关于F-22的一些数据

[F22机动性能估算](条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
速压q 查表=3123
Cy平=翼载/q=275.74/3123=0.0883
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S机身=K(B+C)L=1.46*(2+4.4)*18.91=176.7 (B;C机身最大截面高度和宽度-三面图丈量)
S冲洗=S+S平尾+S垂尾+S机身=77.11+12.63+16.54+176.7=282.98
废阻系数Cx0=S冲洗*摩擦阻力系数/S=282.98*0.00378/77.11=< 0.0139 (摩擦阻力系数参考F15E=0.00378)(表面摩擦阻力可能略小于F15E)
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亚音速诱导阻力因子A=K形/(3.14*展弦比)=1.3/(3.14*2.385)=< 0.174 (机翼后掠角42度,接近45度,K形=1.3) (可能有减少诱导阻力的新措施存在）
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亚音速最大升阻比Kmax=0.5*[1/(Cx0*A)]^1/2=0.5*[1/(0.0139*0.174)]^(1/2)=> 10.17 (若实际Cx0和A更小,则最大升阻比更大）
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最大升力系数 0.86<Cymax<0.97 (查图表,相对厚度和后掠角见基本数据)
Cy抖振=0.8
(参考Mig29=0.84,这个数据是最没把握的,以下计算都需要这个数据校核.若实际的数值小于0.8则以下爬升率和稳定盘旋半径计算中可能所得的抖振过载将小于限制过载9G,这样应以抖振过载为准重新计算.爬升率和稳定盘旋半径会比下面的计算值差些,但不会有大幅度的性能下降.因为即使F22的Cy抖振只有0.7-三代机的低端水平,代入公式中仍然能够得到很高的性能数值)
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最大爬升率(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
Cp=P0*f(M)*(delta^0.85/q)*S=(15876*2)*1.047*(delta^0.85/q)*77.11=0.4
(参考Mig29算出:(8300*2)*1.047*(delta^0.85/q)*38=0.1032)
按推力ny=[(Cp-Cx0)/A]^(1/2)/Cy平=[(0.4-0.0139)/0.174]^(1/2)/0.0883=16.87
按抖振ny=Cy抖振/Cy平=0.8/0.0883=9.06
由于按推力ny>按抖振ny,最后取ny=9.06
nx=A*Cy平*(ny^2-1)=0.174*0.0883*(9.06^2-1)=1.246
此时的最大爬升率Vy=M*a*nx=0.9*320*1.246=359m/s
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军用推力下的爬升率(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
Cp=P0*f(M)*(delta^0.85/q)*S=(9986*2)*1.047*(delta^0.85/q)*77.11=0.252
(参考Mig29算出:(8300*2)*1.047*(delta^0.85/q)*38=0.1032)
按推力ny=[(Cp-Cx0)/A]^(1/2)/Cy平=[(0.252-0.0139)/0.174]^(1/2)/0.0883=13.25
按抖振ny=Cy抖振/Cy平=0.8/0.0883=9.06
由于按推力ny>按抖振ny>限制过载9.0g,表示在这个高度速度条件下F22的爬升率是由限制过载决定的,其军用推力已经满足需要.最后得到的爬升率是一样.这说明F22不需要开加力就能在此时获得爬升率359m/s.它的和油门一体化的飞行控制率会有自动限制以避免超过限制过载和避免抖振产生.
(对比此时Mig29的爬升率=194m/s,全加力状态)
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稳定盘旋半径(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
R=(V^2)/[9.8*(ny^2-1)^(1/2)]=[(320*0.9)^2]/[9.8*(9^2-1)^(1/2)]=947m
由于按推力ny>按抖振ny>最大限制过载,因此以限制过载9计算.这说明F22的可以在高度5000米,空速0.9M使用军用推力的情况下做出9G机动.(对比:Mig29受到发动机推力的制约,在这个条件下使用过载最大只有5.32G,稳定盘旋半径=1620m)
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瞬时盘旋角速度(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
Wm=561.5*[(ny^2-1)^(1/2)]/V=561.5*[(9.06^2-1)^(1/2)]/(320*0.9)=17.56°/s
(使用抖振决定的最大过载计算,此条件下Mig29的瞬时盘旋角速度为14.5°/s)


