猛禽与闪电之心（下）

火心2000

F119发动机的性能综述

作为世界上第一种第四代发动机，F119的性能指标用现在流行语“华丽得令人发指”来形容是一点也不为过的，具体指标见下表。

F119的性能特点可以归纳为：单位流量推力大（约130千牛/（千克/秒）），推重比高（大于10），能为飞机提供短距离起降能力；不加力推力大，速度特性好，能为飞机提供不加力超声速巡航能力；具有二元矢量推力，能为飞机提供非常规机动能力；具有全权限数字电子控制系统，能实现飞/推综合控制；具有高效可靠性和良好的可维护性。

F119的推力超过一般发动机的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战机在两台F119发动机的推动下，不开加力就能以超过马赫数1.4的速度持续飞行，这样可以快速接近战区并实现高速突防，大大提高战机的作战能力，且节省燃料。

F119发动机的设计遵循“产品综合发展”（IPD）的思想，实现性能、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%，耐久性更强，工作强度更低，对地面保障设备和人员需求减少50%，定期维护时数减少75%。

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F119发动机的零部件的主要设计特点

F119发动机分为风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动机匣等6个单元体，另有附件、全权限数字电子控制系统以及发动机检测系统。整台发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴和浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、加力燃烧室以及二元矢量喷管等组成。F119净重1360千克，涡轮前燃气温度1850～1950K。

3级风扇

F119发动机的第一级风扇叶片采用宽弦、空心设计，与用于波音777的PW4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片。在连接前先将型版接合处纵向加工出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较罗罗（RR）公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制成的3级风扇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）。F119采用线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘。

为了保证风扇机匣刚性一致，保持较均匀的叶尖间隙，F119的风扇机匣做成整环的，风扇转子做成可拆卸的，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。采用弯曲静子叶片后，可提高风扇、压气机效率与喘振强度。这种叶片也用在F119的高压压气机上及诸多民用PW4084发动机上。

6级高压压气机

F119的高压压气机采用高级压比设计，6级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”阻燃钛合金材料制造，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：外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环。这种结构设计在大型、高涵道比涡扇发动机上得到广泛应用。

短环形燃烧室

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，冷却空气可由缝中流过，各瓦块形薄板在圆周与长度上可以自由膨胀。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。

这种燃烧室可以改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可以随时更换，提高了发动机的可维修度；且还可以减少污染物排放。这种结构已经在PW出品的众多发动机上得到广泛的运用，例如V2500、PW4084等民用发动机。

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，同时还消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题。

单级高压涡轮

F119的高压压气机的工作叶片用PW公司的第三代单晶材料制成，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，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层（YF119未采用），以减少性能的衰退率，这种措施也被PW应用在大型民用涡轮风扇发动机上。

单级低压涡轮

F119的低压压气机的转向与高压压气机相反。这种高低压转子转向相反的设计，让飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机体上的力矩，可提高飞机的操纵性。这点对高机动性能战机特别重要。另外，对装于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，可以不要低压涡轮导向器（YF120发动机即是如此），但F119为了保险起见，仍采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承（中介轴承），这与F404、M88发动机的结构类似。

加力燃烧室

F119的加力燃烧室的加力筒体采用Alloyc阻燃钛合金制造以减轻重量，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，在F119上则取消了外部导管，简化了制造难度，减少了零部件，优化发动机结构设计。

二元收敛—扩张矢量喷管

F119发动机的尾喷管采用独特的二元收敛—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），发动机推力能在+20°～-20°之间偏转，可以提高战机的机动性。喷管从+20°到-20°的行程只需1秒即可完成，响应时间相当短。推力矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计考虑了减少雷达散射面积；为了减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloyc阻燃钛合金制造，减轻重量。可以说Alloyc阻燃钛合金是F119制造的“万金油”，基本上用于发动机的每一个重要零部件。

