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F100…PW…220P F100…PW…220E的改进型，以前称为F100…PW…220E＋。1991年中期开始改进工作。它是将F100…PW…229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100…PW…220和F100…PW…220E中。
F100…PW…229 F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机（F100…PW…229 IPE）或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000循环。此发动机准备用于F…15E战斗机。1989年5月在F…16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100…PW…229分别在F…16和F…15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。
IPE…92 F100…PW…229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100…PW…229增大2。5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100…PW…229的相同。
IPE…94 F100…PW…229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100…PW…229增加13％。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F…15E和F…16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。
F401 F100…PW…100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年9月12日装在F…14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F…14B飞机停止发展，F401计划也撤消。
结构和系统
进 气 口 皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。
风 扇 3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6…6…2，盘材料为Ti8…1…1。轴用Ti6…4电子束焊接而成。F100…PW…220采用了较高流量的风扇。F100…PW…229的风扇采用损伤容限设计。
高压压气机 10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8。0。F100…PW…220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100…PW…229的压气机采用损伤容限设计。
燃 烧 室 短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100…PW…220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100…PW…229采用浮壁式火焰筒。
高压涡轮 2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR…M200加PWA73涂层。F100…PW…220和F100…PW…229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。
低压涡轮 2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。
F100…PW…229的转子叶片为定向凝固材料。
加力燃烧室 可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。
喷 管 平衡梁式收敛…扩张型。
控制系统 F100…PW…100和…200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。
F100…PW…220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特德和汉密尔顿标准公司提供。F100…PW…229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。
技术数据
最大加力推力（daN）
F100…PW…100 10590
…200 10590
…220 10590
…220E 10570
…229 12890
…220P 12010
IPE…92 13778
IPE…94 16000
中间推力（daN）
F100…PW…100 6520
…220/…220E 6526
…229 7918
…220P 7429
加力耗油率＇kg/（daN·h）＇
F100…PW…00 2。31
…200 2。30
…220 2。21
…229 2。00
最大连续耗油率＇kg/（daN·h）＇
F100…PW…100 0。720
…200 0。720
…220 0。700
…229 0。660
推重比
F100…PW…100 7。8
…200 7。7
…220 7。4
…220E 7。2
…229 7。9
IPE…94 9。5
空气流量（kg/s）
F100…PW…100 101。1
…200 101。6
…220 103。4
…229 112。4
IPE…92 114。0
涵道比
F100…PW…220/…220E 0。6
…229 0。4
总增压比
F100…PW…100/…200/…220/…220E 25。0
…229 32。0
IPE…92 34。0
涡轮进口温度（℃） 1399
最大直径（mm） 1181
长度（mm） 4856
质量（kg）
F100…PW…100 1386
…200 1410
…220 1452
…220E 1496
…229 1656
F110/F118涡轮风扇发动机
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