摘要：根据航空发动机总体性能设计的一般规律，筛选不同的数据，初步选择比较准确的F119发动机总体和部件性能参数，并以此为参考计算F119发动机设计点、起飞点和超音速巡航点的总体性能。对F119发动机在这三个典型状态点的性能进行了评价，总结了F119发动机的整体性能设计理念。

文摘：

Accordingtotheprinciplesofoverallperformancedesignforaero-engine,therelativelyaccurateoverallandcomponentperformanceparametersofF119arechoseninitially.Byusingtheseparametersasthebasicreference,theoverallperformanceparametersatthedesignpoint,thetake-offpointandthesupersoniccruisepointarecalculatedandtheperformanceofF119engineatthethreetypicalpointisalsoevaluated.TheConcept AndideasofoverallperformancedesignforF119enginearesummarizedbriefly.

关键词：

F119引擎；整体性能；特征分析；评价

关键词：F119engine;关键词：F119Engine;overallperformance;characteristicanalysis;评价

会议名称：中国科协第十五届年会第十三次会议：航空发动机设计、制造与应用技术研讨会

会议时间：2013-05-25

地点：中国贵州贵阳

作者简介：陈中光，工程师。主要研究方向：航空发动机总体性能设计。

F119- pw -100发动机(以下简称F119发动机)是美国普惠公司在20世纪90年代为美国先进战术战斗机F-22研制的小涵道比双转子后涡扇发动机。为了满足第四代战斗机实现超音速巡航、隐身、远程作战和短距起降能力的要求，F119发动机采用风扇/压气机/涡轮三维计算流体动力学设计技术(宽弦无肩风扇叶片、宽弦高负荷压气机叶片、风扇/压气机弓形定子叶片、风扇/压气机叶片等)。高负荷涡轮转子叶片、整体式叶片结构转子和浮壁燃烧室等先进结构、高强度阻燃钛合金(压气机定子、加力燃烧室、喷嘴)和单晶材料等新型材料，使F119发动机实现了高性能[1]。

F119发动机是第四代战斗机发动机的典型代表，也是当今世界上最先进的航空发动机之一，具有高推重比、小涵道比、高涡轮入口温度和高节流比等特点。本文分析了F119发动机的性能特点，并对其性能进行了评价。

根据国内外文献和报道的数据总结了F119发动机的主要性能参数(见表1)，各数据所显示的参数并不完全一致，但都至少体现了该发动机的两个性能优势：大推力和高推重比，可以为飞机提供短距离起降的能力；它具有大推力和良好的速度特性，可以为飞机提供无后力的超音速巡航能力。为了实现这两种性能优势，F119发动机在性能设计上采用了以下性能设计特点。

战斗机发动机应尽可能提高涡轮前温度，因为提高涡轮前温度是提高发动机单位推力和推重比的最有效手段。同时，在一定推力加力条件下，涡轮前缘温度高意味着无加力时推力更大，这是无加力时提供超音速巡航能力的重要条件。F119发动机的最大涡轮前温度超过1900K。与F100相比，温度提高了约300K，基本接近材料和冷却技术的极限。因此，在涡轮前温度基本确定的情况下，应合理选择涵道比，进一步提高机组推力。一般来说，随着涵道比的减小，通过核心发动机的流量增大，发动机的推力增大。

图1为涡轮前温度和涵道比对发动机单位推力和油耗的分析计算结果(横坐标为单位推力，纵坐标为单位油耗；蓝色曲线表示相同涵道比，灰色曲线表示相同涡轮前温度)。单位推力和单位油耗与涡轮前温度和涵道比呈单调关系，随着涡轮前温度的升高而增大，随着涵道比的增大而减小。在涡轮前温度一定的条件下，较小的涵道比可以获得较高的单位推力，且涡轮前温度越高，减小涵道比对单位推力增加的影响越显著。因此，F119发动机选择了较高的涡轮前温度，温度范围为1800 ~ 2000K。同时，选择较小的涵道比，在0.2 ~ 0.3之间。

