皮囊之下第几分钟床戏:[原创]飞机的心脏——航空发动机（不断更新中）[Page:1] - 发动机专栏 - 空军版...

 AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机

AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机结构图 

结构形式　双转子加力式
推力范围　加力12258daN、中间7620daN。
现　　状　生产
价　　格　300万美元
用　　途　用于苏-27歼击机。不带加力的AЛ-31Ф曾用于“暴风雪”(БУРАН)航天飞机在大气层中试飞时的动力装置(机上装6台)。改进型还用于苏-35等飞机上。
研制情况
　　AЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
　　AЛ-31Ф还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型，但未见详细报道。
结构和系统
进 气 口　进气机匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，导流叶片前缘固定，由来自高压
　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。
风　　扇　4级轴流式，增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，带有机匣处理环腔，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶栅。
高压压气机　9级轴流式。第1～3级盘用电子束焊焊在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊为一个整体。第7～9级则为单盘，而用长螺栓与6级盘连在一起，第1～6级盘为钛合金构件，第7～9级则用耐热合金制成。第1～5级转子叶片用钛合金制成，第6～9级转子叶片用耐热合金制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1～2级导流器，共三排是可调的。1～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。
燃烧室　环形。有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。
涡　轮　高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组，每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90片，不带冠，榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组，每组亦为3个叶片。转子叶片亦为90片，带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中段由钛合金制成，三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5%，其中直接引自第二股气流的为7.5%，主要冷却高压涡轮导向器前缘等处，另一股气流为8.9%，自燃烧室机匣外壁处引出，经设置在外涵流路中的空气－空气换热器冷却，可使冷却空气降温125～210℃，这些空气中，占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入，除用于冷却导向叶片外，有4.6%进入高压涡轮盘前，并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部，经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压，再进入低压涡轮叶片。
加力燃烧室　进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。
尾 喷 管　收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。
控制系统　基本部分为机械－液压系统，包括主泵－主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械－液压系统控制。还具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。
技术数据
最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258
中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620
加力耗油率[kg/(daN•h)]　　　　　2.00
中间状态耗油率[kg/(daN•h)]　　　0.795
推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0
涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60
总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392
最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准)

　　　　　　　

M88加力式涡轮风扇发动机

M88加力式涡轮风扇发动机

M88加力式涡轮风扇发动机外形

结构形式　双转子加力式
推力范围　加力：7116～8896daN
现　　状　研制中
产　　量　截至1995年初已制造21台原型机供试验用，预计到2004年将再生产222台
价　　格　M88-2，估计为465～495万美元(1993年)
用　　途　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M88 MK1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。
　　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。预计本世纪末可供使用。
　　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。
M88加力式涡轮风扇发动机结构

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。
技术数据
最大加力推力(daN)
　　M88-1　　　　8318
　　M88-2　　　　7500
　　M88-3　　　　8000～9300
中间推力(daN)
　　M88-2　　　　4871
加力耗油率[kg/(daN•h)]
　　M88-2　　　　1.80
中间耗油率[kg/(daN•h)]
　　M88-2　　　　0.898
推重比
　　M88-2　　　　9.0
空气流量(kg/s)
　　M88-2　　　　65
涵道比
　　M88-2　　　　0.5
总增压比
　　M88-1　　　　24
　　M88-2　　　　24.5
涡轮进口温度(℃)
　　M88-2　　　　1577
最大直径(mm)
　　M88-2　　　　1003
长度(mm)
　　M88-2　　　　3810
质量(kg)
　　M88-2　　　　850

遄达(Trent)

 

