前苏联和现在的俄罗斯联邦共同体的国家如乌克兰等国家，在发动机技术上确实是很厉害的！可能在技术上没有美国好先进，但是造出来的东西性价比高，可靠性强！
AK47和M16就是个很好的缩影对比！
还有像苏33能在比尼米兹小的库兹涅佐夫航母上起飞，说明动力强劲！要知道苏33是重型，航母甲板还比美国小！美国的由于技术优势，应该叫科技感实足！
它们两国的发动机，苏联的就好比IBM电脑一样，不中看但是很中用！美国的就是科技产物，不能说没有苏联的好，但是也不比他差。
变循环喷气发动机的相关案例
国外对变循环发动机（VCE）的研究工作从20世纪60年代开始一直没有停止，并获得了许多研究成果。GE公司在这方面一直领先，已经研究了四代VCE R]^踑[[粴
变循环发动机是一种通 过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的发动机。 窨禬3
改变发动机循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可使发动机在各种飞行和工作状态下都具有良好的性能。在涡喷/涡扇发动机方面，VCE研究的重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，以降低耗油率和噪声。 agィ2爙
一直没有停止的VCE研究工作 Y洇瓃$
由于受超声速客机和大飞行包线多任务战斗机需求的驱动，早在20世纪60年代国外就开始VCE的研究。1971年，美国航宇局（NASA）开始实施超声速巡航研究（SCR）计划, 该计划的头3年，发动机承包商从上百个方案中优选出能够满足亚声速和超声速飞行相互矛盾要求的两种VCE，即GEAE公司的双涵道发动机(DBE)和普惠公司的变流路控制发动机（VSCE）。为了将研究工作集中在这两种VCE上，NASA在1976年制定了单独的超声速推进技术研究计划。到1981年计划结束时，相对1971年的GE4（GE当时研制的一种超声速运输机用发动机），经验证的VCE的超声速巡航耗油率下降10%，跨声速耗油率有类似的改善，亚声速的耗油率改善达24%，而重量仅为GE4的75%。 睄擒L~B
VSCE具有常规外涵加力涡扇发动机的流路，但采用独特的主燃烧室控制程序，并广泛采用变转速和变几何的风扇、压气机以及变几何的主喷管和副喷管，以控制其工作时的涵道比。在亚声速巡航状态，外涵不开加力，发动机以一种常规分排中等涵道比（约15）涡扇发动机工作，因而具有比较好的亚声速巡航性能。起飞、加速和超声速巡航时，需要大的推力，因而打开外涵加力。起飞开加力时噪声增大，但因采用同心环反速度场喷管而得以降低。结果，起飞时的噪声相当于常规涡扇发动机的噪声水平。在超声速巡航时，通过提高涡轮前温度和变几何，加大高压转子转速，这样，涵道比减小，对加力的需求也减小，其耗油率接近设计良好的涡喷发动机。 fdf,k棝
1985年后，美国的VCE研究工作纳入NASA的高速推进研究计划（HSPR），DBE和VSCE两种方案继续得到发展。进入90年代后，美国、欧洲和日本又掀起研究超声速（M3）和高超声速客机推进系统的热潮。罗-罗公司提出可放气的VCE。法国斯奈克玛公司提出了中间风扇的MCV99 VCE方案。 }
1989年，日本开始着手为期10年的超声速和高超声速推进系统研究计划（HYPR）,并于1999年完成，总投资约3亿美元。计划的目标是为超声速运输机和高速运输机的推进系统打下技术基础。通过研究和试验马赫数5的组合循环发动机(CCE)验证了其可行性。CCE由VCE(代号为HYPR-T)和以甲烷为燃料的冲压发动机组成。HYPR-T的方案与GE公司的DBE类似。 砤$+
1996年12月到1997年2月，HYPR-T发动机的模拟高空试验在GE的模拟高空试验台上进行，模拟的速度为马赫数3，高度20700米。通过试验，成功地验证了发动机的适用性。在试验中，涡轮前温度达到1873K，涵道比从06成功地变化到09。通过改变低压涡轮导向器的角度，在高速高温状态下的推力增加15%。 蝐按扒S`x
VCE研究的另一个驱动力来自战斗机方面。 )U+m
自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展，另一方面，飞机的飞行包线不断扩大，从低亚声速待机到高亚声速和超声速巡航和机动（开加力或不开加力），飞行高度从海平面到15千米～17千米，作战半径达1000千米～2000千米。VCE正好能满足这种多飞行状态的性能要求。 榯铗祯嬦X
据模拟计算结果，对于罗-罗公司选择的放气VCE，虽然重量增加50千克，但它仍可使飞机起飞总重和任务油耗分别降低233%和336%；对于GE公司的双涵VCE，任务油耗可降低2%～35%，而且，在亚声速飞行时，VCE的涡轮前温度在某些点上可降低300K以上，这可用来进一步降低耗油率或延长涡轮寿命。特别是在20世纪70年代后，更加重视飞机机体/推进系统一体化设计，VCE还能降低溢流和后体阻力，其优势更为明显。于是，对军用目的VCE的研究逐步开展起来。 �]T![`夫!
