3.1风扇(3级)

第1级风扇叶片采州宽弦、空心设计，与用于波音777的Pw4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔，参见图7。这种空心叶片的空心度较罗·罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构(在YF-22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2，3级风扇采用了整体叶盘)。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗·罗公司也采用这种加工方法。

线性摩擦焊(Linear Friction Welding,LFW)是一种固态连接技术，类似于扩散连接(Diffusion Bonding)。扩散连接是将两个需连接的零件的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化.因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出"焊缝"来，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同处在于:在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的;而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两配合面间的相互高频振荡产生的。

整体叶盘线性摩擦焊的加工过程及采用这种加工工艺带来的好处，可参阅"一种整体叶盘的加工方法--线性摩擦焊"。

在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与1.3级盘连接。

风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。由图6可以看出，三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NAsTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区，如图8所示。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。

3.2高压压气机(6级)

采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1，2级导叶是可调节的，前机匣采用了"Alloy c"阻燃钛合金以降低重量。静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。

3.3燃烧室(短环形)

火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦块式火焰简。

采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构已在V2500、PW4084等民用发动机上采用。

喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题，图9示出了气动式喷嘴的示意图。

3.4高低压涡轮(单级)

高压涡轮的工作叶片用普惠公司的第三代单晶材料做成，采用了先进的气膜冷却技术。

涡轮盘采用了双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹;轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在XF119上投有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。

低压涡轮与高压涡轮转向相反。这种将高低压转子做成转向相反的设计，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要;另外对装于两转子间的中介轴承，轴承内外环转向相反时，会大大降低保持架与滚子组合体相对内外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高低压涡轮反向转动时，可以不要低压涡轮导向器(YF120上即无)，但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承)，这与F404、M88发动机的结构类似。

3.5加力燃烧室

加力燃烧室(分三区)、尾喷管(二元收敛~扩张矢量喷管)和燃油控制系统

加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，简体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对简体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。

喷管上下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上下调节片同时向上或向下摆动时，改变了排气流的方向，即改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方面正负20°内偏转，从+20°到一20°的行程中只需1 s。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减小雷达散射截面积;为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减少重量。

燃油控制系统为第四代双余度全权限数字电子控制系统(FADEc)，每台发动机有两套调节器，每套调节器有二台计算机，以确保调节系统高的可靠性。

4.1维修性

发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件(LRU)，而所有的每个LRU拆换时间不超过20min,所用的工具仅是11种标准手动工具，在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销，由于采用"B"型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同的颜色予以区分，滑油箱装有目视的油位指示器，连接件做成能快卸快装的设计。

所有的附件、导线和管路均在发动机下部每个外场可换组件均能直接达到。发动机设计成由第5百分位女姓(身高157cm体重45 kg)到第95百分位男性(身高188九体重91 kg)间的维修人员穿着防护服。于戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。

4.2可靠性

F119在设计中遵循"采用经过验证的技术"的做法，以及整台发动机结构简单，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。

表5列出了F119发动机与F100- Pw -220发动机可靠性指标的比较，后者是在F100-Pw-100(原型)发动机的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。