在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机采用了类似鸭式气动布局，如瑞典的Saab-37“雷”、JAS-39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44和苏-33，以及西欧四国合作研制的EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。
那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢?
高低速性能好
采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。
配平升力高
飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼-10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼-9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼-lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。
相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很多。(2)鸭式布局配平问题不好解决。一般情况下。鸭翼的负荷要比尾翼大，往往为尾翼的3～4倍。因为把鸭翼放到前面，全机焦点随之前移，重心也需向前调整。这样鸭翼离重心的位置近，力臂短，使它的配平能力受到限制。再加上主翼对前翼有上洗，在大迎角时前翼容易先失速。这对起飞着陆和大迎角机动来说是不利的。直到上世纪60年代末瑞典人研制成功Saab一37飞机后，这些缺点才得到了一定程度的克服。作为M数为2一级的飞机，Saab一37没有采用复杂的增升措施就使起降距离缩短N400多米，达到了短距起落的要求。这一成就引起了国际上的广泛注意。Saab一37采用的是近距耦合鸭式布局，利用前后翼间脱体涡的有利干扰实现了高升力。(3)由于脱体涡在主翼面上的生成、发展、破裂和漂移对飞机的升力和纵横向的力矩特性影响很大，使得纵向力矩曲线出现极严重的非线性化，并导致了飞机的操稳品质变差。为了解决这一问题，常规鸭式布局飞机不得不增大飞机的安定度，以求得纵向力矩曲线变得较直。这样一来，飞机的配平阻力增大，前翼的配平能力减小，导致飞机的机动性和起降性能变差。
解决的办法-之一是采用电传操纵系统，放宽静稳定性。
利用脱体涡获得高升力
人们通过实验发现：45度以上的大后掠角薄翼在迎角很小时，气流就从前缘分离，并卷成一脱体旋涡。此脱体涡的涡心压力很低，由于上下压力差的作用，使得翼面的升力有所提高。我们知道，三角翼总升力等于位流升力和涡升力之和。
位流升力是根据位流理论计算出来的升力。可见，由于有了涡升力，三角翼的升力线斜率和最大升力系数等均大大提高。如果把大后掠角的鸭翼和主翼近距耦合配置，便会产生有利干扰，而脱体涡的效率会更高，涡升力也更大。当鸭翼置于主翼的前上方时，前翼脱体涡因进入了主翼上表面的低压区而有利于涡心的稳定，延迟了旋涡的破裂并提高了前翼的失速迎角。此外，前翼脱体涡不但在前翼上诱导出涡升力，而且它在扫过主翼上表面时也给主翼诱导出一个涡升力。前翼涡的存在还有助于控制在主翼上形成的前缘涡，而延迟了主翼的失速。由于主翼一方面受到前翼的下洗(内翼段)，另一方面也受到前翼的上洗(外翼段)，所以使总的下洗量减轻。由于这些有利干扰的存在，近距耦合鸭式飞机在大迎角时升力较高，而失速迎角也较大(可达30度以上，而普通后尾式飞机的失速迎角只有十几度)。这对于扩大飞机的机动飞行范围和改善高速飞机的起降性能都具有重要意义。
在前后翼的相互干扰中，除了前翼对主翼的下洗为不利干扰外，其它均为有利干扰，这就使得近距耦合鸭式飞机比相同翼面积的普通鸭式飞机的升力大很多。在起飞状态下，近距耦合鸭式飞机可比无尾三角翼飞机的升力系数高出一倍!
