主题：说说飞机的心脏-发动机
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我对航空发动机一窍不通。今天科普了一下
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原文由 香——蕉 发表这个外涵道产生的推理大还是内涵道产生的推力大？
取决于设计。涡轮轴和浆扇，以及船用※※和普通民用燃气涡轮，所谓“内涵”基本不产生推力。能量都通过涡轮转移出去了。航空涡扇发动机，又取决于涵道比。大涵道比民用涡扇发动机，外涵推力很大。可以是内涵的好几倍。而军用小涵道比涡扇发动机，外涵推力很小。
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原文由 grandy 发表
一直搞不清涡轮发动机原理。燃烧室燃油燃烧膨胀做功，为什么燃烧室的气体不向前（进气口）喷？
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248 帖
一直搞不清涡轮发动机原理。燃烧室燃油燃烧膨胀做功，为什么燃烧室的气体不向前（进气口）喷？
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原文由 panda73 发表
楼下的不就是活塞发动机的嘛！
这个小飞机装的是涡轮轴发动机.喷气发动机的原理,但输出的是轴马力,以驱动空气螺旋桨
下面这个才是飞机用的星形气缸空冷活塞式航空发动机.2次大战美国的R2800.著名的P47.F4U,F6F等飞机都用的它
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最先进的F119发动机－－F22的心脏
牌 号 F119
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 研制中
装机对象 F-22。
研制情况
F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
1983年9月，美国※※同时授予普·惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普·惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步※※※※。
F119-P-100
结构和系统
风 扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。
高 压
压 气 机 6级轴流式。采用整体叶盘结构。
燃 烧 室 环形。采用浮壁结构。
高压涡轮 单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。
低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。
加 力
燃 烧 室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。
尾 喷 管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。
控制系统 第三代双余度FADEC。
技术数据
最大加力推力(daN) 15568
中间推力(daN) 9786
加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.40(据估算应为1.80～1.90)
中间耗油率[kg/(daN·h)] 0.622(据估算应为0.88～0.90)
推重比 >10
涵道比 0.2～0.3
总增压比 26
涡轮进口温度(℃) 约1700
最大直径(mm) 1143
长度(mm) 4826
质量(kg) 1360
牌 号 F119
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 研制中
装机对象 F-22。
研制情况
F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
1983年9月，美国※※同时授予普·惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普·惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步※※※※。
F119-P-100
结构和系统
风 扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。
高 压
压 气 机 6级轴流式。采用整体叶盘结构。
燃 烧 室 环形。采用浮壁结构。
高压涡轮 单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。
低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。
加 力
燃 烧 室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。
尾 喷 管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。
控制系统 第三代双余度FADEC。
技术数据
最大加力推力(daN) 15568
中间推力(daN) 9786
加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.40(据估算应为1.80～1.90)
中间耗油率[kg/(daN·h)] 0.622(据估算应为0.88～0.90)
推重比 >10
涵道比 0.2～0.3
总增压比 26
涡轮进口温度(℃) 约1700
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牌 号 F110/F118
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 通用电气公司航空发动机集团
生产现状 批生产
装机对象 F110-GE-100 F16C/D、N，F-15E。
F110-GE-400 F-14B/F-14D，F-14A改装。
A-7“海盗”Ⅱ CAS/BAI(建议)，A-7“海盗”Ⅱ改装。
F110-GE-129 所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼”，日本FS-X。
F110X 未来先进战斗机。
F118-GE-100 B-2，RT-1。
研制情况
F110是美国通用电气公司从轰炸机用的F101改型而来的战斗机用的加力式涡扇发动机。
美国卡特※※决定停止B-1A/F101-GE-100计划和美国第一线战斗机用的TF30和F100发动机存在大量耐久性、可靠性和操纵性问题，是促使通用电气公司作这一改型工作的主要原因。该公司在1976年就自筹资金制造了一台F101X验证机，其热力参数与F100发动机的相似，与原来的F101-GE-100相比，减小了涵道比，提高了增压比。