表1F119发动机主要性能参数

图1涡轮前温度和涵道比对发动机性能的影响

图2风扇/压气机压比对发动机性能的影响

风机与压气机的压力比对发动机的单位推力和单位油耗有很大的影响。对于涡扇发动机，提高风扇压力比可以提高发动机的单位推力。图2显示了风扇/压气机压力比对发动机性能的影响(横坐标为无量纲单位推力，纵坐标为无量纲单位油耗)。从图中可以看出，当风扇压力比增大时，发动机的单位推力增大，单位油耗降低。压气机压比增大时，发动机的单位推力减小，单位油耗降低。

因此，在压力比的选择上，应尽量提高风机压力比。但从图中也可以看出，当风机压力比大于4.3时，风机压力比增大对机组推力增大的影响减小。进一步提高风机压比，可能需要增加风机系列甚至低压涡轮系列。同时，在涵道比较小的情况下，风扇压力比的增大会增大芯机直径。此外，对于双转子混合后涡扇发动机，混合器进气道应保持内外涵道气流静压平衡的约束条件，使风扇压力比与涡轮前温度和涵道比相关。当后两者基本确定后，风机压比不宜过高。因此，从设计难度和性能效益以及整机匹配的综合平衡来看，风机压力比并不是越高越好。对于F119发动机，选择风扇压力比在4.0 ~ 4.5范围内为宜。

由图2可知，压气机压比的增大会导致单位推力的减小。对于追求高单位推力的发动机，压气机压比不宜过高。此外，在确定总增压比时，应注意级负荷水平、串联、质量之间的协调，压气机负荷、串联、涡轮串联之间的协调，使参数保持在最佳范围内，串联尽量减少，重量减轻[4]。当涡轮前温度为1800 ~ 2050K时，对应的最佳总增压比为25 ~ 30。因此，根据分析，表1中总增压比35的数据不准确，F119发动机应选用中压比的压气机。

当飞机在空中飞行时，发动机的总进气温度随着飞行速度的增加而升高。如果发动机涡轮前的温度和其他几何可调部件保持不变，那么随着进气温度的升高，发动机的高低压转换速度呈下降趋势，发动机的总压比减小，发动机的单位推力也随之减小。

图3不同节流比下发动机单元推力和总压比随马赫数的变化趋势

第四代战斗机的超音速巡航要求发动机在不加力的情况下具有更大的单位推力。在确定发动机设计点循环参数的前提下，通过选择合适的调节规则，可以最大限度地发挥发动机的空气性能潜力。因此，为了保证所需的推力，通常在发动机安全工作裕度允许的情况下，采用高节流比调节方法，使涡轮前温度随进气温度相应升高，以保证发动机在超音速条件下仍能提供足够的推力。

图3为分别为1.05和1.0时，发动机单元推力(蓝色曲线)和总压比(灰色曲线)随马赫数的变化趋势。从图中可以看出，当节流比为1.0时，随着飞行马赫数的增加，单位推力和总压比的下降速度更快。当节流比为1.05时，随着飞行马赫数的增加，单位推力和总压比的下降趋势变缓。考虑到推重比和超音速巡航的需要，F119发动机的节流比在1.08 ~ 1.13之间。

军用飞机强调机动性和加速度，在起飞、爬升和作战时需要较大的单位推力。一般选择起飞状态作为发动机的设计点，在设计点上也通常选择不同发动机性能参数的比较。由表1统计数据可知，F119设计点中间状态的推力主要有97.86kN和105kN，最大状态的推力主要集中在155.7kN。假设F119发动机推力为97.86kN，根据最大状态和中间状态推力计算的加力比达到1.591，估计加力总温度平均超过2250K。由于加力燃烧室使用的碳氢燃料理想最高温度可达2300 ~ 2400K，但加力燃烧室为低压燃烧，碳氢燃料解离占5%，且设计中存在一定的燃料分布不均匀程度和冷却空气比例，因此加力燃烧室最高平均总温度很难超过2150K。第四代战斗机发动机的添加比一般不超过1.5，说明给出的中间状态97.86kN和最大状态155.7kN的推力并不是相同的匹配数据。97.86kN的中间状态推力对应的状态相对于设计应该是一个快速减小的状态来使用，因为这个状态的后力推力也可以超过140kN，所以这个状态可以用于正常的地面起飞。此外，无后力超音速巡航是第四代空优战斗机最突出的特点，因此超音速巡航点也是主要的状态性能点。

