西方及中國(guó)的軍用渦扇航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)資料收集與對(duì)比

中國(guó)國(guó)產(chǎn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與國(guó)外渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)比表

發(fā)動(dòng)機(jī)

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秦嶺

(仿斯貝MK202)

WS9改進(jìn)型

(秦嶺MK220)

國(guó)家

俄羅斯

俄羅斯

法國(guó)

法國(guó)

英國(guó)

美國(guó)

美國(guó)

美國(guó)

美國(guó)

美國(guó)

中國(guó)

中國(guó)

中國(guó)

中國(guó)

中國(guó)

裝機(jī)對(duì)象

蘇27系列

殲10

幻影系列

陣風(fēng)系列

EF2000

F/A-18E/F

F15/16早期

B-1B

F15/16后期

F22/35系列

殲-10/11

殲-14*

梟龍

飛豹

飛豹改進(jìn)型

加力推力(daN)

12850

12255

9500

7500

9000

7120

12890

13681

12899

15568

13240

15500

8637

9118.9

9800

中間推力(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

中間耗油率(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

空氣流量(kg/s)

112

112

94

65

75

64.4

112.4

159

118

126

80

92.5

96.9

總增壓比

23.8

23

9.8

24.5

26

25

32

26.5

32

26

32

23

20

21.5

渦輪前溫度(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

發(fā)動(dòng)機(jī)壽命(h)

1500

4000*

2200

大修間隔(h)

500*

1000*

810

長(zhǎng)×寬(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：帶*號(hào)為推測(cè)。

名詞解析

1）推重比：發(fā)動(dòng)機(jī)推力與重量之比。是反映發(fā)動(dòng)機(jī)性能的最重要指標(biāo)之一，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比越大，戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)能力越強(qiáng)。

2）空氣流量：?jiǎn)挝粫r(shí)間里流過的空氣質(zhì)量，單位是：公斤/秒。

3）單位耗油率：產(chǎn)生1牛頓或10牛頓或1千牛頓或1公斤力每小時(shí)所消耗的燃油每公斤單位質(zhì)量，即公斤/牛頓?時(shí)（kg/N?h）、公斤/十牛頓?時(shí)（kg/daN?h）、公斤/千牛頓?時(shí)（kg/kN?h）、公斤/公斤力?時(shí)（kg/kg?h）。

4）渦輪前溫度：燃?xì)鈴娜紵页鰜?lái)在渦輪前的溫度。提高渦輪前溫度，某種程度上可以提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，渦輪前溫度的高低某種程度上反映著發(fā)動(dòng)機(jī)的水平。

5）總增壓比：發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口和發(fā)動(dòng)機(jī)出口的壓力比，又稱總壓縮比，簡(jiǎn)稱總壓比，第三代發(fā)動(dòng)機(jī)的增壓比一般在20～30左右，提高發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比可以提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，但也會(huì)帶來(lái)喘振裕度低的問題。

法國(guó)M53與M88渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介

M53系列

牌號(hào)M53

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家法國(guó)

廠商國(guó)營(yíng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀生產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)象M53-2“幻影”2000原型機(jī)。

M53-5“幻影”4000原型機(jī)。

M53-P2“幻影”2000。

M53-PX2

“幻影”2000。

研制情況

為了研制一種適合80年代的高速高性能多用途戰(zhàn)斗攻擊機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)，SNECMA公司于1967年開始M53的設(shè)計(jì)。1970年2月M53首次試驗(yàn)，1973年7月裝在專門改裝的“快帆”空中試車臺(tái)上首次試飛，1974年12月又裝在“幻影”F1空中試車臺(tái)上首次超音速飛行，馬赫數(shù)達(dá)1.2，在以后的試飛中馬赫數(shù)超過2。1978年3月在“幻影”2000上首飛，1978年末在“超幻影”4000上首飛。1976年8月M53完成軍方定型試驗(yàn)，1979年末開始生產(chǎn)。M53的設(shè)計(jì)目標(biāo)是：適合高速(M2.5)飛行的高單位推力、輕的重量和結(jié)構(gòu)完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單；維修費(fèi)用低。截止2001年12月31日，M53發(fā)動(dòng)機(jī)共有617臺(tái)在世界各地服役，總累積超過93萬(wàn)飛行小時(shí)。M53服役計(jì)劃將超過2025年。

M53采用了阿塔發(fā)動(dòng)機(jī)、TF106與TF306發(fā)動(dòng)機(jī)的研制技術(shù)與經(jīng)驗(yàn)。與阿塔9K50發(fā)動(dòng)機(jī)相比，在直徑相同情況下，M53的推力提高約1960daN，巡航耗油率降低10～15%，長(zhǎng)度縮短約1米。

M53的特點(diǎn)是采用三支點(diǎn)的單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，與雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)相比，這種結(jié)構(gòu)雖然性能較差，但零部件少，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，便于維修。M53采用了大量鈦合金，大大減輕了發(fā)動(dòng)機(jī)重量。該發(fā)動(dòng)機(jī)共有12個(gè)單元體。M53的研制費(fèi)用約1億多美元。

M53-2早期的原型機(jī)。

M53-5在M53-2基礎(chǔ)上的發(fā)展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和設(shè)計(jì)參數(shù)與M53-2基本相同。為改善發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度，對(duì)壓氣機(jī)葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進(jìn)。

M53-P2M53的進(jìn)一步改進(jìn)型。主要改進(jìn)包括采用先進(jìn)的低壓壓氣機(jī)、改進(jìn)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)、重新設(shè)計(jì)熱端部件、先進(jìn)氣膜與對(duì)流冷卻。-P2于1981年6月首次臺(tái)架試驗(yàn)，1985年1月開始生產(chǎn)。

M53-PX3型發(fā)動(dòng)機(jī)具有高推力、低成本和先進(jìn)工藝技術(shù)。技術(shù)改進(jìn)包括全新的數(shù)字電調(diào)、渦輪優(yōu)化設(shè)計(jì)和可重復(fù)工作的加力系統(tǒng)。M53-PX3型發(fā)動(dòng)機(jī)將使幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)保持尖端性能。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進(jìn)氣口環(huán)形，帶尖進(jìn)氣錐，用熱空氣防冰。

風(fēng)扇3級(jí)軸流式。跨音速風(fēng)扇懸臂支承在前滾棒軸承上。轉(zhuǎn)子盤-鼓為電子束焊接的整體式結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子葉片無(wú)減振凸臺(tái)。葉片用鈦合金制造。無(wú)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。

壓氣機(jī)5級(jí)軸流式。等外徑設(shè)計(jì)。整流葉片不可調(diào)，無(wú)中間放氣。無(wú)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。前3級(jí)轉(zhuǎn)子是電子束焊接的鈦合金整體式結(jié)構(gòu)，后2級(jí)是鋼的，用螺栓連接。

燃燒室環(huán)形，無(wú)煙。6段氣膜冷卻。機(jī)加工的氣膜孔徑約2.5~3mm。氣膜孔環(huán)與二股氣流進(jìn)氣段用電子束焊接。有14個(gè)預(yù)蒸發(fā)燃油噴嘴。

渦輪2級(jí)軸流式(M53-P2為3級(jí))。轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片為對(duì)流冷卻。第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片有15個(gè)通冷空氣的小孔，第2級(jí)有8個(gè)。

加力燃燒室平行進(jìn)氣的內(nèi)外涵氣流混合式。V型火焰穩(wěn)定器。3圈供油環(huán)供油。軸向波紋狀防振屏。隔熱屏有11段圓環(huán)和11排氣膜冷卻孔。

尾噴管可調(diào)引射噴管。16對(duì)調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片由16個(gè)作動(dòng)筒操縱。尾噴管喉部面積變化范圍為2850～5550cm2。

控制系統(tǒng)M53-5采用電氣-機(jī)械控制系統(tǒng)，但帶有一臺(tái)對(duì)全系統(tǒng)都起作用的電子計(jì)算機(jī)。此外，還有后備系統(tǒng)。當(dāng)主系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)，仍可保證主系統(tǒng)和加力系統(tǒng)的工作。M53-P2為全權(quán)數(shù)字電子控制系統(tǒng)，同時(shí)備有應(yīng)急燃油系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng)來(lái)自飛機(jī)油箱的燃油經(jīng)增壓泵后，分別進(jìn)入主燃油泵和加力燃油泵，兩路燃油經(jīng)過各自的調(diào)節(jié)器后，分別經(jīng)各自的燃油總管，進(jìn)入主燃燒室和加力燃燒室。使用JP-1或JP-4。

滑油系統(tǒng)由齒輪式滑油增壓泵、回油泵、自動(dòng)斷油指示器、油濾、滑油分配器和散熱器等組成。單發(fā)時(shí)備有應(yīng)急滑油系統(tǒng)，在發(fā)生故障時(shí)可保證發(fā)動(dòng)機(jī)可靠工作20min。

起動(dòng)系統(tǒng)燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)。

點(diǎn)火系統(tǒng)主燃燒室有2個(gè)高能點(diǎn)火電嘴，火花能量為4J。

技術(shù)數(shù)據(jù)

