F119涡轮风扇发动机是双转子小涵道比加力涡扇发动机，是采用可上下偏转的二维矢量喷管、偏转角度达20度且推力和矢量由数字电子系统控制的一种发动机。F-22的超音速巡航能力，几乎全要依赖它。

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。

1982年，美国空军提出拟用于90年代中后期的下一代“先进战术战斗机（ATF）”计划，与当时的F-15等第三代战斗机相比，ATF除要求有好的机动性外，还要突出有良好的敏捷性，高的隐身性，超声速巡航与短距起降能力等。相应地对用于ATF的发动机则要求推重比达到10.0一级，中间推力要高，要采用矢量喷管等。当时有由洛克希德、波音和通用动力三公司联合提出的YF-22方案与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争。发动机方面则有美国普惠公司与GE公司为主，分别提出推重比为10.0一级、推力为133.6 kN的PW5000XF119、GE37XF120发动机参与竞争。XF119发动机零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了飞机进行飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制，1990年6月、9月YF-23（装YF119，YF-120）、YF-22（装YF119、YFl20）相继首飞进行对比飞行验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月YF-22进入“工程制造和发展（EMD）”阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF飞机研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近1 7%，即最大推力（加力推力）要求为156 kN，中间推力（不开加力时最大状态下的推力）为105 kN，F119发动机采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求．为此发动机的涵道比由0.25增至0.30。按美国军用标准MIL-SID-8791968，F119的第1种生产型发动机被命名为F119-PW-100。

XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了 8 000余小时整机试车。当转入EMD阶段时（1991年8月3日），普惠公司获得研制9台F119试验发动机与39台飞行试验发动机的13.75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置（包括备件）来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1999年12月17日首台EMD阶段的F119发动机进行首次试车，1997年9月7日装F119-Pw-100的F-22战斗机进行了首飞，开始了长达数年的飞行试验计划。

F119发动机由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、单级高压涡轮与高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。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及发动机监测系统，

与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇，其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打开的，因此称主外涵出气环。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，2级风扇后的可调节放气环关闭，发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力燃烧室前的可变面积涵道引射器（VABI）将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，以加大推力。

YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高低压涡轮间无导向叶片，因此YF120比F119少5排叶片。表4列出了GE公司的YF120与普惠公司的YF119结构上的主要差别。

F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有两个突出的变化，其一是高压转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。

普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的民用发动机（JT9D、PW2037和PW4000）及军用发动机（F100）中，高压转子均采用1-1-0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。F100-PW-100发动机的支承简图是其代表。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难，

GE公司的发动机（军用的有F101，F110、F404，民用的有CFM56）中，高压转子则采用了1-0-1支承方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上。这种布局不仅可减少承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案一改以往的做法，采用了GE公司在F110，F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。F119发动机简图从中可以看出高低压转子的支承方式，同时还能看出各部什的主要设计特点。

普惠公司在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支承方式，这一设计变化，值得注意。

高压涡轮的设计中，普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型、民用发动机JT9D、PW2037和PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机（军用：F101、FllO和F404，民用：CFM56）中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但收到了使发动机的结构简单，零件教少，重量轻等好处。在F119设计中，普惠公司也一改以往的做法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比。

3.1风扇（3级）

第1级风扇叶片采州宽弦、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，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较罗·罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构（在YF-22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2，3级风扇采用了整体叶盘）。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗·罗公司也采用这种加工方法。

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的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化．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”来，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配合面间的相互高频振荡产生的。

整体叶盘线性摩擦焊的加工过程及采用这种加工工艺带来的好处，可参阅“一种整体叶盘的加工方法——线性摩擦焊”。

在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此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。

风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NAsTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。

3.2高压压气机（6级）

采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1，2级导叶是可调节的，前机匣采用了“Alloy c”阻燃钛合金以降低重量。静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机匣（该处直径最小，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，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。

3.3燃烧室（短环形）

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薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。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，因此这种火焰筒又可称为瓦块式火焰简。

采用浮壁式火焰筒可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更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构已在V2500、PW4084等民用发动机上采用。

喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题。

3.4高低压涡轮（单级）

高压涡轮的工作叶片用普惠公司的第三代单晶材料做成，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（在XF119上投有采用），以减少性能的衰退率，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。

低压涡轮与高压涡轮转向相反。这种将高低压转子做成转向相反的设计，当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身的力矩，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要；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，高低压涡轮反向转动时，可以不要低压涡轮导向器（YF120上即无），但F119上仍然采用了导向器。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。

3.5加力燃烧室

加力燃烧室（分三区）、尾喷管（二元收敛～扩张矢量喷管）和燃油控制系统

加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，简体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对简体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。

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，改变了排气流的方向，即改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方面正负20°内偏转，从+20°到一20°的行程中只需1 s。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减小雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减少重量。

燃油控制系统为第四代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，每套调节器有二台计算机，以确保调节系统高的可靠性。

4.1维修性

发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件LRU，而所有的每个LRU拆换时间不超过20min,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允许用保险丝、开口销，由于采用“B”型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同的颜色予以区分，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。

所有的附件、导线和管路均在发动机下部每个外场可换组件均能直接达到。发动机设计成由第5百分位女姓（身高157cm体重45 kg）到第95百分位男性（身高188九体重91 kg）间的维修人员穿着防护服。于戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。

4.2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，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。

表5列出了F119发动机与F100- Pw -220发动机可靠性指标的比较，后者是在F100-Pw-100（原型）发动机的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。