C919完全是民用设计的基本思路。机翼位置偏下，靠近地面，噪声被机翼和机舱隔开，对内部乘客影响比较小。此外，C919的油路，电路都在底部。为了减少降落时的震动同时减轻重量，使用了中等直径的单轮结构。尾舱无大型舱门。如果是在野战机场，919完全不合格，发动机靠近地面，容易吸取杂物，起落架无法保障降落的安全性，大型设备无法直接运输
发动机到处都是核心技术
发动机相当于战斗机的心脏，没有了发动机，战斗机就没有了运作能力，飞不起来。
发动机是衡量一架战机性能最重要的一个零件，要说如今战机发动机最先进的国家一定是美国，其中美国F35装载的发动机F135是目前推力最大的一款发动机。我国虽说现在是拥有第五代战机的大国
我认为核心技术能突破欧美垄断，因为这个技术我国默默研究了好几年，这个时候放出来就是为了解除欧美垄断。
在速度上会更快，在空间上也很有优势，而且更加的节能环保，低碳排放量也符合标准，是非常有竞争能力的。
得看是何种核心技术整体技术，空气动力学等关键设计国产引擎，航电等外国产（都是国产成本过高的）顺便多说一句，c919主要是要卖了挣钱的，不是给某些人搞科研的，所以为了控制成本用了很多外国东西
行驶起来非常的平稳，速度比较快，且使用了很多高科技，体验感非常不错，性价比非常高。
C919完全是民用设计的基本思路。机翼位置偏下，靠近地面，噪声被机翼和机舱隔开，对内部乘客影响比较小。此外，C919的油路，电路都在底部。为了减少降落时的震动同时减轻重量，使用了中等直径的单轮结构。尾舱无大型舱门。如果是在野战机场，919完全不合格，发动机靠近地面，容易吸取杂物，起落架无法保障降落的安全性，大型设备无法直接运输
没有,这个C919飞机就是大杂烩,很多东西技术都是国外各国的,我国公布的50%是自造的,但不包括发动机航电等关键部位,我国还是没有掌握这些东西,等于是我国还是用廉价的劳动力和低廉的材料成本生产,国外公司拿高额的技术利润,后期的C929是我国和俄罗斯联合,俄罗斯出发动机等各方面的技术,我国很多飞机以后还是离不开国外的技术
我认为核心技术能突破欧美垄断，因为这个技术我国默默研究了好几年，这个时候放出来就是为了解除欧美垄断。
完全可以，我们目前这方面的技术已经发展起来。
起飞重量不同……
一、 国外大涵道比涡扇发动机发展概况大涵道比涡扇发动机是指涵道比大于4的涡扇发动机，它具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于军民用运输机和其他大型亚声速飞机。经过30多年的发展，大涵道比涡扇发动机的性能、可靠性、耐久性、经济性、和环保水平等方面都有很大进步。与早期的涡喷发动机相比，发动机的噪声降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率减少了50%。目前，大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，发动机的空中停车率从每1000飞行小时1次下降到002～005次左右，返修率达到每1000飞行小时06～01次，航班准点率达到95%～98%。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到16000小时，最长超过40000小时。发动机的噪声强度和污染物排放分别降低了75%和80%。在民用大涵道比涡扇发动机市场上，150座级干线客机的发动机是主流产品。据预测，未来20年，世界150座级干线客机至少需要25000台发动机，大约占民用发动机市场的73%。目前典型的150座级干线客机用大涵道比涡扇发动机是CFM国际公司的CFM56发动机和IAE公司的V2500发动机。其中，CFM56系列发动机占据150座级干线客机发动机市场的78%，该发动机不仅是B737飞机的唯一动力，而且赢得新型A320飞机一半以上的发动机订货，目前已经交付使用的CFM56发动机超过15600台。V2500发动机占据150座级干线客机20%左右的市场份额，主要用于A320、A321和MD-90客机。关于此类发动机今后的发展，CFM国际公司在1998～2004年实施了Tech56计划，目标是燃油消耗率降低4%～8%，拥有成本和维护成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO标准低40%～50%，噪声比FAR36第三阶段低20dB。该计划发展的技术包括：金属材料空心风扇叶片、压比15的6级高压压气机、双环腔预旋流燃烧室（TAPS）、锯齿型喷管（降噪3dB）、低成本控制系统等。2007年，这些技术将用于生产型的CFM56-5B/7B发动机。2004年底，CFM国际公司又开始实施LEAP56（前沿航空推进）计划，专门研究下一代150座级干线客机所需的发动机技术。该计划的目标是在目前CFM56-5B/-7B的基础上，燃油消耗率降低10%～15%，维护成本降低15%～25%，机上寿命延长25%，污染物（特别是NOx）排放降低50%，噪声比FAR36第四阶段的标准低15dB。