F-135（军用发动机）

机器简介

F135是由由美国普拉特·惠特尼公司研制的加力涡扇发动机，最大推力超过18吨（4万磅），F135发动机是基于F-22的F119发动机的核心机和主要结构研制的。由于海军陆战队与英国皇家海军预计采用的F-35B必须能够垂直起降，因此F135也可以加上向下弯折的三轴承旋转喷管。但是这个喷管只有在垂直起降的场合使用，可以大大地缩短起飞/降落距离。其他F-35则不使用这项设计。

F135使用了F119的核心机，配合高效的6级高压压气机，1级高压涡轮和高效的风扇(由一个2级的低压涡轮驱动)。F135采用了BAE系统公司的全权数字式发动机控制系统(FADEC)，为了提高发动机的可靠性和可保障性，F135大量采用外场可替换部件(LRC)，其零部件数量比F119减少了大约40%。按照计划，F135有三个不同的型号，F135一PW一100将作为F-35A空军型的动力系统；F135一PW一400将作为F-35C海军舰载型的动力；而F135一PW一600将作为F-35B海军陆战队短距起飞/垂直降落型的动力。

由来

对于F135的由来，其使用了部分前苏联R79发动机的技术是毫无疑问的，洛克希德也对此供认不讳。但互联网上有一种错误的认识，认为其完全仿制了前苏联雅克-141使用的R79V-300发动机。这一认识的源头是：苏联解体后，洛克希德的人随同美国政府官员参观了雅科夫列夫设计局和其他一些俄罗斯航空企业，他们有机会接触了雅科夫列夫的技术和设计。当时雅科夫列夫设计局正寻找资金来维持雅克-141项目，该型还没获得任何订单。洛克希德公司用少量资金就换取了雅克-141的性能数据和部分设计数据，俄国人也允许美国政府人员研究这些资。因此，洛克希德·马丁公司的X-35的短距起飞/垂直降落设计应该吸收了一部分雅克-141的现有成果。但普拉特·惠特尼公司的F135发动机只是吸取了R79V-300发动机的部分技术，两者结构和尺寸并不完全相同，且R-79V-300发动机涵道比较高，达到0.81；涡轮进口温度较低，为1620K；推重比只有5.64，难以成为一种合格的第四代航空发动机。

F135发动机因F-35的需求而启动。

在联合攻击战斗机（JSF，Joint Strike Fighter）项目中，美国国防部一直致力于寻求一种全寿命周期耗费低廉合理、并且能够同时满足三个不同军种使用要求的设计方案。因此，这款全新战斗机的设计必须包含常规起降型（CTOL）、舰载型（CV）和短距起飞/垂直降落型（STOVL）等三种不同型号，而且所有功能的实现都必须首先满足价格的要求。因此参与竞标的两款飞机中，无论是洛克希德·马丁公司的X-35还是波音公司的X-32验证机，均采用了成本较低且能兼顾短距起飞/垂直降落要求的单发布局。

在联合攻击战斗机项目验证机研制之时，世界上唯一可以满足性能要求的发动机就是普·惠公司研制的F119-PW-100发动机，F119-PW-100也是人类历史上最早投入使用的推重比超过10的小涵道比加力涡扇发动机。由于两家竞争公司对飞机的要求不同，从而要求普·惠公司研制2种略有不同的F-119改进型以满足每个竞争者各自的需要。波音型F-119发动机的代号是JSF/119-SE614，洛克希德·马丁型的代号是JSF/F119-SE611。

这两种型别的发动机之所以要存在这些差异，主要是因为两个JSF机体制造商所采用的垂直升力系统方案有所不同。波音公司采用了类似海鹞战斗机的多个矢量喷管下偏垂直起飞方案，整体来看比较复杂。X-32使用多个引气管道将发动机燃烧室出口燃气引出到位于飞机重心位置的向下喷管提供垂直起降的主要升力，另外由数个小引气通道将发动机风扇和加力燃烧室的气流引出为飞机提供升力补充和姿态控制。

而洛克希德·马丁公司的X-35采用了发动机主轴驱动的升力风扇+发动机喷管下偏来实现垂直起降。洛克希德·马丁公司使用的发动机JSF/F119-SE611采用了轴对称喷管，能够垂直下偏提供主要升力。既然验证机采用了以F119-PW-100发动机为基础的改进型号，在F-35被确定赢得联合打击战斗机合同之后，动力系统沿用原来的发展思路就成了水到渠成的事情，这就是F135发动机项目的开端。

设计

设计与技术

F135发动机是F119发动机的衍生型。F119发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛，中间推力104.0千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温1850-1950K，最大直径1.13米，长度4.826米、重量1460千克。

F135发动机采用与F119发动机基本相同的核心机。为提高推力，增加了发动机的空气流量和涵道比，提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力，垂直起降型增加了新颖的升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管。其3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术，在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时，将风扇的截面面积增加了10%-20%。6级压气机与F119发动机的基本相同。

燃烧室在F119发动机三维高紊流度、高旋流结构的浮动壁燃烧室的基础上，采用了高燃油空气比燃烧室技术，在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时，满足了效率目标。高、低压涡轮采用对转结构，“超冷”高压涡轮转子叶片和导流叶片采用计算流体力学(CFD)方法设计，利用高温材料(可能为CMSX-4铸造合金)铸造，已在改进的F119发动机上得到验证，在提高耐久性的同时，能够明显提高工作温度(约为110℃)。低压涡轮增加1级，变为2级，以适应增大的风扇带来的驱动负荷。

F135发动机推比10.5、加力推力19吨级别、最大推力（无加力）13吨级别、质量1700千克，其19吨的加力推力目前没有任何实际装备战斗机的加力涡扇发动机能够企及。不过值得一提的是，F135相对于F119虽然推力大幅度提高，但是实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力。F135虽然推力超群，但是其高速性能却是下降的。

垂直起降设计

STOVL型F135-PW-600为了满足垂直起降要求，设计了升力风扇+发动机喷管下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案。升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、作动装置和伺服系统组成，由主发动机F135的2级低压涡轮驱动；升力风扇直径为1.27m，可以向前偏转13°，向后偏转30°，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230kg/s的流量垂直向下喷出，产生90千牛的升力；3轴承偏转喷管垂直向下偏转（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），产生71.1千牛的升力；该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可以使推力从水平方向偏转到垂直向后。

此外，每侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机压气机的引气，也可提供16.7kN的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。包括主发动机在内的整个推进系统的长度为9.37m，悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛。

历史

2005年11月底，普拉特·惠特尼公司完成对F135的总装。

2006年3月，F135发动机进行了数千小时的静态测试实验。

2006年10月，F135被首次安装在飞机上进行飞行测试，并且测试成功。

数据

最大加力推力（kN）：178（原型）、191.3（量产型）

中间推力（kN）：115（原型）、128.1（量产型）

进气口直径（m）：1.17

长度（m）:5.59

外径（m）：1.30

涵道比：0.57

总压比：28

推重比：10.5（原型）、11.7（量产型）

质量（kg）：1730（原型）、1670（量产型）