F135渦輪扇發動機

F135是由由美國普拉特·惠特尼公司研製的加力渦扇發動機，最大推力超過18噸（4萬磅），F135發動機是基於F-22的F119發動機的核心機和主要結構研製的。由於海軍陸戰隊與英國皇家海軍預計採用的F-35B必須能夠垂直起降，因此F135也可以加上向下彎折的三軸承旋轉噴管。但是這個噴管只有在垂直起降的場合使用，可以大大地縮短起飛/降落距離。其他F-35則不使用這項設計。

F135使用了F119的核心機，配合高效的6級高壓壓氣機，1級高壓渦輪和高效的風扇(由一個2級的低壓渦輪驅動)。F135採用了BAE系統公司的全權數字式發動機控制系統(FADEC)，為了提高發動機的可靠性和可保障性，F135大量採用外場可替換部件(LRC)，其零部件數量比F119減少了大約40%。按照計劃，F135有三個不同的型號，F135一PW一100將作為F-35A空軍型的動力系統；F135一PW一400將作為F-35C海軍艦載型的動力；而F135一PW一600將作為F-35B海軍陸戰隊短距起飛/垂直降落型的動力。

對於F135的由來，其使用了部分前蘇聯R79發動機的技術是毫無疑問的，洛克希德也對此供認不諱。但網際網路上有一種錯誤的認識，認為其完全仿製了前蘇聯雅克-141使用的R79V-300發動機。這一認識的源頭是：蘇聯解體后，洛克希德的人隨同美國政府官員參觀了雅科夫列夫設計局和其他一些俄羅斯航空企業，他們有機會接觸了雅科夫列夫的技術和設計。當時雅科夫列夫設計局正尋找資金來維持雅克-141項目，該型還沒獲得任何訂單。洛克希德公司用少量資金就換取了雅克-141的性能數據和部分設計數據，俄國人也允許美國政府人員研究這些資料。因此，洛克希德·馬丁公司的X-35的短距起飛/垂直降落設計應該吸收了一部分雅克-141的現有成果。但普拉特·惠特尼公司的F135發動機只是吸取了R79V-300發動機的部分技術，兩者結構和尺寸並不完全相同，且R-79V-300發動機涵道比較高，達到0.81；渦輪進口溫度較低，為1620K；推重比只有5.64，難以成為一種合格的第四代航空發動機。

F135發動機因F-35的需求而啟動。

在聯合攻擊戰鬥機（JSF，Joint Strike Fighter）項目中，美國國防部一直致力於尋求一種全壽命周期耗費低廉合理、並且能夠同時滿足三個不同軍種使用要求的設計方案。因此，這款全新戰鬥機的設計必須包含常規起降型（CTOL）、艦載型（CV）和短距起飛/垂直降落型（STOVL）等三種不同型號，而且所有功能的實現都必須首先滿足價格的要求。因此參與競標的兩款飛機中，無論是洛克希德·馬丁公司的X-35還是波音公司的X-32驗證機，均採用了成本較低且能兼顧短距起飛/垂直降落要求的單發布局。

在聯合攻擊戰鬥機項目驗證機研製之時，世界上唯一可以滿足性能要求的發動機就是普·惠公司研製的F119-PW-100發動機，F119-PW-100也是人類歷史上最早投入使用的推重比超過10的小涵道比加力渦扇發動機。由於兩家競爭公司對飛機的要求不同，從而要求普·惠公司研製2種略有不同的F-119改進型以滿足每個競爭者各自的需要。波音型F-119發動機的代號是JSF/119-SE614，洛克希德·馬丁型的代號是JSF/F119-SE611。

這兩種型別的發動機之所以要存在這些差異，主要是因為兩個JSF機體製造商所採用的垂直升力系統方案有所不同。波音公司採用了類似海鷂戰鬥機的多個矢量噴管下偏垂直起飛方案，整體來看比較複雜。X-32使用多個引氣管道將發動機燃燒室出口燃氣引出到位於飛機重心位置的向下噴管提供垂直起降的主要升力，另外由數個小引氣通道將發動機風扇和加力燃燒室的氣流引出為飛機提供升力補充和姿態控制。

而洛克希德·馬丁公司的X-35採用了發動機主軸驅動的升力風扇+發動機噴管下偏來實現垂直起降。洛克希德·馬丁公司使用的發動機JSF/F119-SE611採用了軸對稱噴管，能夠垂直下偏提供主要升力。既然驗證機採用了以F119-PW-100發動機為基礎的改進型號，在F-35被確定贏得聯合打擊戰鬥機合同之後，動力系統沿用原來的發展思路就成了水到渠成的事情，這就是F135發動機項目的開端。