燃油控制系统

燃油控制系统为PW设计的最新型双余度全权限数字电子控制系统（FADEC），每台发动机有两套调节器，每套调节器有两套计算机，互为备份，以确保调节系统的可靠性。

发动机的可维修性

F119在设计中特别强调发动机的可维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换部件（LRU），而每个LRU拆换时间均不超过20分钟，所用的工具仅是11种标准手动工具。在外场维修时需进行拆装的紧固件不容许用保险丝、开口销，由于采用“B”型螺母，拧螺母时可采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同颜色予以区分，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。

发动机的可靠性

F119在设计中遵循“采用经过验证的技术的”做法，以及整台发动机结构简单，零部件减少。因此发动机虽然它在性能方面较前一代F100发动机有着较大的提高，也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。

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线性摩擦焊

线性摩擦焊（Linear Friction Welding ，LFW）是一种固态连接技术，类似于扩散连接（Diffusion Bonding）。扩散连接是将两个需连接的零件接触面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件接触表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未融化，因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出“焊缝”，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同之处在于：在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的；而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两接触面间的相互高频振荡产生的。这样可以提高加工部件的接合处的坚固性能。

F119发动机采用的制造材料

在航空发动机发展史上，一款发动机若想取得代差式的进步，必然是建立在制造材料取得代差的基础上的。这点对作为第一款第四代发动机F119也不例外。作为“猛禽”之心，F119的性能之高早已令人瞩目。它的制造材料选择由于保密的原因，至今我们只能知道大概，对其中细节根本无从了解。笔者综合国内外公开的资料，简单的介绍一下F119的制造材料。

众所周知，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，其材料除低温部分采用高温树脂基复合材料以及尾喷管使用陶瓷基材料之外，仍将主要使用传统的金属材料。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，特别是在工艺上有较明显的改进。

A、超高温树脂基复合材料

超高温树脂基复合材料近年已大量应用于航空发动机。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，例如风扇外涵道就采用PMR15聚酰亚胺树脂复合材料。据报道，由美国空军自主研发的AFR700B超高温树脂基复合材料也大量应用于F119上。AFR700B是以8氟单体为基的树脂，其工作温度比PMR-15高出55℃，可在371℃工作1000小时，在316℃工作10000小时，可用来代替钛合金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。

PW公司还在研究将AvimidK热塑性复合材料，用于综合高性能发动机中介机匣，该机匣要求能承受347℃高温以及4个大气压。这种材料有较好的热稳定性，并且用于F119发动机上。

上述复合材料的应用可提高飞机的雷达及红外隐身性能，现已大规模应用到F119发动机上。

B、钛合金空心风扇叶片

PW公司向来都将军民用发动机的先进技术进行相互移植，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成，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气下进行成形，这种叶片的特点是无凸台。

C、阻燃钛合金

鉴于钛合金在运转中有可能着火的问题，静子将采用一种阻燃钛合金。这种钛合金的特点是铬、钒含量高，尾喷管和加力燃烧室也使用这种防火钛合金。该钛合金由PW公司专门为F119开发的。合金牌号AlloyC（Tiadyne 3515），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-4Zr-2Mo，其阻燃性优于Ti-6Al-4V。此外，其室温变形性能好，冷轧及钣金成形时，延伸率达40%～50%，同时它还具有良好的焊接及精密铸造能力。

为了阻燃，F119的叶片还使用镀镍或钛铝化合物叶尖。

D、粉末高温合金整体叶盘

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，合金为Tn100，从而可使轮缘薄，重量轻，这种方法只能军用于发动机。

E、低膨胀系数合金

该合金由PW的合作伙伴Inco国际公司研制，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。该合金在650℃抗氧化能保持完好。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。该合金不能用铬来防氧化，因铬会降低铁磁性从而破坏低的热膨胀系数。

