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常浩南一边介绍一边在纸上飞速写下了几串数字：
“目前世界上几种主流的第三代大推力涡扇发动机，F100和AL31F的压比都在24-25范围内，而F110的压比一枝独秀，应该有将近31。我看你们这个设计，甚至还给压气机用了效率更高的弯掠叶片设计，恐怕压比要奔着32-33去，这样对于我们涡扇10的两个装机对象来说，适装性就会非常差……”
航发毕竟不可能一直呆在地面测试台架上，而是要装到飞机上面，真正升空飞行的。
所以哪怕未来航空动力系统真的独立出来、发动机项目不再作为飞机项目的配套而存在了，设计航发也不可能不考虑装机对象的实际情况。
压比高，确实是好事，但绝对不是无脑越高越好。
过高压比的发动机，尤其是涡扇发动机在超过声速之后，压气机耗功会飞快增加，导致等熵压缩线右移，压气机效率降低，循环功减少。
纸面上的总压比虽然还是很高，但实际可用的有效压比反而低了。
反应在实际性能上就是这个发动机中低速状态一条龙，速度高了就变成一条虫。
F110和F404/414都有这个毛病。
差距大到什么程度呢。
这两台技术水平明明更先进的发动机，在超音速状态下不仅推力曲线不如AL31F和RD93，甚至连油耗表现都不如后两者。
这是个被基本物理原理限制住的问题。
除非搞出可变循环发动机，否则无法从根源上实现各种工况下性能的兼顾。
F22上面的F119发动机为了超音速性能就选择了和F110完全相反的设计，结果就是不开加力即可超音速巡航，但军推状态下的油耗奇高无比，导致整个飞机在内油量巨大的情况下反而变成了个小短腿。
并不是普惠的设计师能力不行。
取舍而已。
ATF项目诞生于冷战高峰期，当时的作战想定就是在欧洲上空进行短促的高强度战斗，然后要么被击落要么返航，并不需要多大航程。
只不过计划赶不上变化，等到2005年F22服役的时候，发现自己竟然要到广袤的太平洋地区去发挥余热，结果就显得性能跟需求脱节了。
当然，尽管不可能从根本上解决问题，但还是有办法改善的——
给飞机重新设计个匹配更好、升压能力调节范围更广一些的可调进气道就行了。
后来的新型号F15就采用了这种思路。
至于F16和F18么……
笑死，中型机要什么超音速性能，老实一边呆着去。
而眼下的情况是，歼11的总体设计是苏27的，那个机身+进气道的基础设计就已经有很逆天的升压能力，真想要调低还不太容易。
歼10则干脆已经确定采用不可调的DSI进气道，同样也不可能因小失大，把进气道状态固定在一个低效率低升压比的状态下。
所以涡扇10在具体技术层面虽然可以自由发挥，但在性能风格的取舍上，还是得走F100/AL31F的路线，把升压比确定在25附近为宜。
航空发动机总体设计是一个极其复杂的系统工程，这在真正意义上的“设计”工作开始之前就已经体现出来了。
“哦……”
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