超级军网第四代战斗机的强劲“心脏”——叶大荣 任光明——现代 ...
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第四代战斗机的典型代表——美国的“猛禽”F-22战斗机已经完成了所有研制、试验和评估工作，于2005年12月正式装备美国空军。与F15、F16等第三代战斗机相比，F-22战斗机的作战性能有显著的提高，其超声速巡航、短距起降、超常规机动等先进的作战性能，都与F119-PW-100(以下简称F119)涡扇发动机密切相关。F119涡扇发动机是当今世界上最先进的战斗机动力装置，采用了大量的先进技术，代表了21世纪前几十年战斗机动力装置的发展方向。本文将从研制概况，性能特点、设计技术等方面，对该发动机进行介绍和分析。
研制概况
1980年，美国空军提出了先进战术战斗机发动机(ATE)的概念。1981年5月，美国空军向工业部门颁布了要研制的先进战术战斗机(ATF)的需求，并邀请美国各大航空发动机公司出席了由飞机设计公司主办的会议，一起探讨了可能的发动机概念，包括：不加力状态下的超声速巡航、1500英尺(458米)的短距离起降、隐身、低成本，飞机起飞总重为40000～60000磅(约18．1～22．7吨)。
1983年9月，普·惠(P&W)公司和通用电器(GE)公司分别获得了价值2．2亿美元的研制合同。这段合同计划执行50个月，从高速度、可操纵性和250小时加速三方面对发动机进行概念评估试验，实现超声速巡航、二维矢量喷管和30000磅推力的目标。最终的空军战术需求是在1984年初公布的，重新定义了ATF所有的指标：作战半径800英里(1287千米)，超声速巡航速度1．4～1．5马赫，起降距离2000英尺(610米)，起飞总重50000磅(22．7吨)，寿命周期成本与F15相当或更好。
普·惠公司1985年9月开始验证机XF119(内部称PW5000)的零部件制造，第一台XF119于1986年10月开始首次运转，第二台于1987年5月开始运转。在接下来的4年中，这两种发动机被确定为F119发动机发展计划的选定机种。第一台XF119发动机于1988年下半年在阿诺德发动机研究中心的高空台上经过了125．5小时的试验。发动机首先配装简易喷管进行试验，然后换装二维矢量收-扩喷管，以提高飞机的生存性和机动性。
通用电器公司的验证机XF120(内部称GE37)发动机是一种变循环发动机。它在低功率时以大涵道比工作，获得低的耗油率；高功率时以小涵道比工作，获得大的推力。风扇与核心机压力的匹配通过加力装置中的可变面积涵道引射器来实现。第一台XF120没有加力并装普通喷管，1987年5月首次运转，进行了130小时的海平面试验和60小时的高空试验。第二台XF120验证机1987年11月首次运转，主要验证加力装置的操纵性能和由碳-碳复合材料制成的二维矢量收-扩喷管的性能，共进行了210小时的操纵性试验。
1985年9月，即开展概念研究2年后，ATF演示／验证阶段的性能需求指标正式公布，重点是降低装备成本，750架飞机的总计划经费是650亿美元。2个月后，空军对飞机性能指标提出了修改，对飞机的隐身性能提出更严格的要求，这对发动机的研制产生了很大影响。1986年2月，空军部长奥尔德里奇宣布演示／验证阶段要包含飞机原型机的飞行试验。这个“先飞后买”的计划对发动机和飞机的研制有重大的影响，使得演示／验证阶段的工作重心放在了降低风险、验证技术的可行性和实用性上。
1987年末，飞机系统承包商的方案研究表明，要研制的飞机的重量和阻力比预想的要大，需要更大推力的发动机去满足性能要求。因此，通用电器公司和普·惠公司在验证机阶段分别研制了比以前大12％和15％的风扇以增加推力，但是在飞行试验时保留小风扇方案。1990年秋，以ATF发动机作为动力的2架洛克希德公司YF-22飞机和2架诺斯罗普公司YF-23飞机升空试验。
1991年4月，美空军部长罗斯宣布洛克希德公司获得了F-22飞机工程与制造发展(EMD)阶段的合同，普·惠公司在动力系统的竞争中胜出。按照罗斯的说法，2个胜出的方案“以较低的成本向空军提供了真正有价值的东西”，主要赢在技术方案和管理计划上，具有低风险和低成本优势。1991年8月，洛克希德公司获得了95．5亿美元的F-22飞机工程与制造发展(EMD)阶段合同；普·惠公司获得了价值13．75亿美元的合同，包括制造9台验证发动机、进行8900小时发动机验证试验、进行7400小时喷管验证试验、制造33台试飞用发动机(后改为27台)、提供飞行试验的现场支持、研制保障系统和基于计算机的训练系统。
在F-22项目支持下，F119发动机的研究继续进行。普·惠公司经过研究后宣称，ATF的任务需求并不需要变循环发动机，变循环发动机增加了不必要的重量和复杂性，风险高、研究和维护费用大。首台EMD型F119发动机于1992年11月开始试验。首台飞行试验发动机于1996年7月组装完毕。首架装有EMD型F119发动机的F22飞机于1997年6月升空。1999年10月，美国空军颁发F119发动机合格证书。2005年12月，F119发动机完成所有试验和评估，正式装备美国空军。
性能特点