从1990年开始，普�6�1惠公司与MTU、菲亚特、Avio和Volvo等联合发展下一代150座级干线客机所需的齿轮传动涡扇发动机PW8000，2007年第一台GTF验证机将投入试验，目标是使发动机的耗油率比目前的水平低11%～12%，噪声比第三阶段的要求低30dB，维修费和使用费分别降低30%和10%。发动机推力为111～156千牛，压气机总增压比40，风扇直径93 米。另外，英国罗罗公司和俄罗斯的一些机构也都在积极发展下一代150座级干线客机的发动机技术。军民用大涵道比涡扇发动机技术的通用性很强（达70%），但是在安全可靠性、环保要求、舒适性、经济性和适航取证方面，民用干线客机发动机比军用运输机发动机要求更高、更严格，研制难度更大。因此，军民结合、互相支持是世界通行的发展途径。由于军用大涵道比涡扇发动机数量不大，很多大型军用运输机发动机就直接是民用发动机的改型，典型的机种包括CFM56-5C发动机和俄罗斯的D-30KP发动机等。二、 我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状需求分析研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中，国家已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机，包括军民用两型大型飞机发动机，这是必须实现的国家战略目标。发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键，发动机技术不突破，就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），不发展民用大涵道比涡扇发动机，就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。据有关部门预测，我国未来20年，仅150座级干线客机就需要800架左右，加上其他用途的大型飞机，共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台，总价值达412亿美元，折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大，经济、军事、社会效益显著，对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。 发展现状与差距经过多年发展，我国在航空动力技术领域取得了一些成绩，在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力，研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机，装备了几十种军民用飞机，为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面，对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究，并在航空推进技术验证计划支持下，建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大，技术基础相对薄弱，大量关键技术尚未突破和掌握，部分试验设备还存在缺门，工程设计和使用经验缺乏，自行独立研发还有较大困难。三、我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析军用大涵道比涡扇发动机总体方案根据大型军用运输机及特种大型飞机的使用要求，在已设计定型的太行发动机核心机的基础上，利用航空推进技术验证计划构建的大涵道比涡扇发动机验证平台，对高压压气机叶片进行全三维改进设计，改善核心机性能；同时改进设计风扇/增压级，匹配设计低压涡轮，采用全权限数字电子控制系统，发展12000kgf推力级的涡扇发动机。该发动机主要技术指标与正在服役的CFM56发动机相当，与现役俄制D-30KP发动机相比明显提高，在同等条件下，将使大型军用运输机航程增加10％以上，具有一定的先进性，可满足我国大型军用运输机对动力装置的需求。 民用大涵道比涡扇发动机总体方案突破关键技术，提高自主研发能力。以14吨推力级的下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为背景，通过预先研究和国际合作，完成部件、系统、核心机和验证机的设计、加工和试验，突破民用大涵道比涡扇发动机关键技术，基本具备自主研发能力。在验证机的基础上，根据市场和飞机需求，研制出具有自主知识产权和市场竞争力的大涵道比民用涡扇发动机，满足我国干线客机发展对动力的需求，进入市场，逐步形成产业。主要技术指标：起飞推力14000kgf；巡航耗油率：不大于56kg/（h）（H=11km、M=8）；噪声、有害物排放水平满足当时的适航标准；寿命、可靠性、可维护性等综合性能水平优于现役CFM56发动机，与其后继机的水平相当。