随着军方对战斗机的战备状态和全寿命期费用的关心日益增强，美国※※实施了改型战斗机发动机计划，并与通用电气公司签订一项有限的研制合同，价值8000万美元，包括3台原型机，编号为F101DFE。这项研制计划的目标是：
(1)鉴定F-16和F-14飞机/发动机在实际飞机中的匹配能力，包括性能和作战适用性；
(2)通过加速任务试验确定发动机的耐久性；
(3)根据验证的能力，提出生产型发动机的型号规范。
如果计划成功，那么将提供足够的数据，以使进入全面工程研制阶段的风险减到最小。
经过1980年和1981年两年的广泛试验，达到或部分超过了预期的目标。在F-16飞机上的试飞结果证明，F101DFE无需作重大改进就可以装在这种飞机上使用。在F-14飞机上的试飞结果表明，飞机的留空时间和作战半径都比装原来TF30发动机的增加25%。在试飞中，发动机无需调整，并且油门杆的使用不受限制。在1982年12月的一次试验中，完成了5004个总累积循环(TAC)，其热端部件寿命为当时新采购的F100发动机的三倍。
基于上述结果，通用电气公司又得到了一项在※※替换战斗机发动机计划下的全面研制合同，价值9300万美元，为期两年，发动机正式编号为F110，与普拉特·惠特尼公司F100发动机的改进型竞争用于新生产的F-15和F-16战斗机。这项全面研制计划的重点是实现系统最佳化，确定供F-15、F-16和F-14用的F110发动机的最终构型，并继续进行高空模拟试验、加速任务试验和各种环境试验。
F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。
与F101-GE-100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3.2，直径减小到970mm，涵道比由2.01减到0.87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F-14、F-16和特别是F-15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。
1984年2月，美国※※按照双承包商采购策略，决定对F-15和F-16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75%为F110，25%为F100。从此，开始了一场发动机大战(Great Engine War)。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F-16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75%。
F110-GE-100 F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术。用于F-15和F-16。
F110-GE-400 ※※型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D。
F110-GE-129 性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少40～50%。
F110X 研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9.5。
F118-GE-100 F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。
F110-GE-110
F110-GE-129
结构和系统
进 气 口 环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。
风 扇 3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。水平对开机匣，转子和整流叶片可单独更换。风扇直径970mm，压比3.2。
压 气 机 9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。压比9.7，效率85%。
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N-5单晶铸造，效率为0.87。
低压涡轮 2级轴流式，带冠。2级转子叶片均可单独更换，第2级导向器叶片可分段更换。第1级转子叶片材料为Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。
加 力
燃 烧 室 F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90%的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。
尾 喷 管 收敛-扩张型。由F404发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
控制系统 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110-GE-129采用全权数字式电子控制。
支承系统 5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。
F110-GE-400
F118-GE-100
最大加力推力(daN)
F110-GE-100 12268
-400 12045
-129 12899
F110X 16235
中间推力(daN)
F110-GE-400 7117
-129 7562
最大推力(daN)
F118-GE-100 8451
加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.02～2.05
中间耗油率[kg/(daN·h)]
F110-GE-100/-129 0.70
推重比
F110-GE-100 7.07
-400 6.16
-129 7.28
F110X ～9.50
F118-GE-100 5.43
空气流量(kg/s)
F110-GE-100 113.4～122.4
-400 117.5
-129 118.0
涵道比
F110-GE-100 0.87
-400 0.87
-129 0.76
总增压比
F110-GE-100 30.4
-400 30.4
-129 32.0
F118-GE-100 30.4
涡轮进口温度(℃)
F110-GE-100 1427
-400 1427
-129 1455
F118-GE-100 1427
最大直径(mm) 1181
长度(mm)
F110-GE-100 4622
-400 5893
-129 4626
质量(kg)
F110-GE-100 1769
-400 1996
-129 1809
F110X 1701
F118-GE-100 1526
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239 帖
原文由 liwei5528 发表
涡扇和涡喷都是怎么回事呢?※※自己的战斗机还是涡喷的吧?
