Vol. 656

航空动力系统的发展正在经历第三次变革，向着自适应循环发动机方向发展。

从活塞螺旋桨时代到喷气时代，从涡喷发动机到涡扇发动机，人类航空动力科技的发展已经经过了两次重大变革。下一次革命，将很可能催生变循环时代。

航空发动机技术提升的核心之一，在于如何提高燃油使用效率，而变循环发动机技术的出现，就是要解决常规循环发动机不能兼顾超声速飞行时的高推力和亚声速飞行时低油耗的要求。变循环技术通过动态调节流入发动机核心机的空气流量，使得发动机可以在两种模式甚至是多种模式之间转换。例如超声速飞行时，减小涵道比，增大单位推力，进入高推力模式；亚声速巡航时，增大涵道比，进入高效率模式，从而降低油耗，增大航程，使发动机在各种飞行状况下都能工作在最佳状态。

美国于20世纪60年代率先提出了变循环发动机的概念，GE公司一直处于领先地位。可以说，变循环发动机的发展史，基本就是GE变循环发动机的发展史。其大致有三个发展阶段：第一阶段是早期的变循环发动机技术探索，主要是涡喷与涡扇组合式变循环发动机和部分过渡性方案；第二阶段是涡扇型可调部件式变循环发动机；第三阶段则演进到自适应循环发动机。

其实在此之前，实际上已有发动机具备了变循环的特征，例如普惠公司的J58涡轮冲压组合式变循环发动机。该机于1956年开始研制，装配于洛克希德公司的SR－71“黑鸟”侦察机上，并且创造了多项世界纪录，其以涡喷和压气机辅助冲压两种模式切换工作的方式可以看作是变循环发动机技术探索的先声。

图1 变循环发动机的先驱—J58涡轮冲压组合变循环发动机。

“纸上谈兵”的早期探索

为了结合涡喷和涡扇发动机各自的技术优势，早期很自然的想法是在一台发动机上同时实现涡喷和涡扇循环，其中典型的方案有：变吸气压气机方案、柔性循环方案和涡轮增强循环发动机设计方案三种。

变吸气压气机方案

变吸气压气机（VAPCOM）方案是美国空军航空推进实验室在1960年左右提出的，原理是通过关闭或打开发动机外涵道出口的阀门来控制外涵道的空气流量，实现涡喷发动机与涵道比为1的涡扇发动机之间的相互转换。为了配合外涵道流量匹配，风扇静叶、压气机和涡轮系统均为可调。

在亚声速飞行状态下，外涵阀门打开，在调节风扇静叶的同时关小压气机导叶角度，以减少核心机内的空气流量，增大涵道比，使发动机进入涡扇模式；在超声速飞行状态下，外涵阀门关闭，风扇出口气流几乎全部流入核心机，此时发动机的工作模式类似于双转子涡喷发动机。

这是首次尝试将涡喷与涡扇循环集成在同一推进系统内，其中，设法通过部件几何调节控制涵道比的理念，在后续的变循环发动机发展中得到了延续。

图2 变吸气压气机方案示意图。

柔性循环方案

柔性循环（Flex Cycle）方案是GE于20世纪60年代提出的变循环发动机方案，该方案的设计意图与变吸气压气机方案相同，都是想将涡喷与涡扇的特性集成在同一系统中，但结构却大有不同。

图3 柔性循环方案示意图。

其结构特点为：内、外涵双燃烧室结构，以及前小、后大的两套独立的低压涡轮系统排布，其中，前方的小涡轮位于高压涡轮之后，后方的大涡轮位于外涵道与核心机出口截面处，二者共同驱动风扇转动。

当外涵燃烧室打开，核心机与外涵道中的燃烧室同时燃烧，提供最大推力，发动机进入共轴涡喷模式；当外涵燃烧室关闭，此时整个压缩系统的能量完全由主燃烧室提供，发动机进入混排涡扇模式。

