第1个回答 2011-10-30
明日之星的诞生
F100发动机的发展历史可以回溯到1965年普惠公司进行的超音速军用有後燃器发动机JTF22的研究计画。1968年美国空军开始进行下一代战斗机研发计画F-X时，分别要求奇异公司、普惠公司与通用汽车辖下艾利森部门分别提出各自的设计案，两家获胜者将会为美国空军与美国海军各生产一具原型发动机作为评估的对象，这两家公司有18个月的时间进行技术方面的研发。奇异与普惠在第一阶段胜出，而1970年3月普惠成为最後的胜利者，美国空军赋予的正式编号为F100，海军版则是F401。空军版的推力比较低，不过大修间隔时间较长，海军版著眼於航舰操作的需求，紧急最大推力的需求较大，也有别於空军版的设计。两个版本只有燃烧段（也就是核心段）是相同的，其他部分，包括风扇直径，後燃器，喷嘴与其他主要次系统都无法互换。
可是海军在花费3亿美金之後，於1971年年中正式通知美国空军他们将放弃以F401为F-14战斗机更换发动机的计画，这项改变导致总采购数量下降以及发动机购买成本的上升，加上美国军方与普惠公司对於测试的时间表和进度之间的认识差异，种下後来问题重重的开端，几乎让美国空军与普惠对簿公堂，也促使几乎丧失军用发动机市场的奇异公司有机会重新站稳脚步并且推出F110涡轮扇发动机。
1970年代正值美国空军在越战空中作战经验上受到强大冲击的年代，以及蘇联的新型战斗机不仅在数量上超过美国，也会拉进与美国现役战斗机（主要是F-4）性能上的差距。当F100於1970年3月展开全面设计工作，并且於1972年7月首次试飞，普惠公司并未预料到这具发动机在材料与先进科技运用上，需要更多的时间完成测试与产品成熟化，而海军不同意采购的宣布，使得主导飞机与发动机设计工作的F-15计画室受到很大的压力，为了让新飞机可以准时服役，计画室决定在测试完成前就同意F100进入量产，而让普惠稍後完成所有预定的测试项目。
1974年11月F100发动机正式进入美国空军服役，其研制之初没有充分估计到航空发动机工作状态转换问题.装备部队以後,在战斗训练过程中,飞行员常常需要发动机在最大工作状态和最低转速之间频繁转换,结果F100-PW-100出现了大量问题,也成就了F-15战斗机经常性的"趴窝".也有人说他的性能让空军飞行员赞不绝口，最佳的表现来自於F-15在运动能力，加速率等方面与当时服役中的美国最主要战斗机F-4有天壤之别，除了提升美国空军对於争取制空权更有信心之外，也促成更多新战术的研究与使用。
第一架使用F100的是F-15战斗机
[编辑]问题的开端
飞行员对F100发出赞美与惊叹之馀，也更勇於以各种方式操作新发动机演练各种战技，这时候问题开始浮出台面，而且严重的程度几乎让整个美国空军空有机体而在等待发动机的窘境。
[编辑]测试拖延与意外
问题的发生点可以回溯到设计与试验时期。普惠公司在F100合约时程上有两个里程碑（Milestone）需要达成，一个是要在1972年2月前完成初期飞行出力测试，通过这个测试发动机才可以真的装到飞机上进行飞行测试。第二个是要在1973年2月完成最後合格验证，通过这个验证表示发动机符合设计预估并且能够进入服役阶段。F100发动机顺利通过第一个里程碑的需求，但是在第二项验证过程当中，原先要求150小时模拟不同高度与速度的运转测试无法如期完成。更糟糕的是1973年2月F-15已经开始进行试飞7个月之後，地面测试的发动机发生风扇叶片分离，损毁风扇段的意外。
F-15计画室在强大的时程压力下，同意让普惠延迟到1973年5月完成预定的150小时运转测试，同时延後高高度与高马赫数的测试项目，在当时大多数的人认为这些项目处於F-15飞行状态较为极端的区域，不至於有太大的影响，只是这项决定後来几乎让F-15生产在美国国会面临被终止的情况。好不容易普惠在1973年5月完成缩减版的验证，10月完成所有的测试项目。2月发生的意外经过调查之後发现是叶片生产过程的瑕疵，以及测试环境的颗粒被发动机吸入所造成。
测试过程中出现的其他问题还包括第一级风扇叶片出现震动，风扇定子（静止不动的叶片）总体产生弯曲现象，钛合金发生起火燃烧，第4级涡轮损坏以及後燃器有不正常的声音等等。总合来说，F100发动机的性能和技术需求都相当高，许多当初没有预料或者是设想到的技术，材料与操作上的问题日後让这颗发动机备受质疑。
[编辑]飞行员的操作
F100的性能配合F-15的设计，让飞行员拥有大量剩馀能量强化飞机运动能力。当飞行员处於不停变化的战斗状态下，油门也频繁的在低与後燃器推力之间来回移动，对於战斗机来说，这样的操作方式相当普遍，然而在F100与F-15的搭配上，加上F100的高性能与快速反应，如此的反覆变更出现的频率远高於以往的经验，施加於发动机的工作压力也远高於设计时的预估，导致F100的可靠度和维修压力产生负面的评价。
