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扩展资料：

云计算价值

阿里巴巴集团首席战略官曾鸣，曾系统性地概括了云计算对于企业的价值。

1、移动+云计算=实现了IT服务的“在线化“，让技术的门槛大幅降低。

2、云计算是公共服务，是可变成本，可按需使用，不再是固定资产投入，创业公司的成本压力由此大幅下降。

3、云计算将数据变成生产资料和企业资产。

云计算，是用足够的低成本、商业化的模式来解决大计算的问题。以前大家只会想到超级计算机，它的运营成本高，而反应速度还是很慢，当这些大的互联网应用真正发展时，比如淘宝，数亿商家提出的购买需要，实时信息匹配的背后，就是大数据的计算。所以，云计算就是使用分布式的方法，针对海量数据大计算的一种解决方案。如果没有计算能力，我们谈不上大数据的时代，谈不上海量数据的高效应用 。

马云在2016杭州云栖大会上提出了五新：“新零售，新制造，新金融，新技术，新能源”，阿里云正在成为这“五新”的经济基础设施，其自主研发的超大规模通用计算操作系统飞天，可以将遍布全球的百万级服务器连成一台超级计算机，以在线公共服务的方式为社会提供计算能力 。

阿里云总裁胡晓明表示：接下来的3~5年，云计算、大数据不仅将在互联网内发生改变，同样会在工业制造、农业作业、城市交通，以及基因学、医疗影像、教育娱乐等领域产生赋能。“云计算、大数据会对各行各业的基础生态产生改变，阿里巴巴希望把已有的能力进行输出，给予更多的创新者、创业者以及政府机构和国内外的合作者们。”

F15e战斗机装备两种发动机，通用电气F110系列，和普惠的F100系列，每年美国空军采用竞争机制在综合评定成本价格，对两种发动机进行竞标采购。

F100系列，牌号　F100

用途　军用涡扇发动机

类型　涡轮风扇发动机

国家　美国

厂商　普拉特·惠特尼公司

生产现状　生产

装机对象　F100-PW-100　 F-15A/B和早期F-15C/D。

F100-PW-200　 F-16A/B/G。

F100-PW-220　 F-16C/D、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220E　F-16、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220P　所有F100发动机装备的飞机。

F100-PW-229　 所有F100发动机装备的飞机。

IPE-94　F-15和F-16的未来改进型。

研制情况

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，要求普·惠公司和通用电气公司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。普·惠公司以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，验证机在1969年7月首次运转。1970年3月在和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中普·惠获胜，空军于1970年4月与普·惠公司签订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。

F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。

F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普·惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100-PW-220发动机，基本解决了F100-PW-100存在的问题，可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。在与通用电气公司F110发动机争夺装备F-15和F-16的“战斗机发动机大战”中，开始时处于不利地位，经改进后这两种发动机各有千秋。为与通用电气公司性能改进型F110-GE-129竞争，普·惠公司也在F100-PW-220的基础上研制了性能改进型F100-PW-229。

F100-PW-100　1970年3月开始全面工程研制，1972年2月进行60h飞行前规定试验、1973年10月通过150h定型试验。1974年11月交付空军使用。

F100-PW-200　为适应单发飞机的需要作了一些修改，采用复式燃油泵和备份控制系统或数字式发动机控制系统。

F100/PW1115　F100发动机的无加力燃烧室的改进型。

F100-PW-220　采用了新型风扇和压气机，改进了低压涡轮、数字式发动机电子控制系统、加力燃烧室和加力燃烧室双点火系统，提高了核心机寿命。通过采用数字式发动机电子控制系统，使发动机在整个飞行包线内或发动机寿命期内无推力衰减，并可连续监控发动机状态。

F100-PW-220E　通过采用一套改型组件可以把早期的F100发动机改进成具有标准构形的F100-PW-220发动机。使早期的F100发动机具有与F100-PW-220发动机相同的可靠性、维修性和适用性，同时降低发动机的生产费用。采用了最先进的热端部件、数字式发动机电子控制系统、齿轮式主燃油泵和发动机诊断装置。1987年10月在F-16上做了首次飞行试验，1988年投入使用。

F100-PW-220P　F100-PW-220E的改进型，以前称为F100-PW-220E+。1991年中期开始改进工作。它是将F100-PW-229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。

F100-PW-229　F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机(F100-PW-229 IPE)或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000循环。此发动机准备用于F-15E战斗机。1989年5月在F-16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100-PW-229分别在F-16和F-15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。

IPE-92　F100-PW-229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100-PW-229的相同。

IPE-94　F100-PW-229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100-PW-229增加13%。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F-15E和F-16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。

F401　F100-PW-100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年9月12日装在F-14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F-14B飞机停止发展，F401计划也撤消。

结构和系统

进 气 口　皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。

风扇　3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6-6-2，盘材料为Ti8-1-1。轴用Ti6-4电子束焊接而成。F100-PW-220采用了较高流量的风扇。F100-PW-229的风扇采用损伤容限设计。

