西方及中国的军用涡扇航空发动机技术资料收集与对比

中国国产涡扇发动机与国外涡扇发动机对比表

发动机

AL-31F

AL-31FN

M53-P2

M88-2

EJ200

F404-GE-400

F100-PW-229

F101-GE-102

F110-GE-129

F119-PW-100

WS10

WS10改

WS13天山

(仿RD33)

WS9秦岭

(仿斯贝MK202)

WS9改进型

(秦岭MK220)

国家

俄罗斯

俄罗斯

法国

法国

英国

美国

美国

美国

美国

美国

中国

中国

中国

中国

中国

装机对象

苏27系列

歼10

幻影系列

阵风系列

EF2000

F/A-18E/F

F15/16早期

B-1B

F15/16后期

F22/35系列

歼-10/11

歼-14*

枭龙

飞豹

飞豹改进型

加力推力(daN)

12850

12255

9500

7500

9000

7120

12890

13681

12899

15568

13240

15500

8637

9118.9

9800

中间推力(daN)

7620

7620

6330

4871

6000

4800

7918

7561

7562

9790

7900

5675

5445.9

6370

巡航推力(daN)

5120

4598.16

加力耗油率(kg/daN•h)

1.98

1.98

2.12

1.8

1.765

1.65

2

2.24

2.05

2.4

2.02

2.02

2

中间耗油率(kg/daN•h)

0.795

0.907

0.898

0.827

0.76

0.66

0.56

0.7

0.622

0.73

0.67

0.65

巡航耗油率(kg/daN•h)

0.683

0.695

0.65

推重比

7.14

6.56

9

9.2

7.24

7.9

7.69

7.28

11.7

7.5

9.5

7.8

5.05

6.55

空气流量(kg/s)

112

112

94

65

75

64.4

112.4

159

118

126

80

92.5

96.9

总增压比

23.8

23

9.8

24.5

26

25

32

26.5

32

26

32

23

20

21.5

涡轮前温度(K或℃)

1665K

1665K

1260℃

1577℃

1850K

1316℃

1399℃

1371℃

1728K

1853K

1747K

1800K

1650K

1167℃

1550K

涵道比

0.6

0.6

0.36

0.5

0.4

0.34

0.4

2.01

0.76

0.3

0.78

0.57

0.62

0.62

发动机寿命(h)

1500

4000*

2200

大修间隔(h)

500*

1000*

810

长×宽(m)

4.99×1.28

4.85×1.14

5.07×1.055

3.538×1.003

3.556×0.863

4.033×0.884

4.856×1.181

4.6×1.397

4.626×1.181

4.826×1.143

4.14×1.02

5.205×1.093

5.211×1.095

重量(kg)

1800

1478

850

900

983

1656

1814

1809

1360

1795

1665*

1135

1842

1527注：带*号为推测。

名词解析

1）推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。

2）空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。

3）单位耗油率：产生1牛顿或10牛顿或1千牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油每公斤单位质量，即公斤/牛顿•时（kg/N•h）、公斤/十牛顿•时（kg/daN•h）、公斤/千牛顿•时（kg/kN•h）、公斤/公斤力•时（kg/kg•h）。

4）涡轮前温度：燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。

5）总增压比：发动机进口和发动机出口的压力比，又称总压缩比，简称总压比，第三代发动机的增压比一般在20～30左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。

法国M53与M88涡轮风扇发动机简介

M53系列

牌号M53

用途军用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家法国

厂商国营航空发动机研究制造公司

生产现状生产

装机对象M53-2“幻影”2000原型机。

M53-5“幻影”4000原型机。

M53-P2“幻影”2000。

M53-PX2

“幻影”2000。

研制情况

为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。M53服役计划将超过2025年。

M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1米。

M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。

M53-2早期的原型机。

M53-5在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。

M53-P2M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。

M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。

结构和系统

进气口环形，带尖进气锥，用热空气防冰。

风扇3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。

压气机5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。

燃烧室环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。

涡轮2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。

加力燃烧室平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。

尾喷管可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为2850～5550cm2。

控制系统M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。

燃油系统来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或JP-4。

滑油系统由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。

起动系统燃气涡轮起动机。

点火系统主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。

技术数据

加力推力(daN)