当然，由于下洗的干扰量很大，在小迎角时有利干扰还不足以抵消不利干扰。即便是这样，在小迎角时，近距耦合鸭式飞机的最大升阻比已相当于同级后尾式飞机了。随着迎角的增大，有利干扰量逐渐大于不利干扰量。当迎角达到16度左右时，近距耦合鸭式飞机的有利干扰便超过了不利干扰，其全机升力系数已高于单独前翼与单独主翼升力系数之和，这是普通后尾式飞机所不能及的。因为对后尾式飞机来说。也存在主翼对尾翼的下洗问题，而且此不利干扰还随迎角的增大而增大。即使让尾翼也产生正升力，它的全机升力系数也始终低于两个单独翼面的升力系数之和。
擦地角大
鸭式布局的飞机还有一个优点：由于主翼在后面，机身尾部短，擦地角(机尾触地的角度，由主轮和尾喷口之间的连线与地面水平线之间的夹角确定)可以设计得比较大，这有利于飞机以较高的迎角(14度～18度)起降。而普通后尾式飞机的后机身较长，擦地角往往只有8度、9度。
近距耦合鸭式飞机也还存在着缺点：配平困难的矛盾没有得到根本的解决，这就大大地限制了它的使用范围和性能的发挥。为了克服此矛盾，国内外的飞机设计部门采取了一系列技术。例如采用展向吹气或弦向吹气的方法提高前翼的配平能力；或者采用电传操纵系统和主动技术放宽飞机的静安定余度，把前翼从沉重的负担中解放出来，并且利用前翼和主翼动翼面的协调动作去实现直接升力和直接侧力控制。“阵风”和“台风”及JAS 39等新一代采用鸭式气动布局的战斗机均装有电传操纵系统，可以实现主动控制，所以它比Saab-37更前进了一步，气动性能也大幅度提高。
新型鸭式飞机已经在上世纪90年代崭露头角，而且在气动上它们还大有潜力可挖。可以预言，随着二元喷口、复合材料、前掠、动力增升以及主动控制等新技术的应用，鸭式飞机的性能将会有更大的提高。
本贴是将目前现役最新的鸭式气动布局单发战斗机数据进行对比
JAS-39技术数据：
机长 14.10米(JAS-39A)，14.75米(JAS-39B)
机高 4.50米
翼展 8.40米
机翼面积 25.10平方米
重量及载荷
实用空重 6622千克
内载燃油 2268千克
起飞重量 (无外挂)8500千克
最大起飞重量 (有外挂)13000千克
最大平飞速度 M1.2(海平面)，M2.0(高空)
起飞着陆距离 (简易跑道)800米
限制过载 +9g
有外部燃料下空对空最大工作半径800 km
有外部燃料下空对地最大工作半径800 km
J-10A的技术参数（路边社的资料）
机长： 14.57米
机高： 4.78米
翼展： 8.78米
机翼面积39平方米
空重9000千克
正常起飞重量14100千克
最大起飞重量19,277千克
机内燃油5000升
载弹量5500千克
最大速度2.2马赫
爬升率280米/秒
升限>15000米
有外部燃料下空对空最大工作半径1,850 km
有外部燃料下空对地最大工作半径1110 km
发动机： 1台AL-31FN涡扇发动机或涡扇-10A涡扇发动机
最大推力：112.6千牛(AL-31FN)
转场航程：大于3000千米
最大过载： 7G(持续)/10G(瞬时) (机动过载+9~-3G)
发动机对比:
AЛ-31Ф(AL-31F)
AЛ-31Ф(AL-31F)
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力12258daN、中间7620daN。
现 状 生产
价 格 300万美元
用 途 用于苏-27歼击机。不带加力的AЛ-31Ф曾用于“暴风雪”(БУРАН)航天飞机在大气层中试飞时的动力装置(机上装6台)。改进型还用于苏-35等飞机上。
研制情况
AЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
AЛ-31Ф还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型，但未见详细报道。
AЛ-31Ф(AL-31F)
---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据
结构和系统
进 气 口 进气机匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，导流叶片前缘固定，由来自高压
压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。
风 扇 4级轴流式，增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风
扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，带有机匣处理环
腔，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶
栅。
高 压
压 气 机 9级轴流式。第1～3级盘用电子束焊焊在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊为一个整
体。第7～9级则为单盘，而用长螺栓与6级盘连在一起，第1～6级盘为钛合金构件，第7～
9级则用耐热合金制成。第1～5级转子叶片用钛合金制成，第6～9级转子叶片用耐热合金
制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并
装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1～2级导流器，共三排是可调的。1
～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。
燃 烧 室 环形。有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。
涡 轮 高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组，每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90
片，不带冠，榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组，每组亦为3个叶片。转子叶片
亦为90片，带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中
段由钛合金制成，三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片
均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5%，其中直接引自第二股气流的为7.5%，
