概况

研制情况

构造情况

技术数据

概况

全称：F119涡轮风扇发动机

牌　号　F119

用　途　军用涡扇发动机

类　型　涡轮风扇发动机

国　家　美国

厂　商　普拉特·惠特尼公司

生产现状　已服役

装机对象　F-22。

研制情况

F119是普·惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。

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Alloy C、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。

构造情况

F119-P-100结构和系统

风　扇　3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。

高　压

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。

加　力

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

最大加力推力(daN)　15568

中间推力(daN)　9786

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

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