F414涡轮风扇发动机
F404 系列
F404 系列 [军用涡扇发动机]2007年01月09日星期二下午 12:50F404F404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。
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。
涡轮风扇发动机
涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机是一种高效的喷气式发动机，常用于商用飞机和大型军用运输机。
该类发动机具有高推力、高燃油效率、低噪音和高高度效率等特点。
发动机结构涡轮风扇发动机由三个主要部分组成：压气机、燃烧室和涡轮。
其中，压气机分为低压级和高压级，涡轮又分为低压涡轮和高压涡轮。
在发动机的前部，从进气道中吸入空气，经过压气机压缩后，进入燃烧室，与燃料混合燃烧，生成高温、高压气体后，经涡轮驱动高压和低压压气机，最终排出尾气。
在涡轮风扇发动机的尾部，喷出的高速气流产生反作用力推动飞机前进。
涡轮风扇发动机结构涡轮风扇发动机结构工作原理涡轮风扇发动机的基本工作原理是将空气压缩并混合燃料后点燃，使得高温、高压的气体喷出产生推力。
涡轮驱动高压和低压压气机的同时，通过涡轮风扇的推力产生反作用力，从而推动整个飞机前进。
涡轮风扇发动机与其他类型的喷气发动机最大的不同在于，其涡轮风扇可以有效节省燃油，并降低噪音。
涡轮风扇发动机的涡轮中会缺气，较少将空气从压缩机进一步喷出。
这意味着涡轮风扇可获得更高的燃油效率，同时减少噪音，是当前商用飞机中常用的发动机之一。
优点和适用范围相对于其他类型喷气发动机，涡轮风扇发动机的燃油效率更高、噪音更低，并且可以提供更强的推力。
这使得它在商用飞机和大型军用运输机中非常适用。
在高度高的飞行环境中，它的性能表现更佳。
由于涡轮风扇发动机的高效性，现在许多航空公司都在计划使用类似的发动机来提高燃油效率和减少噪音，同时具有更强的推力，以便在更远的航程中完成飞行。
总结涡轮风扇发动机是基于高效、低噪音、高燃油效率的原则设计的喷气式发动机，由于其具有众多的优点和广泛适用的范围，在当前的商业航空和军事航空中得到了广泛的应用。
其中，高效的燃油效率和低噪音是其最重要的特点之一，是未来航空技术不断发展的重要方向之一。
靡不有初鲜克有终——印度放弃国产发动机
印度放弃国产发动机由于未能满足印度空军的要求，印度方面将放弃研发国产卡佛里发动机的努力，这意味着印度LCA战机将只装备美国通用公司制造的F-414发动机。
消息人士称该发动机不符合印度空军对推力的要求，印度国防研究发展组织已经决定只将卡佛里发动机用于装备无人机。
1986年印度正式启动卡佛里计划，1989年全面开展研究工作，计划投资 8970 万美元，于1997年交付使用。
但卡佛里发动机项目一路拖延。
图为卡佛里发动机。
印度立项研发可以压倒F-16的LCA战机上世纪70年代末期苏联入侵阿富汗，美国为此加强对巴基斯坦的援助，提供了F-16战斗机，对印度空军的米格飞机构成压倒性优势。
为了拉平与巴基斯坦的战斗机差距，印度国防研究与发展署于1980年宣布将自行研制一款先进轻型战斗机，性能全面压倒F-16。
1983年，印度政府批准“Light CombatAircarft（轻型战斗机）”立项，项目正式启动。
印度投资研发卡佛里发动机预备装备LCA战机为了配合战斗机研制，1986年印度燃气涡轮研究中心正式启动卡佛里计划，1989年全面开展研究工作，计划投资 8970 万美元，于1997年交付使用。
但卡佛里发动机项目一路拖延，核心机到1995 年才点火运转，2010年11月4日高空试验台试验宣布初次获得成功。
2011年2月，时印度国防部长A.K. Antony表示，已经研发出9台卡佛里发动机原型机和4台核心机，原型机和核心机的地面和高空条件试验已累计完成1975小时。
卡佛里发动机进展缓慢性能不足面临下马卡佛里发动机原定装配于印度国产LCA战斗机，现在LCA在磕磕绊绊29年后终于进入空军服役，开创了印度自制作战飞机的先河，可能是未来印度航空工业进入良性循环的契机，绝不会因为一个分系统的拖延而耽误整个项目的进度。
从美国进口的F-404发动机性能先进、技术可靠、推力适中，远比卡佛里更能保障LCA作战能力的实现。
在印度新近招标的中型战斗机项目上，阵风战斗机原本配备的M-88发动机不仅性能远比卡佛里先进，而且已经投入使用多年，经受住了各种考验，印度空军绝不可能为其换装国产发动机。
(整理)F414发动机.