主要冷却高压涡轮导向器前缘等处，另一股气流为8.9%，自燃烧室机匣外壁处引出，经设
置在外涵流路中的空气－空气换热器冷却，可使冷却空气降温125～210℃，这些空气中，
占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入，除用于冷却导向叶片外，有4.6%进入高压涡
轮盘前，并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行
冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部，经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压，
再进入低压涡轮叶片。
加 力
燃 烧 室 进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰
稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处
开有大量的防振孔。
尾 喷 管 收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷
口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力
作动改变喷口的出口截面面积。
控制系统 基本部分为机械－液压系统，包括主泵－主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要
附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限
值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械－液压系统控制。还
具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。
AЛ-31Ф(AL-31F)
---内容选择---研制情况 结构和系统 技术数据
技术数据
最大加力推力(daN) 12258
中间推力(daN) 7620
加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.00
中间状态耗油率[kg/(daN·h)] 0.795
推重比 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
7.14(按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s) 112.0
涵道比 0.60
总增压比 23.8
涡轮进口温度(℃) 1392
最大直径(mm) 1300
长度(mm) 4950
质量(kg) 1530 (按前苏联标准)
1750 (按国际上一般规定)
WS-10A涡扇发动机
涡扇10A(WS10A)产品简介
涡扇10A(WS10A) 牌号 涡扇10
用途 军用涡扇发动机
类型 涡轮风扇喷气发动机
国家 中国
总设计师 江和甫程荣辉
研制单位 中国燃气涡轮研究院
厂商 贵州黎阳航空发动机公司
成都发动机公司
西安发动机公司
装机对象 J-10 J-10M(出口型) J-10的DSI型验证机
其实WS-10A不是“太行”发动机, WS-10A发动机是给J10用的, 作为WS-10“太行”发动机的备份,防止太行”发动机研制失败后,J10和J11面临无国产发动机可用的局面。
WS-10就是“太行”发动机,是给J11用的. WS-10A与“太行”发动机最大的区别是核心机不同，WS-10A的核心机是中推核心机技术与AL-31F的核心机相结合的产物。 WS-10A发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE (F110的性能改进型) 涡轮历程 1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景的预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作,测绘仿制AL-31F的核心机,组织完成了AL-31F的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
1998年末,因为经重大改进的J10战斗机顺利首飞，以及WS-10“太行”发动机研制的不顺利，防止WS-10“太行”发动机研制失败后,J10和J11面临无国产发动机可用的可怕局面，所以
1998年末,发动机总公司在624所召开预研汇报会，正式决定开展WS-10A核心机和验证机的设计研制方案论证工作。作为J10的后续动力及出口型。上级要求“WS-10A”发动机的研制要全面贯彻新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻
发动机结构完整性大纲。同时决定将WS-10A的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此WS-10A正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义！全面研制工作于1999年初开始.(所以中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。其实为WS-10A让路下马,而不是WS10发动机或因经费原因)
WS-10A的研制分为三个阶段实：第一阶段：1999年初～2002年末完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心机的工程设计和试制,并进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究，2001年5月核心机首次试验,对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命, 第二阶段：2002年末－2003年第三季度,完成了验证机设计与验证工作, 第三阶段： 2003年国庆节后～2006年11月为原型机研制时期, 原形机研制经过两个阶段,一是FRET(飞行前鉴定试验阶段)，二是QT(定型试验阶段). 2004年5月原型机首次运转并开始地面台架试车,并且加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用, 飞行前鉴定试验于2006年11月完成, 于2006年末,在J10上进行首飞,定于2009年第二季度完成设计定型试验。于2010年第四季度完成生产定型试验.