M53-28330

M53-58820

M53-P29500

中间推力(daN)

M53-55440

M53-P26330

加力耗油率[kg/(daN•h)]

M53-52.09

M53-P22.12

中间耗油率[kg/(daN•h)]

M53-50.887

M53-P20.907

推重比

M53-56.12

M53-P26.56

空气流量(kg/s)

M53-586

M53-P294

涵道比

M53-2，-50.35

M53-P20.36

总增压比

M53-P29.8

涡轮进口温度(℃)

M53-21200

M53-51230

M53-P21260

直径(mm)1055

长度(mm)

M53-P25070

M53-54844

质量(kg)

M53-51470

M53-P21478

M88系列

牌号M88

用途军用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家法国

厂商国营航空发动机研究制造公司

生产现状生产

装机对象M88-1“阵风”A。

M88-2“阵风”D(早期型)。

M88-3“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。

CFM88行政机和支线飞机。

研制情况

M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。

M88-1结构与早期M88MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。

M88-2标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4

M88-3考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。预计1999～2000年可供使用。

M88-4拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。

M88-2S/M88-3S分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计2000年可供使用。

CFM88在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座的支线飞机。

结构和系统

进气口环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。

风扇3级轴流式。

压气机6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。

燃烧室环形。多孔气膜冷却。L/H=2。

高压涡轮单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，

生产型用N18合金。

低压涡轮单级轴流式。气冷。

加力燃烧室整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。

尾喷管引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。

控制系统ELECM的双余度FADEC。

最大加力推力(daN)

M88-18318

M88-27500

M88-38000～9300

中间推力(daN)

M88-24871

加力耗油率[kg/(daN•h)]

M88-21.80

中间耗油率[kg/(daN•h)]

M88-20.898

推重比

M88-29.0

空气流量(kg/s)

M88-265

M88-3

72

涵道比

M88-20.5

M88-3

0.3

总增压比

M88-124

M88-224.5

M88-3

27

涡轮进口温度(℃)

M88-21577

M88-3

1577

最大直径(mm)

M88-21003

进口直径(mm)

M88-2696

M88-3790

长度(mm)

M88-23538

M88-33618

质量(kg)

M88-2850

M88-3

985

EJ200加力涡轮风扇发动机

牌号EJ200

用途军用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家国际合作

厂商欧洲喷气涡轮公司

生产现状研制中

装机对象欧洲战斗机EF2000

研制情况

EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗•罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(EurojetTurboGmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。

在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大于0.5MMH**/EFH。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗•罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。

除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机。

结构和系统

风扇3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。

压比约4.0。

高压

压气机5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。

燃烧室环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。

高压涡轮单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料

U720。

低压涡轮单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。

加力

燃烧室燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。

尾喷管全程可调收敛-扩张式。

控制系统FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。

滑油系统零过载或负过载滑油系统。

最大加力推力(daN)9000

中间推力(daN)6000

加力耗油率(kg/daN/h)

1.66～1.73

耗油率(kg/daN/h)

0.74～0.81

推重比10

空气流量(kg/s)

75～77

涵道比

0.40

总增压比26.0

涡轮进口温度(℃)

1477

最大直径(mm)

863

长度(mm)

3556

质量(kg)900

在发美国的发动机之前先看看国产的一些战斗机用航空发动机的情况

飞豹的新心脏

——涡扇9（WS9）改进型秦岭MK220涡扇发动机

“斯贝”引进专利，全国产化后的“秦岭”WS9涡扇发动机，成为“飞豹”歼轰机的不二之选。

“秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9（斯贝MK202）原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了法国M53-P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。