F414涡轮风扇发动机（军民用）2010-2-10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。
F404涡轮风扇发动机
F404涡轮风扇发动机F404是由通用电气开发的静推力10，500-19，000磅（85kN）级的带加力涡轮风扇发动机，同系列发动机还包括F412、RM12，该系列由通用电气航空系统公司生产，合作伙伴沃尔沃宇航公司生产RM12型。
F404的发展型包括加大的推力的F414和实验型民用G36桨扇发动机。
发展历史通用电气在F-15“鹰”战斗机和轻型战斗机项目（YF-16获胜）中输给普惠公司的F-100发动机之后不久，便基于诺斯罗普YF-17用的YJ101发动机发展出了F404发动机，以装备F/A-18“大黄蜂”。
为加强燃油经济性将涵道比由0.20加大到0.34，把改进重点放在可靠性及降低成本上而不是性能上。
通用电气分析了“油门剖面”，发现飞行踩油门远比工程师先前想象的要频繁，给发动机以过大的压力。
通用电气还使F404避免压气机失速及其它发动机故障，将对控制输入作出迅速的反应，因为从螺旋桨飞机转到喷气式飞机的飞行员经常抱怨早期涡轮发动机对改变推力没有反应。
通用电气执行官Frederick A. Larson 和 Paul Setts给新发动机定下的目标是比F-4用的GE-J79发动机小，但推力要更大，并比F-16使用的普惠F100发动机成本低一半。
由于风扇设计使气流可以顺畅的进入压缩机，所以即使是高仰角，F404可以有效的防止压气机失速。
其平均大修时间1000飞行小时，飞行寿命6500小时。
它可以对控制命令作出迅速的反应，可以在4秒内从空转达到全力加速。
发动机集成了飞行环境监控系统，该系统用于关键故障和保障部件寿命。
通用电气基于F101和F404的技术为空军发展了F110发动机用于替换F-16和F15所使用的F100发动机。
通用电气研发的加大推力的F404-GE-402发动机用于装备出口瑞士的F/A-18。
科威特的“大黄蜂”也采用了该型发动机。
最终美军后来的“大黄蜂”C型和D型也采用了该发动机。
RM12该型为沃尔沃宇航公司改型的F404，提高了性能增强了抗鸟撞能力并为单发使用而提高了安全标准。
F414发动机研制进展
的风扇和压气机叶片 ， 能够使 Ｆ １Ｅ Ｅ发 动机任 以及 ４４ Ｄ
务能力 提高和寿命 期费用 降低 的关键技术 。
Ｇ Ｅ公 司与美 国海 军正在规 划下一 阶段 的试验工
效率提高 ２个百分点 。 耐温能力提高 ６ｃ ， ５Ｉ 疲劳寿命 由 ：
２ ０ ｈ延长到 ６ ０ ｈ 采用 ３ ００ ００ ； Ｄ气动设计的排气框架 ， 使
（） ３ 该方法还可广泛用于其他复杂设备维修决 策支持 系统 内部决 策模 块 的开发 。
参考 文献
１ 陈光．航空发动机发展综述 ．航空 制造技术 ，００，６ ： ２ ０ （ ）
２ ＾３ ４ － ４．
根据在第 ５ 中讨论的方法 ， 节 逐一计算７ Ｆ 表 ４ 与 （ ） 中 的 Ｓ 。 比较 后发 现 其 中“ 离 ” 短 者 所 对 Ｄ 距 最 应的故障模式为 Ｆ （ 。 该过程由计算机来完成 ） 。根
经交付美国海军 ６ ０多台 ， ５ 飞行 了 ５０多万 ｈ 达到 了 ０ ，
很高的可靠性。 目前还在继续改进和改型。
Ｆ １Ｅ Ｅ发 动机是 Ｆ １ ４ ０发动机 的改进 型。 ４４ Ｄ ４４— ０
采用 ３ Ｄ气动设计 的高 压压气 机 ， 流量增加 ５ ， 使 ％ 效 率提高 ３个百分 点 ， 翻修 间隔 由 ４ ０ ｈ延长 到 ６０ ｈ ００ ００ ；
采用于低排放燃 烧室 ， Ｎ ｘ Ｈ 使 Ｏ 、 Ｃ和 Ｃ Ｏ的排放 量 明
前的 Ｆ １ 发动机风扇相 比， ４４ 采用 ３ Ｄ前 掠叶 片的新风 扇使流量增大 近 １％ ， ０ 效率 提高 ， 件 数减 少。该验 部 证机计划还将验证降低 Ｈ Ｆ技术 、 Ｃ 具有外 物损伤容 限
显降低 ； 采用 ３ Ｄ气动设计 和先进冷却 的高压 涡轮 ， 使
航空发动机制造技术——整体叶盘
F414-GE-400发动机，用于“超 发动机，用于“ 发动机 级大黄蜂” 级大黄蜂”F/A-18E/F
F119-PW-100 用于 用于F-22
WS-500 用于 用于C602巡航导弹 巡航导弹
怎么制造？
• 1、电子束焊接法-即采用此法制造,即先 将单个叶片用电子束 焊接成叶片环，后用 电子束焊接技术将轮 盘腹板与叶片环焊接 成整体叶盘结构。这 种整体叶盘结构比传 统的榫头连接的叶盘 转子结构重量减轻30%， 并可根除榫槽断裂危 险。(应用型号—— EJ200)
