作为美国强大力量的象征，航母一贯是展现“山姆大叔”肌肉的急先锋。航母在扮演这一角色时，其最大助力就是舰上部署的各种用途的舰载机，特别是性能优异的舰载战斗机。在冷战白热化时代，美国海军的F-14“雄猫”舰载战斗机可谓是展现美国国力的头牌明星，尤其是随着阿汤哥《壮志凌云》的宣传，更让许多军事爱好者为“雄猫”痴迷。

正是F-14战斗机的风头一时无两，美国航母上的另一舰载机F/a-18“大黄蜂”战斗机一直以来都让人忽视。F/A-18战斗机自服役以来，一直被F-14战斗机的光芒所遮蔽。同时又饱受航程不足等缺陷的限制，被戏称为“塑料虫”，在F-14战斗机面前是个十足的“跟班小弟”。但不可否认的是，“大黄蜂”战斗机是以成熟的设计、优良而可靠的特性，在服役初期故障率远远低于同时代的第三代战斗机。而其多用途性明显大大增强了航母舰载航空兵的作战灵活性。

冷战结束后，独孤求败多年的“雄猫”虽然战力强悍，但失去对手的F-14战斗机一时无用武之地，高昂的运行成本则成为压倒F-14的最后一根稻草。而F/A-18战斗机凭借优异的性能，灵活多变的作战能力，高效的运行成本，逐渐壮大家族，最终“大黄蜂”和“超级大黄蜂”一统美国航母甲板，证明了自身的价值。即使第四代战斗机（目前美国称第五代）F-35“闪电Ⅱ”已逐渐开始列装，在未来相当长时间内，“大黄蜂”家族仍能凭借强悍的性能在美国航母甲板上占据一席之地。

其实，“大黄蜂”战斗机之所以站稳美国海军航母甲板，与其优异的性能、较低的使用成本、多变的作战能力有着密不可分的关系，而这些亮眼的性能背后，是看似默默无闻，但却是“大黄蜂”最根本的一项绝技——性能优异的F404发动机。F/A-18战斗机正是凭借这颗脉搏强劲的“大黄蜂之心”，才能在舰载机领域捍卫自己的一片天空。

在理清楚“大黄蜂之心”前，先简单介绍一下“大黄蜂”的问世背景以及美国的航空发动机核心机发展计划。这就是后来在航空工业史上有名的“NG大战”和美国燃气涡轮发动机核心机计划。

NG大战

说到F/A-18战斗机就不得不提到F-16战斗机。F-16、F/A-18这两款分属美国空军和海军旗下的招牌战斗机，两者本不应该有所交集，但这两款战斗机的研发理念（多用途性低成本）、承担角色（分别担任F-15战斗机和F-14战斗机的补充力量）及使用范围（两者均大量装备美军，且均大量对外出口）等方面都有着诸多相似之处。两者从诞生、发展到壮大都相互竞争，可谓是“一生之敌”。顺延到它们的研发公司美国诺斯罗普公司（Northrop）和通用动力公司（General Dynanric），也是相互竞争，相互合作，共同演出美国军工界一幕“NG大战”的连台好戏。

笑傲上半场的“G”

F/A-18战斗机的起源可以追溯到一个美国空军的战斗机设计计划。对于一架海军飞机，这确实是件有意思的事。

在20世纪60年代，美国空军根据越南战争的实际使用经验，以及死对头苏联空中力量的发展，谋求一款新型战斗机。这就是后来麦道公司的F-15“鹰”战斗机的问世背景。F-15战斗机在很大程度上证明了重型战斗机的实用性，它在美国、以色列、沙特等国服役之时取得了诸多空战胜利，给人留下了深刻印象。可以说F-15战斗机就是那个年代的战斗机“机皇”。且这种优势一直延续了好多年，直到后来苏联的苏27系列战斗机的出现才打破“傲气雄鹰”横行天下多年的风头。

虽然，F-15战斗机的性能强悍，但高性能是建立在高价格上。即使美军这种“不差钱的主”也承受不了。于是，美军内部提出了F-XX的补充方案。几经发展，在1972年美国国会为“轻型战斗机计划”（LWF）单独列出了1200万美元的研发预算，并在1972年1月6日正式向美国军工界发布了LWF的投标申请书，要求飞机具有高推重比、总重量不超过9吨和高机动性。投标申请书中明确提出了主要目标新飞机应充分利用新技术优势，降低在全尺寸研发和生产阶段的风险和不确定，并提供技术选择的多样性，以满足未来军用平台的需要。

至1972年2月18日的最后截止期限，波音公司、通用动力公司、洛克希德公司、诺斯罗普公司和沃特公司共5家制造商提交了技术投标书。经过美国空军参谋部的评审，通用动力公司的401—16B方案和诺斯罗普公司的P-600方案进入了最后的角逐。1972年4月13日，通用动力公司和诺斯罗普公司与美国空军签订了合同，分别发展两架YF-16（72-1567/1568）和两架YF-17（72-1569/1570）。其中，通用动力公司得到了3790万美元的经费，诺斯罗普公司得到了3990万美元的经费。这两个“成本加固定费用”合同涵盖了两架原型机的设计和制造，以及300小时的飞行试验。与此同时，普惠公司（PW）得到了将F-15战斗机的动力系统F100-PW-100发动机进行改型使其适合单发飞机使用的合同；通用电气公司（GE）得到了发展YJ101发动机的合同。这便是后来F404-GE-400发动机的“准生证”。