加力推力(daN)

M53-28330

M53-58820

M53-P29500

中間推力(daN)

M53-55440

M53-P26330

加力耗油率[kg/(daN?h)]

M53-52.09

M53-P22.12

中間耗油率[kg/(daN?h)]

M53-50.887

M53-P20.907

推重比

M53-56.12

M53-P26.56

空氣流量(kg/s)

M53-586

M53-P294

涵道比

M53-2，-50.35

M53-P20.36

總增壓比

M53-P29.8

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

M53-21200

M53-51230

M53-P21260

直徑(mm)1055

長(zhǎng)度(mm)

M53-P25070

M53-54844

質(zhì)量(kg)

M53-51470

M53-P21478

M88系列

牌號(hào)M88

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家法國(guó)

廠商國(guó)營(yíng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀生產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)象M88-1“陣風(fēng)”A。

M88-2“陣風(fēng)”D(早期型)。

M88-3“陣風(fēng)”D(晚期型)，“陣風(fēng)”M。

CFM88行政機(jī)和支線飛機(jī)。

研制情況

M88是為滿足90年代多用途戰(zhàn)斗機(jī)研制的一種先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1階段核心機(jī)試驗(yàn)時(shí)，渦輪進(jìn)口溫度為1427℃，1987年第2階段核心機(jī)試驗(yàn)時(shí)達(dá)到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月開始，并于1989年3月開始地面臺(tái)架試車。1990年2月，在“陣風(fēng)”D上與一臺(tái)F404混裝進(jìn)行飛行試驗(yàn)，1992年第三季度完成生產(chǎn)型發(fā)動(dòng)機(jī)定型試驗(yàn)。計(jì)劃于1996年交付生產(chǎn)型發(fā)動(dòng)機(jī)。整個(gè)研制計(jì)劃包括5500地面試驗(yàn)小時(shí)和4000飛行試驗(yàn)小時(shí)，研制費(fèi)用為16億美元。按照飛機(jī)任務(wù)要求，在循環(huán)參數(shù)選擇上采用盡可能高的渦輪進(jìn)口溫度、中到高的總增壓比和中等涵道比。采用的新技術(shù)主要有三維有粘葉輪機(jī)氣動(dòng)計(jì)算方法、單晶渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、樹脂基復(fù)合材料(PMR-15)外涵機(jī)匣、陶瓷基復(fù)合材料噴管調(diào)節(jié)片和余度式全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。與阿塔9K50相比，M88-2長(zhǎng)度短40%，重量輕45%，推重比高88%。初始故障間隔時(shí)間100～150h。

M88-1結(jié)構(gòu)與早期M88MK1相同，推重比從9.5提高到10.0。改進(jìn)的主要方面是：提高渦輪進(jìn)口溫度，改進(jìn)風(fēng)扇和壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)，風(fēng)扇壓比從3.5提高到4.0。

M88-2標(biāo)準(zhǔn)生產(chǎn)型。包括無(wú)污染燃燒室，單晶渦輪葉片和粉末冶金盤，在降低電磁和紅外線信號(hào)方面也取得了一定進(jìn)展。1997年開始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是進(jìn)一步降低耗油率和提高高壓核心機(jī)及加力燃燒室的使用壽命。該發(fā)動(dòng)機(jī)在2001年底取得了法國(guó)DGA國(guó)防部采購(gòu)代辦的認(rèn)證，到2004年所有在法國(guó)服役的M88發(fā)動(dòng)機(jī)都將換裝-2E4

M88-3考慮中的改型，用于單發(fā)輕型戰(zhàn)斗機(jī)，推力范圍8451～9341daN。采用一種新的3級(jí)風(fēng)扇。預(yù)計(jì)1999～2000年可供使用。

M88-4擬議中的改型，用于較重的單發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)，推力范圍9341～10230daN。采用全新的風(fēng)扇、低壓渦輪和加力燃燒室。

M88-2S/M88-3S分別是M88-2和M88-3的不加力型，推力為4893daN和6227daN。預(yù)計(jì)2000年可供使用。

CFM88在M88核心機(jī)基礎(chǔ)上加上某個(gè)CFM56的部件(可能是風(fēng)扇)的民用改型，計(jì)劃用于90～122座的支線飛機(jī)。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進(jìn)氣口環(huán)形，帶可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)流葉片和鈍頭進(jìn)氣錐。

風(fēng)扇3級(jí)軸流式。

壓氣機(jī)6級(jí)軸流式，前3排整流葉片可調(diào)。在第4和第5級(jí)之間設(shè)引氣口。

燃燒室環(huán)形。多孔氣膜冷卻。L/H=2。

高壓渦輪單級(jí)軸流式。渦輪葉片為氣冷，用AM1單晶合金。輪盤材料早期為Astroloy粉末冶金材料，

生產(chǎn)型用N18合金。

低壓渦輪單級(jí)軸流式。氣冷。

加力燃燒室整體式。采用9根徑向穩(wěn)定器和單圈環(huán)形穩(wěn)定器組合。

尾噴管引射式。喉部面積和引射噴口面積均可調(diào)。噴口調(diào)節(jié)片用碳化硅基陶瓷材料制成。

控制系統(tǒng)ELECM的雙余度FADEC。

最大加力推力(daN)

M88-18318

M88-27500

M88-38000～9300

中間推力(daN)

M88-24871

加力耗油率[kg/(daN?h)]

M88-21.80

中間耗油率[kg/(daN?h)]

M88-20.898

推重比

M88-29.0

空氣流量(kg/s)

M88-265

M88-3

72

涵道比

M88-20.5

M88-3

0.3

總增壓比

M88-124

M88-224.5

M88-3

27

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

M88-21577

M88-3

1577

最大直徑(mm)

M88-21003

進(jìn)口直徑(mm)

M88-2696

M88-3790

長(zhǎng)度(mm)

M88-23538

M88-33618

質(zhì)量(kg)

M88-2850

M88-3

985

EJ200加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

牌號(hào)EJ200

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家國(guó)際合作

廠商歐洲噴氣渦輪公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀研制中

裝機(jī)對(duì)象歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000

研制情況

EJ200是歐洲四國(guó)聯(lián)合研制的先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，用于歐洲聯(lián)合研制的90年代戰(zhàn)斗機(jī)EFA(現(xiàn)編號(hào)EF2000)。參加研制工作的有英國(guó)羅?羅公司、德國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪聯(lián)合公司、意大利菲亞特公司和西班牙渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)公司，各占份額33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三國(guó)集團(tuán)發(fā)起EFA計(jì)劃，同年9月西班牙加入該集團(tuán)。1986年12月，負(fù)責(zé)EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)研制的歐洲噴氣渦輪公司(EurojetTurboGmbH)在慕尼黑注冊(cè)。1988年11月簽訂發(fā)動(dòng)機(jī)研制合同，同時(shí)首臺(tái)EJ200設(shè)計(jì)驗(yàn)證機(jī)在德國(guó)慕尼黑運(yùn)轉(zhuǎn)。1989年12月，三臺(tái)設(shè)計(jì)驗(yàn)證機(jī)共積累運(yùn)轉(zhuǎn)650h，達(dá)到設(shè)計(jì)驗(yàn)證機(jī)要求。1991年10月EJ200原型機(jī)首次運(yùn)轉(zhuǎn)。計(jì)劃將制造20多臺(tái)原型機(jī)用于地面和飛行試驗(yàn)。預(yù)計(jì)1996年可能交付生產(chǎn)型EJ200。

在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)要求中，除要達(dá)到高推重比(10)和低耗油率外，特別強(qiáng)調(diào)高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費(fèi)用。例如：平均故障間隔時(shí)間大于100EFH*，空中停車率小于0.1/1000EFH，維修工時(shí)不大于0.5MMH**/EFH。采用的新技術(shù)主要有：損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維有粘的葉輪機(jī)設(shè)計(jì)方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)的風(fēng)扇和壓氣機(jī)、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴(yán)和具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力的FADEC。在開始執(zhí)行EJ200研制計(jì)劃之前英國(guó)羅?羅公司專門研制了XG-40驗(yàn)證機(jī)，以便在實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境下驗(yàn)證新的設(shè)計(jì)技術(shù)。為EJ200打下技術(shù)基礎(chǔ)。

除歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000外，EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰(zhàn)斗機(jī)2000、“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)改裝、F/A-18、意大利馬基航空公司與巴西航空工業(yè)公司合作研制的AMX、“陣風(fēng)”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰(zhàn)斗機(jī)。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

風(fēng)扇3級(jí)軸流式。采用三維跨音速寬弦葉片。懸臂支承，無(wú)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。第3級(jí)為葉盤結(jié)構(gòu)。

壓比約4.0。

高壓

壓氣機(jī)5級(jí)軸流式。第1級(jí)有可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)流葉片并采用葉盤結(jié)構(gòu)。

