F110渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

進(jìn) 氣 口 環(huán)形。帶17個變彎度進(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級軸流式，系F404發(fā)動機風(fēng)扇的放大型。轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金。水平對開機匣，轉(zhuǎn)子和整流葉片可單獨更換。風(fēng)扇直徑970mm，壓比3.2。

壓 氣 機 9級軸流式。頭3級材料為鈦合金，后6級為A286鋼。零級和頭3級整流葉片可調(diào)。轉(zhuǎn)子為盤鼓式，用慣性焊連接。水平對開機匣，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astelloy X合金經(jīng)機加工而成。燃油經(jīng)20個雙錐噴嘴和20個小渦流杯噴出并霧化，實現(xiàn)無煙燃燒，具有均勻的出口溫度場。

高壓渦輪 單級軸流式。高負(fù)荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。機匣內(nèi)襯扇形段通過冷卻空氣進(jìn)行葉尖間隙控制。Rene 125制的轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器可單獨更換。有些轉(zhuǎn)子葉片用N-5單晶鑄造，效率為0.87。

低壓渦輪 2級軸流式，帶冠。2級轉(zhuǎn)子葉片均可單獨更換，第2級導(dǎo)向器葉片可分段更換。第1級轉(zhuǎn)子葉片材料為Rene 125，盤為Rene 95。第2級材料均為Rene 80，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)動機的改型而來。噴口面積由液壓作動筒和作動環(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，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械控制備份以及一個風(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。高壓轉(zhuǎn)子2個軸承，低壓轉(zhuǎn)子3個軸承。

F110渦扇發(fā)動機是美國通用電氣公司從轟炸機用的F101改型而來的戰(zhàn)斗機用的加力渦扇發(fā)動機。

美國卡特政府決定停止B-1A/F101-GE-100計劃和美國第一線戰(zhàn)斗機用的TF30和F100發(fā)動機存在大量耐久性、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F101X驗證機，其熱力參數(shù)與F100發(fā)動機的相似，與原來的F101-GE-100相比，減小了涵道比，提高了增壓比。

隨著軍方對戰(zhàn)斗機的戰(zhàn)備狀態(tài)和全壽命期費用的關(guān)心日益增強，美國空軍實施了改型戰(zhàn)斗機發(fā)動機計劃，并與通用電氣公司簽訂一項有限的研制合同，價值8000萬美元，包括3臺原型機，編號為F101DFE。這項研制計劃的目標(biāo)是:

(1)鑒定F-16和F-14飛機/發(fā)動機在實際飛機中的匹配能力，包括性能和作戰(zhàn)適用性;

(2)通過加速任務(wù)試驗確定發(fā)動機的耐久性;

(3)根據(jù)驗證的能力，提出生產(chǎn)型發(fā)動機的型號規(guī)范。

如果計劃成功，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)險減到最小。

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

基于上述結(jié)果，通用電氣公司又得到了一項在空軍替換戰(zhàn)斗機發(fā)動機計劃下的全面研制合同，價值9300萬美元，為期兩年，發(fā)動機正式編號為F110，與普拉特·惠特尼公司F100發(fā)動機的改進(jìn)型競爭用于新生產(chǎn)的F-15和F-16戰(zhàn)斗機。這項全面研制計劃的重點是實現(xiàn)系統(tǒng)最佳化，確定供F-15、F-16和F-14用的F110發(fā)動機的最終構(gòu)型，并繼續(xù)進(jìn)行高空模擬試驗、加速任務(wù)試驗和各種環(huán)境試驗。

F110發(fā)動機已于1985年初定型投產(chǎn)并開始交付。

與F101-GE-100發(fā)動機相比，F(xiàn)110有以下幾方面的改變:風(fēng)扇由2級改為3級，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)計了低壓渦輪;為滿足戰(zhàn)斗機機動飛行要求，設(shè)計過載提高到10;對控制系統(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飛機的機體，對外部尺寸、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，就是為了減輕重量而不犧牲耐久性，對核心機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，美國空軍按照雙承包商采購策略，決定對F-15和F-16戰(zhàn)斗機發(fā)動機的采購在F100和F110之間按一定比例分配。在1985年采購的160臺中，75%為F110，25%為F100。從此，開始了一場發(fā)動機大戰(zhàn)(Great Engine War)。到1994年為止，F(xiàn)110共獲訂貨1065臺，F(xiàn)100為1021臺，基本上平分秋色。但通用電氣公司聲稱它獲得勝利，因為在1000多架F-16C/D戰(zhàn)斗機中，該公司提供的發(fā)動機占75%。