通用动力公司的YF-16验证机采用一套模拟电传飞行控制系统，放宽了纵向静稳定度，以侧置驾驶手柄取代了传统的中置驾驶杆。这些新技术均是由F-16战斗机首次使用。YF-16在创新的同时，也采用了诸多保守的做法，基本上自始至终都采用验证过的系统和部件，而且零部件装配的设计都是为了易于在可能的情况下，使用低成本材料进行制造。在动力系统方面，直接选用了PW的F100-PW-100发动机，从而达到空军战斗机统一动力系统的目的，简化了后勤维护压力。這也是因为估计该型发动机的耗油率比两台YJ101发动机低很多。而且研究也表明，使用双发布置并没有太明显的优势。后来，通用动力公司发现采用两台发动机可以提供更多的冗余。这也是后来F/A-18战斗机能在海军那里扳回一局的重要原因之一。

诺斯罗普公司研发的YF-17验证机可以说是诺斯罗普公司战斗机系列的巅峰。有着浓厚继承性的YF-17验证机，是由1965年李·毕根领导的N-300工程演化而来。实质上，N-300工程是在F-5E战斗机的基础上，进行了加长机身和翼根前缘延伸小边条的改进。诺斯罗普公司为N-300工程选择的动力系统时立刻想到了老伙伴——GE，希望GE能为N-300工程提供两台合适的发动机，即J85涡喷发动机。而对老合作伙伴伸来的橄榄枝，GE立刻便答应下来。根据N-300工程的设计要求，GE立刻否定了J85涡喷发动机，将自己的单台推力达到40千牛的涡扇发动机GE-J1A1介绍给诺斯罗普公司。

面对老伙伴的实质性建议，诺斯罗普公司立刻放弃了J85发动机，转而选择GE-J1A1发动机，并配合GE同时修改动力系统。两年后的1967年，N-300工程的设计已经演化为P-350项目。同时，动力系统也升级为GE15J1A2型发动机（单台推力提升到45千牛）。后来，又被单机推力达到58千牛的GE15J1A5型发动机取代。这种发动机是采用了由装备B-1A轰炸机的F101发动机的等比例缩小的核心机，并具有产生25：1的压缩比的10级压气机；不过，GE15核心机0.25的涵道比非常适中，气流除了冷却发动机的后机匣外没有太多别的用处。因此，GE15核心机常被戏称为“漏气”的涡喷发动机，而非真正的涡扇发动机。不过，这一布局也为YF-17验证机带来一个好处——由于旁通空气的存在，使得发动机舱只需很少的冷却空气，而且可以使用更轻质的低成本材料制造。

发动机的空气由卵型进气道口经长长的进气道引入。这种卵型进气道最初也安装了类似于F-104的可动半圆锥形中心体。到了1971年，得出了“马赫数2.0的速度特性并不是十分必要”的结论，中心锥也因此取消。差不多与此同时，进气道的长度缩短了，进气口位置也在翼根前缘延伸边条下面进一步后移。1971年对进气口还做了进一步的修型，最终的形状像一个倾斜的字母“D”，其前缘稍微有些圆滑。进气口的顶端距离翼根前缘延伸边条的底部0.1米，而且用一块大的矩形隔板将进气道与机身分开，以防止边界空气进入发动机。

1971年1月28日，诺斯罗普公司正式向外界展示P-530“眼镜蛇”验证机。不过，外界对此设计没有什么印象，没有延续其前辈F-5的足迹，一张订单也没有捞到。后来，飞机的实体模型在巴黎航展展出，仍是没有买主。事实上，很少有哪国空军愿意订购连自己开发国家都不能服役的“纯外贸”战斗机，而“眼镜蛇”的“兄长”F-5战斗机可谓是一个罕见的例外。这主要是由于美国政府的军火采购费用中，有不少都做了对外援助。

在国外没有引起反响，诺斯罗普公司便转向美国空军，推销P-530验证机的各种改型。但美国空军此刻眼中只有F-15战斗机，根本不愿资助P-530项目。但是美国空军却富有远见的支持P-530验证机的动力系统——YJ101验证机（由GE15J1A5演化而来），向GE拨款1000万美元，让它继续开发GE15发动机。正是美国空军这种富有远见的1000万美元的拨款，有力的推动了YJ101验证机的深入发展，为后来YF-17验证机逆转YF-16验证机打下坚实的基础，也为此后F404-GE-400的诞生打下来技术基础。

1971年，当美国宣布LWF计划时，诺斯罗普公司将P-530的设计修改为P-600，从而进一步发展为YF-17A验证机。作为多用途设计的P-530具有良好的对地攻击能力，而P-600验证机追求的是纯粹的空优作战性能。正是这种转变，为此后F/A-18战斗机的“多面手”形象的塑造埋下伏笔。

YF-17A验证机采用了两台GE的YJ101-GE-100型涡扇发动机。该发动机的单机推力为62千牛，由P-530上使用的GE15型发动机改进而来。这两台发动机的安装位置很近，以便减小单发失效时引起的非对称效应。1974年4月4日，首架YF-17验证机出厂，1974年6月9日首飞。

