超级军网美国第四代战斗机发动机的研制理念和研制程序（之一）
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/20 00:02:19
2005年12月15日，美国空军宣布，第一支装备F119发动机的F-22"猛禽"战斗机飞机作战部队具备初步作战能力（IOC）。至此，作为第四代喷气战斗机发动机的典型代表，F119发动机历时15年技术准备和15年型号研制正式投入使用。
为满足第四代战斗机的要求，如超声速巡航、隐身、超机动性、短距起落、高保障性和地寿命期成本，F119发动机采用了许多新技术，如三维黏性流叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高温升双层壁燃烧室、先进复合冷却技术和隔热涂层、第三代单晶材料、对转涡轮、双性能粉末冶金涡轮盘、强旋流加力燃烧室、二元矢量推力喷管、具有自检和容错能力的第三代双通道双余度FADEC和陶瓷/碳碳复合材料静止件。但是，从战斗机发动机的主要设计参数和性能指标（涡轮进口温度、中间状态耗油率和推重比）综合起来看，F119的性能相对于其前身F100的发展速度大大低于F100投入使用前美国30多年军用涡喷/涡扇发动机的平均速度。其主要原因是改变了过去主要追求高性能的做法，采取性能、适用性、可靠性、耐久性和维修性并重的研制理念。由此，研制程序和方法上也作了相应的改变。
1美国战斗机发动机研制理念的演变
随着飞机战术技术要求的变化和和发动机技术的提高，美国战斗机发动机的研制理念也发生变化。
1.1 追求性能的拼部件"武库法"
在40年代到50年代航空涡轮发动机发展的初期，在研制理念上单纯追求性能，发动机的寿命只有几十小时。在研制程序方面，采取从应用研究直接过渡到型号研制。由于部件技术没有在真实发动机环境下试验验证，型号研制工作的风险很大，拖延进度甚至研制失败的事常有发生。幸好当时发动机型号研制的数量多，飞机/发动机的匹配要求也不高，研制中的飞机可以用已经成熟的发动机或稍后研制出来的发动机。这就形成了有一些研制好的发动机可供飞机选用的局面。因而也被称为"武库法"。
在研制中，重点解决性能达标问题，既保证发动机达到气动热力状态以及推力和耗油率指标。
1.2重视适用性的预先研制理念
60年代初，受50年代后期开始的"要导弹不要飞机"政策的影响，美国航空发动机技术的研究和发展经费缩减到了最小的程度。而且，随着技术的发展，研究和发展的成本不断上升，因而，型号研制的数量急剧减少。同时，飞机对发动机的要求变得更加专门化，特别是加力涡扇发动机的出现，使飞机与发动机间和发动机各部件间的匹配问题更加突出。根据这个情况，美国国防部决定，一种新发动机的型号研制必须经国防部的批准，而且必须与经批准的飞机计划配套。因此，在研究经费减少的情况下，为减少型号研制中的技术风险，确保发动机的研制成功，美国在航空发动机技术的研究和发展过程中增加了一个预先发展阶段，即在将应用基础研究和应用研究的成果用于型号研制以前，预先放在尽可能在接近发动机的真实工作状态下进行试验和验证。这就是核心机和验证机途径。
发动机研制的重点放到了适用性上。适用性是发动机工作特性对油门杆和进气流场条件变化的响应，主要解决进气道－发动机－喷管匹配问题。
1.3 性能、适用性、耐久性、维修性和保障性并重的低寿命期成本研制理念
1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表，它在使用中出现大量的适用性、可靠性、耐久性和维修性问题，严重影响了飞行安全和战备完好状态，并大大增加了改进、改装和维修费用，是军方不堪负担。为此持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研，发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机研制理念和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说，"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题，由于缺乏衡量发动机品质的共同准则，又没有完整、精确的寿命期成本数据，结果决策不是根据整个系统的成本作出的，也不是最佳的。"其后，在管理体制、研制理念、研制程序和方法上采取一系列的改革措施，并确定第四代战斗机发动机（当时称为先进战术战斗机）将全面贯彻新的设计理念和研制程序。主要的改革内容如下：
（1）建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统，对发动机进行全寿命期管理。
调研发现，在70年代初，美国空军的发动机管理体系是分散的。空军司令部内对发动机的管理机构隶属于各个重要飞机型号办公室，研制部门、使用部门和后勤保障部门各自强调自己的要求。信息系统也不统一，很难得出全面衡量发动机品质得有效数据和准则。为此，对发动机和整个航空武器系统得管理体制进行了三次大的调整。第一次是在70年代初，在系统司令部航空系统部下增设推进装置处，全盘负责发动机的研究、负责和采购，改变了过去对发动机的管理分属各个飞机型号办公室的做法。第二次是在80年代初，在后勤司令部内增设采购后勤部，复杂沟通个作战司令部（使用部门）、系统司令部（采办部门）和后勤司令部（后勤保障部门），在采办过程中提出后勤保障方面的要求。第三次是在1992年7月1日开始实施，将系统司令部和后勤司令部合并成装备司令部，通盘负责航空武器系统的研究、负责、采购和后勤保障，从而在体制上保证对飞和发动机实施全寿命期管理。同时在空军参谋部一级的机构下设立介于下属各机构之间的统一的信息系统，把日常信息渠道（日常报表）、指令信息渠道（向上反映的情况和向下传达的指令）和特种信息渠道（听证会、技术座谈会和专家意见证询等）会集于统一的信息储存和处理中心，为发动机全寿命期管理提供技术和经济信息。
（2）建立寿命期成本模型，并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素
发动机作为飞机的一个重要的分系统，对其寿命期成本的研究开始得比较早。军方、兰德公司和各发动机制造商早70年代就已经建立了多种发动机寿命期成本模型，并开始用于新发动机研制时的循环参数优化。这种凭过去多年的数据把发动机各项成本与发动机重要参数（如推力、推重比、耗油率、总压比、涡轮进口温度和翻修寿命）的模型可以推算出今后研制的新发动机的成本。在80初，普·惠公司为第四代发动机作循环参数优化时，以传统的飞机起飞总重最低为目标时涡轮温度为2033K，而以寿命期成本最低为目标时为1922K。考虑空军多种战斗机的需求，发动机循环参数的选择范围见表1。
表1 普·惠公司第四代发动机循环参数范围
参 数
范 围
涵道比
总压比
涡轮前温度
节流比
0.20～0.32
23～27
1 922～2 033K
1.08～1.13
（3）制定发动机寿命期管理条例，修订型号研制程序和规范，采用新的研制方法
美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》，协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中在工程研制阶段的要求与原来条例的要求对比如表2。
表2 新旧条例对航空发动机研制要求的比较
原来条例的要求
新条例的要求
·只达到试生产发动机的要求和目标
·不按具飞行任务进行持久试车
·有限的气动-结构试验
·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命
·不验证寿命极限
·有限的后勤保障特性验证
·有限范围的飞行鉴定
·有限的生产型发动机鉴定
·有限的寿命分析
·有限的研制和采购费用权衡
·达到批生产要求和目标
·按具体飞行任务进行持久试车
·在整个飞行包线内进行气动-结构验证
·验证翻修寿命和最长工作寿命
·验证寿命极限
·全面的后勤保障特性验证
·全面而及时地飞行鉴定
·最大限度地在试验中使用生产型发动机
·进行全面的寿命分析
·验证寿命期费用模型
条例中还规定，在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标。
其定义如下：
·适用性--喘振裕度设计指标；
·耐久性--热端和冷端部件的设计寿命；
·可靠性--定期检查间隔时间和控制系统余度指标；
·维修性--能减少发动机维修量的设计和监控。
预计，累计使用到50万发动机飞行小时时，第四代战斗机发动机的可靠性、耐久性和后勤保障性将比F100-220有大幅度的提高，见表3。
表3 第四代战斗机发动机相对F100-220的可靠性、耐久性和后勤保障性改进
项目
改进
外场可更换件拆换率/10000发动机飞行小时
-50%
返修率/1000发动机飞行小时
-74%
提前换发率/1000发动机飞行小时
-33%
维修工时/发动机飞行小时
-63%
维修平均间隔时间（发动机飞行小时）
+62%