F135發動機是F119發動機的衍生型。F119發動機由3級風扇、6級高壓壓氣機、帶氣動噴嘴、浮壁式火焰筒的環形燃燒室、單級高壓渦輪、高壓渦輪轉向相反的單級低壓渦輪、加力燃燒室與二維矢量噴管等組成。整台發動機分為：風扇、核心機、低壓渦輪、加力燃燒室、尾噴管和附件傳動機匣等6個單元體，另外還有附件、FADEC及發動機監測系統。其加力推力155.7千牛，中間推力104.0千牛，總壓比35，涵道比0.3，渦輪前溫1850-1950K，最大直徑1.13米，長度4.826米、重量1460千克。

F135發動機採用與F119發動機基本相同的核心機。為提高推力，增加了發動機的空氣流量和涵道比，提高了發動機的工作溫度；為了獲得短距起飛和垂直著陸能力，垂直起降型增加了新穎的升力風扇、三軸承旋轉噴管、滾轉控制噴管。其3級風扇採用超中等展弦比、前掠葉片、線性摩擦焊的整體葉盤和失諧技術，在保持原風扇的高級壓比、高效率、大喘振裕度和輕質量的同時，將風扇的截面面積增加了10%-20%。6級壓氣機與F119發動機的基本相同。

燃燒室在F119發動機三維高紊流度、高旋流結構的浮動壁燃燒室的基礎上，採用了高燃油空氣比燃燒室技術，在提供小的分佈因子和所要求的徑向剖面的同時，滿足了效率目標。高、低壓渦輪採用對轉結構,“超冷”高壓渦輪轉子葉片和導流葉片採用計算流體力學(CFD)方法設計，利用高溫材料(可能為CMSX-4鑄造合金)鑄造，已在改進的F119發動機上得到驗證，在提高耐久性的同時，能夠明顯提高工作溫度(約為110℃)。低壓渦輪增加1級，變為2級，以適應增大的風扇帶來的驅動負荷。

F135發動機推比10.5、加力推力19噸級別、最大推力（無加力）13噸級別、質量1700千克，其19噸的加力推力目前沒有任何實際裝備戰鬥機的加力渦扇發動機能夠企及。不過值得一提的是，F135相對於F119雖然推力大幅度提高，但是實際上是在同樣核心機基礎上用流量、高速性能換推力。F135雖然推力超群，但是其高速性能卻是下降的。

STOVL型F135-PW-600為了滿足垂直起降要求，設計了升力風扇+發動機噴管下偏+調姿噴管的垂直起降動力方案。升力風扇由涵道、風扇、D形噴管、聯軸器、作動裝置和伺服系統組成，由主發動機F135的2級低壓渦輪驅動；升力風扇直徑為1.27m，可以向前偏轉13°，向後偏轉30°，在STOVL工作狀態下使戰鬥機上方的冷氣流以230kg/s的流量垂直向下噴出，產生90千牛的升力；3軸承偏轉噴管垂直向下偏轉（最多可偏轉95度，可左右各偏轉10度），產生71.1千牛的升力；該噴管可使發動機的排氣從水平偏轉到垂直甚至向前，可以使推力從水平方向偏轉到垂直向後。

此外，每側翼根處的滾轉控制噴管利用發動機壓氣機的引氣，也可提供16.7kN的推力；在控制桿端的噴管差動地打開和關閉，實現滾轉控制；通過偏轉噴管偏航實現偏航控制；通過升力風扇和發動機推力分離器實現俯仰控制。包括主發動機在內的整個推進系統的長度為9.37m，懸停總推力為175.3千牛，短距起飛推力為169.5千牛。

2005年11月底，普拉特·惠特尼公司完成對F135的總裝。

2006年3月，F135發動機進行了數千小時的靜態測試實驗。

2006年10月，F135被首次安裝在飛機上進行飛行測試，並且測試成功。

最大加力推力（kN）：178（原型）、191.3（量產型）

中間推力（kN）：115（原型）、128.1（量產型）

進氣口直徑（m）：1.17

長度（m）:5.59

外徑（m）：1.30

涵道比：0.57

總壓比：28

推重比：10.5（原型）、11.7（量產型）

質量（kg）：1730（原型）、1670（量產型）