1.撰写毕业论文是检验学生在校学习成果的重要措施，也是提高教学质量的重要环节。大学生在毕业前都必须完成毕业论文的撰写任务。申请学位必须提交相应的学位论文，经答辩通过后，方可取得学位。可以这么说，毕业论文是结束大学学习生活走向社会的一个中介和桥梁。毕业论文是大学生才华的第一次显露，是向祖国和人民所交的一份有份量的答卷，是投身社会主义现代化建设事业的报到书。一篇毕业论文虽然不能全面地反映出一个人的才华，也不一定能对社会直接带来巨大的效益，对专业产生开拓性的影响。实践证明，撰写毕业论文是提高教学质量的重要环节，是保证出好人才的重要措施。
2.通过撰写毕业论文，提高写作水平是干部队伍“四化”建设的需要。党中央要求，为了适应现代化建设的需要，领导班子成员应当逐步实现“革命化、年轻化、知识化、专业化”。这个“四化”的要求，也包含了对干部写作能力和写作水平的要求。
3.提高大学生的写作水平是社会主义物质文明和精神文明建设的需要。在新的历史时期，无论是提高全族的科学文化水平，掌握现代科技知识和科学管理方法，还是培养社会主义新人，都要求我们的干部具有较高的写作能力。在经济建设中，作为领导人员和机关的办事人员，要写指示、通知、总结、调查报告等应用文；要写说明书、广告、解说词等说明文；还要写科学论文、经济评论等议论文。在当今信息社会中，信息对于加快经济发展速度，取得良好的经济效益发挥着愈来愈大的作用。写作是以语言文字为信号，是传达信息的方式。信息的来源、信息的收集、信息的储存、整理、传播等等都离不开写作。
特种加工技术的发展可以追溯到20世纪50年代。20世纪以来，科学技术发展到了一个崭新阶段，特别是在新技术革命浪潮推动下，生产和科学技术的发展更为迅速。在许多工业部门特别是国防工业部门，高技术产品要求向高精度、高速度、高温、高压、大功率和小型化方向发展，对材料的要求越来越来高。相应地涌现出大量的具有高熔点、高强度、高硬度、高脆性和高纯度等特殊性能的材料。为了满足高技术产品的高性能要求，零件的结构形状愈来愈复杂，对精度、表面粗糙度和表面质量的特殊要求愈来愈高，特别是对表面完整性提出了更加严格的要求。50年代以来，航空航天技术迅猛发展，高性能的航空产品要求具有很高的强度重量比和性能价格比，而且要求在高温、高压、高速、大载荷和强腐蚀等苛刻的条件下长期而可靠的工作。飞机、航空发动机、航空电子及仪表设备以及其他高技术武器装备的工作条件随着性能的提高而不断恶化。为此高性能的飞机、航空发动机等高新武器装备，必须不断发展和采用新结构和新材料。现代高性能的飞机和航空发动机上大量采用了钛合金、复合材料、粉末冶金和定向凝固高温合金材料。在高性能 战斗机上钛合金用量已经达到30%以上如F-22战斗机钛合金用量已经达到36%、碳纤维增强树脂基复合材料用量达到25%，而且先进复合材料的用量在先进战斗机上有不断增加的趋势。预计到2000年的高性能航空发动机的结构材料中超级合金、粉末冶金和定向凝固合金的结构重量约占55%，复合材料用量约占20%，钛合金重量约占10%高强度结构钢用量占15%，陶瓷材料占2%。航空发动机的热端部件将继续发展高温高强高韧合金特别是各向异性的超级耐热合金、热障陶瓷涂层材料、陶瓷结构材料。涡轮叶片已广泛采用定向凝固、单晶合金、快速凝固合金、粉末冶金合金和陶瓷材料；正在研制陶瓷和陶瓷基复合材料的涡轮叶片。为了提高和确保现代飞机和航空发动机的性能、可靠性和严格的质量要求采用了大量的新型结构。如根据高性能航空发动机对结构效率的要求，发动机的结构发生了重大变化，大量采用整体结构、蜂窝结构、钣金焊接结构和复杂的冷却结构。推重比20发动机将采用整体鼓筒式全复合材料压气机转子结构，以减轻结构重量；上述新材料和新结构的大量采用使得高性能飞机、航空发动机等现代武器装备的可加工性和可生产性急剧恶化，对制造技术提出更加苛刻的要求。