美国航空发动机-第2部分

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最大加力推力（daN）　
F100…PW…100　　　　　　　10590　
　　　　…200　　　　　　　10590　
　　　　…220　　　　　　　10590　
　　　　…220E　　　　　　　10570　
　　　　…229　　　　　　　12890　
　　　　…220P　　　　　　　12010　
　　　IPE…92　　　　　　　13778　
　　　IPE…94　　　　　　　16000　
中间推力（daN）　
F100…PW…100　　　　　　　6520　
　…220/…220E　　　　　　　6526　
　　　　…229　　　　　　　7918　
　　　　…220P　　　　　　　7429　
加力耗油率＇kg/（daN·h）＇　
F100…PW…00　　　　　　　2。31　
　　　…200　　　　　　　2。30　
　　　…220　　　　　　　2。21　
　　　…229　　　　　　　2。00　

最大连续耗油率＇kg/（daN·h）＇　
F100…PW…100　　　　　　0。720　
　　　　…200　　　　　　　0。720　
　　　　…220　　　　　　　0。700　
　　　　…229　　　　　　　0。660　
推重比　
F100…PW…100　　　　　　　7。8　
　　　　…200　　　　　　　7。7　
　　　　…220　　　　　　　7。4　
　　　　…220E　　　　　　　7。2　
　　　　…229　　　　　　　7。9　
　　　IPE…94　　　　　　　　9。5　
空气流量（kg/s）　
F100…PW…100　　　　　　101。1　
　　　　…200　　　　　　101。6　
　　　　…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