遄达涡轮风扇发动机结构

结构形式　三转子
推力范围　遄达768:30060daN,遄达772:31660daN,遄达871:33360daN,遄达882:37720daN。
现　　状　生产
产　　量　截至1995年初已生产用于研制试验和早期生产型的遄达共42台(其中遄达700为31台，遄达800为11台)，预计到2004年将再生产639台(其中遄达700为228台，遄达800为411台)。
价　　格　930～1040万美元(1995年)。
用　　途　遄达700系列　A330、MD-12。
　　　　　遄达800系列　波音777。
研制情况
　　遄达是罗尔斯•罗伊斯公司迄今发展的推力最大、性能最好的大涵道比民用涡扇发动机。它是在RB211-524G/H的基础上改进的。与RB211-524G/H相比，遄达的风扇直径加大，增加1级中压压气机，低压涡轮增加1～2级并采用了一些其他新技术，其耗油率比-524G/H低4%，比早期的-524B2低17.6%。此外，遄达的单元本拆换顺序不同于其他各型RB211，它的全部单元体由后端拆下更换的方式可使整个核心机从风扇机匣拆下，因而更便于维修。
　　遄达与美国采用的双转子涡扇发动机相比，它的三个转子可分别在最佳转速下工作，使转子级数、叶片数和可调叶片数减少。由于转子级数少，转子可较短，提高转子刚性，减小性能衰退率。双转子发动机的高压涡轮一般为2级，第2级处于高转速下工作，需要冷却转子叶片，而三转子的中压涡轮在较低的转速下工作，不需要冷却，减少了冷却空气要求，保使发动机耗油率降低1.5%。三转子的一个缺点是滚珠轴承安排比较复杂，但遄达采用了圆弧端齿联轴器，使发动机装配和分解都比未采用这种联轴器的双转子发动机简单。
　　遄达的压气机寿命为40000～70000h，中、高压涡轮为25000～40000h，燃烧室经修理后可达40000h，盘轴为20000循环。目前遄达的有两个系列：
　　遄达700系列　1989年4月开始发展，1994年1月取得适航证并进行了首飞，装遄达700的A330已于1995年3月投入航线使用。
　　遄达800系列　遄达的最新系列，1995年1月27日获得适航证，取证的推力为40083daN。
结构和系统
(遄达700)
进 气 口　环形，无进口导流叶片，复合材料制的进气锥随风扇一起转动，有消声措施。
风　　扇　单级轴流式。26片超塑成形/扩散粘结的无凸台宽弦空心钛合金风扇叶片。榫头沿长度方向作成圆弧形，允许轮盘小，从而减小了轮毂比，增大空气流通量。
中压压气机　8级轴流式。转速7000r/min。核心流量比-524G/H的大。进口导流叶片和前2级整流叶片可调。整个转子用钛合金焊成一体，第1级轮盘在盘心处向前伸出一段，形成与前轴颈相连的短轴。后2级转子叶片采用与气流方向垂直的设计，称为“正交”叶片，工作时叶根有附加弯矩，但效率较高。
高压压气机　6级轴流式。转速10000r/min。整个转子用IMI834钛合金焊接成整体结构，前轴颈用圆弧端齿联轴器与第1级盘盘心处的斜轮毂相连。整流叶片外环与机匣间环腔中装有隔热材料，以控制机匣温度，提高被动间隙控制能力，使叶尖间隙在工况瞬变时变化不大。
燃 烧 室　环形。钢制机匣，镍基Nimonic合金火焰筒，装有24个气动雾化喷嘴。
高压涡轮　单级轴流式。转子叶片和导向器叶片均为气冷式。92片转子叶片带冠，用定向凝固材料MARM002铸造。导向器叶片采用三维流复合倾斜设计，可减少附面层损失。
中压涡轮　单级轴流式。126片转子叶片不冷却，用可控涡变功量设计，用SRR99单晶材料铸造。26片导向器叶片按三维流复合倾斜设计，用MARM002定向凝固材料铸造。
低压涡轮　遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。全部按三维流设计，转子叶片也是按正交原理设计，叶片呈弯曲状。
尾 喷 管　采用强迫掺混的整体式喷管。
控制系统　全权数字式电子控制系统。
技术数据
起飞推力(daN)
　　遄达768　　　　　30627(30℃)
　　遄达772　　　　　31666(30℃)
　　遄达875　　　　　34694(30℃)
　　遄达877　　　　　35986(33℃)
　　遄达884　　　　　38480(30℃)
巡航推力(H=10668m, M=0.82, daN)
　　遄达768/772　　　5121
　　遄达875/877/884　5789
巡航耗油率[kg/(daN•h)]
　　遄达768/772　　　0.576
　　遄达875/877/884　0.567
推重比
　　遄达768　　　　　4.94
　　遄达772　　　　　5.20
　　遄达871　　　　　4.68
　　遄达882　　　　　5.30
空气流量(kg/s)
　　遄达768　　　　　877.1
　　遄达772　　　　　898.0
　　遄达875　　　　　1127.1
　　遄达877　　　　　1134.9
　　遄达884　　　　　1177.5
涵道比
　　遄达768　　　　　4.97
　　遄达772　　　　　4.89
　　遄达875　　　　　6.21
　　遄达877　　　　　6.16
　　遄达884　　　　　5.96
总增压比
　　遄达768　　　　　35.16
　　遄达772　　　　　36.84
　　遄达875　　　　　36.0
　　遄达877　　　　　36.91
　　遄达884　　　　　39.88
最大直径(mm)
　　遄达768/772　　　2474(风扇直径)
　　遄达875/877/884　2794(风扇直径)
长度(mm)
　　遄达768/772　　　3911
　　遄达875/877/884　4368
质量(kg)
　　遄达768/772　　　6515
　　遄达875/877/884　8211