J7、J8还是涡喷。
JH7A使用了国产的WS9涡轮风扇发动机。
SU27、SU30用AL-31。
牌 號 AЛ-31Ф
用 途 軍用渦扇發動機
類 型 渦輪風扇發動機
國 家 俄羅斯
廠 商 留裏卡“土星”科研生產聯合體
生產現狀 生產
裝機對象 用於蘇-27殲擊機。不帶加力的AЛ-31Ф曾用於“暴風雪”(БУРАН)航天飛機在大氣層中試飛時的動力裝置(機上裝6台)。改進型還用於蘇-35等飛機上。
研製情況
Al-31F
AЛ-31Ф為留裏卡設計局在1976～1985年間研製的加力式渦輪風扇發動機。在研製中曾遇到極大的困難。一是超重。起初，發動機有4級風扇、12級高壓壓氣機、2級高壓渦輪和2級低壓渦輪共20個級。結果發動機超重，達1600kg，而推力僅11000daN，不得不進行大改。改後的方案，風扇仍為4級，但高壓壓氣機減為9級，高低壓渦輪各為1級，總級數降到15級，於1976年將重量降到1520kg，但故障很多。為排除故障重量又有增加，約增加了10%，後來采用每減重1kg獎勵5個月工資的辦法，減輕了70公斤，實現了原定的重量目標。二是渦輪效率比設計值低4%，後來決定接受這個現實。但為了達到性能，隻好將渦輪進口溫度由1350℃提高到1392℃。結果渦輪葉片裂紋，為此改進了冷卻流路，流路十分複雜，采用了旋流冷卻，用了新的工藝和好的材料，表麵加鈷、鎳、鉻、鋁塗層。為此曾撤換過5名領導。在1976～1985年期間，共解決了685個難題。AЛ-31Ф設計※※獲得128項專利，使用51台發動機，總運轉22900h，其中台架試車16625h，試飛6275h。
AЛ-31Ф還有改進型，其中包括帶有矢量噴管的改進型，但未見詳細報道。
AL係列 師出名門
AL-31FN
AL-31F是由俄羅斯留裏卡- 土星科學生產聯合企業研製的帶有加力燃燒室的渦扇發動機。該聯合企業的前身是留裏卡設計局，組建於1946年，是前蘇聯的主要殲擊機發動機設計局。 該設計局的首任總設計師阿爾希普·留裏卡研製出了前蘇聯的首台渦噴發動機TR-1，被稱為俄羅斯"噴氣發動機之父"。在此之後，他又研製出多種噴氣發動機，如TR-2、TR-3、TR-5和AL-5型發動機。
該設計局在50年代中期製造出了著名的AL-7係列發動機，使用此種發動機的飛機在60年代創造了近20項速度和高度世界紀錄，特別是全天候高空超音速飛機蘇-7、蘇-9、蘇-11、蘇-17、蘇-24 是前蘇聯當時空中邊界守衛的主力軍。使用該型發動機的還有"伊爾"、"圖"、"拉"型飛機，而M-10飛機，即著名的別-10飛機後來創造了數十項世界紀錄。
在 60年代，留裏卡還研製了AL-21F渦噴發動機，其改型AL-21F-3的推力達108千牛，它在壓氣機、燃燒室、渦輪和加力燃燒室方麵都取得了重大進展，並投入大批量生產，廣泛使用在蘇-17M、蘇-20 、蘇-22、蘇-24和米格-23飛機上，這些飛機不僅用於俄羅斯， 也出口到世界上的許多國家。
留裏卡於1973年開始研製渦扇發動機AL-31F，其加力推力達123千牛，主要性能大大優於當時批生產的所有發動機。在AL-31F研製中曾遇到極大的困難，主要是要解決重量和渦輪效率問題。最初的設計是發動機有4 級風扇、12級高壓壓氣機、2級高壓渦輪和2級低壓渦輪。結果發動機超重，達1600千克，而推力僅108千牛，不得不進行大的改進。改進後，發動機風扇仍為4級，但高壓壓氣機減為9級，高低壓渦輪各為1 級，重量也降低到1520千克。為了達到所設計的渦輪效率，將渦輪進口溫度提高，並采用了新的工藝與材料，同時也解決了大量的難題。
AL-31F還有許多改型，其中包括帶矢量噴管的改型，即安裝在蘇-37和蘇-30MK機上的AL-31FP發動機。此外，還在該型發動機的基礎上改裝成AL-31ST 煤氣泵站用燃氣輪機（大修前使用壽命為25000小時，總技術壽命為75000小時）和AL-31STS發電用燃氣輪機。
