本篇文章给大家谈谈《bpr6ey发动机 参数》对应的知识点，希望对各位有所帮助。

本文目录一览：

• 1、求解：战斗机用的国产涡扇喷气发动机现在在世界上到底是什么水平？
• 2、火箭发动机和大型民航飞机发动机，谁更难设计？
• 3、NGK 火花塞 有哪些型号？
• 4、太行发动机的性能怎么样！
• 5、雪佛兰新赛欧1.4怎么样
• 6、ES-BPR6火花塞多少钱一个

求解：战斗机用的国产涡扇喷气发动机现在在世界上到底是什么水平？

像以前的涡扇8 5 还有将来的涡扇15就不说 因为不能说明我国现在航空发动机水平

所以主要讲涡扇10系列

八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇 10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来

结构：

涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构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。涡扇10A的制造工艺与 F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余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"三合一"?的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇 10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。涡扇10的性能为：空气进量 100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，总增压比30，323 m/s和334 m/s，空气流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。

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。

由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为 13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力 12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL —31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。

先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：

目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。

设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：

1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。

2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。

3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。

先谈一些技术指标的意义

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。

WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 （compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。

发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。

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PW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）。各位认为合理吗？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。

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SU—27上试验，在与AL— 31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。

所以从技术层面看 我国的涡扇发动机水平已经有明显提高 已经能制造自己的大推力涡扇 但的确其和先进国家的涡扇推力上 可靠性 还是存在差距的

望采纳！！

火箭发动机和大型民航飞机发动机，谁更难设计？

俄罗斯火箭发动机。

一般飞机的涡扇发动机

如上两图，火箭发动机和飞机发动机是有很大区别的。

简单的讲，由于火箭自身是携带燃料和助燃剂的，所以，火箭发动机不需要考虑进气问题，如图中火箭发动机样片一样，一般火箭发动机的喷嘴是很大的，占了大半个发动机。由于其不需要进气和加压装置，所以机构较为简单。高压泵将燃料和助燃剂同时压如燃烧室进行混合燃烧，形成高温高压气体通过喷嘴向外喷射高温高压气流，利用冲量原理产生推力。火箭发动机的喷气速度相当高，一般是几倍甚至十几倍音速，所以在高温高压下，发动机寿命是很短的。当然，火箭发动机也不需要太长的工作时间。

现如今的飞机发动机，大部分都是涡轮风扇发动机。由于飞机自身只携带燃料，并不携带助燃剂（一般是氧气），所以，他就像一般的内燃机一样，必须解决进气问题，最早的螺旋桨发动机和现在内燃机差不多，由内燃机驱动螺旋桨，但是由于螺旋桨驱动原理在速度提高后效率直线下降，无法满足高速飞行的，普通的内燃机也无法提供更大的功率，所以，要满足大功率前提就是，解决进气量，进气量越大，可燃烧的燃料就越多，功率就越大。然而，要增加进气量，要么增加进气体积，要么增加进气压力，而飞机发动机对体积和重量的限制，决定了，只能通过提高进气压力来满足进气量。因此，涡轮发动机诞生了，而他利用燃烧后的高温高压气体驱动涡轮，涡轮在带通发动机前面的压气机，将进气压力大大提高，获得更多的进气量，然而单纯的涡轮喷气发动机在亚音速下效率低下，而螺旋桨发动机不适合高速飞行，所以为了解决这一问题，涡轮风扇发动机诞生了，他是涡轮发动机与传统的螺旋桨发动机的一种完美的综合体。如第二幅图，图中最红色的腔体为燃烧室，燃烧室产生的高温高压气体向后喷出，驱动后面的涡轮，涡轮带动同轴的前端风扇和压气机工作将空气源源不断的压入燃烧室，再与燃料混合燃烧。而整个发动机是由两层组成的，如图，发动机后半部分明显是内外两层，内部的整个涡轮及燃烧系统成为内涵道，而外面一层成为外涵道，这就是涡轮风扇发动机与涡轮喷气发动机最大的区别。最前端风扇将空气加压，一部分流进压气机然后通过燃烧室燃烧驱动涡轮，另一部分空气通过外涵道最后从喷口与内涵到高温期混合喷出。外涵道与内涵道通过空气量的比称为涵道比，一般情况下，涵道比越大，发动机的低速性能与效率越高，涵道比越小，发动机的高速性能越好，涵道比为零（也就是没有外涵道）的发动机，其实就是涡轮喷气发动机。

