更新时间：2023-08-15 17:11
F119涡轮风扇发动机是双定子和转子小涵道比加力涡扇发动机，其采用了可上下偏转的二维矢量喷管、偏转角度达20度且推力和矢量由数字电子系统控制的一种发动机，是普惠公司为美国F-22战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机。其由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。
F119是世界上第一款投入使用的第四代发动机。此外，F119-PW-100发动机是人类历史上第一型推重比达到10的航空发动机。PW以F119发动机为基础，设计了两款略有不同的发动机，分别为波音公司型的F119发动机代号为JSF/F119-SE614，洛马型的F119发动机代号为JSF/F119-SE611。
F119是惠普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。其设计目标为：不加力超声速巡航能力、非常规机动和短距离起落能力、隐身能力、寿命期费用至少降低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%。
1983年，普惠公司收到美国空军ATF发动机招标需求后，很快就进入到F119的前身PW5000的具体方案设计中，9月30日ATF用发动机签订研制合同。1985年9月XF119零部件开始加工。1986年4月，首台XF119（FX601）上台架试车，同年10月，YF119开始地面试车。1989年1月，首台用于飞机评定的YF119上台机试车。1990年1月30日，YF-22/YF119进行首飞，同年8月27日，YF-23战斗机/YF119首飞。9月18日，装YF119的YF-23进行第一次超声速巡航。次月30日，装YF119的YF-22进行第一次超声速巡航。1990年12月，装YF119的YF-22进行第一次推力换向。1991年4月23日，美军方出于对风险和费用的考虑，F119被选为F-22战斗机的动力装置。
1992年6月，F119完成了关键设计评审。同年11月，首台EMD型机F119发动机开始试验，12月其进行了地面试验。1996年7月，首台飞行试验发动机组装完毕。次年9月，进行了飞行试验发动机的交付。1997年9月7日，首架装有EMD型F119发动机的F-22战斗机进行了首次试飞。1999年10月，F119发动机获得了美国空军颁布的合格证。2001年8月，其被批准投入批量生产。2002年7月，其获批初步使用（此时试验时数已超4000小时）。次年3月，获空军批准后勤保障系统。2005年初，F119累计试验时数超过7500小时。2005年12月，第一支F-22/F119作战部队完成所有试验和评估，正式装备美国空军，并按照美国军用标准MIL-SID-879，F119的第一种生产发动机型被命名为F119-PW-100。
F119发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。
F119是美国普惠公司为F—J_22战斗机研制的加力式涡扇发动机，其推力能达到156千牛。F119与装F一15和F一16的F100发动机相比，它的部件数少40％，由于部件数减少，加之采用先进的轻重量台金，使F119的推重比达10一级，而F100为8一级。F119和F100虽都采用3级风扇，但F119的风扇整体式为叶盘结构。F119的高压气机为6级，而F100的仅为10，F119的高低压涡轮各为1级，而F100的各为2级。与欧洲正为EF2000战斗机研制的EJ200和法国正为阵风战斗机研制的M88发动机相比，F119在结构与性能上也略胜一筹。此外F119发动机上部没有外部构件，维修人员平均20分钟内可拆卸和更换F119的每个LRU。
20世纪80年代初期，P\u0026W公司研制的F119一PW一10发动机3级风扇、6级高压压气机的定子和转子全部采用了整体叶盘，是惟一一种在风扇与压气机中全部采用整体叶盘结构的发动机。
F119竞争发动机YF120为变循环发动机，2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇，其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打开的，因此称主外涵出气环。2级风扇在遇到大工况时，可调节放气环关闭。发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以此增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力燃烧室前的可变面积涵道喷射器（VABI）将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还会将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，借此加大推力。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率。
