1997年9月7日,一架外形新穎的戰(zhàn)斗機(題圖)在美國喬治亞州瑪麗埃塔軍用機場呼嘯著騰空而起，這就是倍受世人關注的美國第四代戰(zhàn)斗機F－22“猛禽”的首次飛行。繼F－22之后，俄羅斯的新一代“多用途前線戰(zhàn)斗機(MFI)”1.42也于2000年2月29日首飛。美俄的這兩種新型戰(zhàn)斗機先后試飛，標志著新一代戰(zhàn)斗機已進入工程制造與發(fā)展階段。預計到2005年F－22將裝備美國空軍投入服役。
按西方戰(zhàn)斗機的劃代方法，第三代戰(zhàn)斗機的先軀是美國的F－15。該機于1974年裝備美國空軍。從第三代戰(zhàn)斗機投入服役算起，經(jīng)過了30余年的時間第四代戰(zhàn)斗機才能服役，這在一定程度上說明了發(fā)展第四代戰(zhàn)斗機的難度極大。因為這代戰(zhàn)斗機的綜合性能較前一代戰(zhàn)斗機來說提高的幅度較大，只有采用最先進的技術，并要攻克各方面的難關才可能實現(xiàn)。因此，其研制周期長(F－22為20年，F(xiàn)－15為6年)；研制費用高(F－22研制費用預計為200億美元，而F－15僅18.5億美元)。
概括來說，新一代戰(zhàn)斗機有以下特點：高的機動性與敏捷性，特強的隱身性，能短距離起飛著陸，能夠超音速(M1.4～1.6)巡航，航程遠等。在這些要求中，特別要說明一下超音速巡航這個特點。這是因為以往的戰(zhàn)斗機，要達到超音速的飛行速度，只有在發(fā)動機加力燃燒室工作(簡稱發(fā)動機開加力)時才能達到。發(fā)動機開加力時，一是加力燃燒室溫度極高，二是燃油消耗量猛增，因此限制了開加力的時間。而在第四代戰(zhàn)斗機的設計中卻要求能以M=1.4～1.6的超音速巡航。所謂巡航，就是飛機在較低的燃油消耗量下長期飛行，顯然不能開加力燃燒室。目前正在研制的歐洲四國的EF2000、法國的“陣風”由于不具備超音速巡航性能，因此只能稱為“第三代半戰(zhàn)斗機”。
要全面滿足第四代戰(zhàn)斗機上述的要求，在很大程度上需依賴于它的心臟——發(fā)動機。為此，用于第四代戰(zhàn)斗機的發(fā)動機，要求推重比(每1公斤發(fā)動機重量能產(chǎn)生多少公斤推力)達到10.0左右(第三代戰(zhàn)斗機的推重比為8.0左右)；最大推力要在15288千牛以上；不開加力時的推力要有98千牛(第三代戰(zhàn)斗機F－15用的發(fā)動機，開加力時的推力不到1078千牛)，另外還要采用“矢量噴管”。
要使發(fā)動機的推重比從8.0一級提高到10.0一級，從數(shù)量上只提高了25％?？墒且_到這個要求，絕非易事,發(fā)動機的研制者要用盡全部才能，在已掌握的研制先進發(fā)動機的基礎上，再集先進技術之大成才有可能達到。
美國在發(fā)展第四代戰(zhàn)斗機時，采取了技術投標擇優(yōu)選用的方法來確定最終的方案。當時，提出飛機設計方案的有兩個集團的兩個方案：即由洛克希德、波音、通用動力三家公司聯(lián)合提出的YF－22與由諾斯羅普、麥道兩公司聯(lián)合提出的YF－23。發(fā)動機則有由普·惠公司提出的YF119和通用電氣公司提出的YF120兩個型號。兩種候選飛機、兩種候選發(fā)動機作出樣機后，組合成4種候選的飛機/發(fā)動機組合體，又經(jīng)過了近十個月的實際飛行評比。1991年4月23日，美國空軍宣布，選中YF－22/YF119組合體作為美國的第四代戰(zhàn)斗機，并進入工程制造與發(fā)展階段。第四代戰(zhàn)斗機被命名為F－22，綽號稱“猛禽”，所用的發(fā)動機為F119。