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。

G、Lamilloy合金

据分析，F119的涡轮叶片仍将使用单晶合金铸造，但这种单晶合金已不是一般的单晶合金。

一种方案是采用第三代单晶合金，将比第二代单晶合金的冷效有更大的提高，使用温度接近1100℃。第3代单晶叶片仍将是第二代当单晶叶片的改型并采用陶瓷隔热涂层。目前已出现的第三代单晶合金有CMSX-10，其工作温度比第二代单晶合金高出30℃，其成分为1.8～4.0Cr，1.5～9.0Co，0.25～2.0Mo，3.5～7.5W，7.0～10.0Ta，5.0～7.0Al，0.1～1.2Ti，0.01～0.15Hf，其余为Ni。

另一种方案可能是采用Lamilloy合金，它原是为燃烧室研制的一种变形合金，现已发展到可以进行铸造，而且是单晶铸造，它是一种多孔单晶铸造合金叶片，是由Lamilloy合金铸造成发散冷却叶片。

PW正在对该种叶片进行研制，称之为“超级叶片”，美国空军把它叫做“超级冷却叶片，它比罗罗北美公司的发散冷却叶片有更高的温度梯度（达到330℃），采用这种叶片可使涡轮工作温度提高250℃，减少冷却气流30%，延长叶片寿命2～4倍。但专家对此种高温度梯度叶片方案能否成功仍保有怀疑，美国军方说目前对此种超级冷却叶片尚无需求。不过根据后来资料显示，这种超级叶片已经研发成功，将会应用在F119的后续改进型号及F135系列发动机中，并有可能应用在第五代航空发动机上。

在此之前，罗罗北美公司已用上述方案制出一种将Castcool的单晶铸造发散冷却叶片，据称，它综合了对流、冲击及气膜冷却效果，在1649℃燃气中仍能保持高性能。这种方案用于第二代单晶合金CMSX-4合金，冷却效果比第一代单晶合金CMSX-2好（工作温度高出36℃），寿命提高一倍，减重30%。

Lamilloy合金除了用作叶片外，还成功的用于F119的加力燃烧室以及YF-23的槽形尾喷管。YF119的加力燃烧室衬里采用了9.9米2的MA956Lamilloy合金，并在YF-22及YF-23上进行了试验，试验表明这种材料是有效的。

MA956合金性脆很难加工，但它与其他高温合金不同，可以进行光刻腐蚀而不需进行难控制的电化学处理，RR北美公司的酸性腐蚀打孔技术可同时钻300～400个孔。Lamilloy的松孔度按每平方英寸通过若干磅冷却空气计算。

Lamilloy合金还可以用于尾喷管。例如，在YF-23上工作环境最为苛刻的一个部件，是飞机上的槽形尾喷管口。它的工作温度达到1371℃（加力）/810℃（不开加力），并且是受力结构，噪声水平估计为180分贝，有声疲劳问题，寿命要求为4000小时。原计划用碳/碳复合材料，但它在高温下易产生氧化，原型机只好改用Lamilloy材料。这种材料是由MA956板扩散连接以及光刻冷却孔制成。在YF-23上采用了6.48米2的Lamilloy发汗冷却砖，使温度控制在一定范围内并能承受飞行试验的热载荷以及声载荷而未经修理或更换。

Lamilloy合金的缺点是需从发动机引出冷气流，影响发动机的推力。因此该公司计划采用3种材料代替，一种为柔性毡，已在加力燃烧室上进行了超过1000小时的试验，现在已经成熟了；另一种是陶瓷砖；第三种是陶瓷基复合材料，其中陶瓷基复合材料的可能性最高。

H、陶瓷基复合材料

为了满足战机的过失速机动要求，F-22将采用偏航/俯仰矢量喷管，喷管鱼鳞板原计划采用碳/碳复合材料制造。这种喷管可使两块平行的鱼鳞板换向。

不过，后来有资料显示，这种复合材料制造的矢量喷管将首先装备在F119上进行应用。这种喷管将由陶瓷复合材料来制造。这种矢量喷管由于重量大要求采用轻质材料，否则将会有重心后移的问题。因此，估计尾喷管的制造材料就会有由别的复合材料制造。

