F119发动机的设计特点
超音速巡航
如果超巡的概念是“不开加力就能超音速飞行”，那世界上第一个实现超巡能力的飞机大概就是英国的“闪电”战斗机了，而且此后的F-15、苏-27甚至我国的“猎鹰”高级教练机都有在某些状态下不开加力超音速的能力。因此，这个概念不能反映超巡的本质意义。笔者看来，超巡的最低门槛应该是：飞机能够在不开加力的情况下，以超过1.3马赫（跨音速段一般为0.8马赫-1.3马赫，飞机外部气流部分超过音速）的速度，进行较长时间飞行。文档来自于网络搜索
为了提高发动机单位迎风面积推力、单位流量推力和降低飞机后机身截面积，四代动力都选择了较小的涵道比。在同样的核心机性能下，涵道比越小，高空高速剩余推力越大，海平面静推力越小，单位油耗越大，发动机直径越小。虽然俄罗斯宣称在AL-31F基础上改进的117S发动机能够达到14.5吨的海平面静推力，与F-119发动机仅仅相差一吨。但是实际上，这种通过增加发动机流量和涵道比的改进措施，反而会导致发动机高空高速剩余推力下降。F-119发动机如果也采用同样的手段来增加海平面推力，那完全可以提高到18吨-19吨左右，其实F-135发动机就是在F-119核心机上按照这样的方法衍生出来的。涵道比在0.6以上的117S发动机与涵道比在0.3左右的F-119相比，虽然海平面静推力相差不大，但是在高空高速条件下，两者的剩余推力很可能相差一倍。这就是为什么美国虽然拥有海平面静推力超过15吨，基于F100和F110涡扇发动机的三代改型发动机，但是依然要研制F-119发动机的原因。因为海平面静推力不能代表发动机的高空高速推力特性。文档来自于网络搜索
f119发动机如果也采用同样的手段来增加海平面推力那完全可以提高到1819吨左右其实f135发动机就是在f119核心机上按照这样的方法衍生06以上的117s发动机与涵道比在03左右f119相比虽然海平面静推力相差不大但是在高空高速条件下两者的剩余推力很可能相差一倍
第四代发动机先进结构
Tiles reduce wall cooling air requirements making more air available for NOx reduction A significant cost reduction relative to conventional machined combustors is also achieved
双转子轴流双涵道涡轮风扇发动机（大涵道比）
2. 四代航空发动机的划分（战斗机的燃气涡轮发动机）
第一代：单转子亚音速喷气发动机（推重比3～4） 20 世纪30～40 年代研制。 代表机种：美国的J47。 第二代：超声速涡喷发动机（推重比5～6） 大都在50 年代研制。 代表机种：美国的J79。 第三代：超声速涡扇发动机（推重比7～8，有的达到9左右） 研制始于 60 年代，用于高性能超音速战斗机。 代表机种：美国的F404、F100、前苏联的AL-31F、 英国的RB199 和法国的M88-2。 第四代：先进技术涡扇发动机（推重比达到10） 从 80 年代中期开始发展，代表机种有：美国的 F119、F135、俄罗斯的AL-41F 和欧洲四国联合研制 的EJ200。
F135以F119 发动 机核心机为基础,重 新设计了风扇和低 压涡轮,改进了加力 燃烧室和喷管。
• 风扇截面面积增加 了10% ～20 • 低压涡轮增加到2 级,以适应增大的 风扇 • 加力燃烧室平衡了 推力性能和隐身性 • 喷管由二元俯仰矢 量喷管改为轴对称 喷管
F135
F119
F135发动机实物照片
两台AL-41F
F-35
一台F135
4S: Stealth Supersonic cruise Super maneuverability Superior Avionics
【长知识】F119核心机研制技术途径及发展趋势
【长知识】F119核心机研制技术途径及发展趋势【长知识】F119核心机研制技术途径及发展趋势技术知识2016-03-17 03:31摘要：航空发动机领域，国外从四代机研制开始，普遍采用提前开展技术验证机研究的发展思路，使型号发动机中应用的新技术能得到充分的前期技术验证。
美国典型的四代机发动机F119，在预研阶段，以充分的核心机技术验证为基础；进入型号阶段后，核心机上采用同期开展的各项技术验证计划中经验证的成熟技术；设计定型后，以核心机为验证平台，派生发展途径从系列化已逐渐跨越到多用途层面。
国外四代机发动机的核心机的技术发展战略，对我国发动机的研制具有很好的指导、借鉴作用。
1 引言核心机是发动机中环境温度、压力和工作转速最高的部件，其性能体现了整个发动机的性能，也决定了发动机研制项目的进度和成本，并在很大程度上决定发动机的耐久性水平。
从20世纪60年代起，美、英、法等国从发动机使用经验和教训中认识到，技术验证核心机具有减少型号研制风险、降低研制费用、缩短研制周期等特点，开始重视核心机技术发展途径。
依托ATEGG(先进涡轮发动机燃气发生器)、HTDU(高温验证装置)和DEXTRE(以带气冷叶片的高负荷涡轮为重点的探索性发展)等计划，在真实核心机环境下对新部件技术进行性能和耐久性验证，取得了极大成功。
其中，美国开展的ATEGG核心机验证计划，不仅为F100、F404、F110等发动机的改进改型及F119 等发动机的顺利问世奠定了基础，更促进了核心机发展途径从系列化逐渐跨越到多用途层面。
2 美国的核心机发展战略在燃气涡轮发动机领域，美国与大型发动机相关的核心机验证计划是ATEGG 计划。
该计划主要针对18 kg/s 一级或更大流量的核心机及相关部件的设计、研制和验证，开发的技术可用于将来的大型涡扇/涡喷发动机。
20世纪60年代以前，美国的战斗机发动机产品研制和技术研究退出主导地位，其水平和发展速度明显落后于苏联。
第四代军用航空发动机(F119和EJ2000)
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000）资料来源：西北工业大学F119 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：加力 15568daN中间 9786daN用途： F22结构与系统：风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构燃烧室：环型，浮壁结构高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转控制系统：第三代双余度FADEC装备F119的F22研制概况：F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 .试车台上的F119收敛－扩张型尾喷管EJ2000 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：中间6000daN加力9000daN用途：欧洲战斗机EF2000结构与系统：风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0高压压气机：5级轴流式燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器尾喷管：全程可调收敛－扩张式控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力装配EJ2000发动机的EF2000战斗机研制概况：EJ2000是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲四国联合研制的九十年代战斗机 EF2000．参加工作的有英国的罗 ? 罗公司，德国发动机涡轮联合公司，意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司．1991年10月EJ2000原型机首次运转．在发动机的设计要求中，除了达到高推重比(10)和地耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性及低的寿命期费用．EJ2000发动机EJ2000全景图。
大型飞机用发动机的特点及关键制造技术.