燃燒室環(huán)形。無(wú)煙。帶蒸發(fā)式噴油嘴。

高壓渦輪單級(jí)軸流式。氣冷渦輪葉片采用低密度單晶材料和隔熱涂層，渦輪盤材料為粉末冶金材料

U720。

低壓渦輪單級(jí)軸流式。葉片和輪盤材料分別為單晶和粉末冶金。

加力

燃燒室燃燒和混合型。采用多根徑向火焰穩(wěn)定器。

尾噴管全程可調(diào)收斂-擴(kuò)張式。

控制系統(tǒng)FADEC，具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力。

滑油系統(tǒng)零過載或負(fù)過載滑油系統(tǒng)。

最大加力推力(daN)9000

中間推力(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

空氣流量(kg/s)

75～77

涵道比

0.40

總增壓比26.0

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

1477

最大直徑(mm)

863

長(zhǎng)度(mm)

3556

質(zhì)量(kg)900

在發(fā)美國(guó)的發(fā)動(dòng)機(jī)之前先看看國(guó)產(chǎn)的一些戰(zhàn)斗機(jī)用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的情況

飛豹的新心臟

——渦扇9（WS9）改進(jìn)型秦嶺MK220渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

“斯貝”引進(jìn)專利，全國(guó)產(chǎn)化后的“秦嶺”WS9渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，成為“飛豹”殲轟機(jī)的不二之選。

“秦嶺”MK220渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在保持WS-9發(fā)動(dòng)機(jī)外廓尺寸和附件布局基本不變的情況下，在繼承國(guó)內(nèi)成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上，通過運(yùn)用大量成熟的先進(jìn)技術(shù)和多項(xiàng)預(yù)研成果，從增加發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度和減輕結(jié)構(gòu)重量?jī)蓚€(gè)方面對(duì)WS-9（斯貝MK202）原型機(jī)進(jìn)行現(xiàn)代化改進(jìn)，大幅度提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)性能，達(dá)到了法國(guó)M53-P2發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)水平?！扒貛X”MK220發(fā)動(dòng)機(jī)從1994年開始進(jìn)行原型機(jī)研制到2005年通過設(shè)計(jì)定型審查，歷經(jīng)12個(gè)春秋。

國(guó)產(chǎn)渦扇-9最大加力推力9305千克(91.189千牛)，最大軍用推力5557千克(54.4586千牛)，中間狀態(tài)推力4692千克(45.9816千牛)，最大連續(xù)推力4692千克(45.9816千牛)，最大軍用耗油率0.67千克/daN小時(shí)，最大加力耗油率2.02千克/千克/小時(shí)，推重比5.05，空氣流量92.5千克/秒，涵道比0.62，總增壓比20，渦輪前溫度1167攝氏度，直徑1093.32毫米，最大長(zhǎng)度5205毫米(噴口全張開)。從數(shù)據(jù)來(lái)看，渦扇-9的推力固然無(wú)法與AL-31等先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，但以當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平已經(jīng)相當(dāng)不錯(cuò)了。尤其耗油率則遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于當(dāng)時(shí)國(guó)內(nèi)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，使得殲轟-7的航程得到了保證。從彈程指數(shù)(載彈量與作戰(zhàn)半徑乘積)，“飛豹”的彈程指數(shù)為3150t?km，”狂風(fēng)“為3120t?km,F/A-18為2960t?km。

“秦嶺”MK220渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在WS-9原型機(jī)的基礎(chǔ)上作了如下幾個(gè)方面改進(jìn)：

1.采用全新設(shè)計(jì)研制的帶氣動(dòng)霧化噴嘴的環(huán)形燃燒室，高壓渦輪葉片采用氣膜加對(duì)流復(fù)合冷卻技術(shù)。

2.對(duì)風(fēng)扇，壓氣機(jī)的結(jié)構(gòu)重新進(jìn)行了設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)過程中借鑒了國(guó)外一些先進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，風(fēng)扇由原來(lái)的5級(jí)改為4級(jí)，高壓壓氣機(jī)由12級(jí)改為10級(jí)，風(fēng)扇和壓氣級(jí)數(shù)減少了，但總增壓比卻提高了，由原來(lái)的20增加到21.5，空氣流量由原來(lái)的92.5公斤/秒增加到96.9公斤/秒。

3.采用魚鱗板結(jié)構(gòu)的收斂--擴(kuò)散超音速尾噴管。

通過上述改進(jìn)，秦嶺MK220發(fā)動(dòng)機(jī)效之原WS9推力進(jìn)一步提高。

技術(shù)參數(shù)：

最大加力推力(daN)9800

中間推力(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

空氣流量(kg/s)96.9

涵道比0.62

總增壓比21.5

渦輪進(jìn)口溫度(K)1550

最大直徑(mm)1095

長(zhǎng)度(mm)5211

質(zhì)量(kg)1527

渦扇13(WS13)天山發(fā)動(dòng)機(jī)

主要性能數(shù)據(jù)：

機(jī)長(zhǎng)4.14米

最大外直徑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?小時(shí)

最大狀態(tài)中間推力6710千克（56.75千牛）

最大狀太中間推力耗油率0.73千克/十牛?小時(shí)

巡航推力5225千克（51.2千牛）

巡航推力耗油率0.65公斤/十牛?小時(shí)

進(jìn)氣量80千克/秒

函道比0.57

渦輪前溫度1650K

總壓比23

大修間隔810小時(shí)

總壽命為2200小時(shí)

該發(fā)動(dòng)機(jī)采用三級(jí)軸流式寬弦實(shí)心鈦合金的風(fēng)扇葉片，經(jīng)兩極電化學(xué)處理的整體葉盤結(jié)構(gòu)，風(fēng)扇前有電腦控制的可變彎度導(dǎo)流葉片，擴(kuò)大風(fēng)扇穩(wěn)定工作范圍。8級(jí)軸流式高壓壓氣機(jī)(前三級(jí)為可調(diào)導(dǎo)流葉片)單級(jí)低壓渦輪采用空心氣冷轉(zhuǎn)子葉片，單級(jí)高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導(dǎo)向器葉片，環(huán)形燃燒室，有葉尖間隙控制的空氣熱交換器，綜合數(shù)字式全權(quán)限控制系統(tǒng)。齒輪箱和附件位于發(fā)動(dòng)機(jī)的下方，性能先進(jìn)的微型渦輪輔助動(dòng)力裝置。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，引進(jìn)了改良后的RD33的大部分生產(chǎn)工藝設(shè)備對(duì)一條WP13生產(chǎn)線進(jìn)行技術(shù)改造，俄方負(fù)責(zé)培訓(xùn)技術(shù)人員和部分工人，培訓(xùn)完一批工人連設(shè)備一起運(yùn)回，安裝調(diào)試進(jìn)行生產(chǎn)，合理安排各部件生產(chǎn)進(jìn)度，交叉并行進(jìn)行。由中俄雙方在RD33的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，對(duì)局部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行改良。2004年已經(jīng)點(diǎn)火，2005年8月也完成定型任務(wù)?，F(xiàn)已進(jìn)入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山21”。

傳說(shuō)中還在繼續(xù)完善之中的渦扇十（WS10）“太行”發(fā)動(dòng)機(jī)

源淵：

八十年代初期，中國(guó)航空研究院606所（中國(guó)航空工業(yè)第一集團(tuán)公司沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所）因七十年代上馬的殲九、殲十三、強(qiáng)六、大型運(yùn)輸機(jī)等項(xiàng)目的紛紛下馬，與之配套的研發(fā)長(zhǎng)達(dá)二十年的渦扇六系列發(fā)動(dòng)機(jī)也因無(wú)裝配對(duì)象被迫下馬，令人扼腕，而此時(shí)中國(guó)在航空動(dòng)力方面與世界發(fā)達(dá)國(guó)家的差距拉到二十年之上。面對(duì)中國(guó)航空界的嚴(yán)峻局面，國(guó)家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，這就是渦扇10系列發(fā)動(dòng)機(jī)。依據(jù)裝配對(duì)象的不同，渦扇10系列有渦扇10、渦扇10A、渦扇10B、渦扇10C、渦扇10D等型號(hào)，其中渦扇10A是專門為中國(guó)為趕超世界先進(jìn)水平而上馬的新殲配套的。中國(guó)為加快發(fā)展渦扇10系列發(fā)動(dòng)機(jī)，采取兩條腿走路方針。一是引進(jìn)國(guó)外成熟的核心機(jī)技術(shù)。中美關(guān)系改善的八十年代，中國(guó)從美國(guó)進(jìn)口了與F100同級(jí)的航改陸用燃汽輪機(jī)，這是渦扇10A核心機(jī)的重要技術(shù)來(lái)源之一；二是自研改進(jìn)。中國(guó)充分運(yùn)用當(dāng)時(shí)正在進(jìn)行的高推預(yù)研部分成果（如92年試車成功的624所中推核心機(jī)技術(shù)，性能要求全面超過F404），對(duì)引進(jìn)的核心機(jī)加以改進(jìn)，使核心機(jī)技術(shù)與美國(guó)原型機(jī)發(fā)生了較大變化，性能大為增強(qiáng)。這里說(shuō)句題外話，網(wǎng)上有人說(shuō)渦扇10是在F404基礎(chǔ)上放大而成，性能直逼F414，似乎也不無(wú)道理，因?yàn)楹诵臋C(jī)技術(shù)來(lái)源較多，不能單純說(shuō)由那一家發(fā)展而來(lái)。

