结构和系统

(F101-GE-100)

进 气 口 环形。20个进口导流叶片，前缘固定，起支板作用，后缘可调。热空气防冰。

风 扇 2级轴流式。实心钛合金工作叶片带冠，水平对开钛合金蜂窝结构机匣。压比2.0，转速7710r/min。

压 气 机 9级轴流式。零级和前5级静子叶片可调。前3级转子叶片为钛合金，后6级为A286钢。转子为惯性焊接盘鼓式，前3级盘为钛合金，后6级为DA718钢。转子和静子叶片均可单独更换。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为IN718。压比12.5。

燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工制成。燃油经20个双锥喷嘴和小涡流杯在高能气流剪切作用下雾化，实现无烟燃烧。

高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。转子叶片材料为DSR80H，盘为DA718。机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。转子和静子叶片可单独更换。

低压涡轮 2级轴流式。叶尖带冠，非冷却。转子叶片均可单独更换，导向叶片分段更换。盘材料为DA718。

加 力

燃 烧 室 混合流型。盘旋式混合器使内、外涵气流有效混合并燃烧。筒体材料为IN625。

尾 喷 管 收扩式。由铰接的鱼鳞板组成主、副喷管，由作动筒、移动杯、凸轮和连杆组成液压机械式作动机构。

控制系统 机械液压式。带电子式调整器，可以对风扇转速、涡轮转子叶片温度和尾喷管面积进行控制。此外，还有中央综合测试系统，不断监控发动机性能。

燃油系统 维克斯公司的主燃油泵和喷管液压泵。森德斯特兰德公司的燃油增压泵。派克-汉尼兹公司的燃油活门组件和燃油喷嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和传感器。

滑油系统 整体式滑油和液压油箱。

最大起飞推力(daN)

F101-GE-100 13338(加力)

7561(中间)

-102 13681(加力)

7561(中间)

-25 7120(中间)

-28 8012(中间)

起飞耗油率[kg/(daN·h)]

F101-GE-100 2.24(加力)

0.56(中间)

推重比

F101-GE-100 7.50

-102 7.69

空气流量(kg/s)

F101-GE-100/-102 159

涵道比

F101-GE-100/-102 2.01

总增压比

F101-GE-100/-102 26.5

涡轮进口温度(℃)

F101-GE-100/-102 1371

最大直径(mm)

F101-GE-100/-102 1397

长度(mm)

F101-GE-100/-102 4600(含进气锥)

质量(kg)

F101-GE-100/-102 1814

F101是美国通用电气公司为战略轰炸机B-1研制的中等涵道比加力涡扇发动机。它的研制过程可以追溯到60年代中期，当时该公司正按美国空军合同实施第二代先进涡轮发动机燃气发生器计划，编号为GE9。在1969年为争夺用于先进有人驾驶战略轰炸机的竞争中，GE9验证机获胜，从而导致在1970年6月美国空军与该公司签订一项4.06亿美元的全面研制合同，其中包括40台原型机，发动机正式编号为F101-GE-100。1971年10月核心机首次试验，1972年7月全台发动机开始运转。试飞前规定试验于1974年3月完成，同年12月没有经过空中试车台试验而直接装在B-1A原型机上试飞。1976年9月通过相当于通常的型号合格试验(MQT)的产品考核(PV)试验。1977年6月，上台不久的卡特政府认为，B-1A飞机的造价太高，而新研制的巡航导弹便宜而有效，并且B-52轰炸机还可用到80年代，所以决定停止B-1A计划。但F101-GE-100的试验计划仍一直继续到1981年，在后续工作发展计划的名义下，加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用。最后，地面试验积累了40000h以上，飞行试验积累了7600h，发动机达到了可以投入使用的水平。总的研制费用为6.21亿美元。

