F404 系列 [军用涡扇发动机]
2007年01月09日 星期二 下午 12:50
F404
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。涡轮发动机 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。 F404加力涡扇发动机结构 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 | ||
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