涡轮增强循环方案

涡轮增强循环发动机（TACE）设计方案是由一个涡扇发动机和一个涡喷发动机通过特殊的交叉通道前后串联而成。其中，前半部分是台传统的双转子涡扇发动机，后半部分为单转子涡喷发动机。

图4 涡轮增强循环发动机设计方案示意图。

在亚声速巡航条件下，涡喷发动机不工作，其出口处的阀门关闭，而前半部分涡扇发动机的两股排气流在交叉通道中掺混后由外涵喷管排出，此时整个发动机工作在涡扇模式；在超声速飞行时，出口阀门打开，前半部分涡扇发动机的内涵排气流仍然通过外涵喷管直接排出，而外涵排气流将通过交叉通道被引入涡喷发动机，再经增压、燃烧后膨胀做功、排出，此时前、后两台发动机同时工作，后半部分的涡喷发动机更像是一套高效的加力燃烧室，使整个发动机工作在双涡喷模式。

上述三种方案均试图将涡喷和涡扇循环组合在一台发动机上，然而受限于当时的技术水平，出现了诸多无法解决的难题，如超重和过于复杂的结构带来的成本问题以及严重的气动或机械问题。所以，在后续的变循环发动机技术研究与设计方案中，研究人员不再单纯地追求涡喷与涡扇的转换，而是将研究重点放到了小涵道比涡扇与大涵道比涡扇、分排与混排之间的转换上，并由此在20世纪70至80年代初诞生了涵道可调方案（MOBY）、单外涵及双外涵变循环发动机等过渡性方案。

此外，凭借潜在的技术优势，变循环发动机还得到了大力支持。例如，普惠为美国超声速巡航飞机研究（SCAR）计划提出了串联/并联方案变循环发动机与变流路控制发动机；在欧洲超声速研究规划的支持下，英国罗罗公司与法国斯奈克玛公司分别提出了串联风扇与中间风扇概念的变循环发动机方案；日本对“HYPR90－T”变循环发动机的技术研究与验证；以及1976年，GE在YJ101小涵道比涡扇发动机上试验的第1代变循环发动机，一种可认为是用后可变面积涵道引射器取代转换阀门的单外涵变循环发动机改进方案。

“走进现实”的涡扇型可调部件式变循环

第二阶段的变循环发动机研究始于20世纪80年代，此阶段的变循环发动机主要以双转子涡扇发动机为基础，通过模式选择活门（MSV）、核心机驱动风扇级（CDFS）及可变面积涵道引射器（VABI）等可调部件，实现内、外涵或排气流路及涵道比可变型的变循环功能。其中经典的设计方案有：GE21和F120变循环发动机。

图5 GE21变循环发动机工作示意图。

其中，MSV设置在前风扇外涵出口处，是风扇外涵道的开关，关闭时发动机以单外涵模式工作，打开时发动机以双外涵模式工作。CDFS将前风扇出口气流一分为二，分别流入核心机和CDFS外涵道，CDFS的存在不仅能为核心机增压，其独立出来的另外一个外涵道还能增强整机的稳定裕度。流入CDFS外涵道的气流需经FVABI与风扇外涵气流掺混，然后进入发动机外涵道，最后在低压涡轮出口处与发动机主燃气流经RVABI掺混后再由喷管排出。

在之前的设计方案中，两股风扇外涵气流需要两个涵道喷管将其排出，FVABI的存在将二者合一，简化了结构，使得两股气流实现有效掺混；RVABI则协调了变循环发动机在涵道比变化范围较大时发动机主燃气流与外涵气流的有效掺混问题。与之前的双外涵变循环发动机相比，GE21变循环发动机简化了排气系统，将原来的三个喷管简化为两个，再配合涡轮几何调节，还可进一步合理分配高、低压涡轮功率，使发动机具有更大的灵活性，并能在更宽的工作范围内提高循环匹配能力。