根据分析，F119发动机的起飞点以设计点为基础，超声速巡航点充分发挥了发动机的最大能力，转速和温度在包络范围内均接近最大值。因此，在标准大气条件下，对设计点、起飞点和机载超音速巡航点在海平面休息时的性能进行了评估。

参考表1，初步确定各主要性能状态点的中间推力、最大推力、发动机进气流量、涡轮前温度、涵道比、总压比作为基准性能参数。在计算过程中，这些参数可根据匹配需要稍作调整。2.1中选取了中间状态推力和最大状态推力；涡轮前温度和总压比按1.1节和1.2节选取；只有空气流量和旁通比未确定。

根据F119发动机性能的演变过程，1987年末，武器系统开发商提出需要更大推力的发动机，要求将发动机推力提高近17%，达到155.68kN的最大状态推力。中间状态推力为104.53kN。F119略微增加风扇直径，使风扇风量增加15%，以满足推力增加的要求，发动机涵道比也由0.25提高到0.3[1,9]。表1提供的气流为110kg/s。根据分析，很难达到接近105kN的推力。应为风机改造前的流量，改造后的风量应为126.5kg/s(110kg/s增加15%)。

综上所述，初步确定计算的基准性能参数如表2所示。计算中使用的推测数据和计算结果可能与实际数据不完全一致，但尽量接近。计算中采用的构件效率主要来源于文献。在一般特性的基础上对所述组件特性进行适当修改。考虑F119发动机的材料和高温冷却要求，确定了发动机内部流动引气参数。

表2用于计算的基本性能参数下载原图

表3主要性能状态点检查结果下载原图

经反复计算，并与文献中提供的F119发动机性能参数进行对比，计算结果如表3所示。计算结果表明，主要性能参数与计算前初步确定的值基本一致，只有燃油消耗率高于表1提供的数据。鉴于第四代战斗机发动机涵道比低、外涵洞压力比高、涡轮后总压高的特点，非加力状态下的油耗必然会增加，所以不加力也有可能有高油耗。

计算结果表明，对于追求高单位推力、低起飞重量和无后力超声速巡航能力的F119发动机，其循环特性为：低涵道比(0.3)、中等总压比(26.1)、高涡轮前温(1860K/2011K)和高节流比(1.08)。为了保证持续的超音速巡航能力，涡轮前缘温度可以随着马赫数的增加而适度升高。根据分析，F119发动机的整体性能设计基本遵循以下思路：为了使超声速巡航性能处于相对优化的状态，F119发动机设计点的循环参数与超声速巡航点的循环参数基本一致，并且循环参数选择得很高；地面平台的工作点或起飞点采用相对于设计点旋转减小的状态，以减轻发动机的负荷，保证使用寿命。

F119发动机的整体性能设计充分体现了第四代战斗机发动机的特点。循环参数的选择遵循航空发动机性能设计的一般规则，并着重于无加力超音速巡航的需要。选择涵道比小、涡轮前温度高、风扇压比和总增压比适中、节流比高，满足推力和油耗要求。2000K以上的涡轮前温需要许多新材料和高效冷却技术的支持，这证明了F119发动机确实代表了目前最高水平的战斗机发动机。由于没有详细分析组件效率对循环参数的影响，本文计算的具体参数可能与实际参数有一定偏差。

[1]陈磊。F119发动机的设计特点及关键技术。航空发动机，2011,(3)。

[2]张仁。F119发动机的最新进展[R]。JK55-97，沈阳：沈阳发动机设计研究院，1996。

[3]梁春华。第四代战斗机发动机技术特性及性能参数分析[R]。沈阳：沈阳发动机设计院，2002。

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