而涵道比大的发动机一般用在民航飞机上，因为效率高，低速效果好，一般涵道比都在1.5以上。而涵道比小的发动机一般用在战斗机上，因为高速性能好，一般涵道比在0.3左右。而有些飞机为了追求速递，直接用涡轮喷气发动机，也就是没有外涵道。

因此，火箭发动机与飞机发动机最大的区别也就是质的区别就是进气部分。火箭不需要复杂的进气机构，而飞机发动机的几乎大部分设计都是为了解决进气问题。相对来说，飞机发动机就复杂的多。这也是为什么中国能造火箭发动机而造不了飞机发动机。

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其他回答

飞机的发动机和火箭发动机是有很大的不同

最大的区别就是火箭发动机自带氧化剂，自给自足，天上水下，飞到哪里都可以。

飞机发动机要依靠大气中的氧气，没了就空气就不行。

火箭发动机只有一个喷口，点着了就可劲喷，再大的火箭，几十上百吨的燃料，几十秒就烧完了

飞机发动机就一两头开的管子，前面进气，后面出气，可以飞几个小时

飞机发动机一般现在基本为涡扇（涡扇喷射）和涡喷 但涡喷（涡轮喷射）也基本被淘汰了

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。

而火箭是火箭式发动机

火箭发动机也是喷气式发动机的一种

液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。

火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。

这和飞机发动机有很大的区别

NGK 火花塞 有哪些型号？

百度文库里有提供下载，请看参考链接

以下COPY一部分：

车 种 车 型 发动机形式 推荐NGK火花塞

波 罗 1.4L SVW7144 BCC PZFR5D-11

高 尔 1.6L SVW7165BNi BHJ BPR5ES

帕 萨 特 1.8L SVW77183A/B ANQ BKUR6ET-10

桑塔纳3000 1.8L AYJ BKR5E

1.8L BKT BKR5E

1.8L BKU BKR5E

途 安 1.8T BPL PFR6Q

2.0L BJZ ZFR5P-G

奥 迪 1.8T A200 ANZ BKUR6ET-10

1.8T A4 CVT BFB PFR6Q

1.8L A6 ANQ BKUR6ET-10

1.8T A6 AWL PFR6Q

2.4L A6 APS/ATX BKR6EKUB

2.4L/2.6L A200 ACZ/AFM BKUR6ET-10

2.6L A100 ACZ/ABC/AAH BKUR6ET-10

2.8L A6 APS/ATX BKR6EKUB

3.0L A4 AT BBJ BKR6EKUB

别克（BUICK） 2.5L V6 V6 ITR4A15

3.0L V6 V6 ITR4A15

3.0L GL8 V6 ITR4A15

赛欧 1.6L SL MPFI BPR6EY

1.6L SLX AT MPFI BPR6EY

凯越（EXCELLE） 1.6L1.8L TWIN-TEC BKR6E-11

凯越 HRV 1.6L AT-LE DOHC BKR6E-11

凯越旅行车 1.8L TWIN-TEC BKR6E-11

荣御 2.8L/3.6L HF V6 PTR5A-13

乐骋 1.4L TWIN-TEC BKR6E-11

乐风 1.4L1.6L TWIN-TEC BKR6E-11

金杯海狮 2.0L 1RZ BP5EY

威乐 1.3L 8A-FE BKR5EYA

雅酷 1.3L 8A-FE BKR5EYA

奥德赛(ODYSSEY) 2.3L ～2004 VTEC ZFR5F-11

2.4L 2005～ i-VTEC IZFR6K11

飞 度 1.3L 1.3LI-DSI BKR6E-11

1.5L 1.5LVTEC IZFR6K13

思 迪 1.3L 1.3LI-DSI BKR6E-11

1.5L 1.5LVTEC IZFR6K13

雅阁(ACCORD) 2.0L ～2003/12 VTEC ZFR5F-11

2.0L 2004/4～ i-VTEC ZFR6K-11

2.3L ～2003/12 VTEC ZFR5F-11

2.4L 2004/4～ i-VTEC ZFR6K-11

3.0L ～2003/12 V6 VIEC ZFR5F-11

3.0L 2004/4～ V6 VIEC ZFR6K-11

CR-V 2.0L2.4L i-VTEC ZFR6K-11

思 域 1.8L i-VTEC IZFR6K11

07款 CR-V 2.0L i-VTEC IZFR6K11

2.4L i-VTEC IZFR6K11

奥拓 1.0L SC7080 F8A BPR5E

羚羊 1.3L JL474Q1 BKR6E-11

雨燕 1.3L JL474Q5 BKR6E