斯贝RB 168(Spey RB 168)

加力型斯贝RB168-25R涡扇发动机结构

加力型斯贝RB168- Mk202/203涡扇发动机结构
结构形式　双转子加力或非加力
推力范围　Mk101:4900daN,Mk202/203:9120daN,Mk250/251:5330daN,Mk807:4900daN
现　　状　罗尔斯•罗伊斯公司已不再生产，但某些型号仍在由它的合作厂商生产。
产　　量　截至1994年初，除罗•罗以外的生产商已生产207台Mk807，预计到1997年将再生产154台。
价　　格　Mk807，180万美元(1994年)。
用　　途　Mk101　　　“掠夺者”NA.39攻击机。
　　　　　Mk202/203　F-4M/K战斗机。
　　　　　Mk250/251　“猎迷”HS.801反潜机。
　　　　　Mk807　　　AMX教练机/攻击机。
研制情况
　　军用斯贝RB168是民用斯贝改型发展出来的。1963年装在英国皇家空军的“掠夺者”攻击机上进行首次飞行的军用斯贝是Mk101。它是一种非加力型军用斯贝，由民用斯贝Mk505改型而得。1964年为满足作战时要求更大的推力，又以民用斯贝Mk511和Mk512为基础发展出加力型军用斯贝Mk202。70年代卖给中国的军用斯贝就是这种加力型Mk202。罗尔斯•罗伊斯公司发展的军用斯贝有以下几个型别。
　　RB168-1A Mk101　最早发展的军用斯贝。
　　RB168-20 Mk250/251　它是以民用斯贝Mk512为基础发展的，是一种海军用航空发动机，因此采用了一些抗腐蚀零件。这种型别现已不再生产。
　　RB168-25R Mk202/203　1964年初开始设计，1965年4月首次运转，1968年正式投产使用。该型别为加力型，加力燃烧室有4条燃油总管和3圈V形火焰稳定器。主喷管全程可调，副喷管不可调。压气机设有供飞机附面层控制系统用的补气系统。这种型别现已不再生产。
　　RB168 Mk807　以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。1983年意大利获得生产专利。现在由意大利和巴西共同生产。
　　RB168 Mk821　Mk807的推力增大型。1989年4月开始研制，1989年11月首次运转。
　　TF41　美国艾利逊公司与罗尔斯•罗伊斯公司联合研制和生产的一种军用斯贝。它是RB168-25的改型。1966年，美国空军与艾利逊公司和罗尔斯•罗伊斯公司签订一项价值2.27亿美元的合同。由这两家公司联合进行研制和生产。艾利逊公司负责研制和生产TF41的特有的零件，罗尔斯•罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零件。
　　首台TF41-A-1于1967年10月首次运转，1968年7月交付生产，但发动机定型工作拖得较晚，一直到1969年3月才正式定型。
　　与RB168-25相比，TF41采用全新的风扇和低压压气机，将原来的5级风扇改为3级风扇和2级低压压气机，风扇直径由826mm增加到950mm，使空气流量和压比都有所增大，取消进口导流叶片，高压压气机由12级改为11级，涡轮导向器叶片和转子叶片的安装角作了修改，由于这些修改，使发动机推力提高17%。艾利逊公司还曾提出过设计一种推力为10230daN的加力型TF41 912-B52用于A-7的改型计划。这项计划后来被取消。
　　自1968年开始生产到1988年结束，共生产1419台TF41，其中仍有850～950台列在装备序列。
结构和系统
(Mk202)
进 气 口　整体钢板焊接机匣，19个固定进口导流叶片(TF41无进口导流叶片)。热空气防冰。
风　　扇　镁合金对开机匣。5级轴流式(TF41为3级风扇加2级低压压气机)，压比2.86(TF41-A-1为2.45；-A-2为2.49)，转速8760r/min(TF41-A-1为8950r/min；-A-2为9150r/min)。