GE公司在这方面一直领先，从YJ101/VCE验证机（第一代VCE）到GE21、GE37(XTE45，即后来的F120)和可控压比发动机（COPE）。F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。 gyc泽躏蟘
COPE正由GE公司和艾利逊公司联合研究之中，是美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的第二和第三阶段的一项重要研究内容。 v枢�膅
艾利逊公司在20世纪70年代曾为美国海军的垂直和短距起落战斗机提出过包括变几何涡扇发动机在内的多种VCE 方案。在IHPTET计划的第一阶段中，它又成功地试验了XTC16/1A 和 /1B VCE核心机。进入第二阶段后，艾利逊公司便与GE公司联合研究VCE。 S錹后踧喋
GE公司研究的几种VCE i褉a/"D痪n
YJ101/VCE。1976年2月，GE公司用一台修改过的YJ101发动机进行单涵道变循环发动机试验。它基本上是采用可调混合器的低涵道比涡扇发动机。 >le%玞蟌'S
这种可调混合器又叫后可调面积涵道引射器（VABI），可在发动机工作范围内平衡风扇和涡轮出口静压。结果，在低推力状态下压气机转速降低时风扇系统可以保持大的流量，而常规混排涡扇发动机在低推力状态时空气流量要降低，进气道阻力增加。这是比较简单的第一代VCE。 V俋弸xL2R
GE21。它是GE公司的第二代VCE，是DBE。它与常规混排涡扇发动机不同的是将风扇分为前后两段。后段与压气机连在一起，称为核心驱动风扇级(CDFS), 带可调进口导流叶片。每个风扇段有自己的涵道，用以在宽广的工作范围内更好地控制空气流量。后段风扇和压气机由单级高压涡轮驱动，这种独特的安排允许高、低压涡轮都采用单级。 �vZ!泹蛧7
GE21的其他部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器（前VABI）、后可调面积涵道引射器（后VABI）和可调面积低压涡轮导向器。模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。 U倨m&m刀
前VABI是改变核心涵道流量的活门，该活门可进行两个风扇段之间的放气，从而控制前风扇段失速裕度。 鳚#^軦a1
后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速，而使发动机具有更大的灵活性。它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。 ��"
在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI，使前段风扇具有最大空气流量。由于转速不匹配，核心机不能吞下所有空气流量，剩余空气通过前VABI流入外涵道。此时，关小CDFS的可调导向叶片的角度，从而减小核心流量，使发动机具有最大的涵道比。 饠%$'耘礯
在亚声速巡航时，发动机能使进气道溢流和内部性能匹配最佳。在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。这样，就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。增加的涵道比改善了推进效率，从而改善性能并降低耗油率（15%左右）。 梉%b�
在加速/爬升和超声速巡航时，发动机以单涵模式工作。关闭模式选择活门，关小前VABI和后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管，后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。这时产生高的单位推力，以维持高速飞行。 =g鑩so
在SCR计划下，GE公司对GE21进行了成功的试验，达到了主要目标，为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。 廅0Ti韺
F120。 F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37。它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。 F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。 7�k洯硁
与GE21一样，它能够以单涵和双涵模式工作。其变循环特征基本与GE21相同，但由于高、低压涡轮之间无导向器，因此只有在高压涡轮设置可调面积涡轮导向器，而且后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门。 vM g
在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。 梡Z萻鬜塛
在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。 9l1K鑻
F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。 YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。 踱�獠=o
F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。 lt;C婙O]{
总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。 h偬柁bu
虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119, 但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET计划的一项重要技术目标。 胥9颁杷7籋
COPE。它是GE公司和艾利逊公司联合研究的第四代VCE，它是在F120的技术基础上发展的。目前，这种方案正在IHPTET计划第二和第三阶段中进行试验验证。IHPTET计划第二阶段的VCE验证机XTE76的不加力单位推力与F100-PW-229和F110-GE-129的加力单位推力相当。COPE方案的关键系统是涡轮系统，它已经完成了气动和传热设计验证计划。涡轮系统包括三个部件，即：高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨声速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮。计划的成果将用于XTE76验证机、XTE77验证机和JSF发动机(F136)。 睗俓=蜋