许多新型材料和新型结构采用常规加工方法是难以加工甚至是根本无法加工的。为此必须解决：①难加工材料的加工；②复杂型面的加工；③高精密表面的加工(微米级、纳米级精度；表面粗糙度Ra≤0.01μm)；④特殊要求零件的加工(壁厚≤0.1mm薄壁和弹性零件等)。20世纪50年代以来国外工业界通过各种渠道，借助各种能量形式，探寻新的加工途径，相继推出了多种与传统加工方法截然不同的新型的特种加工方法，如电火花加工、电解加工、化学加工、超声波加工以及高能束加工等。20世纪70年代以来，以激光、电子束、离子束等高能束流为能源的特种加工技术获得了迅速发展和广泛应用。目前以高能束流为能源的特种加工技术和数控精密电加工技术已成为航空产品制造技术群中不可缺少的分支。在难加工材料、复杂型面、精密表面、低刚度零件及模具加工等领域中已成为关键制造技术。特种加工技术的发展和扩大应用大大促进了航空产品的发展，使一些先进的高性能飞机、发动机和机载设备的制造和生产得到可靠的保证。国内外经验表明，没有先进的特种加工技术，现代高性能航空产品难以制造和生产。因此先进的特种加工技术的开发和应用是与现代航空技术的发展息息相关，国外对此项技术的发展和应用给予了高度重视。
特种加工技术的发展趋势：随着现代航空技术的发展，特种加工技术在现代航空武器装备的发展中起着愈来愈重要的作用，已经成为现代航空武器装备的关键制造技术.工业发达国家国防工业部门和国防军事部门高度重视先进特种加工技术的发展。70年代以后，先进特种加工技术有了长足的发展，到了80年代已经成为先进飞行器制造中定型的制造技术，从而解决了先进飞行器制造中难加工材料和复杂结构稳定的高质量加工问题。目前为了加速先进技术战斗机和高性能民用客机的发展，对特种加工技术的技术水平、经济性和自动化程度(降低成本、提高质量)提出了更高的要求，从而促进了先进特种加工技术的发展。先进加工技术的总体发展趋势是：①广泛采用自动化技术，实现计算机数控化。充分利用计算机数控技术对特种加工设备的控制系统、电源系统进行优化，建立综合参数自适应控制装置和数据库等，进而建立特种戛的CAD/CAM和FMS系统，这是当前特种加工技术的主要发展趋势；②开发应用复合工艺和新工艺方法。现代高性能航空器的发展新型结构材料和高精密复杂结构的大量采用，进一步加剧了结构工艺性的恶化，单一的特种加工方法难以达到高精度、高质量、高效率和低成本综合技术与经济指标要求，因而进一步加速开发和应用新型特种加工技术和由多种能源组成的复合工艺。目前由二种能源复合的特种加工技术，如电解电火花加工(ECDM)、电解电弧加工(ECAM)、电火花机械复合加工、机械超声波复合加工等复合工艺已成为国外国防工业和机械工业着力发展的特种加工技术。由于复合工艺可以扬长避短， 经济高效，可取得明显的技术经济效果，因此受到先进工业国家的工业部门的普遍关注。③大力开展精密化研究。高技术的发展促使高技术产品在向小型化和精密化方向发展，对产品零件的精度和表面粗糙度提出更高更严格的要求。如飞机惯性仪表中关键零件的制造要求达到微米级以上。气浮陀螺和静电陀螺的内外支承面的球度达到0.5--0.05μm,尺寸精度为0.6μm,表面粗糙度为0.025-0.012μm;激光陀螺的平面反射镜平面度为0.03-0.06μm,表面粗糙度小于0.012μm。飞机控制系统的23%零件精度达到微米级以上。随着高新技术的发展，超精密加工技术有了很大的发展，正从亚微米级向毫微米(10-9m)和纳米级(10-15m)发展。为适应这一发展趋势的需要，以高能束流加工技术为代表的先进特种加工技术的精密化研究引起工业界的高度重视。因此大力发展超精加工的特种加工技术是今后相当长的时期内的重要发展方向。