高压压气机　12级轴流式(TF41为11级)。进口导流叶片可调，设有放气活门。水平对开不锈钢机匣。转速12514r/min(TF41-A-1为12770r/min；-A-2为13000r/min)，压比6.9。
燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，10个双油路燃油喷嘴。钢制对开机匣。
高压涡轮　2级轴流式。第1级转子叶片和第1、第2级导向器叶片采用空气冷却。整体钢制机匣。
低压涡轮　2级轴流式。叶片均不冷却。
加力燃烧室　内外涵气流混合后在加力燃烧室补燃。采用V形火焰稳定器和催化点火器。加力比调节范围为1.10～1.65(TF41无加力燃烧室)。
尾 喷 管　主喷口面积可调，副喷口为不可调的引射喷口。全程可调的主喷口由6个液压作动筒操纵。
控制系统　机械液压式控制系统(TF41从1980年起采用史密斯工业公司的电子控制系统)。
燃油系统　普莱赛公司BP240/Mk9低压燃油泵，卢卡斯公司P1001高压燃油泵和CASC 310燃油流量调节器，道蒂公司Eng 810 Mk14加力燃油调节器，卢卡斯公司NPC 302加力喷口控制泵。燃油规格为DERD 2486、2498、2453和2454。(TF41采用卢卡斯公司的GTD-400燃油泵，出口压力为6865kPa。燃油规格为MIL-T-5624，JP4或JP5)。
滑油系统　回路系统。压力245kPa(TF41为343kPa)。滑油规格为DERD 2487、2493 (TF41-A-1为MIL-L-7808，-A-2为MIL-L-23699，滑油消耗量为0.45kg/h)。
起动系统　普莱赛公司的Solent Mk200燃气涡轮起动机(TF41-A-1为航空研究公司的JFS100-13A燃气涡轮起动机，-A-2为本迪克斯公司36G-118空气涡轮起动机)。
点火系统　卢卡斯公司的C105TS/101高能点火系统，2个YA-30-45AR114/1高能电嘴(TF41采用本迪克斯公司的双电容放电点火系统)。
支承系统　5支点支承(TF41为7支点支承)。
技术数据
起飞推力(daN)
　　Mk101　　　　　　　　4900
　　Mk250/251　　　　　　5330
　　Mk202/203　　　　　　5440(中间)
　　　　　　　　　　　　 9120(加力)
　　Mk807　　　　　　　　4900
　　TF41-A-1　　　　　　 6453
　　TF41-A-2　　　　　　 6679
起飞耗油率[kg/(daN•h)]
　　Mk202　　　　　　　　2.218(加力)
　　　　　　　　　　　　 0.693(中间)
　　TF41-A-1　　　　　　 0.676
　　TF41-A-2　　　　　　 0.659
涡轮进口温度(℃)
　　Mk202　　　　　　　　1167
　　TF41-A-1　　　　　　 1155
　　TF41-A-2　　　　　　 1155
推重比
　　Mk202　　　　　　　　5.05
　　Mk807　　　　　　　　4.72
　　TF41-A-1　　　　　　 4.86
　　TF41-A-2　　　　　　 4.97
空气流量(kg/s)
　　Mk202　　　　　　　　92.5
　　TF41-A-1　　　　　　 117
　　TF41-A-2　　　　　　 119.3
涵道比
　　Mk202　　　　　　　　0.62
　　TF41-A-1　　　　　　 0.76
　　TF41-A-2　　　　　　 0.74
总增压比
　　Mk202　　　　　　　　20
　　TF41-A-1　　　　　　 20.1
　　TF41-A-2　　　　　　 21.4
最大直径(mm)
　　Mk202　　　　　　　　1093
　　TF41-A-1　　　　　　 1004
　　TF41-A-2　　　　　　 1004
长度(mm)
　　Mk202　　　　　　　　5205
　　TF41-A-1　　　　　　 2900
　　TF41-A-2　　　　　　 2900
质量(kg)
　　Mk202　　　　　　　　1842(不含起动机)
　　TF41-A-1　　　　　　 1353
　　TF41-A-2　　　　　　 1370飞马”(Pegasus,F402)

