太行发动机和法国发动机相比如何

Ⅰ 太行发动机怎么样

太行又称为WS-10，据称现在已经弄出太行改进型WS-10A了。太行的数据和俄罗斯的AF-31F差不多，就是可靠性和稳定性不足，不然就安装在歼10上了。但是太行改进型就比较牛了，据称是和美国F22的发动机差不多，不过也是可靠性和稳定性不确定！太行发动机本身就是与歼10配套的，只是研制进度跟不上飞机的进度，所以就用老毛子的AF-31F做过渡品的，等到太行的可靠性跟上了，就会上歼10的。泰山发动机是中国下一代的发动机，是为中国的第四代战斗机研制的，现在才刚刚开始研制，等到官方报道估计还得等几年啦！

Ⅱ 太行发动机性能怎么样

单从数据上看是不错的，但航空发动机不比其它发动机，对制造工艺要求极高，国内的设备制造出的零件，在强度和使用寿命上难以保证。另一方面是造发动机的材料，所以太行的可靠性和稳定性还有待提高，

Ⅲ 太行发动机的性能怎么样！

太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的1978年预研，1987年立项，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时27年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国航空研究院606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力涵比及全自动数字化控制系统，推力达到12000KGF-14000KGF（公斤力9.8N/Kg）

）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；
2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。
3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨

在第七届珠海航展上展出的太行发动机(7张)
粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。

4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。
5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；
6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。
7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。
8）“太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。
9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压
在第八届珠海航展展出的太行发动机
一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。
10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。
11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。
12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。

Ⅳ 太行发动机，秦岭发动机，昆仑发动机。三种有什么区别

太行发动机（涡扇-10）是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国606所研制，主要用在歼-10
秦岭发动机（涡扇-9）是在英国斯贝MK202发动机基础上改进的
昆仑发动机是国内目前最先进的中等推力级的军用涡喷发动机。主要是民用。

Ⅳ 太行发动机和秦岭发动机 有什么区别

太行发动机和秦岭发动机区别为：最大加力推力不同、空气进量不同、涡轮进口温度不同。

一、最大加力推力不同

1、太行发动机：太行发动机最大加力推力为13200daN。

2、秦岭发动机：秦岭发动机最大加力推力为9800daN。

二、空气进量不同

1、太行发动机：太行发动机空气进量为118kg/s。

2、秦岭发动机：秦岭发动机空气进量为96.9kg/s。

三、涡轮进口温度不同

1、太行发动机：太行发动机涡轮进口温度为1747k。

2、秦岭发动机：秦岭发动机涡轮进口温度为1550k。

参考资料来源：

网络——太行发动机

网络——秦岭发动机

Ⅵ 太行发动机装备情况！

1、沈阳黎明公司制造的WS-10A“太行”国产涡扇发动机，用于更换俄罗斯“礼炮”公司的AL-31F。装配国产发动机的歼-11战斗机于2002年首飞。2004年装配该型发动机的量产型号歼-11B完成首飞。但是后来发现发动机可靠性有问题，中国被迫重新采购AL-31F发动机。不过现在看来，这些问题似乎已经解决，中国开始大批量生产配备国产发动机的歼-11BS战机。2013年年底曝光的歼-11BS战斗机图片显示，飞机发动机采用全新设计的喷嘴，表明国产涡扇发动机进行了现代化升级改进。

2、2012年，随着太行发动机的表现渐趋稳定，在太行定型的2005年还没有成熟的那些新技术，新工艺开始被逐渐应用到新批次太行发动机的生产改进中。

3、2013年，装备太行系列改进型发动机的歼-16战斗轰炸机进入小批量生产，即将试装部队。

参考http://lt.cjdby.net/thread-1736057-1-1.html

Ⅶ 太行发动机的性能

太行大推力涡轮风扇发动机就是网上所说的WS10/10A发动机，该发动机是一种采用叁级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级结构{3=9=1=1}的大推力高推重比低涵道比先进发动机.黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛 扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无馀且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜叁合一?的多孔回流复合冷先进技术，使涡轮叶片的冷效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。该发动机0的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。太行发动机主要性能：空气进量100kg/sec，涡轮前温度1700-1750k， 加力风扇的性能的一些主要数据如下 http://www.i918.cn：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，？增压比30，323 m/s和334 m/s，空？流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。另外有614研制的fadece。

Ⅷ 中国现在的发动机技术如何比如太行发动机，涡扇发动机，和欧洲国家相比差距多大。

欧美这些国家尤其是其中的发达国家，其工业发展从工业革命开始就一步步的稳步发展直到现在，而中国从49年才开始起步，而且其基础还是跟毛子学的，而毛子本身在航空发动机这一块也不如欧美，中国目前的技术算是毛子的技术传承，至少2-30年差别是有的

Ⅸ 太行发动机相当于国外哪种发动机的水平!!

“太行”发动机实现了从中等推力到大推力的跨越，与先进的涡喷发动机“昆仑”相比推力提高了大约5000公斤，超过1万公斤。这种数以吨计增长的推力不仅是量的增加，更是质的变化；不仅满足了我国研制第三代作战飞机的需要，也使我们继美、俄之后，进入了大推力发动机研制领域。 “太行”发动机实现了从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越，提升了中国航空发动机行业的技术水平，提高了我们自主研制的能力，提升了我国空军的装备水平，是我国航空发动机行业实现集成创新和引进、消化、吸收、再创新的成果，为中国航空发动机行业攀上原始创新的新台阶奠定了坚实的基础。 “太行”发动机实现了从第二代发动机到第三代发动机的跨越，使中国航空发动机行业完成了由仿制、测绘仿制向自主研制、自行发展的转变过程，为推进航空发动机预先研究积累了经验，为掌握高科技核心技术增强了能力和信心。 歼10能用 su27也能用

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Ⅹ 请问怎么区别国产的太行发动机和俄罗斯的发动机

“太行”发动机和俄罗斯AL-31发动机尾喷口鳞片的结构和形状有明显的不同，据此可以很容易的区分两者：

——AL-31发动机的尾喷口，外层鳞片采用每两片大鳞片夹一片小鳞片的结构，在外观上，大鳞片和小鳞片相互间隔的排列组成圆形的尾喷口

太行发动机性能：
空气进量100kg/sec
涡轮前温度1700-1750k
涵道比0.5
增压比30，323 m/s和334 m/s
流量M=100 kg/s
主燃烧室及加力燃烧室供油量分别2.6 kg/s,2.85 kg/s。
最大推力73.5kn

AL-31发动机性能：

最大加力推力12258

中间推力(daN)7620

加力耗油率[kg/(daN·h)]2.00

中间状态耗油率[kg/(daN·h)]0.795

推重比 8.17

空气流量(kg/s) 112.0

涵道比 0.60

总增压比 23.8