結(jié)構(gòu):

渦扇10/10A是一種采用三級(jí)風(fēng)扇，九級(jí)整流，一級(jí)高壓，一級(jí)低壓共十二級(jí),單級(jí)高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的大推力高推重比低涵道比先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)。在研制該發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)時(shí)成功地采用了跨音速風(fēng)扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，鈦合金精鑄中介機(jī)匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點(diǎn)火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴(kuò)散隨口，高壓機(jī)匣處理以及整機(jī)單元體設(shè)計(jì)等先進(jìn)技術(shù)。渦扇10A的制造工藝與F100、AL-31F相似，十分先進(jìn)，外涵機(jī)匣利用中推部分先進(jìn)技術(shù)采用高性能的聚酰亞樹脂復(fù)合材料，刷式密封，機(jī)匣所用材料與美制F414相似，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴(kuò)散連接四層風(fēng)扇導(dǎo)流葉片，鈦合金寬弦風(fēng)扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴(kuò)式噴口，全權(quán)限電子控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)，發(fā)動(dòng)機(jī)制造和設(shè)計(jì)十分先進(jìn)，不亞于世界同時(shí)期先進(jìn)水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進(jìn)材料，無(wú)余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進(jìn)工藝，以及對(duì)流、前緣撞擊加氣膜"三合一"的多孔回流復(fù)合冷卻先進(jìn)技術(shù)，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗(yàn)無(wú)裂紋發(fā)生。渦扇10的渦輪葉片雖然是定向結(jié)晶的DZ125，但采用了我國(guó)獨(dú)創(chuàng)的低偏析技術(shù)，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。

渦扇10的性能：

空氣進(jìn)量100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750K，渦扇10加力風(fēng)扇的性能的一些主要數(shù)據(jù)為如下：高、低轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速分轉(zhuǎn)別是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，增壓比30，323m/s和334m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無(wú)錫航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究所研制的FADEC。

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細(xì)長(zhǎng)的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時(shí)柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強(qiáng)度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

由于運(yùn)用了高推預(yù)研的先進(jìn)成果，渦扇10A的三級(jí)低壓壓比甚至比AL-31F的四級(jí)低壓部分還要高，九級(jí)高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高于AL-31F，總壓比與F110相似，達(dá)30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，非俄式標(biāo)準(zhǔn)），全加力推力為13200千克，重量比AL-31F要輕。相比之下，AL-31F渦輪前溫度只有1665K，推質(zhì)比7.1（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，俄式標(biāo)準(zhǔn)為8.17），全加力推力12500千克；F110的渦輪前溫度為1750K，推質(zhì)比為7.57（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)），全加力推力為13227千克。總體比較，渦扇10A性能要遠(yuǎn)高于AL-31F，與F110相似。其定型時(shí)間為2003年，服役時(shí)間為2005年。

渦扇10性能如何？對(duì)其設(shè)計(jì)可說(shuō)一無(wú)所知。但燃?xì)鉁u輪研究院有幾篇研究報(bào)告，提到三級(jí)壓氣機(jī)，應(yīng)指LPC。至于級(jí)壓縮比未知，608所研制的WJ9用來(lái)取代Y-12上P&W的PT-6A-27渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其單級(jí)軸流壓縮比是1.51。以此水準(zhǔn)計(jì)算，三級(jí)LPC可獲得3.44的壓縮比，AL-31F四級(jí)LPC獲得3.6（級(jí)壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級(jí)LPC為3.2（級(jí)壓縮比1.474）。各位認(rèn)為合理嗎？葉片的三維黏流體設(shè)計(jì)，631所與西北工業(yè)大學(xué)研究水準(zhǔn)不差。GTX-35VS（3LPC+5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4LPC+9HPC），F(xiàn)100-PW-100的TPR~25（3LPC+10HPC）。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。

渦扇10裝有無(wú)錫航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究所研制的FADEC，AL-31F為機(jī)械液壓系統(tǒng)，F(xiàn)100-PW-129裝有FADEC。燃燒器確定是短環(huán)噴霧式，與WP-13比，其長(zhǎng)度可減少1/2。

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細(xì)長(zhǎng)的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時(shí)柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強(qiáng)度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進(jìn)氣溫度。也就是說(shuō)，單級(jí)高壓渦輪與單級(jí)低壓渦輪就足以產(chǎn)生足夠的效率，推動(dòng)壓氣機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)。而不需要像F100-PW-100一般，用二級(jí)高低渦輪。F100的后續(xù)系列因受限于基本設(shè)計(jì)，無(wú)法更動(dòng)，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級(jí)高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，后續(xù)發(fā)展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那么旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級(jí)數(shù)。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高于8應(yīng)該沒問題，與AL-31F比，因?yàn)闇u扇10有比AL-31F更有效的壓縮機(jī)，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統(tǒng)也比較先進(jìn)?？傊?，渦扇10的壓縮機(jī)用多少級(jí)來(lái)產(chǎn)生多少的總壓比是判斷性能的關(guān)鍵。

區(qū)別：

網(wǎng)上經(jīng)常有人將渦扇10與渦扇10A混淆，其實(shí)兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機(jī)的不同，當(dāng)然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU―27上試驗(yàn)，該機(jī)已于2000年定型。

時(shí)間：

渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進(jìn)行過長(zhǎng)達(dá)四十分鍾的超音速試驗(yàn)，在2000年第一次裝在SU―27上試驗(yàn)，在與AL-31F混裝試飛當(dāng)中，曾發(fā)生空中熄火險(xiǎn)情。目前，渦扇10A正隨殲十的預(yù)生產(chǎn)型進(jìn)行邊試飛邊定型試驗(yàn)，估計(jì)今年（制2003年，嘎子注）能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機(jī)大批量入役。

由于很多資料尚在保密中，雖說(shuō)我手頭能搞到確切的“太行”數(shù)據(jù)，但出于保密方面的原因，本人在這里只好發(fā)大致推測(cè)數(shù)據(jù)了：

WS10是三級(jí)風(fēng)扇，九級(jí)整流，一級(jí)高壓，一級(jí)低壓共十二級(jí),單級(jí)高效高功率高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結(jié)構(gòu)的大推力高推重比低涵道比先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)。由于運(yùn)用了高推預(yù)研的先進(jìn)成果，總壓縮比、效率、喘震余度高于俄羅斯AL-31F發(fā)動(dòng)機(jī)，總壓縮比與美國(guó)F110發(fā)動(dòng)機(jī)相似，達(dá)30以上。

渦輪前溫度為1747K

推重比為7.5（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，非俄式標(biāo)準(zhǔn)）

全加力推力為13200千克（129.36千牛）

重量比俄羅斯AL-31F發(fā)動(dòng)機(jī)要輕。相比之下，俄羅斯AL-31F發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度只有1665K，推重比7.1（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，俄式標(biāo)準(zhǔn)為8.17），全加力推力12500千克（約122.5千牛）；

美國(guó)F110發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪前溫度為1750K，推重比為7.57（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)），全加力推力為13227千克（約129.624千牛）。

總體比較，太行發(fā)動(dòng)機(jī)的性能要稍高于AL―31F，與F110相似。

美國(guó)現(xiàn)役軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)資料大全集

F404系列渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

牌號(hào)F404

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家美國(guó)

廠商通用電氣公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)

生產(chǎn)現(xiàn)狀生產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)象F404-GE-100DA-4換發(fā)。

F404-GE-400DA-6F。

F404-GE-F1D2F-117A。

F404-GE-400F/A-18、“陣風(fēng)”A、X29A、X31A。

F404-GE-100AF-20A。

F404-GE-402F/A-18。

F412(原F404-F5D2)A-12(已取消)。

研制情況

F404發(fā)動(dòng)機(jī)始于60年代通用電氣公司的GE15。GE15為諾斯羅普公司“眼鏡蛇”P530的動(dòng)力。P530后來(lái)演變?yōu)閅F17，GE15演變?yōu)檫B續(xù)放氣的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)YJ101。由于在美國(guó)空軍輕型戰(zhàn)斗機(jī)競(jìng)爭(zhēng)中，通用動(dòng)力公司的F16取勝，諾斯羅普公司和麥道公司決定發(fā)展一種新飛機(jī)，即F/A-18，因而在YJ101基礎(chǔ)上發(fā)展了低涵道比的F404渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

1975年11月通用電氣公司與美國(guó)海軍簽訂了全面研制F404的合同。1977年1月首臺(tái)運(yùn)轉(zhuǎn)，1978年6月完成飛行前規(guī)定試驗(yàn)，11月裝飛機(jī)試飛，1979年12月F404-GE-400通過定型試車并批準(zhǔn)投入生產(chǎn)，1980年1月交付第一臺(tái)生產(chǎn)型發(fā)動(dòng)機(jī)。