“飞马”涡轮风扇发动机剖视图

结构形式　双转子转喷口
推力范围　9340～10580daN
现　　状　生产
产　　量　截至1995年初大约生产了1070台，预计到2004年再生产191台。
价　　格　“飞马”11-61和F402-RR-408，400～416万美元(1995年)。
用　　途　“飞马”11-21(Mk 103)　　　　“鹞”GR. Mk3(英皇家空军)。
　　　　　“飞马”11-21(Mk 104)　　　　“海鹞”(英皇家海军)。
　　　　　“飞马”11-21(Mk 150)　　　　AV-8S(西班牙海军)。
　　　　　“飞马”11-21(Mk 105)　　　　“鹞”GR. Mk5(英皇家空军)。
F402-RR-4061-406A　　　　　 AV-8B。
“飞马”11-61(F402-RR-408)　AV-8B等。
研制情况
　　“飞马”是英国罗尔斯•罗伊斯公司为“鹞”式垂直/短距起落战斗/攻击机研制的转喷口涡扇发动机。
　　发动机原始方案于1954年提出，1957年6月英国前布里斯托尔•西德利公司(现罗•罗公司军用航空发动机公司)开始设计，1959年9月第1台试验型发动机首次运转，并定名为“飞马”1。1960年2月，试飞用的“飞马”2首次运转，1960年10月开始“飞马”发动机的首次试飞。此后进行了一系列的改进，1964年底，为实用型改进的“飞马”6首次运转，经过改进于1967年10月完成150小时定型试验，1968年1月开始交付，此为“飞马”系列发动机的第一个生产型。后来几经改型，至1990年初，最新的“飞马”11-61定型。
　　针对垂直/短距起落的特殊要求，发动机的主要设计特点是采用了排气喷管可旋转的推力换向方案，可用一台发动机既提供升力又提供推力，结构简单、紧凑、短距起落性能好。由于在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，飞机无气动力，其操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制，所以在燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔。
　　“飞马”是首先采用两个转子反向旋转的双转子发动机，它消除了陀螺力矩，改善了悬停和过渡飞行时的稳定性。
　　目前，“飞马”仍在进行新的改进，“飞马”/F402系列得到了美国和英国政府的大力支持，罗尔斯•罗伊斯公司和普拉特•惠特尼公司已经完成了推力为10580daN的“飞马”11-61发动机的研制。未来推力将达到13770daN，以满足新的垂直/短距起落战斗机的要求。
　　“飞马”发动机的主要改型情况如下：
　　“飞马”6 Mk101，“飞马”10 Mk102　早期生产型发动机，推力分别为8451daN和9118daN，装备早期的“鹞”战斗机。
　　“飞马”11-21(Mk103)(美军方编号F402-RR-402)　供英空军、美海军陆战队和出口用。
　　“飞马”11-21(Mk104)　Mk103的海军型，防腐设计。1979年9月投入使用。性能和结构与Mk103相同，但风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金。
　　“飞马”11-21(Mk105)　用作“鹞”GR.Mk5的动力。
　　“飞马”11-03 PCB　采用了外涵加力(PCB)，全加力推力可达12009daN。1983年6月开始试验。用于超音速垂直起落飞机。PCB最终可提供17792daN的推力，按英国先进核心军用发动机计划(ACME)，罗•罗公司和国家燃气轮机研究院正为此而努力。
　　“飞马”11-21D/E/F　D和E型(美军方编号为F402-RR-404)采用了内封严环，使高压涡轮的冷却空气温度降低60℃。F型(美军方编号为F402-RR-406)高压压气机装有改进的“鹅颈”形中介机匣改善了核心空气流量。通过F型将验证可靠性、耐久性和发动机寿命的改善。寿命目标是冷端达到1000h，热端达到500h(目前的寿命为800/400h)。
　　“飞马”11F-35　主要改进有：重新设计低压压气机的叶片和轴、新的排气喷管和无切口喷管等。其不加力推力可达12454daN。
　　“飞马”11-61(F402-RR-408)　矢量推力动力装置。由ACME计划资助，也称为XG-15。它采用了新的较高压比的风扇(2.7)、先进燃烧室和单晶高压涡轮叶片等。1985年10月此验证机首次运转。1988年5月发动机首次试车，1990年初定型，同年7月投入使用。
　　“飞马”19　罗尔斯•罗伊斯公司自筹资金的发展项目，目标是将推力提高到12010～12450daN。主要途径是提高涡轮进口温度和风扇压比，可能要增加第4级低压压气机。

“飞马”涡轮风扇发动机结构

结构和系统
风　　扇　3级轴流式，第1级26个叶片有中间凸台。风扇气流分开，主要部分换向至前喷管。直径为1220mm，压比为2.3，风扇叶片材料为铝合金。
压 气 机　8级轴流式。压气机转子与风扇转子反转。叶片材料为钛合金。
燃 烧 室　环形。18个低压燃油蒸发管，2个高能点火器。
高压涡轮　2级轴流式。第1和第2级转子叶片材料分别为IN100和Rene 95，第1和第2级导向器叶片材料分别为X-40钴基合金和PD21镍基合金。1991年初以后使用了单晶叶片。
低压涡轮　2级轴流式。转子叶片材料为IN100，第1和第2级盘材料分别为IN100和Rene 95，第2级导向器叶片材料C-1023镍基合金。
尾 喷 管　4个可换向喷管，由余度空气马达和轴/链式驱动机构驱动。
控制系统　全权数字式电子控制系统。
燃油系统　液压机械燃油系统，具有离心式增压泵和齿轮压力泵。
滑油系统　独立系统。以压力和重力两种方式供油。
起动系统　燃气涡轮起动机。
技术数据
最大起飞推力(daN)
　　“飞马”11-21(Mk103/104/150/151-32/106)　　　　　9560
　　“飞马”11-21(Mk105/152-42)　　　　　　　　　　　9780
　　F402-RR-406/-406A　　　　　　　　　　　　　　　　9780
　　“飞马”11-61(F402-RR-408)　　　　　　　　　　　 10580
　　“飞马”11F-35　　　　　　　　　　　　　　　　　 11120
　　“飞马”19　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 12010～12450
额定耗油率[kg/(daN•h)]
　　“飞马”11-21(Mk103/104)　　　　　　　　　　　　 0.612
推重比
　　“飞马”11-21(Mk103)　　　　　　　　　　　　　　 7.01
　　“飞马”11-21(Mk104)　　　　　　　　　　　　　　 6.83
空气流量(kg/s)
　　“飞马”11-21(Mk103/104)　　　　　　　　　　　　 196
涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 1.4
总增压比
　　“飞马”11-21(Mk103/104)　　　　　　　　　　　　 14.8
涡轮进口温度(℃)
　　“飞马”11-21(Mk103/104)　　　　　　　　　　　　 1210
最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　 1220(风扇机匣)
长度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　 2510(不计尾喷管)
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 3480(带尾喷管)
质量(kg)
　　“飞马”11-21 Mk103　　　　　　　　　1404(不计尾喷管)
　　“飞马”11-21 Mk104　　　　　　　　　1429(不计尾喷管)
　　“飞马”11-61　　　　　　　　　　　　1615(不计尾喷管)