(1) 可调面积高压涡轮导向器 这个部件是为实现高的不加力推力和亚声速的低耗油率相结合的目标而设计的。它允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。高压压气机因其能在宽广的工作范围内保持在固定的匹配点上而达到高的效率。一种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决了过去变面积导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失问题。据预估，这些特点在部分推力状态下比常规高单位推力涡扇发动机的耗油率低10%～15%。 TO鳛�
（2）单级高负荷跨声速高压涡轮 这种涡轮优于常规的单级和双级涡轮。由于零件数和尺寸减小，重量、冷却气流量和成本都有所降低。运用CFD和F120的高、低压涡轮的经验，研究了降低高、低压涡轮干扰损失的叶片设计。当与先进的气动和冷却技术结合时，级负荷大大提高。 {渗$仭W
（3）双级无导叶对转低压涡轮 这是一种革命性的方案，有许多潜在的优点。设计权衡表明，这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求，然而设计面临低压涡轮固有的高周疲劳问题。 鴓H�|柗
高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮的优化需要完美的多学科组合，包括气动、传热和结构动力学。从高压涡轮来的跨声速流的强迫响应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑。从COPE涡轮系统计划得到的数据将用来修正设计程序，使低压涡轮设计的重量轻、效率高、抗高周疲劳能力强。 Dq3挣c斡p
VCE的实现需要解决许多关键技术，如VCE性能仿真、CDFS设计、可调涡轮导向器、VABI和多变量控制系统。 庪5Q&跱=y
为适应多输入和多输出的情况，NASA主持并由GE公司发展了先进的多变量控制技术，它包括：改进控制器降阶的技术；简化的增益调度技术，它比常规方案要求少的调度工作量；一种积分器饱和防护技术，它用于反馈控制器输出和控制对象输入之间的差异，以调节或修正控制器的状态。一种模型基的多变量控制系统已在IHPTET计划的第三阶段得到验证。
美军战机发动机比较问题
当黑鸟的心脏，J58发动机咆哮的时候，很少有人能不为之动容，J58也是变循环发动机，却与GE走的不是一个路子。J58是在涡轮喷气和压气机辅助冲压发动机之间转换的变循环。PW（普拉特惠特尼公司）在上个世纪五六十年代开发的这个发动机使黑鸟以三点二倍音速的速度持续飞行。直到几十年后今天，黑鸟仍保持着使用空气发动机的载人飞机的官方最快速度记录。
J58照片中，可以清楚地看到有三个粗大的管子，它们一端连接在发动机压气机的位置、另外一端连接在发动机加力燃烧室,J58的另一侧有同样的三个管子,这六个粗大的管子叫涡轮旁路管道，它们起自J58的第四级与第五级压气机之间，终于涡轮后面、加力燃烧室之前。在活门的作用下，这些涡轮旁路通道使得J58得以在涡喷和冲压发动机模式之间转换。发动机上方的管路就是涡轮旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）。这个通道在第四级和第五级压气机之间与发动机通过内部排气活门（Internal Bleed）连接、然后终止于加力燃烧室（Afterburner Section）。在内部排气活门（Internal Bleed）后面的外部排气活门（External Bleeds），其作用是调节涡轮旁路通道中的气压。
当黑鸟在低速飞行时，内部排气活门关闭，压气中所有气流进入主燃烧室，以典型的涡轮喷气方式工作。
当黑鸟以三倍音速飞行时，内部排气活门开启，前四级压气机中的一部分气流通过内部活门进入涡轮旁路通道，直接进入加力燃烧室。这些经前四级压气机压缩的空气在加力燃烧室中为加力燃烧室喷出的燃料提供燃烧的氧气，从而使J58以压气机辅助冲压发动机方式工作。 F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~035。它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。
F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。
它能够以单涵和双涵模式工作。
在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。
在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。
F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。
F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。
总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。
虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET计划的一项重要技术目标。
求战斗机喷气式发动机工作原理!!越详细越好!!还有推力矢量！！！
F414-GE-400加力涡轮风扇发动机
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力9780daN
现状 研制中
产量 目前只生产用于试验的发动机。截至1995年底已生产10台用于高空台和
地面试验。预计到2004年将再生产627台。
价格 250万美元(1995年)。
用途 F414-GE-400 F/A-18E/F、Saab“鹰师”C(建议)。
研制情况
F414是通用电气公司为满足美国海军对F/A-18“大黄蜂”战斗机最新发展型
F/A-18E/F的要求而设计的加力式涡轮风扇发动机。它以该公司的F404和F412为基
础，因此曾被称为F404的Ⅱ型推力增长型。1991年开始研制。1993年5月20日首次
试车。计划于1995年12月首次试飞，1998年定型并交付首台生产型发动机。
通用电气公司在研制F414时充分吸取F404积累的使用经验，采用GE23A、YF120、
F412以及其他军、民用发动机一些经过验证的技术，因而研制工作进展顺利，投资
少、研制时间短，效果明显。
F414的风扇与F118的相同，第1级风扇叶片带中间凸台，第2和第3级为焊接的
整体叶盘。通过1993年作的280多小时试验证明，这种风扇的流量、效率、喘振裕
度和抗畸变能力均超过或达到预定的目标，流量比F404-GE-400的大16%，重量轻
204kg。F414的高压压气机采用F412的7级设计，但前3级改为叶盘结构，以减少榫
头漏气、减轻重量和提高效率。燃烧室和高压涡轮是以F412为基础发展的，低压涡
轮是一种先进设计。加力燃烧室采用了该公司为先进战斗机设计的F120发动机的结
构。径向火焰稳定器可用风扇后空气冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，
可以自由膨胀，整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换，设计寿
命为2000h，5700次点火。海平面和高空试验证明，这种加力燃烧室不易发生振荡