F119发动机可谓战斗机动力装置的一次革命性进步。其性能特点可以归纳为：单位流量推力大(130大牛／千克／秒左右)，推重比高(大于10)，能为飞机提供短距离起降能力；不加力推力大，速度特性好，能为飞机提供不加力超声速巡航能力；具有二元矢量推力，能为飞机提供非常规机动能力；具有全权限数字电子控制系统，能实现飞／推综合控制；具有高可靠性和良好的可维修性。
F119发动机的推力比一般涡轮喷气发动机大2倍之多，不加力状态下的推力比某些常规发动机加力状态下的推力还要大。对于喷气发动机而言，可以通过加力方式得到附加推力，但是所付出的代价是燃料消耗量和热辐射的增大，被敌方发现的可能性也随之增加。一架F-22战斗机配装2台F119发动机后，能够在不加力状态以马赫数>1．4的速度持续飞行，快速接近战区并实现高空突防，大大提高了飞机的作战能力。
F119发动机的设计遵循“产品综合发展”(IPD)的思想，实现性能、安全、可靠、维修、经济等指标的平衡。Fll9发动机的主要部件比普通涡轮喷气发动机少40％，耐久性更强、工作效能更高，对地面保障设备和人员的需求减少1／2，定期维护次数减少75％。
技术分析
F119发动机分为风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动机匣等6个单元体，另有附件、全权限数字电子控制系统及发动机检测系统。整台发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴和浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、加力燃烧室及二元矢量喷管等组成。F119发动机重l360千克、涡轮前燃气温度1850～1950K。与普·惠公司为第三代战斗机F-15、F-16研制的F100-PW-220发动机相比，F119发动机在各方面均有较大改进，见下表。
风扇
F119发动机第一级风扇叶片采用宽弦、空心设计，叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成完整叶片，在连接前先将两板接合处纵向铣出几条槽道形成空腔。钛合金制的三级风扇转子均采用整体叶盘结构，采用线性摩擦焊的加工方法。为保证风扇机匣刚性一致、叶尖间隙均匀，风扇机匣做成整环的、风扇转子做成可拆卸的，即二级盘前、后均带鼓环，分别与一、三级盘连接。风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片。三级静子均采用了弯曲设计，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
采用了高级压比设计，六级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与一、二级导叶角度可调节，前机匣采用了AlloyC阻燃钛合金以降低重量，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、形成缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣具有双层结构：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广泛采用。
燃烧室
燃烧室的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沿圆周和长度切开的一块块瓦块形薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，冷却空气可由缝中流过，各瓦块形薄板在圆周与长度上可以自由膨胀，这种火焰筒又称为瓦块式火焰筒。采用浮壁式可改善火焰筒的工作条件、提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后可以更换，而且可以减少排气污染物。采用气动式喷嘴，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碳的问题。
高压涡轮
高压涡轮工作叶片用普·惠公司的第三代单晶材料制成，采用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，外缘部分采用提高损伤容限能力的热处理，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不同要求的热处理方法实属罕见。工作叶片叶尖喷涂一层耐磨涂层，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
低压涡轮与高压涡轮转向相反，因此当飞机做机动飞行时，作用于两转子上的陀螺力矩会大部分相互抵消，可减少外传到飞机机身上的力矩。另外，对装在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。在理论上，高、低压涡轮反向转动时可以不要低压涡轮导向器，但F119发动机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)。