闪电之心——F-35战斗机的动力系统

早在20世纪80年代初期，美国军方已开始论证新一代战斗机计划。后来，根据方针的调整，美国分别研制了先进战术战斗机（ATF）和“联合打击战斗机”（JSF）。经过多年的努力，ATF计划的成果“猛禽”在20世纪90年代已露真容，而JSF计划也有了实质性进展。

1993年，美国国防部进行JSF项目论证，在国会的支持下，项目进展顺利且迅速。同年12月，根据美国国防部的要求，波音公司和洛克希德·马丁公司分别组织了一个竞争团队参与JSF项目的竞争。波音公司设计了大三角翼、一对倾斜式尾翼而无水平尾翼的X-32，洛马公司则采用常规布局的X-35。两个项目进行了大约3年的对比试飞。

按照以往惯例，JSF动力系统的争夺大戏仍由美国两大航空发动机巨头GE、PW“领衔主演”。考虑到JSF项目配套动力的要求之高已经达到了现今航空发动机工业的金字塔尖，为了分摊研发成本，两大巨头都分别组成团队参与竞争，GE这次联合的对象是当今航空发动机三巨头之一——英国的罗罗公司，具体事宜由罗罗公司兼并的原美国艾利逊公司负责。这个团队在YF120的基础上研制了F136发动机。PW公司则联合了罗罗公司、沃尔沃公司、DAS公司、Unison工业公司、IFADA/S公司等公司研制了F135发动机。

2001年10月26日，JSF项目的竞标结果揭晓，洛马公司的X-35项目胜出，成为新一代海空军和海军陆战队的通用多用途战斗机，并改称为F-35联合打击战斗机。F-35战机共分3个型号系列：常规起降型F-35A、垂直起降型F-35B和舰载机型F-35C。同时军方宣布胜出的动力系统为PW的设计方案，并授予了F135编号。

F135发动机因F-35战机的需求而启动

其实，F135发动机能够胜出，并非侥幸。在JSF项目验证机研制之时，PW已经成功研制出世界上第一款第四代航空发动机——F119-PW-100发动机。该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公司正是以F119发动机为基础，针对两家竞争者各自的需求，设计了两款略有不同的发动机参与竞争。波音型的F119发动机代号为JSF/F119-SE614，洛马型的F119发动机代号为JSF/F119-SE611。

这两种型别的发动机之所以要存在这些差异，主要是因为两个JSF机体制造商所采用的垂直升力系统方案有所不同。波音公司采用了类似“海鹞”战斗机的多个矢量喷管下偏的垂直起飞方案，整体来看比较复杂；洛马公司的X-35采用了发动机主轴驱动升力风扇+发动机喷管下偏来实现垂直起降。洛马公司使用的发动机JSF/F119-SE611采用了轴对称喷管，能够垂直下偏提供主要升力。后来洛马公司的X-35赢得了JSF计划，那么F135发动机也就被确定为联合打击战斗机的动力系统。和F-35战斗机一样，F135发动机也是多国联合研制。这点和F-35战斗机的营销策略有异曲同工之处。

由于是以性能先进而成熟的F119发动机为基础，F135发动机的研制进度相当的快，在2002年5月就成功通过了初步设计评审，2003年5月成功通过了关键设计评审。2003年9月，第一台F135生产型发动机组装工作完成。2003年10月，F135传统起降型（CTOL）发动机（FX631发动机）开始进行地面测试，检查了发动机是否有液体泄漏、从地面慢车到空中慢车间的油门特性。2003年11月8日，PW的第一台F135FX631生产型发动机首次进行加力试验。2008年11月25日，F135发动机成功完成超声速飞行，飞行的最高速度达到马赫数1.05。到2007年年底，F135推进系统完成了3600小时的方案验证试验、8500小时的系统验证试验，垂直起飞推进系统完成了4300小时试验和19次飞行试验。此后，用于F-35A的F135-PW-100于2010年年初正式定型，获得服役许可。用于F-35C和F-35B的型号（F135-PW-400和F135-PW-600）之后也陆续投入使用。

