F-22战斗机(猛禽)的普惠公司F119-PW-100涡扇发动机揭密

F-22战斗机（猛禽）的普惠公司F119-PW-100涡扇发动机揭
密
F-22战斗机（猛禽）使用普惠公司的F119-PW-100涡扇发动机，F119发动机，全称F119－PW-100，是为F-22A研制的双转子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子系统控制。

F119主要参数：长4.826米，最大直径1.13米，重1360千克，最大推力156千牛，推重比11.7。

简单的说，它的发动机是世界是推重比最大的发动机，每单位重量可以产生10倍的推力。

它是涡扇发动机，至于里面的详细结构是保密的，都让所有人知道了让别的国家也造出来怎么办。

下面我将为你揭开这个秘密。

喷气发动机的基本工作原理是燃气燃烧产生热，空气受热膨胀，高压空气向后喷射而出，形成推力。

这是纯喷气发动机的情况。

要是涡扇，一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。

要是涡桨，基本上绝大部分喷气的动能都转化为机械能，驱动螺桨产生推力了。

从能量守恒来说，燃气燃烧产生的热能与喷气所携带的动能和热能加上机械损耗的能量相等，也就是：
燃烧产生热能= 喷气的动能+ 喷气的热能+ 机械损耗的能量
另一个关系式是发动机的推力。

根据动量和冲量等价的公式，
Ft = mV
或者说，
F = Vm/t
其中F是推力，V是喷气速度，m/t就是喷气的质量流量。

换句话说，推力不是单由喷气速度产生的，而是喷气速度和喷气流量的乘积。

只有使两者提高了，或者使一项提高的速度快于另一项降低的速度，才能增加推力。

另一方面，
单位时间里燃烧产生的热能= 单位时间里喷气的动能+ 单位时间里喷气的热能+ 单位时间里机械损耗的能
量
假定单位时间里燃烧产生的热能不变，这是对给定耗油量的一个合理的假设，并假定忽略喷气所带的热能和机械损耗，那
单位时间里喷气的动能= 常数
也就是说，
1/2*m*V*V/t = 常数
或者说，
1/2*F*V=常数
换句话说，在耗油量不变的情况下，喷气速度增加将导致推力的降低。

再来看喷气温度。

喷气所带的热能和温度有关，温度增加，热能增加。

如果假定固定的热容和空气流量，那热能的增加和温度是成线性关系的。

实际热容量随温度会有所变化，空
气流量也要随涡喷、涡扇变，但我们就不去费这个心思了。

由于，
单位时间里燃烧产生的热能= 单位时间里喷气的动能+ 单位时间里喷气的热能+ 单位时间里机械损耗的能量
喷气热能增加必然导致喷气动能的减少，所以喷气温度提高对增加推力不利。