[编辑]主要的问题
F100早期发生最主要的问题有三项，分别是：
压缩段叶片失速。
涡轮段损毁
零件寿命远低於预期。
这些问题的发生除了发动机本身的因素之外，也含有前述飞行员以超出预期太多的方式操作所导致，後面这个因素过去了解不多，自F100之後成为新发动机设计时都要考虑的因素。
[编辑]压缩段叶片失速
压缩段位於发动机的前方，负责将通过进气道的气流压缩，提高压力和燃烧效率。气流通过压缩段的叶片时类似流经机翼，也会在某些状态下出现混乱而导致失速。机翼失速的时候无法继续维持飞机稳定的飞行与控制，压缩叶片失速的时候会影响压缩段与发动机运作的顺畅性，然而一般的失速是短暂性的现象，影响有限，停滞性失速则是持续发生，除非飞行员将发动机关闭并且重新启动，否则无法消除的状况。
F100超过70%的停滞性失速发生於使用後燃器的时刻，也可以说是飞行员最需要补充推力之际，为了降低发生的机率，美国空军要求飞行员避免进入产生停滞性失速的飞行状态，减缓重复使用後燃器的次数等等。虽然停滞性失速在重新启动发动机之後就会消失，只不过这个程序对於只有单具F100的F-16来说相当的危险，使得早期F-16因为发动机出意外的比例偏高。
此外，美国空军要求地勤人员调降发动机的输出以进一步减少危险发生的次数。这项规定只限於平时，当战争爆发的时候，还是需要恢复原先发动机该有的性能。这麼一来，F-15的地勤人员必须以人工的方式调整每一具发动机，连新出厂的也不例外，造成额外的工作量与成本支出，令美国空军相当不满普惠的产品与服务态度。普惠公司则认为当初收到的设计规范与要求当中并未包含这个部分，而且这种现象也与飞行员的操作习惯有关系，不愿意免费提供解决的方案。双方的对峙延伸到美国国会，也是美国空军後来与海军取得协议，利用原先预备为F-14更换发动机的经费，提出战斗机候补发动机（Alternate Fighter Engine）竞标案。
[编辑]涡轮叶片断裂
涡轮叶片需要承受非常高的温度与转速，当叶片发生断裂时，在每分钟3万转的高速下，对於发动机与机体的杀伤力很大。这个问题的来由与上述压缩段停滞性失速有密切的关联。压缩段失速时会中断涡轮段冷却气流的供应，承受高温气流的涡轮叶片立即发生温度分布不均匀以及承受超过设计的温度，加上涡轮段的高转速施加的应力，部分叶片结构出现快速脆化与裂缝。等到叶片结构无法继续维持时就会断裂，以高速飞出去造成发动机或者是机身其他部分的伤害。
涡轮叶片属於发动机的热段，需要定期检查与更换有问题的部分，叶片断裂分离并不是F100仅有的问题，许多发动机都出现过。为了防止断裂的叶片冲出发动机壳，F100在发动机下方特别设计一层外衬来限制万一断裂的叶片不会飞出发动机壳，但是，地勤人员必须将发动机从飞机上卸下来才可以检查涡轮叶片，无形中增加地勤人员的工作量与压力。此外，寿命缩短的涡轮叶片代表检查与更换的间隔要缩短，发动机无法使用的时间与次数增加，零件储存与购买的成本上升，即使美国空军与普惠公司历经多次谈判商议，也无法形成共识让普惠公司愿意分摊成本与责任。
[编辑]零件寿命远低於预期
零件寿命短於预期发生的原因包含设计与操作等方面的因素。喷射发动机在设计上有一个重要的参数需要考虑，称为热机循环（Thermal Cycle）。对於发动机的使用上，一个热机循环代表发动机从启动之後到最大推力之後，执行完任务再回到最小推力降落的一个周期，计算一个周期需要参考的因子很多：任务型态，油门变化和飞行次数等等，发动机在设计阶段就要预估热机循环的数量与使用时数之间的关系，计算出适当的维修与检查的周期。
以F100诞生前的经验来说，操作2000小时下累积的热机循环次数大约为1765次，可是F100实际上累积次数高达10360次，其中频繁的自低到全後燃器推力变化有很大的关联。换句话说，F100在设计时并不是根据这麼高的热机循环周期所作的，所带来的负面效应也是前所未见的，诸如许多热段零件老化速率超过预期或者是出现前述的涡轮叶片断裂现象，使得普惠与F100饱受批评。虽然一位美国空军的工程师宣称他在F100设计阶段已经注意到这个问题没有受到应有的重视，不过普惠据此的反应是美国空军方面过度操作F100，并非他们的产品有问题。可是问题依旧存在，而且美国空军於1979年必须接受没有发动机的F-15，连同当时问题重重的TF30发动机，美国海空军三大新机种：F-14、F-15和F-16都面临暂时停止飞行或者是没有发动机可用的问题。
[编辑]解决方案
尽管美国空军与普惠公司之间的关系相当紧绷，军方还是继续提供经费让普惠修改设计或者是次系统。普惠提出的改良方案包括以数位电子发动机控制系统取代原先的设计，加装侦测器监视发动机的情况，当停滞性失速快要发生的时候，电子控制系统会将油门缩小到军用推力，并且切断後燃器的燃料，避免问题的产生。在F-16上加装一个分流板，将旁通气流与高压段分离，如果发生失速的时候，旁通气流不会冲入高压与燃烧段导致发动机失去控制。