F119由美國兩家最大的航空發(fā)動機研制公司之一的普·惠公司研制。第三代戰(zhàn)斗機最初用的發(fā)動機F100也是該公司研制的。為了要獲得推重比為10.0一級的水平，F(xiàn)119的研制中，采用了多項先進的設計參數(shù)。如在噴氣發(fā)動機的設計中，有兩個重要參數(shù)：發(fā)動機總增壓比(壓氣機出口壓力/發(fā)動機進口壓力)與渦輪前燃氣溫度。F119的總增壓比為35.0(F100只有25.0)；渦輪前燃氣溫度為1577℃～1677℃(F100只有1400℃)。為達到這兩項參數(shù)，必須采用最先進的技術，包括空氣動力學和燃燒學的最新成果，先進的結構設計與冷卻技術，先進的非金屬材料、金屬材料與制造技術，先進的控制技術等。只有這樣，才能使研制的發(fā)動機既具有先進的性能、較長的壽命與高的可靠性，而且結構簡單、零件數(shù)少。
F119(圖一）由3級風扇、6級高壓壓氣機、全環(huán)形燃燒室、1級高壓渦輪、1級低壓渦輪、帶矢量噴管的加力燃燒室等組成。與F100相比，F(xiàn)119開加力時的推力增加了47％，不開加力時的推力增加了61％，發(fā)動機總增壓比增加了40％，渦輪前燃氣溫度增加了277℃～377℃，而且結構簡單得多。表現(xiàn)在：壓氣機與渦輪的總級數(shù)少了6級(－36％)，零件數(shù)少了40％。
為了減輕發(fā)動機的重量，提高發(fā)動機推重比，F(xiàn)119上采用了許多新穎的設計，例如：
空心風扇葉片第1級風扇葉片是發(fā)動機中最長、最大、最重的葉片。為此將它作成空心的，以減輕重量。F119是第一種在戰(zhàn)斗機中采用空心風扇葉片的發(fā)動機。
整體葉盤在以往的發(fā)動機中，風扇、壓氣機的工作葉片都是單獨作出的。葉片下部為燕尾型的榫根，以裝到輪盤盤緣上榫槽中，如圖二所示。而整體輪盤則是將葉片與輪盤作成一體(圖三中右圖)。由于葉片沒有榫根，因此輪盤盤緣作得很薄(參見圖三)，重量自然減少了。另外，整體葉盤使發(fā)動機零件數(shù)大減，還可使壓氣機效率略有提高。因此，這種結構在20世紀90年代相繼被用于一些新研制的發(fā)動機以及發(fā)動機改型中；但大多數(shù)是一臺發(fā)動機中只有少數(shù)幾級采用。而在F119中，3級風扇與6級高壓壓氣機全部采用了整體葉盤，這在當前還是少見的。
復合材料風扇進口機匣復合材料因重量輕，在以往的發(fā)動機中，某些簡單零件例如風扇出口導向葉片、風扇葉片曾經(jīng)采用。而在F119中，結構復雜的風扇進口機匣(它由外機匣、帶軸承支座的內(nèi)殼與6～8根支板組成一整體結構)上都采用了復合材料。
高的級增壓比風扇、高壓壓氣機
采用高的級平均增壓比風扇后，可使發(fā)動機總的級數(shù)少、零件數(shù)少，能大大降低發(fā)動機重量。在F119中，采用了較高的平均每級的增壓比，其值為1.4844。而第三代戰(zhàn)斗機用的F100發(fā)動機，平均每級的增壓比為1.28。因此，F(xiàn)119風扇與高壓壓氣機雖只有9級，其總增壓比卻高達35；而在F100中，風扇與高壓壓氣機高達13級，總增壓比卻僅為25。采用高的平均級增壓比，不僅要增加風扇、壓氣機轉速，要很好地解塊葉片、輪盤的強度問題，而且在風扇、壓氣機的空氣動力學設計中也要采取一些提高效率與擴大穩(wěn)定工作范圍的先進措施，否則不可能達到。
高的渦輪前燃氣溫度提高渦輪前燃氣溫度是提高發(fā)動機推力的有效措施。據(jù)分析，在其它參數(shù)不變的條件下，提高渦輪前燃氣溫度50℃時，發(fā)動機的推力可增加7％～8％。如前所述，F(xiàn)119采用了極高的渦輪前燃氣溫度(1577℃～1677℃)，比F100高出277℃～377℃，是當前發(fā)動機中溫度最高者。高的燃氣溫度，不僅需采用極好的能耐特高溫度的高溫合金(一般的合金在這么高的溫度下已無強度可言，甚至會變軟或熔化)制造渦輪葉片，而且還要采用先進、復雜的冷卻措施。
