别再说只有中国人在吹F119的推重比了，我大篇里讲的很清楚，在信息不是很足，自己又没足够经验的情况下，几个搞军用航发的国家的人都是这么看的，不信？我翻了一下我的资料夹，找出一篇俄罗斯航发专家写的文。

F119 - двигатель истребителя F-22
В.Кокорев,к.т.н., Л.Соркин, к.т.н.,Г.Фридманк.т.н.

省流：吹得更猛[doge]

全文译文：

F119 - F-22战斗机发动机

弗拉基米尔·科科列夫，技术科学副博士，列夫·索尔金，技术科学副博士，根纳季·弗里德曼，技术科学副博士

联邦国家单一制企业"国家科学中心——中央航空发动机研究所"

发表于2003年

F-22"猛禽"（Pэптор）战斗机配备的F119-PW-100发动机是在F100型涡轮风扇加力发动机（ТРДДФ F100）基础上研制的，旨在确保飞机在不开启加力燃烧室的情况下实现超音速巡航飞行。该动力装置由两台双轴低涵道比涡轮风扇加力发动机（ТРДДФ）F119组成。该双轴涡轮风扇加力发动机具有以下主要（预估）特性：Rф=156千牛（кН），m=0.45，起飞状态燃油消耗率Cуд взл=1.943公斤/(公斤力·小时)，发动机长度Lдв=4800毫米（мм），发动机质量Мдв=1400公斤（кг）。与基础发动机相比，其在非加力状态下推力增加一倍，加力状态下推力增加50%，零件数量减少40%，可靠性、可维护性和维修性指标提升80%。

F119-PW-100主要部件的结构特点
F119-PW-100的风扇（вентилятор）为三级结构，工作叶片采用无减振凸肩的宽弦空心设计。这是美国战斗机首次采用宽弦叶片技术。该技术源于民用涡轮风扇发动机PW4000的同类叶片研发成果。这种无减振凸肩、小展弦比和大轮毂直径的叶片设计能够增大空气流量，同时具有更高的强度、效率、喘振裕度，以及对鸟撞和外来物损伤的更好耐受性。空心叶片仅应用于风扇第一级，有效降低了其质量。

风扇三级盘与叶片采用整体叶盘（блиск）结构以减轻重量并改善性能。该结构可防止传统机械连接转子常见的叶根部位漏气现象。转子采用钛合金制造，各级之间通过摩擦焊连接。

风扇进气机匣（входной корпус вентилятора）采用整体式复合材料结构，比原钛合金机匣减轻7公斤且成本更低。该机匣通过多个异形支板支撑前轴承。其制造工艺无需额外加工即可保证光滑的外表面。

压气机（компрессор）为六级设计，同样采用整体叶盘转子。为提高效率，工作叶片采用小展弦比和修正扩散度设计，静子叶片采用倾斜布置。缩短并加强的压气机工作叶片还具备更好的抗损伤和抗气流扰动能力。风扇和压气机机匣采用可分离结构以方便维护。

燃烧室（камера сгорания）为环形设计，"浮动结构"壁面同时采用对流和薄膜冷却技术。分级式喷嘴改善了燃烧特性。

高、低压涡轮（турбины）均为单级结构，采用反向旋转设计。涡轮叶片为气冷式单晶材料制造。对流与薄膜冷却技术有效降低叶片温度并延长使用寿命。冷却空气通道和孔洞参数通过计算流体力学方法设计，并在专用测试发动机上进行台架试验后优化。

发动机高压和低压转子（каскады ВД и НД）的反向旋转配合高转速显著提升了压气机、涡轮和轴承的工作效率。特别是反向旋转与高转速的结合减少了级间气流偏转，提高了效率。涡轮盘采用双重热处理工艺，材料在中心区域形成细晶粒结构，轮缘处为粗晶粒结构，增强了抗损伤能力。

发动机采用可偏转推力矢量的扁平喷管（сопло），包含收敛段和扩张段调节片，可独立控制临界截面和出口面积。扩张段调节片采用冷却设计以降低红外辐射，特殊外形设计可减小雷达特征。F-22战斗机的喷管偏转角度为±20°（调节时间1秒）。双喷管对称偏转用于俯仰控制，可增强低速大迎角状态下平尾效能。采用矢量喷管使结构增重15-25公斤，而等效增加平尾面积将增重180公斤。

