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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