• 此外，顺铣方式能明显减少加工振颤。双 面加工、减少刀具长度能有效减少刀具振 颤。进、排气边缘很薄，安排在叶片有一 定刚性的精加工前进行加工，能减少变形 与振颤。选择合理的切削参数，调整转速 和进给速度，可有效控制振动。
总结
• 本次讨论认识了整体叶盘的概念、特点及 应用，介绍了整体叶盘的三种制造方法， 并分析了其中焊接式整体叶盘的结构特点 和工艺难点。 • 希望与同学和老师进行更广泛的交流。
• 精加工另一面时，叶 片的刚性已经较差， 切削力作用在叶展的 端头，极易产生弹性 变形并同时伴随着振 颤，所以此面的加工 重点是控制变形与振 颤。叶片变形可直接 导致厚度尺寸超差； 而加工振颤可导致叶 片表面产生振纹（见 右图），并且容易使 刀具崩刃，严重影响 叶片表面质量。
• 采取在叶片通道间灌注 建筑用胶的方法，改变 了零件的阻尼特性，确 实有效降低了振颤，并 且使刀具转速达到了 1000r/min，进给达到 100mm/min。在此基础上 又改用其他稍硬的物质 填充在叶盘通道里（见 右图），既能明显减少 振颤，又能在叶片背面 形成有力的支撑，抵消 切削力造成的叶片弹性 变形，确保了叶片的厚 度。
另一方面也要考虑盘 体的锥度形成。采用 直径20-30mm左右的短 刀具最为适宜。 由于叶片的扭曲 造成叶片两面分为凹 面和凸面，考虑到机 床的摆角范围，所以 要安排双面加工。
核心机之路---浅谈第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展
本明资料整理小文：核心机之路---浅谈第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展警告：此文甚为枯燥冗长……自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。
世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究计划，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。
在短短不到60年的时间内，表征涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。
航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。
航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，期中涉及到研制思想的转变，工艺材料的进步，设计方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等等并没有在航空发动机单个型号上直接体现出来的潜在因素才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。
笔者在业余关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研论文，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。
本文就是对大量涉及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理，归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述大推力军用涡轮风扇发动机发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持了科研资料在客观事实和观点上的完整性。
特此代表业余关注，热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者，整理者，收集者表示衷心的敬意和感谢。
在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途。
航空发动机的研制装备和性能指标关系到国家安全和领土完整。
没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军的战术体系不完整和效能低下，而一款性能先进可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。