空中停车率/1000发动机飞行小时
-29%
为全面实现"四性"指标，还采取了综合产品开发和保障性设计等一系列新的研制方法。
同时，空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的，并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中，将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
·初始飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于有限的飞行试验。具体来说，是验证保证试飞安全所需的气动、热力、气动弹性和结构特性。相当于原来的试飞前规定试验。
·全面飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于在整个飞行包线内进行飞行试验。在那时，为保证经济地生产、外场使用和维修所需的气动和热力性能以及重要部件的低周疲劳寿命都已经得到验证。
·初始使用审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于小批生产。在小批生产前，发动机的组件或单元体的翻修寿命和最长工作时间以及零件的寿命都已得到验证，保证发动机以最大状态（最大工作温度、最大引气量和最大功率提取）工作时耐久性不会过多的降低，并满足型号规范规定的所有要求。相当于原来的定型试验。
·工作能力审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于达批量生产。到那时，试验用发动机是用批生产工装制造的，保证批生产发动机投入使用后的可靠性和耐久性问题减到最少，达到高的生产率，同时满足型号规范所有的性能和功能。
周期从4~5年延长到8~9年，总试验时数从8000h增加到11000h。通过比较看出，新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间，分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。
低寿命期成本研制理念十分重视型号的研制程序，计划、规范、系统论证和发动机用法预测等管理和系统软件准备。（作者： 方昌德）（责编 洪山）2005年12月15日，美国空军宣布，第一支装备F119发动机的F-22"猛禽"战斗机飞机作战部队具备初步作战能力（IOC）。至此，作为第四代喷气战斗机发动机的典型代表，F119发动机历时15年技术准备和15年型号研制正式投入使用。
为满足第四代战斗机的要求，如超声速巡航、隐身、超机动性、短距起落、高保障性和地寿命期成本，F119发动机采用了许多新技术，如三维黏性流叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高温升双层壁燃烧室、先进复合冷却技术和隔热涂层、第三代单晶材料、对转涡轮、双性能粉末冶金涡轮盘、强旋流加力燃烧室、二元矢量推力喷管、具有自检和容错能力的第三代双通道双余度FADEC和陶瓷/碳碳复合材料静止件。但是，从战斗机发动机的主要设计参数和性能指标（涡轮进口温度、中间状态耗油率和推重比）综合起来看，F119的性能相对于其前身F100的发展速度大大低于F100投入使用前美国30多年军用涡喷/涡扇发动机的平均速度。其主要原因是改变了过去主要追求高性能的做法，采取性能、适用性、可靠性、耐久性和维修性并重的研制理念。由此，研制程序和方法上也作了相应的改变。
1美国战斗机发动机研制理念的演变
随着飞机战术技术要求的变化和和发动机技术的提高，美国战斗机发动机的研制理念也发生变化。
1.1 追求性能的拼部件"武库法"
在40年代到50年代航空涡轮发动机发展的初期，在研制理念上单纯追求性能，发动机的寿命只有几十小时。在研制程序方面，采取从应用研究直接过渡到型号研制。由于部件技术没有在真实发动机环境下试验验证，型号研制工作的风险很大，拖延进度甚至研制失败的事常有发生。幸好当时发动机型号研制的数量多，飞机/发动机的匹配要求也不高，研制中的飞机可以用已经成熟的发动机或稍后研制出来的发动机。这就形成了有一些研制好的发动机可供飞机选用的局面。因而也被称为"武库法"。
在研制中，重点解决性能达标问题，既保证发动机达到气动热力状态以及推力和耗油率指标。
1.2重视适用性的预先研制理念
60年代初，受50年代后期开始的"要导弹不要飞机"政策的影响，美国航空发动机技术的研究和发展经费缩减到了最小的程度。而且，随着技术的发展，研究和发展的成本不断上升，因而，型号研制的数量急剧减少。同时，飞机对发动机的要求变得更加专门化，特别是加力涡扇发动机的出现，使飞机与发动机间和发动机各部件间的匹配问题更加突出。根据这个情况，美国国防部决定，一种新发动机的型号研制必须经国防部的批准，而且必须与经批准的飞机计划配套。因此，在研究经费减少的情况下，为减少型号研制中的技术风险，确保发动机的研制成功，美国在航空发动机技术的研究和发展过程中增加了一个预先发展阶段，即在将应用基础研究和应用研究的成果用于型号研制以前，预先放在尽可能在接近发动机的真实工作状态下进行试验和验证。这就是核心机和验证机途径。
发动机研制的重点放到了适用性上。适用性是发动机工作特性对油门杆和进气流场条件变化的响应，主要解决进气道－发动机－喷管匹配问题。
1.3 性能、适用性、耐久性、维修性和保障性并重的低寿命期成本研制理念
1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表，它在使用中出现大量的适用性、可靠性、耐久性和维修性问题，严重影响了飞行安全和战备完好状态，并大大增加了改进、改装和维修费用，是军方不堪负担。为此持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研，发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机研制理念和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说，"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题，由于缺乏衡量发动机品质的共同准则，又没有完整、精确的寿命期成本数据，结果决策不是根据整个系统的成本作出的，也不是最佳的。"其后，在管理体制、研制理念、研制程序和方法上采取一系列的改革措施，并确定第四代战斗机发动机（当时称为先进战术战斗机）将全面贯彻新的设计理念和研制程序。主要的改革内容如下：
（1）建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统，对发动机进行全寿命期管理。
调研发现，在70年代初，美国空军的发动机管理体系是分散的。空军司令部内对发动机的管理机构隶属于各个重要飞机型号办公室，研制部门、使用部门和后勤保障部门各自强调自己的要求。信息系统也不统一，很难得出全面衡量发动机品质得有效数据和准则。为此，对发动机和整个航空武器系统得管理体制进行了三次大的调整。第一次是在70年代初，在系统司令部航空系统部下增设推进装置处，全盘负责发动机的研究、负责和采购，改变了过去对发动机的管理分属各个飞机型号办公室的做法。第二次是在80年代初，在后勤司令部内增设采购后勤部，复杂沟通个作战司令部（使用部门）、系统司令部（采办部门）和后勤司令部（后勤保障部门），在采办过程中提出后勤保障方面的要求。第三次是在1992年7月1日开始实施，将系统司令部和后勤司令部合并成装备司令部，通盘负责航空武器系统的研究、负责、采购和后勤保障，从而在体制上保证对飞和发动机实施全寿命期管理。同时在空军参谋部一级的机构下设立介于下属各机构之间的统一的信息系统，把日常信息渠道（日常报表）、指令信息渠道（向上反映的情况和向下传达的指令）和特种信息渠道（听证会、技术座谈会和专家意见证询等）会集于统一的信息储存和处理中心，为发动机全寿命期管理提供技术和经济信息。
（2）建立寿命期成本模型，并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素
发动机作为飞机的一个重要的分系统，对其寿命期成本的研究开始得比较早。军方、兰德公司和各发动机制造商早70年代就已经建立了多种发动机寿命期成本模型，并开始用于新发动机研制时的循环参数优化。这种凭过去多年的数据把发动机各项成本与发动机重要参数（如推力、推重比、耗油率、总压比、涡轮进口温度和翻修寿命）的模型可以推算出今后研制的新发动机的成本。在80初，普·惠公司为第四代发动机作循环参数优化时，以传统的飞机起飞总重最低为目标时涡轮温度为2033K，而以寿命期成本最低为目标时为1922K。考虑空军多种战斗机的需求，发动机循环参数的选择范围见表1。
表1 普·惠公司第四代发动机循环参数范围
参 数
范 围
涵道比
总压比
涡轮前温度
节流比
0.20～0.32
23～27
1 922～2 033K