国产涡扇-9最大加力推力9305千克(91.189千牛)，最大军用推力5557千克(54.4586千牛)，中间状态推力4692千克(45.9816千牛)，最大连续推力4692千克(45.9816千牛)，最大军用耗油率0.67千克/daN小时，最大加力耗油率2.02千克/千克/小时，推重比5.05，空气流量92.5千克/秒，涵道比0.62，总增压比20，涡轮前温度1167摄氏度，直径1093.32毫米，最大长度5205毫米(喷口全张开)。从数据来看，涡扇-9的推力固然无法与AL-31等先进发动机相比，但以当时的技术水平已经相当不错了。尤其耗油率则远远优于当时国内的涡喷发动机，使得歼轰-7的航程得到了保证。从弹程指数(载弹量与作战半径乘积)，“飞豹”的弹程指数为3150t•km，”狂风“为3120t•km,F/A-18为2960t•km。

“秦岭”MK220涡扇发动机在WS-9原型机的基础上作了如下几个方面改进：

1.采用全新设计研制的带气动雾化喷嘴的环形燃烧室，高压涡轮叶片采用气膜加对流复合冷却技术。

2.对风扇，压气机的结构重新进行了设计，在设计过程中借鉴了国外一些先进涡扇发动机的结构设计方案，风扇由原来的5级改为4级，高压压气机由12级改为10级，风扇和压气级数减少了，但总增压比却提高了，由原来的20增加到21.5，空气流量由原来的92.5公斤/秒增加到96.9公斤/秒。

3.采用鱼鳞板结构的收敛--扩散超音速尾喷管。

通过上述改进，秦岭MK220发动机效之原WS9推力进一步提高。

技术参数：

最大加力推力(daN)9800

中间推力(daN)6370

加力耗油率(kg/daN/h)2.02

耗油率(kg/daN/h)0.67

推重比6.55

空气流量(kg/s)96.9

涵道比0.62

总增压比21.5

涡轮进口温度(K)1550

最大直径(mm)1095

长度(mm)5211

质量(kg)1527

涡扇13(WS13)天山发动机

主要性能数据：

机长4.14米

最大外直径1.02米

交付使用重量1135千克

推重比7.8

加力推力8813千克（86.37千牛）

加力耗油率2.02千克/十牛•小时

最大状态中间推力6710千克（56.75千牛）

最大状太中间推力耗油率0.73千克/十牛•小时

巡航推力5225千克（51.2千牛）

巡航推力耗油率0.65公斤/十牛•小时

进气量80千克/秒

函道比0.57

涡轮前温度1650K

总压比23

大修间隔810小时

总寿命为2200小时

该发动机采用三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有电脑控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8级轴流式高压压气机(前三级为可调导流叶片)单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。齿轮箱和附件位于发动机的下方，性能先进的微型涡轮辅助动力装置。大部分零部件可以利用RD33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的。外廓尺寸相近，引进了改良后的RD33的大部分生产工艺设备对一条WP13生产线进行技术改造，俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。由中俄双方在RD33的设计基础上，对局部结构设计进行改良。2004年已经点火，2005年8月也完成定型任务。现已进入零件组装阶段。WS-13将命名为“天山21”。

传说中还在继续完善之中的涡扇十（WS10）“太行”发动机

源渊：

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。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：

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13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，增压比30，323m/s和334m/s，空气流量M=100kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6kg/s,2.85kg/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。

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P&W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（3LPC+5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4LPC+9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3LPC+10HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。

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。

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。

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，表示要压缩更多的空气，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。

区别：

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。

时间：

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年第一次装在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（制2003年，嘎子注）能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

由于很多资料尚在保密中，虽说我手头能搞到确切的“太行”数据，但出于保密方面的原因，本人在这里只好发大致推测数据了：

WS10是三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功率高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。由于运用了高推预研的先进成果，总压缩比、效率、喘震余度高于俄罗斯AL-31F发动机，总压缩比与美国F110发动机相似，达30以上。

涡轮前温度为1747K

推重比为7.5（国际标准，非俄式标准）

全加力推力为13200千克（129.36千牛）

重量比俄罗斯AL-31F发动机要轻。相比之下，俄罗斯AL-31F发动机涡轮前温度只有1665K，推重比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克（约122.5千牛）；

美国F110发动机的涡轮前温度为1750K，推重比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克（约129.624千牛）。