EJ200

EJ200加力涡轮风扇发动机外形

EJ200加力涡轮风扇发动机剖面图
结构形式　双转子加力式
推力范围　加力:9000daN;中间:6000daN
现　　状　研制中
产　　量　截至1995年初制造了20台供研制试验和试飞用
价　　格　475～495万美元(1995年)
用　　途　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(Eurojet Turbo GmbH)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。

EJ200加力涡轮风扇发动机结构
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。
技术数据
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

奥林帕斯593(Olympus 593)

结构形式　双转子加力式
推力范围　加力16900daN
现　　状　停产
产　　量　到1979年生产了163台
价　　格　194万美元(1979年)
用　　途　4发超音速旅客机“协和”号。
研制情况
　　奥林帕斯593是超音速双转子加力式涡轮喷气发动机，是英国罗尔斯•罗伊斯公司布里斯托尔分公司和法国SNECMA公司为“协和”号飞机共同研制的。该发动机在进行了4年时间的方案研究工作之后，于1962年11月正式开始设计。1965年首次运转，1968年开始调试，1973年定型，1976年1月投入使用。奥林帕斯593是在英国“火神”轰炸机上用的奥林帕斯发动机的基础上发展起来的。罗尔斯•罗伊斯公司布里斯托尔发动机分公司负责研制燃气发生器，法国SNECMA公司负责研制收-扩排气喷管、反推力装置和加力系统。
　　主要改型有奥林帕斯593D、593B、593-4、593MK601、593MK602和593MK610。
结构和系统
(MK610)
进  气  口　5个支板支承低压压气机前轴承。
低压压气机　7级轴流式。
高压压气机　7级轴流式。
燃  烧  室　环形。16个蒸发式“T”形喷嘴。
高 压涡 轮　1级轴流式。气冷。
低 压涡 轮　1级轴流式。转子叶片气冷。
加力燃烧室　单环喷油。
主  喷  管　可调气动控制主收敛喷口。
副 喷 管　每个动力装置的末端装一对调节片，构成变面积二次流扩张喷管和反推力装置。
控制系统　以电子计算机为中心的数-模混合式多回路控制系统。
技术数据
(MK610)
最大起飞推力(daN)　　　　　　　　16900
应急推力(daN)　　　　　　　　　　17380
巡航推力(H=16000m, M=2.0,daN)　　4460
巡航耗油率[kg/(daN•h)]　　　　　1.21
推重比　　　　　　　　　　　　　 5
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 186
总增压比　　　　　　　　　　　　 15.5
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1077
直径(mm)　　　　　　　　　　　　 1206
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 7112
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 3386

奥林帕斯593(Olympus 593)