該聯合體還研製過一種渦槳發動機AL-34， 用於輕型多用途飛機；一種AL-31的非加力改型計劃用於S-21 超音速行政機。目前，該聯合體正在研製一種全新的AL-41加力式渦扇發動機，推力為196千牛，計劃用於90年代末期研製的1.44殲擊機。該發動機將采用先進燃燒室、單晶葉片的高溫高負荷渦輪和先進的噴管。
設計先進 結構合理
AL-31FP
AL-31F為雙轉子渦扇發動機。進氣機匣為鈦合金結構，有23個可變彎度的進口導流葉片，風扇為4級軸流式，壓比為3.6，整個風扇為全鈦合金結構。前3級轉子葉片帶阻尼凸台。 風扇轉子用電子束焊焊為一個整體構件。第4級轉子葉片對應的外機匣上，開有400個斜槽，用以提高風扇的穩定工作裕度。
高壓壓氣機為9級軸流式，其中第1-3級盤和第4-6 級盤均用電子束焊焊在一起，為鈦合金結構，第7-9級用長螺栓與第6級盤連在一起，由耐熱合金製成。第1-5級轉子葉片用鈦合金製成， 第6-9級轉子葉片用耐熱合金製成。所有9級的榫頭均為環形燕尾槽式榫頭。
高低壓渦輪均為單級。高壓渦輪轉子葉片共90片，榫頭處帶有減振器。低壓渦輪轉子葉片也為90片。 低壓渦輪軸的特點是前後分為三段，前、後段由耐熱不鏽鋼製成，中段由鈦合金製成，三段間以"叉型"結構用徑向銷釘連為一體。高、低壓渦輪的轉子葉片和導向器葉片均為氣冷式葉片，總冷氣量占內涵空氣流量的17.5％。
燃燒室為環形，有28個雙油路離心式噴嘴，兩個點火裝置和半導體電嘴。加力燃燒室進口處有混合器，分5區供油，其中第5區為加力啟動區，采用"熱射流"方式點火。火焰穩定器有3圈"V"型穩定器，並有一些徑向傳焰槽。加力燃燒室采用全長防振屏防振，並在內尾錐處開有大量的防振孔。尾噴管為收斂-擴張式噴口，各有16個調節片和封嚴片。
收斂噴口靠16個液壓作動筒操縱，擴張噴口則靠16個周向氣壓作動筒形成的環形"束帶"固緊，隨著噴口落壓比的變化，靠氣動力作動改變噴口的出口截麵麵積。
控製係統的基本部分為液壓-機械式係統，包括主泵-主調節器、加力泵和加力供油和噴口控製等主要附件。該係統還備有稱為綜合控製器的模擬式電子控製裝置，可控製發動機的主要工作狀態的極限值，並有其他多種功能。當電子係統出現故障時，便自動轉換由液壓-機械係統控製。此外，控製係統還具有多項參數的監測係統、防喘係統和渦輪冷卻空氣控製係統等。
發動機的重量為1533千克，進氣口直徑0.91米，最大直徑1.22米，長4.95米。最大工作狀態時的最大耗油率為0.765千克/10牛/小時，加力狀態時為1.96千克/10牛/小時，最小巡航狀態時為0.68千克/10牛/小時，空氣流量為112千克/秒，渦輪進口溫度為1392℃，涵道比為0.60，推重比為 8.17。
性能優良，優勢明顯
AL-31F
AL-31F是按照留裏卡的傳統方法設計的，工作溫度可達到極限，壓氣機壓力可達到最大，渦輪可達到最高轉速，總體上講，該型發動機的性能優良，優勢明顯。
尺寸小，推力大。AL-31F的渦輪擁有有效的冷卻係統和良好的熱力學特性、壓氣機具有壓力增加的快速性以及發動機結構的緊湊性，這使發動機以較輕的重量和較小的尺寸達到了較大的推力，保證飛機有較高的推力。
穩定性高。AL-31F可使用在各種飛行高度和速度下，即使飛機以M2的速度進入平螺旋、直螺旋和翻轉螺旋和進氣道喘振的情況下，發動機仍然極其穩定。喘振消除係統、空中自動點火係統、主燃燒室和加力燃燒室的再次啟動係統等可保證在使用機載武器時動力裝置的可靠性。
維修簡便。該發動機采用單元體結構，由1 4個單元體組成。 由於發動機為單元體結構，如果出現某些損壞，不需要全部更換，隻替換下有故障的單元體即可。這樣，在使用條件下進行發動機維修時，可更換其中的6個單元體。
