SI VIS PACEM, PARA BELLUM: Il Pratt & Whitney F119-PW-100 dell'F-22 Raptor

L'F119-PW-100 è un motore aeronautico turboventola a basso rapporto di diluizione, dotato di postbruciatori sviluppato dall'azienda statunitense Pratt & Whitney per equipaggiare l'F-22 Raptor, caccia stealth della Lockheed Martin.

Storia

L'F119 nasce dall'esigenza di rinnovare ulteriormente la gamma di motori dedicata ai nuovi velivoli da combattimento, progettato con la finalità di ottenere un maggior rapporto potenza peso, minor consumo di combustibile, minori costi di manutenzione ed un maggior fattore di spinta rispetto ai precedenti modelli prodotti.

L'F119 è il risultato del programma Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) nei primi anni '80, finalizzato a fornire il propulsore per il Advanced Tactical Fighter (ATF) dell'Air Force. La progettazione dettagliata della presentazione di Pratt & Whitney, designata internamente come PW5000, iniziò quando la richiesta di proposte JAFE (RFP) fu rilasciata nel maggio 1983. Progressi nella tecnologia dei motori, come quelli del programma Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET), ha permesso la progettazione di fare di più il lavoro con un minor numero di fasi, con il PW5000 avendo solo 6 stadi di compressione rispetto alla F100 's 10 stadi di compressione. Le turbine ad alta e bassa pressione erano monostadio e controrotanti, accorciando così il motore rimuovendo una fila di statori e risparmiando peso. Gli stadi della ventola e del compressore dovevano utilizzare rotori a lama integrale (IBR) per ridurre peso e costi e migliorare le prestazioni. Il combustore, designato Floatwall, elimina le saldature per mitigare la crescita delle crepe dovute al ciclo termico. Questa tecnologia consente al motore di raggiungere temperature interne molto elevate per soddisfare i requisiti di elevata spinta specifica per il supercruising. La RFP originale prevedeva la massima spinta nella classe 30.000 lbf (133 kN).

Pratt & Whitney e General Electric furono selezionati per realizzare prototipi di motori, rispettivamente YF119 e YF120, per dimostrazione e validazione. Il peso crescente dell'ATF ha richiesto una maggiore spinta per soddisfare i requisiti di prestazione e una spinta massima aumentata del 20% a 35.000 lbf (156 kN) di classe. Il design di Pratt & Whitney è stato modificato per incorporare una ventola più grande del 15%, aumentando il rapporto di bypass da 0,25 a 0,30. Tuttavia, a differenza di General Electric, Pratt & Whitney non si adattava ai suoi fan più grandi su YF119 idonei al volo per i dimostratori di volo ATF per evitare potenziali problemi di affidabilità che potrebbero sorgere. Invece, il ventilatore revisionato è stato ampiamente testato a terra presso la base aerea di Wright-Patterson.

Di conseguenza, il 3 agosto 1991, Pratt & Whitney ottenne il contratto EMD per il motore ATF, mentre il team Lockheed / Boeing / General Dynamics vinse il contratto per la cellula ATF. Mentre l'YF119 era un design più convenzionale rispetto al YF120 a ciclo variabile della General Electric, Pratt & Whitney ha accumulato ore di test molto maggiori e ha sottolineato il rischio più basso. La produzione F119-PW-100 è stata montata sulla produzione F-22A.

Descrizione tecnica

Il propulsore rientra nella fascia delle 35 000 libbre di spinta, corrispondente a circa 160 kN, ed è stato progettato per il volo supersonico senza l'ausilio dei postbruciatori, chiamata in gergo aeronautico supercrociera (supercruise).

Accreditato del 22% in più di spinta e realizzato con il 40% in meno di parti meccaniche, rispetto ai tradizionali motori di 4ª generazione l'F119 permette di sostenere una supercrociera superiore a Mach 1,72.