f414epe 参数
f414epe 参数
F414EPE是一款高性能的涡扇发动机，具有较高的推力和燃油
效率。
下面将介绍其主要的参数。
一、基本参数
1. 发动机类型：涡扇发动机
2. 排气量：约414立方英寸
（约66.4升） 3. 推力范围：大约X磅（约X牛顿） 4. 燃油效率：较高
二、性能参数
1. 最大马力和推力：在正常大气压下，最大马力和推力分别
可达到X马力和X磅力。
2. 燃油消耗率：较低，符合现代航空发
动机的要求。
3. 工作温度和压力：采用先进的热管理和密封技术，确保发动机在高温和高压力环境下稳定工作。
三、控制系统
F414EPE采用先进的电子控制系统，包括传感器、控制器和执
行器等部件，能够实时监测发动机的工作状态，并进行自我调节，
以确保发动机在高效率下运行。
四、维护保养
F414EPE具有较长的使用寿命和较低的维护成本。
发动机制造
商提供了详细的维护手册，用户可以按照手册进行定期维护和保养。
五、环境影响
F414EPE采用了环保技术，降低了发动机运行时的排放，对环
境的影响较小。
同时，发动机制造商也提供了减排的解决方案，以
满足日益严格的环保要求。
六、总结
F414EPE是一款高性能的涡扇发动机，具有较高的推力和燃油
效率。
其参数表现符合现代航空发动机的要求，同时采用了先进的
制造技术和环保技术，具有较长的使用寿命和较低的维护成本。
一目了然：国产和国外航空发动机性能对比表!(精彩组图)-HYPERLINK
/bbs/viewthread.php?tid=40195一目了然：国产和国外航空发动机性能对比表！(精彩组图)中国国产涡扇发动机与国外涡扇发动机对比表黑马乐园% @; J4 c3 }4 u0 N- a+ G 黑马乐园/ G/ l# P5 f- J [) x3 [发动机AL-31F AL-31FN M53-P2 M88-2 EJ200 F404-GE-400 F100-PW-229 F101-GE-102 F110-GE-129 F119-PW-100 WS10 WS10改WS13天山黑马乐园8 B( d; C/ {7 x( e, O. S- N(仿RD33) WS9秦岭黑马乐园' G# ~: d6 A& _6 h2 A! ^, @(仿斯贝MK202) WS9改进型(秦岭MK220)黑马乐园& R& U, W' ?; N9 |1 s国家俄罗斯俄罗斯法国法国英国美国美国美国美国美国中国中国中国中国中国装机对象苏27系列歼10 幻影系列阵风系列EF2000 F/A-18E/F F15/16早期B-1B F15/16后期F22/35系列歼-10/11 歼-14* 枭龙飞豹飞豹改进型加力推力(daN) 12850 12255 9500 7500 9000 7120 12890 13681 12899 15568 13240 15500 8637 9118.9 9800黑马乐园" k* a$ a8 a9 O+ O3 S7 S1 U2 b中间推力(daN) 7620 7620 6330 4871 6000 4800 7918 7561 7562 9790 7900 5675 5445.9 6370黑马乐园0 U+ l0 ]/ Q7 d: J巡航推力(daN) 5120 4598.16加力耗油率(kg/daN•h) 1.98 1.98 2.12 1.8 1.765 1.65 2 2.24 2.05 2.4 2.02 2.02 2中间耗油率(kg/daN•h) 0.795 0.907 0.898 0.827 0.76 0.66 0.56 0.7 0.622 0.73 0.67 0.65巡航耗油率(kg/daN•h) 0.683 0.695 0.65 黑马乐园4 [6 e, f$ Q8 q6 Z7 l推重比7.14 6.56 9 9.2 7.24 7.9 7.69 7.28 11.7 7.5 9.5 7.8 5.05 6.55空气流量(kg/s) 112 112 94 65 75 64.4 112.4 159 118 126 80 92.5 96.9总增压比23.8 23 9.8 24.5 26 25 32 26.5 32 26 32 23 20 21.5黑马乐园: { F! d q- d/ w- z涡轮前温度(K或℃) 1665K 1665K 1260℃1577℃1850K 1316℃1399℃1371℃1728K 1853K 1747K 1800K 1650K 1167℃1550K黑马乐园1 R7 ]4 F3 a r# E涵道比0.6 