F414发动机

F414涡轮风扇发动机（军民用） 2010-2-10 牌　　号　F414 用　　途　军用/民用涡扇发动机 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　研制中 装机对象　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20.4kg。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-129 IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。 结构和系统 进 气 口　环形。结构与F404的相同。 风　　扇　3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为Ti17焊接成整体的叶盘。增压比比F404的高15%，约为4.025。3级静子和转子叶片均为三维流设计。 高压压气机　7级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣。前3级转子为叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后4级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前2级转子叶片材料为Ti17，后5级为IN718。前3级静子叶片材料为钛合金。 燃 烧 室　环形。火焰筒材料为Hastelloy X。18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却。 高压涡轮　1级轴流式。采用气膜加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。 低压涡轮　1级轴流式。气冷设计。转子叶片和导向器叶片均有物理气相沉积的隔热涂层。 加力燃烧室　结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与12根径向火焰稳定器组成。径向火焰稳定器用风扇空气冷却。 尾 喷 管　收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。 控制系统　双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。 F414-GE-400加力涡轮风扇发动机结构 技术数据 加力推力(daN)　　　9780 推重比　　　　　　 9.1 直径(mm)　　　　　 875 质量(kg)　　　　　 1109 _1373193286.unknown _1373193288.unknown