美国空军同时也修改零件采购的方式和维修的准则，在两方配合之下，F100逐渐成熟稳定，可靠度逐渐追上性能表现，成为相当出色的发动机，也让F-15成为美国空军有史以来最安全的机种，从1988会计年度每10万飞行小时有3.27次严重意外降低到1995会计年度1.53次。
[编辑]生产次型
F-15 ACTIVE试验机，使用的发动机是F100-PW-229加上向量喷嘴
[编辑]F100-PW-100
F100-PW-100是F100发动机系列当中的第一款，首先使用於F-15A战斗机上，完整的150小时测试工作於1973年10月完成。到1980年时，以出厂的1200具发动机共累积42万小时的操作时数，平均大修间隔达到1250小时。1985年时3500具发动机共累积2百万操作时数，而且热段检修的间隔提升为1800个任务周期
F100-PW-200
F100-PW-200首先使用於F-16战斗机上，与F100-PW-100的差异主要在加装备用燃料控制器，改善控制系统冷却以及往前延伸压缩段的进气道长度。1999年3月美国空军一架F-16意外坠毁之後的调查发现有17架F-16发动机出现发丝状的裂痕，美国空军所有F-16因此停飞。
[编辑]F100-PW-220
F100-PW-220是普惠公司重新设计部份次系统，企图改善之前出现问题的状况。改良的部分包含采用数位电子发动机控制系统，新的材料与特殊镀膜等。美国空军基於对普惠处理F100性能问题态度上不满，需要压低成本以及拥有第二个发动机来源等原因考虑下，发出战斗机候补发动机（Alternate Fighter Engine）竞标案，普惠以-200与奇异公司F110发动机竞争之後，各自取得部份生产合约。其中F-15仍旧使用F100，只有外销南韩的F-15K第一次使用F110。F-16C第30次型以後则可以在订购时选购两者其中之一。第一具发动机於1985年10月服役，这时候F100的可靠度趋於稳定，数位电子发动机控制系统大幅改善先前的问题。
[编辑]F100-PW-220E
普惠提供改良套件，将早期F100提升为-220的标准，这些发动机称为-220E。
[编辑]F100-PW-220P
普惠以改良套件将部份-229发动机的次系统改装到早期发动机当中，这些次系统包括数位全权电子控制与新的後燃器燃料管理系统。
[编辑]F100-PW-229
-229采用新的技术与材料，企图彻底解决过去F100的问题之外，进一步提升发动机的性能与可靠度。改变的项目包含新设计的风扇与压缩段，增加质流量，提高涡轮前温度与缩短燃烧段长度。-229的总长与早期型号接近，可以轻易的更换已经使用其他F100发动机的机体上。F-15於1991年正式使用-229，F-16於1993年跟进。
[编辑]F100-PW-229A
-229A是普惠将F-22使用的F119发动机的技术融入现有的F100-PW-229当中，最主要的改变是重新设计的风扇段。为了维持原先的外型尺寸，-229A将後燃器的长度缩短。
[编辑]F100-PW-229EEP
普惠以-229推出的性能增强包，藉以大幅强化提升引擎的使用可靠度与後勤补保维修表现。由此改良让大修间隔从7年提高至10年，故障检修间隔时间也从4300小时提高到6000小时，让发动机在整个寿命周期中节省30%的成本。EEP的提升让推力从29000磅稍微增加至29100磅，该EEP还包括即时监控系统，和升级後的数位电子发动机控制(DEEC)系统。普惠於该型的提升中，代表著-229的最终改良版。
[编辑]尺寸与性能
F100-PW-100 F100-PW-200 F100-PW-220 F100-PW-220P F100-PW-229 F100-PW-229A
直径 1.18公尺
长度 4.85公尺 4.84公尺
重量 1500公斤 1680公斤
最大後燃推力 100.53kN（22600磅） 105.72kN（23700磅） 129.45kN（29100磅）
最大军用推力 65.26kN（14670磅） 63.9kN（14370磅） 64.9kN（14590磅） 79.18kN（17800磅）
[编辑]结构
一个典型的压缩段与叶片，照片中的是奇异公司J79发动机
从尾部拍摄的F-16发动机，最靠近镜头的部分是喷嘴，其次是後燃器，里面圆盤状的是涡轮段
[编辑]风扇段
风扇段位於发动机进气口後方，一共有3级，转子材料为钛合金。旁通比为0.36。
[编辑]压缩段
高压压气机段共有10级，其中前3级的定子具有改变攻角的能力。压缩比28.5，大部分的叶片材质为钛合金。
[编辑]燃烧段