飞行器及其动力装置、附件、仪表所用的各类材料，是航空航天工程技术发展的决定性因素之一。航空航天材料科学是材料科学中富有开拓性的一个分支。飞行器的设计不断地向材料科学提出新的课题，推动航空航天材料科学向前发展；各种新材料的出现也给飞行器的设计提供新的可能性，极大地促进了航空航天技术的发展。
航空航天材料的进展取决于下列3个因素:①材料科学理论的新发现：例如，铝合金的时效强化理论导致硬铝合金的发展；高分子材料刚性分子链的定向排列理论导致高强度、高模量芳纶有机纤维的发展。②材料加工工艺的进展：例如，古老的铸、锻技术已发展成为定向凝固技术、精密锻压技术，从而使高性能的叶片材料得到实际应用；复合材料增强纤维铺层设计和工艺技术的发展，使它在不同的受力方向上具有最优特性，从而使复合材料具有“可设计性”，并为它的应用开拓了广阔的前景；热等静压技术、超细粉末制造技术等新型工艺技术的成就创造出具有崭新性能的一代新型航空航天材料和制件，如热等静压的粉末冶金涡轮盘、高效能陶瓷制件等。③材料性能测试与无损检测技术的进步：现代电子光学仪器已经可以观察到材料的分子结构；材料机械性能的测试装置已经可以模拟飞行器的载荷谱，而且无损检测技术也有了飞速的进步。材料性能测试与无损检测技术正在提供越来越多的、更为精细的信息，为飞行器的设计提供更接近于实际使用条件的材料性能数据，为生产提供保证产品质量的检测手段。一种新型航空航天材料只有在这三个方面都已经发展到成熟阶段，才有可能应用于飞行器上。因此，世界各国都把航空航天材料放在优先发展的地位。中国在50年代就创建了北京航空材料研究所和北京航天材料工艺研究所，从事航空航天材料的应用研究。
简况 18世纪60年代发生的欧洲工业革命使纺织工业、冶金工业、机器制造工业得到很大的发展，从而结束了人类只能利用自然材料向天空挑战的时代。1903年美国莱特兄弟制造出第一架装有活塞式航空发动机的飞机,当时使用的材料有木材(占47％),钢（占35％）和布（占18％）,飞机的飞行速度只有16公里/时。1906年德国冶金学家发明了可以时效强化的硬铝，使制造全金属结构的飞机成为可能。40年代出现的全金属结构飞机的承载能力已大大增加，飞行速度超过了600公里/时。在合金强化理论的基础上发展起来的一系列高温合金使得喷气式发动机的性能得以不断提高。50年代钛合金的研制成功和应用对克服机翼蒙皮的“热障”问题起了重大作用，飞机的性能大幅度提高,最大飞行速度达到了3倍音速。40年代初期出现的德国 V-2火箭只使用了一般的航空材料。50年代以后，材料烧蚀防热理论的出现以及烧蚀材料的研制成功，解决了弹道导弹弹头的再入防热问题。60年代以来,航空航天材料性能的不断提高,一些飞行器部件使用了更先进的复合材料，如碳纤维或硼纤维增强的环氧树脂基复合材料、金属基复合材料等，以减轻结构重量。返回型航天器和航天飞机在再入大气层时会遇到比弹道导弹弹头再入时间长得多的空气动力加热过程，但加热速度较慢，热流较小。采用抗氧化性能更好的碳-碳复合材料陶瓷隔热瓦等特殊材料可以解决防热问题。
分类 飞行器发展到80年代已成为机械加电子的高度一体化的产品。它要求使用品种繁多的、具有先进性能的结构材料和具有电、光、热和磁等多种性能的功能材料。航空航天材料按材料的使用对象不同可分为飞机材料、航空发动机材料、火箭和导弹材料和航天器材料等；按材料的化学成分不同可分为金属与合金材料、有机非金属材料、无机非金属材料和复合材料。
材料应具备的条件 用航空航天材料制造的许多零件往往需要在超高温、超低温、高真空、高应力、强腐蚀等极端条件下工作，有的则受到重量和容纳空间的限制，需要以最小的体积和质量发挥在通常情况下等效的功能，有的需要在大气层中或外层空间长期运行，不可能停机检查或更换零件，因而要有极高的可靠性和质量保证。不同的工作环境要求航空航天材料具有不同的特性。