总体比较，太行发动机的性能要稍高于AL―31F，与F110相似。

美国现役军用航空发动机技术资料大全集

F404系列涡轮风扇发动机

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-100DA-4换发。

F404-GE-400DA-6F。

F404-GE-F1D2F-117A。

F404-GE-400F/A-18、“阵风”A、X29A、X31A。

F404-GE-100AF-20A。

F404-GE-402F/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3.5，平均级压比1.337。

高压

压气机7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。

燃烧室短环形。机加工的HastelloyX合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。

高压涡轮1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene80。

低压涡轮1级轴流式。Rene80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。

加力

燃烧室6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为HastelloyX。

尾喷管液压作动的收-扩喷管。

控制系统机械液压式燃油控制系统。

点火系统复式点火装置和火花塞。

技术数据

最大起飞推力(daN)

F404-GE-4007120(加力)

4800(中间)

-100A7560(加力)

-100D4890(中间)

-F1D24800(中间)

-4027900(加力)

-F2J18000(加力)

F4128050(加力)

起飞耗油率[kg/(daN•h)]

F404-GE-4001.65(加力)

0.76(中间)

推重比

F404-GE-4007.24

-1007.86

-4027.83

总空气流量(kg/s)

F404-GE-40064.4

-40266.0

F41272.5

涵道比

F404-GE-4000.34

总增压比

F404-GE-40025

-10026

-40226

涡轮进口温度(℃)

F404-GE-4001316℃

-1001337℃

-4021413℃

最大直径(mm)

F404-GE-400884

-402884

长度(含进气锥)(mm)4033

质量(kg)

F404-GE-400983

-4021025

美军巡航导弹采用的F107/F112/F121小型涡轮风扇发动机

牌号F107/F112/F121

用途军用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家美国

厂商威廉斯国际公司

生产现状生产

装机对象F107-WR-100AGM-86A。

F107-WR-101AGM-86B。

F107-WR-102AGM-109。

F107-WR-103AGM-86C。

F107-WR-400BGM-109。

F107-WR-402AGM/BGM-109。

F112-WR-100AGM-129。

F121-WR-100AGM-136。

研制情况

F107/F112是美国威廉斯国际公司为巡航导弹研制的小型涡轮风扇发动机。它由WR19发动机发展而来。WR19是WR2发动机核心机的改型。第1台WR19发动机于1967年首次试验。70年代初接受了美国空军的一项140万美元的合同，用于进一步研制这种发动机。发动机很快在原型弹上进行了试飞。并从1972年底到1973年初进行了竞争性试验，结果威廉斯公司取胜。后来巡航导弹项目被取消，故发动机的研制工作也搁置起来，直到1974年2月美国正式宣布研制巡航导弹时，WR19系列的研制工作才又恢复，并发展了军用型F107。1975年10月，F107的飞行试验开始，1976年1月试验结束，1976年9月通过定型试验并正式投产。以后，陆续研制出多种改型。

F107/F112的设计特点是耗油率低，一般在0.61kg/daN/h左右；飞行重量(包括附件)仅50kg，推重比大，为4以上。再加上它的适用范围广、成本低，所以其发展一直处于领先地位。发动机的贮存寿命为10年，工作寿命为50h左右。它主要用于一次使用的巡航导弹和其他飞行器。但在作试验用时，可以用降落伞收回，稍加修理后可再次使用。

F107-WR-100和民用型WR19的大小相同，但重量减轻5kg。

F107-WR-101长度比F107-WR-100增加400mm，其定型试验于1978年10月开始。

F107-WR-102为通用动力公司“战斧”空射巡航导弹研制。

F107-WR-103为通用动力公司“战斧”地面和海面发射巡航导弹研制。为适应更高的涡轮进口温度，在涡轮段采用了新材料，另外设计了新进气口以减少在大攻角飞行时所产生的附加损失，压气机及涡轮转子叶片的气动性能也因为采用了新技术而大大改进。F107-WR-103发动机使用了大量陶瓷涂层，而且还有可能要使用陶瓷材料或金属/陶瓷复合材料涡轮转子。

