请问F-119和F-120两种发动机,哪一种更为先进?并说出各自的优点

请问F-119和F-120两种发动机,哪一种更为先进?并说出各自的优点
请问F-119和F-120两种发动机,哪一种更为先进?并说出各自的优点

请问F-119和F-120两种发动机,哪一种更为先进?并说出各自的优点
F120并不是落选,而是备份,最后还是出钱把F120完成了因为F-22停产外加不出口没有用上而已.
　　F119是普•惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机,其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%.在80 年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15.
　　1983年9月,美国空军同时授予普•惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元,为期50个月的验证机合同.普•惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机,其涵道比可在 0～0.25之间变化.后来,这两种验证机分别编号为YF119和YF120,并于1986年10月和1987年5月开始地面试验.经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后,1991年4月,F-22/F119组合被选中.据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说,F120技术复杂,尚未经实际验证,因而研制风险较大,而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量,因而维修比较困难,寿命期费用较高.在选择时,风险和费用是主要考虑,技术先进性没有起到关键作用.在此之前,F119已积累3000多地面试验小时,其中1500h带二元矢量喷管试验.
　　在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC.此外,还采用了耐温1070～1100℃ 的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构.在研制中,注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡.与 F100-PW-220相比,F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、 33%、63%、62%和29%.新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产.在研制中,为满足提高推力的要求而增大风扇直径,还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题.预计,1994年中开始初步飞行试验,此时 F119将再积累3000地面试验小时.1997年交付第1台生产型发动机,装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力.
　　F120是用于美国空军先进战术战斗机（ATF, 后正式编号为F-22）的候选发动机,通用电气公司编号为GE33.它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和 ManTech等一系列计划的产物.这些计划致力于发展最终构成F120--第三代VCE的先进发动机部件.
　　F120是一种满足先进战术战斗机（ATF）的大功率状态高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE.这些要求由综合涡喷发动机和涡扇发动机最有吸引力的特点得到满足.与GE21一样,它能够以单涵和双涵模式工作.其变循环特征基本与GE21相同,但后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门.
　　F120基本结构是一台带对转涡轮的双转子涡扇发动机.低压涡轮驱动两级风扇,高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）.两个涡轮对转,都是单级设计.F120的CDFS与压气机连在一起,然而其功能恰似一个风扇的后面级.控制系统为三余度多变量FADEC.
　　在亚声速巡航的低功率状态,发动机以双涵（涡扇）模式工作.被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开,使更多的空气进入外涵道,同时使风扇具有大的喘振裕度.此时,后VABI也打开,更多的外涵空气引射进入主排气流,使推力增大.
　　在超声速巡航的高功率状态,发动机以单涵（涡喷）模式工作.在此模式下,后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差.当后VABI关小时,外涵中的压力增加,直到超过第二级风扇排气压力为止.在反压作用下,旁路系统模式选择活门关闭,迫使空气进入核心机.有少量空气从CDFS后引出,供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用.发动机顺利进入涡喷模式.
　　F120的最终结构经过三个阶段的发展.第一阶段用XF120进行地面验证.第二阶段用YF120进行飞行试验.第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训.
　　XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度.它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作.
　　在XF120的试验过程中,这种DBE的性能极佳.随着经验的取得和工作能力的评估,对发动机的结构作了一些细小的修改.
　　YF120的流量比XF120的大,以满足不断改变的机体需求和喷管冷却要求.重量和复杂性被减到最小,而保障性始终作为一个关键设计目标.在 ATF的原型机试验计划中,YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行.它达到了重量、寿命、适用性和性能目标.它还达到或超过不加力超声速巡航推力目标.
　　F120是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的.在F120上,用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门.对叶轮机作了改进,以改善匹配特性和效率.控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平.因此,F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性.它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力.