结构形式　双转子加力式
推力范围　加力16900daN
现　　状　停产
产　　量　到1979年生产了163台
价　　格　194万美元(1979年)
用　　途　4发超音速旅客机“协和”号。
研制情况
　　奥林帕斯593是超音速双转子加力式涡轮喷气发动机，是英国罗尔斯•罗伊斯公司布里斯托尔分公司和法国SNECMA公司为“协和”号飞机共同研制的。该发动机在进行了4年时间的方案研究工作之后，于1962年11月正式开始设计。1965年首次运转，1968年开始调试，1973年定型，1976年1月投入使用。奥林帕斯593是在英国“火神”轰炸机上用的奥林帕斯发动机的基础上发展起来的。罗尔斯•罗伊斯公司布里斯托尔发动机分公司负责研制燃气发生器，法国SNECMA公司负责研制收-扩排气喷管、反推力装置和加力系统。
　　主要改型有奥林帕斯593D、593B、593-4、593MK601、593MK602和593MK610。
结构和系统
(MK610)
进  气  口　5个支板支承低压压气机前轴承。
低压压气机　7级轴流式。
高压压气机　7级轴流式。
燃  烧  室　环形。16个蒸发式“T”形喷嘴。
高 压涡 轮　1级轴流式。气冷。
低 压涡 轮　1级轴流式。转子叶片气冷。
加力燃烧室　单环喷油。
主  喷  管　可调气动控制主收敛喷口。
副 喷 管　每个动力装置的末端装一对调节片，构成变面积二次流扩张喷管和反推力装置。
控制系统　以电子计算机为中心的数-模混合式多回路控制系统。
技术数据
(MK610)
最大起飞推力(daN)　　　　　　　　16900
应急推力(daN)　　　　　　　　　　17380
巡航推力(H=16000m, M=2.0,daN)　　4460
巡航耗油率[kg/(daN•h)]　　　　　1.21
推重比　　　　　　　　　　　　　 5
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 186
总增压比　　　　　　　　　　　　 15.5
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1077
直径(mm)　　　　　　　　　　　　 1206
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 7112
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 3386

F101

F101-GE-100加力涡扇发动机结构

结构形式　双转子加力式
推力范围　加力13338～13681daN， 中间7120～8012daN。
现　　状　已停产
产　　量　截至1988年底共生产530台。
价　　格　F101-GE-102为373万美元(1985年)，F101-GE-25和-28为275万美元(1988年)。
用　　途　F101-GE-100　B-1A(中途停止)。
　　　　　F101-GE-102　B-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个和800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-25　F101的不加力型，可能用于两种超音速的隐身飞机。
　　F101-GE-28　F101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Hastelloy X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-100　　　　　13338(加力)
　　　　　　　　　　　　 7561(中间)
　　　　　 -102　　　　　13681(加力)
　　　　　　　　　　　　 7561(中间)
　　　　　 -25　　　　　 7120(中间)
　　　　　 -28　　　　　 8012(中间)
起飞耗油率[kg/(daN•h)]
　　F101-GE-100　　　　　2.24(加力)
　　　　　　　　　　　　 0.56(中间)
推重比
　　F101-GE-100　　　　　7.50
　　　　　 -102　　　　　7.69
空气流量(kg/s)
　　F101-GE-100/-102　　 159
涵道比
　　F101-GE-100/-102　　 2.01
总增压比
　　F101-GE-100/-102　　 26.5
涡轮进口温度(℃)
　　F101-GE-100/-102　　 1371
最大直径(mm)
　　F101-GE-100/-102　　 1397
长度(mm)
　　F101-GE-100/-102　　 4600(含进气锥)
质量(kg)
　　F101-GE-100/-102　　 1814

F110/F118

F118-GE-100涡轮风扇发动机外形

结构形式　双转子加力式/不加力式
推力范围　F110:12009～12899daN(加力)，F118:8451daN。
现　　状　批生产
产　　量　截至1995年初已生产2160台(其中F118为88台)，预计到2004年将再生产384台(其中F118为39台)。
价　　格　F110-GE-100/400为343～370万美元，F110-GE-129为410～437万美元，F118-GE-100为364万美元(1995年)。
用　　途　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。

F110加力涡轮风扇发动机结构

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

F404加力涡扇发动机外形

结构形式　双转子加力
推力范围　加力7120～8896daN，中间4800～5780daN。
现　　状　生产
产　　量　截至1995年初已生产3410台，预计到2004年将再生产1015台。
价　　格　F404-GE-402为214万美元，F404-GE-400为200万美元，F412为225万美元(1995年)。
用　　途　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。