加力燃烧室
加力筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，筒体内设隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却。在YF119发动机上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119发动机上则取消了外部导管。
尾喷管
喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，改变排气流的方向(即推力方向)。发动机推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程只需1秒。推力矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计考虑了减少雷达散射面积；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
燃油控制系统为第三代双余度全权限数字电子控制系统。
可维修性
发动机在设计中特别强调了可维修性。例如，大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件，而所用工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不用开口销而采用B型螺母，拧螺母时可不用限扭搬手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式，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；连接件设计成快卸快装模式。
可靠性
F119在设计中主要采用了“经过验证的技术”，因此整台发动机结构简单，零部件数目少，可靠性比F100-PW-220发动机要高。与F100相比，F119的外场可换组件拆换率降低50％、返修率降低74％、提前换发率降低33％、维修工时减少63％、平均维修间隔时间增加62％、空中停车率降低20％。要知道，F100-PW-220发动机是在F100-PW-100(原型)的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。
第四代战斗机的典型代表——美国的“猛禽”F-22战斗机已经完成了所有研制、试验和评估工作，于2005年12月正式装备美国空军。与F15、F16等第三代战斗机相比，F-22战斗机的作战性能有显著的提高，其超声速巡航、短距起降、超常规机动等先进的作战性能，都与F119-PW-100(以下简称F119)涡扇发动机密切相关。F119涡扇发动机是当今世界上最先进的战斗机动力装置，采用了大量的先进技术，代表了21世纪前几十年战斗机动力装置的发展方向。本文将从研制概况，性能特点、设计技术等方面，对该发动机进行介绍和分析。
研制概况
1980年，美国空军提出了先进战术战斗机发动机(ATE)的概念。1981年5月，美国空军向工业部门颁布了要研制的先进战术战斗机(ATF)的需求，并邀请美国各大航空发动机公司出席了由飞机设计公司主办的会议，一起探讨了可能的发动机概念，包括：不加力状态下的超声速巡航、1500英尺(458米)的短距离起降、隐身、低成本，飞机起飞总重为40000～60000磅(约18．1～22．7吨)。
1983年9月，普·惠(P&W)公司和通用电器(GE)公司分别获得了价值2．2亿美元的研制合同。这段合同计划执行50个月，从高速度、可操纵性和250小时加速三方面对发动机进行概念评估试验，实现超声速巡航、二维矢量喷管和30000磅推力的目标。最终的空军战术需求是在1984年初公布的，重新定义了ATF所有的指标：作战半径800英里(1287千米)，超声速巡航速度1．4～1．5马赫，起降距离2000英尺(610米)，起飞总重50000磅(22．7吨)，寿命周期成本与F15相当或更好。
普·惠公司1985年9月开始验证机XF119(内部称PW5000)的零部件制造，第一台XF119于1986年10月开始首次运转，第二台于1987年5月开始运转。在接下来的4年中，这两种发动机被确定为F119发动机发展计划的选定机种。第一台XF119发动机于1988年下半年在阿诺德发动机研究中心的高空台上经过了125．5小时的试验。发动机首先配装简易喷管进行试验，然后换装二维矢量收-扩喷管，以提高飞机的生存性和机动性。
通用电器公司的验证机XF120(内部称GE37)发动机是一种变循环发动机。它在低功率时以大涵道比工作，获得低的耗油率；高功率时以小涵道比工作，获得大的推力。风扇与核心机压力的匹配通过加力装置中的可变面积涵道引射器来实现。第一台XF120没有加力并装普通喷管，1987年5月首次运转，进行了130小时的海平面试验和60小时的高空试验。第二台XF120验证机1987年11月首次运转，主要验证加力装置的操纵性能和由碳-碳复合材料制成的二维矢量收-扩喷管的性能，共进行了210小时的操纵性试验。