F135发动机的先进性能

F135的技术基础乃是当今世界第一款第四代航空发动机F119，其性能之强悍至今没有匹敌者。而脱胎于F119的F135自问世之时就被冠以无数头衔，其中史上推力最大最为耀眼。

作为F119的衍生型号，F135发动机采用了与F119相同的核心机。F119发动机采用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、加力燃烧室与二元矢量喷管等组成。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以及发动机监测系统。F119的结构布局基本达到了当今航空的顶端存在，而脱胎于F119的F135性能更为强悍。

为了绕开一款航空发动机研发的最大障碍，F135采用了F119的核心机。不过为了达到F-35战机的性能要求，F135做了针对性的设计。为了提高推力，增加了发动机的空气流量和涵道比，提高了发动机的工作温度；为了获得短距起飞和垂直着陆能力，STOVL型增加了新颖的升力风扇、3轴承旋转喷管、滚转控制喷管。其3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘，在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时，将风扇的截面面积增加了10%～20%；6级压气机和F119基本相同。

F135的燃烧室是在F119的三维高紊流度、高旋流结构的浮壁式燃烧室的基础上做出相应的改善，采用了高燃油空气比燃烧室技术，在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时，满足了效率目标。高、低压涡轮采用对转结构，“超冷”高压涡轮转子叶片和导流叶片采用计算流体力学方法设计，利用高温材料铸造，已在改进的F119发动机上得到验证，在提高耐久性的同时，能够明显提高工作温度（幅度约为110℃）。低压涡轮增加一级，变为2级，以适应增大的风扇带来的驱动负荷。

STOVL型F135-PW-600采用了升力风扇+发动机喷管下偏+姿态调整喷管的垂直起降方法。这种设计方案成功实现了垂直起降、俯仰、偏航和滚转的能力。升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、作动装置和伺服系统组成，由主发动机的F135的2级低压涡轮驱动；升力风扇直径为1.27米，可以向前偏转13°，向后偏转30°，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230千克/秒的流量垂直向下喷出，产生90千牛的升力；3轴承偏转喷管向下偏转（最多可偏转95°，可左右偏转10°），产生71.1千牛的升力；该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可使推力从水平方向偏转到垂直向后。

此外，F-35战机每侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机压气机的引气，也可提供16.7千牛的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离实现俯仰控制。

F135的加力推力176.5千牛，军用推力127.5千牛，重量1700千克，长度为9.37米，悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛。这样的推力级别目前没有任何实际装备战机的加力式涡扇发动机能够达到，就是F135的基础F119都不能。由此可见F135性能之强悍！更值得一提的是，F135相对于F119的推力虽然大幅度增强，但实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力，耗油率却并未有多大的提高。不过，由于F135的涵道比增大，迎面截面增大，其高速性能略有下降。

美国第五代航空发动机研制情况

航空制造工业是当今高科技的综合利用，是集机械、电子、光学、信息科学、材料科学、生物科学、激光学、管理学等最新成就为一体的一个新技术与新兴工业的综合体，是多学科交叉、技术密集的高科技领域，是集现代科学技术成果之大成的科学技术。其发展水平标志着一国的顶尖制造技术水平，对整个装备制造业的发展起着引领作用。而航空发动机更被誉为“工业皇冠上的明珠”，有“大工业之花”之称。目前，在民用航空发动机领域，基本形成GE、PW、RR三巨头鼎立之势，且在相当长的时间这种均势都不会有明显改变。在军用航空发动机领域，美国依然一骑绝尘，遥遥领先；有着超级大国底蕴的俄罗斯紧跟其后；而欧洲诸雄虽能在民用航空发动机领域呼风唤雨，但在军用航空发动机领域因无装机对象，基本宣布掉队；而我国的航空发动机工业通过长期的积累，整体科研水平和工业制造能力有了很大的进步，已现加快追赶的势头。就在我国航空发动机研制已经取得了不错的成绩之时，美国人又向新的高峰发起了又一轮的冲锋。