据美国之音引述美国军事媒介--战略专页和新华报道，中国空军已经批准批量生产国产高端战斗机引擎WS-10A，这种引擎已经安装在中国新研制的歼11B战机上。过去，歼11B战机上用的是俄制AL-31F引擎。
风扇是采用中推核心机(验证机)和高推预研中的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，压比为3.2；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏,等比例的测绘仿制AL-31F的核心机,同时大量的融入了中推核心机及高推计划中所取得的技术成果,强化了可靠性及耐久性, 在测绘仿制AL-31F的高压压气机的基础上结合中推核心机的高压压气机,将AL-31F的九级高压压气机改为七级高压压气机。 加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量,提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,为适应J10的机体，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。(其实“太行”发动机的加力燃烧室和尾喷管也采用了AL-31F的部分技术) ；发动机由10个单元体组成.在研制中，大量的应用该所过去的中推核心机(验证机)以及高推预研中所取得一系列先进技术成果.
结构和系统发动机构成 发动机由10个单元体组成
进 气 口 环形。带16个可调进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.
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级风扇为焊接成整体的叶盘结构。增压比约为3.2。3级静子和转子均为三维流设计.
高压压气机 七级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,带进口导流叶片，零～二级静叶可调。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静叶为可调叶片，增压比7.86。前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，。第3～5级盘由镍基高温合金制成，同样用电子束焊焊为一体。第6～7级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用长螺栓前与5级盘连在一起。所有7级的榫头均为环形燕尾槽式榫头. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃 烧 室 短环形, 燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。两个点火装置[虚幻。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却.
高压涡轮 单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为第一代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮 单级轴流式，带冠。空心气冷转子叶片，转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。
加力燃烧室 系 “太行”发动机的设计方案衍生而来，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与24根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。
尾 喷 管 收敛－扩张型。由“太行”发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
控制系统 双通道全权数字电子控制系统（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。
涡扇10A(WS10A) 发动机主要数据 (路边社数据只限于参考)
最大加力推力(daN) 13539
中间推力(daN) 8637
加力耗油率(kg/daN/h) 2.03
中间状态耗油率(kg/daN/h) 0.695 ?
推重比 8.1 (按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s) 120
涵道比 0.57
总增压比 25.15
涡轮进口温度(℃) 1423
最大直径(mm) 1160
长度(mm)(喷口全开时) 4950
质量(kg) 1705.6
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。
技术数据
加力推力(daN) 9780
推重比 9.1
直径(mm) 875
质量(kg) 1109
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。
F404加力涡扇发动机
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
J-10售价:2.5亿人民币元=38575000美元(CCAV防务新观察局座所说的)
JAS-39售价:每架售价约1．4亿瑞典克朗(143973673.3854人民币元)，包括维修的成本，每小时飞行成本约1．7万瑞典克朗(17482.5175人民币元)。
==============================================================================================================其实我一直很好奇瑞典这个国家怎么能一直紧跟世界战斗机发展的先进水平，要知道，现在连老牌的空军强国，英国也是和好几个国家一起设计了自己的三代半战斗机。个人认为他的jas-39鹰狮的水平应该高过于我们的歼10，歼10是公认的三代，而鹰狮是公认的三代半，虽然有些愤青不太承认，不过这是世界上其他国家都承认的。至少在信息化和做工上要高于J10.而且和法国偏爱三角翼一样，瑞典人貌似很偏好鸭式布局，他前面的jas37就用了类似鸭式布局的双翼面布局。小国也不可小觑啊。
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