高的比强度和比刚度 对飞行器材料的基本要求是：材质轻、强度高、刚度好。减轻飞行器本身的结构重量就意味着增加运载能力，提高机动性能，加大飞行距离或射程，减少燃油或推进剂的消耗。比强度和比刚度是衡量航空航天材料力学性能优劣的重要参数：
比强度＝/
比刚度＝/式中[kg2][kg2]为材料的强度，为材料的弹性模量，为材料的比重。
飞行器除了受静载荷的作用外还要经受由于起飞和降落、发动机振动、转动件的高速旋转、机动飞行和突风等因素产生的交变载荷，因此材料的疲劳性能也受到人们极大的重视。
优良的耐高低温性能 飞行器所经受的高温环境是空气动力加热、发动机燃气以及太空中太阳的辐照造成的。航空器要长时间在空气中飞行，有的飞行速度高达3倍音速,所使用的高温材料要具有良好的高温持久强度、蠕变强度、热疲劳强度，在空气和腐蚀介质中要有高的抗氧化性能和抗热腐蚀性能，并应具有在高温下长期工作的组织结构稳定性。火箭发动机燃气温度可达3000[2oc]以上，喷射速度可达十余个马赫数，而且固体火箭燃气中还夹杂有固体粒子，弹道导弹头部在再入大气层时速度高达20个马赫数以上，温度高达上万摄氏度，有时还会受到粒子云的侵蚀，因此在航天技术领域中所涉及的高温环境往往同时包括高温高速气流和粒子的冲刷。在这种条件下需要利用材料所具有的熔解热、蒸发热、升华热、分解热、化合热以及高温粘性等物理性能来设计高温耐烧蚀材料和发冷却材料以满足高温环境的要求。太阳辐照会造成在外层空间运行的卫星和飞船表面温度的交变，一般采用温控涂层和隔热材料来解决。低温环境的形成来自大自然和低温推进剂。飞机在同温层以亚音速飞行时表面温度会降到-50[2oc]左右,极圈以内各地域的严冬会使机场环境温度下降到-40[2oc]以下。 在这种环境下要求金属构件或橡胶轮胎不产生脆化现象。液体火箭使用液氧(沸点为-183[2oc])和液氢(沸点为-253[2oc])作推进剂，这为材料提出了更严峻的环境条件。部分金属材料和绝大多数高分子材料在这种条件下都会变脆。通过发展或选择合适的材料，如纯铝和铝合金、钛合金、低温钢、聚四氟乙烯、聚酰亚胺和全氟聚醚等，才能解决超低温下结构承受载荷的能力和密封等问题。
耐老化和耐腐蚀 各种介质和大气环境对材料的作用表现为腐蚀和老化。航空航天材料接触的介质是飞机用燃料(如汽油、煤油)、火箭用推进剂（如浓硝酸、四氧化二氮、肼类）和各种润滑剂、液压油等。其中多数对金属和非金属材料都有强烈的腐蚀作用或溶胀作用。在大气中受太阳的辐照、风雨的侵蚀、地下潮湿环境中长期贮存时产生的霉菌会加速高分子材料的老化过程。耐腐蚀性能、抗老化性能、抗霉菌性能是航空航天材料应该具备的良好特性。
适应空间环境 空间环境对材料的作用主要表现为高真空(1.33×10[55-1]帕)和宇宙射线辐照的影响。金属材料在高真空下互相接触时，由于表面被高真空环境所净化而加速了分子扩散过程，出现“冷焊”现象；非金属材料在高真空和宇宙射线辐照下会加速挥发和老化，有时这种现象会使光学镜头因挥发物沉积而被污染，密封结构因老化而失效。航天材料一般是通过地面模拟试验来选择和发展的，以求适应于空间环境。
寿命和安全 为了减轻飞行器的结构重量，选取尽可能小的安全余量而达到绝对可靠的安全寿命，被认为是飞行器设计的奋斗目标。对于导弹或运载火箭等短时间一次使用的飞行器，人们力求把材料性能发挥到极限程度。为了充分利用材料强度并保证安全，对于金属材料已经使用“损伤容限设计原则”。这就要求材料不但具有高的比强度，而且还要有高的断裂韧性。在模拟使用的条件下测定出材料的裂纹起始寿命和裂纹的扩展速率等数据，并计算出允许的裂纹长度和相应的寿命，以此作为设计、生产和使用的重要依据。对于有机非金属材料则要求进行自然老化和人工加速老化试验，确定其寿命的保险期。复合材料的破损模式、寿命和安全也是一项重要的研究课题。