1.08～1.13
（3）制定发动机寿命期管理条例，修订型号研制程序和规范，采用新的研制方法
美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》，协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中在工程研制阶段的要求与原来条例的要求对比如表2。
表2 新旧条例对航空发动机研制要求的比较
原来条例的要求
新条例的要求
·只达到试生产发动机的要求和目标
·不按具飞行任务进行持久试车
·有限的气动-结构试验
·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命
·不验证寿命极限
·有限的后勤保障特性验证
·有限范围的飞行鉴定
·有限的生产型发动机鉴定
·有限的寿命分析
·有限的研制和采购费用权衡
·达到批生产要求和目标
·按具体飞行任务进行持久试车
·在整个飞行包线内进行气动-结构验证
·验证翻修寿命和最长工作寿命
·验证寿命极限
·全面的后勤保障特性验证
·全面而及时地飞行鉴定
·最大限度地在试验中使用生产型发动机
·进行全面的寿命分析
·验证寿命期费用模型
条例中还规定，在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标。
其定义如下：
·适用性--喘振裕度设计指标；
·耐久性--热端和冷端部件的设计寿命；
·可靠性--定期检查间隔时间和控制系统余度指标；
·维修性--能减少发动机维修量的设计和监控。
预计，累计使用到50万发动机飞行小时时，第四代战斗机发动机的可靠性、耐久性和后勤保障性将比F100-220有大幅度的提高，见表3。
表3 第四代战斗机发动机相对F100-220的可靠性、耐久性和后勤保障性改进
项目
改进
外场可更换件拆换率/10000发动机飞行小时
-50%
返修率/1000发动机飞行小时
-74%
提前换发率/1000发动机飞行小时
-33%
维修工时/发动机飞行小时
-63%
维修平均间隔时间（发动机飞行小时）
+62%
空中停车率/1000发动机飞行小时
-29%
为全面实现"四性"指标，还采取了综合产品开发和保障性设计等一系列新的研制方法。
同时，空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的，并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中，将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
·初始飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于有限的飞行试验。具体来说，是验证保证试飞安全所需的气动、热力、气动弹性和结构特性。相当于原来的试飞前规定试验。
·全面飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于在整个飞行包线内进行飞行试验。在那时，为保证经济地生产、外场使用和维修所需的气动和热力性能以及重要部件的低周疲劳寿命都已经得到验证。
·初始使用审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于小批生产。在小批生产前，发动机的组件或单元体的翻修寿命和最长工作时间以及零件的寿命都已得到验证，保证发动机以最大状态（最大工作温度、最大引气量和最大功率提取）工作时耐久性不会过多的降低，并满足型号规范规定的所有要求。相当于原来的定型试验。
·工作能力审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于达批量生产。到那时，试验用发动机是用批生产工装制造的，保证批生产发动机投入使用后的可靠性和耐久性问题减到最少，达到高的生产率，同时满足型号规范所有的性能和功能。
周期从4~5年延长到8~9年，总试验时数从8000h增加到11000h。通过比较看出，新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间，分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。
低寿命期成本研制理念十分重视型号的研制程序，计划、规范、系统论证和发动机用法预测等管理和系统软件准备。（作者： 方昌德）（责编 洪山）
为满足第四代战斗机的要求，如超声速巡航、隐身、超机动性、短距起落、高保障性和地寿命期成本，F119发动机采用了许多新技术，如三维黏性流叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高温升双层壁燃烧室、先进复合冷却技术和隔热涂层、第三代单晶材料、对转涡轮、双性能粉末冶金涡轮盘、强旋流加力燃烧室、二元矢量推力喷管、具有自检和容错能力的第三代双通道双余度FADEC和陶瓷/碳碳复合材料静止件。但是，从战斗机发动机的主要设计参数和性能指标（涡轮进口温度、中间状态耗油率和推重比）综合起来看，F119的性能相对于其前身F100的发展速度大大低于F100投入使用前美国30多年军用涡喷/涡扇发动机的平均速度。其主要原因是改变了过去主要追求高性能的做法，采取性能、适用性、可靠性、耐久性和维修性并重的研制理念。由此，研制程序和方法上也作了相应的改变。
1美国战斗机发动机研制理念的演变
随着飞机战术技术要求的变化和和发动机技术的提高，美国战斗机发动机的研制理念也发生变化。
1.1 追求性能的拼部件"武库法"
在40年代到50年代航空涡轮发动机发展的初期，在研制理念上单纯追求性能，发动机的寿命只有几十小时。在研制程序方面，采取从应用研究直接过渡到型号研制。由于部件技术没有在真实发动机环境下试验验证，型号研制工作的风险很大，拖延进度甚至研制失败的事常有发生。幸好当时发动机型号研制的数量多，飞机/发动机的匹配要求也不高，研制中的飞机可以用已经成熟的发动机或稍后研制出来的发动机。这就形成了有一些研制好的发动机可供飞机选用的局面。因而也被称为"武库法"。
在研制中，重点解决性能达标问题，既保证发动机达到气动热力状态以及推力和耗油率指标。
1.2重视适用性的预先研制理念
60年代初，受50年代后期开始的"要导弹不要飞机"政策的影响，美国航空发动机技术的研究和发展经费缩减到了最小的程度。而且，随着技术的发展，研究和发展的成本不断上升，因而，型号研制的数量急剧减少。同时，飞机对发动机的要求变得更加专门化，特别是加力涡扇发动机的出现，使飞机与发动机间和发动机各部件间的匹配问题更加突出。根据这个情况，美国国防部决定，一种新发动机的型号研制必须经国防部的批准，而且必须与经批准的飞机计划配套。因此，在研究经费减少的情况下，为减少型号研制中的技术风险，确保发动机的研制成功，美国在航空发动机技术的研究和发展过程中增加了一个预先发展阶段，即在将应用基础研究和应用研究的成果用于型号研制以前，预先放在尽可能在接近发动机的真实工作状态下进行试验和验证。这就是核心机和验证机途径。
发动机研制的重点放到了适用性上。适用性是发动机工作特性对油门杆和进气流场条件变化的响应，主要解决进气道－发动机－喷管匹配问题。
1.3 性能、适用性、耐久性、维修性和保障性并重的低寿命期成本研制理念
1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表，它在使用中出现大量的适用性、可靠性、耐久性和维修性问题，严重影响了飞行安全和战备完好状态，并大大增加了改进、改装和维修费用，是军方不堪负担。为此持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研，发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机研制理念和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说，"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题，由于缺乏衡量发动机品质的共同准则，又没有完整、精确的寿命期成本数据，结果决策不是根据整个系统的成本作出的，也不是最佳的。"其后，在管理体制、研制理念、研制程序和方法上采取一系列的改革措施，并确定第四代战斗机发动机（当时称为先进战术战斗机）将全面贯彻新的设计理念和研制程序。主要的改革内容如下：
（1）建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统，对发动机进行全寿命期管理。
