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历史 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PW和GE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。 PW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，在1969年7月首次运转。1970年3月PW在于GE 1/10的竞争中获胜者，空军型正式编号为F100，海军型编号为F401。F100的推力比较低，不过大修间隔时间较长，F401着眼于航母操作的需求，紧急最大推力的需求较大。两个型号只有燃烧段(也就是核心段)是相同的，其他包括风扇直径，加力燃烧室，尾喷管与其他主要次系统都无法互换。 1970年4月USAF与PW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。 海军在花费3亿美金之后，于1971年年中正式通知USAF他们将放弃以F401为F-14战斗机更换发动机的计划，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PW对于测试的时间表和进度之间的认识差异，种下后来问题重重的开端，几乎让USAF与PW对簿公堂，也促使几乎丧失军用发动机市场的GE有机会重新站稳脚步并且推出F110涡轮扇发动机。 可靠性问题 70年代正值USAF在越战中获得的空战经验受到强大冲击，以及苏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于1970年3月展开全面设计工作，并且于1972年7月首次试飞时，PW并未预料到该发动机在材料与先进科技运用上需要更多的时间来完成测试与产品成熟化，而海军的放弃采购使得采用该发动机的F-15计划受到很大的压力。为了让新飞机可以准时服役，USAF决定在测试完成前就同意F100进入量产，然后PW边生产边完成所有预定的测试项目。 1974年11月F100发动机正式进入USAF军服役，PW严重低估了F-15A每架次飞行中的发动机动力循环次数，他们不了解“鹰”在战斗训练的机动飞行中油门的剧烈变化程度。F100的性能配合F-15的设计，让飞行员拥有大量剩余能量来强化飞机的机动能力。当飞行员处于不停变化的空战中，油门也频繁的在低与开加力之间来回移动。F100的高性能与快速反应，使得油门变化的频率远高于以往的战斗机，发动机受到的压力也远高于设计时的预估，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"。 但该发动机的性能的确让空军飞行员赞不绝口，F-15的机动能力、加速性能与当时的主力战斗机F-4有天壤之别。F100除了提高USAF对于夺取制空权的信心外，也促成更多新战术的研究与使用。 F100发动机首先要满足F-15“鹰”的需求，空军希望等到F-16服役时F100已经成熟可靠了。但是F-15的F100发动机遭遇到了持续的可靠性问题，两家主要分包商出现的劳工问题加重了事态的严重性。 F100早期发生最主要的问题有三项，分别是： ·压气机叶片失速。 ·涡轮段损毁 ·零件寿命远低于预期。 压气机叶片失速 压气机位于发动机的前部，负责将通过进气道的气流压缩，提高压力和燃烧效率。发动机的压气机叶片是翼型剖面，如果吸入的气流迎角超过临界值会引起压气机失速，从而阻断了进入燃烧室的气流导致发动机突然失去推力。机翼失速的时候无法继续维持飞机稳定的飞行与控制，压气机叶片失速的时候会影响压气机与发动机运作的顺畅性。一般性失速是短暂性的现象，影响有限，停滞性失速则是持续发生的，除非飞行员将发动机关闭并且重新启动，否则无法消除。 在进行大迎角机动时F100最容易出现停滞性失速，导致流经压气机的气流突然中断，使核心机降转，涡轮过热。如果不迅速解决，涡轮将会损坏或引发发动机起火。 还有一种停滞性失速是由于“硬”加力引起的，是由于加力燃烧室内的一次小规模爆炸引发的。“硬”加力是因为加力点火失败引起的，此时发动机后部充满了大量未点燃的燃油，然后燃油被核心机的高温燃气引爆，压力脉冲波向前传播至风扇，先导致风扇失速，有时也会导致压气机前几级失速。此类型的发动机失速通常是在高空高马赫数情况下出现。 F100超过70%的停滞性失速是“硬”加力引起的，也就是说往往在飞行员最需要增加推力的时刻发动机却失去了动力。为了降低发生的机率，USAF要求飞行员避免进入会产生停滞性失速的飞行状态，降低开加力的频率等。在遭遇停滞性失速时标准处置流程是先关闭发动机，让发动机降转，等涡轮温度降到红线以下就立即点火重启动。 YF-16首飞时并没有受到停滞性失速的困扰，但随着初始试飞的展开，安装F100早期型的一架YF-16遭遇一次停滞性失速问题，发生在飞机正常性能包线之外。随后又出现三次发动机停滞性失速，都发生在高空低速大迎角飞行中。生产型F-16首次遭遇类似事故的是比利时空军的一架F-16，当时飞机已接近性能包线的边界，幸运的是飞行员成功重启发动机并安全降落。F-16安装了一台喷气发动机燃油启动器，在10668米高度的话飞行员有足够的时间依靠冲压空气进行至少三次无辅助启动。虽然停滞性失速在重新启动发动机之后就会消失，只不过这个程序对于只有单台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USAF要求地勤人员调低发动机的推力输出以进一步减少危险发生的概率。这项规定只限于和平时期，当战争爆发的时候，还是需要恢复发动机该有的性能。这么一来，F-15的地勤人员必须以手动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USAF相当不满的是PW的服务态度，PW认为当初收到的设计规范与要求当中并未包含这个部分，而且停滞性失速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。双方的对峙闹到了国会，最终使USAF后来与海军达成协议，利用原先预备为F-14更换发动机的经费，提出战斗机备选发动机(AFE)招标。 涡轮叶片断裂 F100的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，对于发动机与机体的杀伤力很大。这个问题产生与上述压气机停滞性失速有密切的关系。压气机失速时会中断涡轮的冷却气流供应，涡轮叶片立即发生温度分布不均匀和超温的现象，加上涡轮高转速施加的应力，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，高速飞出造成发动机或者是机身其他部分的损伤。 涡轮叶片属于发动机的热端，需要定期检查与更换有问题的部分。叶片断裂并不是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在发动机周围别设计一层外衬来限制断裂的叶片。地勤人员必须将发动机从飞机上拆卸下来才能检查涡轮叶片，无形中增加了工作量与压力。此外涡轮叶片的寿命缩短也意味着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USAF与PW历经多次谈判商议，也无法形成共识让PW分摊成本与责任。 零件寿命远低于预期 F100的零件寿命短于预期，原因包含设计与操作等方面的因素。喷气式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。一个热机循环代表发动机从启动之后到最大推力之后，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之前的经验来说，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，这与频繁的油门从低到开加力有很大的关联。换句话说，F100并不是按这么高的热机循环周期设计的，所带来的负面效应也是前所未见的，诸如许多热端零件老化速率超过预期或者是出现上述的涡轮叶片断裂现象，使得PW与F100饱受批评。虽然一位USAF的工程师宣称他在F100设计阶段已经注意到这个问题，但没有受到应有的重视，不过PW的反应是USAF方面过度操作F100，并非他们的产品有问题。USAF于1979年被迫接收没有发动机的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都面临暂时停飞或没有发动机可用的问题。 |
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