L'F119 è un turbofan a basso bypass a flusso assiale. Ha un FAN a tre stadi azionato da una turbina a bassa pressione a stadio singolo e un compressore ad alta pressione a sei stadi azionato da una turbina ad alta pressione a stadio singolo. La ventola priva di guaina ha pale del ventilatore in titanio cavo a basso rapporto di larghezza e basso rapporto di aspetto che sono saldate ad attrito lineare sui dischi per formare blisks monoblocco. Gli statori del compressore e l'ugello di spinta del vettore utilizzano una lega di titanio resistente alle ustioni chiamata lega C, con la prima fila di statori variabile per aumentare il margine di sovratensione. Il combustore anulare Floatwall garantisce una combustione pulita del combustibile e una riduzione della generazione di NOx. Le pale della turbina ad alta pressione sono realizzate in superleghe a cristallo singoloe impingement raffreddato usando aria dal compressore ad alta pressione. Le due bobine sono controrotanti, il che si traduce in un risparmio di peso grazie all'eliminazione di una fila di statori. Il requisito per l'ATF di supercruisare o volare supersonico senza postcombustri, determina un rapporto di bypass molto basso di 0,3 per l'F119-PW-100 al fine di ottenere una spinta specifica elevata . L'F119 ha un controllo digitale del motore a doppia autorizzazione (FADEC) a doppia ridondanza.

Il postcombustore a tre zone, o potenziatore, contribuisce alla furtività del velivolo avendo iniettori di carburante integrati in pale curve spesse ricoperte di materiali ceramici assorbenti radar (RAM). Queste palette sostituiscono le tradizionali barre di nebulizzazione di carburante e portafiamme e bloccano la visuale delle turbine. L'ugello può vector ± 20 ° nell'asse di beccheggio per migliorare la manovrabilità del velivolo ed è costituito da due alette a forma di cuneo per lo stealth. Gli ugelli contribuiscono anche alla firma a infrarossi inferiori (IR) appiattendo il pennacchio di scarico e facilitando la sua miscelazione con l'aria ambiente attraverso i vortici. Il motore ha una durata di progetto di 8.650 cicli totali accumulati.

Il motore F119 è costituito da un ventilatore a tre stadi, un compressore ad alta pressione a sei stadi, un combustore anulare con ugello pneumatico, un cilindro di fiamma a parete flottante, una turbina a bassa pressione a singolo stadio, un postcombustore e un bidone ugello vettoriale, ecc. L'intero motore è diviso in sei unità: ventola, motore centrale, turbina a bassa pressione, postcombustore, ugello e scatola trasmissione accessori. Inoltre, ci sono accessori, FADEC e sistema di monitoraggio del motore.

Il motore YF120, che compete con F119, è un motore a ciclo variabile. Ha un anello di uscita dell'aria di connotazione regolabile dietro il ventilatore del secondo stadio. Nel compressore ad alta pressione, la lama di lavoro del primo stadio viene allungata e diventa una ventola, che viene chiamata ventola azionata dal motore principale. Quindi c'è un anello di uscita dell'aria che fluisce verso la connotazione esterna, che è sempre aperto nel lavoro, quindi viene chiamato il ventilatore principale. Fuori dall'anello d'aria. A basse condizioni operative, i due canali sotterranei esterni sono aperti per aumentare il rapporto canale sotterraneo per ottenere un basso consumo di carburante; in condizioni operative estese, l'anello di scarico regolabile dietro la ventola a due stadi viene chiuso e il motore diventa un turbofan con un piccolo canale di scolo, al fine di aumentare la spinta dell'unità. L'abbinamento della pressione tra la ventola e il motore centrale si ottiene deviando il flusso d'aria dal canale sotterraneo esterno al postbruciatore attraverso un espulsore canale sotterraneo ad area variabile (VABI) installato davanti al postbruciatore. Oltre a raffreddare lo scudo termico del postcombustore, VABI inietta anche aria in eccesso nel gas di scarico davanti alla gola dell'ugello di coda per aumentare la spinta.

YF120 ha uno stadio in meno di ventilatori e compressori rispetto a F119 e non esiste una lama guida tra le turbine ad alta e bassa pressione, quindi YF120 ha cinque file in meno di pale rispetto a F119. La tabella 4 elenca le principali differenze strutturali tra YF120 di GE e YF119 di Pratt & Whitney.

Nella progettazione generale della struttura di F119, ci sono due importanti cambiamenti rispetto ai precedenti motori di Pratt & Whitney. Uno è che la modalità di supporto del rotore ad alta pressione è cambiata nella solita forma di GE, e l'altra è che la turbina ad alta pressione adotta un singolo stadio.