调研发现，在70年代初，美国空军的发动机管理体系是分散的。空军司令部内对发动机的管理机构隶属于各个重要飞机型号办公室，研制部门、使用部门和后勤保障部门各自强调自己的要求。信息系统也不统一，很难得出全面衡量发动机品质得有效数据和准则。为此，对发动机和整个航空武器系统得管理体制进行了三次大的调整。第一次是在70年代初，在系统司令部航空系统部下增设推进装置处，全盘负责发动机的研究、负责和采购，改变了过去对发动机的管理分属各个飞机型号办公室的做法。第二次是在80年代初，在后勤司令部内增设采购后勤部，复杂沟通个作战司令部（使用部门）、系统司令部（采办部门）和后勤司令部（后勤保障部门），在采办过程中提出后勤保障方面的要求。第三次是在1992年7月1日开始实施，将系统司令部和后勤司令部合并成装备司令部，通盘负责航空武器系统的研究、负责、采购和后勤保障，从而在体制上保证对飞和发动机实施全寿命期管理。同时在空军参谋部一级的机构下设立介于下属各机构之间的统一的信息系统，把日常信息渠道（日常报表）、指令信息渠道（向上反映的情况和向下传达的指令）和特种信息渠道（听证会、技术座谈会和专家意见证询等）会集于统一的信息储存和处理中心，为发动机全寿命期管理提供技术和经济信息。
（2）建立寿命期成本模型，并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素
发动机作为飞机的一个重要的分系统，对其寿命期成本的研究开始得比较早。军方、兰德公司和各发动机制造商早70年代就已经建立了多种发动机寿命期成本模型，并开始用于新发动机研制时的循环参数优化。这种凭过去多年的数据把发动机各项成本与发动机重要参数（如推力、推重比、耗油率、总压比、涡轮进口温度和翻修寿命）的模型可以推算出今后研制的新发动机的成本。在80初，普·惠公司为第四代发动机作循环参数优化时，以传统的飞机起飞总重最低为目标时涡轮温度为2033K，而以寿命期成本最低为目标时为1922K。考虑空军多种战斗机的需求，发动机循环参数的选择范围见表1。
表1 普·惠公司第四代发动机循环参数范围
参 数
范 围
涵道比
总压比
涡轮前温度
节流比
0.20～0.32
23～27
1 922～2 033K
1.08～1.13
（3）制定发动机寿命期管理条例，修订型号研制程序和规范，采用新的研制方法
美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》，协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中在工程研制阶段的要求与原来条例的要求对比如表2。
表2 新旧条例对航空发动机研制要求的比较
原来条例的要求
新条例的要求
·只达到试生产发动机的要求和目标
·不按具飞行任务进行持久试车
·有限的气动-结构试验
·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命
·不验证寿命极限
·有限的后勤保障特性验证
·有限范围的飞行鉴定
·有限的生产型发动机鉴定
·有限的寿命分析
·有限的研制和采购费用权衡
·达到批生产要求和目标
·按具体飞行任务进行持久试车
·在整个飞行包线内进行气动-结构验证
·验证翻修寿命和最长工作寿命
·验证寿命极限
·全面的后勤保障特性验证
·全面而及时地飞行鉴定
·最大限度地在试验中使用生产型发动机
·进行全面的寿命分析
·验证寿命期费用模型
条例中还规定，在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标。
其定义如下：
·适用性--喘振裕度设计指标；
·耐久性--热端和冷端部件的设计寿命；
·可靠性--定期检查间隔时间和控制系统余度指标；
·维修性--能减少发动机维修量的设计和监控。
预计，累计使用到50万发动机飞行小时时，第四代战斗机发动机的可靠性、耐久性和后勤保障性将比F100-220有大幅度的提高，见表3。
表3 第四代战斗机发动机相对F100-220的可靠性、耐久性和后勤保障性改进
项目
改进
外场可更换件拆换率/10000发动机飞行小时
-50%
返修率/1000发动机飞行小时
-74%
提前换发率/1000发动机飞行小时
-33%
维修工时/发动机飞行小时
-63%
维修平均间隔时间（发动机飞行小时）
+62%
空中停车率/1000发动机飞行小时
-29%
为全面实现"四性"指标，还采取了综合产品开发和保障性设计等一系列新的研制方法。
同时，空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的，并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中，将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
·初始飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于有限的飞行试验。具体来说，是验证保证试飞安全所需的气动、热力、气动弹性和结构特性。相当于原来的试飞前规定试验。
·全面飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于在整个飞行包线内进行飞行试验。在那时，为保证经济地生产、外场使用和维修所需的气动和热力性能以及重要部件的低周疲劳寿命都已经得到验证。
·初始使用审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于小批生产。在小批生产前，发动机的组件或单元体的翻修寿命和最长工作时间以及零件的寿命都已得到验证，保证发动机以最大状态（最大工作温度、最大引气量和最大功率提取）工作时耐久性不会过多的降低，并满足型号规范规定的所有要求。相当于原来的定型试验。
·工作能力审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于达批量生产。到那时，试验用发动机是用批生产工装制造的，保证批生产发动机投入使用后的可靠性和耐久性问题减到最少，达到高的生产率，同时满足型号规范所有的性能和功能。
周期从4~5年延长到8~9年，总试验时数从8000h增加到11000h。通过比较看出，新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间，分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。
低寿命期成本研制理念十分重视型号的研制程序，计划、规范、系统论证和发动机用法预测等管理和系统软件准备。（作者： 方昌德）（责编 洪山）2005年12月15日，美国空军宣布，第一支装备F119发动机的F-22"猛禽"战斗机飞机作战部队具备初步作战能力（IOC）。至此，作为第四代喷气战斗机发动机的典型代表，F119发动机历时15年技术准备和15年型号研制正式投入使用。
为满足第四代战斗机的要求，如超声速巡航、隐身、超机动性、短距起落、高保障性和地寿命期成本，F119发动机采用了许多新技术，如三维黏性流叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高温升双层壁燃烧室、先进复合冷却技术和隔热涂层、第三代单晶材料、对转涡轮、双性能粉末冶金涡轮盘、强旋流加力燃烧室、二元矢量推力喷管、具有自检和容错能力的第三代双通道双余度FADEC和陶瓷/碳碳复合材料静止件。但是，从战斗机发动机的主要设计参数和性能指标（涡轮进口温度、中间状态耗油率和推重比）综合起来看，F119的性能相对于其前身F100的发展速度大大低于F100投入使用前美国30多年军用涡喷/涡扇发动机的平均速度。其主要原因是改变了过去主要追求高性能的做法，采取性能、适用性、可靠性、耐久性和维修性并重的研制理念。由此，研制程序和方法上也作了相应的改变。
1美国战斗机发动机研制理念的演变
随着飞机战术技术要求的变化和和发动机技术的提高，美国战斗机发动机的研制理念也发生变化。
1.1 追求性能的拼部件"武库法"
在40年代到50年代航空涡轮发动机发展的初期，在研制理念上单纯追求性能，发动机的寿命只有几十小时。在研制程序方面，采取从应用研究直接过渡到型号研制。由于部件技术没有在真实发动机环境下试验验证，型号研制工作的风险很大，拖延进度甚至研制失败的事常有发生。幸好当时发动机型号研制的数量多，飞机/发动机的匹配要求也不高，研制中的飞机可以用已经成熟的发动机或稍后研制出来的发动机。这就形成了有一些研制好的发动机可供飞机选用的局面。因而也被称为"武库法"。
在研制中，重点解决性能达标问题，既保证发动机达到气动热力状态以及推力和耗油率指标。
1.2重视适用性的预先研制理念
60年代初，受50年代后期开始的"要导弹不要飞机"政策的影响，美国航空发动机技术的研究和发展经费缩减到了最小的程度。而且，随着技术的发展，研究和发展的成本不断上升，因而，型号研制的数量急剧减少。同时，飞机对发动机的要求变得更加专门化，特别是加力涡扇发动机的出现，使飞机与发动机间和发动机各部件间的匹配问题更加突出。根据这个情况，美国国防部决定，一种新发动机的型号研制必须经国防部的批准，而且必须与经批准的飞机计划配套。因此，在研究经费减少的情况下，为减少型号研制中的技术风险，确保发动机的研制成功，美国在航空发动机技术的研究和发展过程中增加了一个预先发展阶段，即在将应用基础研究和应用研究的成果用于型号研制以前，预先放在尽可能在接近发动机的真实工作状态下进行试验和验证。这就是核心机和验证机途径。
