太行发动机的性能怎么样！

性能指标能透露下吗！

技术指标

　　1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。

　　2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR 必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B 1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。

　　3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如 1600~1700K的极限下，战斗机的 BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。

　　由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：

　　推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

　　第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

　　第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

　　第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

　　第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

主要性能　　

涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的 WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比， AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25

　　（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。 燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的 Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。

　　单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像 F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。

　　涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

　　涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。

　　网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU―27上试验，该机已于2000年定型。涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU―27上试验，在与AL― 31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计2004年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

反正没有俄罗斯的老发动机AL31F好，推力不够。

总体性能指标超过俄罗斯AL31.比他略高。因制造工艺不合格，已经从沈阳黎明发动机厂，转往西安红旗发动机厂制造了。

大体接近俄制AL31F，可靠性还不足

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