天语SX4（二厢/三厢） 　 M16A BKR6E-11

嘉年华(FIESTA) 1.6L Rocam TR5B-13

福 克 斯 1.8L CAF483QO TR6AP13

2.0L CAF488Q1 TR6AP13

蒙迪欧(MONDEO) 2.0L DURATEC-HE ITR6F13

2.5L DURATEC DCHE BPR6F13

S-MAX 2.3L DURATEC-HE TR6AP13

北 斗 星 1.0L/1.4L F10A/K14B DCPR7E

浪 迪 　 K14B DCPR7E

利 亚 钠 1.6L M16A BKR6E-11

帕 拉 丁 2.4L KA24 BKR5E

3.3L VG33 BKR5E-11

皮 卡 2.4L KA24 BKR5EY

风神(BLUEBIRD) 2.0L EQ7200-1 SR20DE BKR5EY

蓝鸟 2.0L SR20DE BKR5EY

阳光(SUNNY) 2.0L SR20DE BKR5EY

天 籁 2.3L VQ23DE PLFR5A-11

3.5L VQ23DE PLFR5A-11

颐达 1.6L HR16DE LZKAR6AP-11

骊威 　 HR16DE LZKAR6AP-11

骏逸 1.8L MR18DE LZKAR6AP-11

骐达 1.6L HR16DE LZKAR6AP-11

轩 逸 1.6L HR16DE LZKAR6AP-11

2.0L MR20 LZKAR6AP-11

普 莱 特 1.4L B3E BPR5ES

千 里 马 1.3L GL G4EA BKR5ES-11

1.6L GIS G4ED BKR5ES-11

赛 拉 图 1.6L G4ED PFR5N-11

1.8L G4GB PFR5N-11

远 舰 2.0L G4GC PFR5N-11

(LPG) PFR6G

嘉 华 3.5L G6CU PFR5N-11

标致 307 1.6L N6A 10XA3A PSA LZFR5C-11G

2.0L PSA FRN 10LH3X LZFR5C-11G

标致 206 1.4L TU3AF BKR6EZ

1.6L N6A 10XA3A LZFR5C-11G

凯 旋 2.0L EW10A LZFR5C-11G

C2 1.4L TU3AF BKR6EZ

1.6L TU5JP LZFR5C-11G

爱 丽 舍 1.4L TU3TP/K BKR6EK

1.6L TU5JP4 LFR6A

毕 加 索 1.6L TU5JP/4 BKR6EZ

1.8L EW10 LFR5A

2.0L EW10J4 LFR5A

塞 纳 2.0L EW10J4 LFR5A

富 康 1.4L TU3JP/K BKR6EK

1.6L TU5JP BKR6EK

威 姿 1.3L CA7136 8A-FE BKR6EYA

威 乐 1.3L 8A-FE BKR6EYA

夏 利 1.0L TJ7101 　 BKR5EY-11

夏 利 2000 1.3L TJ7136U 8A-FE BKR6EYA

雅 酷 1.3L TJ7136U 8A-FE BKR6EYA

特 锐 1.3L VVT-IK3 BKR6EY-11

普 锐 斯 1.6L INZFXE IFR5T11

威 驰 1.3L 8A-FE BKR5EY

1.5L 5A-FE BKR5EY

威 驰 1.3L VVT-I DILFR5A11

1.5L VVT-I DILFR5A11

花 冠 1.8L 1ZZ BKR5EYA-11

皇 冠 GRS182/183 3GR-FSE ILFR6D11

CROWN 3.0L V6 3GR-FE ILFR6C11

CROWN 2.5L 5GR-FE ILFR6D11

陆地巡洋舰(LAND CRUISER) 4.7L 2UZ IFR6T11

普拉多(进口车系列) GRJ120L-GKAGKV 4.0L 1GR-FE LFR6C-11

GRJ120L-GKMEKV 2.7L 2TR-FE ILFR6C11

TRJ120L-GKPEKV 2.7L 2TR-FE ILFR6C11

普拉多(国产车系列) 4.0L GX 1GR BKR5EYA-11

4.0L VX 1GR BKR5EYA-11

卡 罗 拉 1.8L 2ZR-FE ILZKAR7A

锐 志 2.5/3.0 Dual VVT-i ILFR6D11

霸 道 4.0L GRJ120L 1GR-FE LFR6C-11

3.4L VX 5VZFE BKR5EKB-11

2.7L GX 3RZ-F BKR5EYA

柯 司 达 2.7L 3RZ BKR5EYA

凯 美 瑞 2.0L 1AZ-FE IFR6T11

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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。