Nel motore civile (JT9D, PW2037 e PW4000) e nel motore militare (F100) sviluppato da Pratt & Whitney Corporation alla fine degli anni '60, il rotore ad alta pressione è supportato da 1-1-0, cioè il cuscinetto a sfere davanti del compressore ad alta pressione e del fulcro posteriore di fronte alla turbina ad alta pressione, ovvero la turbina ad alta pressione è supportata a sbalzo e il carico del cuscinetto è 1-1-0. In uscita attraverso l'involucro della camera di combustione. Lo schizzo di supporto del motore F100-PW-100 mostrato è il suo rappresentante. Questo design non solo aumenta il numero di telai dei cuscinetti del motore, ma riduce anche il diametro dell'albero e supporta il cantilever del disco della turbina, il che rende difficile la progettazione dinamica del rotore.

Nei motori GE (F101, F110, F404 per uso militare e CFM56 per uso civile), il rotore ad alta pressione è supportato da 1-0-1, ovvero il fulcro posteriore del rotore si trova dietro la turbina ad alta pressione e viene adottato il cuscinetto intermedio, ovvero l'anello esterno del cuscinetto è fissato sul rotore ad alta pressione e l'anello interno è fissato sul rotore a bassa pressione. Questa disposizione non solo riduce il telaio portante, ma rende anche il diametro dell'albero della turbina ad alta pressione molto grande e aumenta la rigidità del rotore. Lo svantaggio è che la lubrificazione e la tenuta dei cuscinetti intermedi sono più complesse. Nello sviluppo di F119, Pratt & Whitney ha cambiato il suo modo precedente di supportare i rotori ad alta pressione adottando il design del cuscinetto intermedio con 1-0-1 e fulcro posteriore in F110 e F404.

Pratt-Whitney utilizza anche il supporto rotore ad alta pressione 1-0-1 nel suo ultimo motore civile PW8000. Questo cambiamento di design merita attenzione.

Nella progettazione di turbine ad alta pressione, Pratt-Whitney iniziò a sviluppare motori alla fine degli anni '60, come il suo grande motore civile JT9D, PW2037 e PW4000, così come il motore militare F100, utilizzando un design a due stadi. Questo design riduce il carico di ciascuna turbina a stadio e aumenta l'efficienza della turbina, ma porta gli svantaggi di più parti e peso elevato. GE ha adottato turbine ad alta pressione a stadio singolo nei motori sviluppati nello stesso periodo (militari: F101, FllO e F404, civili: CFM56). Sebbene l'efficienza delle turbine sia leggermente inferiore, ha ricevuto i vantaggi della struttura semplice, meno insegnamento delle parti e leggerezza. Nella progettazione di F119, Pratt & Whitney ha anche cambiato la sua pratica precedente e adottato il progetto di turbina ad alta pressione a stadio singolo.

Thrust Vectoring

L'ugello di scarico dell'F-119 inoltre dispone di un apparato di petali regolabili in grado di deflettere il flusso dei gas di scarico di 20° verso l'alto o il basso consentendo al velivolo un'ulteriore incremento nella manovrabilità complessiva. Dall'F119 deriva il Pratt & Whitney F135 che è stato adottato come propulsore sull'F-35 Lightning II.

Velivoli utilizzatori:

Stati Uniti - Lockheed Martin-Boeing F-22 Raptor.

ENGLISH

The Pratt & Whitney F119, company designation PW5000, is an afterburning turbofan engine developed by Pratt & Whitney for the Lockheed Martin F-22 Raptor advanced tactical fighter.

The engine delivers thrust in the 35,000 lbf (156 kN) class, and is designed for supercruise. Delivering almost 22% more thrust with 40% fewer parts than its F100 predecessor, the F119 allows sustained supercruise speeds of up to Mach 1.8. The F119's nozzles incorporate 2D thrust vectoring technology that enable them to direct the engine thrust ±20° in the pitch axis to give the F-22 enhanced maneuverability.

The F119 derivative, the Pratt & Whitney F135, produces up to 43,000 lbf (190 kN) of thrust for the Lockheed Martin F-35 Lightning II.