修正结果
最大爬升率(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
Cp=P0*f(M)*delta^0.85/(q*S)=(15876*2)*1.047*(delta^0.85)/(q*77.11)=0.0973
(参考Mig29算出:(8300*2)*1.047*(delta^0.85)/(q*38)=0.1032)
按推力ny=[(Cp-Cx0)/A]^(1/2)/Cy平=[(0.0973-0.0139)/0.174]^(1/2)/0.0883=7.84
按抖振ny=Cy抖振/Cy平=0.8/0.0883=9.06
由于按推力ny<按抖振ny,最后取ny=7.84,表示在这个高度速度条件下F22的最大机动过载可以达到7.84G.
nx=A*Cy平*(ny^2-1)=0.174*0.0883*(7.84^2-1)=0.93
此时的爬升率Vy=M*a*nx=0.9*320*0.93=268m/s (全加力状态）
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爬升率较核，使用公式Vy=(P-X)*V/G=(Cp-Cx)*V/Cy平=(0.0973-0.0139)*320*0.9/0.0883=272m/s (全加力状态,基本符合.)基本上F22在此条件下能达到约270m/s的最大爬升率.
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军用推力下的爬升率(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
Cp=P0*f(M)*delta^0.85/(q*S)=(9986*2)*1.047*(delta^0.85)/(q*77.11)=0.0612
(参考Mig29算出:(8300*2)*1.047*(delta^0.85)/(q*38)=0.1032)
按推力ny=[(Cp-Cx0)/A]^(1/2)/Cy平=[(0.0612-0.0139)/0.174]^(1/2)/0.0883=5.90
按抖振ny=Cy抖振/Cy平=0.8/0.0883=9.06
由于按推力ny<按抖振ny,表示在这个高度速度条件下F22的使用过载为5.9G.
nx=A*Cy平*(ny^2-1)=0.174*0.0883*(5.9^2-1)=0.52
此时的爬升率Vy=M*a*nx=0.9*320*0.52=150m/s （军用推力）
(对比此时Mig29的爬升率=194m/s,全加力状态)
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稳定盘旋半径(条件:高度5000m-音速320m/s;空速=马赫0.9)
R=(V^2)/[9.8*(ny^2-1)^(1/2)]=[(320*0.9)^2]/[9.8*(7.84^2-1)^(1/2)]=1089m
由于按推力ny<按抖振ny,因此以7.84计算.这说明F22的可以在高度5000米,空速0.9M使用加力推力的情况下做出7.84G机动.(对比:Mig29受到发动机推力的制约,在这个条件下使用过载最大只有5.32G,稳定盘旋半径=1620m)

