美国航空发动机-第2部分
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…220 103。4
…229 112。4
IPE…92 114。0
涵道比
F100…PW…220/…220E 0。6
…229 0。4
总增压比
F100…PW…100/…200/…220/…220E 25。0
…229 32。0
IPE…92 34。0
涡轮进口温度（℃） 1399
最大直径（mm） 1181
长度（mm） 4856
质量（kg）
F100…PW…100 1386
…200 1410
…220 1452
…220E 1496
…229 1656
F110/F118涡轮风扇发动机
牌 号 F110/F118
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 通用电气公司航空发动机集团
生产现状 批生产
装机对象 F110…GE…100 F16C/D、N，F…15E。
F110…GE…400 F…14B/F…14D，F…14A改装。
A…7“海盗”Ⅱ CAS/BAI（建议），A…7“海盗”Ⅱ改装。
F110…GE…129 所有110装备的飞机，1991年中以后的F…15E，F…16“敏捷隼”，日本FS…X。
F110X 未来先进战斗机。
F118…GE…100 B…2，RT…1。
研制情况
F110是美国通用电气公司从轰炸机用的F101改型而来的战斗机用的加力式涡扇发动机。
美国卡特政府决定停止B…1A/F101…GE…100计划和美国第一线战斗机用的TF30和F100发动机存在大量耐久性、可靠性和操纵性问题，是促使通用电气公司作这一改型工作的主要原因。该公司在1976年就自筹资金制造了一台F101X验证机，其热力参数与F100发动机的相似，与原来的F101…GE…100相比，减小了涵道比，提高了增压比。
随着军方对战斗机的战备状态和全寿命期费用的关心日益增强，美国空军实施了改型战斗机发动机计划，并与通用电气公司签订一项有限的研制合同，价值8000万美元，包括3台原型机，编号为F101DFE。这项研制计划的目标是：
（1）鉴定F…16和F…14飞机/发动机在实际飞机中的匹配能力，包括性能和作战适用性；
（2）通过加速任务试验确定发动机的耐久性；
（3）根据验证的能力，提出生产型发动机的型号规范。
如果计划成功，那么将提供足够的数据，以使进入全面工程研制阶段的风险减到最小。
经过1980年和1981年两年的广泛试验，达到或部分超过了预期的目标。在F…16飞机上的试飞结果证明，F101DFE无需作重大改进就可以装在这种飞机上使用。在F…14飞机上的试飞结果表明，飞机的留空时间和作战半径都比装原来TF30发动机的增加25％。在试飞中，发动机无需调整，并且油门杆的使用不受限制。在1982年12月的一次试验中，完成了5004个总累积循环（TAC），其热端部件寿命为当时新采购的F100发动机的三倍。
基于上述结果，通用电气公司又得到了一项在空军替换战斗机发动机计划下的全面研制合同，价值9300万美元，为期两年，发动机正式编号为F110，与普拉特·惠特尼公司F100发动机的改进型竞争用于新生产的F…15和F…16战斗机。这项全面研制计划的重点是实现系统最佳化，确定供F…15、F…16和F…14用的F110发动机的最终构型，并继续进行高空模拟试验、加速任务试验和各种环境试验。
F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。
与F101…GE…100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3。2，直径减小到970mm，涵道比由2。01减到0。87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F…14、F…16和特别是F…15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。
1984年2月，美国空军按照双承包商采购策略，决定对F…15和F…16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75％为F110，25％为F100。从此，开始了一场发动机大战（Great Engine War）。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F…16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75％。
F110…GE…100 F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术。用于F…15和F…16。
F110…GE…400 海军型，与F110…GE…100基本相同。1987年开始用于F…14B/D。
F110…GE…129 性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0。76，零件数目比F100…GE…100少40～50％。
F110X 研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9。5。
F118…GE…100 F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B…2轰炸机。1991年决定用于改装TR…1，以取代原来的J75涡喷发动机。
结构和系统
进 气 口 环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。
风 扇 3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。水平对开机匣，转子和整流叶片可单独更换。风扇直径970mm，压比3。2。
压 气 机 9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。压比9。7，效率85％。
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N…5单晶铸造，效率为0。87。
低压涡轮 2级轴流式，带冠。2级转子叶片均可单独更换，第2级导向器叶片可分段更换。第1级转子叶片材料为Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。