0.6 0.36 0.5 0.4 0.34 0.4 2.01 0.76 0.3 0.78 0.57 0.62 0.62黑马乐园, Z+ a1 V( P8 ]$ \. n发动机寿命(h) 1500 4000* 2200大修间隔(h) 500* 1000* 810 黑马乐园$ D1 {$ l5 X# s' Q2 |长×宽(m) 4.99×1.28 4.85×1.14 5.07×1.055 3.538×1.0033.556×0.8634.033×0.884 4.856×1.181 4.6×1.3974.626×1.181 4.826×1.143 4.14×1.025.205×1.0935.211×1.095黑马乐园% X# x s0 [+ m# A7 A重量(kg) 1800 1478 850 900 983 1656 1814 1809 1360 1795 1665* 1135 1842 1527黑马乐园. L0 n4 ^: E. T) X, a+ L" `" n# Q注：带*号为推测。
军用涡扇发动机系列[通用电气公司]
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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。
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。
印度空军LCA“光辉”战斗机综合分析
印度空军LCA“光辉”战斗机综合分析印度本土研制的“光辉”战斗机已经完成了2400次飞行任务，而印度空军将在12月20日正式列装。
印度斯坦航空公司官员表示：“LCA到现在已经进行了2400次飞行，今年的飞行次数尤其多，项目已经达到史上最高的月平均飞行次数。
”这说明印度30年的成果终于要破蛋而出了！说实话，笔者早在10年前就对LCA战机的名号如雷贯耳。
由于LCA战斗机的发展一路坎坷，报道总是时断时续，根本使我们无法集中心思去关注印度LCA，同时笔者不否认自己也拥有蔑视的心理在这里。
但是，同为发展中国家的印度，虽然研制经历比较坎坷，但是终于要修成正果。
“他山之石，可以攻玉。
”LCA战斗机的研发过程中得到的经验教训，对于我们具有重要的借鉴意义。
研制伊始LCA的研制历程是1983年印度政府提出来的，1988年完成任务规划。
LCA 的研制历程是1983年由印度政府提出的，1988年完成任务规划，由于印度的科技水平比60年代有很大的提高，拉吉夫•甘地政府有意借军事技术拉动一次科技大跃进，决心再次尝试自己研制先进战斗机，名为“轻型战斗机”LCA，后由前总理瓦杰帕伊亲自定名为“辉煌”(Tejas)，不过人们还是习惯叫它LCA。
LCA 是一个雄心勃勃的计划，不仅包括全新的战斗机，还包括全新的发动机、航电和武器系统，样样都是印度的从零开始，目标都是世界最高水平。
1991年开始制造一号技术验证机。
在落后于计划九个月后，一号机于1995年11月17日公开亮相。
原计划1996年6月首飞，结果到2001年1月4日才实现首飞。
LCA的服役时间更是一拖再拖。
印度国内更是将LCA战斗机的难产情况责怪于印度空军不断技术要求。
而问题是印度空军也真是冤枉，国内政治赋予了LCA必须是一款能力强大的战斗机，这也要求了LCA战斗机必须采用最先进的技术，来满足国内的“领导人”的心理。
这对于印度本身就弱小的航空工业来说，根本做不到进行这么快的技术更新。
传奇能否续写
作为“大黄蜂”家族的重要一员，“超级大黄蜂”从1995年11月29日首次升空算起，已经振翅飞行了近20年时间。
或许没有人能够料到，麦道公司在20世纪90年代初精心打造的一种准隐身舰载战斗机，在波音公司手中得以不断发展和壮大，从第一批次到第二批次、从攻击任务到电子战角色，时至今日不仅成为美国海军航母战斗群的中坚力量，并已经在澳大利亚皇家空军中担当主力。
引人注目的是，波音公司依然坚持着“小步快跑”的产品发展理念，自行投资发展了“先进超级大黄蜂”（advanced super hornet）项目，通过改进f/a-18e/f战斗机的局部气动构型，进一步降低雷达反射截面积，提高隐身性能，同时增大作战半径。
随着原型机的成功试飞，“大黄蜂”家族又增添了一名新成员。
同时，波音公司还准备通过改装更先进的座舱设备和更敏锐的传感器，全面提升“超级大黄蜂”的总体作战效能，期待能够续写新的传奇。
竭力维持生产过程“超级大黄蜂”全面升级的背后是波音公司为延长圣路易斯军用飞机生产线而主动采取的一个市场策略。