F119是美国普惠公司为F-22研制的推重比10一级的加力式涡扇发动机，它采用了普惠公司多年的经验和新研究的技术，在结构和性能上代表了当前最先进的战斗机发动机的水平去年底，普惠公司为F-22试飞交付了第一台生产型F119发动机，这标志着F119的工程研制工作即将完成。最近，普惠公司开始进行生产型F119的耐久性试验的最后阶段。该发动机在结构和性能上较前一代战斗机发动机F100有很大提高，而可靠性、耐久性和维修性也较前一代向前迈进了一大步。
　　研制概况
　　1982年，美国空军提出“先进战术战斗机（ATF）计划”，当时,洛克希德、波音、通用动力公司联合提出的YF-22方案与诺斯罗普、麦道公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争，发动机方面则有美国普惠与GE公司为此分别提出推重比为10一级、推力为133.6千牛的PW5000（XF119）、GE37（X120）发动机参加竞争。XF119零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了进行飞机飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制后，1990年6月、9月YF-23、YF-22相继首飞并进行对比试飞验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月F-22进入工程制造和发展（EMD）阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17%，即最大推力（加力推力）要求为156 千牛，中间推力（不加力时最大状态下的推力，又称军用推力）为105 千牛， F119采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求，为此，发动机的涵道比由0.25增至0.3。
　　XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时。当转入EMD阶段时（1991年8月3日），普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13.75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1992年12月17日首台EMD F119发动机首次试车，1997年9月7日装F119-PW-100的F-22首飞，从此，F119-PW-100开始了长达数年的飞行试验计划。
　　性能与结构设计
　　F119的主要性能参数为：最大推力156千牛, 中间推力105千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温度1577℃-1677℃，最大直径1.13米，长度4.826米，重量1360千克。与普惠公司为第3代战斗机F-15、F-16研制的推重比为8一级的F100发动机相比，F119在总级数、零件数、推重比等均有较大的改进，见表1。
　　与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在第2级风扇后有一可调外涵出气环，在高压压气机中，第1级转子叶片作得较长，其后有一外涵出气环，在发动机工作时，第1级高压压气机后的放气环始终打开，因此，第1级高压压气机转子起到风扇的作用。在低工况下，风扇的可调外涵放气环打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，该放气环关闭，发动机成为小涵道比涡扇发动机，以增加单位推力。由于YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高、低压涡轮间无导向叶片，因此它比F119少5排叶片。表2列出了YF120和YF119在结构上的主要差别。
　　 在F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有二个突出的变化，一是高压转子支撑方式改用了GE公司惯用的形式, 二是高压涡轮采用了单级。
　　普惠公司在60年代后期开始研制的民用发动机（JT9D、PW2037、PW4000）及军用发动机（F100）中，高压转子均采用1-1-0支撑方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，高压涡轮是悬臂支撑的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮轴由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难。GE公司的发动机（军用的有F101、110、F404，民用的有CFM56）中，高压转子则采用了1-0-1支撑方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上，这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可作得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。
　　 普惠公司在F119发动机的总体设计中，一改以往的作法，将高压转子的支撑方式改用了GE公司惯用的1-0-1且后支点为中介轴承的方式, 在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支撑方式，这一设计变化，值得注意。
　　高压涡轮的设计中，普惠公司在60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型民用发动机JT9D、PW2037、PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计，这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量增大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机（军用F101、F110、F404和民用CFM56）中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但使发动机结构简单，零件数，重量轻等。在F119设计中，普惠公司一改以往的作法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比。
　　主要部件设计特点：
　　1. 风扇3级，第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计, 与用于B777的PW4084发动机上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整体叶片，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小。
　　用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构。单个加工好的叶片用线性摩擦焊焊到轮盘上相应的凸块上（凸块与叶片底部均留有少量加工余量），焊好后再将多余的材料磨去形成完整的整体叶盘，罗-罗公司近期也采用这种加工方法。在YF-22进行验证飞行时所用的YF119中，仅第2、3级风扇采用了整体叶盘。
　　 为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣作成整环的，为此，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第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，其结构与F100的类似。第3级静叶均采用了弯曲设计，这种设计也用于PW4084。
　　2. 高压压气机6级，采用高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与第1、2级导叶是可调节的，前机匣采用了阻燃Alloy C钛合金以减轻重量。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扇发动机中得到广泛采用。
　　3. 短环形燃烧室，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片式火焰筒。
　　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。这种结构己在V2500、PW4084等民用发动机上采用。
　　4. 高压涡轮 单级，工作叶片用普惠公司的第3代单晶材料制成，采用了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，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，这种措施在大型民用涡扇发动机中应用较多。
　　5. 低压涡轮 单级，与高压涡轮转向相反。这种将高、低压转子作成对转的结构，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；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转子组合体相对内、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、低压涡轮对转时, 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。
　　6. 加力燃烧室 分三区，加力筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，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。
　　7. 尾喷管 二元收敛-扩张矢量喷管， 喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，可改变排气流的方向，从而改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1秒钟。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。调节片设计成可减少雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量。
　　8. 燃油控制系统 为第3代双余度全权限数字电子控制系统。
维修性与可靠性设计
　　1. 维修性 在F119设计中，特别强调了维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作成外场可更换组件（LRU），每个LRU拆换时间不超过20分钟，所用的工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销；由于采用B型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的；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；连接件作成能快卸快装的结构；自动化的综合诊断系统；在外场无须对附件进行调整与微调；以计算机为基础的培训系统；电子技术（即光盘）文件；具有抗外物击伤与抗锈蚀能力；压气机机匣水平对开，以便迅速接近内部零件；所有附件均置于发动机下部等。由于采用了这些措施，使外场级、中修级的维修工作减少75%，基地级维修所用的工具减少60%，平均工具的重量减轻40%。
　　2. 可靠性 普惠在设计F119时，遵循了采用已经过验证的技术的原则，以及使发动机结构简单和零件数少的原则，因此，它的性能较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的新技术，而其可靠性比F100的要高。表3表示F119与F100-PW-220相比，其可靠性和维修性的改进。

兄弟的贴很专业啊！二楼的数据是自己推算的吗？恐怕这里大部分非专业的朋友（包括我）看不懂。能否麻烦兄弟稍微解释一下？
另外也请其他有专业背景的朋友帮忙指点并分析一下这些公式和结论，俺这里先作揖了。

舰船知识网站上讨论F-22时，我的一位网友贴出来的（前两帖），引擎资料是当时我的跟帖。之前我还分析了F-22的空气动力学特性，比如前机身边缘棱角（比边条翼更先进），近距耦合平尾（与矢量喷管有绝佳匹配），小相对厚度大根梢比蝶形翼，全展向前缘机动襟翼，进气道溢流调节板（大仰角下可产生涡流，有增升效果）等。原文找不着了，以后有机会再把空气动力学特性的帖子发出来。

至于第二帖的内容，实际上是包含了修正前和修正后两个帖子。推导过程已经很详细，一般读者也没有必要过多关心具体步骤，只要了解上述参数对战机的机动性会有何种影响就可以了。这些内容以后有空用专门的帖子来讲解。另外，我一直在寻找F-22的飞行包线图系列，比如叠加了最大瞬时转弯率的飞行包线图，这些图比估算参数更为重要，有谁有这方面的资料？

多谢贴主介绍！超大需要大家共同的努力创造，特别是有一定专业知识的大虾，希望兄弟多来捧场啊！

以下是引用自动步枪在2003-6-5 11:40:00的发言：
多谢贴主介绍！超大需要大家共同的努力创造，特别是有一定专业知识的大虾，希望兄弟多来捧场啊！

是的是的！欢迎欢迎！