F100发动机简史
1前言
由20世纪70年代初期为空中优势战斗机F-l 5发展高性能的发动机起，到90年代为下一代先进战斗机ATF(用于21世纪)即F-22发展推重比为10一级的发动机，历时20余年。其间研制观点(指导思想)有两个大的转变，即从单纯追求性能转变为可靠性、可维修性与性能并重，再转为推行“同期工程”，(或“并行工程”、“一体化制造与发展”工程)。这两大转变，三种指导思想是吸取了发动机研制、外场使用等中积累的经验而总结出来的。以美国普惠公司为例，它从研制第一种推重比为8.0的F100-PW-100(-200)发动机起，到衍生改型的具有高可靠性的F100-PW-220，到发展新一代的、用于F-22的推重比为10.O的F119发动机，长达四分之一世纪多的整个发展过程充分说明了发动机研制观点转变的过程与背景，能代表世界航空发动机发展的趋势。
2早期的F100发动机
60年代末70年代初，美国普惠公司为准备用于下一个25年的空中优势战斗机F-1 5发展了新一代的高性能发动机，即F100发动机。为满足飞机要求，发动机推重比需达到8.0一级才行。为此，普惠公司将提高发动机性能即推重比作为重点予以保证，也即以提高发动机性能为F00研制的指导思想。在F100的研制、发展中，尽量控制发动机重量而不影响性能，最终达到了目的，使F100成为第一种投入使用的推重比为8.0一级的发动机。当F100的第1个、用于F-1 5的生产型F100-PW-100转入批生产并开始装备美国空军时，与当时其它发动机相比，性能有明显的改进，特别是其跨声／超声条件下的性能有显著的提高。事实上，时至今日，当今在役的战斗机发动机的推重比也仍同等或稍高于30年前F100的推重比。
用于F-1 5战斗机的F100-PW-100(装2台)发动机的起飞推力为106.13 kN，F-1 5于1974年11月开始装备美国空军，与-100型推力相等的-200型用于F-1 6战斗机(装1台)，F-16于1978年底开始装备美国空军。
F100的性能的确不错，但它的可靠性与耐久性却未能与性能的提高相匹配，F-1 5战斗机装备部队后，在使用中暴露出发动机有许多影响可靠性的严重问题。例如压气机失速，大量涡轮叶片超温、烧伤等，曾使大批F-15战斗机扒地不能起飞，成为困扰美国空军的最棘手问题之一，使美国空军不得不让(GE公司利用用于B-l轰炸机的F101发动机的核心机，发展一种适用于F-1 5，F-1 6的发动机，即F110，形成了由两家发动机公司同时为F-15和F-16提供不同型号发动机的局而，一直沿用至今。
F100-PW-100/200出现可靠性不高的原因是多方面的，例如在使用中，由于飞机的要求需来回快速拉、推油门杆，因而使发动机的温度与转速快速变化，造成发动机主要零件应力循环变化多，而当时的军用发动机定型试车仅包含极少循环的耐久试车。因为在70年代初期，标准的定型试车为150h试车，这种试车的目的是考核在最长的稳态时间内发动机在高温下的工作能力，而不是考核多次循环下的工作能力等，因而定型后发动机仍然出现大量故障。当然，主要原因还是由于研制中，单纯追求了高的性能，忽视了可靠性、可维修性和耐久性问题，发动机的设计没有在可靠性，可维修性、成本和可生产性等以及性能等诸方面取得平衡而造成的。
3 提高可靠性的F100-PW-220发动机
普惠公司从F100-PW-100的发展、使用过程中遇到的问题，吸取了一条很重要的经验，