大涵道比涡扇发动机关键技术1主要设计关键技术对于军民用大涵道比涡扇发动机而言，除环保、寿命和经济性等指标外，其他的主要设计技术是相同的，包括总体、部件、系统、整机、仿真等，因此将其关键技术合并研究，主要有：（1）大涵道比发动机总体方案设计技术（含飞发一体化和经济性分析）；（2）民用发动机适航技术；（3）大涵道比风扇/增压级设计技术；（4）高效高级压比压气机设计技术；（5）低排放、长寿命燃烧室设计技术；（6）高性能长寿命高、低压涡轮设计技术；（7）发动机短舱及反推力装置设计技术；（8）核心机设计技术；（9）验证机设计技术；（10）整机/部件综合数值仿真技术；（11）大涵道比涡扇发动机数控系统设计技术；（12）低噪声设计技术；（13）长寿命、高可靠性和可维护性设计技术；（14）轴承和传动润滑系统设计技术；（15）故障诊断和监控技术；（16）涡轮主动间隙控制技术；（17）辅助动力装置（APU）设计技术。2 材料、工艺技术军用大涵道比涡扇发动机主要采用现有成熟材料和工艺，但在部分关键零部件（如大型风扇叶片、机匣等）的制造上仍有其特殊要求，需要进行攻关。民用大涵道比涡扇发动机由于技术指标要求更高，满足适航取证的要求也更多，需要采用更多的新材料和新工艺，才能达到设计要求。军民用大涵道比涡扇发动机研制中需要攻关的主要材料工艺项目包括：（1）大型宽弦风扇空心叶片（钛合金或复合材料）制造技术；（2）大型钛合金中介机匣铸造、焊接和制造技术；（3）钛合金整体叶盘/叶环制造及修复技术；（4）复合材料包容环制造技术；（5）风扇盘圆弧型榫槽加工技术；（6）三维弯扭多联组合涡轮导向叶片精铸技术；（7）定向凝固带冠大展弦比低压涡轮叶片精铸技术；（8）风扇转子和发动机本机平衡技术；（9）风扇机匣涂层本机加工技术；（10）耐600℃高温钛合金材料工程化与制造工艺；（11）镍基高温合金整体叶盘低成本制造技术；（12）低成本燃烧室机匣整体铸造技术；（13）火焰筒浮动壁材料与制造技术；（14）高压涡轮动叶及导叶用涂层及其涂覆工艺；（15）耐1100℃单晶涡轮叶片低成本材料、铸造以及打孔工艺；（16）耐1100℃涡轮导叶低成本材料、铸造以及打孔工艺；（17）粉末轮盘制粉、锻造工艺以及缺陷检测。3 试验、测试技术大涵道比涡扇发动机与军用小涵道比涡扇发动机相比，除了因为尺寸、流量、推力的增加，而需要对现有试验设备和技术进行完善改进外，由于大涵道比涡扇发动机、尤其是民用大涵道比涡扇发动机，为了满足适航条例的要求，需要进行大量的特殊的适航试验，如吞咽试验、包容试验、环境试验等。因此，在加紧建设相关的缺门试验设备的同时，还需大涵道比涡扇发动机所需的特殊试验技术进行研究，并发展相应的试验方法和规范。主要包括：（1）整机试验与调试技术；（2）发动机反推力试车技术；（3）发动机投鸟试验技术；（4）发动机吞水、吞冰、吞砂试验技术；（5）发动机侧风、逆风试验技术；（6）发动机噪声场测量技术；（7）风扇叶片包容试验技术；（8）部件和整机寿命和可靠性试验技术。4 关键技术解决途径与措施建议1 军用大涵道比涡扇发动机通过型号验证机研制、原型机研制和科研试飞、定型批研制和设计定型、生产定型及批量使用等几个发展阶段，充分继承了定型发动机的核心机、滑油系统和控制系统的部分附件，继承性较高，研制风险小，可降低研制成本、缩短研制周期。2 民用大涵道比涡扇发动机尽快组织实施先进民用大涵道比涡扇发动机关键技术研究计划，利用10年左右时间，结合国际合作，通过部件/系统/核心机/验证机研制，突破和掌握关键技术，夯实技术基础，提高自主创新能力。然后，在验证机的基础上进一步研发出具有自主知识产权和当代水平的、取得适航证进入市场的民用大涵道比涡扇发动机。 1 关键技术攻关和验证机研制（1）发动机总体方案设计和部件设计、加工和试验。完成发动机总体方案设计和性能分析计算、整机/部件气动热力性能数值仿真分析、发动机方案草图设计和选材方案、各部件和系统的设计技术指标和参数要求；完成总体/部件/系统试验件设计和试验、部件强度寿命设计分析、选材和关键加工工艺设计、部件/系统综合数值仿真分析、辅助动力装置设计和试验等。 （2）核心机和验证机的工程设计、加工和试验验证。完成核心机和验证机的工程设计和加工、核心机的地面模拟试验、验证机地面台架性能调整试验、300小时地面台架持久试验、高空台巡航状态性能模拟试验（H=11km，M=8）以及部分适航性标准试验（如噪声、低污染排放等）。2 原型机研制和适航取证在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上，针对我国干线客机发动机的具体要求，完成原型机的研制，取得型号合格证、生产许可证和适航证。3 积极开展国际合作我国航空动力行业与世界先进水平相比，差距仍然较大，尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面，基础十分薄弱，缺乏技术储备，大量关键技术尚未突破和掌握，没有工程经验，材料、工艺差距更大，试验设备不配套，缺乏高水平的人才，短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此，必须强化基础、自主创新，又要改革开放、借助外力，积极开展国际合作。