F110-GE-100 F110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-100 F110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。1991年決定用于改裝TR-1，以取代原來的J75渦噴發(fā)動機。

進(jìn)氣道進(jìn)氣---壓氣機增壓---燃燒室加熱---渦輪膨脹作功帶動壓氣機---尾噴管膨脹加速---排氣到體外

發(fā)動機轉(zhuǎn)起來之后，壓氣機源源不斷地把壓縮了的空氣送到后面的燃燒室，在燃燒室里空氣和燃油混合燃燒，向后排出高溫高速高壓氣體，這些氣體帶動渦輪旋轉(zhuǎn)，渦輪和壓氣機是用軸連在一起的，因此渦輪旋轉(zhuǎn)了，壓氣機也跟著旋轉(zhuǎn)，就不斷地把空氣壓縮進(jìn)去了

分開排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機--內(nèi)涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

我們常見的民航客機所采用的發(fā)動機，多半是分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機--混合器

外涵氣流：外涵道--混合器

兩股氣流在混合器中摻混--尾噴管膨脹加速--排氣到體外

牌 號 M53

用 途 軍用渦扇發(fā)動機

類 型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

國 家 法國

廠 商 國營航空發(fā)動機研究制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

M53-2 "幻影"2000原型機。

M53-5 "幻影"4000原型機。

M53-P2 "幻影"2000。

M53-PX2 "幻影"2000。

M53采用了阿塔發(fā)動機、TF106與TF306發(fā)動機的研制技術(shù)與經(jīng)驗。與阿塔9K50發(fā)動機相比，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%，長度縮短約1米。

M53的特點是采用三支點的單轉(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)簡單，便于維修。M53采用了大量鈦合金，大大減輕了發(fā)動機重量。該發(fā)動機共有12個單元體。M53的研制費用約1億多美元。

M53-2 早期的原型機。

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)計參數(shù)與M53-2基本相同。為改善發(fā)動機喘振裕度，對壓氣機葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進(jìn)。

M53-P2 M53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、改進(jìn)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計、重新設(shè)計熱端部件、先進(jìn)氣膜與對流冷卻。-P2于1981年6月首次臺架試驗，1985年1月開始生產(chǎn)。

M53-PX3型發(fā)動機具有高推力、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)計和可重復(fù)工作的加力系統(tǒng)。M53-PX3型發(fā)動機將使幻影2000戰(zhàn)斗機保持尖端性能。

進(jìn) 氣 口 環(huán)形，帶尖進(jìn)氣錐，用熱空氣防冰。

風(fēng) 扇 3級軸流式?？缫羲亠L(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)子葉片無減振凸臺。葉片用鈦合金制造。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。

壓 氣 機 5級軸流式。等外徑設(shè)計。整流葉片不可調(diào)，無中間放氣。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。前3級轉(zhuǎn)子是電子束焊接的鈦合金整體式結(jié)構(gòu)，后2級是鋼的，用螺栓連接。

燃 燒 室 環(huán)形，無煙。6段氣膜冷卻。機加工的氣膜孔徑約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個預(yù)蒸發(fā)燃油噴嘴。

渦 輪 2級軸流式(M53-P2為3級)。轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片為對流冷卻。第1級轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片有15個通冷空氣的小孔，第2級有8個。

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對調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片由16個作動筒操縱。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-機械控制系統(tǒng)，但帶有一臺對全系統(tǒng)都起作用的電子計算機。此外，還有后備系統(tǒng)。當(dāng)主系統(tǒng)發(fā)生故障時，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)，同時備有應(yīng)急燃油系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng) 來自飛機油箱的燃油經(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、自動斷油指示器、油濾、滑油分配器和散熱器等組成。單發(fā)時備有應(yīng)急滑油系統(tǒng)，在發(fā)生故障時可保證發(fā)動機可靠工作20min。

起動系統(tǒng) 燃?xì)鉁u輪起動機。

點火系統(tǒng) 主燃燒室有2個高能點火電嘴，火花能量為4J。