燃烧。尾喷管的设计采用了F110-GE-129IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料
的尾喷管调节片。F110- GE- 129EFE主要参数
F110-GE-129EFE(132)的主要参数为：空气流量为1248kg／s，涵道比为068，最大加力推力为144kN。但在试车中已验证了它的最大加力推力大干1514kN，并将以1511 kN的推力通过定型审定。2002年12月GE公司向洛克希德·马丁公司交付了第1台生产型发动机，2003年6月完成了在F-16战斗机上的试飞，2003年9月飞机，发动机联合体通过了定型审定，1994年装-132型的F-16战斗机开始交付阿联酋空军。 F100 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�6�1h)]
F100-PW-00 231
-200 230
-220 221
-229 200
最大连续耗油率[kg/(daN�6�1h)]
F100-PW-1000720
-200 0720
-220 0700
-229 0660
推重比
F100-PW-100 78
-200 77
-220 74
-220E 72
-229 79
IPE-94 95
空气流量(kg/s)
F100-PW-1001011
-2001016
-2201034
-2291124
IPE-92 1140
涵道比
F100-PW-220/-220E06
-229 04
总增压比
F100-PW-100/-200/-220/-220E 250
-229 320
IPE-92 340
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
谁能解释一下F22的发动机的特点
◆压气机
压气机故名思意，就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。
在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点，但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的ＩＤＦ上用的双转子结构的ＴＦＥ１－０４２－７０涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴－６、涡轴－８发动机就是１级轴流式加１级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的Ｔ－７００发动机其压气机为５级轴流式加上１级离心式。
压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在Ｊ－７９上用的压气机风扇有１７级之多，平均单级增压比为１．１６，这样１７级叶片的总增压比大约为１２．５左右，而用在波音－７７７上的ＧＥ－９０的压气机的平均单级增压比以提高到了１．３６，这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到２３左右。而Ｆ－２２的动力Ｆ－１１９发动机的压气机更是了的，３级风扇和６级高压压气机的总增压比就达到了２５左右，平均单级增压比为１．４３。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。
但随着压气机的增压比越来越高，压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。
在压气机中，空气在得到增压的同时，其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到２５左右时，压气机的出口温度就会超过５００度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中，在中低空飞行中由于冲压作用，其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到３０左右时，压气机的出口温度会达到６００度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任，只能由耐高温的镍基合金取而代之，可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金。在波音－７４７的动力之一罗·罗公司的遄达８００与ＥＦ－２０００的动力ＥＪ－２００上就使用了全钛合金压气机。其转子重量要比使用镍基合金减重百分之三十左右。
与压气机防热的问题相比压气机振喘的问题要难办一些。振喘是发动机的一种不正常的工作状态，他是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。比如在当飞机进行加速、减速时，当飞发动机吞水、吞冰时，或当战斗机在突然以大攻飞行拉起进气道受到屏蔽进气量骤减时。都极有可能引起发动机的振喘。
在涡扇喷气发动机之初，人们就采用了在各级压气机前和风扇前加装整流叶片的方法来减少上一级压气机因绞动空气所带给下一级压气机的不利影响，以克制振喘现像的发生。而且在Ｊ－７９涡喷发动机上人们还首次实现了整流叶片的可调整。可调整的整流叶片可以让发动机在更加宽广的飞行包线内正常工作。可是随着风扇、压气机的增压比一步一步的提高光是采用整流叶片的方法以是行不通了。对于风扇人们使用了宽弦风扇解决了在更广的工作范围内稳定工作的问题，而且采用了宽弦风扇之后即使去掉风扇前的整流叶片风扇也会稳定的工作。比如在Ｆ－１５上的Ｆ１００－ＰＷ－１００其风扇前就采用了整流叶片，而Ｆ－２２的Ｆ－１１９就由于采用了三级宽弦风扇所以风扇前也就没有了整流叶片，这样发动机的重量得以减轻，而且由于风扇前少了一层屏蔽其效率也就自然而然的提高了。风扇的问题解决了可是压气的问题还在，而且似乎比风扇的问题材更难办。因为多级的压气机都是装在一根轴上的，在工作时它的转数也是相同的。如果各级压气机在工作的时候都有自已合理的工作转数，振喘的问题也就解决了。可是到现在为止还没有听说什么国家在集中国力来研究十几、二十几转子的涡扇发动机。
在万般的无耐之后人们能回到老路上来——放气。放气是一种最简单但也最无可耐何的防振喘的方法。在很多现代化的发动上人们都保留的放气活门以备不时之须。比如在波音－７４７的动力ＪＴ－９Ｄ上，普·惠公司就分别在十五级的高、低压气机中的第４、９、１５级上保留了三个放气活门。
◆燃烧室与涡轮
涡扇发动机的燃烧室也就是我们上面所提到过的“燃气发生器”。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧以产生高温高压燃气来推动燃气涡轮的运转。在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种，一种叫作环管形燃烧室，一种叫作环形燃烧室。
环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了八个火焰筒的环管燃烧室的ＪＴ－３Ｄ上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。
