F-119-PW-100
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。