YJ101-GE-100型发动机通过两个推力支架和为每台发动机准备的后固定支座进行安装。拆卸发动机时只需将它们从发动机舱中垂直地放下即可，不需要断开与尾翼控制装置有关的任何连接。附件传动系统由两个装在机体上的变速箱组成。他们由发动机驱动，与一个公用起动机的变速箱相连。在拆卸发动机过程中变速箱留在机体内，传动轴则机械地断开，以免干扰飞机的其他系统。

YF-16和YF-1 7之间的评估试飞从两家签约公司完成初步的飞行验证后不久就开始了。F-16“战隼”、F/A-18“大黄蜂”这对“一生之敌”正式拉开了此后数十年的恩怨大幕。链接

YJ101发动机

20世纪60年代，为了满足P-530“眼镜蛇”的发展需要，GE开始研究先進战术战斗机发动机的方案。当然，在正式开始动工之前，GE根据P-530的需要，为YJ101发动机确定了以下几点原则：

·在性能、推重比、采办与使用费用和研制风险方面达到综合平衡；

·在主要作战区具有最大的安装性能；

·能够在无失速工作，特别是在极端的机动瞬态更是如此；

·在整个飞行包线内具有加力燃烧室点火能力；

·在战斗机上和日常维护时，发动机结构按易于安装进行定制；

·采办和全寿命周期费用低。

通过这几点原则，我们可知，GE在研发YJ101发动机之时，将结构简单、工作可靠、维护费用低廉方便作为重点优先考虑的重点，且一直贯彻到整个发动机的研发过程。而对发动机的推重比和耗油率这一十分重要的军用硬指标却给予了足够的弹性空间。也正是PW的F100-PW-100发动机最为“头疼”的地方。

设计原则确立后，GE便立刻对YJl01发动机展开设计，即便作为业界顶尖存在，GE也并不敢冒失的在YJl01发动机上采用过多的新技术，而是比较保守的采用了当时其取得成熟技术（主要通过美国先进涡轮发动机燃气发生器技术的研究成果以及该公司的GEl/10、F101[GE9]、TF34等发动机所取得的成熟技术），先后研究了多种方案，最后选定了介于涡喷和涡扇之间的YJl01连续引气军用涡扇发动机方案。

YJl01发动机包括3级风扇、7级高级压气机、环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、可调收敛一扩散喷管、常规的机械一液压控制系统及自包容的发动机润滑和电子系统等重要系统。其主要特点包括以下几个方面：

·利用从10级压气机的中部连续向后引出的不同流量空气，高效地冷却高压涡轮和加力燃烧室，进而提高涡轮进口温度和加力燃烧室温度；

·增压比较早期涡轮喷气发动机的提高1倍，单位推力比当时涡喷发动机的增大10%～15%；

·安装阻力较普通涡扇发动机更小；

·战斗机采用固定式进气道，在很宽的飞行范围内，发动机进口气流畸变比普通涡扇发动机更小；

·冷却气流都在发动机内部，故喷管设计较为容易；

·加力燃烧室耗油率较加力式涡扇发动机的低20%，但是巡航耗油率比涡扇发动机的高10%。

20世纪70年代，YJ101发动机的研发工作正式开始，于1972年技术定型，其压气机、燃烧室试验和全尺寸研制工作于1971年开始。1972年4月被选为YF-17的动力系统。GE得到军方2000万美元的研制经费，并签署了研发合同，包括完成发动机研制工作、对发动机的飞行鉴定、并生产6台供飞行试验用的发动机。第一台YJl01发动机试验于1972年7月，第一台飞行试验型发动机于1973年12月交付。在此期间，4台工厂试验型发动机和一台核心机累计完成了950小时的试验，其中包括100小时的高空台试验（在阿诺德工程研制中心完成）。

在这份合同签署后的5年里，GE对YJ101发动机完成了地面试验和飞行试验，较好的验证了YJ101的设计。同时，GE也利用新取得技术对YJ101进行改进。这些改进主要是提高发动机高压压气机、高压涡轮和低压涡轮的性能，以及改进加工工艺和材料，如，YJ101的新C形集油槽的零件数量较原结构减少21个，达到重量更轻，费用更低，维护更简单的效果；高压转子采用惰性焊接结构，取代螺栓连接结构，大大减轻重量，且对工艺提出更高的要求。正是这些技术的改进，为以后F404发动机的诞生奠定了坚实的技术基础。

YJ101发动机与F404发动机的主要改进

·以YJ101发动机压气机为基础，并将风扇直径（风扇叶尖处）增大23毫米，相应地低压涡轮直径增大10毫米。由于风扇进口直径增大，进气流量由59.0千克/秒增大到63.5千克/秒，涵道比也由0.20增大到0.34，发动机推力由66.9千牛增大到70.6千牛；

