1982年,美国空军提出拟用于90年代中后期的下一代“先进战术战斗机(ATF)”计划，与当时的F-15等第三代战斗机相比，ATF除要求有好的机动性外，还要突出有良好的敏捷性，高的隐身性，超声速巡航与短距起降能力等。相应地对用于ATF的发动机则要求推重比达到10.0一级股票交流平台，中间推力要高，要采用矢量喷管等。当时有由洛克希德、波音和通用动力三公司联合提出的YF-22方案与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争。发动机方面则有P＆W公司与GE公司为主，分别提出推重比为10.0一级、推力为133.6kN的PW5000(XF119)、GE37(XF120)发动机参与竞争。
F119发动机
发展历史
1983年：普惠公司收到美国空军ATF发动机招标需求，进入F119的前身PW5000的具体方案设计，9月30日签订ATF用发动机研制合同。
1985年：9月，XF119零部件开始加工。
展开剩余91%1986年：4月，首台XF119（FX601）上台架试车；10月，YF119开始地面试车。
1989年：1月，首台用于飞机评定的 YF119上台机试车。
1990年：1月30日，YF-22/YF119进行首飞；8月27日，YF-23/YF119首飞；9月18日，装YF119的YF-23进行第一次超声速巡航；10月30日，装YF119的YF-22进行第一次超声速巡航；12月，装YF119的YF-22进行第一次推力换向。
1991年：4月23日，F119被选为F-22战斗机的动力装置。
F-22
1992年：6月，F119完成关键设计评审；11月，首台EMD型机F119发动机开始试验；12月，进行地面试验。
1996年：7月，首台飞行试验发动机组装完毕。
1997年：9月，进行飞行试验发动机的交付；9月7日，首架装有EMD型F119发动机的F-22战斗机进行首次试飞。
1999年：10月，F119发动机获得美国空军颁布的合格证。
2001年：8月，被批准投入批量生产。
2002年：7月，获批初步使用，试验时数超4000h。
2003年：3月，获空军批准后勤保障系统。
2005年：年初，F119累计试验时数超过7500h；12月，第一支F-22/F119作战部队完成所有试验和评估，正式装备美国空军，F119的第一种生产发动机型被命名为F119-PW-100。
F119发动机
性能参数
F119推重比争议较大，一般认为其推重比在7-9之间，本文仅列举文献数据。
F119发动机性能参数
数据来源：《F119发动机总体性能特点分析与评估》，作者：陈仲光、张志舒、李德旺、孙博
F119发动机性能参数
数据来源：https://aircraft.fandom.com/wiki/Pratt_&_Whitney_F119
系统结构与选材
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、单级高压涡轮与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。
F119发动机结构
尽管F119发动机的推重比数据备受质疑，但其作为F-22战斗机的核心动力系统的地位依然稳固。这款发动机最显著的特点在于其创新的设计理念：它采用“3+6+1+1”级压气机/涡轮结构，使零件数量比前代产品减少了40%，从而显著提升了可靠性和维护性。F-22战机配备二元矢量喷管，虽然增加了飞机重量，但由此换来的隐身性能和机动性提升，使其成为全球首款具备超音速巡航能力的隐身战斗机。
风扇（3级），第1级风扇叶片采州宽弦、空心设计，与用于波音777的PW4084发动机采用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一整叶片，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罗·罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构（在YF-22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2，3级风扇采用了整体叶盘）。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗·罗公司也采用这种加工方法。
在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与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，其结构类似于F100。三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NAsTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。
高压压气机（6级），采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1，2级导叶是可调节的，前机匣采用了Alloy C阻燃钛合金以降低重量。静叶也采用了弯曲的静叶。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、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。
Alloy C（也称为Ti-1720），名义成分为Ti-35V-15Cr（质量分数），密度为5.2g/cm³，在425～595℃具有高屈服强度及蠕变强度，远高于Ti-6Al-2V-4Zr-2Mo，其阻燃性优于Ti-6Al-4V。此外，其室温变形性能好，冷轧及钣金成型时，延伸率达40-50%，同时还具有良好的焊接及精铸性能。
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块式火焰筒。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。这种结构已在V2500、PW4084等民用发动机上采用。喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题。
高压涡轮（单级），转子叶片用普惠公司的第三代单晶材料做成，采用由MCrAlY底层和ZrO2陶瓷面层组成的新型热障涂层，以及先进的气膜加多通道对流的复合冷却技术。涡轮盘采用了双重的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，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。
低压涡轮（单级），与高压涡轮对转，保留导向器。这种将高低压转子做成转向相反的设计，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，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要；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滚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，高低压涡轮反向转动时，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。
加力燃烧室，加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，简体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对简体进行冷却，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。
F119发动机加力燃烧室
尾喷管，上下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上下调节片同时向上或向下摆动时，改变了排气流的方向，即改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方面正负20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1s。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。调节片设计成可减小雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减少重量。
燃油控制系统，为第四代双余度全权限数字电子控制系统（FADEc），每台发动机有两套调节器，每套调节器有2台计算机，以确保调节系统高的可靠性。
F119发动机尾喷管
最新进展
2025年2月20日，普惠公司获得了一份由美国空军授予的价值15亿美元、为期3年的发动机维护合同，负责维护F-22“猛禽”战斗机所配装的F119发动机。该合同旨在提高F-22战斗机机队400多台、累计飞行时间超90万h的F119发动机的战备状态。F-22战斗机配装2台F119发动机，每台可产生超156kN的推力，无需使用加力燃烧室即可实现超声速飞行，具备卓越的超声速巡航能力。普惠公司将通过基于使用情况的寿命监测（UBL）计划，利用实时数据提高维护效率并延长发动机寿命，同时通过更新发动机控制计划提高发动机的机动性能，进一步降低维护成本。
F-22
参考文献
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