1985年9月，即开展概念研究2年后，ATF演示／验证阶段的性能需求指标正式公布，重点是降低装备成本，750架飞机的总计划经费是650亿美元。2个月后，空军对飞机性能指标提出了修改，对飞机的隐身性能提出更严格的要求，这对发动机的研制产生了很大影响。1986年2月，空军部长奥尔德里奇宣布演示／验证阶段要包含飞机原型机的飞行试验。这个“先飞后买”的计划对发动机和飞机的研制有重大的影响，使得演示／验证阶段的工作重心放在了降低风险、验证技术的可行性和实用性上。
1987年末，飞机系统承包商的方案研究表明，要研制的飞机的重量和阻力比预想的要大，需要更大推力的发动机去满足性能要求。因此，通用电器公司和普·惠公司在验证机阶段分别研制了比以前大12％和15％的风扇以增加推力，但是在飞行试验时保留小风扇方案。1990年秋，以ATF发动机作为动力的2架洛克希德公司YF-22飞机和2架诺斯罗普公司YF-23飞机升空试验。
1991年4月，美空军部长罗斯宣布洛克希德公司获得了F-22飞机工程与制造发展(EMD)阶段的合同，普·惠公司在动力系统的竞争中胜出。按照罗斯的说法，2个胜出的方案“以较低的成本向空军提供了真正有价值的东西”，主要赢在技术方案和管理计划上，具有低风险和低成本优势。1991年8月，洛克希德公司获得了95．5亿美元的F-22飞机工程与制造发展(EMD)阶段合同；普·惠公司获得了价值13．75亿美元的合同，包括制造9台验证发动机、进行8900小时发动机验证试验、进行7400小时喷管验证试验、制造33台试飞用发动机(后改为27台)、提供飞行试验的现场支持、研制保障系统和基于计算机的训练系统。
在F-22项目支持下，F119发动机的研究继续进行。普·惠公司经过研究后宣称，ATF的任务需求并不需要变循环发动机，变循环发动机增加了不必要的重量和复杂性，风险高、研究和维护费用大。首台EMD型F119发动机于1992年11月开始试验。首台飞行试验发动机于1996年7月组装完毕。首架装有EMD型F119发动机的F22飞机于1997年6月升空。1999年10月，美国空军颁发F119发动机合格证书。2005年12月，F119发动机完成所有试验和评估，正式装备美国空军。
性能特点
F119发动机可谓战斗机动力装置的一次革命性进步。其性能特点可以归纳为：单位流量推力大(130大牛／千克／秒左右)，推重比高(大于10)，能为飞机提供短距离起降能力；不加力推力大，速度特性好，能为飞机提供不加力超声速巡航能力；具有二元矢量推力，能为飞机提供非常规机动能力；具有全权限数字电子控制系统，能实现飞／推综合控制；具有高可靠性和良好的可维修性。
F119发动机的推力比一般涡轮喷气发动机大2倍之多，不加力状态下的推力比某些常规发动机加力状态下的推力还要大。对于喷气发动机而言，可以通过加力方式得到附加推力，但是所付出的代价是燃料消耗量和热辐射的增大，被敌方发现的可能性也随之增加。一架F-22战斗机配装2台F119发动机后，能够在不加力状态以马赫数>1．4的速度持续飞行，快速接近战区并实现高空突防，大大提高了飞机的作战能力。
F119发动机的设计遵循“产品综合发展”(IPD)的思想，实现性能、安全、可靠、维修、经济等指标的平衡。Fll9发动机的主要部件比普通涡轮喷气发动机少40％，耐久性更强、工作效能更高，对地面保障设备和人员的需求减少1／2，定期维护次数减少75％。
技术分析
F119发动机分为风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动机匣等6个单元体，另有附件、全权限数字电子控制系统及发动机检测系统。整台发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴和浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、加力燃烧室及二元矢量喷管等组成。F119发动机重l360千克、涡轮前燃气温度1850～1950K。与普·惠公司为第三代战斗机F-15、F-16研制的F100-PW-220发动机相比，F119发动机在各方面均有较大改进，见下表。
风扇
F119发动机第一级风扇叶片采用宽弦、空心设计，叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成完整叶片，在连接前先将两板接合处纵向铣出几条槽道形成空腔。钛合金制的三级风扇转子均采用整体叶盘结构，采用线性摩擦焊的加工方法。为保证风扇机匣刚性一致、叶尖间隙均匀，风扇机匣做成整环的、风扇转子做成可拆卸的，即二级盘前、后均带鼓环，分别与一、三级盘连接。风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片。三级静子均采用了弯曲设计，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