为满足B-1A轰炸机既能在高空以M>2飞行、又能在低空跨音速突防、同时具有洲际航程的要求，对发动机来说，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。为此，通用电气公司选择了中等涵道比、高增压比的加力涡扇循环。在研制中，利用该公司过去的J79、TF39发动机以及一系列研究和技术计划的成果，如1965年开始的先进涡轮发动机燃气发生器计划，采用Rene系列高温镍基合金、激光打孔、摩擦焊、先进的冷却技术和控制技术，F101是首次用红外线高温计作为其调节系统参数之一的发动机。高温计测取72片高压涡轮叶片的平均温度。当温度达到极限时，调速器将限制燃油流量和风扇转速。为便于维修，F101采用单元体结构并设有许多孔探仪检查口。

F101是研制中全面贯彻美国空军1969年制订的发动机结构完整性大纲的第一台发动机。该大纲的贯彻主要通过以下四条措施来保证。

(1)遵循严格的结构设计准则。在准则中，对发动机耐久性方面的要求有:发动机冷、热端部件寿命分别为13500h和4000h，或2700龊?00个低周疲劳循环。在预估寿命时要按上述两倍考虑。

(2)采用先进的结构设计和分析方法，如有限元素法、回转体、叶栅和系统动力学等电子计算机程序，合理设计各种零件。

(3)进行大量的结构强度和寿命试验。在研制中，共用40多台发动机作各种整机、部件和系统试验。F101是首次采用加速任务试验的发动机。

(4)采用先进的测试仪器和寿命监控系统，除采用加速度计、红外线高温计等测振、测温措施外，在B-1A轰炸机上加装中央综合试验分系统来监控发动机的关键参数。在使用中，可将记录的数据处理，计算出各零部件的剩余寿命，结合外场维护和孔探仪检查情况，实现视情维护原则。

1981年10月2日，美国里根政府决定重新生产100架B-1B战略轰炸机。于是，1982年美国空军给予通用电气公司一项1.822亿美元的全面研制合同，包括3台F101-GE-102原型机，用于性能和结构完整性试验。以后陆续签订了3项合同:1.25亿美元用于生产4台发动机和长周期项目的准备;2.859亿美元用于生产37台发动机;以及15.8亿美元用于生产428台发动机。

F101-GE-102型 与-100型基本相同，但耐久性有进一步提高，并根据B-1B的作战任务作了一些小的修改。通用电气公司为F101-GE-102制订了一项充分的试验计划。在3台原型机中:

1号原型机在1983年9月完成2组各由381个循环组成的加速任务试验，实际运转800h，相当于在B-1B上10年的使用寿命;

2号原型机在1984年秋季完成加速任务试验，验证了10000h的冷端寿命和3000h的热端寿命;

3号原型机供生产定型用，于1983年9月通过定型并正式交付给美国空军。

F101-GE-25 F101的不加力型，可能用于两种超音速的隐身飞机。

F101-GE-28 F101的又一种不加力型，可能用于美国空军一种高度保密的飞机。

进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外

发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了

分开排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外

我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

混合排气涡轮风扇发动机

进气道进气--风扇增压--气流分为两股

内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器

外涵气流：外涵道--混合器

两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外

牌 号 M53

用 途 军用涡扇发动机

类 型 涡轮风扇发动机

国 家 法国

厂 商 国营航空发动机研究制造公司

生产现状 生产

M53-2 "幻影"2000原型机。

M53-5 "幻影"4000原型机。

M53-P2 "幻影"2000。

M53-PX2 "幻影"2000。

M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10~15%，长度缩短约1米。

M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。

M53-2 早期的原型机。

M53-5 在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。

M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。

M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。

进 气 口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。

风 扇 3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。

压 气 机 5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。

燃 烧 室 环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。

涡 轮 2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。

加力燃烧室 平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。

尾 喷 管 可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为2850~5550cm2。

控制系统 M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。

燃油系统 来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或JP-4。

滑油系统 由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。

起动系统 燃气涡轮起动机。

点火系统 主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。