F119在总体结构设计上，与普惠公司以往的发动机相比，有两个显著的变化，其一是高压定子和转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。20世纪60年代后期，普惠公司开始研制的民用发动机（JT9D、PW2037和PW4000）及军用发动机（F100）中，高压转子均采用1-1-0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。F100-PW-100发动机也是用的该类支承，该设计使F100-PW-100发动机的承力框架数变多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给定子和转子动力学设计带来困难。通用电气的发动机（军用的有F101，F110、F404，民用的有CFM56）中，高压转子则采用了1-0-1的支承方式，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承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性，其缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案采用了通用电气在F110，F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。
在高压涡轮的设计中，20世纪60年代后期普惠公司在研制的发动机如民用发动机JT9D、PW2037和PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计优点是每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。通用电气则在同时期研制的发动机（军用：F101、FllO和F404，民用：CFM56）中，均采用了单级高压涡轮，虽涡轮效率稍低，但使其发动机的结构简单，零件较少，重量轻等好处。普惠公司在F119设计中，为了提高推重比，则采用了单级高压涡轮的设计。
F119发动机的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一整叶片，3级风扇定子和转子均采用整体叶盘结构（在YF-22上进行验证飞行时所采用的YF119发动机中，仅2、3级风扇采用了整体叶盘），并采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘。F119的风扇机匣做成了整环，这能保证风扇机匣刚性一致，保持较均匀的叶尖间隙。风扇转子做成了可拆卸式，即2级盘前、后均带鼓环，分别与1、3级盘连接。风扇进口处采用了靠边弯度的进口导流叶片，可大大缩小常规直静子叶片上、下端的分离损失区。这种设计结构类似于F100发动机，叶片是利用PW开发的NASTAR程序设计的。采用弯曲静子叶片，可提高风扇、压气机效率与喘振强度。这种叶片也用在F119的高压压气机以及诸多民用PW4084发动机上。
F119的高压压气机采用高级压比设计，6级定子和转子全部采用整体叶盘结构，进口导叶与1、2级导叶是可调节的。前机匣采用
“Alloyc”阻燃TC4材料制造，以降低重量，采用了弯曲的静叶。为了增加高压压气机的出口处机匣（该处的直径最小，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，使燃烧室机匣具有双层结构：散逸层传递负荷，内层为气流的包容环。
F119的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，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，因此这种火焰筒又称为瓦块式火焰筒。该燃烧室可以改善火焰筒的工作条件，不仅能提高火焰筒的寿命，还方便更换与燃气接触的瓦片，提高了发动机的可维修度，同时还可以减少污染物排放。其油嘴采用了气动式喷嘴，能改善燃油雾化质量，提高燃烧完全度，减少排污，同时还能解决一般离心式喷嘴易生积炭的问题。
F119的高压压气机采用了先进的气膜冷却技术，涡轮盘采用了双重的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小裂纹，轮心部分则采用提高强度的热处理。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层（YF119未采用），用以减少性能的衰退率，这种措施也被PW应用在了大型民用涡轮风扇发动机上。
