印度新火箭的整体运载能力确实取得了一定进步，但同世界航天强国相比，还有相当大
的差距。1997年中国长征-3号乙型火箭的地球同步轨道能力已达5吨，这意味着印度新
火箭运载能力还赶不上中国20年前的老型号，更无法同长征-5号、长征-7号等新型火箭
相提并论。其实，这只看到了印度火箭的缺点，而没有看到印度火箭的巨大优点，上述
说法存在很大偏颇。
印度GSLV-MarkⅢ火箭的大直径芯级和助推器令人印象深刻
上述说法虽有一定道理，但是却不够正确，因为它只关注了印度火箭的运载能力，
而没有看到印度这枚GSLV... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 46 本•里奇走进指挥舱，看到军士们仍旧盯着一片空白的雷达屏幕，不知道“
海弗兰”已经飞抵上空了。等了一会儿，一个光点突然出现在屏幕上，并迅速的从西向
东移动，就和“海弗兰”的航线一致。“抓到了！”雷达操作员高声向负责指挥的上尉
汇报。里奇听后吓了一跳。“似乎是 1 架 T-38，长官！”雷达操作员再次报告。他只
发现伴飞的 T-38，而没有意识到应该有两架飞机才对，更没有人注意到“海弗兰”已
经通过他们头顶了。如果刚刚通过的“海弗兰”上配有激光制导炸弹的话，这些军人连
谁攻击了他们都不可能知道。
本•里奇
之后，美国空军在新的合同条款中，对预生产型飞机的技战术性能、外形尺寸等均
有十分严格的规定；还要求洛克希德公司必须以 3.5 亿美元的固定价格交付 5 架 YF-
117A 飞机，首架飞机还必须在签约后一年半内就进行试飞。
洛克希德公司赢得这次竞争之后，实验隐形技术验证机计划也由原来的“哈维”改
称“海弗兰”，并由空军系统司令部接管，保密等级则从前期的秘密提升到最高机密。
臭鼬工程队尽管在竞标中获胜，但真正的困难才刚刚开始。首先在技术方面，“无
望钻石”毕竟是不需... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 47 美国东部时间6月12日1时51分，发射任务NROL-37正式启动。隶属于联合发射联盟
的德尔塔4H重型火箭，于卡纳维拉尔角空军基地37B工位发射。发射任务进行的一帆风
顺，火箭携带的的先进猎户座同步轨道电子侦查卫星于当天早晨7时30分顺利进入了预
订轨道。
目前世界上最先进，也是最可靠的重型火箭——ULA的德尔塔4型。图为2016年6月
12日，该火箭执行NROL-37任务，发射先进猎户座同步轨道电子侦察卫星时，起飞瞬间
的留影
笔者并不清楚埃隆·马斯克关注该任务之时有何表态。但几乎可以肯定的是，其中
必然掺杂着各种羡慕与嫉妒。美国军方发射任务——这是马斯克与他的SpaceX所追求的
最终目标——暂时可望但不可及，却是最终代表着滚滚利润的终极目标。然而现在于
SpaceX的餐盘内，起码还是有一点安慰的。就在2016年4月27日，美国军方授予SpaceX
一份价值8270万美元的发射合同，要求其在2018年将第二枚GPS Block IIIA导航卫星送
入轨道。
军队从来都是美国太空发射承包商们的最爱。与这份合同相比，马斯克此前能吃到
的所有单子廉价到仿佛是用来打发叫花子。然而，该发射合... 阅读全帖 |
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发帖数: 1 | 48 RB199是为欧洲战斗机“狂风”研制的加力式三转子涡扇发动机。
设计和制造RB199的项目公司名叫涡轮联合(Turbo Union)，成立于1969年，由英国罗·
罗、德国 MTU及意大利 Fait Avio合作创立。
首台 RB199于1971年9月地面试车,1973年飞行试验，1979年批量生产，1980年投入使用。
在研制中共生产了67台试验用发动机，试验时数达3万小时。
RB199共有MK101/3/4/4D/105等型号，规格（RB199-104）：长3.6米；直径0.72米；干
重976公斤；推力40千牛（加力推力73千牛）。
RB199由3级风扇、3级中压压气机、6级高压气机、环形蒸发式燃烧室、单级高、中压涡
轮、2级低压涡轮、加力燃烧室及可调收扩喷管等组成。
RB199是全单元体结构设计,也是第一种完全按视情维修设计的战斗机发动机,允许在外
场维修和更换单元体。
发动机上还装有反推力装置,以减小飞机着陆时的滑行距离,这在战斗机用发动机中是独
一无二的。
设计要求“狂风”在着陆时的滑跑距离不能超过无外挂起飞的距离，因此“狂风”采用
了当时在民用飞机上广泛使用的蚌壳式反推装... 阅读全帖 |
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B*V
发帖数: 3365 | 49 运-20“心脏病”或终结 涡扇-20性能远超俄国货
小大打印 2014-01-15 13:28:30 校长不要啊 中华网论坛 参与评论(9)条
近日，网上出现了我国伊尔-76航空发动机高空试验飞机的照片，网友发现它的一
个发动机与其他三部发动机不同，更加短粗，笔者认为这个发动机可能就是传说中的涡
扇-20大涵道比涡扇发动机。
发动机短粗实际上涉及到一个指标那就是涵道比，因为涵道比越大，相应的风扇直
径越大，则发动机的直径也相应的变大，因此外观上就显得比较短粗。
那么涡扇-20为什么要加大涵道比，从图中可能看出，涡扇-20的直径明显要大于伊
尔-76的D-30KP-2发动机，因此可以确定它的涵道比要大于后者，人们为了改善航空发
动机的推进效率，将涡轮发动机的空气分为两路同，也就是所谓的外涵道与内涵道，涵
道比就是两路空气流量的比值。内涵道的空气将流入燃烧室与燃料混合，燃烧做功，外
涵道的空气不进入燃烧室，而是与内涵道流出的燃气相混合后排出。外涵道的空气只通
过风扇，流速较慢，且是低温，内涵道排出的是高温燃气，两种气体混合后降低了流速
与温度，能够降低噪声，增加推力。
因此我们就可以知道，... 阅读全帖 |
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h*******r
发帖数: 847 | 50 最纯粹的技术帖：汽车术语 中英文对照
汽车之家 日期：9/7/2005 点击：1664
http://club.autohome.com.cn/050922/27357.html
原帖：汽车术语- 中英文对照
引擎系统(Automotive Engine System)
燃烧室(Combustion Chamber)
活塞到达上死点后其顶部与汽缸盖之间的空间，燃料即在此室燃烧。
压缩比(Compression Ratio)
活塞在下死点的汽缸之总容积除以活塞在上死点的总容积(燃烧室容积)，所得的值就称为
压缩比。
连杆(Connecting Rod)
引擎中连接曲轴与活塞的连接杆。
冷却系统(Cooling System)
可藉冷却剂的循环，将多余的热量移出引擎，以防止过热的系统。在水冷式的引擎中，包
括水套、水泵、水箱及节温器。
曲轴箱(Crankcase)
引擎下部，为曲轴运转的地方，包括汽缸体的下部和油底壳。
曲轴(Crankshaft)
引擎的主要旋转机件，装上连杆后，可承接连杆的上下(往复)运动变成循环(旋转)运动。
曲轴齿轮(Cr |
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