F107-WR-104是原型WR19的一个可能的改进型，推力达533daN。

F107-WR-105/401计划通过使用金属陶瓷涡轮、燃烧室、静子、喷管和薄壁构件，使推力增加到622daN，推重比将超过10。为减轻重量，将采用石墨聚酰亚胺复合材料机匣、轴及压气机转子。该发动机可用以改装所有现在使用F107的空中发射、海面发射和地面发射的巡航导弹。预计1994年可供使用。

F107-WR-400/402同F107-WR-101，1976年6月5日首次装于“战斧”上，由A-6A飞机空中发射。

F112-WR-100它是F107-WR-103的美国空军编号。

F121-WR-100为威廉斯国际公司目前最小的发动机，用于AGM136空中发射导弹。

结构和系统

(F107/F112)

进气口整体式锥形进气口，后接平直的环形通道。机匣和进气锥之间有4个支板。

风扇2级轴流式。每级叶片和盘均为17-4PH不锈钢整体铸件。风扇转速为35500r/min，压比为2.08。

低压

压气机2级轴流式。整体结构。它和2级风扇装在同一根轴上，并由低压涡轮驱动。转子由粉末金属钛制成，压比1.70。

高压

压气机1级离心式，由高压涡轮驱动。叶轮是PM铸造钛材料，压比为3.89，转速64000r/min。为在机动时减少陀螺力矩、高、低压转子设计成反方向旋转。机匣是两段式结构，两段之间由螺钉连接，前端罩着低压轴流式压气机，后段罩着高压离心式压气机。

燃烧室环形折流式。整体机匣。单个点火器。燃油从发动机前端的空心轴流入，向后流动，然后从高压压气机轴上的一个转动甩油盘喷射出。

高压涡轮1级轴流式。非冷却的涡轮铸件由IN100材料制成。带整体铸造环的涡轮导向器焊接在燃烧室的后部，成为一个组件。高压压气机排出空气冷却机匣衬套，以改进涡轮转子叶片尖部间隙控制。涡轮进口温度为954℃，涡轮叶片有冷却时，可达1093℃。

低压涡轮2级轴流式。每级叶片和盘都是IN713LC的整体铸件。2级涡轮导向器为Haynes31合金的整体铸件。

控制系统机械液压式。控制起动、加速、减速和稳态转速。

燃油系统由1个增压和高压泵组件、1个机械液压式计量计算机和1个燃油切断活门组成。根据弹体制导系统来的电压信号调节慢车和最大转速。

滑油系统完全独立的系统，由1个压力泵、3个回油元件、1个0.615L的滑油箱、1个油滤和燃油-滑油散热器组成。3个回油元件分布在两个涡轮端轴承集油槽内和1个齿轮箱内。

起动点火

系统起动和点火同时完成。1个装有固体药柱的点火器，也是起动器。利用固体火药燃烧产生的火焰和燃气进行点火和起动。火焰从起动器喷出后直接进入燃烧室点火，而燃气从起动器喷出直接冲击高压涡轮。火药燃烧时间规定为6s，变化范围为5～9s。

支承系统低压轴由1、2、5和6号轴承支承。1号是滚珠轴承，放在第1级风扇后面，通过第1级静子叶片传力。2号轴承在低压压气机后面，5号轴承在低压涡轮前面，6号轴承在低压涡轮后端，它们均为滑油润滑的滚棒轴承。高压轴套在低压轴上，由3和4号轴承支承。3号轴承放在前面，是滚珠轴承，放在高压压气机叶轮和附件传动斜齿轮之间。4号轴承在高压涡轮之前。

技术数据

额定推力(daN)

F107-WR-101/400/402267

-WR-103444

-WR-104533

-WR-105/401622

F112-WR-100333

F121-WR-10067

巡航耗油率[亚音速，H=9000m,kg/(daN•h)]

F1070.611

推重比

F107-WR-105/40110

空气流量(kg/s)

F1076.2

涵道比1.0

总增压比14.5

涡轮进口温度(℃)954

最大直径(mm)

