GE公司通过以先进发动机核心机为基础，不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划中获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110和F404系列发动机，满足了战斗机对动力装置不断提高的要求，其经验值得借鉴
美军F-15、F-16和F-18的动力装置F110和F404是GE公司70年代开始研制的军用涡扇发动机。经过多年发展，F110有了F110-GE-100、F110-GE-129IPE、F110-GE-129EFE等改型；F404也有F404-GE-400、F414-GE-400、F414增推型等改型。
GE公司在不断改善这两种发动机的可靠性、耐久性和可维护性的同时，其推重比也由7增加到10。这两种发动机是GE公司、也是美国低风险改型发动机的典范，走出了一条起点高、风险小、成本低、周期短、性能好、可靠性高、寿命长、使用维护费用低的型号衍生发展道路。
采用成熟技术衍生发展F110系列
F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。之后，在F110-GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机），推力达129千牛，推重比为7.28，1991年装F-16C/D和F-15A/C服役。在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础，采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机。1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为151.4千牛通过定型审定，2002年投产。按美空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。
F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的，由2级改为3级，压比由2.0提高到3.2，涵道比由2.01减到0.87，直径减小到0.97米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同。低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级，但为适应新风扇的需要，提高了转速。加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来。轴承除5支点外，其余与F101的相同。GE公司对核心机以外的部件和系统进行了比例缩小和减轻重量的处理。
F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能的全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由0.87降为0.76。
F110-GE-129EFE（增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET的风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，空气流量增加7%，压比由3.4提高到4.2；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏；第1级采用宽弦叶片，用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力，这些都提高了可靠性和可维护性。
加力燃烧室从F120和F414加力方案衍生而来，以径向火焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单，零件数减少15%，重量减轻3%，维修性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片中，使寿命、可靠性和维修性都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力。燃油系统采用全权限双通道数字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积，提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力，改善了在整个飞行包线内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施，改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本。
General Electric F110-100 Afterburning
Turbofan Engine
Turbofan Engine
General Electric F110-129 Afterburning
Turbofan Engine
Turbofan Engine
直接移植技术衍生发展F404系列
F404是以YJ101发动机为基础，发展而来的一种海军主力战斗机F/A18-E/F的发动机。之后，以它为基础，采用低风险、成熟的先进部件技术，改进研制了F414-GE-400，使推重比由8提高到9，1998年达到生产定型，计划到2012年生产1300台。GE公司下一步计划是在GE23A、JTDE和IHPTET计划下研制技术改进的F414增推型发动机，使其推重比达到10。
F414-GE-400的3级风扇取自RM12，第2和3级采用整体叶盘，进口直径加大，叶片采用三维技术设计，最后流量增加17%，压比提高15%，抗外物损伤能力增强。7级压气机从F412衍生而来，前3级采用整体叶盘，大大减轻了重量和减少了零件数。燃烧室从F412移植而来，采用多孔冷却设计，提高了耐久性，减轻了重量。
单级高压涡轮由GE23A/F412发展而来，采用单晶叶片，叶片采用物理气相沉积（PVD）的涂层，延长了寿命。单级低压涡轮采用冷却设计，叶片为单晶材料，并采用PVD涂层。加力燃烧室取自YF120，采用气冷径向燃烧室稳定器，减小了温度梯度，提高了可靠性。
尾喷管取自F110-129，采用可调出口面积和CMC材料，提高了寿命，改善了可维护性。控制系统来自YF120，是一个双通道、全权限数字式电子控制系统。通过上述改进，F414的推力比F404的增加了35%，推重比提高到9，可靠性和耐久性明显提高，耗油率有所降低。表1示出了F404-GE-400和F414-GE-400发动机的参数对比。
F414增推型发动机的风扇采用IHPTET计划下研究的2级高压比风扇。转子采用前掠设计，提高了气动性能；叶片采用金属基复合材料和空心叶型，减轻了重量；风扇吸力面采用放气系统，提高了风扇的气动性能和稳定性，最终使风扇的空气流量增加10%，效率提高2%。
其压气机采用在GE23A上试验过的压气机。6级全都采用整体叶盘结构，减轻了重量，减少了零件数；前3级转子采用前掠设计，降低了对畸变的敏感性，提高了在较小失速裕度下的效率；转子采用叶尖处理，前3级为周形槽，其他级为斜槽，降低了转子对畸变的敏感性；静子采用弓形和倾斜设计，卸掉静子端壁的气动负荷，推迟端壁失速，降低对畸变的敏感性；叶片采用先进叶型形状，提高了性能，改进了可操作性。
根据CFM56、CF6和GE90发动机的经验，可使效率提高1%～2%。通过这些技术最后使压气机的流量增加5%，效率提高约3%。
其燃烧室头部重新设计，适应大流量和更高温度；采用陶瓷材料，降低了冷却要求和成本；采用先进的燃油系统，适应宽范围供油要求，提高了燃油温度。此外，还采用降低排放、改进起动和贫油熄火裕度的技术。
高压涡轮采用IHPTET的技术，是一种新的大流量、高负荷涡轮，其叶型采用三维气动程序设计，改进了流量分布，减弱了端壁尾流，减少了主气流迁移，从而降低了叶尖温度，加上采用先进叶尖冷却技术，使叶尖工作温度降低121℃，为主燃气温度补偿了65.5℃；改进二次流系统，以在最小的损失下提供冷却空气；转子采用新的密封技术；静子也采用长寿命、低成本设计；采用机匣处理，以改善静子的热响应。
这些改进使冷却空气减少0.5%，涡轮前温度提高65.5℃，效率提高2%。低压涡轮重新设计，适应了新的风扇和高压涡轮；新设计一个新的后框架，降低了进入加力燃烧室的气动损失，效率提高1%。
由于重新设计加力燃烧室进口气动力，使效率提高3%～4%；重新设计排气出口导向叶片，使最大推力增加2%。
这一设计保持了已验证的耐久性和最大的通用性。控制系统与F414-GE-400一样，采用双通道全权限电子控制系统。预计上述技术使增推型F414的推力增大25%，推重比达到10。
