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结构和系统
进 气 口 环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。
风 扇 3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。水平对开机匣，转子和整流叶片可单独更换。风扇直径970mm，压比3。2。
压 气 机 9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，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。压比9。7，效率85％。
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20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。
高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N…5单晶铸造，效率为0。87。
低压涡轮 2级轴流式，带冠。2级转子叶片均可单独更换，第2级导向器叶片可分段更换。第1级转子叶片材料为Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。
加力燃烧室 F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90％的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。
尾 喷 管 收敛…扩张型。由F404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 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110…GE…129采用全权数字式电子控制。
支承系统 5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。
技术数据
最大加力推力（daN）
F110…GE…100 12268
…400 12045
…129 12899
F110X 16235
中间推力（daN）
F110…GE…400 7117
…129 7562
最大推力（daN）
F118…GE…100 8451
加力耗油率＇kg/（daN·h）＇ 2。02～2。05
中间耗油率＇kg/（daN·h）＇
F110…GE…100/…129 0。70
推重比
F110…GE…100 7。07
…400 6。16
…129 7。28
F110X ～9。50
F118…GE…100 5。43
空气流量（kg/s）
F110…GE…100 113。4～122。4
…400 117。5
…129 118。0
涵道比
F110…GE…100 0。87
…400 0。87
…129 0。76
总增压比
F110…GE…100 30。4
…400 30。4
…129 32。0
F118…GE…100 30。4
涡轮进口温度（℃）
F110…GE…100 1427
…400 1427
…129 1455
F118…GE…100 1427
最大直径（mm） 1181
长度（mm）
F110…GE…100 4622
…400 5893
…129 4626
质量（kg）
F110…GE…100 1769
…400 1996
…129 1809
F110X 1701
F118…GE…100 1526
F404涡轮风扇发动机
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。
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）