在加速爬升和超声速巡航状态时，关闭MSV，关小FVABI和RVABI，发动机以单外涵模式工作，前半部分风扇出口气流几乎全部通过CDFS进入发动机核心机，以产生最大单位推力，保持高速飞行，此时仅允许少量空气流入发动机外涵道，用于冷却喷管；在亚声速巡航状态时，MSV、FVABI和RVABI均打开，发动机以双外涵模式工作，通过提高前半部分风扇转子的转速，使空气流量达到最大，同时关小CDFS的可调导叶角度，只将小部分空气引入核心机，其余大量空气通过FVABI流入发动机外涵道，使发动机此时具有最大的涵道比。

GE21变循环发动机的代表性在于它确定了当时双外涵变循环发动机的基本结构，在1975—1981年期间SCAR计划的支持下，又成功地完成了部件和整机试验验证，在最关键的概念、硬件和工作方面树立了信心，为后续变循环发动机的研制奠定了坚实基础。

F120变循环发动机

F120是GE第3代变循环发动机，内部编号为GE37，这是世界上第一种经飞行验证的双外涵变循环发动机，曾与普惠的F119小涵道比涡扇发动机竞标美国空军先进战术战斗机（ATF）计划。

F120的基本结构是一台带对转涡轮的双外涵变循环发动机。其中，前2级风扇由单级低压涡轮驱动，CDFS及后4级压气机由单级高压涡轮驱动，其变循环特性与GE21变循环发动机基本相同，都具备单外涵和双外涵两种工作模式，只是将复杂机械作动的MSV改为比较简单的气压驱动的被动活门。

图6 F120变循环发动机工作示意图。

F120变循环发动机的主要工况为：在超声速巡航的高功率状态下，同时关小FVABI和RVABI，CDFS外涵道出口气压和发动机外涵道气压将逐渐增加，直到超过风扇出口气压从而产生背压，在背压作用下，气压驱动的被动活门被关闭，使得发动机进入单外涵工作模式，迫使大量空气经过CDFS流入核心机，仅有小股气流经过CDFS外涵道出口进入到发动机外涵道，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气使用，因此该模式下的涵道比极小，适合于需要大推力的加速以及超声速巡航工况。

在亚声速巡航的低功率状态下，由于FVABI和RVABI都处于打开状态，风扇出口气压大于发动机外涵道气压，在压差作用下，气压驱动的被动活门因此打开，发动机进入双外涵工作模式，将更多的空气引入发动机外涵道，增大风扇的喘振裕度；与此同时，由于RVABI处于打开状态，大量的发动机外涵气流将被引入掺混室与主燃气流有效掺混，从而达到提高涵道比和推进效率，降低油耗的目的。

虽然F120变循环发动机最终惜败于F119发动机，但其在功率输出、耗油率、推重比和机动性等方面的技术优势显著，只是在可维修性和技术风险控制方面不如后者，这也成为美国空军最终选择了F119发动机的主要原因。

上述第二阶段的变循环发动机已经“走进现实”，初步呈现出向型号化发展的态势，其设计理念主要是通过MSV、CDFS、FVABI/RVABI等特征部件改变外涵流路或内、外涵气流的掺混方式来获得较大的涵道比调节范围，所以必要的转换机构、风扇外涵系统及掺混模式是这类变循环发动机设计的关键。

“一专多能”的自适应循环

2004年，GE和艾利逊公司首次提出了自适应循环发动机（ACE）这一概念，变循环发动机由此进入一个全新的发展阶段。因自适应循环发动机巨大的潜在技术优势，自2007年起，美国空军、海军联合GE、罗罗和普惠等公司发起了与之有关的连续性研究计划——“4个A计划”，分别是自适应通用发动机技术（ADVENT）研究计划（2007—2013年），自适应发动机技术发展（AETD）研究计划（2012—2016年），以及当前正在进行中的自适应发动机过渡项目（AETP）研究计划（2016—预计2026年）及空中优势自适应推进技术（ADAPT）研究计划（可能于2017年开启，具体日期不详），逐步推动自适应循环发动机的研制，使之逐渐成熟化。在2015年，GE在AETD验证机地面测试时获得了喷气推进史上压气机和涡轮的联合最高温度。