F404加力涡扇发动机结构

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Hastelloy X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
　　　　　Rene 80。
低压涡轮　1级轴流式。Rene 80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Hastelloy X。
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-400　　　　　　 7120(加力)
　　　　　　　　　　　　　　4800(中间)
　　　　　 -100A　　　　　　7560(加力)
　　　　　 -100D　　　　　　4890(中间)
　　　　　 -F1D2　　　　　　4800(中间)
　　　　　 -402　　　　　　 7900(加力)
　　　　　 -F2J1　　　　　　8000(加力)
　　F412　　　　　　　　　　8050(加力)
起飞耗油率[kg/(daN•h)]
　　F404-GE-400　　　　　　 1.65(加力)
　　　　　　　　　　　　　　0.76(中间)
推重比
　　F404-GE-400　　　　　　 7.24
　　　　　 -100　　　　　　 7.86
　　　　　 -402　　　　　　 7.83
总空气流量(kg/s)
　　F404-GE-400　　　　　　 64.4
　　　　　 -402　　　　　　 66.0
　　F412　　　　　　　　　　72.5
涵道比
　　F404-GE-400　　　　　　 0.34
总增压比
　　F404-GE-400　　　　　　 25
　　　　　 -100　　　　　　 26
　　　　　 -402　　　　　　 26
涡轮进口温度(℃)
　　F404-GE-400　　　　　　 1316℃
　　　　　 -100　　　　　　 1337℃
　　　　　 -402　　　　　　 1413℃
最大直径(mm)
　　F404-GE-400　　　　　　 884
　　　　　 -402　　　　　　 884
长度(含进气锥)(mm)　　　　　4033
质量(kg)
　　F404-GE-400　　　　　　 983
　　　　　 -402　　　　　　 1025

F119

F119加力涡轮风扇发动机外形
结构形式　双转子加力式
推力范围　加力15568daN，中间9786daN。
现　　状　研制中
产　　量　截至1995年初共制造了14台原型机供试验和试飞用，预计到2004年将再生产137台。
价　　格　F119-PW-119为540～590万美元(1995年)。
用　　途　F-22。
研制情况
　　F119是普•惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
　　1983年9月，美国空军同时授予普•惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普•惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
　　在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力。

F119加力涡轮风扇发动机剖视图

结构和系统
风　　扇　3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。
高压压气机　6级轴流式。采用整体叶盘结构。
燃 烧 室　环形。采用浮壁结构。
高压涡轮　单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。
低压涡轮　单级轴流式。与高压转子对转。
加力燃烧室　整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。
尾 喷 管　二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。
控制系统　第三代双余度FADEC。
技术数据
最大加力推力(daN)　　　　　　　 15568
中间推力(daN)　　　　　　　　　 9786
加力耗油率[kg/(daN•h)]　　　　 2.40(据估算应为1.80～1.90)
中间耗油率[kg/(daN•h)]　　　　 0.622(据估算应为0.88～0.90)
推重比　　　　　　　　　　　　　>10
涵道比　　　　　　　　　　　　　0.2～0.3
总增压比　　　　　　　　　　　　26
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　约1700
最大直径(mm)　　　　　　　　　　1143
长度(mm)　　　　　　　　　　　　4826
质量(kg)　　　　　　　　　　　　1360

J58(JT11)

J58发动机 

J58发动机工作原理图

结构形式　单转子加力式
推力范围　加力14456daN, 中间10229daN。
现　　状　停产
用　　途　美国洛克希德公司YF-12A双发截击机、SR-71A双发远程战略侦察机和SR-71C双发教练机。
研制情况
　　J58是美国普拉特•惠特尼公司为在高空和M=3.0一级飞行速度下工作而设计制造的大型单转子加力涡喷发动机。1956年下半年开始设计，1963年1月开始取代A-12飞机上的J75，进行飞行试验，1966年1月交付使用。
　　该发动机属涡轮-冲压组合式变循环发动机，在高M数时采用连续旁路放气循环。该推进装置的进气道、排气喷管格外重要，因为随着M数提高，这两部分所提供推力占总推力的比例迅速增加。所以设计起来变得困难，结构也变得复杂。进气道为轴对称有移动式进气锥结构，按获得良好的跨音速性能和极好的高速巡航性能设计。另外进气道还设有前、后放气门。
结构和系统
(J58-P-4)
进 气 口　对开机匣。有可调进口导流叶片。
压 气 机　9级轴流式。对开钢机匣。第4级后有放气活门。
燃 烧 室　环管式。对开钢机匣，8个火焰筒，以油路喷嘴。
涡　　轮　2级轴流式。对开钢机匣，空心导向叶片。第1级转子叶片空心气冷，第2级转子叶片不冷却。
加力燃烧室　短扩式，带气冷外罩，4个环形火焰稳定器。
尾 喷 管　由主喷管和气动引射喷管组成，全程自动调节的收扩喷管。
控制系统　机械液压式，自动转速控制器控制起动、加速、减速和稳态工作。
技术数据
(J58-P-4)
起飞推力(daN)　　　　　　　 14456(加力)
　　　　　　　　　　　　　　10229(不加力)
耗油率[kg/(daN•h)]　　　　 0.815(不加力)
推重比　　　　　　　　　　　5.2
涡轮进口温度(℃)　　　　　　1093
直径(mm)　　　　　　　　　　1270
长度(mm)　　　　　　　　　　4570
质量(kg)　　　　　　　　　　2950