论坛56航空制造技术·2008 年第13 期发展大型飞机对于保障国家安全，提升国家综合实力，改变经济发展模式，促进科技进步等都具有非常重要的作用。
研制和发展大型飞机，是国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对增强我国的综合实力和国际竞争力具有极为重要的意义。
大飞机的技术扩散率高达60%，开展大飞机研制能够带动新材料、现代制造、先进动力、电子信息、自动控制、计算机等领域关键技术的群体突破，拉动众多高技术产业的发展。
作为大型飞机的心脏——大型发动机，其研制的技术难度和投资的风险非常高。
我国在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和《“十一五”规划纲要》中已经把大型飞机列为重大专项工程，而且要求配装拥有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机。
本文结合大飞机用发动机的特点对其关键制造技术作了初步探讨和分析，并对我国研制和生产大飞机用发动机提出了几点参考建议。
大飞机用发动机的性能特点所谓大飞机，是指起飞总重量超过100t 的运输类飞机，包括军用和民用大型运输机，也包括150座以上的干线客机。
大飞机的发动机应该具备高可靠性、长寿命、节能环保以及低成本运行等基本要求，在发动机的结构上，具有大涵道比、零件整体化、轻量化等特点并尽可能多地采用复合材料。
与军用战斗机发动机相比，大飞机用发动机的主要特点具体表现为：（1）安全可靠性高。
安全性主要指低的空中停车率（现已降至0.002～0.005次/1000飞行小时）。
为满足这一要求，大飞机用发动机普遍采用了较大的核心机尺寸和较低的涡轮前工作温度。
大型飞机用发动机的特点及关键制造技术Characteristics of Aeroengine for Large Aircraft and Its ManufacturingTechnology西安航空发动机（集团）有限公司马建宁西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室张定华王增强李山吴宝海国外的成功经验和先进制造技术的发展表明，我国大飞机用航空发动机的研制必须将专业的制造技术与信息技术、管理技术进行有机地结合，并将计算机技术综合应用于设计、制造、检测、管理、销售、使用、服务等发动机研制的全过程。
中国超级涡扇十航空发动机性能全揭秘
中国超级涡扇十航空发动机性能全揭秘八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。
面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。
依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10、涡扇10C、涡扇10D 等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。
中国为加快发展涡扇 10系列发动机，采取两条腿走路方针。
一是引进国外成熟的核心机技术。
中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。
中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。
这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构：涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。
黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
涡扇10A的制造工艺与 F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同类产品，采用三合一的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。
美国F22飞机发动机F119的资料
牌号F119用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商普拉特•惠特尼公司生产现状研制中装机对象F-22。
研制情况F119是普•惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。
在8 0年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
1983年9月，美国空军同时授予普•惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。
普•惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。
后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。
经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。
据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。
在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。
在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。
此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。
先进加力燃烧室设计技术综述
先进加力燃烧室设计技术综述张孝春;孙雨超;刘涛【摘要】叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)002【总页数】8页(P24-30,60)【关键词】加力燃烧室;航空发动机;气冷稳定器;一体化设计;隐身技术;数值仿真【作者】张孝春;孙雨超;刘涛【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言加力燃烧室是航空发动机的重要部件。
虽然其质量只占发动机总质量的20%左右，但却能大幅增大发动机推力。
涡喷发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达40%～50%；涡扇发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达60%～70%甚至更高。
采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高歼击机的制空能力。
因此，加力燃烧室在军用飞机的发展中占有重要地位。
20世纪40年代，德国首先在JUMO-004E发动机上采用加力燃烧室，此后加力燃烧室被广泛应用于战斗机动力装置上。
其产生源于飞机为了突破声障对发动机性能提高的要求，其设计技术随着航空发动机性能的提高而不断发展。
近年来，在高性能第4代飞机的研制过程中，对发动机加力燃烧室提出许多新的、近乎苛刻的设计要求，加力燃烧室设计技术也因此取得了迅猛发展。