第827章 一个接着一个坑，让美帝自己跳！（1/4）
杨卫平没给胡克教授及其助手作过多的解释，表情严肃地继续说道：
“按照新计划的要求，我为这款发动机确定了一个国际标号，rb119-r-100。为了实现推力大、推重比高、能为战机提供短距离起降能力，以及不加力推力大、速度特性好、能为战机提供不加力超音速巡航能力这两大特点，rb119的设计参数要求必须达到这几个指标：
空气流量控制在126以内，风扇压比应该控制在40～45范围之内，节流比范围约在108～113的范围，总增压比不低于26，涡轮前温度不低于1975，涵道比不高于03，中间推力不低于105千牛，最大推力不低于156千牛，中间油耗率不高于0062，最大油耗率不高于0185，推重比必须大于10。”
很明显，杨卫平对rb119的要求，比15还要更高。这主要体显在涡轮前温度和推重比两个方面。
15的涡轮前温度在1935～1950左右，推重比为98。
rb119的涡轮前温度要求不能低于1975，推重比更是要求大于10。
如此高的设计要求，让胡克教授等人都意识到，这绝对会是一款划时代的先进战术战斗机专用的强劲心脏！
随着杨卫平话语落音，胡克教授及其助手此时此刻都沉浸于杨卫平描述的这款第四代军用涡扇发动机的设计思海里面。
鉴于这款rb119发动机涵道比低、外涵压比高、涡轮后总压高的特点，必然会使不加力状态的耗油率上升。所以不加力耗油率偏高是可能的。经过分析计算，对于追求高单位推力、低起飞重量和不加力超音速巡航能力的rb119，其循环的特点是：
低涵道比控制在03，中等总压比控制在261，高涡轮前温度控制在18602011，高节流比控制在108，在材料性能满足的前提下，是完全可以达到的。其中为了保证持续的超音速巡航能力。涡轮前温度随着马赫数的增加可能还会有适量的增加。
这么一来，杨卫平元首提出的这款rb119发动机在总体性能设计方面基本遵循以下理念：为了使超音速巡航性能处于比较优化的状态，rb119发动机的设计点循环参数与超音速巡航点基本相同，选择了很高的循环参数；而地面台架工作点或起飞点则采用相对于设计点降转的状态。以减小发动机的负荷，保证使用寿命。
综上所述，杨卫平元首要求的这款rb119发动机的总体性能设计充分体现了第四
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