2012年11月4日，美国媒体集中报道一则消息——美国GE公司开始进行人类历史上首台第五代发动机的核心机测试。这是美国在航空发动机领域的又一次重大飞跃，标志着人类航空发动机工业的新一轮革新即将到来。

其实，GE正式测试第五代航空发动机核心机之前，美国人在“动力先行”这一科学策略指导下，早在多年前就正式着手酝酿了。

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第五代发动机的特点

第五代发动机是比目前发动机更优越的新一代喷气式发动机，与前四代发动机相比，第五代发动机将呈现出以下五大突出特点：

1.耗油少、效率高。第五代发动机具有更优的结构、更大的进气流量，能够实现更低的燃油消耗。其燃烧效率比目前最新的第四代发动机（F-35战斗机配装的F135发动机）提高25%，因此，耗油率比第四代战机降低25%。耗油率的降低，可大大增加飞机的续航时间、待机时间，它可使亚声速飞机航程增加30%，待机时间增加70%；使超声速飞机航程增加40%，待机时间增加80%。

由于使用变循环发动机技术，当飞机亚声速巡航时采用高旁路涡扇模式，超声速巡航时则采用涡喷模式，从而拓宽了发动机的工作范围，提高了不同飞行状态下发动机的工作效率，使第五代飞机既能亚声速巡航飞行，又能进行马赫数3～6的超声速巡航飞行。

2.推力大、重量轻。与第四代发动机相比，第五代发动机的功率得到大幅度提高，其中间推力将增大5%，最大推力增大10%，工作航程提高30%。它可进一步提高飞机的飞行速度和高速冲刺能力，使第五代飞机在不开加力的条件下保持超声速巡航飞行，并缩短了飞机起降距离。

第五代发动机中，新材料的贡献率将达到50%以上。“材料先行”已成为航空发动机研制的客观规律，第五代发动机将采取新材料技术，综合运用单晶材料、热强钛合金、热强镍合金、耐火合金材料、特种合金材料、抗腐蚀保护层等大量新材料，使发动机的重量大大减轻，其推重比可达到15～20，而目前最先进飞机的推重比仅为10。

3.兼容性强、成本低。第五代发动机采用自适应通用发动机技术和高效嵌入式涡轮发动机技术，利用一种核心发动机或基准发动机可衍生出系列发动机，以满足不同任务飞机的需求，因而扩大了发动机的适用范围，使之具有良好的兼容性。

按照美军设想，第五代发动机能够满足未来全谱系空中平台能力的需要，既可装配在空军第五代飞机上，也可装配在海军F/A-XX第五代超声速战斗机上，还可以供无人轰炸机使用。而且，第四代F-35、F-22等战机只需经过稍许改装就能换装第五代发动机。

由于通用性强，第五代发动机的经济可承受性将大大改善，其研发成本和装备价格将大大降低，性价比也随之提高。据美军预测，第五代发动机的性价比将是2000年基准发动机的10倍。

4.零件少、用途多。当今航空发动机的内部极其复杂。叶片、管路、各种零件几乎贴在一起，使发动机易出故障且维修困难。第五代发动机应用了变循环发动机、自适应发动机等新技术、新原理，能够充分利用冲压效果，使发动机零件减少70%，可大大降低发动机的安装阻力，提高发动机的可靠性和可维修性。

第五代发动机除用于提供动力外，还可用于飞机的方向控制。以战斗机的垂尾为例，垂尾是保证飞行和起降时飞机方向安定与方向操纵的重要部件，但垂直竖立的巨型垂尾是隐身的噩梦。

第五代发动机利用发动机的推力矢量、气动控制面和压气机引气方式等实现飞机的方向控制，使第五代飞机成为没有垂尾的战斗机。加之发动机的排放温度低，不仅提高了飞机的可靠性，还提高了飞机的隐身性能，使第五代飞机具有低可探测性的特点。