同时，也应看到，国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场，即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路，表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险，但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。多年的实践证明，与俄罗斯开展技术合作，能够学到大部分关键设计技术，这是与西方国家合作所做不到的，而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿，所以在开展关键技术研究和验证机研制中，重点要抓紧对俄合作的工作。同时，也通过各种方式加强与西方的已有合作，并不断探索新的合作途径，通过与西方的商业合作加快型号产品的开发，尽快进入国际市场。4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一，必须尽早安排计划，攻关研究，加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段，必须在现有基础上， 根据军民结合的原则，尽快进行补充和完善。如：野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等。
楼下说的也对，不过说的是部件，这些的确算核心。关键还是材料，工艺的问题，航空发动机对材料的要求可以用苛刻来概扩。曾经了解过某种发动机的亚气机转子叶片长七厘米，但工作时高速运转，所需的向心力相当于几吨的重力，此外还要承受气体的反作用力。有些部件要承受极高的温度，还要保持极高的机械性能，保证机件充分的润滑等。这些都不是能轻易做到的。如果工艺不够好，高速旋转的转子不是太平衡，就会产生相当大的振动，影响设备的性能和寿命。这些才仅仅是很小一部分。
一、两者区别：1、四引擎飞机一般机体较大，载油量多，航程远，载客量也大，当然引擎多，推力自然就大，当然耗油相对双引擎要高。2、四引擎的飞机安全性相比双引擎更高，舒适性更高，能抵抗较强的气流。3、四引擎的机速比双引擎并不占明显优势，主要区别就在于加速方面，四引擎的加速性能要比双引擎高很多，二、知识拓展：飞机引擎就是装在飞机上的引擎。引擎是发动机的核心部分，因此习惯上也常用引擎指发动机。引擎的主要部件是气缸，也是整个汽车的动力源泉。严格意义上世界上最早的引擎由一位英国科学家在公元一六八零年发明。在游戏的编写中，引擎指用于控制所有游戏功能的主程序。引擎的主要部分就是汽缸，这里就是整个汽车的动力源泉。汽缸的工作原理我在这里简单介绍一下，汽缸包括缸体、进气孔、输油孔、出气孔、活塞和火花塞(汽油机)。汽缸通过进气孔和输油孔注入汽油和空气，在汽缸内充分混合，当火花塞点燃混合物后，混合物猛烈地爆炸燃烧，推动活塞向下运动，并产生动力。同时，爆炸气巨大的压力还推开单向阀的出气孔，排出废气。而后，汽缸内残余废气逐渐变冷，气压变低，汽缸外部的大气压又推动活塞向上运动，以准备进行下一次爆炸。
一、两者区别：1、四引擎飞机一般机体较大，载油量多，航程远，载客量也大，当然引擎多，推力自然就大，当然耗油相对双引擎要高。2、四引擎的飞机安全性相比双引擎更高，舒适性更高，能抵抗较强的气流。3、四引擎的机速比双引擎并不占明显优势，主要区别就在于加速方面，四引擎的加速性能要比双引擎高很多，二、知识拓展：飞机引擎就是装在飞机上的引擎。引擎是发动机的核心部分，因此习惯上也常用引擎指发动机。引擎的主要部件是气缸，也是整个汽车的动力源泉。严格意义上世界上最早的引擎由一位英国科学家在公元一六八零年发明。在游戏的编写中，引擎指用于控制所有游戏功能的主程序。引擎的主要部分就是汽缸，这里就是整个汽车的动力源泉。汽缸的工作原理我在这里简单介绍一下，汽缸包括缸体、进气孔、输油孔、出气孔、活塞和火花塞(汽油机)。汽缸通过进气孔和输油孔注入汽油和空气，在汽缸内充分混合，当火花塞点燃混合物后，混合物猛烈地爆炸燃烧，推动活塞向下运动，并产生动力。同时，爆炸气巨大的压力还推开单向阀的出气孔，排出废气。而后，汽缸内残余废气逐渐变冷，气压变低，汽缸外部的大气压又推动活塞向上运动，以准备进行下一次爆炸。
1、性能不同。四引擎飞机一般机体较大，载油量多，航程远，载客量也大，当然引擎多，推力自然就大，当然耗油相对双引擎要高。2、舒适度不同。四引擎的飞机安全性相比双引擎的飞机更高，舒适性更高，能抵抗较强的气流。3、加速度不同。四引擎的机速比双引擎并不占明显优势，而在加速方面，四引擎的加速性能要比双引擎高很多。扩展资料：战斗机和客机发动机的区别1、主要就是涵道比的差别，以及有无加力。2、客机的涵道比大，所以风扇直径很大，节省燃油，但迎风阻力也大。现代的战斗机一般使用涡轮喷气发动机，涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。参考资料来源：百度百科-航空发动机
核心机部分是发动机最核心的东西，现在中国造的发动机，核心机都是国外的。飞机发动机的设计制造牵涉范围很广，是各行各业尖端技术的合成。在加上国家投资力度不够，虽然比以前强多了，但与国外比差太远，自然就很难设计制造出高性能发动机
就是用到一个摄像头的原理，而且也是无人飞机的原理，别让无人机飞得更高，然后可以方便我们大家的生活。