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）
…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
F101…GE…100加力涡扇发动机
牌 号 F101
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 已停产
装机对象 F101…GE…100 B…1A（中途停止）。
F101…GE…102 B…1B。
F101…GE…F25 隐身轰炸机和隐身战斗机。
F101…GE…F28 “曙光女神”3发飞机。
研制情况
F101是美国通用电气公司为战略轰炸机B…1研制的中等涵道比加力涡扇发动机。它的研制过程可以追溯到60年代中期，当时该公司正按美国空军合同实施第二代先进涡轮发动机燃气发生器计划，编号为GE9。在1969年为争夺用于先进有人驾驶战略轰炸机的竞争中，GE9验证机获胜，从而导致在1970年6月美国空军与该公司签订一项4。06亿美元的全面研制合同，其中包括40台原型机，发动机正式编号为F101…GE…100。1971年10月核心机首次试验，1972年7月全台发动机开始运转。试飞前规定试验于1974年3月完成，同年12月没有经过空中试车台试验而直接装在B…1A原型机上试飞。1976年9月通过相当于通常的型号合格试验（MQT）的产品考核（PV）试验。1977年6月，上台不久的卡特政府认为，B…1A飞机的造价太高，而新研制的巡航导弹便宜而有效，并且B…52轰炸机还可用到80年代，所以决定停止B…1A计划。但F101…GE…100的试验计划仍一直继续到1981年，在后续工作发展计划的名义下，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。最后，地面试验积累了40000h以上，飞行试验积累了7600h，发动机达到了可以投入使用的水平。总的研制费用为6。21亿美元。
为满足B…1A轰炸机既能在高空以M＞2飞行、又能在低空跨音速突防、同时具有洲际航程的要求，对发动机来说，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。为此，通用电气公司选择了中等涵道比、高增压比的加力涡扇循环。在研制中，利用该公司过去的J79、TF39发动机以及一系列研究和技术计划的成果，如1965年开始的先进涡轮发动机燃气发生器计划，采用Rene系列高温镍基合金、激光打孔、摩擦焊、先进的冷却技术和控制技术，F101是首次用红外线高温计作为其调节系统参数之一的发动机。高温计测取72片高压涡轮叶片的平均温度。当温度达到极限时，调速器将限制燃油流量和风扇转速。为便于维修，F101采用单元体结构并设有许多孔探仪检查口。
F101是研制中全面贯彻美国空军1969年制订的发动机结构完整性大纲的第一台发动机。该大纲的贯彻主要通过以下四条措施来保证。
（1）遵循严格的结构设计准则。在准则中，对发动机耐久性方面的要求有：发动机冷、热端部件寿命分别为13500h和4000h，或2700龊？00个低周疲劳循环。在预估寿命时要按上述两倍考虑。
（2）采用先进的结构设计和分析方法，如有限元素法、回转体、叶栅和系统动力学等电子计算机程序，合理设计各种零件。
（3）进行大量的结构强度和寿命试验。在研制中，共用40多台发动机作各种整机、部件和系统试验。F101是首次采用加速任务试验的发动机。
（4）采用先进的测试仪器和寿命监控系统，除采用加速度计、红外线高温计等测振、测温措施外，在B…1A轰炸机上加装中央综合试验分系统来监控发动机的关键参数。在使用中，可将记录的数据处理，计算出各零部件的剩余寿命，结合外场维护和孔探仪检查情况，实现视情维护原则。
1981年10月2日，美国里根政府决定重新生产100架B…1B战略轰炸机。于是，1982年美国空军给予通用电气公司一项1。822亿美元的全面研制合同，包括3台F101…GE…102原型机，用于性能和结构完整性试验。以后陆续签订了3项合同：1。25亿美元用于生产4台发动机和长周期项目的准备；2。859亿美元用于生产37台发动机；以及15。8亿美元用于生产428台发动机。
F101…GE…102型 与…100型基本相同，但耐久性有进一步提高，并根据B…1B的作战任务作了一些小的修改。通用电气公司为F101…GE…102制订了一项充分的试验计划。在3台原型机中：
1号原型机在1983年9月完成2组各由381个循环组成的加速任务试验，实际运转800h，相当于在B…1B上10年的使用寿命；
2号原型机在1984年秋季完成加速任务试验，验证了10000h的冷端寿命和3000h的热端寿命；
3号原型机供生产定型用，于1983年9月通过定型并正式交付给美国空军。
F101…GE…25 F101的不加力型，可能用于两种超音速的隐身飞机。
F101…GE…28 F101的又一种不加力型，可能用于美国空军一种高度保密的飞机。
结构和系统
（F101…GE…100）
进 气 口 环形。20个进口导流叶片，前缘固定，起支板作用，后缘可调。热空气防冰。
风 扇 2级轴流式。实心钛合金工作叶片带冠，水平对开钛合金蜂窝结构机匣。压比2。0，转速7710r/min。
压 气 机 9级轴流式。零级和前5级静子叶片可调。前3级转子叶片为钛合金，后6级为A286钢。转子为惯性焊接盘鼓式，前3级盘为钛合金，后6级为DA718钢。转子和静子叶片均可单独更换。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为IN718。压比12。5。
燃 烧 室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工制成。燃油经20个双锥喷嘴和小涡流杯在高能气流剪切作用下雾化，实现无烟燃烧。
高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。转子叶片材料为DSR80H，盘为DA718。机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。转子和静子叶片可单独更换。
低压涡轮 2级轴流式。叶尖带冠，非冷却。转子叶片均可单独更换，导向叶片分段更换。盘材料为DA718。
加力燃烧室 混合流型。盘旋式混合器使内、外涵气流有效混合并燃烧。筒体材料为IN625。
尾 喷 管 收扩式。由铰接的鱼鳞板组成主、副喷管，由作动筒、移动杯、凸轮和连杆组成液压机械式作动机构。
控制系统 机械液压式。带电子式调整器，可以对风扇转速、涡轮转子叶片温度和尾喷管面积进行控制。此外，还有中央综合测试系统，不断监控发动机性能。
燃油系统 维克斯公司的主燃油泵和喷管液压泵。森德斯特兰德公司的燃油增压泵。派克…汉尼兹公司的燃油活门组件和燃油喷嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和传感器。
滑油系统 整体式滑油和液压油箱。
技术数据
最大起飞推力（daN）
F101…GE…100 13338（加力）
7561（中间）
…102 13681（加力）
7561（中间）
…25 7120（中间）
…28 8012（中间）
起飞耗油率＇kg/（daN·h）＇
F101…GE…100 