F119涡轮风扇加力发动机原计划采用钛基复合材料制造的喷管扩张段作动活塞（поршень）。由大西洋研究公司（Атлантик Ресерч Корпорейшен）生产的该活塞质量比不锈钢同类件减轻40%。该整体式活塞长约30.5厘米，轮毂直径5.1厘米，头部直径10.2厘米。

控制系统采用双余度全权数字电子控制系统（САУ FADEC），与F-22战斗机飞控系统集成。除控制推力矢量外，还负责燃油调节以及风扇和压气机可调导叶控制。F119-PW-100配备诊断系统，可监控技术状态、记录事件并将数据传输至机载计算机。其FADEC系统具备自动补偿传感器或反馈装置故障的能力。

F119-PW-100的FADEC系统软件验证采用自动化全飞行包线功能模拟器，可模拟大量非稳态工况。典型自动模拟测试周期包含2900个航路点、65小时发动机运转（含26小时加力状态）、3300余次燃烧室点火和300余次战术循环。模拟器与配备飞行数据图形显示装置的飞行训练器联合使用，可研究人机系统问题。

F119-PW-100涡轮风扇加力发动机显著提升了使用工艺性和维护性。发动机上部不安装附件，外场可更换单元（LRU）采用单层布置。29个LRU模块平均拆换时间20分钟。取消外部保险丝，改用夹持式紧固件，虽增重0.68公斤但大幅降低全寿命周期成本。紧固件尺寸统一化，拆装绝大多数LRU仅需一种工具。

FADEC系统安装位置的精心设计体现了对维护流程的周全考虑。该16.8公斤重的系统位于人体肩部高度，为此特别配备可旋转手柄，允许维护人员先将其与发动机分离再进行双手拆卸。另一创新是柔性管路（гибкие трубопроводы）占比达40%，虽成本和体积高于刚性管路但大幅简化维护。地面维护工具经全面优化后仅需220种（F100需400种），且绝大多数紧固件具有防掉落设计。管路连接采用锁定卡箍替代传统易移位丢失的软管夹，其中一半卡箍固定在发动机壳体，拆卸时通过特殊材料柔性系留防止丢失。

发动机滑油箱（маслобак）和节流阀（дроссельный клапан）也经改进：滑油箱直接集成至附件机匣壳体，减少18根管路和潜在泄漏点；节流阀通过统一化设计将连接件减少至12个同型件，并将所有管路集中连接至单密封节点。

F119-PW-100研制过程中严格精简技术文档：初始军用技术条件标准削减88%（164项），合同程序数据清单缩减72%。项目报告篇幅减半，承包商与政府机构技术信息交换周期从60天缩短至两周。视频会议和实时电子数据交换使人员差旅费降低75%。

普惠公司（Пратт-Уитни）计划采用交互式电子手册（CD-ROM存储）取代85000页纸质文档来提升F119的使用工艺性。维护人员需配备便携式加固计算机，使用可更换信息模块进行操作。

F119发动机研制团队为F-22试飞项目做出重大贡献：提供的25台发动机无故障运行，保障了关键试飞节点的实现。F-22/F119航空综合体累计试飞超过860小时，达成15000米升限、M=1.5以上巡航速度、7g过载和60°攻角等指标。F-22战斗机计划于2005年完成全面部署。其改进型F135发动机将装备新型F-35多用途战斗机（原JSF联合攻击战斗机）。

美国认为在国际军用航空装备市场上，F-22的主要竞争对手是配备RD-33和AL-31系列发动机的俄制米格-29（МиГ-29）和苏-27（Су-27）各改型。这些装备全球25国空军的俄制飞机与F-22同属中型/轻型高性价比战机。

参数最接近F119的AL-31发动机（据俄罗斯航空航天局（Росавиакосм）称将作为第五代战机动力基础）台架推力为：加力状态Rф=12500公斤力（кгс），最大状态7770公斤力。最大状态燃油消耗率Cуд max=0.75公斤/(公斤力·小时)，加力状态1.92公斤/(公斤力·小时)，最小巡航燃油消耗率Cуд кр=0.67公斤/(公斤力·小时)。发动机净重Мдв=1530公斤，功重比0.122。

F-22及其后继机型F-35的研发有力推动了西方航空企业的整合及国际市场地位强化，特别是巩固了美国工业优势。中型战斗机机队的发展已成为国际长期主流趋势，既影响战术航空力量构成，也决定国际战机市场需求格局。总体而言，美国战术航空装备项目的发展促使各航空强国必须深入分析本国多用途战斗机研发方向与未来战争形态的匹配性。