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1)  PW 11
PW_(11)
2)  PW 12
PW_(12)
3)  solid heteropolyacid PW12/USY-1
固载杂多酸PW_(12)/USY-1
4)  11#oil
11#油
5)  HZSM 11
HZSM-11
6)  11 # oil
11~#油
补充资料:F-119-pw-100

f-119-pw-100的性能是美国空军高度保守的秘密。在jane's及prattwhitney公司的

公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外,其它一律不得而知。

不过对于美国这样的国家来说,高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言。

大家记得在七八十年代f-100的性能是公开大吹特吹的。f-16上的an/apg-66,f-15上的

an/apg-63,f-14上的an/awg-9,f-18上的an/apg-65的探测,跟踪距离是见诸各杂志

的。那时美国以为它保险地拥有对苏联20年的技术差距,所以发动机,雷达上的性能介绍

都毫无保留。

但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如d-30,d-90,al-31,雷达如n001,zhuk

系列使美国意识到美俄技术差距根本没那么大。很多地方如al-31的涡轮进口温度,耗油率

指标,n001探测距离等比美国同类产品要高,就逐渐地也学会了保密。各位谁见过公开的

an/apg-68,-70,-71,-73,-77的性能数据?

首先涵道比。根据文献(1),f-119-pw-100的涵道比是0.2。与jane's报导的0.48大

不相同。我们认为0.2比较可信。这和超音速巡航对发动机的要求一致。

超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗

较高,但加力油耗较低,这一点可以清楚的从pw-1120与pw-1129的比较中看出。

这也与f-22所要求的非加力超音速巡航一致,因为如果涵道比大,在相同的总推力下

非加力推力就得减小。而这与非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比应该小于f-100-pw-

129a的0.36。而0.2我想是个非常适合的数字。这个数字也与公布的f-119的剖视图接

近。

2。非加力推力。

我估计在115到125千牛之间。道理比较简单。涵道比为0.36的f-100-pw-129a来说

其最大干推力尚能达到98千牛,涵道比为0.2的f-119的最大干推力就应该为110千牛,

因为两者的最大加力推力一样,同为156千牛。这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵

道的。另外文献(1)提到f-119的核心机流量是f-100-pw-100的两倍左右。这样的话最大干

推力就应为120千牛左右。还有,f-22不开加力,而仅仅使用最大干推力就能飞m1.6,这

一点也说明其推力应至少到115千牛量级。

3。油耗。

作为小涵道比发动机,最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机

高,而加力油耗较低。对比与f-119技术最接近的f-100-pw-129,参考pw-1120的加力油

耗,并考虑到f-119涡轮进口温度会适当提高,我们估计非加力油耗0.75-0.8kg/小时kg

力,而加力油耗1.8kg/小时kg力。这个数字0.75-0.8kg/小时kg比al-31的0.67高出

15%,部分解释了为何f-22机内载油多su-2720%,作战半径却少100公里。

4。涡轮前温。

由于f-119较f-100-pw-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却,估计应为1700-

1750k。

5。最大流量。

以核心机流量两倍于f-100-pw-100的核心机为基准,参考两者涵道比,最大流量为

145kg/秒,这与156千牛的最大加力推力匹配很好,同时加深了我们对前面几组数据推测的

信心。

6。重量。

这是一个答案出乎人意料的问题。表面上看,f-119采用了级数很少的压气机,涡轮,

采用了合金c钛压气机静子,喷管,并且风扇,压气机采用了整体式的叶片-盘结构,减轻

了重量,所以重量应该不大。但是该机有一个我认为败笔的喷管设计,既不能两维运动,也

大大增加重量,还导致推力损失。f-100-pw-129a的重量是1860公斤,f-119核心机在其基

础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%,但加大的约25%的流量会加重25%,整体盘-叶

设计减重5%,合计核心机减重约20%,也就是说若非因为喷管,整机应该减重约13%,使f-

119推重比从f-100-pw-129a的8.56提高到9.8或10,正好是欧洲采用同等技术的ej-200

的推重比。但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200kg,使f-119的重量

恢复到约1800-1860kg,推重比降为8.6-8.7。

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