F404的高壓壓氣機(jī)、燃燒室和高壓渦輪與YJ101相同，風(fēng)扇、低壓渦輪和加力燃燒室稍許放大，涵道比由YJ101的0.2提高為0.34，渦輪進(jìn)口溫度提高10℃，發(fā)動(dòng)機(jī)推力比YJ101增加約17%。

在研制F404時(shí)，美國(guó)海軍根據(jù)以往的使用經(jīng)驗(yàn)，突出了可靠性和維修性要求。據(jù)此，通用電氣公司改變了過去強(qiáng)調(diào)性能，而忽視可靠性和維修性的作法，把作戰(zhàn)適用性、可靠性和維修性放在首位，采用經(jīng)過驗(yàn)證的最新技術(shù)，不追求過高的性能指標(biāo)，注意保持發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、費(fèi)用合理和減少風(fēng)險(xiǎn)，這種作法對(duì)F404的順利研制成功和贏得市場(chǎng)起了重要作用。

由于F404與飛機(jī)采用分離附件機(jī)匣設(shè)計(jì)，裝在飛機(jī)上的輔助傳動(dòng)系統(tǒng)(AMAD)單獨(dú)傳動(dòng)燃油泵、液壓泵和發(fā)電機(jī)。系統(tǒng)有它自己的空氣渦輪起動(dòng)機(jī)，因此飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)只有11個(gè)接頭，換一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)只需21min。

F404由6個(gè)單元體組成，左、右發(fā)可以互換，采用了狀態(tài)監(jiān)控措施，因而維修性大有改善。

按1975年美元計(jì)算，F(xiàn)404的全面研制費(fèi)用為3.36億美元(不包括YJ101驗(yàn)證機(jī)費(fèi)用)。

F404-GE-100原編號(hào)為F404-GE-F1G1。發(fā)動(dòng)機(jī)基本結(jié)構(gòu)與-400型相同，主要差別是采用了多余度的燃油控制系統(tǒng)和為單發(fā)飛機(jī)F-20專門設(shè)計(jì)的附件。一個(gè)數(shù)字式電子裝置作為機(jī)械液壓裝置的備份，可提供機(jī)械液壓裝置的90%工作能力。此外高壓渦輪更換了一些材料，改善了耐久性。該項(xiàng)目因1986年底F-20A工作的終止而未進(jìn)行到底。

F404-GE-F1J1/RM12是通用電氣公司與瑞典沃爾伏航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司合作研制的發(fā)動(dòng)機(jī)。1983年開始進(jìn)行風(fēng)扇、壓氣機(jī)、核心機(jī)和整機(jī)試驗(yàn)。1988年12月開始裝JAS39試飛，1993年開始交付使用。該機(jī)在-400型基礎(chǔ)上核心機(jī)稍有修改，風(fēng)扇流量增加到72.6kg/s，燃燒室采用了隔熱涂層，使渦輪進(jìn)口溫度和高壓渦輪效率有所提高。采用了數(shù)字式電子控制器。發(fā)動(dòng)機(jī)加力推力為8050daN。

F404-GE-400D是非加力型。用于A-6F(A-6E的換發(fā))。發(fā)動(dòng)機(jī)推力為4800daN，計(jì)劃90年代初將其推力提高至5780daN。

F404-GE-402為F404的增推型，推力為7828daN，發(fā)動(dòng)機(jī)高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子和靜子葉片更換了材料，燃燒室采用了隔熱涂層，高壓壓氣機(jī)采用鋼機(jī)匣，加力燃燒室是新的。裝該發(fā)動(dòng)機(jī)的F/A-18C/D已經(jīng)得到瑞典、科威特和芬蘭等國(guó)的訂貨。

F412(F404-F5D2)是以RM12為基礎(chǔ)的增推型，推力為8896daN。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用了加大的風(fēng)扇，改進(jìn)了核心機(jī)、加力燃燒室及尾噴管，空氣流量達(dá)到72.5kg/s。F412是為先進(jìn)攻擊機(jī)A-12研制的。1990年A-12被取消，GE公司則將其發(fā)展為F414。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

(F404-GE-400)

進(jìn)氣口帶進(jìn)氣錐的環(huán)形進(jìn)氣口。有可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。

風(fēng)扇3級(jí)軸流式。寬弦實(shí)心鈦合金風(fēng)扇葉片。第1級(jí)為32片，第2級(jí)42片，第3級(jí)52片。第1級(jí)有減振凸臺(tái)。葉片均以燕尾形榫頭與鈦合金盤連接。壓比3.5，平均級(jí)壓比1.337。

高壓

壓氣機(jī)7級(jí)軸流式。直徑為584mm，長(zhǎng)度為330mm。整體鈦合金中機(jī)匣。前3級(jí)盤材料為鈦合金。后4級(jí)盤為超IN718，1～3級(jí)靜子為鈦合金，4～7級(jí)轉(zhuǎn)子葉片為IN718。轉(zhuǎn)子葉片用燕尾形榫頭與盤連接。對(duì)開式鈦合金內(nèi)機(jī)匣，化銑鈦合金外涵機(jī)匣。

燃燒室短環(huán)形。機(jī)加工的HastelloyX合金火焰筒和外套。頭部有18個(gè)鑄造的渦流器，18個(gè)雙錐燃油噴嘴。

高壓渦輪1級(jí)軸流式。氣膜加沖擊空氣冷卻的渦輪葉片和導(dǎo)向器葉片。兩種葉片材料均為多晶的Rene80。

低壓渦輪1級(jí)軸流式。Rene80制造的空心氣冷轉(zhuǎn)子葉片。導(dǎo)向器葉片成對(duì)釬焊。內(nèi)、外環(huán)材料為MAR-M509。

加力

燃燒室6根起動(dòng)噴油桿，24根噴油桿。內(nèi)、外涵氣流經(jīng)“菊花瓣形”混合器混合。隔熱屏和穩(wěn)定器材料為HastelloyX。

尾噴管液壓作動(dòng)的收-擴(kuò)噴管。

控制系統(tǒng)機(jī)械液壓式燃油控制系統(tǒng)。

點(diǎn)火系統(tǒng)復(fù)式點(diǎn)火裝置和火花塞。

技術(shù)數(shù)據(jù)

最大起飛推力(daN)

F404-GE-4007120(加力)

4800(中間)

-100A7560(加力)

-100D4890(中間)

-F1D24800(中間)

-4027900(加力)

-F2J18000(加力)

F4128050(加力)

起飛耗油率[kg/(daN?h)]

F404-GE-4001.65(加力)

0.76(中間)

推重比

F404-GE-4007.24

-1007.86

-4027.83

總空氣流量(kg/s)

F404-GE-40064.4

-40266.0

F41272.5

涵道比

F404-GE-4000.34

總增壓比

F404-GE-40025

-10026

-40226

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

F404-GE-4001316℃

-1001337℃

-4021413℃

最大直徑(mm)

F404-GE-400884

-402884

長(zhǎng)度(含進(jìn)氣錐)(mm)4033

質(zhì)量(kg)

F404-GE-400983

-4021025

美軍巡航導(dǎo)彈采用的F107/F112/F121小型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

牌號(hào)F107/F112/F121

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家美國(guó)

廠商威廉斯國(guó)際公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀生產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)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。

研制情況

F107/F112是美國(guó)威廉斯國(guó)際公司為巡航導(dǎo)彈研制的小型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。它由WR19發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展而來(lái)。WR19是WR2發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的改型。第1臺(tái)WR19發(fā)動(dòng)機(jī)于1967年首次試驗(yàn)。70年代初接受了美國(guó)空軍的一項(xiàng)140萬(wàn)美元的合同，用于進(jìn)一步研制這種發(fā)動(dòng)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)很快在原型彈上進(jìn)行了試飛。并從1972年底到1973年初進(jìn)行了競(jìng)爭(zhēng)性試驗(yàn)，結(jié)果威廉斯公司取勝。后來(lái)巡航導(dǎo)彈項(xiàng)目被取消，故發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作也擱置起來(lái)，直到1974年2月美國(guó)正式宣布研制巡航導(dǎo)彈時(shí)，WR19系列的研制工作才又恢復(fù)，并發(fā)展了軍用型F107。1975年10月，F(xiàn)107的飛行試驗(yàn)開始，1976年1月試驗(yàn)結(jié)束，1976年9月通過定型試驗(yàn)并正式投產(chǎn)。以后，陸續(xù)研制出多種改型。

F107/F112的設(shè)計(jì)特點(diǎn)是耗油率低，一般在0.61kg/daN/h左右；飛行重量(包括附件)僅50kg，推重比大，為4以上。再加上它的適用范圍廣、成本低，所以其發(fā)展一直處于領(lǐng)先地位。發(fā)動(dòng)機(jī)的貯存壽命為10年，工作壽命為50h左右。它主要用于一次使用的巡航導(dǎo)彈和其他飛行器。但在作試驗(yàn)用時(shí)，可以用降落傘收回，稍加修理后可再次使用。