高壓壓氣機等部件采用阻燃鈦合金
鈦合金由于重量輕(其比重為合金鋼的65％)、強度好，不僅在飛機上被大量采用；而且在發(fā)動機中，只要在鈦合金耐受溫度允許的條件下(一般在550℃～600℃以下)也盡量采用，以減輕重量，提高發(fā)動機推重比。但是，在環(huán)境溫度大于300℃、壓力大于3個大氣壓時，如果鈦與鈦相碰磨，會引發(fā)著火。一旦鈦著火，火勢發(fā)展極快，輕者發(fā)動機燒毀，重者會燒毀飛機。例如美國海軍在1987年損失的9架F/A－18艦載戰(zhàn)斗/攻擊機中，有4架就是由于高壓壓氣機中鈦制轉子葉片與鈦制機匣相碰磨引起飛機失火而造成的。一般來說，發(fā)動機高壓壓氣機中的溫度與壓力正是鈦易著火的條件，因此在80年代后，新設計的發(fā)動機中，高壓壓氣機機匣很少采用鈦合金。然而，鈦合金輕的這一特點，始終吸引著發(fā)動機研制者的極大興趣。有沒有辦法讓鈦合金既保持輕的特點而又具有不易著火的特征呢？阻燃鈦合金就是在這種形勢下提出的。研究表明，原則上在鈦合金中添加25％的釩與15％的鉻后就可使其具有較好的阻燃性。90年代以來，美、英、俄等國均在積極研制阻燃鈦合金，但目前僅美國已達到應用階段。F119上就采用了美國新發(fā)展的、被稱為“合金C”的阻燃鈦合金，用于高壓壓氣機機匣、加力燃燒室筒體及尾噴管上。
反向轉動的高、低壓渦輪在通常的發(fā)動機中，高、低壓渦輪旋轉方向是相同的，但在F119的設計中，兩者卻是反向轉動的。即由高壓渦輪與高壓壓氣機組成的高壓轉子與由低壓渦輪與風扇組成的低壓轉子轉動方向相反。這種設計能減少飛機作機動飛行時作用于發(fā)動機機匣上的載荷，使機匣可以作得輕些；還可以省去低壓渦輪導向器，使發(fā)動機零件數(shù)、長度、重量均減少。F119雖然采用了反向轉動的兩個轉子，但仍然保留了低壓渦輪導向器。
為了滿足F－22高的機動性與敏捷性、短距起飛著陸的要求，在F119的尾部裝有矢量噴管。矢量噴管是用以改變發(fā)動機推力方向的噴管。矢量噴管有兩種形式：二維矢量噴管與三維矢量噴管。二維矢量噴管的噴管出口截面為長方形。圖四所示的F119矢量噴管就是二維的，它的左、右板壁不可動；上、下板壁可同步偏轉，即上板壁向下偏轉時，下板壁也向下偏轉，如圖四所示的位置。這時，燃氣即向下后方排出。F119的矢量噴管可使排出的燃氣在±20°內(nèi)偏轉，也即發(fā)動機的推力可在向上20°到向下20°間變化。二維矢量噴管的結構簡單，但發(fā)動機的推力只能在飛機俯仰方向變化。而三維矢量噴管的出口截面可在360°范圍中任意變化，即發(fā)動機的推力可轉向任何方向。對飛機來講，這種噴管能大大改善飛機的操縱性、機動性。目前許多發(fā)動機研制單位均在開發(fā)、研制三維矢量噴管，有的己用在戰(zhàn)斗機上了。
對于新研制的武器裝備，世界各國都強調要有高的可靠性與好的維修性。F119作為新一代戰(zhàn)斗機的動力，當然也將提高發(fā)動機的可靠性、維修性作為設計的一項主要要求，并在研制中采取了許多措施予以保證。因此，F(xiàn)119的可靠性、維修性均優(yōu)于F100。以表征發(fā)動機可靠性高、低的主要參數(shù)“空中停車率”(平均每1000小時中有幾次空中停車，此值越小越好)、返修率(平均每1000小時返修幾次，越小越好)、提前換發(fā)率(平均每1000小時提前換發(fā)幾臺,越小越好)來看，F(xiàn)119比F100分別低20％、74％與33％。另外，以表征維修性好壞的參數(shù)“平均維修間隔時間”(指兩次維修工作間的間隔時間，越長越好)與維修工時(指每次作維修工作時所耗的工時，越短越好)來看，前者F119比F100長62％，后者F119比F100短63％
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