F107-WR-400304

F121-WR-100211

长度(mm)

F107-WR-100800

-WR-400937

-WR-1011232

-WR-100660

质量(kg)

F107-WR-40065

-WR-10059

-WR-10164

F121-WR-10019

F101系列加力涡扇发动机

牌号F101

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

生产现状已停产

装机对象F101-GE-100B-1A(中途停止)。

F101-GE-102B-1B。

F101-GE-F25隐身轰炸机和隐身战斗机。

F101-GE-F28“曙光女神”3发飞机。

研制情况

F101是美国通用电气公司为战略轰炸机B-1研制的中等涵道比加力涡扇发动机。它的研制过程可以追溯到60年代中期，当时该公司正按美国空军合同实施第二代先进涡轮发动机燃气发生器计划，编号为GE9。在1969年为争夺用于先进有人驾驶战略轰炸机的竞争中，GE9验证机获胜，从而导致在1970年6月美国空军与该公司签订一项4.06亿美元的全面研制合同，其中包括40台原型机，发动机正式编号为F101-GE-100。1971年10月核心机首次试验，1972年7月全台发动机开始运转。试飞前规定试验于1974年3月完成，同年12月没有经过空中试车台试验而直接装在B-1A原型机上试飞。1976年9月通过相当于通常的型号合格试验(MQT)的产品考核(PV)试验。1977年6月，上台不久的卡特政府认为，B-1A飞机的造价太高，而新研制的巡航导弹便宜而有效，并且B-52轰炸机还可用到80年代，所以决定停止B-1A计划。但F101-GE-100的试验计划仍一直继续到1981年，在后续工作发展计划的名义下，加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用。最后，地面试验积累了40000h以上，飞行试验积累了7600h，发动机达到了可以投入使用的水平。总的研制费用为6.21亿美元。

为满足B-1A轰炸机既能在高空以M＞2飞行、又能在低空跨音速突防、同时具有洲际航程的要求，对发动机来说，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。为此，通用电气公司选择了中等涵道比、高增压比的加力涡扇循环。在研制中，利用该公司过去的J79、TF39发动机以及一系列研究和技术计划的成果，如1965年开始的先进涡轮发动机燃气发生器计划，采用Rene系列高温镍基合金、激光打孔、摩擦焊、先进的冷却技术和控制技术，F101是首次用红外线高温计作为其调节系统参数之一的发动机。高温计测取72片高压涡轮叶片的平均温度。当温度达到极限时，调速器将限制燃油流量和风扇转速。为便于维修，F101采用单元体结构并设有许多孔探仪检查口。

F101是研制中全面贯彻美国空军1969年制订的发动机结构完整性大纲的第一台发动机。该大纲的贯彻主要通过以下四条措施来保证。

(1)遵循严格的结构设计准则。在准则中，对发动机耐久性方面的要求有：发动机冷、热端部件寿命分别为13500h和4000h，或2700龊?00个低周疲劳循环。在预估寿命时要按上述两倍考虑。

(2)采用先进的结构设计和分析方法，如有限元素法、回转体、叶栅和系统动力学等电子计算机程序，合理设计各种零件。

(3)进行大量的结构强度和寿命试验。在研制中，共用40多台发动机作各种整机、部件和系统试验。F101是首次采用加速任务试验的发动机。

(4)采用先进的测试仪器和寿命监控系统，除采用加速度计、红外线高温计等测振、测温措施外，在B-1A轰炸机上加装中央综合试验分系统来监控发动机的关键参数。在使用中，可将记录的数据处理，计算出各零部件的剩余寿命，结合外场维护和孔探仪检查情况，实现视情维护原则。

1981年10月2日，美国里根政府决定重新生产100架B-1B战略轰炸机。于是，1982年美国空军给予通用电气公司一项1.822亿美元的全面研制合同，包括3台F101-GE-102原型机，用于性能和结构完整性试验。以后陆续签订了3项合同：1.25亿美元用于生产4台发动机和长周期项目的准备；2.859亿美元用于生产37台发动机；以及15.8亿美元用于生产428台发动机。