与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。
与环管燃烧室相比，环形燃烧室的优点还不止是这些。
由于燃烧室中的温度很高，所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却，以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却，即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜，所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气，所以燃烧室壁被作的很复杂，上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知，在有着相同的燃烧室容积的情况下，环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处，环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。
但与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。
首先，是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒，而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大，环形燃烧室的结构强度是一大难点。
其次，由于燃烧室的工作整体环境很复杂，所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上，由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少，人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体，在工作时所需要的空气流量也比较大，所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时，由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验，这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。
但由于科技的进步，环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。
为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异，现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机ＪＴ－３Ｄ与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机ＪＴ－９Ｄ来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计，不过推力差异比较大，ＪＴ－３Ｄ是８吨级推力的中推发动机，而ＪＴ－９Ｄ－５９Ａ的推力高达２４０４２公斤，但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状，ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的直径和长度分别为９６５毫米和６２７毫米，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的直径是１０２０．５毫米、长度是１０７０毫米。很明显，ＪＴ－９Ｄ的环形燃烧室要比ＪＴ－３Ｄ的环管燃烧室的体积小。ＪＴ－９Ｄ－３Ａ只有２０个燃油喷嘴，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃油喷嘴多达四十八个。燃烧效率ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ为０．９７而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ比他要高两个百分点。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ八个火焰筒的总表面积为３．５７９平方米，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒表面积只有２．２８２平方米，火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效，因此ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度得以下降。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的火焰筒壁温度为７００～９００度左右，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒壁温度只有６００到８５０度左右。ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度没有ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的高，可是ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的燃烧室出口温度却高达１１５０度，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃烧室出口温度却只有９４３度。以上所列出的几条足以能说明与环管燃烧室相比环形燃烧室有着巨大的性能优势。
在燃烧室中产生的高温高压燃气道先要经过一道燃气导向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流，并被赋予一定的角度以更有效率的来冲击涡轮叶片。其目地就是为了推动涡轮，各级涡轮会带动风扇和压气机作功。在涡扇发动机中，涡轮叶片和燃气导向叶片将要直接的承受高温高压燃气的冲刷。普通的金属材料跟本无法承受如此刻克的工作环境。因此燃气导向叶片和涡轮叶片还有联接涡轮叶片的涡轮盘都必需是极耐高温的合金材料。没有深厚的基础科学研究，高性能的涡轮研制也就无从谈起。现今有实力来研制高性能涡轮的国家都无不把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和制作工艺当作是最高极密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。