那就是忽视可靠性、可维修性而单纯追求性能的发展先进发动机的道路是行不通的。为了使F100发动机能满足空军既有高的可靠性又有高性能的发动机需要，普惠公司着手对F100进行改进，以提高发动机的可靠性。
虽然由1975年到1980年，普惠公司与美国空军在改善F100的可靠性方面做了一些小的改进，但收效不显著。直到1981年，才开始利用先进技术对F1O0进行重大改进，以提高可靠性、耐久性与安全性。这些改进包括：重新设计的“加大寿命的核心机”(ILC)、单晶材料作的涡轮叶片、第一种用于战斗机发动机的全功能数字式电子调节器(FADEc)、齿轮泵作的燃油泵等。此改进型被命名为F100-PW-220，其推力维持100型的即起飞推力为106.13 kN，但重量加大约61KG，也即牺牲了推重比而获得高的可靠性。
为考核-220型的耐久性与可靠性，补充进行了三种试验，即4000个TAC循环的加速任务试验(AMT)、高Ma下的耐久性试验与高周疲劳试验。3.1 4 000个TAc循环的加速任务试验(AMT) 加速任务试验AMT试验是以前未曾进行过的，是按飞机的飞行任务剖面，归纳出发动机的任务剖面图，如图1所示。然后按油门杆位置变化情况进行加速模拟试验，即每1个试验循环模拟飞机作战时的油门变化，但时间却大大缩短。用这种试验．模拟发动机在外场使用时，温度与转速的变化以及由此产生的离心负荷与温 度负荷的变化，用以考核发动机低循环疲劳寿命以及在这种多变工况下发动机的可靠性。
作为战斗机特别是高性能战斗机的发动机， 就不能按飞机一次起降作为1个循环计。因为在飞机作战中，往往要反复将油门杆从最低位置推到最高位置，或反之。这样，在飞机一次起降中， 零件上应力的变化就不单纯是一种从零到最大再 到零的过程。为此，采用了TAc循环(TAc为总 的积累循环，也称战术空军循环，TAc=总的起飞循环数十l／4全程油门过渡次数，一般，l发动机飞行小时(EFH)=2TAc循环)来计算它们的低循环数。
目前，作为战斗机的发动机，需要完成一次4000个TAc循环试验。在F100-PW-220发展试验中，美国空军根据外场使用情况，要求进行一次4000TAc循环的AMT试验，每1个TAc循环的AMT约耗时15min，4000TAc循环AMT约耗时1000 h。若按每架飞机每年使用250 h即500TAC循环，则4 000TAC循环AMT，相当外场使用8年。实际上，F100-PW-220前后共进行了两次4000TAC循环AMT，第1次4000个TAC循环试验中，在90天时间内共试验了953 h，其中全程油门过渡84849次，加力燃烧室点火8254次，加速34551次，相当外场工作九年。试验后，核心机完好无损，于是又进行了第2次4000个TAC循环试验，两次共进行了8191个循环，1826 h，其中全程油门过渡172847次．加力燃烧室点火19308次，发动机加速76738次．相当外场使用18年。两次试验中，由核心机引起的换发率、空中停车率、推力损失率均为0，说明该型发动机达到了提高可靠性的目的。据称这是战斗机用发动机中，第1种通过2次4000个TAC循环试验的发动机。
通过这三种考核试验后表明-220型较-100型在可靠性，耐久性方面均得到大幅度提高，而且它在外场不需对发动机的调节系统进行调节(因为它的FADEC具有自调特性)，还取消了对移动油门杆的一些限制，能满足空军的需要，-220型于1985年底正式投产。由于-220型在使用中反映出有较好的可靠性，因此美国空军让普惠公司用-220型的改进措施换装在外场使用的100型上，这种改装的发动机命名为F100-PW-220E。
4、 一体化制造与发展、并行工程、同期工程