燃烧段为环状燃烧室设计，配备两套燃料注射系统与两套点火系统。F100为了降低黑烟产生的机率，设计上将燃烧的过程维持在燃烧段的前方，同时提高燃烧的温度。
[编辑]涡轮段
涡轮段共有4级，高压和低压各两级，透过双驱动轴带动前方的风扇与压缩段。涡轮前温度大约摄氏1399度
[编辑]後燃器
後燃器一共有5套环状点火装置，能够个别控制，提供不同的後燃器推力输出。
第2个回答 2011-10-27
F15E使用的是F100-PW-220E发动机，是由美国的普拉特·惠特尼公司 生产的。
研制情况
1968年美国空、海军空中优势战斗机计划要求大幅度提高发动机推重比和改善进气道与发动机的匹配性，同时，美国国防部作出了采用同一个核心机发展两种发动机的决定。美国空、海军在1968年4月联合提出了一项为期18个月的初始工程发展计划，要求普?惠公司和通用电气公司各制造和试验一台验证机，发动机的核心要能同时满足空、海军的要求。普?惠公司以JTF22核心发动机为基础，为发展空、海军用的两种发动机进行投标，JTF22是在JTF16验证机基础上发展的，验证机在1969年7月首次运转。1970年3月在和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中普?惠获胜，空军于1970年4月与普?惠公司签订2.75亿美元的“成本加奖励”合同。该合同规定若成本超过或低于合同，则超过或低于部分由空军和公司按90∶10比例分摊。但后来由于实际费用超过计划费用很多，在1971年7月增加合同金额1.22亿美元。对用于飞行试验和生产型发动机则按“固定价格加奖励”的办法，空军和公司之间按75∶25比例分摊。F100发动机用于研制的费用为4.75亿，用于部件改进的计划费用约6.66亿。这样，该发动机从开始研制到1984年15年内总计花费11亿美元。 F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。 F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普?惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100-PW-220发动机，基本解决了F100-PW-100存在的问题，可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。在与通用电气公司F110发动机争夺装备F-15和F-16的“战斗机发动机大战”中，开始时处于不利地位，经改进后这两种发动机各有千秋。为与通用电气公司性能改进型F110-GE-129竞争，普?惠公司也在F100-PW-220的基础上研制了性能改进型F100-PW-229。 F100-PW-100 1970年3月开始全面工程研制，1972年2月进行60h飞行前规定试验、1973年10月通过150h定型试验。1974年11月交付空军使用。 F100-PW-200 为适应单发飞机的需要作了一些修改，采用复式燃油泵和备份控制系统或数字式发动机控制系统。 F100/PW1115 F100发动机的无加力燃烧室的改进型。 F100-PW-220 采用了新型风扇和压气机，改进了低压涡轮、数字式发动机电子控制系统、加力燃烧室和加力燃烧室双点火系统，提高了核心机寿命。通过采用数字式发动机电子控制系统，使发动机在整个飞行包线内或发动机寿命期内无推力衰减，并可连续监控发动机状态。 F100-PW-220E 通过采用一套改型组件可以把早期的F100发动机改进成具有标准构形的F100-PW-220发动机。使早期的F100发动机具有与F100-PW-220发动机相同的可靠性、维修性和适用性，同时降低发动机的生产费用。采用了最先进的热端部件、数字式发动机电子控制系统、齿轮式主燃油泵和发动机诊断装置。1987年10月在F-16上做了首次飞行试验，1988年投入使用。 F100-PW-220P F100-PW-220E的改进型，以前称为F100-PW-220E+。1991年中期开始改进工作。它是将F100-PW-229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。 F100-PW-229 F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机(F100-PW-229 IPE)或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000h循环。此发动机准备用于F-15E战斗机。1989年5月在F-16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100-PW-229分别在F-16和F-15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。 