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。静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推重比10,总压比25,涵道比0.2.在发动机推重比达到10的时候,F22的作战推重比为1.1。
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。
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。
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。
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。
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第1个回答 2020-11-17
F22的发动机？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。静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推重比10,总压比25,涵道比0.2.在发动机推重比达到10的时候,F22的作战推重比为1.1。
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。
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。本回答被网友采纳
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。
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。本回答被网友采纳
第2个回答 2020-11-17
中国有句俗话：“大道至简”，或许美国人也深谙此道。世界首款五代机洛克希德马丁公司生产的F-22A“猛禽”战机就是如此。F-22于1997年9月进行首飞以来已经过去了20多年，至今仍是世界最优秀、战斗力最强的隐身战机，它的雷达横截面比后辈F-35来的更小。
即使俄罗斯与中国试着急起直追，但也没有谁敢号称能力压F-22。同时，F-22还以良好的隐身性能、高超的机动性、精确度和强大的态势感知能力的相结合，成为当今世界上综合性能最佳的战斗机，堪称“尖端科技的结晶”。
F22发动机有多强？动力强劲寿命长，五金店就能配齐全套维修工具
F-22战机最让人称道的除了隐身性能良好外，还来自于它强大的发动机。F-22采用的是普惠F119-PW-100涡扇发动机，这款性能强悍的发动机使得F-22可以轻易完成五代机的标志性指标“4S”(即隐身、超音速巡航、超视距攻击和超机动)。
另外，即便F119发动机数量不足，F-22战机的高出勤率仍未受到影响，从中可以看出F119仍是世界上稳定度最可靠的发动机之一。不仅如此，它还具有寿命长的特点，为14000小时。而俄罗斯苏57发动机寿命仅3000小时，连其零头都没达到。
F22发动机有多强？动力强劲寿命长，五金店就能配齐全套维修工具
更令外人称奇的是，这款发动机维修保养还十分简便。据《喷射战机世界》近日报道，维修F119发动机的工具出奇的简单，全面拆装这款发动机所需的工具仅6种，可在较完善的五金商店里全部轻松找到。训练有素的地勤人员可以非常容易对发动机进行维修。而随后推出的推力更强的普惠F135发动机就很复杂，没有这样简便。
这方面，俄罗斯发动机和其存在不小的差距。俄式发动机不仅寿命非常短，苏-57发动机达到的3000小时已经非常优秀了。有报道称，AL-31F发动机标称第一次维修前的使用寿命可达1000小时，然而使用过程中根本达不到，实际上AL-31F的总寿命仅为900小时，大修寿命仅为300小时。
这使得我军大量装备此款发动机的歼-10/11在全生命周期里需要至少更换5台发动机，平均4年就要更换一次，这不能不说是巨大的浪费。本回答被网友采纳
即使俄罗斯与中国试着急起直追，但也没有谁敢号称能力压F-22。同时，F-22还以良好的隐身性能、高超的机动性、精确度和强大的态势感知能力的相结合，成为当今世界上综合性能最佳的战斗机，堪称“尖端科技的结晶”。
F22发动机有多强？动力强劲寿命长，五金店就能配齐全套维修工具
F-22战机最让人称道的除了隐身性能良好外，还来自于它强大的发动机。F-22采用的是普惠F119-PW-100涡扇发动机，这款性能强悍的发动机使得F-22可以轻易完成五代机的标志性指标“4S”(即隐身、超音速巡航、超视距攻击和超机动)。
另外，即便F119发动机数量不足，F-22战机的高出勤率仍未受到影响，从中可以看出F119仍是世界上稳定度最可靠的发动机之一。不仅如此，它还具有寿命长的特点，为14000小时。而俄罗斯苏57发动机寿命仅3000小时，连其零头都没达到。
F22发动机有多强？动力强劲寿命长，五金店就能配齐全套维修工具
更令外人称奇的是，这款发动机维修保养还十分简便。据《喷射战机世界》近日报道，维修F119发动机的工具出奇的简单，全面拆装这款发动机所需的工具仅6种，可在较完善的五金商店里全部轻松找到。训练有素的地勤人员可以非常容易对发动机进行维修。而随后推出的推力更强的普惠F135发动机就很复杂，没有这样简便。
