F119-PW-100（军用发动机）

发动机简介

1983年9月，美国空军同时授予普·惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普·惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。

在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金AlloyC、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力。

研制概况

1982年，美国空军提出"先进战术战斗机（ATF)"计划，当时，洛克希德、波音、通用动力公司联合提出的YF-22方案与诺斯罗普、麦道公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争，发动机方面则有美国普惠与GE公司为此分别提出推重比为10一级、推力为133.6千牛的PW5000(XF119）、GE37(X120）发动机参加竞争。XF119零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了进行飞机飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制后，1990年6月、9月YF-23、YF-22相继首飞并进行对比试飞验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月F-22进入"工程制造和发展（EMD)"阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17%，即最大推力（加力推力）要求为156千牛，中间推力（不加力时最大状态下的推力）为105千牛，F119采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求，为此，发动机的涵道比由0.25增至0.3。

XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时。当转入EMD阶段时（1991年8月3日），普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13.75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置（包括备件）来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1992年12月17日首台EMD F119发动机首次试车，1997年9月7日装F119-PW-100的F-22首飞，从此，F119-PW-100开始了长达数年的飞行试验计划。

性能与结构设计

F119的主要性能参数为：最大推力156千牛，中间推力105千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温度1577℃～1677℃，最大直径1.13米，长度4.826米，重量1360千克。与普惠公司为第3代战斗机F-15、F-16研制的推重比为8一级的F100发动机相比，F119在总级数、零件数、推重比等均有较大的改进，见表1。

与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在第2级风扇后有一可调外涵出气环，在高压压气机中，第1级转子叶片作得较长，其后有一外涵出气环，在发动机工作时，第1级高压压气机后的放气环始终打开，因此，第1级高压压气机转子起到风扇的作用。在低工况下，风扇的可调外涵放气环打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，该放气环关闭，发动机成为小涵道比涡扇发动机，以增加单位推力。由于YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高、低压涡轮间无导向叶片，因此它比F119少5排叶片。表2列出了YF120和YF119在结构上的主要差别。

在F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有二个突出的变化，一是高压转子支撑方式改用了GE公司惯用的形式，二是高压涡轮采用了单级。

普惠公司在60年代后期开始研制的民用发动机（JT9D、PW2037、PW4000）及军用发动机（F100）中，高压转子均采用1-1-0支撑方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，高压涡轮是悬臂支撑的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮轴由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难。GE公司的发动机（军用的有F101、110、F404，民用的有CFM56）中，高压转子则采用了1-0-1支撑方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上，这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可作得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。

普惠公司在F119发动机的总体设计中，一改以往的作法，将高压转子的支撑方式改用了GE公司惯用的1-0-1且后支点为中介轴承的方式，在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支撑方式，这一设计变化，值得注意。

高压涡轮的设计中，普惠公司在60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型民用发动机JT9D、PW2037、PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计，这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量增大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机（军用F101、F110、F404和民用CFM56）中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但使发动机结构简单，零件数，重量轻等。在F119设计中，普惠公司一改以往的作法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比。

主要部件设计特点

⒈风扇3级，第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计，与用于B777的PW4084发动机上的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成整体叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较小。

用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构。单个加工好的叶片用线性摩擦焊焊到轮盘上相应的凸块上（凸块与叶片底部均留有少量加工余量），焊好后再将多余的材料磨去形成完整的整体叶盘，罗-罗公司也采用这种加工方法。在YF-22进行验证飞行时所用的YF119中，仅第2、3级风扇采用了整体叶盘。

为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣作成整环的，为此，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。

风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构与F100的类似。第3级静叶均采用了弯曲设计，这种设计也用于PW4084。

⒉高压压气机6级，采用高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与第1、2级导叶是可调节的，前机匣采用了阻燃"Alloy C"钛合金以减轻重量。为增加高压压气机出口处机匣（该处直径最小，形成了缩腰）的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型高涵道比涡扇发动机中得到广泛采用。

⒊燃烧室短环形，火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦片式火焰筒。

采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构己在V2500、PW4084等民用发动机上采用。

⒋高压涡轮单级，工作叶片用普惠公司的第3代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用双重热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹；轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层（在XF119上没有采用），以减少性能的衰退率，这种措施在大型民用涡扇发动机中应用较多。

⒌低压涡轮单级，与高压涡轮转向相反。这种将高、低压转子作成对转的结构，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩；另外，对装于两转子间的中介轴承，轴承内、外环转向相反时，会大大降低保持架与转子组合体相对内、外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高、低压涡轮对转时，可以不要低压涡轮导向器（YF120上即无），但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承（中介轴承），这与F404、M88发动机的结构类似。

⒍加力燃烧室分三区，加力筒体采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。

⒎尾喷管二元收敛-扩张矢量喷管，喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，可改变排气流的方向，从而改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1秒钟。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减少雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量。

⒏ 燃油控制系统 为第3代双余度全权限数字电子控制系统。

维修性与可靠性设计

⒈维修性在F119设计中，特别强调了维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作成外场可更换组件（LRU），每个LRU拆换时间不超过20分钟，所用的工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销；由于采用"B"型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的；所有导管、导线均用不同的颜色予以区分；滑油箱装有目视的油位指示器；连接件作成能快卸快装的结构；自动化的综合诊断系统；在外场无须对附件进行调整与微调；以计算机为基础的培训系统；电子技术（即光盘）文件；具有抗外物击伤与抗锈蚀能力；压气机机匣水平对开，以便迅速接近内部零件；所有附件均置于发动机下部等。由于采用了这些措施，使外场级、中修级的维修工作减少75%，基地级维修所用的工具减少60%，平均工具的重量减轻40%。

⒉可靠性普惠在设计F119时，遵循了采用"经过验证的技术"，以及使发动机结构简单和零件数少的原则，因此，它的性能较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的新技术，而其可靠性比F100的要高。表3表示F119与F100-PW-220相比，其可靠性和维修性的改进。

性能参数

风扇3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。

压气机6级轴流式。采用整体叶盘结构。

燃烧室环形。采用浮壁结构。

高压涡轮单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。

低压涡轮单级轴流式。与高压转子对转。

燃烧室整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。

尾喷管二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。

控制系统第三代双余度FADEC。

技术数据

F119-PW-100

F119-PW-100

最大加力推力（N）　 173400

中间推力（N）　 118000

加力耗油率[kg/(daN·h)]　 2.40（据估算应为1.80～1.90）

中间耗油率[kg/(daN·h)]　 0.622（据估算应为0.88～0.90）

推重比　10～11.5

涵道比　0.2～0.3

总增压比　26

涡轮进口温度（℃）　约1700

最大直径（mm）　1143

长度（mm）　4826

质量（kg）　1360

新技术、新工艺和新材料的结晶　普惠公司研制的F119发动机

F119 Engine for F-22

F119是美国普惠公司为F-22研制的推重比10一级的加力式涡扇发动机，它采用了普惠公司多年的经验和新研究的技术，在结构和性能上代表了当前最先进的战斗机发动机的水平。去年底，普惠公司为F-22试飞交付了第一台生产型F119发动机，这标志着F119的工程研制工作即将完成。普惠公司开始进行生产型F119的耐久性试验的最后阶段。该发动机在结构和性能上较前一代战斗机发动机F100有很大提高，而可靠性、耐久性和维修性也较前一代向前迈进了一大步。