涡扇将一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。

风扇的“鼓风”不通过核心发动机，而是从核心发动机外的同心环道里导向后方，这个同心环道的官名是外涵道，核心发动机当然就是内涵道。

外涵和内涵的空气流量之比就是涵道比。

现代民航客机的高涵道比涡扇的涵道比可以达到8到10甚至更高。

结合推力的公式可知，这样的涡扇外涵和内涵产生的推力之比也为8到10甚至更高。

也就是说，绝大部分推力是由外涵的风扇产生的。

涡桨更加极端，取消了外涵的包围环，涵道比相当于无穷大，所以推力基本上全是由螺桨产生的，耗油率也是最低。

实际情况要更复杂，首先有机械损耗的问题。

机械损耗太大肯定会导致得不偿失。

涡扇可以省油的道理人们很早就明白，涡桨更是和涡喷同步出现在航空界。

但早期涡扇的机械复杂性难以解决，硬干的话，不尽可靠性过不了关，机械损耗也太大，得不偿失，所以一直到60年代才出现第一代实用化的涡扇。

第二个问题是阻力。

发动机推力大、省油，这是好事。

但是发动机的迎风阻力要是太大，这又是一个得不偿失的问题了。

涡桨的螺桨叶尖速度不能突破音速的极限，在实际使用中，飞机的前进速度超过M0.7，螺桨的效率急剧下降，所以涡桨难以用于高亚音速飞机。

涡扇的风扇叶尖是包拢在外涵之内的，激波限制在外涵之内，不和飞机形成干扰，所以速度可以比涡桨更高。

但涡扇空气流量比涡喷大很多，还是回到
1/2*m*V*V/T = 常数
由于速度是平方项，速度改变一点点，空气流量要变化好多才能补上，使乘积不变。

涡扇的迎风面积较大，风扇的工作
效率也随速度增加急速下降，阻力随速度增加而急剧增加，推力的增加反而放慢。

所以涡扇要达到超音速，只有降低涵道比，缩小迎风面积。

这就是为什么战斗机涡扇发动机都是低涵道比的道理。

涵道比降低到零的时候，涡扇就等同于涡喷了。

F-18上的F404发动机说起来也是涡扇，但外涵的气流主要是用于冷却核心发动机，而不是产生推力，所以也被称为“漏气的涡喷”，算不上真正的涡扇。

这也是F404尺寸格外轻小的一个原因。

揭开这个秘密。

喷气发动机的基本工作原理是燃气燃烧产生热，空气受热膨胀，高压空气向后喷射而出，形成推力。

这是纯喷气发动机的情况。

要是涡扇，一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。

要是涡桨，基本上绝大部分喷气的动能都转化为机械能，驱动螺桨产生推力了。

从能量守恒来说，燃气燃烧产生的热能与喷气所携带的动能和热能加上机械损耗的能量相等，也就是：
燃烧产生热能= 喷气的动能+ 喷气的热能+ 机械损耗的能量
另一个关系式是发动机的推力。

根据动量和冲量等价的公式，
Ft = mV
或者说，
F = Vm/t
其中F是推力，V是喷气速度，m/t就是喷气的质量流量。

换句话说，推力不是单由喷气速度产生的，而是喷气速度和喷气流量的乘积。

只有使两者提高了，或者使一项提高的速度快于另一项降低的速度，才能增加推力。

另一方面，
单位时间里燃烧产生的热能= 单位时间里喷气的动能+ 单位时间里喷气的热能+ 单位时间里机械损耗的能量
假定单位时间里燃烧产生的热能不变，这是对给定耗油量的一个合理的假设，并假定忽略喷气所带的热能和机械损耗，那
单位时间里喷气的动能= 常数
也就是说，
1/2*m*V*V/t = 常数
或者说，
1/2*F*V=常数
换句话说，在耗油量不变的情况下，喷气速度增加将导致推力的降低。

再来看喷气温度。

喷气所带的热能和温度有关，温度增加，热能增加。

如果假定固定的热容和空气流量，那热能的增加和温度是成线性关系的。

实际热容量随温度会有所变化，空气流量也要随涡喷、涡扇变，但我们就不去费这个心思了。

由于，
单位时间里燃烧产生的热能= 单位时间里喷气的动能+ 单位时间里喷气的热能+ 单位时间里机械损耗的能
量
喷气热能增加必然导致喷气动能的减少，所以喷气温度提高对增加推力不利。

涡扇将一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。

风扇的“鼓风”不通过核心发动机，而是从核心发动机外的同心环道里导向后方，这个同心环道的官名是外涵道，核心发动机当然就是内涵道。

外涵和内涵的空气流量之比就是涵道比。

现代民航客机的高涵道比涡扇的涵道比可以达到8到10甚至更高。

结合推力的公式可知，这样的涡扇外涵和内涵产生的推力之比也为8到10甚至更高。

也就是说，绝大部分推力是由外涵的风扇产生的。

涡桨更加极端，取消了外涵的包围环，涵道比相当于无穷大，所以推力基本上全是由螺桨产生的，耗油率也是最低。

实际情况要更复杂，首先有机械损耗的问题。

机械损耗太大肯定会导致得不偿失。

涡扇可以省油的道理人们很早就明白，涡桨更是和涡喷同步出现在航空界。

但早期涡扇的机械复杂性难以解决，硬干的话，不尽可靠性过不了关，机械损耗也太大，得不偿失，所以一直到60年代才出现第一代实
用化的涡扇。

第二个问题是阻力。

发动机推力大、省油，这是好事。

但是发动机的迎风阻力要是太大，这又是一个得不偿失的问题了。

涡桨的螺桨叶尖速度不能突破音速的极限，在实际使用中，飞机的前进速度超过M0.7，螺桨的效率急剧下降，所以涡桨难以用于高亚音速飞机。

涡扇的风扇叶尖是包拢在外涵之内的，激波限制在外涵之内，不和飞机形成干扰，所以速度可以比涡桨更高。

但涡扇空气流量比涡喷大很多，还是回到
1/2*m*V*V/T = 常数
由于速度是平方项，速度改变一点点，空气流量要变化好多才能补上，使乘积不变。

涡扇的迎风面积较大，风扇的工作效率也随速度增加急速下降，阻力随速度增加而急剧增加，推力的增加反而放慢。

所以涡扇要达到超音速，只有降低涵道比，缩小迎风面积。

这就是为什么战斗机涡扇发动机都是低涵道比的道理。

涵道比降低到零的时候，涡扇就等同于涡喷了。

F-22上的F119-PW-100涡扇发动机说起来也是
涡扇，但外涵的气流是用于冷却核心发动机，提高发动机速度并产生大量的推力，所以也被称为“加气的涡喷”，算不上真正的涡扇。

这也是F119功率特别大的一个原因。

看下面这张图就明白了：。