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缟然弧＜恿θ忌帐页ざ人醵�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