·将涡轮进口温度提高10℃以上；

·为了平衡发动机前部增大的压力，将加力燃烧室的直径增大56毫米，喷口可随飞行马赫数的变化自动调节，喷口面积比由YF-17战斗机的1.44增大到1.62，

·为了适应海洋环境的使用要求，一些发动机部件采用了相应的防腐措施；

·为了满足舰载环境复飞的快加速性要求，发动机由慢车到中间推力的加速时间为4秒，较常规陆基战斗机发动机缩短1秒；

·为了满足舰上安全降落的要求，增加一个临时功率控制系统。

与此同时，欧洲四国（比利时、丹麦、挪威、荷兰）考虑替换他们的F104战斗机，四国联合起来发布了“世纪合同”，准备对4种战斗机进行评估的基础上选择一个后继机。这4种战斗机分别是法国达索公司的“幻影”F1、通用动力公司的YF-16、诺斯罗普的YF-17和瑞典的萨伯公司的JA-37。LWF计划的胜利者在这4种战斗机中可能占据优势，且四国也希望在美国空军在做决定之前确定美国打算购买哪款战斗机。

竞争刚开始时，人们普遍认为诺斯罗普公司将是最后的胜利者。他们拥有多年的轻型战斗机的方面的经验，以及在最初的P-530工程中投入了大量的时间和金钱都被认为是他们胜出的优势。不过，1975年1月13日当时的美国空军部长约翰·麦克卢卡斯宣布YF-16获胜之时，外界一片哗然。YF-16验证机的速度稍高于YF-17验证机，使用的F100-PW-100发动机与F-15战斗机有通用性。这就大大减小了后勤上的难题。这也是美国空军最终选择YF-16验证机的重要砝码。YJ101型验证机则是一款新型的动力装置，试验相对较少，还需要在专用工具、备件和文件管理方面进行大量的投资。

欧洲四国随后也订购了F-16战斗机，而F-16战斗机也很快成为同代喷气战斗机中产量最大的战斗机。

至此，NG大战的上半场以通用动力公司获胜落下大幕。YF-1 7戰斗机只能接受眼前的残酷现象。但随后在美国海军那里又找到了自尊，完成了对YF-16战斗机的翻盘之战。

掌控下半场的N

如果不是美国海军需要一种新型的战斗机，失去LWF计划的竞争，恐怕就是诺斯罗普公司战斗机设计领域的终结了。然而和美国空军一样，那时的美国海军也面临着同样的问题。“傲气雄鹰”F-15战斗机确立了美国空军未来相当长时间的优势，但高昂的价格压得美国空军喘不过气来。而海军的“雄猫”F-14战斗机成为那时唯一能撑起美国海军航母战斗群的“杀手锏”。但F-14那厚厚的“报账单”也让海军部长头疼不已。

在这种背景下，美国海军表达了对低成本战机的兴趣，希望能为F-14“雄猫”寻找一款相对低端的“搭档”——“试验性战斗攻击机计划”（VFAX）。同样，海军陆战队也希望能找到一款价格低廉的多用途战斗机，而不是类似F-14那样豪华的战斗机。

为了节约成本，美国海军准备对YF-16和YF-17进行评估，希望能在这两款战斗机的基础上发展出自己想要的低成本多用途战斗机。面对美国海军的巨大订单，诺斯罗普公司和通用动力公司均向海军保证，他们各自的飞机都可以发展成为舰载战斗机。于是，刚熄灭不久的“NG大战”再燃战火。

不过，在这两家公司准备向海军VFAX冲刺时，都意识到自己从来没有涉及过舰载机的研发。美国政府也对这一增加的风险非常担忧。为了减少风险，两家公司都在积极寻找合适的合作伙伴。

1974年9月7日，通用动力公司宣布，他们将与沃特（LTV）公司合作，准备在YF-16验证机的基础上提出一种海军空中格斗战斗机。这种海军型飞机将装备超视距雷达并具备拓展的多任务能力。LTV公司在海军飞机很有经验，最近的例子就是F-8“十字战士”舰载战斗机和A-7“海盗Ⅱ”舰载攻击机。

诺斯罗普公司也感觉到，他们的YF-17验证机作为海军空中格斗战斗机有着无限潜力的候选机型。因为，这款验证机有更大的潜力发展成为装备雷达的多用途战斗机。为了弥补自己在海军舰载机方面经验的不足，诺斯罗普公司找到了当时的麦道公司进行海军型YF-17戰斗机的改进。

作为海军航母上使用的舰载机，必须具备诸多海军用特色。与空军使用环境不同，舰载机的主要使用环境主要是茫茫大海，一旦出现意外事故，根本没有备用机场降落。因此，对战机的可靠性有着绝对的硬要求。这让采用双发的YF17验证机在竞争中无形中占据了优势。同时，YF-16使用的F100-PW-100发动机虽然性能强悍，但早期因可靠性问题，曾一度让F-15成为“机库皇后”。在这种大背景下，海军完全倾向于YF-17验证机。

不过，首轮VFAX计划投票，YF-16验证机胜出。这让海军很不能接受，他们向国防部反映，YF-16根本不能满足他们的需要；并通知五角大楼不打算采购YF-16验证机。在随后的4个月里，海军与国会、国防部进行了磋商，试图由竞争失利的YF-17验证机开发出一种海军化的改型战斗机。

1975年5月2日，美国海军正式宣布他们将在YF-17验证机基础上研发一款新战机。至此，后来名扬天下的F/A-18“大黄蜂”舰载机正式进入了研发快车道。1977年3月1日，美国海军部长格拉汉姆·柯莱特将军宣布，F/A-18战斗机被命名为“大黄蜂”。

