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美国航空发动机-第2章

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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
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