F107-WR-100和民用型WR19的大小相同，但重量減輕5kg。

F107-WR-101長(zhǎng)度比F107-WR-100增加400mm，其定型試驗(yàn)于1978年10月開始。

F107-WR-102為通用動(dòng)力公司“戰(zhàn)斧”空射巡航導(dǎo)彈研制。

F107-WR-103為通用動(dòng)力公司“戰(zhàn)斧”地面和海面發(fā)射巡航導(dǎo)彈研制。為適應(yīng)更高的渦輪進(jìn)口溫度，在渦輪段采用了新材料，另外設(shè)計(jì)了新進(jìn)氣口以減少在大攻角飛行時(shí)所產(chǎn)生的附加損失，壓氣機(jī)及渦輪轉(zhuǎn)子葉片的氣動(dòng)性能也因?yàn)椴捎昧诵录夹g(shù)而大大改進(jìn)。F107-WR-103發(fā)動(dòng)機(jī)使用了大量陶瓷涂層，而且還有可能要使用陶瓷材料或金屬/陶瓷復(fù)合材料渦輪轉(zhuǎn)子。

F107-WR-104是原型WR19的一個(gè)可能的改進(jìn)型，推力達(dá)533daN。

F107-WR-105/401計(jì)劃通過使用金屬陶瓷渦輪、燃燒室、靜子、噴管和薄壁構(gòu)件，使推力增加到622daN，推重比將超過10。為減輕重量，將采用石墨聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣、軸及壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子。該發(fā)動(dòng)機(jī)可用以改裝所有現(xiàn)在使用F107的空中發(fā)射、海面發(fā)射和地面發(fā)射的巡航導(dǎo)彈。預(yù)計(jì)1994年可供使用。

F107-WR-400/402同F(xiàn)107-WR-101，1976年6月5日首次裝于“戰(zhàn)斧”上，由A-6A飛機(jī)空中發(fā)射。

F112-WR-100它是F107-WR-103的美國(guó)空軍編號(hào)。

F121-WR-100為威廉斯國(guó)際公司目前最小的發(fā)動(dòng)機(jī)，用于AGM136空中發(fā)射導(dǎo)彈。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

(F107/F112)

進(jìn)氣口整體式錐形進(jìn)氣口，后接平直的環(huán)形通道。機(jī)匣和進(jìn)氣錐之間有4個(gè)支板。

風(fēng)扇2級(jí)軸流式。每級(jí)葉片和盤均為17-4PH不銹鋼整體鑄件。風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為35500r/min，壓比為2.08。

低壓

壓氣機(jī)2級(jí)軸流式。整體結(jié)構(gòu)。它和2級(jí)風(fēng)扇裝在同一根軸上，并由低壓渦輪驅(qū)動(dòng)。轉(zhuǎn)子由粉末金屬鈦制成，壓比1.70。

高壓

壓氣機(jī)1級(jí)離心式，由高壓渦輪驅(qū)動(dòng)。葉輪是PM鑄造鈦材料，壓比為3.89，轉(zhuǎn)速64000r/min。為在機(jī)動(dòng)時(shí)減少陀螺力矩、高、低壓轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)成反方向旋轉(zhuǎn)。機(jī)匣是兩段式結(jié)構(gòu)，兩段之間由螺釘連接，前端罩著低壓軸流式壓氣機(jī)，后段罩著高壓離心式壓氣機(jī)。

燃燒室環(huán)形折流式。整體機(jī)匣。單個(gè)點(diǎn)火器。燃油從發(fā)動(dòng)機(jī)前端的空心軸流入，向后流動(dòng)，然后從高壓壓氣機(jī)軸上的一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)甩油盤噴射出。

高壓渦輪1級(jí)軸流式。非冷卻的渦輪鑄件由IN100材料制成。帶整體鑄造環(huán)的渦輪導(dǎo)向器焊接在燃燒室的后部，成為一個(gè)組件。高壓壓氣機(jī)排出空氣冷卻機(jī)匣襯套，以改進(jìn)渦輪轉(zhuǎn)子葉片尖部間隙控制。渦輪進(jìn)口溫度為954℃，渦輪葉片有冷卻時(shí)，可達(dá)1093℃。

低壓渦輪2級(jí)軸流式。每級(jí)葉片和盤都是IN713LC的整體鑄件。2級(jí)渦輪導(dǎo)向器為Haynes31合金的整體鑄件。

控制系統(tǒng)機(jī)械液壓式?？刂破饎?dòng)、加速、減速和穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速。

燃油系統(tǒng)由1個(gè)增壓和高壓泵組件、1個(gè)機(jī)械液壓式計(jì)量計(jì)算機(jī)和1個(gè)燃油切斷活門組成。根據(jù)彈體制導(dǎo)系統(tǒng)來(lái)的電壓信號(hào)調(diào)節(jié)慢車和最大轉(zhuǎn)速。

滑油系統(tǒng)完全獨(dú)立的系統(tǒng)，由1個(gè)壓力泵、3個(gè)回油元件、1個(gè)0.615L的滑油箱、1個(gè)油濾和燃油-滑油散熱器組成。3個(gè)回油元件分布在兩個(gè)渦輪端軸承集油槽內(nèi)和1個(gè)齒輪箱內(nèi)。

起動(dòng)點(diǎn)火

系統(tǒng)起動(dòng)和點(diǎn)火同時(shí)完成。1個(gè)裝有固體藥柱的點(diǎn)火器，也是起動(dòng)器。利用固體火藥燃燒產(chǎn)生的火焰和燃?xì)膺M(jìn)行點(diǎn)火和起動(dòng)?；鹧鎻钠饎?dòng)器噴出后直接進(jìn)入燃燒室點(diǎn)火，而燃?xì)鈴钠饎?dòng)器噴出直接沖擊高壓渦輪。火藥燃燒時(shí)間規(guī)定為6s，變化范圍為5～9s。

支承系統(tǒng)低壓軸由1、2、5和6號(hào)軸承支承。1號(hào)是滾珠軸承，放在第1級(jí)風(fēng)扇后面，通過第1級(jí)靜子葉片傳力。2號(hào)軸承在低壓壓氣機(jī)后面，5號(hào)軸承在低壓渦輪前面，6號(hào)軸承在低壓渦輪后端，它們均為滑油潤(rùn)滑的滾棒軸承。高壓軸套在低壓軸上，由3和4號(hào)軸承支承。3號(hào)軸承放在前面，是滾珠軸承，放在高壓壓氣機(jī)葉輪和附件傳動(dòng)斜齒輪之間。4號(hào)軸承在高壓渦輪之前。

技術(shù)數(shù)據(jù)

額定推力(daN)

F107-WR-101/400/402267

-WR-103444

-WR-104533

-WR-105/401622

F112-WR-100333

F121-WR-10067

巡航耗油率[亞音速，H=9000m,kg/(daN?h)]

F1070.611

推重比

F107-WR-105/40110

空氣流量(kg/s)

F1076.2

涵道比1.0

總增壓比14.5

渦輪進(jìn)口溫度(℃)954

最大直徑(mm)

F107-WR-400304

F121-WR-100211

長(zhǎng)度(mm)

F107-WR-100800

-WR-400937

-WR-1011232

-WR-100660

質(zhì)量(kg)

F107-WR-40065

-WR-10059

-WR-10164

F121-WR-10019

F101系列加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

牌號(hào)F101

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家美國(guó)

廠商通用電氣公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)

生產(chǎn)現(xiàn)狀已停產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)象F101-GE-100B-1A(中途停止)。

F101-GE-102B-1B。

F101-GE-F25隱身轟炸機(jī)和隱身戰(zhàn)斗機(jī)。

F101-GE-F28“曙光女神”3發(fā)飛機(jī)。

研制情況

F101是美國(guó)通用電氣公司為戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-1研制的中等涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。它的研制過程可以追溯到60年代中期，當(dāng)時(shí)該公司正按美國(guó)空軍合同實(shí)施第二代先進(jìn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計(jì)劃，編號(hào)為GE9。在1969年為爭(zhēng)奪用于先進(jìn)有人駕駛戰(zhàn)略轟炸機(jī)的競(jìng)爭(zhēng)中，GE9驗(yàn)證機(jī)獲勝，從而導(dǎo)致在1970年6月美國(guó)空軍與該公司簽訂一項(xiàng)4.06億美元的全面研制合同，其中包括40臺(tái)原型機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)正式編號(hào)為F101-GE-100。1971年10月核心機(jī)首次試驗(yàn)，1972年7月全臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)開始運(yùn)轉(zhuǎn)。試飛前規(guī)定試驗(yàn)于1974年3月完成，同年12月沒有經(jīng)過空中試車臺(tái)試驗(yàn)而直接裝在B-1A原型機(jī)上試飛。1976年9月通過相當(dāng)于通常的型號(hào)合格試驗(yàn)(MQT)的產(chǎn)品考核(PV)試驗(yàn)。1977年6月，上臺(tái)不久的卡特政府認(rèn)為，B-1A飛機(jī)的造價(jià)太高，而新研制的巡航導(dǎo)彈便宜而有效，并且B-52轟炸機(jī)還可用到80年代，所以決定停止B-1A計(jì)劃。但F101-GE-100的試驗(yàn)計(jì)劃仍一直繼續(xù)到1981年，在后續(xù)工作發(fā)展計(jì)劃的名義下，加速發(fā)動(dòng)機(jī)的成熟，延長(zhǎng)零部件的壽命，降低生產(chǎn)成本和后勤保障費(fèi)用。最后，地面試驗(yàn)積累了40000h以上，飛行試驗(yàn)積累了7600h，發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到了可以投入使用的水平?？偟难兄瀑M(fèi)用為6.21億美元。