发动机研制的重点放到了适用性上。适用性是发动机工作特性对油门杆和进气流场条件变化的响应，主要解决进气道－发动机－喷管匹配问题。
1.3 性能、适用性、耐久性、维修性和保障性并重的低寿命期成本研制理念
1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表，它在使用中出现大量的适用性、可靠性、耐久性和维修性问题，严重影响了飞行安全和战备完好状态，并大大增加了改进、改装和维修费用，是军方不堪负担。为此持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研，发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机研制理念和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说，"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题，由于缺乏衡量发动机品质的共同准则，又没有完整、精确的寿命期成本数据，结果决策不是根据整个系统的成本作出的，也不是最佳的。"其后，在管理体制、研制理念、研制程序和方法上采取一系列的改革措施，并确定第四代战斗机发动机（当时称为先进战术战斗机）将全面贯彻新的设计理念和研制程序。主要的改革内容如下：
（1）建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统，对发动机进行全寿命期管理。
调研发现，在70年代初，美国空军的发动机管理体系是分散的。空军司令部内对发动机的管理机构隶属于各个重要飞机型号办公室，研制部门、使用部门和后勤保障部门各自强调自己的要求。信息系统也不统一，很难得出全面衡量发动机品质得有效数据和准则。为此，对发动机和整个航空武器系统得管理体制进行了三次大的调整。第一次是在70年代初，在系统司令部航空系统部下增设推进装置处，全盘负责发动机的研究、负责和采购，改变了过去对发动机的管理分属各个飞机型号办公室的做法。第二次是在80年代初，在后勤司令部内增设采购后勤部，复杂沟通个作战司令部（使用部门）、系统司令部（采办部门）和后勤司令部（后勤保障部门），在采办过程中提出后勤保障方面的要求。第三次是在1992年7月1日开始实施，将系统司令部和后勤司令部合并成装备司令部，通盘负责航空武器系统的研究、负责、采购和后勤保障，从而在体制上保证对飞和发动机实施全寿命期管理。同时在空军参谋部一级的机构下设立介于下属各机构之间的统一的信息系统，把日常信息渠道（日常报表）、指令信息渠道（向上反映的情况和向下传达的指令）和特种信息渠道（听证会、技术座谈会和专家意见证询等）会集于统一的信息储存和处理中心，为发动机全寿命期管理提供技术和经济信息。
（2）建立寿命期成本模型，并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素
发动机作为飞机的一个重要的分系统，对其寿命期成本的研究开始得比较早。军方、兰德公司和各发动机制造商早70年代就已经建立了多种发动机寿命期成本模型，并开始用于新发动机研制时的循环参数优化。这种凭过去多年的数据把发动机各项成本与发动机重要参数（如推力、推重比、耗油率、总压比、涡轮进口温度和翻修寿命）的模型可以推算出今后研制的新发动机的成本。在80初，普·惠公司为第四代发动机作循环参数优化时，以传统的飞机起飞总重最低为目标时涡轮温度为2033K，而以寿命期成本最低为目标时为1922K。考虑空军多种战斗机的需求，发动机循环参数的选择范围见表1。
表1 普·惠公司第四代发动机循环参数范围
参 数
范 围
涵道比
总压比
涡轮前温度
节流比
0.20～0.32
23～27
1 922～2 033K
1.08～1.13
（3）制定发动机寿命期管理条例，修订型号研制程序和规范，采用新的研制方法
美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》，协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中在工程研制阶段的要求与原来条例的要求对比如表2。
表2 新旧条例对航空发动机研制要求的比较
原来条例的要求
新条例的要求
·只达到试生产发动机的要求和目标
·不按具飞行任务进行持久试车
·有限的气动-结构试验
·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命
·不验证寿命极限
·有限的后勤保障特性验证
·有限范围的飞行鉴定
·有限的生产型发动机鉴定
·有限的寿命分析
·有限的研制和采购费用权衡
·达到批生产要求和目标
·按具体飞行任务进行持久试车
·在整个飞行包线内进行气动-结构验证
·验证翻修寿命和最长工作寿命
·验证寿命极限
·全面的后勤保障特性验证
·全面而及时地飞行鉴定
·最大限度地在试验中使用生产型发动机
·进行全面的寿命分析
·验证寿命期费用模型
条例中还规定，在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标。
其定义如下：
·适用性--喘振裕度设计指标；
·耐久性--热端和冷端部件的设计寿命；
·可靠性--定期检查间隔时间和控制系统余度指标；
·维修性--能减少发动机维修量的设计和监控。
预计，累计使用到50万发动机飞行小时时，第四代战斗机发动机的可靠性、耐久性和后勤保障性将比F100-220有大幅度的提高，见表3。
表3 第四代战斗机发动机相对F100-220的可靠性、耐久性和后勤保障性改进
项目
改进
外场可更换件拆换率/10000发动机飞行小时
-50%
返修率/1000发动机飞行小时
-74%
提前换发率/1000发动机飞行小时
-33%
维修工时/发动机飞行小时
-63%
维修平均间隔时间（发动机飞行小时）
+62%
空中停车率/1000发动机飞行小时
-29%
为全面实现"四性"指标，还采取了综合产品开发和保障性设计等一系列新的研制方法。
同时，空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的，并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中，将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
·初始飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于有限的飞行试验。具体来说，是验证保证试飞安全所需的气动、热力、气动弹性和结构特性。相当于原来的试飞前规定试验。
·全面飞行审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于在整个飞行包线内进行飞行试验。在那时，为保证经济地生产、外场使用和维修所需的气动和热力性能以及重要部件的低周疲劳寿命都已经得到验证。
·初始使用审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于小批生产。在小批生产前，发动机的组件或单元体的翻修寿命和最长工作时间以及零件的寿命都已得到验证，保证发动机以最大状态（最大工作温度、最大引气量和最大功率提取）工作时耐久性不会过多的降低，并满足型号规范规定的所有要求。相当于原来的定型试验。
·工作能力审批 一系列试验的总合，验证发动机是否适合于达批量生产。到那时，试验用发动机是用批生产工装制造的，保证批生产发动机投入使用后的可靠性和耐久性问题减到最少，达到高的生产率，同时满足型号规范所有的性能和功能。
周期从4~5年延长到8~9年，总试验时数从8000h增加到11000h。通过比较看出，新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间，分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。
低寿命期成本研制理念十分重视型号的研制程序，计划、规范、系统论证和发动机用法预测等管理和系统软件准备。（作者： 方昌德）（责编 洪山）
好文啊～～～发动机果然是考验工业综合能力的，牵扯的方面太多了．
太行是不是在走弯路？较大的大函道比不是发展趋势啊～美国佬用f110的数量也没f100多。f110函道比就更低了:o
小涵道比对超巡和高空高速有利，太行毕竟是三代，没有超巡的要求，涵道比的选择不能说是弯路。
涵道比大约在多少才能得到最大的推重比？
是不是0.6左右？美国和苏联的第一种大推重比涡扇，F100和AL-31F，涵道比都是0.6......
是不是0.6左右？美国和苏联的第一种大推重比涡扇，F100和AL-31F，涵道比都是0.6......