F100发动机由-100型改进到-220型，可靠性得到大大提高，这种用牺牲性能来提高可靠性的措施，得到空军的赞许。这就是航空发动机研制观点的第一改转变，即由单纯追求性能转变为可靠性、可维修性与性能并重，也即所研制的发动机是在可靠性，性能等诸方面得到平 衡的设计。
但是，在发展-220型时并不是十全十美，虽然它做到了在可靠性、维修性、耐久性及性能等方面进行平衡，成为一种进行平衡后的设计。但是由于采用一些先进技术，在正式转产时却遇到了麻烦，即在投产的第1年(1986年)中，在组织生产中出现了许多重大难题，结果花了很大力气去克服才使生产工作进行下去，不仅延误了投入使用的时间，而且也增加了额外费用。这是普惠公司在发展一220型中吸取的一个重要教训，即仅由设汁人员参与发展一种新型发动机，特别是在采用许多先进技术时是不够的根据-220的教训，引发了普惠公司在1987年对发动机的研制观点(指导思想)做了一个重大转变，建立了称之为“设计到加工”多功能小组的概念，使得在发动机设计过程中，就吸收 制造、材料、供应和质量等方面的工程人员参与。即在设计之初，就全盘考虑各方面问题，使得在此基础上通过验证的先进发动机，能很快转入牛产，投入使用中去。美国空军在普惠公司这一新思想的基础上，于1990年采用了更为广泛的多功能小组概念，它包括了整个发动机寿命循环中从方案论证到外场支援的各阶段参与工作的各种人员。
这种由几十个到百多个的多功能小组参与发动机发展全过程的系统上程称为一体化制造与发展(Intergratcd ProductDevelopment,IPD)工程，其最终目的是让用户能得到一种各方面得到平衡的产品。据普惠 公司称，目前该公司已将IPD概念应用到各种军、民用发动机的研制中。
无独有偶，与此同时其他的大公司也做了类似的指导思想转变过程，采用了类似IPD的概念，例如GE公司开展了并行工程(ConcurrentEnginccring.GE)罗.罗公司开展了同期工 程(Simultaneous Engineering,SE).三者名称不一 ，但内容基本是一致的。以并行工程为例，它是由美国国防先进研究计划局(DARPA)主持，GE公司航空发动机部研究发展中心(GE- CRD)进行研究的。他们认为并行工程是一种革命性的工程发展方法，它同时考虑研究、发展、设计、制造与使用的问题，以期在相对较短的时间内，了解在采用高、新技术，先进材料与工艺时对部、组件最终结果的影响，以便快速的获得最优设计，使从方案设计到形成可供使用的产品的周期缩短1/3到1／2，并相应减少研制费用与风险。当然，这项概念更新的研究
工作，也是耗资巨大的工程，仅在1988～1992年的初始阶段研究中即投资9300万美元。DARPA除在西弗吉利亚大学建立了一个并行工程研究中心(CERC)外，还由GE公司航空发动机部联合卡内基、梅隆大学，瑞塞勒斯工学院组成联台研究小组，分工合作进行研究，除上述单位外，还有近20个单位参与这项研究、开发工作。IPD或CE、SE不仅在发展先进的军用发动机机采用，在发展新型民用发动机中同样也采用，例如：三大发动机公司为波音公司的波音777双发型客机分别发展的PW4084(普惠)、GE90(GE)和遄达800(罗•罗)发动机中，均采用了IPD等工程。为使波音777在服役之初 即可获得FAA的180minETOPSs(双发客机延程飞行)批准(现行标准是为获得120minETOPS批准．所采片的发动机必须具备：积累的工作时间不少于25万小时，空中停车率低于0.04次/1000h;180minEPOPS的条件是：120minETOPS已有1年经验空中停车率低于0.02次／1 000 h)，三公司分别采用了IPD，CE和SE来提高发动机的可靠性，以达到空中停车率为O的目标，另外，罗•罗公司还将SE用于发展遄达800的称为第二代宽弦夹层结构的风