F119的低压压气机的转向与高压压气机相反。这种高低压定子和转子转向相反的设计，可使飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺
力矩相互抵消大部分，以减少外传到飞机机体上的力矩，来提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战机尤为重要。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。理论上，高低压压气机反向转动时，可以不采用低压涡轮导向器（YF120发动机即是如此），但F119为了保险起见，仍采用了导向器。低压涡轮轮盘中心设计有大孔，便于安装高压定子和转子的后轴承（中介轴承），这与F404、M88发动机的结构类似。
F119的加力燃烧室的加力筒体采用了Alloyc阻燃TC4制造以减轻重量，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，F119则取消了外部导管，简化了制造难度，减少了零部件，优化了发动机结构设计。F119发动机的尾喷管采用了独特的二元收敛—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，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），F119发动机推力可在+20°～－20°之间偏转，借此可提高战机的机动性。推力矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，靠煤油为介质的作动筒来操控。调节片的设计成可减少雷达散射面积。通过对调节片的冷却，减少红外信号。尾喷管也采用了Alloyc阻燃TC4制造，减轻了重量。F119发动机的燃油控制系统采用的是PW设计的最新型双余度全权限数字电子控制系统（FADEC），每台发动机配有两套调节器，每套调节器又配置有两套计算机，相互备份，来确保调节系统的可靠性。
F119发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，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LRU，而每个LRU拆换时间不超过20min，所需的工具也仅是11种标准手动工具。外场维修时F119需进行拆装的紧固件不允许使用保险丝、开口销。其次由于采用“B”型螺丝螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。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。在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，连接件做成能快卸快装的设计。所有的附件、导线和管道均在发动机下部，每个外场可换组件均能直接达到。发动机设计成由第5百分位女姓（身高157cm体重45kg）到第95百分位男性（身高188九体重91kg）间的维修人员穿着防护服，于戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。
F119在设计中遵循“采用经过验证的技术的”做法，F119整台发动机结构简单，零部件减少。因此F199发动机在性能方面较前一代F100发动机有着较大的提高，同时其采用了一些以前发动机中未采用的新技术，但它的可靠性却比F100高上许多。在F119中，可靠性提高得最显著的要算调节器了。该系统是在F100-PW-229的基础上发展起来的，为双余度的数字式电子调节器。属普拉特·惠特尼加拿大公司的第三代FADEC。另外，它根据以往的经验，将发动机与飞机的调节结合在一起，这样可使飞机的调节器利用发动机的一些参数，如推力、推力方向等对飞机进行调节，使飞机性能大幅度提高。以往的经验还指出，装在发动机上的诊断系统能大大改善发动机的维修性，提高发动机的使用可靠性，还能降低使用成本。因此F119又进一步完善了已在一220型、一229型使用的诊断系统。
F119的推力为一般发动机的3倍，不加力状态下的推力比第三代航空发动机加力状态下还要大。一架F-22战斗机在两台F119发动机的推动下，在不开加力的状态下速度便能超过马赫1.4的速度持续飞行。F119发动机的设计遵循了“产品综合发展”（IPD）的思想，实现了性能、安全、可靠、维修、经济等指标的平衡。F119的主要部件比普通涡轮喷气发动机少40％，但其耐久性更强，工作强度更低，在维修方面，对地面保障设备和人员需求减少50％，定期维护时数减少75％。其作为世界上第一种第四代发动机，F119的性能指标可谓十分亮眼，其具体性能指标参数如下表：
为避免F119的设计遭到不可接受的风险，普拉特·惠特尼加拿大公司采用了IHPTET(综合高性能涡轮发动机技术)计划内许多已被验证的技术。这使得F119发动机性能有所提高，同时其可靠性、可维修性与安全性皆有所提高。