2 F119和F120发动机的研制过程
由于技术难度大，因此全新研制的航空发动机的研究和发展周期比飞机机体长5～8年。第四代战斗机发动机的部件技术研究工作始于20世纪70年代初，1980年、1983年、1986年和1991年分别开始核心机、技术验证机、型号验证机和型号工程研究和研制，到2005年12月F-22/F119具备初始作战能力，研究和发展全周期长达30年，其中型号研制周期也有15年。下面分三个阶段详细介绍。
2.1 技术准备阶段
技术准备包括部件和系统研究以及核心机和技术验证机的研究。第四代战斗机发动机的预研工作在70年代初中期F100发动机投入使用前后即已开始。当时通过美国国防部6.2类推进系统部件技术计划以及6.3A类先进涡轮发动机燃气发生器、飞机推进分系统综合和联合技术验证机计划实施。
2.2 发动机初步研究
先进战术战斗机（ATF）计划始于1980年，普o惠公司和通用电气公司被选进入验证阶段。在论证ATF战术技术要求的同时，评估了未来空军和海军战术飞机可能的推进系统。这项研究对确定ATF发动机的推力和循环参数以及所用的新技术至关重要，包括：
（1） 先进技术发动机研究（ATES）
ATES是美国海军在1980年到1982年主持进行的，不针对特定的飞机系统，其目的是制定政府和工业界长远的推进技术计划，以便能在满足性能要求的同时降低寿命期成本。此外，还要按照各种武器系统要求确定发动机设计参数，如推力量级、循环参数、成本、可靠性、维修性、和后勤保障性；确定高收益的关键技术和技术成熟的方法；确定成本效益最高的研制和鉴定策略；以及比较共用核心机和独特发动机方案，从而确定成本效益最高的途径。
在同一期间，美国空军在1981年6月发布ATF发动机的信息征求书（RFI），其要求是，超声速巡航、短距起落、隐身、低的寿命期成本和1993年具备初步作战能力。飞机起飞总重预计为18160~27240kg。
普o惠公司的ATES设计以它的核心机和JTDE690验证机为基础。这是一种涵道比为0.15的对转涡扇发动机，推力为9800daN级，总增压比24，燃烧室出口温度1866K,耐久性指标为12300战术循环，采办成本降低30%，维修成本降低55%。
通用电气公司的ATSE研究集中在它的GE16系列固定和可变循环涡扇发动机上，有2~3级风扇和5级高压压气机以及1级高压涡轮和1级或2级低压涡轮。涡轮采用常规的带中间导叶的结构。
（2） 战术战斗机推进系统评估（PATS）
PATS在1982年9月到1983年9月进行，其目的是为美国空军和海军战斗机评估推进系统需求和新技术发动机的优势。同时，还进行关键发动机技术的寿命期成本权衡，并针对特定任务需求优化发动机构型。1982年初，发布战术空军任务需求（TAFS·N）草案，它开始论证ATF的总体要求。由于具体的要求更为明确，使推力级的不确定性减小，从而可以进一步确定发动机的技术要求。
在此项工作中，选定的武器系统承包商（WSC）是发动机公司的转包商。飞机机体制造商负责对任务剖面和发动机一体化进行权衡分析。
普o惠公司按照修改的性能需求继续完善其研究中的发动机。通用电气公司则得出结论，变循环发动机能更好地满足考虑中的各种ATF方案。它们的方案在马赫数大于2.0时具有高的不加力单位推力，而且在亚声速巡航时具有低的耗油率。变循环发动机的技术已经在一台YJ101发动机上经过验证。在GE23验证机上又验证了核心驱动风扇级和无中间导叶对转涡轮。
2.3地面验证机
1984年，发布了正式的战术空军需求文件（TAFS·N），对飞机的要求是：作战半径1288km，以马赫数1.4~1.5作超声速巡航，起飞和着陆距离610m，起飞总重22700kg，单价4000万美元（1985年值），寿命期成本低于F-15。
1983年9月，7家飞机机体承包商获得飞机方案论证合同，通用电气公司和普o惠公司各获得2.2亿美元的发动机地面验证机研制合同，另有3000万美元给阿诺德工程发展中心用作试验支持。发动机验证机合同的目标是，验证超声速巡航、二元矢量喷管和13200daN的推力。这项为期50个月的合同要求进行广泛的适用性试验和250h的加速任务试验。
1983年5月发布征求建议书后（RFP），普o惠公司在ATES和PATS进行的方案设计的基础上开始PW5000(后编号为XF119)的详细设计。在70年代末取得的技术进展，如高负荷压气机和涡轮设计、新材料、快速凝固冶金、整体叶盘、浮壁燃烧室、二元矢量喷管和双通道双余度FADEC，使发动机性能、适用性、可靠性和耐久性得到大大提高。1986年10月，首台XF119(FX601)试车。在4年中，头两台发动机共试验1603h,其中模拟高空试验125.5h。1988年初，安装二元矢量喷管的发动机开始试验，该喷管具有±20o推力矢量和反推力能力。
通用电气公司的地面验证机GE37(后编号为XF120)的设计重点在满足超声速巡航性能要求。这是一种小涵道比的变循环发动机，高低压涡轮对转，无中间导叶。采用两级整体叶盘风扇、5级高压压气级（第1级为核心驱动风扇）和三通道FADEC。变循环发动机的关键技术主要有可调面积涡轮导向器、可调面积旁路活门和多变量数字电子控制系统。头两台XF120验证机积累400h的试验。此外，还做了大量的部件和系统试验，包括8000h的控制和附件试验、5500h的结构试验和500h的低探测性技术试验。首台发动机在1987年5月开始试验，共进行地面试验130h，模拟高空试验60h。第二台于1987年11月开始试验，带碳碳材料的二元推力矢量/反推力喷管，共积累210h的试验。但后来反推力的要求被取消，反推力试验没有进行。
2.4飞行验证机
1985年9月，在方案论证之后两年，正式发布ATF对验证/证实阶段的RFP，它与TAFS·N的主要区别是最高单价降为3500万美元、总采购量750架和总的项目成本650亿美元。验证/证实阶段的内容包括飞机全尺寸和缩尺模型的风洞试验和雷达截面测量以及发动机、电子设备和其他分系统的研制。这些系统试验和计算机仿真是为了大大降低全尺寸原型机试飞的成本。两个月后，空军修改了RFP，对隐身提出更严格的指标。这也影响发动机设计。后来，空军又要求进行飞行验证机的飞行试验。这种"先飞后买'的策略对飞机和发动机的的研制计划产生很大的影响。1987年6月，普o惠公司和通用电气公司各得3.8亿美元进入飞行验证阶段。
1987年末，飞机承包商的设计研究表明，由于要装更多的内部燃油而加大的机翼面积使得飞机的重量和阻力增大，要求发动机加力推力增大20%，达15600daN，中间推力为10500daN。通用电气公司采用流量增大12%的风扇来满足此要求；而普o惠公司将风扇流量增大15%，涵道比从0.25增加到0.30，但飞行验证试验仍用原来的发动机。
1987年12月，出于重量、成本和维修的考虑，取消反推力要求，着陆滑跑距离从610m增加到915m。1990年秋天，两架YF-22和两架YF-23分别装YF119和YF120进行飞行试验，实现马赫数1.43和1.58的不加力超声速巡航，可以节省燃油30%。
YF119与XF119的差别很小，只是在喷管、加力燃烧室和压气机前几级上改用All·y C钛合金，以减轻重量。提高耐久性和安全性。叶尖加上耐磨涂层，以提高性能和耐久性。飞行试验的目的是验证承包商有技术能力实现它投标所承诺的内容，而不是发动机飞行竞争。发动机的竞争是根据工程和制造研制的投标。
F119与YF119的主要区别是增大了风扇直径和采用专门的高隐身性能和高生存力技术。加力燃烧室由四区该为三区，以减小重量、成本和复杂性。压气机气动设计作了改进，整个压缩系统均采用整体叶盘。喷管的冷却由外部冷却管改为内部冷却通道。
1989年1月，首台飞行试验发动机完成初始地面试验，到1990年8月，完成飞行批准试验。XF119/YF119共完成超过3000h的试验。
YF120的设计于1987年2月开始，1989年2月首台发动机开始试验。为满足飞机的需要和竞争，评估了各种更改方案。结果，YF120的构型与最终建议的工程和制造原型机很接近。风扇空气流量增加12%，以满足推力增长和金属喷管的冷却要求。由于涡轮无级间导叶，热端长度短，使冷却空气量比F110发动机的少30%。与F110相比，由于对简化了变循环结构，并加强了维修性设计，旋转零件减少63%，零件总数减少40%。
