F100涡轮风扇发动机研制情况

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4000h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。

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-100 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