采用了高级压比设计，六级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与一、二级导叶角度可调节，前机匣采用了AlloyC阻燃钛合金以降低重量，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、形成缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣具有双层结构：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广泛采用。
燃烧室
燃烧室的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沿圆周和长度切开的一块块瓦块形薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，冷却空气可由缝中流过，各瓦块形薄板在圆周与长度上可以自由膨胀，这种火焰筒又称为瓦块式火焰筒。采用浮壁式可改善火焰筒的工作条件、提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后可以更换，而且可以减少排气污染物。采用气动式喷嘴，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碳的问题。
高压涡轮
高压涡轮工作叶片用普·惠公司的第三代单晶材料制成，采用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，外缘部分采用提高损伤容限能力的热处理，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不同要求的热处理方法实属罕见。工作叶片叶尖喷涂一层耐磨涂层，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
低压涡轮与高压涡轮转向相反，因此当飞机做机动飞行时，作用于两转子上的陀螺力矩会大部分相互抵消，可减少外传到飞机机身上的力矩。另外，对装在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。在理论上，高、低压涡轮反向转动时可以不要低压涡轮导向器，但F119发动机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)。
加力燃烧室
加力筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，筒体内设隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却。在YF119发动机上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119发动机上则取消了外部导管。
尾喷管
喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，改变排气流的方向(即推力方向)。发动机推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程只需1秒。推力矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计考虑了减少雷达散射面积；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
燃油控制系统为第三代双余度全权限数字电子控制系统。
可维修性
发动机在设计中特别强调了可维修性。例如，大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件，而所用工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不用开口销而采用B型螺母，拧螺母时可不用限扭搬手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式，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；连接件设计成快卸快装模式。
可靠性
F119在设计中主要采用了“经过验证的技术”，因此整台发动机结构简单，零部件数目少，可靠性比F100-PW-220发动机要高。与F100相比，F119的外场可换组件拆换率降低50％、返修率降低74％、提前换发率降低33％、维修工时减少63％、平均维修间隔时间增加62％、空中停车率降低20％。要知道，F100-PW-220发动机是在F100-PW-100(原型)的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。
今天不经意间发现学校图书馆买了刚刚网络版杂志，不敢独享，发了几篇——还有几篇在陆军版。明天还要考试，复习去了。:D
米帝很强
已经收藏.:D
最近猛料爆得多,我.....我还以为是咱们的四代机的心脏的核心机出来了呢.
原帖由 望楼 于 2007-1-15 18:31 发表
米帝很强
确实确实，要追上没有几代人的持续努力是不成的。
美国也是80年开始研制的
也花了不少时间
我们的工业还落后，研制出来有点差距也正常啊
也花了不少时间
我们的工业还落后，研制出来有点差距也正常啊