这方面，俄罗斯发动机和其存在不小的差距。俄式发动机不仅寿命非常短，苏-57发动机达到的3000小时已经非常优秀了。有报道称，AL-31F发动机标称第一次维修前的使用寿命可达1000小时，然而使用过程中根本达不到，实际上AL-31F的总寿命仅为900小时，大修寿命仅为300小时。
这使得我军大量装备此款发动机的歼-10/11在全生命周期里需要至少更换5台发动机，平均4年就要更换一次，这不能不说是巨大的浪费。本回答被网友采纳
第3个回答 2020-11-17
F-22战斗机（英文：F-22 fighter，编号：F-22，代号/绰号：Raptor，译文：猛禽，通称：洛克希德·马丁F-22“猛禽”），是美国一型单座双发高隐身性第五代战斗机，是世界上第一种进入服役的第五代战斗机 。
F-22战斗机的隐身性能、灵敏性、精确度和态势感知能力结合，组合其空对空和空对地作战能力，使得它成为当今世界综合性能最佳的战斗机。
F-22战斗机由美国洛克希德·马丁公司（Lockheed Martin）和波音公司联合研制，于21世纪初期陆续进入美国空军服役，以取代F-15战斗机。洛克希德·马丁公司为主承包商，负责设计大部分机身、武器系统和F-22的最终组装。计划合作伙伴波音公司则提供机翼、后机身、航空电子综合系统和培训系统。但由于F-22的制造成本过高、俄罗斯和中国的第五代战斗机的计划延迟导致的缺乏清晰空对空作战任务、猛禽的出口禁令和其它使用计划（包括F-35和无人机）都使得F-22的生产计划提前终止。2009年4月，美国国防部建议停止新订单，经国会批准最终采购187架战斗机。 《2010财年国防授权法》致使缺乏生产更多F-22的资金。2011年12月13日最后一架F-22的上线仪式在多宾斯空军预备役基地举行 。
F-22战斗机的隐身性能、灵敏性、精确度和态势感知能力结合，组合其空对空和空对地作战能力，使得它成为当今世界综合性能最佳的战斗机。
F-22战斗机由美国洛克希德·马丁公司（Lockheed Martin）和波音公司联合研制，于21世纪初期陆续进入美国空军服役，以取代F-15战斗机。洛克希德·马丁公司为主承包商，负责设计大部分机身、武器系统和F-22的最终组装。计划合作伙伴波音公司则提供机翼、后机身、航空电子综合系统和培训系统。但由于F-22的制造成本过高、俄罗斯和中国的第五代战斗机的计划延迟导致的缺乏清晰空对空作战任务、猛禽的出口禁令和其它使用计划（包括F-35和无人机）都使得F-22的生产计划提前终止。2009年4月，美国国防部建议停止新订单，经国会批准最终采购187架战斗机。 《2010财年国防授权法》致使缺乏生产更多F-22的资金。2011年12月13日最后一架F-22的上线仪式在多宾斯空军预备役基地举行 。
第4个回答 2020-11-17
F-22战斗机（英文：F-22 fighter，编号：F-22，代号/绰号：Raptor，译文：猛禽，通称：洛克希德·马丁F-22“猛禽”），是美国一型单座双发高隐身性第五代战斗机，是世界上第一种进入服役的第五代战斗机 。
F-22战斗机的隐身性能、灵敏性、精确度和态势感知能力结合，组合其空对空和空对地作战能力，使得它成为当今世界综合性能最佳的战斗机。
F-22战斗机由美国洛克希德·马丁公司（Lockheed Martin）和波音公司联合研制，于21世纪初期陆续进入美国空军服役，以取代F-15战斗机。洛克希德·马丁公司为主承包商，负责设计大部分机身、武器系统和F-22的最终组装。计划合作伙伴波音公司则提供机翼、后机身、航空电子综合系统和培训系统。但由于F-22的制造成本过高、俄罗斯和中国的第五代战斗机的计划延迟导致的缺乏清晰空对空作战任务、猛禽的出口禁令和其它使用计划（包括F-35和无人机）都使得F-22的生产计划提前终止。2009年4月，美国国防部建议停止新订单，经国会批准最终采购187架战斗机。 《2010财年国防授权法》致使缺乏生产更多F-22的资金。2011年12月13日最后一架F-22的上线仪式在多宾斯空军预备役基地举行 。
F-22战斗机的隐身性能、灵敏性、精确度和态势感知能力结合，组合其空对空和空对地作战能力，使得它成为当今世界综合性能最佳的战斗机。
F-22战斗机由美国洛克希德·马丁公司（Lockheed Martin）和波音公司联合研制，于21世纪初期陆续进入美国空军服役，以取代F-15战斗机。洛克希德·马丁公司为主承包商，负责设计大部分机身、武器系统和F-22的最终组装。计划合作伙伴波音公司则提供机翼、后机身、航空电子综合系统和培训系统。但由于F-22的制造成本过高、俄罗斯和中国的第五代战斗机的计划延迟导致的缺乏清晰空对空作战任务、猛禽的出口禁令和其它使用计划（包括F-35和无人机）都使得F-22的生产计划提前终止。2009年4月，美国国防部建议停止新订单，经国会批准最终采购187架战斗机。 《2010财年国防授权法》致使缺乏生产更多F-22的资金。2011年12月13日最后一架F-22的上线仪式在多宾斯空军预备役基地举行 。
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