F/A-18战斗机计划在一系列书面合同签订中继续朝前推进。1975年11月，GE得到F404发动机的研发合同。1976年1月22日，麦道公司得到9架单座和两架双座的全尺寸发展型（FSD）合同。

YF-17验证机使用的YJ101涡扇发动机被改型的F404-GE-400发动机取代，后者在加力状态下可提供70.2千牛的推力。F404的涵道比为0.34，这使它更像一台真正的涡扇发动机，而不是“漏气的涡喷发动机”。这种发动机与J79型涡喷发动机相比，推力基本相当，但重量只有后者的一半。而长度缩短了25%，零部件减少了7700个。与其他新近的发动机相比，F404发动机遇到的研制问题相对较少，而且在大迎角下也能很好地抑制压气机失速。F404发动机的响应性能非常显著，能够在短短的4秒之内从慢车状态加速到全加力状态。这一特点，正好适合在有限的航母甲板上进行弹射起飞使用。

GE核心机发展计划

核心机（Core Engine）有时候也被成为燃气发生器（Gas Generator）。严格讲两者是有区别的，燃气发生器有单、双轴之分，通常将高压部分（高压压气机+燃烧室+高压涡轮）称为核心机。核心机可以作为燃气发生器，但双轴发动机的燃气发生器除了核心机外，还要包括低压压气机和驱动压气机的那部分低压涡轮。如果研制成功一台高性能核心机，通过搭配相应的低压部分，可发展出一系列不同类型的动力装置。此外按照相似理论将核心机尺寸放大或缩小，来扩大衍生发动机的推力或功率范围，这就是所谓的“核心机衍生发展”模式。

1959年美国空军根据这些思想，正式开始实施“轻重量燃气发生器”计划（Lightweight Gas Generator），后来改称为“先进涡轮燃气发生器计划”（ATEGG）——这是一个由美国军方牵头，工业界（主要有PW公司、GE公司、艾利逊公司、加雷特公司、特里达因公司等）共同参与的先进航空技术预研计划。燃气发生器属于涡轮发动机的核心部分，其性能高低决定了发动机的总体水平，技术难度也是最大。开始ATEGG的主要目的是通过先期研究关键计划，并经装机环境下（核心机）的试验验证，进而降低型号研制的技术风险，缩短周期，减少成本。GE在这方面的工作更具有代表性，自1963年以来，该公司已经研制了五代AI-EGG，公司编号为GE1、GE14、GE23、GE29、GE37（空军统一编号为XTE45），现在又研发了第六、七代。

1963年，GE在ATEGG的支持下，研制出了首台“先进核心机”——GE1。GE正是在这个GE1核心机上开花结果，衍生了出了GE现今名扬天下的发动机家族。

GE1核心机由14级轴流式高压压气机、环形燃烧室与两级冷却式高压涡轮组成。主要参数：推力约为22千牛、空气流量：32千克/秒、增压比11。压气机前5级静子可调，直径0.61米，长度1.78米。后来设计人员在GEl核心机基础上又衍生除了3个比较重要的验证机——GE1/6、GE9和GE1/10。

·GE1/6：高涵道比涡扇缩型试验机；

·GE1/10：双轴加力涡扇验证机，加力推力80千牛，推重比7。1969年，设计师通过改进GE1/10又派生出了F100-GE-100/400高推重比涡扇竞标方案，最高推力130千牛。尽管由于在一次关键试验中发动机发生风扇叶片断裂，使得该方案输给了PW的F100-PW-100/400方案，但其整体设计已经达到了第三代发动机的先进水平。相比GE1，F100-GE-100的高压压气机级数减少了一半（8级，增压比为8），主燃烧室长度缩短40%，涡轮前温度达到1650K。

·GE9：F101验证机。1969年击败PW的JTF20验证机获得战略轰炸机（AMSA，即B-1）配套动力的研制合同。GE9核心机综合了F100-GE-100、GE1/10等众多型号的科研成果，引领着那个时代燃气涡轮动力的技术方向。此后还诞生CFM56、F101DFE/F110以及YJ101（F404的前身）。

F404系列发动机

言归正传，在介绍了F404发动机问世背景后，我们正式来认识一下“大黄蜂之心”——F404发动机。F404发动机为双转子、带加力、低涵道比涡扇发动机。采用了模块化设计，使用了一个3级风扇和一个7级高压压气机，分别由一个单级涡轮驱动。燃烧室是通流环形燃烧室，加力燃烧室从最小到最大推力完全可调。截止到2010年，F404发动机在10个国家使用，配装数量超过3700台。

链接

F404发动机的设计指导思想

作为美国的航母舰载战斗群中重要的一个环节，F/A-18战斗机具备十分明显的舰载机特色（高可靠性、好的维护性、以及急加速性）；同时又着重考虑其在美国航母战斗群里所承担的任务（强调机动性的制空作战，以及对地/对海攻击的双重任务）。F404的设计和研制极具挑战性。在F404发动机研发之际，PW的F100-PW-100因过渡强调性能而忽视可靠性和维修性，在使用中屡出事故，严重影响了作战和使用。因此，在F404的研制之初，美国海军、麦道公司、诺斯罗普公司和GE等组成推进系统一体化小组（PSIB），确定了设计思想：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。在这大的指导思想下，PSIB对F404的具体设计原则做出了以下排序：将不受限制的使用能力、较好的舰载适应性放在第1和第2位，将较好的可靠性和维修性放在第3位，之后依次为最低费用、最轻重量和最高性能。

