F-22 用F-119-PW-100 发动机的性能推断

F-119-PW-100 的性能是美国空军高度保守的秘密。在 Jane's 及PrattWhitney 公司的公开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。

不过对于美国这样的国家来说，高度保密的东西一般说来是因为它没有什么优势可言。

大家记得在七八十年代 F-100 的性能是公开大吹特吹的。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，跟踪距离是见诸各杂志的。那时美国以为它保险地拥有对苏联 20 年的技术差距，所以发动机，雷达上的性能介绍都毫无保留。

但是八十年代末前苏公开化后公开的发动机如 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根本没那么大。很多地方如AL-31 的涡轮进口温度，耗油率指标，N001 探测距离等比美国同类产品要高，就逐渐地也学会了保密。各位谁见过公开的 AN/APG-68，-70，-71，-73，-77 的性能数据？

首先涵道比。根据文献(1)，F-119-PW-100 的涵道比是 0.2。与 Jane's 报导的 0.48 大不相同。我们认为 0.2 比较可信。这和超音速巡航对发动机的要求一致。

超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗较高，但加力油耗较低，这一点可以清楚的从 PW-1120 与PW-1129 的比较中看出。

这也与 F-22 所要求的非加力超音速巡航一致，因为如果涵道比大，在相同的总推力下非加力推力就得减小。而这与非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比应该小于 F-100-PW-129A 的 0.36。而 0.2 我想是个非常适合的数字。这个数字也与公布的 F-119 的剖视图接近。

2。非加力推力。

我估计在 115 到 125 千牛之间。道理比较简单。涵道比为 0.36 的 F- 100-PW-129A 来说其最大干推力尚能达到 98 千牛，涵道比为 0.2 的 F-119 的最大干推力就应该为 110 千牛，因为两者的最大加力推力一样，同为 156 千牛。这是因为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 的两倍左右。这样的话最大干推力就应为 120 千牛左右。还有，F-22 不开加力，而仅仅使用最大干推力就能飞 M1.6，这一点也说明其推力应至少到 115 千牛量级。

3。油耗。

作为小涵道比发动机，最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比 0.7 到 1 左右的涡扇机高，而加力油耗较低。对比与 F-119 技术最接近的 F-100-

PW-129，参考 PW-1120 的加力油耗，并考虑到 F-119 涡轮进口温度会适当提高，我们估计非加力油耗 0.75-0.8Kg/小时 Kg 力，而加力油耗 1.8Kg/小时 Kg 力。这个数字 0.75-0.8Kg/小时 Kg 比 AL-31 的 0.67 高出 15%，部分解释了为何 F-22 机内载油多 SU-2720%，作战半径却少 100 公里。

4。涡轮前温。

由于 F-119 较 F-100-PW-220 等新近采用了单晶叶片和气膜冷却，估计应为 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，这与 156 千牛的最大加力推力匹配很好，同时加深了我们对前面几组数据推测的信心。

6。重量。

这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 钛压气机静子，喷管，并且风扇，压气机采用了整体式的叶片-盘结构，减轻了重量，所以重量应该不大。但是该机有一个我认为败笔的喷管设计，既不能两维运动，也大大增加重量，还导致推力损失。F- 100-PW-129A 的重量是 1860 公斤，F-119 核心机在其基础上因为减少的压气机涡轮级数会减重 40%，但加大的约 25%的流量会加重 25%，整体盘-叶设计减重 5%，合计核心机减重约 20%，也就是说若非因为喷管，整机应该减重约 13%，使 F-119 推重比从 F-100-PW-129A 的 8.56 提高到 9.8 或 10，正好是欧洲采用同等技术的 EJ-200 的推重比。但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计 140- 200Kg，使 F-119 的重量恢复到约 1800-1860Kg，推重比降为 8.6-8.7。