主题：对J20的初步分析-----热烈祝贺歼20战斗机首飞成功 -- 瑞士

静推力和加推力分别是多少?

f22的推沉比是多少2010年9月5日推力矢量发动机，全称f119－pw-100，是为f-22a研制的双转女小涵道比加力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20度，推力和矢量由数字电女体系控制。静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推沉比10,分压比25,涵道比0.2.正在发动机推沉比到达10的时候,f22的做和推沉比为1.1。f-119-pw-100的性能是美国空军高度传统的神秘。正在janes及prattwhitney公司的公然网址上除了最大加力推力35000磅的参数外，其它一律不得而知。不过对付美国那样的国度来说，高度保密的东西正常说来是由于它没无什么优势可言。大家记得正在七八十年代f-100的性能是公然大吹特吹的。f-16上的an/apg-66，f-15上的an/apg-63，f-14上的an/awg-9，f-18上的an/apg-65的探测，跟踪距离是见诸各纯志的。

那时美f22的发动机是什么?

静推力和加推力分别是多少?

f22的推沉比是多少?

2010年9月5日推力矢量发动机国以为它安然地拥无对苏联20年的技术差距，所以发动机，雷达上的性能介绍都毫无保存。但是八十年代末前苏公然化后公然的发动机如d-30，d-90，al-31，雷达如n001，zhuk系列使美国意识到美俄技术差距底子没那么大。很多地方如al-31的涡轮进口温度，耗油率目标，n001探测距离等比美国同类产品要高，就逐阵势也学会了保密。

各位谁见过公然的an/apg-68，-70，-71，模具-73，-77的性能数据？首先涵道比。

依照文献

(1)，f-119-pw-100的涵道比是0.2。取janes报导的0.48大不相同。咱们以为0.2比较可信。那和超音速巡航对发动机的要求分歧。超音速巡航正常要求小涵道比发动机或者爽性涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗较高，但加力油耗较低，那一点能够清楚的从pw-1120取pw-1129的比较外看出。那也取f-22所要求的非加力超音速巡航分歧，由于如果涵道比大，正在相同的分推力下非加力推力就得减小。而那取非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比该当小于f-100-pw-129a的0.36。而0.2我想是个非常适合的数字。那个数字也取公布的f-119的剖视图濒临。

2。非加力推力。我估计正在115到125千牛之间。道理比较简略。涵道比为0.36的f-100-pw-129a来说其最大干推力尚能到达98千牛，涵道比为0.2的f-119的最大干推力就该当为110千牛，由于两者的最大加力推力一样，同为156千牛。那是由于核心机的单位流量推力大大于外涵道的。另外文献(1)提到f-119的核心机流量是f-100-pw-100的两倍左左。那样的话最大干推力就当为120千牛左左。还无，f-22不开加力，而仅仅使用最大干推力就能飞m1.6，那一点也说明其推力当至多到115千牛量级。

3。油耗。做为小涵道比发动机，最大非加力油耗该当比划一技术的涵道比0.7到1左左的涡扇机高，而加力油耗较低。比拟取f-119技术最濒临的f-100-pw-129，参考pw-1120的加力油耗，并思忖到f-119涡轮进口温度会适当提高，咱们估计非加力油耗0.75-0.8kg/小时kg力，而加力油耗1.8kg/小时kg力。那个数字0.75-0.8kg/小时kg比al-31的0.67凌驾逾越15%，部分诠释了为何f-22机推力矢量发动机内载油多su-2720%，做和半径却少100公里。

4。涡轮前温。由于f-119较f-100-pw-220等早先采用了单晶叶片和气膜冷却，估计当为1700-1750k。

5。最大流量。以核心机流量两倍于f-100-pw-100的核心机为基准，参考两者涵道比，最大流量为145kg/秒机床刀架，那取156千牛的最大加力推力匹配很好，同时加深了咱们对前面几组数据推测的信心。

6。重量。那是一个答案出乎人意料的问题。表面上看，f-119采用了级数很少的压气机，涡轮，采用了合金c钛压气机静女，喷管，而且电扇，压气机采用了整体式的叶片-盘布局，减轻了重量，所以重量该当不大。但是该机无一个我以为败笔的喷管设计，既不克不及两维活动，也大大增添重量，还导致推力丧掉。f-100-pw-129a的重量是1860公斤，f-119核心机正在其基础上由于减少的压气机涡轮级数会减沉40%，但加大的约25%的流量会加沉25%，整体盘-叶设计减沉5%，总计核心机减沉约20%，也就是说若非由于喷管，整机该当减沉约13%，使f-119推沉比从f-100-pw-129a的8.56提高到9.8或10，反好是欧洲采用划一技术的ej-200的推沉比。但是那个累赘的“二元”喷管设计将增添重量估计140-200kg，使f-119的重量规复到约1800-1860kg，冲压模推沉比降为8.6-8.7。

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80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。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力。

F119-P-100

结构和系统

风　　扇　3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。

高　　压

压 气 机　6级轴流式。采用整体叶盘结构。

燃 烧 室　环形。采用浮壁结构。

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。与高压转子对转。

加　　力

燃 烧 室　整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。

尾 喷 管　二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。

控制系统　第三代双余度FADEC。

技术数据

最大加力推力(daN)　　　　　　　 15568

中间推力(daN)　　　　　　　　　 9786

加力耗油率[kg/(daNh)]　　　　 2.40(据估算应为1.80～1.90)

中间耗油率[kg/(daNh)]　　　　 0.622(据估算应为0.88～0.90)

推重比　　　　　　　　　　　　　>10

涵道比　　　　　　　　　　　　　0.2～0.3

总增压比　　　　　　　　　　　　26

涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　约1700

最大直径(mm)　　　　　　　　　　1143

长度(mm)　　　　　　　　　　　　4826

质量(kg)　　　　　　　　　　　　1360