不受约束的使用能力

作为战斗机的动力系统，在变化不定的战场上，存在着诸多不确定因素，因此美国海军将F/A-18/F404这一对组合，不管在平时训练期间，还是存在无数不确定因素的战场上，具有不受约束的使用能力，具体包括：在作战机动工作期间，进气道与发动机很好的匹配，提供较大的进气畸变裕度；在空对空作战与空对地武器发射期间，发动机具有较好的燃气吞咽裕度，保证无喘振工作；在整个飞行包线内，油门杆操纵不受约束；在较低的空速下，发动机具有可依赖的空中启动能力；良好的包容性；良好的加力点火能力和稳定燃烧品质。这些能力通过进气道/发动机匹配、武器发射相容性、发动机操纵特性、空中启动特性等方面来满足。

舰载环境适应性

为了满足舰载环境要求，F/A-18战斗机推进系统需要具有以下特性：弹射蒸汽吞入容限；自包容的发动机起动系统；为在航母甲板上工作期间降低飞行员的负荷所需要的较低的地面慢车推力；优化油门的敏感性，以满足舰上降落要求；采用油门自动控制系统，以实现非手动油门舰上降落。这些能力通过蒸汽吞入、地面起动、地面慢车推力、油门敏感性、自动油门控制等来满足。

极好的可靠性、耐久性和维修性

海军通过确定发动机功率用法，执行新的150小时面向任务的耐久性试验，750小时的模拟任务耐久性试验，1000小时的加速使用试验，可靠性跟踪，维修性验证，可靠性和维修性奖励，飞行发动机状态监控系统，以取得高的可靠性和好的维修性。

a、可靠性

美国海军把高可靠性作为对F404发动机优先考虑的问题之一。为了达到这一目标，美国海军确定一些难度大的可靠性指标：模拟任务耐久性试验为平均故障间隔时间为72小时；在F/A-18战斗机上完成加速使用试验平均故障间隔时间为100小时；在F/A-18战斗机上完成初期飞行试验平均故障时间为264小时。

b、耐久性

美国海军特别强调F404发动机的耐久性。GE采取了以下诸多措施，来满足计划的目标：

·采用具有较强抗外物损伤能力的低展弦比低压压气机转子和静子叶片，提高抗冲击能力；

·采用带凸肩的第1级的低压压气机转子叶片，提高抗振动能力；

·采用带凸肩的压气机静子叶片，提高载荷分担能力；

·在外涵道安装高压压气机可调静子叶片作动环和连杆组件，减少处理和安装损伤；

·采用低展弦比高压涡轮转子叶片，提高抗冲击能力；

·在所有的压气机和涡轮转子级上采用抗磨腐蚀涂层，提供瞬态碰撞摩擦能力和允许压气机机匣和转子修理；

·采用18个支板前框架，提高载荷分担能力；

·采用相对较大和较重的部件，在维护时可减少损伤；

·高压压气机第1和第2级、第4～7级焊接在一起，以更好的固定平衡件和减少紧固件；

·采用抗腐蚀合金Inonce1718、Ti和A286替代Cr403或B5F5

·冷却外表面，以减少冷却空气需要量和为发动机附件提供低温环境。

型号规范中有关结构试验和分析

项目：低循环疲劳；

要求：进行相当于1个发动机寿命周期的试验，冷端和热端部件分别进行3500和1750个起动一停车循环（实际试验广泛的多）；

试验结果：对发动机热端部件（高、低压涡轮，燃烧室及加力燃烧室机匣）进行1750个循环（起动-中等推力-停车）的海平面静态低循环疲劳试验；对某些冷端部件进行了3500个循环的低循环疲劳试验；对发动机进行了相当于一个发动机寿命周期的试验。

项目：发动机压力容器与机匣试验；

要求：燃烧室机匣以两倍的最大工作压力进行试验，不发生破裂；

试验结果：规定发动机机匣与承受燃气压力负荷的部件至少应承受2倍最大工作压力而不破裂。在燃烧室机匣的试验中，当压力增加到最大工作压力的2.22倍时，才在一个应力集中点处产生局部屈服。

项目：强度与寿命；

要求：应力分析和振动，应力试验（包括发动机系统振动试验，转子叶片和导流叶片气动力试验以及附件齿轮箱试验）；

试验结果：在飞行前规定试验和定型试验期间，对发動机进行详细的强度和寿命分析。对认为不能满足要求的部件（如第1、第3级风扇盘）进行了重新设计。对有的零部件需要更换材料（如高、低压涡轮盘）。有的零部件可能出现裂纹（如高压涡轮导向器）但可继续使用。有些零部件多次修理仍然不行就要进行重新设计，如4号轴承。

