F110涡轮风扇发动机

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。

F110涡扇发动机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。

进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外

发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了

分开排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

混合排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器

外涵气流：外涵道--混合器

两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外

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

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。

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-P2 M53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。

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。