IPE-92 F100-PW-229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100-PW-229的相同。 IPE-94 F100-PW-229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100-PW-229增加13%。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F-15E和F-16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。 F401 F100-PW-100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年9月12日装在F-14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F-14B飞机停止发展，F401计划也撤消。
编辑本段构造简述
结构和系统 进 气 口 皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。 风 扇 3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6-6-2，盘材料为Ti8-1-1。轴用Ti6-4电子束焊接而成。F100-PW-220采用了较高流量的风扇。F100-PW-229的风扇采用损伤容限设计。 高 压 压 气 机 10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8.0。F100-PW-220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100-PW-229的压气机采用损伤容限设计。 燃 烧 室 短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100-PW-220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。 高压涡轮 2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR-M200加PWA73涂层。F100-PW-220和F100-PW-229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。 低压涡轮 2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。 F100-PW-229的转子叶片为定向凝固材料。 加 力 燃 烧 室 可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。 喷 管 平衡梁式收敛-扩张型。 控制系统 F100-PW-100和-200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。 F100-PW-220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特德和汉密尔顿标准公司提供。F100-PW-229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。 F100发动机立体剖视图
[1]
编辑本段技术数据
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?h)] F100-PW-00 2.31 -200 2.30 -220 2.21 -229 2.00 最大连续耗油率[kg/(daN?h)] F100-PW-100 0.720 -200 0.720 -220 0.700 -229 0.660 推重比 F100-PW-100 7.8 -200 7.7 -220 7.4 -220E 7.2 -229 7.9 IPE-94 9.5 空气流量(kg/s) F100-PW-100 101.1 -200 101.6 -220 103.4 -229 112.4 IPE-92 114.0 涵道比 F100-PW-220/-220E 0.6 -229 0.4 总增压比 F100-PW-100/-200/-220/-220E 25.0 -229 32.0 IPE-92 34.0 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