众所周知，提高涡轮进口温度是提高涡扇发动机推力的有效途径，所以在军用涡扇发动机上，人们都在不遗余力的来提高涡轮的进口涡度以使发动机用更小的体积和重量来产生更大的推力。苏－２７的动力ＡＬ－３７Ｆ涡扇发动机的涡轮进口温度以高达１４２７度，而Ｆ－２２的运力Ｆ－１１９涡扇发动机其涡轮前进口温度更是达到了１７００度的水平。在很多文章上提到如果要想达到更高的涡轮口进气温度，在现今陶瓷涡轮还未达到真正实际应用水平的情况下，只能采用更高性能的耐高温合金。其实这是不切确的。提高涡轮的进口温度并非只有采用更加耐高温的材料这一种途径。早在涡扇发动机诞生之初，人们就想到了用涂层的办法来提高涡轮叶片的耐烧上涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在ＪＴ－３Ｄ的涡轮叶片上普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过了扩散渗透铝、硅的ＪＴ－３Ｄ一级涡轮叶片其理论工作寿命高达１５９００小时。
当涡轮工作温度进一步升高之后，固体渗透也开始不能满足越来越高的耐烧蚀要求。首先是固体渗透法所产生的涂层不能保证其涂层的均匀，其次是用固体渗透法得出的涂层容易脱落，其三经过固体渗透之后得出的成品由于涂层不匀会产生一定的不规则变形（一般来说经过渗透法加工的零件其外形尺寸都有细小的放大）。
针对固体渗透法的这些不足，人们又开发了气体渗透法。所谓气体渗透就是用金属蒸气来对叶片进行“蒸煮”在“蒸煮”的过程中各种合金成分会渗透到叶片的表层当中去和叶片表层紧密结合并改变叶片表层的金属结晶结构。和固体渗透法相比，气体渗透法所得到的涂层质量有了很大提高，其被渗透层可以作的极均匀。但气体渗透法的工艺过程要相对复杂很多，实现起来也比较的不容易。但在对涡轮叶片的耐热蚀要求越来越高的情况下，人们还是选择了比较复杂的气体渗透法，现如今的涡轮风扇中的涡轮叶片大都经过气体渗透来加强其表面的耐烧蚀。
除了涂层之外，人们还要用较冷的空气来对涡轮叶片进行一定的冷却，空心气冷叶片也就随之诞生了。最早的涡扇发动机－－英国罗·罗公司的维康就使用了空心气冷叶片。与燃烧室相比因为涡轮是转动部件，因此涡轮的气冷也就要比燃烧室的空气冷却要复杂的多的多。除了在燃烧室中使用的气薄冷却之外在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。
对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却，即是一股或多股高速冷却气强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘上的的孔、隙中流出在燃气的带动下在叶片的表面形成冷却气薄。但开在叶片前缘上使冷却气流出的孔、隙会让叶片更加难以制造，而且开在叶片前缘上的孔隙还会使应力极中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气薄冷却要比对流冷却的效果好上很多，所以人们还是要不惜代价的在叶片上采用气薄冷却。
从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学理合理的冷却方法可能要比开发更先进的耐高温合金更重要一些。因为空心冷却要比开发新合金投资更少，见效更快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。现如今在各式涡扇发动机的涡轮前进口温度中要有２００度到３５０度的温度被叶片冷却技术所消化，所以说涡轮工作温度的提高叶片冷却技术功不可没。
其实在很多军事爱好者的眼中，涡轮的问题似乎只是一个耐高温材料的问题。其实涡轮问题由于其工作环境的特殊性它的难点不只是在高温上。比如，由于涡轮叶片和涡轮机匣在高温工作时由于热涨冷缩会产生一定的变形，由这些变形所引起的涡轮叶片与机匣径向间隙过大的问题，径向间隙的变大会引起燃气泄露而级大的降底涡轮效率。还有薄薄的涡轮机匣在高温工作时产生的扭曲变形；低压涡轮所要求的大功率与低转数的矛盾；提高单级涡轮载荷后涡轮叶片的根部强度等等。除了这些设计上的难题之外，更大的难题则在于涡轮部件的加工工艺。比如进行涡轮盘粉末合金铸造时的杂质控制、涡轮盘进行机器加工时的轴向进给力的控制、对涡轮盘加工的高精度要求、涡轮叶片合金精密铸造时的偏析、涡轮叶片在表面渗透加工中的变形等等，这里面的每一个问题解决不好都不可能生产出高质量、高热效率的涡轮部件。
◆喷管与加力
尾喷管是涡扇发动机的最末端，流经风扇、压气机、燃烧室、涡轮的空气只有通过喷管排出了发动机之外才能产生真正的推力以推动飞机飞行。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
对于涡扇发动机来说，函道比越高的发动机其用油也就更省推力也更大。其原因就是内函核心发动机把比较多的能量传递给了外函风扇。在混合排气的涡扇发动机中，内函较热的排气会给外函较冷的排气加温，进一步的用气动－－热力过程把能量传递给外函排气。所以从理论上来说，内外函的混合排气会提高推进效率使燃油消耗进一步降低，而且在实际上由于混合排气可以降底内函较高排气速度，所以在当飞机起降时还可以降低发动机的排气噪音。可是在实际操作的过程中，高函道的涡扇发动机几乎没有使用混合排气的例子，一般都采用可以节省重量的短外函排气。
进行内外函的混合排气到目前为止只有两种方法一种是使用排气混合器，一种是使用长外函道进行内外函排气的混合。在使用排气混合器时，发动机会增加一部分排气混合器的重量，而且由于排气要经过排气混合器所以发动机的排气会产生一部分总压损失，这两点不足完全可以抵消掉混合排气所带来的好处。而长外函排气除了要付出重量的代价之外其排气的混合也不是十分的均匀。所以除了在战斗机上因结构要求而采用外则很少有采用。
在战斗机上除了有长外函进行内外函空气混合之外一般都还装有加力装置来提高发动机的最大可用推力。
所谓加力就是在内函排气和外函排气中再喷入一定数量的燃油进行燃烧，以燃油的损失来换取短时间的大推力。到目前为此只有在军用飞机和极少数要求超音速飞行的民用飞机上使用了加力。由于各种飞机的使命不同对加力燃料的要求也是不同的。比如对于纯粹的截击战斗机如米格－２５来说，在进行战斗起飞时，其起飞、爬升、奔向战区、空战等等都要求发动机用最大的推力来驱动飞机。其战斗起飞时使用加力的时间差不多达到了整个飞行时间的百分之五十。而对于Ｆ－１５之类的空优战斗机来说在作战起飞时只有在起飞和进行空中格斗时使用加力，因此其加力的使用使时长只占其飞行时间的百分之十不到。而在执行纯粹的对地攻击任务时其飞机要求时用加力的时间连百分之一都不到，所以在强击机上干脆就不安装加力装置以减少发动机的重量和长度。
加力燃烧是提高发动机推重比的一个重要手段。现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的。如果不按照加力推力来计算Ｆ－１００－ＰＷ－１００的推重比只有４．７９连５都没有达到！为了提高发动机的最大推力，人们现在一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力。
但当加力燃烧在大幅度的提高发动机的推力的时候，所负出的代价就是燃油的高消耗。还是以Ｆ－１００－ＰＷ－１００为例其在全加力时的推力要比无加力时的最大推力高百分之六十六，可是加力的燃油消耗却是无加力时的百分之二百八十一。这样高的燃油消耗在起飞和进行空中格斗时还可以少少的使用一下，如要进行长时间的超音速飞行的话飞机的作战半径将大大缩短。