為滿足B-1A轟炸機(jī)既能在高空以M＞2飛行、又能在低空跨音速突防、同時(shí)具有洲際航程的要求，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。為此，通用電氣公司選擇了中等涵道比、高增壓比的加力渦扇循環(huán)。在研制中，利用該公司過去的J79、TF39發(fā)動(dòng)機(jī)以及一系列研究和技術(shù)計(jì)劃的成果，如1965年開始的先進(jìn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計(jì)劃，采用Rene系列高溫鎳基合金、激光打孔、摩擦焊、先進(jìn)的冷卻技術(shù)和控制技術(shù)，F(xiàn)101是首次用紅外線高溫計(jì)作為其調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)之一的發(fā)動(dòng)機(jī)。高溫計(jì)測(cè)取72片高壓渦輪葉片的平均溫度。當(dāng)溫度達(dá)到極限時(shí)，調(diào)速器將限制燃油流量和風(fēng)扇轉(zhuǎn)速。為便于維修，F(xiàn)101采用單元體結(jié)構(gòu)并設(shè)有許多孔探儀檢查口。

F101是研制中全面貫徹美國(guó)空軍1969年制訂的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的第一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)。該大綱的貫徹主要通過以下四條措施來(lái)保證。

(1)遵循嚴(yán)格的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。在準(zhǔn)則中，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性方面的要求有：發(fā)動(dòng)機(jī)冷、熱端部件壽命分別為13500h和4000h，或2700齪?00個(gè)低周疲勞循環(huán)。在預(yù)估壽命時(shí)要按上述兩倍考慮。

(2)采用先進(jìn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和分析方法，如有限元素法、回轉(zhuǎn)體、葉柵和系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)等電子計(jì)算機(jī)程序，合理設(shè)計(jì)各種零件。

(3)進(jìn)行大量的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壽命試驗(yàn)。在研制中，共用40多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)作各種整機(jī)、部件和系統(tǒng)試驗(yàn)。F101是首次采用加速任務(wù)試驗(yàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)。

(4)采用先進(jìn)的測(cè)試儀器和壽命監(jiān)控系統(tǒng)，除采用加速度計(jì)、紅外線高溫計(jì)等測(cè)振、測(cè)溫措施外，在B-1A轟炸機(jī)上加裝中央綜合試驗(yàn)分系統(tǒng)來(lái)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵參數(shù)。在使用中，可將記錄的數(shù)據(jù)處理，計(jì)算出各零部件的剩余壽命，結(jié)合外場(chǎng)維護(hù)和孔探儀檢查情況，實(shí)現(xiàn)視情維護(hù)原則。

1981年10月2日，美國(guó)里根政府決定重新生產(chǎn)100架B-1B戰(zhàn)略轟炸機(jī)。于是，1982年美國(guó)空軍給予通用電氣公司一項(xiàng)1.822億美元的全面研制合同，包括3臺(tái)F101-GE-102原型機(jī)，用于性能和結(jié)構(gòu)完整性試驗(yàn)。以后陸續(xù)簽訂了3項(xiàng)合同：1.25億美元用于生產(chǎn)4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和長(zhǎng)周期項(xiàng)目的準(zhǔn)備；2.859億美元用于生產(chǎn)37臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)；以及15.8億美元用于生產(chǎn)428臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)。

F101-GE-102型與-100型基本相同，但耐久性有進(jìn)一步提高，并根據(jù)B-1B的作戰(zhàn)任務(wù)作了一些小的修改。通用電氣公司為F101-GE-102制訂了一項(xiàng)充分的試驗(yàn)計(jì)劃。在3臺(tái)原型機(jī)中：

1號(hào)原型機(jī)在1983年9月完成2組各由381個(gè)循環(huán)組成的加速任務(wù)試驗(yàn)，實(shí)際運(yùn)轉(zhuǎn)800h，相當(dāng)于在B-1B上10年的使用壽命；

2號(hào)原型機(jī)在1984年秋季完成加速任務(wù)試驗(yàn)，驗(yàn)證了10000h的冷端壽命和3000h的熱端壽命；

3號(hào)原型機(jī)供生產(chǎn)定型用，于1983年9月通過定型并正式交付給美國(guó)空軍。

F101-GE-25F101的不加力型，可能用于兩種超音速的隱身飛機(jī)。

F101-GE-28F101的又一種不加力型，可能用于美國(guó)空軍一種高度保密的飛機(jī)。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

(F101-GE-100)

進(jìn)氣口環(huán)形。20個(gè)進(jìn)口導(dǎo)流葉片，前緣固定，起支板作用，后緣可調(diào)。熱空氣防冰。

風(fēng)扇2級(jí)軸流式。實(shí)心鈦合金工作葉片帶冠，水平對(duì)開鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)機(jī)匣。壓比2.0，轉(zhuǎn)速7710r/min。

壓氣機(jī)9級(jí)軸流式。零級(jí)和前5級(jí)靜子葉片可調(diào)。前3級(jí)轉(zhuǎn)子葉片為鈦合金，后6級(jí)為A286鋼。轉(zhuǎn)子為慣性焊接盤鼓式，前3級(jí)盤為鈦合金，后6級(jí)為DA718鋼。轉(zhuǎn)子和靜子葉片均可單獨(dú)更換。水平對(duì)開機(jī)匣，前段為鈦合金，后段為IN718。壓比12.5。

燃燒室短環(huán)形。火焰筒由HastelloyX合金經(jīng)機(jī)加工制成。燃油經(jīng)20個(gè)雙錐噴嘴和小渦流杯在高能氣流剪切作用下霧化，實(shí)現(xiàn)無(wú)煙燃燒。

高壓渦輪單級(jí)軸流式。高負(fù)荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。轉(zhuǎn)子葉片材料為DSR80H，盤為DA718。機(jī)匣內(nèi)襯扇形段，通冷卻空氣進(jìn)行主動(dòng)間隙控制。轉(zhuǎn)子和靜子葉片可單獨(dú)更換。

低壓渦輪2級(jí)軸流式。葉尖帶冠，非冷卻。轉(zhuǎn)子葉片均可單獨(dú)更換，導(dǎo)向葉片分段更換。盤材料為DA718。

加力

燃燒室混合流型。盤旋式混合器使內(nèi)、外涵氣流有效混合并燃燒。筒體材料為IN625。

尾噴管收擴(kuò)式。由鉸接的魚鱗板組成主、副噴管，由作動(dòng)筒、移動(dòng)杯、凸輪和連桿組成液壓機(jī)械式作動(dòng)機(jī)構(gòu)。

控制系統(tǒng)機(jī)械液壓式。帶電子式調(diào)整器，可以對(duì)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、渦輪轉(zhuǎn)子葉片溫度和尾噴管面積進(jìn)行控制。此外，還有中央綜合測(cè)試系統(tǒng)，不斷監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

燃油系統(tǒng)維克斯公司的主燃油泵和噴管液壓泵。森德斯特蘭德公司的燃油增壓泵。派克-漢尼茲公司的燃油活門組件和燃油噴嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和傳感器。

滑油系統(tǒng)整體式滑油和液壓油箱。

技術(shù)數(shù)據(jù)

最大起飛推力(daN)

F101-GE-10013338(加力)

7561(中間)

-10213681(加力)

7561(中間)

-257120(中間)

-288012(中間)

起飛耗油率[kg/(daN?h)]

F101-GE-1002.24(加力)

0.56(中間)

推重比

F101-GE-1007.50

-1027.69

空氣流量(kg/s)

F101-GE-100/-102159

涵道比

F101-GE-100/-1022.01

總增壓比

F101-GE-100/-10226.5

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

F101-GE-100/-1021371

最大直徑(mm)

F101-GE-100/-1021397

長(zhǎng)度(mm)

F101-GE-100/-1024600(含進(jìn)氣錐)

質(zhì)量(kg)

F101-GE-100/-1021814

F110系列渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

牌號(hào)F110/F118

用途軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

類型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)家美國(guó)

廠商通用電氣公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)

生產(chǎn)現(xiàn)狀批生產(chǎn)

裝機(jī)對(duì)象F110-GE-100F16C/D、N，F(xiàn)-15E。

F110-GE-400F-14B/F-14D，F(xiàn)-14A改裝。

A-7“海盜”Ⅱ

CAS/BAI(建議)，A-7“海盜”Ⅱ改裝。

F110-GE-129所有F110裝備的飛機(jī)，1991年中以后的F-15E，F(xiàn)-16“敏捷隼”，日本FS-X。

F110X未來(lái)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)。

F118-GE-100B-2，RT-1。

研制情況

F110是美國(guó)通用電氣公司從轟炸機(jī)用的F101改型而來(lái)的戰(zhàn)斗機(jī)用的加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