早在14年前，波音公司通过收购麦道公司，拥有了后者位于圣路易斯的军用飞机生产厂，同时凭借“鬼怪工厂”强大技术实力的支持，在战斗机研制和生产领域获益非浅。
特别是f/a-18e/f系列战斗机的批量生产和ea-18g电子攻击机的顺利研制，为其带来了丰厚的利润。
然而跨入21世纪后，波音公司却在美国国防部的多项重大武器研制计划中受挫。
先是x-32验证机竞标jsf计划失利，随后x-45b验证机因j-ucas计划的下马而胎死腹中，后来的x-45n验证机也在美国海军的ucas-n计划中痛失良机。
在这种情况下，圣路易斯生产厂只能依靠现役军机的生产和销售维持运转。
然而，随着韩国空军f-15k和新加坡空军f-15sg多用途战斗机的陆续交付，f-15生产线已经面临“无米下锅”的局面。
目前，圣路易斯生产厂正在根据美国海军和澳大利亚空军的订单，全速生产f/a-18e/f战斗机和ea-18g电子攻击机，预计可以维持到2016年年底。
F414发动机设计与研制特点
F414发动机设计与研制特点
陈光
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》
【年(卷),期】1994(000)004
【摘要】分析了美国通用电气公司1991年开始研制的F414发动机的设计特点，介绍了该公司与美国海军为F414安排的试验计划及其执行情况。
综述了F414的研制进展及所循途径，指出了应为我国引以为鉴的成功经验。
【总页数】1页(P1)
【作者】陈光
【作者单位】北京航空航天大学
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.F414发动机采用提高可靠性的研制方法减小计划风险 [J], 吴大观
2.美国战斗机发动机设计思想和研制程序的演变 [J], 方昌德
3.计算机在固体火箭发动机设计与研制中的应用 [J], 吴心平
4.F414发动机研制进展 [J], 梁春华
5.“昆仑”发动机设计研制的基本经验 [J], 严成忠
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涡扇发动机
涡扇发动机综述The Summary Of Turbofan Aeroengine摘要：本文系统的介绍了涡扇发动机的相关知识，分别涉及到其应用、发展概况、先进技术、和我国涡扇发动机的发展情况及应对建议。
关键字：涡扇发动机 应用 先进技术一、 涡扇发动机在民用客机上的应用一览表二、 涡扇发动机的发展概况发动机公司发动机型号 推出年份应用飞机型号GECF6 1971 A300 A310 A330 B767 B747 MD11CF34 1983 小型民航飞机GE90 1995 B777Genx B787 B747Advanced A350 R ．RRB211 1960 L-1011RB211-524 1977 B747 B767-300 L-1011RB211-535 1984 B757 TU-204Trent700 1995 A330 Trent800 1995 B777 Trent500 2002 A340-500/600Trent900 2006 A380 Trent1000 2008 B787BR700 1990 湾流G500 G550 庞巴迪“环球快车” B717 普 惠JT-8D 1963 （停产） PW2000 1984 B757PW4000-94 1987 B747-400 B767-200/300 MD-11 A300-600A310-300 PW4000-100 A330 PW4000-112 B777 PW4500 A340-500 PW6000 2005 A318 PW8000 1998CFMCFM56-3 1984 B737-300/400/500 CFM56-5 1988 A320 A340-200/300 CFM56-7 1997 B737-300/400/500 IAEV25001989A319 A320 A321 MD-9020 世纪30 年代末Frank Whit tle 和Hansvon Ohain 相继发明了划时代的喷气发动机,从此推动人类进入了一个崭新的时代22喷气时代。
《世界典型涡轮风扇发动机》
第 2 页，共 2 页
1．世界典型涡轮rbofan Engine技术参数