针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案和外函加力方案。所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与Ｆ－１１９竞争Ｆ－２２动力的ＹＦ－１２０发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以０～０．２５之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是ＹＦ－１２０败与Ｆ－１１９手下。
由于混合加力要求内外函排气都参与加力燃烧，这样所需要的燃油也较多，于是人们又想到了内外函分开排气，只使用外函排气参加加力燃料的方案。但外函排气的温度比较低，所以组织燃烧相对的困难。目前只有少数使用，通常是要求长时间开加力的发动机才会采用这种结构
F18战斗机的资料？
F－22飞机所用的是普惠F－119发动机。F119是普�6�1惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比02～03；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比110～115。 具有良好的维修性。它虽是第一种具备推力转向能力的实用型发动机，但其零件数量却比其它发动机减少了 40％，所需的维修工具减少了60％。一个熟练的维修小组更换一台发动机最多只需90 min。维修人员平均能在20 min内拆卸和更换一个发动机的LRU（外场可更换单元）。 在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。风扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。 高压 压 气 机 6级轴流式。采用整体叶盘结构。 燃 烧 室 环形。采用浮壁结构。 高压涡轮 单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。 [ 转自铁血社区 http://bbstiexuenet/ ]低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。 燃 烧 室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。 尾 喷 管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。 控制系统 第三代双余度FADEC。 技术数据 最大加力推力(daN) 15568 [ 转自铁血社区 http://bbstiexuenet/ ]中间推力(daN) 9786 加力耗油率[kg/(daN�6�1h)] 240(据估算应为180～190) 中间耗油率[kg/(daN�6�1h)] 0622(据估算应为088～090) 推重比 >10 涵道比 02～03 总增压比26 [ 转自铁血社区 http://bbstiexuenet/ ]涡轮进口温度(℃)约1700 最大直径(mm)1143 长度(mm)4826 质量(kg)1360 主要部件设计特点 [ 转自铁血社区 http://bbstiexuenet/ ] 1 风扇 3级，第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计, 与用于B777的PW4084发动机上的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成整体叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较小。 用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构。单个加工好的叶片用线性摩擦焊焊到轮盘上相应的凸块上(凸块与叶片底部均留有少量加工余量)，焊好后再将多余的材料磨去形成完整的整体叶盘，罗-罗公司近期也采用这种加工方法。在YF-22进行验证飞行时所用的YF119中，仅第2、3级风扇采用了整体叶盘。 为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣作成整环的，为此，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。 风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构与F100的类似。第3级静叶均采用了弯曲设计，这种设计也用于PW4084。 2 高压压气机 6级，采用高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与第1、2级导叶是可调节的，前机匣采用了阻燃"Alloy C"钛合金以减轻重量。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型高涵道比涡扇发动机中得到广泛采用。 3 燃烧室 短环形，火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦片式火焰筒。 [ 转自铁血社区 http://bbstiexuenet/ ] 采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构己在V2500、PW4084等民用发动机上采用。 4 高压涡轮 单级，工作叶片用普惠公司的第3代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用双重热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹；轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在XF119上没有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在大型民用涡扇发动机中应用较多。 5 低压涡轮 单级，与高压涡轮转向相反。这种将高、低压转子作成对转的结构，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩；另外，对装于两转子间的中介轴承，轴承内、外环转向相反时，会大大降低保持架与转子组合体相对内、外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高、低压涡轮对转时, 可以不要低压涡轮导向器(YF120上即无)，但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承),这 与F404、M88发动机的结构类似。 6 加力燃烧室 分三区，加力筒体采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。 7 尾喷管 二元收敛-扩张矢量喷管， 喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，可改变排气流的方向，从而改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1秒钟。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减少雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量。 8 燃油控制系统 为第3代双余度全权限数字电子控制系统。