加力燃烧室 F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90％的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。
尾 喷 管 收敛…扩张型。由F404发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
控制系统 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110…GE…129采用全权数字式电子控制。
支承系统 5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。
技术数据
最大加力推力（daN）
F110…GE…100 12268
…400 12045
…129 12899
F110X 16235
中间推力（daN）
F110…GE…400 7117
…129 7562
最大推力（daN）
F118…GE…100 8451
加力耗油率＇kg/（daN·h）＇ 2。02～2。05
中间耗油率＇kg/（daN·h）＇
F110…GE…100/…129 0。70
推重比
F110…GE…100 7。07
…400 6。16
…129 7。28
F110X ～9。50
F118…GE…100 5。43
空气流量（kg/s）
F110…GE…100 113。4～122。4
…400 117。5
…129 118。0
涵道比
F110…GE…100 0。87
…400 0。87
…129 0。76
总增压比
F110…GE…100 30。4
…400 30。4
…129 32。0
F118…GE…100 30。4
涡轮进口温度（℃）
F110…GE…100 1427
…400 1427
…129 1455
F118…GE…100 1427
最大直径（mm） 1181
长度（mm）
F110…GE…100 4622
…400 5893
…129 4626
质量（kg）
F110…GE…100 1769
…400 1996
…129 1809
F110X 1701
F118…GE…100 1526
F404涡轮风扇发动机
牌 号 F404
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 通用电气公司航空发动机集团
生产现状 生产
装机对象 F404…GE…100D A…4换发。
F404…GE…400D A…6F。
F404…GE…F1D2 F…117A。
F404…GE…400 F/A…18、“阵风”A、X29A、X31A。
F404…GE…100A F…20A。
F404…GE…402 F/A…18。
F412（原F404…F5D2） A…12（已取消）。
研制情况
F404发动机始于60年代通用电气公司的GE15。GE15为诺斯罗普公司“眼镜蛇”P530的动力。P530后来演变为YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即F/A…18，因而在YJ101基础上发展了低涵道比的F404涡轮风扇发动机。
1975年11月通用电气公司与美国海军签订了全面研制F404的合同。1977年1月首台运转，1978年6月完成飞行前规定试验，11月装飞机试飞，1979年12月F404…GE…400通过定型试车并批准投入生产，1980年1月交付第一台生产型发动机。
F404的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与YJ101相同，风扇、低压涡轮和加力燃烧室稍许放大，涵道比由YJ101的0。2提高为0。34，涡轮进口温度提高10℃，发动机推力比YJ101增加约17％。
在研制F404时，美国海军根据以往的使用经验，突出了可靠性和维修性要求。据此，通用电气公司改变了过去强调性能，而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。
由于F404与飞机采用分离附件机匣设计，装在飞机上的辅助传动系统（AMAD）单独传动燃油泵、液压泵和发电机。系统有它自己的空气涡轮起动机，因此飞机与发动机只有11个接头，换一台发动机只需21min。
F404由6个单元体组成，左、右发可以互换，采用了状态监控措施，因而维修性大有改善。
按1975年美元计算，F404的全面研制费用为3。36亿美元（不包括YJ101验证机费用）。
F404…GE…100 原编号为F404…GE…F1G1。发动机基本结构与…400型相同，主要差别是采用了多余度的燃油控制系统和为单发飞机F…20专门设计的附件。一个数字式电子装置作为机械液压装置的备份，可提供机械液压装置的90％工作能力。此外高压涡轮更换了一些材料，改善了耐久性。该项目因1986年底F…20A工作的终止而未进行到底。
F404…GE…F1J1/RM12 是通用电气公司与瑞典沃尔伏航空发动机公司合作研制的发动机。1983年开始进行风扇、压气机、核心机和整机试验。1988年12月开始装JAS39试飞，1993年开始交付使用。该机在…400型基础上核心机稍有修改，风扇流量增加到72。6kg/s，燃烧室采用了隔热涂层，使涡轮进口温度和高压涡轮效率有所提高。采用了数字式电子控制器。发动机加力推力为8050daN。
F404…GE…400D 是非加力型。用于A…6F（A…6E的换发）。发动机推力为4800daN，计划90年代初将其推力提高至5780daN。
F404…GE…402 为F404的增推型，推力为7828daN，发动机高、低压涡轮转子和静子叶片更换了材料，燃烧室采用了隔热涂层，高压压气机采用钢机匣，加力燃烧室是新的。装该发动机的F/A…18C/D已经得到瑞典、科威特和芬兰等国的订货。
F412（F404…F5D2） 是以RM12为基础的增推型，推力为8896daN。该发动机采用了加大的风扇，改进了核心机、加力燃烧室及尾喷管，空气流量达到72。5kg/s。F412是为先进攻击机A…12研制的。1990年A…12被取消，GE公司则将其发展为F414。
结构和系统
（F404…GE…400）
进 气 口 带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风 扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比