YF120在YF-22和YF-23上总共飞行59次，累计飞行147发动机飞行小时。超过了超声速巡航的速度指标，并达到60o的迎角。工作中无油门杆限制和发动机失速。XF120和YF120共积累超过1900h的试验。工程和制造原型机F120在1990年12月试验了21h，该发动机采用第1级空心风扇叶片、程序控制的风扇涵道门和Ada软件。
2.5 工程和制造原型机的选择和研制
1990年3月，两家发动机公司各得2.9亿美元的合同，作为工程和制造发展阶段的长周期项目经费。1991年1月2日，两家公司正式提出原型机投标，同年4月23日，美空军宣布，洛克希德公司和普o惠公司的F-22/F119获胜，其理由是"它们显然以较低的成本提供较好的能力，因而为空军提供真正最佳的价值。"一份空军的评价报告的结论是，"洛克希德公司和普惠公司的投标风险低，成本也稍低。" 另外一份报告同意这个评价，认为F120变循环发动机的油耗低，但重量较大，较复杂，这会增加维修问题。维修性也是一个重要的评价参数。通用电气公司的发动机在两架飞机上验证了较高的超声速巡航速度（M1.58）和最大速度，该公司在飞行试验中将达到高性能作为一个重要目标。而普o惠公司在对待风险方面比较谨慎。尽管它有J58变循环发动机的经验，但它不追求变循环发动机；尽管涡轮无级间导叶能带来好处，但仍采用级间导叶。从一开始，该公司在飞行试验计划中就要验证一种经过试验的发动机。
1991年8月3日，普o惠公司获得13.75亿美元的工程和制造研制合同，包括9台研制试验发动机，8900h的验证试验、7400h的喷管验证试验、33台（后减为27台）飞行试验发动机、飞行试验计划现场保障、保障系统发展和以计算机为基础的培训系统发展。普惠公司声称，它们的设计是低风险的，在一项结实的设计中采用了成熟的技术。采用了较大的风扇后相对与型号规范发动机具有以下的裕度：不加力推力10%，重量64kg，燃油消耗2%，失速裕度20%~35%。该公司认为，对于空军战斗机来说，无需采用变循环发动机，因为变循环发动机会使重量和复杂性增加，从而导致研制和维修成本增加。
1992年6月，F119完成关键设计评审；1992年12月，开始地面试验；1996年9月，交付飞行试验用发动机；1997年9月，首次试飞；1999年10月，完成空军鉴定；2001年8月，批准投入小批生产；2002年7月，批准初步使用（此时试验时数已超过4000h）；2003年3月，空军批准后勤保障系统；2003年8月，第一支驾驶员训练部队运作；2005年12月，第一支F-22/F119作战部队具备初步作战能力（I·C）。截止2005年初，累计试验时数超过7500h。
表4示出F119、F414、F404和F100所用的研制时间、试验发动机台数、试验时数和成本以及所验证的寿命。
表4 F119、F414、F404、F100研制要点
* 以1996财年美元值计
型号型号
研制周期（月）
研制用发动机
试验时间（h）
研制成本
（亿美元*）
寿寿命命
F100
54
23
9628
14.1
150h
F404
98
14
15000
10.5
4000TAC
F414
72
14
10000
9.41
4000/8000TAC
F119(原来计划)
108
11
9683
14.7
4000/8000TAC
F119（实际）
156
9
8677
24.65
4000/8000TAC
.* 以1996财年美元值计
3 结论和发现
（1）从预研开始到具备初始作战能的周期长达30年；
（2）核心机和技术验证机属于预研范围，有性能验证和结构验证两种，技术分批进入；
（3）通过地面和飞行型号验证机竞争择优进入工程研制；
（4）以寿命期成本最低为发动机循环优化的判断准则；
（5）适用性、可靠性、耐久性和维修性与性能指标一起进入型号规范；
（6）通过四阶段研制程序，研制结束时发动机达到生产定型状态；
（7）从型号验证机开始的研制成本，XF119、YF119和F119累计为22.4亿美元（以当年美元值计），XF120和YF120累计为8.65亿美元。两个型号合计31.05亿美元。（作者：方昌德）（责编 洪山）
由于技术难度大，因此全新研制的航空发动机的研究和发展周期比飞机机体长5～8年。第四代战斗机发动机的部件技术研究工作始于20世纪70年代初，1980年、1983年、1986年和1991年分别开始核心机、技术验证机、型号验证机和型号工程研究和研制，到2005年12月F-22/F119具备初始作战能力，研究和发展全周期长达30年，其中型号研制周期也有15年。下面分三个阶段详细介绍。
2.1 技术准备阶段
技术准备包括部件和系统研究以及核心机和技术验证机的研究。第四代战斗机发动机的预研工作在70年代初中期F100发动机投入使用前后即已开始。当时通过美国国防部6.2类推进系统部件技术计划以及6.3A类先进涡轮发动机燃气发生器、飞机推进分系统综合和联合技术验证机计划实施。
2.2 发动机初步研究
先进战术战斗机（ATF）计划始于1980年，普o惠公司和通用电气公司被选进入验证阶段。在论证ATF战术技术要求的同时，评估了未来空军和海军战术飞机可能的推进系统。这项研究对确定ATF发动机的推力和循环参数以及所用的新技术至关重要，包括：
（1） 先进技术发动机研究（ATES）
ATES是美国海军在1980年到1982年主持进行的，不针对特定的飞机系统，其目的是制定政府和工业界长远的推进技术计划，以便能在满足性能要求的同时降低寿命期成本。此外，还要按照各种武器系统要求确定发动机设计参数，如推力量级、循环参数、成本、可靠性、维修性、和后勤保障性；确定高收益的关键技术和技术成熟的方法；确定成本效益最高的研制和鉴定策略；以及比较共用核心机和独特发动机方案，从而确定成本效益最高的途径。
在同一期间，美国空军在1981年6月发布ATF发动机的信息征求书（RFI），其要求是，超声速巡航、短距起落、隐身、低的寿命期成本和1993年具备初步作战能力。飞机起飞总重预计为18160~27240kg。
普o惠公司的ATES设计以它的核心机和JTDE690验证机为基础。这是一种涵道比为0.15的对转涡扇发动机，推力为9800daN级，总增压比24，燃烧室出口温度1866K,耐久性指标为12300战术循环，采办成本降低30%，维修成本降低55%。
通用电气公司的ATSE研究集中在它的GE16系列固定和可变循环涡扇发动机上，有2~3级风扇和5级高压压气机以及1级高压涡轮和1级或2级低压涡轮。涡轮采用常规的带中间导叶的结构。
（2） 战术战斗机推进系统评估（PATS）
PATS在1982年9月到1983年9月进行，其目的是为美国空军和海军战斗机评估推进系统需求和新技术发动机的优势。同时，还进行关键发动机技术的寿命期成本权衡，并针对特定任务需求优化发动机构型。1982年初，发布战术空军任务需求（TAFS·N）草案，它开始论证ATF的总体要求。由于具体的要求更为明确，使推力级的不确定性减小，从而可以进一步确定发动机的技术要求。
在此项工作中，选定的武器系统承包商（WSC）是发动机公司的转包商。飞机机体制造商负责对任务剖面和发动机一体化进行权衡分析。
普o惠公司按照修改的性能需求继续完善其研究中的发动机。通用电气公司则得出结论，变循环发动机能更好地满足考虑中的各种ATF方案。它们的方案在马赫数大于2.0时具有高的不加力单位推力，而且在亚声速巡航时具有低的耗油率。变循环发动机的技术已经在一台YJ101发动机上经过验证。在GE23验证机上又验证了核心驱动风扇级和无中间导叶对转涡轮。
2.3地面验证机
1984年，发布了正式的战术空军需求文件（TAFS·N），对飞机的要求是：作战半径1288km，以马赫数1.4~1.5作超声速巡航，起飞和着陆距离610m，起飞总重22700kg，单价4000万美元（1985年值），寿命期成本低于F-15。
1983年9月，7家飞机机体承包商获得飞机方案论证合同，通用电气公司和普o惠公司各获得2.2亿美元的发动机地面验证机研制合同，另有3000万美元给阿诺德工程发展中心用作试验支持。发动机验证机合同的目标是，验证超声速巡航、二元矢量喷管和13200daN的推力。这项为期50个月的合同要求进行广泛的适用性试验和250h的加速任务试验。