雪佛兰新赛欧1.4怎么样

新赛欧1.6 价格:5.58万 - 9.88万

新款赛欧有三厢以及SRV两厢两种共6款车型。为直列四缸1.6排量，最大功率66KW/5600转，最大扭矩128牛米/2800转，手动版最高车速170KM/小时，自动版为165KM/小时。均配备了EBD电子制动力分配系统；发动机和变速箱重新调校，比老别克赛欧换档更平顺些、油耗也降低了，排放达到了欧洲3号水平。并新加了杯架。

新雪佛兰“赛欧”(SAIL)是上海通用泛亚技术中心通过对老款别克赛欧的重新改造，换上了雪佛兰标志于05年2月底上市的。它将是针对中国家用轿车市场的经济型轿车，从而将取代老款别克赛欧的位置。新款赛欧分两种外型，6种配置。有六种颜色可供选择

雪佛兰新赛欧SRV SGM7166SX AT自动 价格:8.78万 - 9.88万

SX天窗版标准配置有前排双安全气囊、前后排安全带、后排儿童安全锁、电子防盗锁、转向助力、空调、双米色内饰、钛银色中控面板、豪华布饰座椅、驾驶位高度可调、前排电动车窗、中控、CD、遥控钥匙、6喇叭音响等装备。还多了EBD（电子制动力分配）、电动天窗、可折叠后视镜、铝合金轮毂、真皮座椅、四门电动窗、电动后视镜、遮阳帘等配置。自动档采用电子三模式四档自动变速箱。

