军用涡扇发动机系列[通用电气公司]

通用电气公司『GE』 F404 系列 [军用涡扇发动机] 武器装备 2008-02-25 12:21:55 阅读154 评论0   字号：大中小 订阅 F404加力涡扇发动机外形 牌  号 F404 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 生产 装机对象 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 劳动合同范本免费下载装修合同范本免费下载租赁合同免费下载房屋买卖合同下载劳务合同范本下载 。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 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 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 通用电气公司『GE』 F110/F118 系列 [军用涡扇发动机] 武器装备 2008-02-25 12:26:52 阅读446 评论0   字号：大中小 订阅 F118-GE-100涡轮风扇发动机外形 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 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 通用电气公司『GE』 F414 系列 [军用/民用涡扇发动机] 武器装备 2008-02-26 10:23:18 阅读381 评论0   字号：大中小 订阅 F414-GE-400加力涡轮风扇发动机结构 牌  号 F414 用  途 军用/民用涡扇发动机 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 研制中 装机对象 F414-GE-400　F/A-18E/F、Saab“鹰师”C(建议)。 研制情况  F414是通用电气公司为满足美国海军对F/A-18“大黄蜂”战斗机最新发展型F/A-18E/F的要求而设计的加力式涡轮风扇发 动机。它以该公司的F404和F412为基础，因此曾被称为F404的Ⅱ型推力增长型。1991年开始研制。1993年5月20日首次试车。计划于 1995年12月首次试飞，1998年定型并交付首台生产型发动机。 通用电气公司在研制F414时充分吸取F404积累的使用经验，采用GE23A、YF120、F412以及其他军、民用发动机一些经过验证的技术，因而研制工作进展顺利，投资少、研制时间短，效果明显。 F414的风扇与F118的相同，第1级风扇叶片带中间凸台，第2和第3级为焊接的整体叶盘。通过1993年作的280多小时试验证明，这种 风扇的流量、效率、喘振裕度和抗畸变能力均超过或达到预定的目标，流量比F404-GE-400的大16%，重量轻20.4kg。F414的高压压气机采 用F412的7级设计，但前3级改为叶盘结构，以减少榫头漏气、减轻重量和提高效率。燃烧室和高压涡轮是以F412为基础发展的，低压涡轮是一种先进设 计。加力燃烧室采用了该公司为先进战斗机设计的F120发动机的结构。径向火焰稳定器可用风扇后空气冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由 膨胀，整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换，设计寿命为2000h，5700次点火。海平面和高空试验证明，这种加力燃烧室不易发生振荡 燃烧。尾喷管的设计采用了F110-GE-129 IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。 结构和系统 进 气 口 环形。结构与F404的相同。 风  扇 3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为Ti17焊接成整体的叶盘。增压比比F404的高15%，约为4.025。3级静子和转子叶片均为三维流设计。 高压压气机 7级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣。前3级转子为叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后4级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前2级转子叶片材料为Ti17，后5级为IN718。前3级静子叶片材料为钛合金。 燃 烧 室 环形。火焰筒材料为Hastelloy X。18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却。 高压涡轮 1级轴流式。采用气膜加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。 低压涡轮 1级轴流式。气冷设计。转子叶片和导向器叶片均有物理气相沉积的隔热涂层。 加力燃烧室 结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与12根径向火焰稳定器组成。径向火焰稳定器用风扇空气冷却。 尾 喷 管 收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。 控制系统 双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。 技术数据 加力推力(daN)　 9780