А между тем, и при проектировании этих двигателей (поколение F-100) американцы опять заложили новую концепцию: минимизацию массы двигателя (было задано отношение тяги к весу, равное 8). И все было подчинено этому принципу: деталей было меньше (а следовательно, было меньше и соединений, болтов, фланцев и т. п., что облегчало двигатель), но они были более сложной формы, т. е. требовали разработки новых технологических процессов — обработки на станках с ЧПУ (числовым программным управлением). Универсальное оборудование для производства деталей таких двигателей уже не годилось. Вместо крепежа и отверстий для него в дисках турбины и компрессора, снижающих циклическую долговечность (ресурс), позднее была разработана технология сварки трением и электронно-лучевой сварки — ротора, даже турбины стали сварные. А в двигателе F-101 инновационным было применение одноступенчатой высоконагруженной турбины привода компрессора. Обычно для таких целей применялась двухступенчатая турбина (как, в частности, на том же F100-PW). К чему это тогда привело, мы увидим далее.
Что и говорить, американцы снова сделали шаг вперед и шаг не «тупой», а концептуально мотивированный. Но любой большой шаг вперед влечет за собой и «непредсказуемые» проблемы. Так получилось и с двигателями F100-PWn F101-GE. Ниже втаблице представлена история проблем создания двигателей, возникающих при каждом шаге вперед. Каждая возникающая проблема инициировала интенсивные исследования сущности этой проблемы, а затем и разработку правил проектирования двигателей, которые решали эти проблемы еще на стадии проектирования будущих двигателей.
| № п/п | Проблемы работоспособности новых двигателей | Двигатели, на которых выявились проблемы |
| 1 | Совместимость со сверхзвуковым воздухозаборником | TF-30 (Pratt&Whitney) |
| 2 | Обеспечение жесткости корпусов при минимальном количестве опор | JT9D (Pratt&Whitney) |
| 3 | Обеспечение термоциклического ресурса лопаток турбины | FI00 (Pratt&Whitney) |
| 4 | Помпаж компрессора при встречной даче газа | F100 (Pratt&Whitney) |
| 5 | Тепловое согласование ротора и статора турбины при выходе не- прогретого двигателя на взлетный режим | F101 (General Electric) |
| 6 | Обеспечение большого циклического ресурса дисков турбины | На всех двигателях |
| 7 | Отстройка от резонансных режимов лопаток компрессора и турбины | На всех двигателях |
Так, при создании нового самолета воздушного боя F-15, который американцы, знающие толк в рекламе, назвали «машиной для завоевания превосходства в воздухе», одним из требований было обеспечение высокой энерговооруженности самолета. То есть требовался высокий уровень тяги двигателей. Как только самолет был создан и началась отработка его тактического применения в учебных воздушных боях, то оказалось, что количество смен режима работы двигателей в диапазоне min- max за полет в несколько раз превосходит используемое на двигателях предыдущего поколения. Летчик очень активно начал пользоваться рычагом управления двигателем при маневрировании самолетом, сбрасывая и увеличивая режим работы двигателя. За стандартный часовой полет количество смен режима работы двигателей доходило до 10. Что это означает? Не что иное, как повышенные циклические нагрузки на детали, в первую очередь лопатки турбины. Если учесть, что в двигателях следующего поколения был повышен и уровень температуры газа перед турбиной, то двигателисты столкнулись с принципиально новой проблемой обеспечения термоциклической долговечности лопаток турбины. За 1000- часовой ресурс двигателя лопатки турбины должны были выдерживать без появления трещин 10 000 термоциклов! А 104 циклов — это уже база испытаний на малоцикловую усталость (106 циклов — это база испытаний на многоцикловую усталость). Проблема была очень серьезная. И подошли к ее решению американцы очень серьезно: в частности, построили специальный стенд для натурных циклических испытаний лопаток турбины в системе двигателя.