现代航空发动机的结构设计和制造技术是发动机研制、发展、使用中的一个重要环节，为满足以F119为标志的第4代战斗机用发动机以及未来高推比新概念发动机的性能要求，除采用先进技术减少飞机机体结构、机载设备的重量外，关键是要求发动机的推重比达到10.0一级，需重点突破发动机部件的气动、结构设计、材料、工艺等方面的关键技术。在发动机风扇、压气机、涡轮上采用整体叶盘(lBisk)结构(包括整体叶轮、整体叶环等)是提高发动机性能、简化结构、降低重量、减少故障率、提高耐久性与可靠性的重要措施。
F119发动机是PW在F100-PW-100发动机基础上发展而来的高性能发动机。F119是F100的改进与发展，其材料低温部分使用了高温树脂基复合材料，尾喷管则使用了陶瓷基材料，其他部分则使用了传统的金属材料。传统金属材料能适应新的性能要求，需要在制造材料以及工艺改良上有着较大的突破。F119发动机所使用的详细材质和工艺情况具体如下：
在军用发动机中，复合材料用量大约占结构重量的3％。F119也采用了大量复合材料，如风扇外涵道就采用PMR15聚酰亚胺树脂复合材料。据相关报道，F119还采用了大量由美国空军自主研发的AFR700B超高温树脂基复合材料。AFR700B是以8单体为基的树脂，其工作温度比PMR-15高出55℃，可在371℃下工作1000小时，在316℃下工作10000小时，可用来代替TC4用作压气机的静子结构和进气道，也可用作后机身多用途导管。AFR700B是为代替PMR-Ⅱ-50研制的，前者的热稳定性更高且易于制造。复合材料的应用可提高飞机的雷达及红外隐身性能，被大规模应用到了F119发动机上。
PW公司向来都将军民用发动机的先进技术进行相互移植，如F119的风扇基本都是照搬成熟的民用PW4084发动机所用的空心风扇叶片。这种叶片由钛合金制造，其制造过程独特，从钛毛坯开始，先将毛坯切削加工成两半部分，然后将两半部分放在真空炉内进行扩散连接，再将叶片放在夹具中进行超塑成形得到气动型面，最后放在成型模内在氩下进行成形，这种叶片的特点是无凸台。
因为钛合金在运转过程中可能存在起火的问题，静子将采用一种阻燃钛合金，尾喷管和加力燃烧室也使用了这种防火钛合金。该钛合金使PW公司专门为F119开发的。合金牌号AlloyC（Tiadyne3515），成分为50Ti-35V-15Cr，密度为5.2克/厘米3，在425～595℃具有高的屈服强度及蠕变强度，远高于Ti-6AL-2V-4锆2Mo，其阻燃性优于Ti-6Al-4V。该钛合金室温变形性能好，冷轧及金成形时，延伸率可达40％～50％，同时它还具有良好的焊接及精密铸造来的能力。为了阻燃，F119的叶片还使用镀或钛铝化合物叶尖。
F119压气机的6、7、8、9级为整体叶盘，轮缘与轮心采用了不同热处理制成，具有不同的晶粒尺寸，采用的合金为Tn100，其可使轮缘薄，减轻发动机重量，这种方法只能军用于发动机。
该合金由PW的合作伙伴Inco跨国公司研制，它的膨胀系数比常用In718合金低20％，密度小6％，而强度两者相当。该合金具有650℃抗氧化的能力。这种合金牌号为4005，其成分为42Ni、29.5Fe、18Co、6Al、1.5Ti。合金要求经过真空感应熔成电极，然后经真空电弧及电渣重熔。该合金不能使用铬来防氧化。此外，Inoc公司还为F119的压气机、燃烧室及排气系统机匣及环研制了另一种新型镍-钴-钛基低膨胀系统高温合金In783，其热膨胀系数比Inoc718低20％，密度为7.78g/厘米3，抗氧化能力接近In718，且可保持在700℃以上。该合金的成为为28.5Ni，34Co，26Fe，54AI，3.0Nb，3.0Cr，0.1Ti。F、双性能合金粉末盘F119采用单级对转高压及抵押涡轮定子和转子。为了优化材料的性能，涡轮盘将采用双重热处理，使轮缘为粗晶组织以满足损伤容限要求，而轮心为细晶以满足强度和低周疲劳性能的要求。轮心与轮缘可以通过扩散连接而成。
F119的第一种生产发动机型根据美国军用标准MIL-SID-879被命名为F119-PW-100。
航空发动机是高技术产品，尤其是F119采用了大量新技术、新工艺和新材料的发动机，在研制中很容易出现故障。如研制初期F119出现过风扇在低转速下效率低而使这种状态下的油耗增大和低压涡轮振动等故障。1993年又出现了高压涡轮定子和转子叶片振动应力与涡轮效率低于预计值的问题。F119在进入试验约一个月后，高压涡轮就出了故障。普惠公司用了11个月时间对此进行诊断，并进行了全面设计评审，美空军为此单独成立了评审小组对惠普的改进进行评定。后经惠普公司研究发现，振动应力是由于低压涡轮导向器叶片激渡反射到高压涡轮转子叶片引起的，并通过加强涡轮转子叶片强度与刚性、重新设计导向器叶片构形和增加叶片数，排除了故障。为了评审涡轮改进，普惠公司还进行了F119原型机试验，试验表明改进涡轮的定子和转子叶片上的应力几乎为零。为进一步验证高压涡轮故障是否完全排除，普惠公司对Fx621F119又进行了10小时试验，试验证明完全达到了改进目的。