扇叶片与称为第5阶段的燃烧室的发展工作，普惠公司为PW4084研制的空心钛合金宽弦风扇叶片也采用IPI)而使研制工作在不到2.5年的时间完成，如按传统作法则需5 0年时间。当时参与研制该叶片的多功能小组有70余人。GE公司采用CE研制了一种空心的钛合金叶片，其研制周期比按常规程序研制要短60％。
5、F100-PW-229发动机
美国空军为了进一步提高F-1 5和F-16战斗机的性能，要求提高发动机性能，固而 提出了“改进发动机性能计划”IPE，为此，普惠公司对Fl00发动机做了重大改进，引用了在民用发动机PW-4000上采用的许多先进技术以及其他验证机验证的技术，衍生发展了F100-PW-229。-229型具有-100型的外廊尺寸，保持了-220型高的耐久性与可靠性的水平，但起飞推力却大幅度加大，达到129 kN，约比-220型的大22％，加速性能也有明显改善。表1列出了在各种状态下，两型发动机的性能比较，图3示出了-229与-100，-220加速性的比较。
-229型的设计中采用了：增大流量的风扇，第二代电子调节器，流量与性能均较高的压气机，为“用户朋友”(指维修)的外部管路设计等，其中所有改进的部件均在一些技术验证计划中得到验证。例如风扇是作为美国空军发动机型号衍生计划(EMDP)的一部分设计并试验的，已通过4000个TAC循环的耐久性试验，并在NASA的F-1 5上进行过飞行试验，加力燃烧室也属于这项计划的产物。燃烧室与涡轮叶片技术曾在“先进涡轮发动机燃气发生器”ATECG计划及“联合技术验证发动机”JTDE计划的一部分进行过试验。
在发展-229型时，普惠吸取了-220型的经验教训，在设计中就采用了“设计到制造”的小组，在设计发展之初就吸收了制造工程师参与，因而在1989年转产时没有遇到太多的问题，与普惠以前的任何发动机相比，它的转产过渡最为平滑。
在-229型投产后，F100的改进衍生工作1991年试验了IPE92，其推力达到142.5kN，6 F119-PW-100发动机6.1新一代发动机F119的发展途径增大推力而保持其可靠性水平)仍在进行，例如1992年试验了IPE94，其推力达到152.4 kN。
6、结论与几点看法
从F100发动机的发展过程，可以归纳出下述结论：
①、广泛采取经过验证的高、新技术并考虑各方面因素而达到的一种平衡没计，是发动机发展的趋势。
②、重视以往设计、使用和维修等方面的经验，不断总结、归纳并运用到新研制的发动机中以及对现有发动机进行改进，也是提高发动机性能与可靠性的重要措施。
③、航空发动机研制观点(即指导思想)在四分之一世纪多的时间中经历了三种观点、两大转变的过程，即由单纯追求性能转变为可靠性、维修性与性能并重，继而转变为推行一体化制造与发展工程(或并行、同期工程)。同时，还特别重视外场使用、维护的经验，并在设计中予以考虑。
④、应重视高、新技术在发动机中应用的开发研究工作，特别要重视高、新技术验证工作，以作为今后发展新机、改进老机的技术储备。
⑤、重视国外发展发动机中两次研制观点转变的经验教训，应全面、多方面考虑发动机的发展，不能走“重性(能)轻构”(结构，强度)或“有气无力”仅注视性能而忽视结构强度的发展道路。
⑥、目前国外三大航空发动机公可推行一体化制造与发展工程或并行、同期工程，在新的军、民用发动机发展中．已显示出其不可忽视的重要作用，不仅使新发动机具有较高的可靠性、维修性与性能，而且可大大缩短研制周期，大幅度降低全寿命期费用。因此，我们不应忽视这一新鲜事物，在经费有限的条件下，也应采取必要的措施，开展这方面的研究工作，以改变我们的研制方法，从根本上促进我国航空发动机的发展。