项目：蠕变；

要求：蠕变分析和定型持久试验；

试验结果：在零部件的任务寿命周期（大多数为4000小时）内，发动机零部件蠕变量不超过蠕变极限0.20/0，为了不使蠕变成为发动机的主要问题，一般进行150小时定型持久试验。F404发动机所有零部件都成功的完成了150小时定型持久试验，没有出现大的蠕变。

项目：包容性；

要求：进行分析和地坑旋转试验；

试验结果：对风扇单元体、高、低压涡轮和前压气机转子组件进行了包容性试验。这些机匣都成功的包容了损坏的叶片。

项目：转子完整性；

要求：完成MIL-E-5007D要求的超转和超温试验；

试验结果：在低压涡轮进口温度超过最大允许稳态温度42℃条件下运转5分钟。结果表明发动机没有损坏。压气机和风扇转子组件的超转试验，在模拟的115%最大稳态转速和最高燃气温度下运转5分钟。

项目：盘破裂；

要求：以最大允许稳态转速的115%进行旋转试验；

试验结果：规定盘的破裂转速不得低于122%最大允许稳态转速。事实上，只要通过超转试验就能满足这项要求。

项目：振动；

要求：在高空条件下进行振动（包括加速应力谱）测定；

试验结果：在稳态和瞬态情况下进行发动机振动测试，没有出现明显的破坏性振动。

项目：外部施加的力；

要求：对机匣和安装座进行分析，并进行发动机静负荷试验进行分析；

试验结果：发动机静结构应能承受惯性力、陀螺力矩和推力的最大组合以及来自安装节的合成反作用力。这些零部件在承受1.5倍机动过载时不产生明显的裂纹、翘曲或永久变形。

经过上述诸多一系列富有成效的试验，F404发动机达到甚至超过了计划的可靠性目标：模拟任务耐久性试验的平均故障时间为263小时，远远超过了计划的72小时；在F/A-18战斗机上完成了加速使用试验的100小时中没有出现故障；在F/A-18战斗机上完成初期飞行试验平均故障间隔时间为281小时，也长于计划的264小时。

设计费用

在战斗机发动机的全寿命周期成本中，安装和备用发动机的成本占37%，初始和保障备件的成本占8%，发动机制造成本占45%。因而发动机设计成本对全寿命周期成本具有很大的影响。

通过合同商与政府就根据军用规范提出的战斗机性能、任务和可靠性等方面的要求协商、制造费用与质量的折中、影响使用和保障费用因素的优化，通过F404发动机项目经理组织设计工程管理人员、财务管理人员、制造管理人员和综合后勤保障管理人员对费用进行控制，也通过采用改进的制造技术和简化设计，F404发动机的全寿命周期费用（以1000台发动机为基准）与J79发动机相比降低了11%。

在飞行任务相同，战斗机性能相同条件下，按照美元不变价格计算，F404发动机的全寿命周期费用估计为J79发动机的68%左右。在可比条件下，零件、维护、备件等减少57%，工装设备和备份发动机减少28%，安装的发动机减少26%。

正是因为F404发动机基于GE15核心机研发而来，GE在研发F404发动机之时并未对GE15核心机最具技术含量的高压压气机、燃烧室和高压涡轮进行任何改动，只是对别的零部件进行针对性的改进发展。

首先改进的便是将GE15核心机的压气机的直径放大，使之成为风扇。同时将低压涡轮和加力燃烧室稍作放大，涵道比随之由YJ101的0.20提升到0.34；与其同时，涡轮进口温度提高约100C，发动机的推力比YJ101验证机增加约17%。风扇由一个单机低压涡轮驱动，风扇排出的大约1/3空气经过旁路进入加力燃烧室，供燃烧和冷却使用。7级高压压气机由一个高压涡轮驱动。第1和第2级压气机的定子是可调的，而第5级压气机的空气用于发动机的防冰系统。一组可调进气导向叶片安装在风扇和压气机的前面，引导进入的空气处于最佳角度，以利于发动机工作。雾化后的油和压气机排出的空气，在燃烧室里合并被点燃，然后穿过压气机和风扇涡轮，由发动机喷口排出。

加力燃烧过程加入了更多的雾化燃油，与燃烧室排出的气体和旁通的风扇排出的空气混合，从而产生附加推力。在整个飞行包线中，电控装置、可变排气喷口、主燃油控制以及加力燃烧燃油控制，保障了发动机的协调工作。由压气机转子驱动的发动机附属变速箱，为润滑和回油油泵、可变排气喷口的动力装置、交流发电机、主油泵以及加力燃烧室油泵提供动力，发动机由安装在飞机上的辅助动力装置来启动。

由于F404发动机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启动器。因此飞机与发动机只有11个接头，除去冷却时间，更换一台发动机仅需21分钟。可以说，维护量十分的小，完全符合海军追求的低维护要求。

在研发F404发动机之时，美国海军根据以往的使用经验，将发动机的可靠性、可维护性要求提到近乎“苛刻”的地步，且决不让步。其实美国海军这种做法无可厚非。作为舰载战斗机的动力系统，若可靠性出现问题，在茫茫大海上根本没有降落之地；无法及时出动战斗机，贻误战机，说不定就会输掉整个战争。同时，当时美国空军采购的F100-PW-100发动机因为可靠性问题可是吃足了PW的“大爷”苦头。