高压压气机　10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8.0。F100-PW-220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100-PW-229的压气机采用损伤容限设计。

燃 烧 室　短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100-PW-220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。

高压涡轮　2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR-M200加PWA73涂层。F100-PW-220和F100-PW-229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。

低压涡轮　2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。F100-PW-229的转子叶片为定向凝固材料。

加力燃烧室　可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构，衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。

喷管　平衡梁式收敛－扩张型。

控制系统　F100-PW-100和-200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。F100-PW-220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特兰德和汉密尔顿标准公司提供。F100-PW-229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。

技术数据

最大加力推力(daN)

F100-PW-100　 10590

-200　 10590

-220 10590

-220E 10570

-229 12890

-220P 12010

IPE-92　 13778

IPE-94 16000

中间推力(daN)

F100-PW-100 6520

-220/-220E 6526

-229 7918

-220P 7429

加力耗油率[kg/(daN·h)]

F100-PW-100 2.31

-200 2.30

-220 2.21

-229　 2.00

最大连续耗油率[kg/(daN·h)]

F100-PW-100　 0.720

-200 0.720

-220 0.700

-229 0.660

推重比

F100-PW-100 7.8

-200 7.7

-220 7.4

-220E 7.2

-229 7.9

IPE-94　 9.5

空气流量(kg/s)

F100-PW-100　 101.1

-200 101.6

-220 103.4

-229 112.4

IPE-92 114.0

涵道比

F100-PW-220/-220E 0.6

-229　 0.4

总增压比

F100-PW-100/-200/-220/-220E　 25.0

-229　 32.0

IPE-92 34.0

涡轮进口温度(℃) 1399

最大直径(mm)　 1181

长度(mm)　 4856

质量(kg)

F100-PW-100 1386

-200　 1410

-220 1452

-220E　 1496

-229 1656

F110系列，

牌号　F110/F118

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　批生产

装机对象　F110-GE-100F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400F-14B/F-14D，F-14A改装。

A-7“海盗”Ⅱ　CAS/BAI(建议)，A-7“海盗”Ⅱ改装。

F110-GE-129所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼”，日本FS-X。

F110X　未来先进战斗机。

F118-GE-100B-2，RT-1。

研制情况

F110是美国通用电气公司从轰炸机用的F101改型而来的战斗机用的加力式涡扇发动机。

美国卡特政府决定停止B-1A/F101-GE-100计划和美国第一线战斗机用的TF30和F100发动机存在大量耐久性、可靠性和操纵性问题，是促使通用电气公司作这一改型工作的主要原因。该公司在1976年就自筹资金制造了一台F101X验证机，其热力参数与F100发动机的相似，与原来的F101-GE-100相比，减小了涵道比，提高了增压比。

随着军方对战斗机的战备状态和全寿命期费用的关心日益增强，美国空军实施了改型战斗机发动机计划，并与通用电气公司签订一项有限的研制合同，价值8000万美元，包括3台原型机，编号为F101DFE。这项研制计划的目标是：

(1)鉴定F-16和F-14飞机/发动机在实际飞机中的匹配能力，包括性能和作战适用性；

(2)通过加速任务试验确定发动机的耐久性；

(3)根据验证的能力，提出生产型发动机的型号规范。

如果计划成功，那么将提供足够的数据，以使进入全面工程研制阶段的风险减到最小。

经过1980年和1981年两年的广泛试验，达到或部分超过了预期的目标。在F-16飞机上的试飞结果证明，F101DFE无需作重大改进就可以装在这种飞机上使用。在F-14飞机上的试飞结果表明，飞机的留空时间和作战半径都比装原来TF30发动机的增加25%。在试飞中，发动机无需调整，并且油门杆的使用不受限制。在1982年12月的一次试验中，完成了5004个总累积循环(TAC)，其热端部件寿命为当时新采购的F100发动机的三倍。

基于上述结果，通用电气公司又得到了一项在空军替换战斗机发动机计划下的全面研制合同，价值9300万美元，为期两年，发动机正式编号为F110，与普拉特·惠特尼公司F100发动机的改进型竞争用于新生产的F-15和F-16战斗机。这项全面研制计划的重点是实现系统最佳化，确定供F-15、F-16和F-14用的F110发动机的最终构型，并继续进行高空模拟试验、加速任务试验和各种环境试验。

F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。

与F101-GE-100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3.2，直径减小到970mm，涵道比由2.01减到0.87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F-14、F-16和特别是F-15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。

1984年2月，美国空军按照双承包商采购策略，决定对F-15和F-16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75%为F110，25%为F100。从此，开始了一场发动机大战(Great Engine War)。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F-16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75%。

F110-GE-100　F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术。用于F-15和F-16。

F110-GE-400　海军型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D。

F110-GE-129　性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少40～50%。

F110X　研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9.5。

F118-GE-100　F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。

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

F110X16235

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

F110X1701

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