基本参数

款式年份 2005

轴距（mm） 2443

排气量（l） 1.598

最大扭矩（N·m/rpm） 128/2800

最高转速（rpm） 6350

车体结构 承载式-两厢

座位数（个） 5

随车附带物品文件 说明书/保修卡/工具盒等

长/宽/高（mm） 4097/1608/1448

变速器形式 自动

功率（Kw(ps)/rpm） 66(90)/5600

油耗（l/100Km） 90km/h等速-5.3

环保标准 欧III

车门数 5

驱动方式 前置前驱

保修政策 两年/6万公里

车身参数

长/宽/高（mm） 4097/1608/1448

轴距（mm） 2443

前轮距（mm） 1387

后轮距（mm） 1388

最小离地间隙（mm） 165

接近角（°） 21

离去角（°） 21

前排内部高度（mm） 910

后排内部高度（mm） 840

前排内部宽度（mm） 1320

后排内部宽度（mm） 1310

前排坐垫长度（mm） 410

后排坐垫长度（mm） 400

后备厢开口宽度/离地高度（mm） 1060/520

前排腿部空间（mm） 750-950

后排腿部空间（mm） 690-950

第三排内部高度（mm） ---

第三排腿部空间（mm） ---

内饰材料 塑料

内饰贴面材料 塑料

前座中央扶手 无

后坐中央扶手 无

仪表板显示形式 数字/模拟

仪表板背光颜色 橙色

仪表板灯亮度可调 可调

车顶形式 天窗

天窗描述 外启-有遮阳板

天窗开合方式 电动

车篷开合方式 ---

车篷开合时间（s） ---

车门数 5

座位数（个） 5

车身颜色 深海蓝、早春绿、烈焰红、玫瑰金、珍珠白、流光银

车漆 金属漆/普通漆

前雨刷器 双雨刷-无雨量传感器

后雨刷器 有

行李架 有

玻璃类型 隔热玻璃

车体结构 承载式-两厢

车壳材料 钢

底盘保护 底盘封塑

整备质量（Kg） 1105

承载质量（Kg） 375

前悬挂形式 麦弗逊独立悬架

后悬挂形式 纵臂扭转梁式非独立悬架

减振器类型 液压

前悬挂弹性元件 螺旋弹簧

后悬挂弹性元件 螺旋弹簧

车身高度可调 不可调

座椅表面材料 真皮

后排座椅调节方向 2方向

前排座椅调节方向 6方向-驾驶座

座椅调节形式 手动

后座头枕 有

后排座放倒比例（%） 5/5可拆分折叠

前/后排座椅加热 无

前/后排座椅腰部支撑调节 无

座椅调节记忆位置组数 0

座椅按摩/通风功能 无

运动座椅 无

行李舱容积（l） 378-1190

行李舱开合方式 手动-掀背

行李舱灯 有

动力传动参数

功率（Kw(ps)/rpm） 66(90)/5600

最大扭矩（N·m/rpm） 128/2800

排气量（l） 1.598

缸数（个） 4

每汽缸气门数（个） 2

每列汽缸凸轮轴数量 单

凸轮轴位置 顶置

气缸排列形式 直列

压缩比 9.4

燃油供给方式 多点电喷

最高转速（rpm） 6350

增压方式 无

升功率（Kw/l） 41.31

比功率（Kw/Kg） 0.0597

缸体材料 铸铁

缸盖材料 全铝

可变气门行程 无

可变气门正时 无

发动机特有技术 无

发动机厂家型号 BPR6EY

发动机工况图 点击查看

变速器形式 自动

挡杆位置 地排

挡位数（个） 4

主减速比 4.05

驱动方式 前置前驱

分动器类型 ---

中央差速器锁 无

前桥差速器锁 无

后桥差速器锁 无

加速时间（s） 0-100km/h-12.7

制动距离（m） 100km/h-0-49.2

最高车速（Km/h） 152

风阻系数（Cd） 0.28

敞篷风阻系数（Cd） ---

最大爬坡度（%） ---

最大涉水深度（m） ---

电子限速 无

定速巡航系统 无

燃油类型、标号 93#及以上无铅汽油

油箱容积（l） 46

油耗（l/100Km） 90km/h等速-5.3

环保标准 欧III

三元催化 有

安全操控参数

驾驶位气囊 有

副驾驶位气囊 有

气囊气帘个数 2

侧气帘（气囊） 无

副气囊锁止功能 无

后排安全带 有

安全带预收紧功能 有

安全带位置可调 可调

ABS刹车防抱死系统 有

制动力自动分配 有

电子稳定程序 无

循迹控制系统 无

驱动防滑系统 无

电子差速制动 无

主动车身控制系统 无

其它 无

前制动器类型 盘式

后制动器类型 鼓式

驻车制动器形式 前排座椅中间

动力助力转向 有

助力转向调节 无

转向机类型 齿轮齿条式

最小转弯直径（m） 10.4

前照灯照射高度车内调节 有

前照灯类型 卤素

高位（第三）刹车灯 有

前雾灯 有

前灯自动清洗功能 无

车外灯光关闭延迟 无

前轮胎规格 185/60R14

后轮胎规格 185/60R14

轮辋材料 铝

轮辋规格 5.5J*14

零压续行 无

备胎规格及数量 全尺寸备胎-1

备胎放置位置 内藏式

胎压监测装置 无

防盗系统 有

方向盘表面材料 PVC

方向盘调节形式 不可调-0方向

多功能方向盘 无

舒适性参数

车内中控锁 有

前电动窗 有

后电动窗 有

前电动窗防夹手功能 有

后电动窗防夹手功能 有

后视镜电动调节 有

后视镜加热功能 无

后视镜折叠功能 有

后挡风加热功能 有

后视镜防眩目功能 有

杯架数（个） 1

遥控油箱盖 无

GPS导航系统 无

车内阅读灯 有

车外温度显示 有

泊车辅助系统 无

后门开启方式 手动-侧开

车内灯光关闭延时 无

后窗遮阳帘 无

车载电视 无

车载电话 无

车载罗盘 无

无线上网功能 无

车载冰箱 无

空调系统 有

空调控制方式 手动

后座空调 无

外循环空气过滤器 有

温区个数（个） 1

压缩机数量（个） 1

主机功能 CD/收音机

扬声器数量（个） 6

CD数量及CD盒位置 1-中控台

扬声器布置方式 前4，后2

视频系统 无

怠速噪音dB(A) 46

等速噪音dB(A) 40km/h-62

电池规格 12V/55Ah

车内12V电源 有

雪佛兰新赛欧SGM7165SL 手动 5.58万 - 6.88万

雪佛兰新赛欧SRV SGM7166SL 手动 6.48万 - 7.58万

雪佛兰新赛欧SRV SGM7166SX AT自动 8.58万 - 9.88万

雪佛兰新赛欧SRV SGM7166SE 手动 6.68万 - 7.98万

雪佛兰新赛欧SGM7165SE AT自动 7.38万 - 8.68万

雪佛兰新赛欧SGM7165SE 手动 6.18万 - 7.48万

ES-BPR6火花塞多少钱一个

型号应该是 BPR6ES 是NGK的产品 一般装在金杯491 发动机上 批发价在10元一只 仿品 也就5元左右

关于《bpr6ey发动机 参数》的介绍到此就结束了。