5.寿命长、对飞行环境要求低。第五代自适应发动机具有内在可变特性，能够根据不同的飞行环境调节涵道比和压比，优化发动机工作，提高其性能。因此，能使飞机适应多种不同环境下飞行的需要。对环境适应能力的增强可相应增加发动机的使用寿命。为此，美军第五代发动机的设计寿命比第四代飞机增加50%～67%。

长期以来，美国坚信先进武器装备是战争胜负的“决定性”因素，因而十分注重先进军事科技研发。近年来，由于俄罗斯大力开发第四代战机和更先进的防空系统以及中国的强势崛起，美国预测，在21世纪20年代中期，美国将会失去对中国和俄罗斯的空中优势。美国军方为使自己始终处于航空技术的最前沿，保持对潜在对手的飞机代差，确保美国的空中优势，综合多方意见，决定终止第四代战机F-22的生产，把资金用于第五代战机的研制。根据以往经验可知，新一代战机从概念研究到投入使用约需20年时间。因此，美国在F-22尚未成熟定型之时的21世纪初，便已开始了第五代战机的概念性研究，在长期奉行的“动力先行”的策略使然下，发动机的研究更是早在20世纪末便已拉开了序幕。

VAATE计划

根据美国航空发动机发展经验可知，美国的航空发动机工业之所以长期遥遥领先于他国，坚定不移地执行核心机计划是一条十分重要的黄金规律之一。美国通过一系列核心机计划的执行，自航空发动机工业早期就在航空发动机研究中抢占先进。早期的ATEGG计划造就了冷战时代美国航空发动机工业的繁荣，而1988年美国正式推行的“综合高性能涡轮发动机技术”（IHPTET）计划则为新世纪航空发动机工业的再次“独孤求败”奠定了雄厚的基础。

随着IHPTET计划的结束，2006年，美国空军实验室及其工业伙伴发起了IHPTET计划的后续计划——“多用途经济可承受先进涡轮发动机”（VAATE），其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。同以往一样，能够参加这样级别盛宴的都是该领域的最顶尖选手——PW、GE、RR（主要由RR美国公司负责）仍是这场大戏的“男主角”。

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VAATE计划总目标是在2017年达到的技术水平使经济可承受性提高到F119的10倍。由于技术难度高，美国高层经过充分论证后，将VAATE计划的技术验证分为两个阶段进行。

第一阶段：开发“自适应通用发动机技术”（ADVENT）项目。由RR和GE承担，共耗资5.24亿美元，目的是演示第五代战机的动力装置技术，该技术的主要用途是为下一代亚声速轰炸机提供动力。从美国军方授出的合同我们可以发现一个有趣的现象，一向在军用航空发动机领域呼风唤雨的PW竟然未能赢得合同！虽然我们不知道PW为何失败，但PW却并未就此放弃，仍自筹资金投资于变循环发动机的样机上，加速向前。根据2012年7月份PW高层透露，PW希望能在2013年的第一季度测试改进自 F135发动机的自适应风扇和全新的高压核心机。当然，PW希望能取代承担ADVENT计划中的一家（RR或者GE），夺取接下来的“自适应发动机技术发展”（AETD）项目。

该阶段的验证项目也是分为两步进行：第一步，在2007～2008年，进行为期一年的概念性探究，初步设计出发动机并进行关键部件试验；第二步，从2008年9月开始，进行为期3年的研制。要在风扇、压气机和涡轮等核心部件上取得重大突破。

目前，这一阶段的项目任务已基本完成，GE已经完成自适应风扇技术的演示实验工作，并进行了首台核心机的测试，发动机的核心机已实现变流量工作，并进行了技术验证，2013年还进行了整机试验。

GE虽然首拔头筹，RR也不落后。RR官方在2012年6月宣布，公司也已完成ADVENT样机风扇部件的测试，希望能在2012年底进行其核心机的测试。

第二阶段：是“自适应发动机技术开发”（AETD）项目。

由GE和PW承担，重点是为超声速战机提供动力。该项目从2013年开始，为期4年，2015年进行环形燃烧室和高压压气机装置试验，2016年进行自适应风扇和核心机验证机试验，并完成地面演示验证，2017年进行整机地面试验。

