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作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。
由于F404与飞机采用分离附件机匣设计，装在飞机上的辅助传动系统（AMAD）单独传动燃油泵、液压泵和发电机。系统有它自己的空气涡轮起动机，因此飞机与发动机只有11个接头，换一台发动机只需21min。
F404由6个单元体组成，左、右发可以互换，采用了状态监控措施，因而维修性大有改善。
按1975年美元计算，F404的全面研制费用为3。36亿美元（不包括YJ101验证机费用）。
F404…GE…100 原编号为F404…GE…F1G1。发动机基本结构与…400型相同，主要差别是采用了多余度的燃油控制系统和为单发飞机F…20专门设计的附件。一个数字式电子装置作为机械液压装置的备份，可提供机械液压装置的90％工作能力。此外高压涡轮更换了一些材料，改善了耐久性。该项目因1986年底F…20A工作的终止而未进行到底。
F404…GE…F1J1/RM12 是通用电气公司与瑞典沃尔伏航空发动机公司合作研制的发动机。1983年开始进行风扇、压气机、核心机和整机试验。1988年12月开始装JAS39试飞，1993年开始交付使用。该机在…400型基础上核心机稍有修改，风扇流量增加到72。6kg/s，燃烧室采用了隔热涂层，使涡轮进口温度和高压涡轮效率有所提高。采用了数字式电子控制器。发动机加力推力为8050daN。
F404…GE…400D 是非加力型。用于A…6F（A…6E的换发）。发动机推力为4800daN，计划90年代初将其推力提高至5780daN。
F404…GE…402 为F404的增推型，推力为7828daN，发动机高、低压涡轮转子和静子叶片更换了材料，燃烧室采用了隔热涂层，高压压气机采用钢机匣，加力燃烧室是新的。装该发动机的F/A…18C/D已经得到瑞典、科威特和芬兰等国的订货。
F412（F404…F5D2） 是以RM12为基础的增推型，推力为8896daN。该发动机采用了加大的风扇，改进了核心机、加力燃烧室及尾喷管，空气流量达到72。5kg/s。F412是为先进攻击机A…12研制的。1990年A…12被取消，GE公司则将其发展为F414。
结构和系统
（F404…GE…400）
进 气 口 带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。
风 扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3。5，平均级压比1。337。
高压压气机 7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。
燃 烧 室 短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。
高压涡轮 1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。
低压涡轮 1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR…M509。
加力燃烧室 6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。
尾 喷 管 液压作动的收…扩喷管。
控制系统 机械液压式燃油控制系统。
点火系统 复式点火装置和火花塞。
技术数据
最大起飞推力（daN）
F404…GE…400 7120（加力）
4800（中间）
…100A 7560（加力）
…100D 4890（中间）
…F1D2 4800（中间）
…402 7900（加力）
…F2J1 8000（加力）
F412 8050（加力）
起飞耗油率＇kg/（daN·h）＇
F404…GE…400 1。65（加力）
0。76（中间）
推重比
F404…GE…400 7。24
…100 7。86
…402 7。83
总空气流量（kg/s）
F404…GE…400 64。4
…402 66。0
F412 72。5
涵道比
F404…GE…400 0。34
总增压比
F404…GE…400 25
…100 26
…402 26
涡轮进口温度（℃）
F404…GE…400 1316℃
…100 1337℃
…402 1413℃
最大直径（mm）
F404…GE…400 884
…402 884
长度（含进气锥）（mm） 4033
质量（kg）
F404…GE…400 983
…402 1025
F101…GE…100加力涡扇发动机
牌 号 F101
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 已停产
装机对象 F101…GE…100 B…1A（中途停止）。
F101…GE…102 B…1B。
F101…GE…F25 隐身轰炸机和隐身战斗机。
F101…GE…F28 “曙光女神”3发飞机。
研制情况
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2