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牌 号 F119
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 研制中
装机对象 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％、耐久蕴岣吡奖丁⒘慵 倜 映？0％。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。
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
F100…PW…220涡轮风扇发动机
牌 号 F100
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 生产
装机对象 F100…PW…100 F…15A/B和早期F…15C/D。
F100…PW…200 F…16A/B/G。
F100…PW…220 F…16C/D、F…15C/D（后期）和F…15E。
F100…PW…220E F…16、F…15C/D（后期）和F…15E。
F100…PW…220P 所有F100发动机装备的飞机。
F100…PW…229 所有F100发动机装备的飞机。
IPE…94 F…15和F…16的未来改进型。
研制情况
1968年美国空、海军空中优势战斗机计划要求大幅度提高发动机推重比和改善进气道与发动机的匹配性，同时，美国国防部作出了采用同一个核心机发展两种发动机的决定。美国空、海军在1968年4月联合提出了一项为期18个月的初始工程发展计划，要求普·惠公司和通用电气公司各制造和试验一台验证机，发动机的核心要能同时满足空、海军的要求。普·惠公司以JTF22核心发动机为基础，为发展空、海军用的两种发动机进行投标，JTF22是在JTF16验证机基础上发展的，验证机在1969年7月首次运转。1970年3月在和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中普·惠获胜，空军于1970年4月与普·惠公司签订2。75亿美元的“成本加奖励”合同。该合同规定若成本超过或低于合同，则超过或低于部分由空军和公司按90∶10比例分摊。但后来由于实际费用超过计划费用很多，在1971年7月增加合同金额1。22亿美元。对用于飞行试验和生产型发动机则按“固定价格加奖励”的办法，空军和公司之间按75∶25比例分摊。F100发动机用于研制的费用为4。75亿，用于部件改进的计划费用约6。66亿。这样，该发动机从开始研制到1984年15年内总计花费11亿美元。
F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。
F100…PW…100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普·惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100…PW…220发动机，基本解决了F100…PW…100存在的问题，可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。在与通用电气公司F110发动机争夺装备F…15和F…16的“战斗机发动机大战”中，开始时处于不利地位，经改进后这两种发动机各有千秋。为与通用电气公司性能改进型F110…GE…129竞争，普·惠公司也在F100…PW…220的基础上研制了性能改进型F100…PW…229。
F100…PW…100 1970年3月开始全面工程研制，1972年2月进行60h飞行前规定试验、1973年10月通过150h定型试验。1974年11月交付空军使用。
F100…PW…200 为适应单发飞机的需要作了一些修改，采用复式燃油泵和备份控制系统或数字式发动机控制系统。
F100/PW1115 F100发动机的无加力燃烧室的改进型。
F100…PW…220 采用了新型风扇和压气机，改进了低压涡轮、数字式发动机电子控制系统、加力燃烧室和加力燃烧室双点火系统，提高了核心机寿命。通过采用数字式发动机电子控制系统，使发动机在整个飞行包线内或发动机寿命期内无推力衰减，并可连续监控发动机状态。
F100…PW…220E 通过采用一套改型组件可以把早期的F100发动机改进成具有标准构形的F100…PW…220发动机。使早期的F100发动机具有与F100…PW…220发动机相同的可靠性、维修性和适用性，同时降低发动机的生产费用。采用了最先进的热端部件、数字式发动机电子控制系统、齿轮式主燃油泵和发动机诊断装置。1987年10月在F…16上做了首次飞行试验，1988年投入使用。
F100…PW…220P F100…PW…220E的改进型，以前称为F100…PW…220E＋。1991年中期开始改进工作。它是将F100…PW…229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100…PW…220和F100…PW…220E中。
F100…PW…229 F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机（F100…PW…229 IPE）或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000循环。此发动机准备用于F…15E战斗机。1989年5月在F…16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100…PW…229分别在F…16和F…15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。
IPE…92 F100…PW…229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100…PW…229增大2。5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100…PW…229的相同。
IPE…94 F100…PW…229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100…PW…229增加13％。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F…15E和F…16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。
F401 F100…PW…100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年9月12日装在F…14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F…14B飞机停止发展，F401计划也撤消。
结构和系统
进 气 口 皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。
风 扇 3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6…6…2，盘材料为Ti8…1…1。轴用Ti6…4电子束焊接而成。F100…PW…220采用了较高流量的风扇。F100…PW…229的风扇采用损伤容限设计。
高压压气机 10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8。0。F100…PW…220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100…PW…229的压气机采用损伤容限设计。
燃 烧 室 短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100…PW…220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100…PW…229采用浮壁式火焰筒。
高压涡轮 2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR…M200加PWA73涂层。F100…PW…220和F100…PW…229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。
低压涡轮 2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。
F100…PW…229的转子叶片为定向凝固材料。
加力燃烧室 可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。
喷 管 平衡梁式收敛…扩张型。
控制系统 F100…PW…100和…200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。
F100…PW…220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特德和汉密尔顿标准公司提供。F100…PW…229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。
技术数据
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