美国GE公司F110涡扇发动机
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• 经过1980-1981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。
*F118-GE-100
F110的不加力型,不加力推力为84.52kN.提高了风扇压比和空气流 量,1987年定型.并用于B-2轰炸机.
*F110-GE-129EFE
“增强型战斗机发动机”,1999年10月，美国空军正式将额定加力推力
142kN/4300TAC检查周期的命名为F110-GE-132，129kN/6000TAC的命名 为F110-GE-132A,最高推力151kN的型号命名为F110-GE-134.2005年5月 F110-GE-132装配在F-16战斗机上交付阿联酋空军.
低压涡轮
2级轴流式低压涡轮，叶片较长，采用带冠设计以适应大直径风扇的 功率需求。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Rene125，盘为Rene95。第2级材料均为Rene 80， 轴用IN718合金。
加力燃烧室
加力燃烧室是F101的缩小型。扩压段为圆柱形型花瓣式混合器将内外 涵气流有效混合，采用与F404相同的双燃油喷射杆以更好控制燃油分 配三圈环形带径向传焰槽的组合式火焰稳定器，用回旋式混合器使内、 外涵气流有效混合。筒体内安装全长的防震隔热衬套，起到消除高频 啸声以及隔热冷却筒壁的作用。外壳材料为IN625。
• F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。
二、发动机结构
进气口
环形导气罩,带17个可变弯度进气导向叶片,其前部为径向支 板,铝制尾缘为可调部分.
风扇
3级轴流式,系F404风扇的放大型,转子叶片材料为钛合金, 第一级风扇带减震凸台,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,最大空气流量122.4kg/s.
1644~1700
1650
最大直径m
1.18
1.18
长度m
4.6
5.9
定型时间
1985
1987
用途
F-16
F-14
数据参考自《第三代战斗机用大推力涡扇发动机巡礼》
F110-GE-129
~7.2 129/76
0.7 1805 0.76 118~122.4 30.7 1730 1.18 4.6 1992 F-15 F-16 F-2
F110-GE-129EFE
~7.86 144/86.2
— 1837 0.68 124.7 33.3 1750~1800 1.18 4.6 2003 F-16
2020/3/2
谢谢！
厦门大学航空航天学院
The F110 Engine
目录
• 一、研制过程 • 二、发动机结构 • 三、F110各型号 • 四、性能参数
一、研制过程
• 1976年GE公司制造了 一台F101X验证机，与原来的F101-GE-100相比， 减小了涵道比，提高了增压比。
• 美国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，实 施了改型战斗机发动机计划，与GE公司签订研制合同，价值8000万 美元，包括三台原型机，编号为F101DFE。
高压涡轮
单级轴流式高压涡轮,涡轮导向器和涡轮叶片采用Rene125定向凝固合金制 造,可单独更换。有些转子叶片用N-5单晶铸造,效率为0.87。涡轮盘材料为 Rene95粉末高温合金。高负荷气冷叶片,用冲击和气膜冷却。涡轮进口温 度达1700K(实际涡轮工作温度低于红线温度值大约110℃)。机匣内衬扇形 段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。
*F110-GE-400
海军型,为了满足F-14舰载机发动机舱的安装条件做了改进.1987年 开始用于F-14B/D.
*F110-GE-129
性能改进型,推力达129kN.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F110-GE-100少40～50%.用于F-15,F-16和F-2.
高压压气机
9级轴流式,前3级转子采用钛合金材料,后6级选用高温合金(A286/IN718);零 级和前3级整流叶片可调;盘鼓式转子,用惯性摩擦焊和电子束焊连接;水平 对开机匣,压比9.7,效率85%.
燃烧室
短环形燃烧室,火焰筒材料为镍基高温合金Hastelloy X,突扩式的进口扩 压器,火焰筒头部安装20个组合式的燃油雾化装置(双路离心喷嘴和双 涡流器混合杯组件),采用先进高效的冷却技术,燃烧效率高出口温度场 均匀,无冒烟,污染排放少.
• 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、F16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。
四、性能参数
推重比
F110-GE-100 F110-GE-400
~7
~6
全加力/不加力最大推力kN
124.5/~71
120/71
中间耗油率kg/daN·h
0.67
—
质量kg
1778
1995.8
涵道比
0.87
0.87
空气质量流量kg/s
115.2~122.4
122
总增压比
30.4
29.9
涡轮前温度Kຫໍສະໝຸດ 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。
三、F110各型号
*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F16.