使用壽命長。與以前的發動機相比，AL-31F可根據其技術狀況而使用。也就是說，隻要發動機還正常，它就可以一直使用下去，而現代化水平的診斷設備可保證飛行安全。
推力矢量 最新改型
留裏卡設計局在切普金院士的領導下，在AL-31F的基礎上成功地研製了AL-31FP推力矢量發動機，使蘇霍伊設計局新研製的蘇-37多用途飛機擁有了"超機動性能"。
AL-31FP與AL-31F在主要性能上基本相同，但由於增加了矢量噴管，發動機的長度增加了0.4米， 重量增加了110千克。發動機第一次維修前的使用壽命為1000小時。 總體上講，新型發動機與AL-31F的主要區別是主燃燒室有更薄的火焰筒，高壓渦輪盤更加堅固，使用新型塗層的高壓渦輪葉片，以及改進了高壓渦輪的後支撐點。
這種新型發動機被首先安裝在機號為"711"的蘇-37飛機上，並於1996年4月開始飛行試驗，成為英國範堡羅（1996年）、韓國漢城（1996年）和法國巴黎（1997年）航展上的明星。同時，該型發動機也被安裝在蘇-30MK殲擊機上，使其機動能力更好。俄羅斯出口到印度的50架蘇-30MKI和印度可能自己組裝的100架該機都將最終安裝此種發動機。可以相信，新型"AL"型發動機將把世界上最新型且最優秀的"蘇"式飛機送上天空。
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原文由 左岸的小熊 发表
嘿，著名的ViewFinder也出现了！时隔两年零四个月再次露面哪
当年我可是拜读你的大作《....发烧路》才烧上了照相机，《XX与XX》上登过一个拙劣的写手模仿你的《发烧路》写的文章，我越看越气二话不说给他们编辑部打了电话都是很久以前的事情了
那个Snecma的零件件加工厂的合金来源，我问问我师兄哈
记得九月底还是 ......
温摄摄当年高举摄影界反剽窃大旗，但自打出了此事，装聋作哑，就从无忌的话题中消失了。
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大家好我也是航空爱好者,现在烧摄影了,资金紧张,出一套遥控设备http://exchange.xitek.com/showexchange.php?ex_threadid=110611
https://forum.xitek.com/showthread.php?threadid=385907
本人以前是航空模型发烧友，现在要烧摄影了，所以有一套遥控器和其他附件要出：
95新国产振华牌938四通道数字比例遥控器（有场强表显示），可升级至7通道，有2个是开关式，三只938伺服舵机，4通道接收机（同样可升级7通道）带电池盒，充电器。
由于本人水平有限有一个通道的电位器坏了，没能安装（随机附带一个全新备用滑动式电位器）。
另有7.2V 1800mAh电动模型用大容量镍氢充电电池一组。
7.2V 550航空模型用电动机一只。
8英寸尼龙螺旋桨一只。
全套350元人民币，价格可商议.包邮资 欢迎咨询
联系方式：lumingseagull@yahoo.com.cn
QQ:453307873
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印象中无忌也就是有关摄影和车辆的内容，没想到还有关于飞机的内容，甚至具体到专门研讨飞机发动机，佩服LZ和众DX。
另外想问问图片中的飞机用的是什么类型的发动机，功率有多大，谢谢！
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俺也上个引擎
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