History

The F119 resulted from the Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) program in the early 1980s aimed at supplying the powerplant for the Air Force's Advanced Tactical Fighter (ATF). Detailed design of Pratt & Whitney's submission, designated internally as PW5000, began when the JAFE request for proposals (RFP) was released in May 1983. Advances in engine technology, such as those from the Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) program, allowed the design to do more work with fewer stages, with the PW5000 having only 6 compressor stages compared to the F100's 10 compressor stages. The high pressure and low pressure turbines were single stage and counter-rotating, thus shortening the engine by removing a row of stators and saving weight. The fan and compressor stages were to use integrally bladed rotors (IBR) to reduce weight and cost and improve performance. The combustor, designated Floatwall, eliminates welds to mitigate crack growth due to thermal cycling. This technology allows the engine to achieve very high core temperatures to meet the requirement for high specific thrust for supercruising. The original RFP called for maximum thrust in the 30,000 lbf (133 kN) class.

Pratt & Whitney and General Electric were selected to make prototype engines, designated YF119 and YF120 respectively, for demonstration and validation. The ATF's increasing weight required more thrust to meet the performance requirements, and required max thrust increased by 20% to 35,000 lbf (156 kN) class. Pratt & Whitney's design changed to incorporate a 15% larger fan, increasing bypass ratio from 0.25 to 0.30. However, unlike General Electric, Pratt & Whitney did not fit its larger fan on flightworthy YF119s for the ATF flight demonstrators to avoid potential reliability issues that may arise. Instead, the revised fan was extensively ground tested at Wright-Patterson Air Force Base. As a result, both the YF-22 and YF-23 had lower performance with the YF119s than with the YF120s.

On 3 August 1991, Pratt & Whitney was awarded the EMD contract for ATF engine, while the Lockheed/Boeing/General Dynamics team won the contract for the ATF airframe. While the YF119 was a more conventional design compared to the General Electric's variable cycle YF120, Pratt & Whitney accrued far greater test hours and emphasized the lower risk. The production F119-PW-100 was fitted on the production F-22A.

Design

The F119 is a twin-spool axial-flow low-bypass turbofan. It has a three-stage fan driven by a single-stage low pressure turbine and six-stage high pressure compressor driven by single-stage high pressure turbine. The shroud-less fan has wide-chord, low aspect ratio hollow titanium fan blades that are linear-friction welded to the disks to form single-piece blisks. The compressor stators and thrust-vectoring nozzle use burn-resistant titanium alloy called Alloy C, with the first row of stators variable in order to increase surge margin. The Floatwall annular combustor ensures the clean burning of the fuel and reduced NOx generation. The high-pressure turbine blades are made of single-crystal superalloys and impingement cooled using air from the high-pressure compressor. The two spools are counter-rotating, which results in weight savings due to the elimination of a row of stators. The requirement for the ATF to supercruise, or fly supersonic without afterburners, results in a very low bypass ratio of 0.3 for the F119-PW-100 in order to achieve high specific thrust. The F119 has dual-redundant full authority digital engine control (FADEC).

The three-zone afterburner, or augmentor, contributes to the stealth of the aircraft by having fuel injectors integrated into thick curved vanes coated with ceramic radar-absorbent materials (RAM). These vanes replace the traditional fuel spray bars and flame holders and block line-of-sight of the turbines. The nozzle can vector ±20° in the pitch axis to improve aircraft maneuverability and consists two wedge-shaped flaps for stealth. The nozzles also contribute to lower infrared (IR) signature by flattening the exhaust plume and facilitating its mixing with ambient air through shed vortices. The engine has a design life of 8,650 total accumulated cycles.

Operational history

Ground tests of the F119-PW-100 were first conducted in February 1993. The engines were first flown on the F-22's maiden flight on 7 September 1997. A total of 507 engines were produced.

In 2013 Pratt assisted the F119 Heavy Maintenance Center (HMC) at Tinker Air Force Base, Oklahoma in the first depot overhaul of an F119 engine.

Variants:

YF119-PW-100L: Prototype engine for the YF-22; rated 30,000 lbf thrust class.
YF119-PW-100N: Prototype engine for the YF-23; rated 30,000 lbf thrust class.
F119-PW-100: Production engine for the F-22A with larger fan and increased bypass ratio (BPR) rated for 35,000 lbf thrust class.
YF119-PW-611: Prototype engine for the X-35.
YF119-PW-614: Prototype engine for the X-32.

Applications: