中国发动机不屑于和他们排位，中国的ZH2u一1发动机，最大推力52吨，推重比31！
我以为第一名茅台呢，推力100公斤，推重比处级；
第二名五粮，推力90公斤，推重比科级。
推重比达到10以上，并不能就可以用于部队，还需要长时间的试验，关键看稳定性如何。在各种状态下发动机能达到的水平，比重比越大风险越大，国外有发动机试验阶段，在空中熄火甚至发动机爆炸的事情。
就不说RD93那8吨多的推力吧，算10吨，两台20吨，最大载弹量按8吨算，一点弹药不带，35-8=27，进入空战推重比得大于1吧，就是小于20吨，多出的7吨就是油啊，半油7吨，满油就是14吨，27家族25吨的推力也才9吨油啊。当然，飞机的载重系数不是这么算的，不过不超过20吨的推力起飞重量35吨？呵呵，这设计过于逆天了吧。
嗯，不过af18系列空战能力不强。//@君子豹变独上高楼:就是这意思，单位功率低 ，但是机体大 ，总重量总推力不低。//@燕七虎:这有什么不可理解的？歼15重量大，但推重比可能比f18低，他想说的就是这个意思。不过貌似f18最大过载也才8个，不如歼15吧！//@现实的理想国:这个神逻辑不懂哇，“虽然歼-15的发动机功率不足，但它可以携带更多的武器和燃油，所以它能够比FA-18EF超级大黄蜂飞得更高更快”
白杨观察室优质军事领域创作者
美媒：中国歼15偷窃俄技术，造价高达6100万美元性能不如美军FA18
三代航空发动机与四代发动机直观的表现是推重比，其中材料与结构上的变化功不可没。其实FADEC的作用一点也不弱于材料与结构。
对比F110与F119
一是压气机的风扇减少了，高在转子从9级变成了6级，但总压提升了，温度也提高了，自然材料也发生了变化。
二是燃烧室已是完全不同的设计，从短环形变成了环形浮壁结构，其目的与压气机一样，提高涡轮前总压。
三是高压涡轮尽还是单级轴流式。但材料是第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构。低压涡轮采用了高压转子对转。此外在涡轮技术方面，F119首次采用了对转涡轮，此举一举卸去了轴对称扭力，而且起到了减重增压的作用。这让F119涡轮前温度达1649～1760℃；
四控制系统采用第三代双余度FADEC。此举有利于发动机机减重，大量的重要通过是通过材料被优化掉，那么FADEC是优发掉了大量繁琐的结构，简化的结构不止是减重，它带来设计、制造、维护、保养各个环节的整体提升。
不久前在中国航空产业大会上，国内航发权威人士——刘大响院士公开表示，虽然还没有正式服役，但我国为歼20战机研制的，推重比为10的新一代涡扇发动机已经完成了首飞。
并相对罕见的公开了我国航发发展的三个阶段，：第一个阶段发展推重比8的涡扇发动机；第二个阶段发展推重比10的；第三个阶段发展推重比12的。
咱不懂航发发展的窍门，但总的感觉是，推重比10的航发距离我们不远了，长期卡我们脖子、难根治的航空“心脏病”要根除了，说不好，还会产生连锁效应。
当不知不觉中迈过最难的那道坎，回过头来发现原来什么都不是事。第一阶段的涡扇-10系列化（一个型号走完别人多个型号的路）后批量换装，或许就是一个前奏。
C919的航空发动机是同型号三款中油耗最高、重量最大、推重比最小的那一款[灵光一闪][灵光一闪][灵光一闪]
涡扇-15发动机稳了，航发刘大响院士在中国航空产业大会上官宣称，使用在歼-20战机上推重比10的（第四代）发动机虽然还未装备，但是已经首飞试用了……
这说明第四代的涡扇-15发动机目前应该已经装在歼-20或者其他战机上进行试飞试用了，而这一节点距离量产只差一步之遥了，真的是激动人心，只是还不确定涡扇-15会是二元矢量还是轴对称矢量！ [灵光一闪]
航空发动机性能看什么[what]航空发动机虽然非常复杂,有许多因素影响发动机的性能,但是有哪些最能反应其性能的指标呢?下面列出衡量一台涡轮喷气发动机综合性能的三大指标:这就是推重比、涡轮增压比和涡轮前端温度。
通过上述三大指标,可以基本评估出一台涡轮喷气发动机综合性能,这些参数需要达到什么水平?这台涡轮喷气发动机才算进入了先进行列,若只有部分达到,是否通过进一步的试验研究、修改设计后再试验完全达标呢?这是肯定的。
一,推重比:推重比故名思义,就是发动机机推力与自重之比,譬如,一台发动机的设计推力为15000Kg,自身设计重量为1500Kg,这台发动机的推重比就是10。推重比越大,说明发动机的推力越大,尤如小个子的人具有大力气。
所以,在设计发动机时最大程度满足其结构强度条件下并留有合理冗裕度的各零部件减重工作就是发动机设计中一项重要任务,一味追求可靠性而忽略效率的高冗裕度设计,必然增加发动机自重,降低了推力,损耗了效率。
二,涡轮增压比:对一台轴流式涡轮喷气发动机，空气从风扇吸入进入涡轮增压机,前端空气进入的越多,通过压气机压缩进燃烧室与燃油混合的氧气就越多,产生的爆炸力就越强,当然为了理想的增压比,先进发动机通常采用多级涡轮增压。
三,涡轮前端温度:目前的主流航空发动机涡轮前端温通常在1650左右度,涡轮前温度越高,推力也越大,通常绝大多数航空发动机还没有达到1750度的最高温度,要长时间在1650度左右可靠运转,对发动机材料和结构都是巨大考验。
因为涡轮前端空气入口导流叶片是承载高温的主要部件,所以通常采用钛合金,或陶瓷基钛合金等材料,据悉一家日本公司可以达到1800度高温,但用的何种材不详;但日本三菱重工和大和钢铁制作所为日本防务从事的项目被引起关注。
据悉在我国特种钢中的耐高温不锈钢板材可承受1500~1900度笵围的高温,如310S、2520、0Cr25Ni20、06Cr25Ni20的奥氏体铬镍不锈钢,不仅耐高温,而且具有良好的抗氧化性和耐腐蚀性,是否属实尚待实验验证。
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