F101-GE-102型与-100型基本相同，但耐久性有进一步提高，并根据B-1B的作战任务作了一些小的修改。通用电气公司为F101-GE-102制订了一项充分的试验计划。在3台原型机中：

1号原型机在1983年9月完成2组各由381个循环组成的加速任务试验，实际运转800h，相当于在B-1B上10年的使用寿命；

2号原型机在1984年秋季完成加速任务试验，验证了10000h的冷端寿命和3000h的热端寿命；

3号原型机供生产定型用，于1983年9月通过定型并正式交付给美国空军。

F101-GE-25F101的不加力型，可能用于两种超音速的隐身飞机。

F101-GE-28F101的又一种不加力型，可能用于美国空军一种高度保密的飞机。

结构和系统

(F101-GE-100)

进气口环形。20个进口导流叶片，前缘固定，起支板作用，后缘可调。热空气防冰。

风扇2级轴流式。实心钛合金工作叶片带冠，水平对开钛合金蜂窝结构机匣。压比2.0，转速7710r/min。

压气机9级轴流式。零级和前5级静子叶片可调。前3级转子叶片为钛合金，后6级为A286钢。转子为惯性焊接盘鼓式，前3级盘为钛合金，后6级为DA718钢。转子和静子叶片均可单独更换。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为IN718。压比12.5。

燃烧室短环形。火焰筒由HastelloyX合金经机加工制成。燃油经20个双锥喷嘴和小涡流杯在高能气流剪切作用下雾化，实现无烟燃烧。

高压涡轮单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。转子叶片材料为DSR80H，盘为DA718。机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。转子和静子叶片可单独更换。

低压涡轮2级轴流式。叶尖带冠，非冷却。转子叶片均可单独更换，导向叶片分段更换。盘材料为DA718。

加力

燃烧室混合流型。盘旋式混合器使内、外涵气流有效混合并燃烧。筒体材料为IN625。

尾喷管收扩式。由铰接的鱼鳞板组成主、副喷管，由作动筒、移动杯、凸轮和连杆组成液压机械式作动机构。

控制系统机械液压式。带电子式调整器，可以对风扇转速、涡轮转子叶片温度和尾喷管面积进行控制。此外，还有中央综合测试系统，不断监控发动机性能。

燃油系统维克斯公司的主燃油泵和喷管液压泵。森德斯特兰德公司的燃油增压泵。派克-汉尼兹公司的燃油活门组件和燃油喷嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和传感器。

滑油系统整体式滑油和液压油箱。

技术数据

最大起飞推力(daN)

F101-GE-10013338(加力)

7561(中间)

-10213681(加力)

7561(中间)

-257120(中间)

-288012(中间)

起飞耗油率[kg/(daN•h)]

F101-GE-1002.24(加力)

0.56(中间)

推重比

F101-GE-1007.50

-1027.69

空气流量(kg/s)

F101-GE-100/-102159

涵道比

F101-GE-100/-1022.01

总增压比

F101-GE-100/-10226.5

涡轮进口温度(℃)

F101-GE-100/-1021371

最大直径(mm)

F101-GE-100/-1021397

长度(mm)

F101-GE-100/-1024600(含进气锥)

质量(kg)

F101-GE-100/-1021814

F110系列涡轮风扇发动机

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-100F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400F-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F110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-100B-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(GreatEngineWar)。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-100F110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-100F110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HastelloyX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。Rene125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Rene125，盘为Rene95。第2级材料均为Rene80，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。

最大加力推力(daN)

F110-GE-10012268

-40012045

-12912899

F110X16235

中间推力(daN)

F110-GE-4007117

-1297562

最大推力(daN)

F118-GE-1008451

加力耗油率[kg/(daN•h)]2.02～2.05

中间耗油率[kg/(daN•h)]

F110-GE-100/-1290.70

推重比

F110-GE-1007.07

-4006.16

-1297.28

F110X～9.50

F118-GE-1005.43

空气流量(kg/s)

F110-GE-100113.4～122.4

-400117.5