序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 型号 F119-PW F135-PW-400 F100-PW-100 F404-GE-400 F414-GE-400 WS-15(黄山) WS-10(太行) AL-31F RD-33 WS-13(泰山) WS-9(秦岭) WS-11(峨眉) AI-25 TL AI-222-25F TFE1042-70 AE3007H F117-PW-100 F118-GE-100 GE 90-115 GP7270 Trent 900 CFM56-7B18 D-30KP-2 WS-18 WS-20(黄河) CJ-1000(长江) WP-6 加力推力 daN/kg 15568 19130 10590 7120 9780 16186 12600 12258 8130 8637 9110 N/A N/A 4118 4115 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 3187 2550 4.59 N/A 7.14 43.3 668.6 2910 708.1 中间推力 daN/kg 9786 12800 6520 4800 5780 10522 7350 7620 5000 5120 5450 1471 1690 2451 2680 3680 17990 8450 11530 36980 8670 11770 12000 12200 5.508 3.7 4.75 4.75 43.9 7.7-8.5 5.5 2.42 2.42 39 32.8 20 20 33400-37400 5.46–6.11 5.9 推重比 11.7 10.5 7.8 7.24 9.1 8.86 7.9 7.14 7.9 7.8 5.05 4.69 4.92 7.1 6.81 4.1–5.6 0.382 0.78 0.6 0.49 0.382 0.62 2.2 2 0.61 0.45 5 5.9 涵道比 0.2～0.3 0.57 0.6 0.34 总增压比 23～27 28 25 25 30 28.71 32 23.8 21 26.25 21.5 8 9.5 18.6 19.1 18 30.8 35 42 900-1200 1250 307 269 269 总气流量 kg/s 110 90.7 101.1 64.4 85 138 118 112 76 82 96.9 30 30 45 42.2 110.2 最大直径 mm 1143 1130 1181 884 889 1020 1201 1300 1040 1020 1093 890 990 810 790 978 2146 1180 3429 3160 2950 1550 1455 1455 4950 4250 4140 5025 1993 3325 3350 3561 2705 3729 2550 7290 4740 5477.5 2500 2318 2318 6712 6246 2366 2668 2668 长度 mm 4826 4826 4856 4033 3912 5500 干重 kg 1360 1460 1386 983 1110 1862 1997 1750 1055 1130 1850 320 350 600 617 719 3221 1450 2.02 2.08 2 2.01 2.02 2 N/A N/A 1.867 2.1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 1.63 870 0.71 0.71 1122 1122 0.665 0.8 0.795 0.75 0.65 0.684 0.8 1.28 0.645 0.816 0.039 1477 1392 1392 1407 1377 1277 933 1037 1227 1204 994 2.31 1.65 0.72 0.76 加力油耗 2.4 巡航油耗 0.622 涡前温度 °C 1649～1760 F-22 1577-1677 1399 1316 F-35A/C F15 F16 F/A-18 T-50 F/A-18E/F J-20 J-11 J-10B J-10 Mig-29 JF-17 JF-17/FC-1 JH-7A JL-8 K-8 K-8 L-15 Yak-130 T-45 IDE RQ-4A全球鹰 C-17 B757 N.G B-2 Spirit Boeing777-300 Airbus A380 Airbus A380 Boeing737-600 H-6K Tu154 H-6K Y-20 Y-20 KJ-2000 C919 Q-5飞机 kg/(daN.h) kg/(daN.h) 应用