同时，这项技术也同样适应美国海军正在酝酿的F/A-XX第五代战机。美国海军当前正致力于所谓的“变循环先进技术”（VCAT）研究。不过，根据美国三军向来单干的风格，美国海空军的发动机都或多或少有着区别的。美国海军希望他们需要的未来下一代战机要具有更远航程和更大的动态性能。当然，不管两军需求有着怎么样的区别，但基本的基础设计是相同的。

美军认为，这两个项目对于保持美国在发动机技术领域的优势地位十分重要，其意义如同由涡轮喷气发动机向涡轮喷气风扇发动机的进步，对于全面提升飞机的性能具有里程碑意义。

AETD项目将进一步推进ADVENT项目研发的变前端可旁通“三流道”架构技术的成熟。传统涡扇发动机拥有核心机和涵道两种气流形式而，这种新型发动机有了第三个外流道。关闭外流道，将降低涵道比并提升起飞和超声速阶段的推力；打开外流道，则能提高涵道比以降低巡航和留空时的燃油消耗率。增加的流道还能够为飞机系统提供额外的冷却空气；能更好地与进气道和发动机气流供求在整个飞行包线内相匹配以使得阻力最小。在AETD项目中，GE和PW将设计能用于F-35的变循环发动机，该发动机与目前PW的F135相比，净推力增加5%，二次燃烧增加10%，耗油率降低25%。

根据公开资料可知，AETD计划项目是瞄准洛马公司F-35战机在2020年以后的升级以及为2030年前后下一代战机提供动力。

正是AETD计划的继续推进，人们对美国未来第五代航空发动机的发展轨迹有了基本的了解。美国预研的第五代航空发动机有多种不同的类型，比较典型的有两种：

以GE为代表的新一代发动机。这类发动机运用了自适应通用发动机技术等新的技术方案和原理。主要是利用失败的F120发动机提出的设计理念；

以PW为代表的改进型发动机。这类发动机是在已有的发动机基础上行改进而成。例如，PW研制的PW9000第五代发动机就是在F135和“静洁动力”PW1000齿轮传动发动机基础上发展而来的。

不过，无论这两家公司选择什么样的发动机，都运用了变循环发动机的自适应风扇技术等关键技术，并且都研制了全新的高压核心机。

目前，我们虽然不知道美国高层对第五代发动机的研制方有什么样的未来规划，但根据美国一向的军备发展作风，不会将关键技术交给外人。虽然英国和美国存在着“特殊的国与国关系”，估计RR只是陪太子读书的份儿，最终仍然会上演双雄争霸的好戏。只是习惯后发制人的GE这次却实实在在地抢占了先机。

第五代发动机在技术原理上最重大的突破就是“三流道”技术。该技术全称是：变前端可旁通三流道架构技术。传统涡扇发动机拥有核心机和涵道两种气流形式，第五代发动机则有了第三个外流道。该流道的第三股气流由自适应风扇产生，可提升飞机起飞和超声速阶段的推力；打开外流道，则能降低巡航和滞空时间的燃油消耗率。

此外，有了外流道，可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减少发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机的功率，这不仅能使飞机达到马赫数6这样的超高速，还可为飞机提供额外的冷却空气。

总结

目前，美国已经宣布进行第五代核心机的测试，由此可见，美国已经按部就班的稳定推进第五代航空发动机的研制工作。虽然，这只是核心机的测试工作，但我们可以从中发现，美国利用雄厚的国力，在正确方针指导下，已经在未来航空发动机工业领域再次领先一步。这也给所有追赶者提供了最直接的追赶目标，当然也为后来者树立了一道高高在上的丰碑。目前，我国的第四代战机已经傲啸大西南。但谁都不否认，歼20的“心脏”仍是弱项。我国若想在未来空战抢占优势，就必须发展自己的第五代战机。当然，在支撑五代机的“心脏”面前，国人必须自加压力，迎难而上，勇攀更高的山峰。（续完）