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刖抖急茸霸碩F30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。
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、F…16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。
F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。
与F101…GE…100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3。2，直径减小到970mm，涵道比由2。01减到0。87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F…14、F…16和特别是F…15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。
1984年2月，美国空军按照双承包商采购策略，决定对F…15和F…16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75％为F110，25％为F100。从此，开始了一场发动机大战（Great Engine War）。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F…16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75％。
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F…16。
F110…GE…400 海军型，与F110…GE…100基本相同。1987年开始用于F…14B/D。
F110…GE…129 性能改进型，推力达12900daN。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F100…GE…100少40～50％。
F110X 研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9。5。
F118…GE…100 F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B…2轰炸机。1991年决定用于改装TR…1，以取代原来的J75涡喷发动机。
结构和系统
进 气 口 环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。
风 扇 3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。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。
压 气 机 9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。压比9。7，效率85％。
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N…5单晶铸造，效率为0。87。
低压涡轮 2级轴流式，带冠。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Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。
加力燃烧室 F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90％的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。
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。
控制系统 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110…GE…129采用全权数字式电子控制。
支承系统 5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。
技术数据
最大加力推力（daN）
F110…GE…100 12268
…400 12045
…129 12899
F110X 16235
中间推力（daN）
F110…GE…400 7117
…129 7562
最大推力（daN）
F118…GE…100 8451
加力耗油率＇kg/（daN·h）＇ 2。02～2。05
中间耗油率＇kg/（daN·h）＇
F110…GE…100/…129 0。70
推重比
F110…GE…100 7。07
…400 6。16
…129 7。28
F110X ～9。50
F118…GE…100 5。43
空气流量（kg/s）
F110…GE…100 113。4～122。4
…400 117。5
…129 118。0
涵道比
F110…GE…100 0。87
…400 0。87
…129 0。76
总增压比
F110…GE…100 30。4
…400 30。4
…129 32。0
F118…GE…100 30。4
涡轮进口温度（℃）
F110…GE…100 1427
…400 1427
…129 1455
F118…GE…100 1427
最大直径（mm） 1181
长度（mm）
F110…GE…100 4622
…400 5893
…129 4626
质量（kg）
F110…GE…100 1769
…400 1996
…129 1809
F110X 1701
F118…GE…100 1526
F404涡轮风扇发动机
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