在这种要求下，GE改变了以前只强调性能，而忽视可靠性和维护性的做法，把发动机的适用性、可靠性和维护性放在首位，采取经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持發动机结构简单、费用合理和减少风险，这种做法对F404发动机的顺利研制成功和赢得市场起到了重要作用。

为了满足维修性要求，F404发动机在设计简单性、更换快捷性、发动机诊断系统、单元体设计等方面进行了优化设计。

简单性

F404发动机采用了最先进的发动机技术实现结构简单化和零部件少量化，以达到最高可靠性、最低成本和高性能。例如，采用3级风扇，而不是采用效率更高和耗油率更低的4级风扇；通过采用小涵道比与先进零部件相结合，实现由两个单机涡轮分别驱动风扇和压气机，只用3个承力框架和5个轴承支承发动机的两个转子，进而使发动机总长度缩短。

发动机更换快捷性

发动机采用由轨道引导的安装方法在安装车上实现发动机升降，实现发动机安装车从侧面到达战机，从机体底部安装，实现了发动机在战机的阴影区安装的目的。大大减小了在航母上的工作空间。

发动机的拆卸不需要快速拆装组件，发动机从运输车上直接在战机的任何一侧即可安装。战机与发动机的一系列安装接口都是按照规定要求设计好的，不需要地勤人员处理，实现了在16.7分钟内完成发动机的拆卸。

发动机诊断系统

除了采用孔探仪检查孔、碎屑判定器、滑油采样装置、X射线照相设备和应急涵道指示器等不需机上计算机进行数据记录和存储的被动状态监控系统之外，F/A-18/F404还采用了完全一体化的飞行发动机状态监控系统。该系统能够监控发动机工作，提供发动机参数超限、传感器故障和滑油不足等报警信息，以决定是否进行维护。该系统同时还能监控和记录发动机工作时间、油门循环、热端部件寿命等诸多信息，根据发动机实际使用数据，而不是根据飞行时间来完成定期维护，避免还有一定有限寿命的零部件的拆卸，節省了费用和改善了备件计划。

极好的发动机机上可进入性

F/A-18战斗机上设置了很大的发动机装卸口，可不受限制的进入安装的发动机的下部；发动机上还有部分设备直接暴露在外，方便进行系统维护。

发动机上配有13个孔探仪检查孔，其中11个是在发动机安装在战机上可用的，这大大减少了不必要检查带来的发动机拆卸。

单元体设计

F404发动机共有风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和加力燃烧室6个单元体。单元体设计可以减少发动机脱线时间，也能减少备件数量和修理设备。

不需要发动机平衡

发动机换装后，只需进行少量的低泄露检查，不需要进行大功率的运行，大大节省了用户的维护费用，延长了发动机可用寿命。

此外，还将附件和齿轮箱安装在发动机下部，以方便检查；采用安装可靠电气插件，以减少维修；采用不带保险丝的紧固件，以方便场外维护等。

F404发动机为了优化结构，采用了单元体设计原则，全机分为6个单元体。若出现质量问题，只需将所需更换的单元体拆下，换上新的单元体。新的单元体在出厂之前都经过专门的调教，根本不用担心匹配问题，只需简单的调试即可。战机的左右发动机可以互换，采用了状态监控措施，所需维护性大有改善。

应该说，F404发动机是第一台从设计开始便将可靠性、可维护性摆放在首位的发动机。F404发动机的总体维护统计是十分骄人的，发动机已经要求每1000飞行小时少于两次进厂修理，飞行过程中停车记录更是惊人，平均每两次之间为6500小时。这意味着一位普通飞行员可能一次空中停车这种噩梦都没有经历过便安全度过其整个飞行生涯了。

GE在设计F404发动机之时，采用了当时工业界刚流行的“智能化”思想来设计发动机。发动机的控制系统调节速度、温度水平以及加力和非加力工作时的燃油流量。通过一个发动机飞行状态监控系统（IECMS），发动机自身可以对重大故障和零部件的使用寿命进行监控。可以说，F404发动机的“如此聪明”为其后的维护工作量的降低打下了坚实的基础。

按照1975年美元币值计算，F404发动机的全面研制费用为3，36亿美元（不包括YJ101验证机的费用）。

美国海军在F404發动机定型之时，便授权GE对其进行改进升级，提出了性能增强型的（EPE）计划。GE也利用诸多新技术对其进行改进升级，其推力指标就有了明显的提高，F/A-18A/B和早期的F/A-18C/D装备的F404-GE-400发动机的最大推力为47千牛，加力推力为70千牛，后来的C/D型（始于1991年1月的第36批次）采用了F404-GE-402型，非加力最大推力达到了54千牛，加力推力提升到了78千牛。

GE在F404发动机的改型的设计准则是：满足减少爬升时间的要求，保持2000小时的美国海军任务热端部件的寿命要求，维持与F404-GE-400型有较大的通用性。根据后来公开资料可知，F/A-18战斗机换装了F404-GE-402发动机后，在，飞机爬升至15100米高度、飞行马赫数达到1.0的时间缩短了31%；在飞行马赫数为1.6、高度为10668米时，最大加速性改进27%；在飞行马赫数为0.9、高度为3048米时，其典型作战机动情况下的单位剩余功率增加18%。 （未完待续）

编辑：石坚

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