1983年5月发布征求建议书后（RFP），普o惠公司在ATES和PATS进行的方案设计的基础上开始PW5000(后编号为XF119)的详细设计。在70年代末取得的技术进展，如高负荷压气机和涡轮设计、新材料、快速凝固冶金、整体叶盘、浮壁燃烧室、二元矢量喷管和双通道双余度FADEC，使发动机性能、适用性、可靠性和耐久性得到大大提高。1986年10月，首台XF119(FX601)试车。在4年中，头两台发动机共试验1603h,其中模拟高空试验125.5h。1988年初，安装二元矢量喷管的发动机开始试验，该喷管具有±20o推力矢量和反推力能力。
通用电气公司的地面验证机GE37(后编号为XF120)的设计重点在满足超声速巡航性能要求。这是一种小涵道比的变循环发动机，高低压涡轮对转，无中间导叶。采用两级整体叶盘风扇、5级高压压气级（第1级为核心驱动风扇）和三通道FADEC。变循环发动机的关键技术主要有可调面积涡轮导向器、可调面积旁路活门和多变量数字电子控制系统。头两台XF120验证机积累400h的试验。此外，还做了大量的部件和系统试验，包括8000h的控制和附件试验、5500h的结构试验和500h的低探测性技术试验。首台发动机在1987年5月开始试验，共进行地面试验130h，模拟高空试验60h。第二台于1987年11月开始试验，带碳碳材料的二元推力矢量/反推力喷管，共积累210h的试验。但后来反推力的要求被取消，反推力试验没有进行。
2.4飞行验证机
1985年9月，在方案论证之后两年，正式发布ATF对验证/证实阶段的RFP，它与TAFS·N的主要区别是最高单价降为3500万美元、总采购量750架和总的项目成本650亿美元。验证/证实阶段的内容包括飞机全尺寸和缩尺模型的风洞试验和雷达截面测量以及发动机、电子设备和其他分系统的研制。这些系统试验和计算机仿真是为了大大降低全尺寸原型机试飞的成本。两个月后，空军修改了RFP，对隐身提出更严格的指标。这也影响发动机设计。后来，空军又要求进行飞行验证机的飞行试验。这种"先飞后买'的策略对飞机和发动机的的研制计划产生很大的影响。1987年6月，普o惠公司和通用电气公司各得3.8亿美元进入飞行验证阶段。
1987年末，飞机承包商的设计研究表明，由于要装更多的内部燃油而加大的机翼面积使得飞机的重量和阻力增大，要求发动机加力推力增大20%，达15600daN，中间推力为10500daN。通用电气公司采用流量增大12%的风扇来满足此要求；而普o惠公司将风扇流量增大15%，涵道比从0.25增加到0.30，但飞行验证试验仍用原来的发动机。
1987年12月，出于重量、成本和维修的考虑，取消反推力要求，着陆滑跑距离从610m增加到915m。1990年秋天，两架YF-22和两架YF-23分别装YF119和YF120进行飞行试验，实现马赫数1.43和1.58的不加力超声速巡航，可以节省燃油30%。
YF119与XF119的差别很小，只是在喷管、加力燃烧室和压气机前几级上改用All·y C钛合金，以减轻重量。提高耐久性和安全性。叶尖加上耐磨涂层，以提高性能和耐久性。飞行试验的目的是验证承包商有技术能力实现它投标所承诺的内容，而不是发动机飞行竞争。发动机的竞争是根据工程和制造研制的投标。
F119与YF119的主要区别是增大了风扇直径和采用专门的高隐身性能和高生存力技术。加力燃烧室由四区该为三区，以减小重量、成本和复杂性。压气机气动设计作了改进，整个压缩系统均采用整体叶盘。喷管的冷却由外部冷却管改为内部冷却通道。
1989年1月，首台飞行试验发动机完成初始地面试验，到1990年8月，完成飞行批准试验。XF119/YF119共完成超过3000h的试验。
YF120的设计于1987年2月开始，1989年2月首台发动机开始试验。为满足飞机的需要和竞争，评估了各种更改方案。结果，YF120的构型与最终建议的工程和制造原型机很接近。风扇空气流量增加12%，以满足推力增长和金属喷管的冷却要求。由于涡轮无级间导叶，热端长度短，使冷却空气量比F110发动机的少30%。与F110相比，由于对简化了变循环结构，并加强了维修性设计，旋转零件减少63%，零件总数减少40%。
YF120在YF-22和YF-23上总共飞行59次，累计飞行147发动机飞行小时。超过了超声速巡航的速度指标，并达到60o的迎角。工作中无油门杆限制和发动机失速。XF120和YF120共积累超过1900h的试验。工程和制造原型机F120在1990年12月试验了21h，该发动机采用第1级空心风扇叶片、程序控制的风扇涵道门和Ada软件。
2.5 工程和制造原型机的选择和研制
1990年3月，两家发动机公司各得2.9亿美元的合同，作为工程和制造发展阶段的长周期项目经费。1991年1月2日，两家公司正式提出原型机投标，同年4月23日，美空军宣布，洛克希德公司和普o惠公司的F-22/F119获胜，其理由是"它们显然以较低的成本提供较好的能力，因而为空军提供真正最佳的价值。"一份空军的评价报告的结论是，"洛克希德公司和普惠公司的投标风险低，成本也稍低。" 另外一份报告同意这个评价，认为F120变循环发动机的油耗低，但重量较大，较复杂，这会增加维修问题。维修性也是一个重要的评价参数。通用电气公司的发动机在两架飞机上验证了较高的超声速巡航速度（M1.58）和最大速度，该公司在飞行试验中将达到高性能作为一个重要目标。而普o惠公司在对待风险方面比较谨慎。尽管它有J58变循环发动机的经验，但它不追求变循环发动机；尽管涡轮无级间导叶能带来好处，但仍采用级间导叶。从一开始，该公司在飞行试验计划中就要验证一种经过试验的发动机。
1991年8月3日，普o惠公司获得13.75亿美元的工程和制造研制合同，包括9台研制试验发动机，8900h的验证试验、7400h的喷管验证试验、33台（后减为27台）飞行试验发动机、飞行试验计划现场保障、保障系统发展和以计算机为基础的培训系统发展。普惠公司声称，它们的设计是低风险的，在一项结实的设计中采用了成熟的技术。采用了较大的风扇后相对与型号规范发动机具有以下的裕度：不加力推力10%，重量64kg，燃油消耗2%，失速裕度20%~35%。该公司认为，对于空军战斗机来说，无需采用变循环发动机，因为变循环发动机会使重量和复杂性增加，从而导致研制和维修成本增加。
1992年6月，F119完成关键设计评审；1992年12月，开始地面试验；1996年9月，交付飞行试验用发动机；1997年9月，首次试飞；1999年10月，完成空军鉴定；2001年8月，批准投入小批生产；2002年7月，批准初步使用（此时试验时数已超过4000h）；2003年3月，空军批准后勤保障系统；2003年8月，第一支驾驶员训练部队运作；2005年12月，第一支F-22/F119作战部队具备初步作战能力（I·C）。截止2005年初，累计试验时数超过7500h。
表4示出F119、F414、F404和F100所用的研制时间、试验发动机台数、试验时数和成本以及所验证的寿命。
表4 F119、F414、F404、F100研制要点
* 以1996财年美元值计
型号型号
研制周期（月）
研制用发动机
试验时间（h）
研制成本
（亿美元*）
寿寿命命
F100
54
23
9628
14.1
150h
F404
98
14
15000
10.5
4000TAC
F414
72
14
10000
9.41
4000/8000TAC
F119(原来计划)
108
11
9683
14.7
4000/8000TAC
F119（实际）
156
9
8677
24.65
4000/8000TAC
.* 以1996财年美元值计
3 结论和发现
（1）从预研开始到具备初始作战能的周期长达30年；
（2）核心机和技术验证机属于预研范围，有性能验证和结构验证两种，技术分批进入；
（3）通过地面和飞行型号验证机竞争择优进入工程研制；
（4）以寿命期成本最低为发动机循环优化的判断准则；
（5）适用性、可靠性、耐久性和维修性与性能指标一起进入型号规范；
（6）通过四阶段研制程序，研制结束时发动机达到生产定型状态；
（7）从型号验证机开始的研制成本，XF119、YF119和F119累计为22.4亿美元（以当年美元值计），XF120和YF120累计为8.65亿美元。两个型号合计31.05亿美元。（作者：方昌德）（责编 洪山）
1987年末，飞机承包商的设计研究表明，由于要装更多的内部燃油而加大的机翼面积使得飞机的重量和阻力增大，要求发动机加力推力增大20%，达15600daN，中间推力为10500daN。
他是哪年达到推力要求的？好像91年YF-22试飞的时候还米达到156KN吧。
他是哪年达到推力要求的？好像91年YF-22试飞的时候还米达到156KN吧。