国外典型的军用航空发动机技术发展计划
国外典型的军用航空发动机技术发展计划航空发动机的发展技术难度大、周期长、费用高、风险大，市场竞争非常激烈，目前国外能独立研制先进军用航空发动机的国家只有美国、英国、法国和俄罗斯等少数几个国家。
这些国家长期以来始终高度重视航空发动机技术的研究和发展，投入大量资金，通过连续不断地实施先进航空发动机技术的研究与验证计划，为其占据当今世界航空发动机领域的领先地位奠定了坚实的基础。
美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划、欧洲先进核心军用发动机（ACME）计划和美国多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划是国外军用航空发动机技术计划的典型代表。
1 综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划IHPTET计划是美国从1987年开始实施的一项范围广泛的国家级航空发动机技术发展与验证计划，目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即发动机的推重比（功重比）增加100%~120%，耗油率下降30%~40%，生产和维护成本降低35%~60%。
参与该计划的包括美国国防预研局（DARPA）、陆军、海军、空军、NASA和七家航空发动机公司。
IHPTET计划发展的技术包括涡喷/涡扇发动机、涡桨/涡轴发动机和短寿命的发动机，该计划分个三阶段（见表1）进行，总经费投入为50亿美元，每年平均3亿多美元。
IHPTET计划第一阶段验证的技术包括小展弦比后掠风扇、阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷式密封、陶瓷复合材料的燃烧室火焰筒浮壁、"超冷"涡轮叶片和球形收敛调节片尾喷管（SCFN）。
第二阶段验证的技术包括压气机整体叶环结构、"铸冷"涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐700℃~800℃的γ钛铝合金、周向分级燃烧室、陶瓷轴承。
第三阶段验证的技术包括分隔式叶片风扇、高压比压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、驻涡火焰稳定燃烧室、燃烧室主动温度控制、陶瓷基复合材料火焰筒、碳-碳复合材料涡轮、陶瓷材料涡轮、磁浮轴承、气膜轴承、骨架式结构、内装式整体起动发电机、模型基分布式控制系统、非稳态计算流体力学（CFD）仿真技术和射流控制矢量喷管等。
《航空发动机涡喷涡扇系列》
2970 780
1.84
0.8
9 TFE1042-70
4115
2680
6.81
Ø591
3561 617
2.1
0.816
10 AI-25 TLK
1690
4.9
Ø990
3350 350
11 D-30KP-2
-
11770
12 F-119
13 WP-6
3187
2550
Ø
14 WP-7A
6000
4300
5.22
耗油 kg/kg.n(加力/最大) 1.87/0.95 2.25/0.96 1.97/0.84 1.97/0.84 2.03/1.01 1.96/0.97 2.03/0.87
备注 F-7、F-8 米格-21M F-104G F-4E 幻影 III 幻影 F-1 幻影 2000
序号 1 2 3 4 5 6 7
备注
J-11 J-10 Mig-29 JF-17/FC-1 JH-7A L-11 K-8 L-15 T-45A T-45 K-8 H-6K F-22 Q-5 飞机 J-7 Mig21 J-8 J-7 JL-9 J-8III
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F414涡轮风扇发动机
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-GE-400涡轮风扇发动机
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
推重比 9.1
直径(mm) 875
质量(kg) 1109
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)。