F18大黄蜂战斗机---战斗机系列
F-18“大黄蜂”战机 F—18是一种舰载战斗机，A—18是一种舰载攻击机．由于二者是在同一原型机的基础发展起来的，即一机两型，机体完全—样，只是在武器装备上有所差别，所以统称F／A—1B，绰号也一样叫“大黄蜂”．1974年正当美国空军提出“轻型战斗机”计划，并开始研制原型机的时候，美国海军也提出了研制多用途战斗机的要求．当时称之为VFAX计划，后来改称海军空战战斗机计划．1974年诺斯罗普公司的YF一17在YF一16的原型机竞争中失败，幸运的是诺斯罗普的工作没有白做，1975年他们的YF—17被海军选中，这就是F／A—18的原型机．
1976年1月美国海军又与麦道公司签定合同并以麦道公司（现已并入波音公司，称波麦公司）为主与诺斯罗普公司一起联合研制F／A—18“大黄蜂”。后经过进一步的原型机试飞，生产型制造、试飞，到1983年1月初步形成作战能力．美国海军和海军陆战队共订购1366架，此外，加拿大订购138架，澳大利亚订购75架，西班牙订购84架，均已部分交付使用． F-18A 大黄蜂是单座、双发舰载战斗攻击机。有YF/A-18A/B、F/A-18A、RF-18A、F/A-18B、F/A-18C和F/A-18D等6种型别，共生产了1137架，其中150架是双座教练型，112架是侦察型。
F-18A 大黄蜂是第1种生产型，主要用于舰队防空和舰载攻击机的护舰，有些飞机也用于执行空对面攻击任务。 主要的火力控制设备包括AN/AVQ-28平视显示器、AN/AYK-14中央任务计算机（2台）、AN/APG-65脉冲多普勒雷达、多功能显示器、外挂物管理装置、AN/AWG-21反辐射导弹（AGM-78）控制器等。执行空对地攻击的机型座舱中的显示器有些变化，并装备有前视红外（FLIR）和激光光点跟踪器（LST）。
F/A-18E/F是最新改型，其主要特点是增大了航程、每侧机翼处增加1个外挂架，而且机翼内侧挂架的最大挂载能力提高到2400kg,增加了载弹量和提高了作战能力。其电子系统中约有90%与F/A-18C/D通用，雷达选用了AN/APG-73（AN/APG-65的改型）。
F-18A 大黄蜂战斗机的武器控制系统包括攻击显示分系统、数据处理分系统、参数测量（传感器）分系统和外挂物管理/控制分系统等4个主要部分。
攻击显示分系统包括AN/AVQ-28平视显示器和3个完全一样的阴极射线管下视显示器-多功能显示器（MFD）、主监控显示器（Master Monitor Display-MMD）和水平情况显示器(Horizontal Situation Display-HSD)。主监控显示器显示所有飞机系统的告警信息和资询信息。它也是多功能显示器的备用设备，能显示前视红外信息。水平情况显示器是主要的导航显示器。
数据处理分系统包括大小30余个计算机，如AN/AYK-14中央任务计算机（2台并行工作）、雷达信号处理机、雷达数据处理机、外挂物管理计算机、显示计算机、飞行控制计算机和大气数据计算机等，全部程序大约有779K。表31列出了主要几种可编程和ROM计算机的CPU和存储容量。
参数测量 分系统包括AN/APG-65雷达、AN/ASN-130惯导装置、AN/AAS-38前视红外装置、AN/ASQ-173激光照射/测距器和大气数据传感器等。
外挂物管理和控制分系统包括AN/AYQ-9外挂物管理系统和AN/AWG-21导弹控制器等。
在海湾战争中，F／A—18是美国舰队的主力作战飞机．
F／A—1B采用单座双发后掠翼和双立尾的总体布局．机翼为悬臂式的中单翼，后掠角不大，前缘装有全翼展机动襟翼，后缘有襟翼和副冀，前后缘襟翼的偏转均由计算机控制．停降在舰上时，外翼段可以折叠(副翼位于外冀后缘)．翼根前缘是一对大边条，一直前伸 到座舱两侧，据说因此可使飞机能在60度的迎角下飞行．机身采用半硬壳结构，后机身下部装有着舰用的拦阻钩。尾翼也采用悬臂式结构，平后和垂尾均有后掠角，平尾低于机翼，使飞机大迎角飞行时具有良好的纵向稳定性；略向外倾的双立尾位于全动平尾和机冀之间的机身两侧．起落架为前三点式，前起落架上有供弹射起飞用的牵引把．座舱采用气密、空调，内装马丁贝克公司的弹射座椅，风挡和座舱盖分别向前、后开启．F／A—18装两台通用电气公司研制的F404—OE—400低涵比涡轮风扇发动机，单台加力推力71．2千牛．进气道位于翼根下的机身两侧．机内可带4990千克燃油，机头右侧上方还装有可收藏的空中加油管。
F／A—18是一种超音速的多用途战斗／攻击机，主要特点是可靠性和维护性好，生存能力强，大迎角飞行性能好以及武器投射精度 高． 据介绍，该机的机体是按6000飞行小时的使用寿命设计的，机载电于设备的平均故障间隔为30飞行小时，雷达的平均故障间隔时间为100小时，电子设备和消耗器材中有98％有自检能力．到目前为止，F／A—18共有9个型别，有单座的，也有双座的．出口加拿大的编号为CF—18A，澳大利亚的有 F／A一18A／B，西班牙的编号为EF一18，还有一种供出口用的多用途岸基型为F／A—18L型．F／A—18A为基本型，是一种单座战斗／攻击机，主要用于护航和舰队防空；如果换装部分武器后即为攻击机，可执行对地攻击任务．
该机翼展11．43米，机长1707米，机高4．66米；起飞重量15740千克(空战)，22328千克 (对地攻击)；最大平飞速度1910公里／小时(高空)，实用升限 15240米，作战半径740公里(空战)、1065公里(对地攻击)，转场航程3700公里(不空中加 油)．机载设备有休斯公司的AN／AGP—65多功能数字式空对空和空对地跟踪雷达，在空对空工作状态时可跟踪10个目标、向飞 行员显示8个目标．另有ALR—67雷达警戒接收机，四余度飞行控制系统和两台AYK—14数字式计算机，以及利顿公司的惯性导航系统，两台凯撒公司的多功能显示器和费伦第／本迪克斯公司的中心式屏幕显示与乎视显示器等．
主要武器有1门20毫米机炮，备弹570发．共有9个外挂架，两个翼尖挂架各可接1枚．AIM—9L“响尾蛇”空对空导弹；两个外翼挂架可带空对地或空对空武器，包括AIM—7“麻雀”和AIM一9“响尾蛇”导弹；两个内翼挂架可带副油箱或空对地武器；位于发动机短舱下的两个接架可带“麻雀”导弹或马丁马丽埃塔公司的AN／ASQ一173激光跟踪器、攻击效果照相机和红外探测系统吊舱等；位于机身中心线的挂架可技副油箱或武器．F／A一1BC和D型还可带先进中距空对空导弹和“幼畜”(又称小牛)空对地导弹．最新的改型是F／A18E/F"超级大黄蜂"