*F118-GE-100
F110的不加力型,不加力推力为84.52kN.提高了风扇压比和空气流 量,1987年定型.并用于B-2轰炸机.
*F110-GE-129EFE
“增强型战斗机发动机”,1999年10月，美国空军正式将额定加力推力
142kN/4300TAC检查周期的命名为F110-GE-132，129kN/6000TAC的命名 为F110-GE-132A,最高推力151kN的型号命名为F110-GE-134.2005年5月 F110-GE-132装配在F-16战斗机上交付阿联酋空军.
低压涡轮
2级轴流式低压涡轮，叶片较长，采用带冠设计以适应大直径风扇的 功率需求。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Rene125，盘为Rene95。第2级材料均为Rene 80， 轴用IN718合金。
加力燃烧室
加力燃烧室是F101的缩小型。扩压段为圆柱形型花瓣式混合器将内外 涵气流有效混合，采用与F404相同的双燃油喷射杆以更好控制燃油分 配三圈环形带径向传焰槽的组合式火焰稳定器，用回旋式混合器使内、 外涵气流有效混合。筒体内安装全长的防震隔热衬套，起到消除高频 啸声以及隔热冷却筒壁的作用。外壳材料为IN625。
• F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。
二、发动机结构
进气口
环形导气罩,带17个可变弯度进气导向叶片,其前部为径向支 板,铝制尾缘为可调部分.
风扇
3级轴流式,系F404风扇的放大型,转子叶片材料为钛合金, 第一级风扇带减震凸台,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,最大空气流量122.4kg/s.
1644~1700
1650
最大直径m
1.18
1.18
长度m
4.6
5.9
定型时间
1985
1987
用途
F-16
F-14
数据参考自《第三代战斗机用大推力涡扇发动机巡礼》
F110-GE-129
~7.2 129/76
0.7 1805 0.76 118~122.4 30.7 1730 1.18 4.6 1992 F-15 F-16 F-2
F110-GE-129EFE
~7.86 144/86.2
— 1837 0.68 124.7 33.3 1750~1800 1.18 4.6 2003 F-16
2020/3/2
谢谢！
厦门大学航空航天学院
The F110 Engine
目录
• 一、研制过程 • 二、发动机结构 • 三、F110各型号 • 四、性能参数
一、研制过程
• 1976年GE公司制造了 一台F101X验证机，与原来的F101-GE-100相比， 减小了涵道比，提高了增压比。
• 美国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，实 施了改型战斗机发动机计划，与GE公司签订研制合同，价值8000万 美元，包括三台原型机，编号为F101DFE。
高压涡轮
单级轴流式高压涡轮,涡轮导向器和涡轮叶片采用Rene125定向凝固合金制 造,可单独更换。有些转子叶片用N-5单晶铸造,效率为0.87。涡轮盘材料为 Rene95粉末高温合金。高负荷气冷叶片,用冲击和气膜冷却。涡轮进口温 度达1700K(实际涡轮工作温度低于红线温度值大约110℃)。机匣内衬扇形 段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。
*F110-GE-400
海军型,为了满足F-14舰载机发动机舱的安装条件做了改进.1987年 开始用于F-14B/D.
*F110-GE-129
性能改进型,推力达129kN.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F110-GE-100少40～50%.用于F-15,F-16和F-2.
高压压气机
9级轴流式,前3级转子采用钛合金材料,后6级选用高温合金(A286/IN718);零 级和前3级整流叶片可调;盘鼓式转子,用惯性摩擦焊和电子束焊连接;水平 对开机匣,压比9.7,效率85%.
燃烧室
短环形燃烧室,火焰筒材料为镍基高温合金Hastelloy X,突扩式的进口扩 压器,火焰筒头部安装20个组合式的燃油雾化装置(双路离心喷嘴和双 涡流器混合杯组件),采用先进高效的冷却技术,燃烧效率高出口温度场 均匀,无冒烟,污染排放少.
• 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、F16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。
四、性能参数
推重比
F110-GE-100 F110-GE-400
~7
~6
全加力/不加力最大推力kN
124.5/~71
120/71
中间耗油率kg/daN·h
0.67
—
质量kg
1778
1995.8
涵道比
0.87
0.87
空气质量流量kg/s
115.2~122.4
122
总增压比
30.4
29.9
涡轮前温度Kຫໍສະໝຸດ 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。
三、F110各型号
*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F16.