美國(guó)卡特政府決定停止B-1A/F101-GE-100計(jì)劃和美國(guó)第一線戰(zhàn)斗機(jī)用的TF30和F100發(fā)動(dòng)機(jī)存在大量耐久性、可靠性和操縱性問題，是促使通用電氣公司作這一改型工作的主要原因。該公司在1976年就自籌資金制造了一臺(tái)F101X驗(yàn)證機(jī)，其熱力參數(shù)與F100發(fā)動(dòng)機(jī)的相似，與原來(lái)的F101-GE-100相比，減小了涵道比，提高了增壓比。

隨著軍方對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的戰(zhàn)備狀態(tài)和全壽命期費(fèi)用的關(guān)心日益增強(qiáng)，美國(guó)空軍實(shí)施了改型戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃，并與通用電氣公司簽訂一項(xiàng)有限的研制合同，價(jià)值8000萬(wàn)美元，包括3臺(tái)原型機(jī)，編號(hào)為F101DFE。這項(xiàng)研制計(jì)劃的目標(biāo)是：

(1)鑒定F-16和F-14飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際飛機(jī)中的匹配能力，包括性能和作戰(zhàn)適用性；

(2)通過加速任務(wù)試驗(yàn)確定發(fā)動(dòng)機(jī)的耐久性；

(3)根據(jù)驗(yàn)證的能力，提出生產(chǎn)型發(fā)動(dòng)機(jī)的型號(hào)規(guī)范。

如果計(jì)劃成功，那么將提供足夠的數(shù)據(jù)，以使進(jìn)入全面工程研制階段的風(fēng)險(xiǎn)減到最小。

經(jīng)過1980年和1981年兩年的廣泛試驗(yàn)，達(dá)到或部分超過了預(yù)期的目標(biāo)。在F-16飛機(jī)上的試飛結(jié)果證明，F(xiàn)101DFE無(wú)需作重大改進(jìn)就可以裝在這種飛機(jī)上使用。在F-14飛機(jī)上的試飛結(jié)果表明，飛機(jī)的留空時(shí)間和作戰(zhàn)半徑都比裝原來(lái)TF30發(fā)動(dòng)機(jī)的增加25%。在試飛中，發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)需調(diào)整，并且油門桿的使用不受限制。在1982年12月的一次試驗(yàn)中，完成了5004個(gè)總累積循環(huán)(TAC)，其熱端部件壽命為當(dāng)時(shí)新采購(gòu)的F100發(fā)動(dòng)機(jī)的三倍。

基于上述結(jié)果，通用電氣公司又得到了一項(xiàng)在空軍替換戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃下的全面研制合同，價(jià)值9300萬(wàn)美元，為期兩年，發(fā)動(dòng)機(jī)正式編號(hào)為F110，與普拉特?惠特尼公司F100發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)型競(jìng)爭(zhēng)用于新生產(chǎn)的F-15和F-16戰(zhàn)斗機(jī)。這項(xiàng)全面研制計(jì)劃的重點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)最佳化，確定供F-15、F-16和F-14用的F110發(fā)動(dòng)機(jī)的最終構(gòu)型，并繼續(xù)進(jìn)行高空模擬試驗(yàn)、加速任務(wù)試驗(yàn)和各種環(huán)境試驗(yàn)。

F110發(fā)動(dòng)機(jī)已于1985年初定型投產(chǎn)并開始交付。

與F101-GE-100發(fā)動(dòng)機(jī)相比，F(xiàn)110有以下幾方面的改變：風(fēng)扇由2級(jí)改為3級(jí)，壓比提高到3.2，直徑減小到970mm，涵道比由2.01減到0.87；為適應(yīng)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速提高，重新設(shè)計(jì)了低壓渦輪；為滿足戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)飛行要求，設(shè)計(jì)過載提高到10；對(duì)控制系統(tǒng)作了改進(jìn)，增加了備份裝置；為適應(yīng)F-14、F-16和特別是F-15飛機(jī)的機(jī)體，對(duì)外部尺寸、管線和防冰系統(tǒng)作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一點(diǎn)，就是為了減輕重量而不犧牲耐久性，對(duì)核心機(jī)以外的幾乎所有部件和系統(tǒng)都采取了減重措施。

1984年2月，美國(guó)空軍按照雙承包商采購(gòu)策略，決定對(duì)F-15和F-16戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的采購(gòu)在F100和F110之間按一定比例分配。在1985年采購(gòu)的160臺(tái)中，75%為F110，25%為F100。從此，開始了一場(chǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)大戰(zhàn)(GreatEngineWar)。到1994年為止，F(xiàn)110共獲訂貨1065臺(tái)，F(xiàn)100為1021臺(tái)，基本上平分秋色。但通用電氣公司聲稱它獲得勝利，因?yàn)樵?000多架F-16C/D戰(zhàn)斗機(jī)中，該公司提供的發(fā)動(dòng)機(jī)占75%。

F110-GE-100F110的基本型，采用了F404的風(fēng)扇、加力燃燒室和噴管技術(shù)。用于F-15和F-16。

F110-GE-400海軍型，與F110-GE-100基本相同。1987年開始用于F-14B/D。

F110-GE-129性能改進(jìn)型，推力達(dá)12900daN。提高了渦輪進(jìn)口溫度55～80℃，增大了轉(zhuǎn)速，改進(jìn)了材料，采用全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。涵道比降為0.76，零件數(shù)目比F100-GE-100少40～50%。

F110X研究中的新改型，推力將達(dá)16210daN，推重比9.5。

F118-GE-100F110的不加力型，不加力推力為8452daN。提高了風(fēng)扇壓比和空氣流量。1987年定型，并用于B-2轟炸機(jī)。1991年決定用于改裝TR-1，以取代原來(lái)的J75渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進(jìn)氣口環(huán)形。帶17個(gè)變彎度進(jìn)口導(dǎo)向葉片，其前部為徑向支板，后部為可調(diào)部分。

風(fēng)扇3級(jí)軸流式，系F404發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的放大型。轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金。水平對(duì)開機(jī)匣，轉(zhuǎn)子和整流葉片可單獨(dú)更換。風(fēng)扇直徑970mm，壓比3.2。

壓氣機(jī)9級(jí)軸流式。頭3級(jí)材料為鈦合金，后6級(jí)為A286鋼。零級(jí)和頭3級(jí)整流葉片可調(diào)。轉(zhuǎn)子為盤鼓式，用慣性焊連接。水平對(duì)開機(jī)匣，前段為鈦合金，后段為鋼。設(shè)有孔探儀窺孔，用以觀察轉(zhuǎn)子和其他部件。壓比9.7，效率85%。

燃燒室短環(huán)形?；鹧嫱灿蒆astelloyX合金經(jīng)機(jī)加工而成。燃油經(jīng)20個(gè)雙錐噴嘴和20個(gè)小渦流杯噴出并霧化，實(shí)現(xiàn)無(wú)煙燃燒，具有均勻的出口溫度場(chǎng)。

高壓渦輪單級(jí)軸流式。高負(fù)荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。機(jī)匣內(nèi)襯扇形段通過冷卻空氣進(jìn)行葉尖間隙控制。Rene125制的轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器可單獨(dú)更換。有些轉(zhuǎn)子葉片用N-5單晶鑄造，效率為0.87。

低壓渦輪2級(jí)軸流式，帶冠。2級(jí)轉(zhuǎn)子葉片均可單獨(dú)更換，第2級(jí)導(dǎo)向器葉片可分段更換。第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片材料為Rene125，盤為Rene95。第2級(jí)材料均為Rene80，軸用IN718合金。

加力燃燒室F101的縮小型。用回旋式混合器使內(nèi)、外涵氣流有效混合。內(nèi)涵氣流中90%的空氣在燃油噴入外涵氣流前燃燒完，使整個(gè)工作范圍內(nèi)溫升平穩(wěn)。外殼材料為IN625。

尾噴管收斂-擴(kuò)張型。由F404發(fā)動(dòng)機(jī)的改型而來(lái)。噴口面積由液壓作動(dòng)筒和作動(dòng)環(huán)控制，主、副噴管的調(diào)節(jié)板分三段鉸接，在凸輪和滾柱上移動(dòng)，以調(diào)節(jié)噴口面積。噴管外殼材料為焊接的鈦合金。

控制系統(tǒng)伍德沃德公司的主燃油控制器，并有電子模擬和主液壓機(jī)械控制備份以及一個(gè)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速限制器。F110-GE-129采用全權(quán)數(shù)字式電子控制。

支承系統(tǒng)5支點(diǎn)。高壓轉(zhuǎn)子2個(gè)軸承，低壓轉(zhuǎn)子3個(gè)軸承。

最大加力推力(daN)

F110-GE-10012268

-40012045

-12912899

F110X16235

中間推力(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

中間耗油率[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

空氣流量(kg/s)

F110-GE-100113.4～122.4

-400117.5