带FLADE的自适应循环发动机

带FLADE的自适应循环发动机是在带CDFS双外涵变循环发动机的基础上增加了独特的FLADE构成的三外涵变循环发动机，是自适应循环发动机中一种结构较为复杂的布局形式。

图7 带FLADE的自适应循环发动机结构示意图。

FLADE是在第二级风扇动叶外环上增加的一圈短的转子叶片，形成动叶上的风扇，并在发动机外围添加出来一个独立的第三外涵道——FLADE涵道，由于FLADE涵道气流不与其他气流掺混，直接排出，对核心机内的空气流量及高压压气机转速基本没有影响。而在FLADE的前、后都各有一圈可调导叶，用来调节FLADE涵道内的空气流量，从而控制发动机的进口总流量和涵道比。

添加FLADE结构的主要作用表现在：

（1）改善发动机与进气道的流量匹配，减少溢流阻力，从而改善发动机的安装性能并降低油耗；

（2）FLADE风扇与常规风扇同轴，外涵道流量的增加导致低压转子转速下降，能进一步增大涵道比，提高燃油经济性和效率；

（3）FLADE涵道内的空气温度较低，能为发动机提供冷却气流，可降低发动机的热负荷；

（4）带来全新的四种工作模式，增大发动机流量调节范围与灵活性，实现更大幅度的变循环。

XA100自适应循环发动机

GE首台全尺寸自适应循环发动机XA100于2021年5月完成初步测试，全部测试工作于2022年9月在美国空军阿诺德工程发展中心（AEDC）结束，达成了AETP研究计划的最后一个主要合同里程碑，为后续的工程开发阶段奠定基础。

图8 测试中的XA100自适应循环发动机。

目前的测试结果与预期相符，表明该型发动机可作为美国第六代战斗机提供变循环推进系统，并有可能在2030年之前为F-35战斗机换发。从当前公开的信息了解到，这台被称为“三股流”（Three－Stream）的自适应循环发动机简化了部件与结构，变得更加简洁。

图9 XA100自适应循环发动机结构示意图。

总结与建议

变循环发动机的发展历程和技术进展可见表1。

表1 变循环发动机技术发展分析与总结表

基于对变循环的发展历程，笔者提出如下几点建议：

第一，自适应循环发动机是变循环发动机家族中的最新一代，是未来的发展重点，被称为航空动力系统的第三次变革，已被美国空军和海军选定为下一代战斗机的动力系统。与此同时，欧洲、日本等国家和地区也协同启动了下一代动力系统的研制计划，并确定采用自适应变循环的总体技术方案。种种迹象表明，自适应循环发动机将在军用动力领域掀起新一轮的竞争，并对未来战斗机的空中作战效能产生深远的影响。为此，自适应循环发动机技术值得更加持续且重点关注。

第二，需求与型号牵引是新型航空发动机顺利研制的前提。国家层面应有所重视，加紧开展变循环发动机关键技术攻关，同时加大研发投入力度，促进相关技术基础科学和工程化应用研究，推动工业制造技术发展，使发动机行业具有稳定且长期的方向指引、资金支持和项目立项。

第三，可以直接从第二阶段甚至是第三阶段开始变循环发动机的研制计划与预研。另外，航空发动机的研制需要丰厚的技术积累，型号牵引是最重要的发展方式，但更要重视基础技术积累与技术集成验证。变循环发动机的可调部件、结构和模式的变换将比常规循环的航空发动机具有更多的变数，因此技术集成验证将显得更加重要。

第四，先进的组织管理与科学的研发模式是新型航空发动机研制成功的关键。所以应充分借鉴、学习与吸收国外自适应循环发动机研制计划的经验与教训，缩短研制周期，取其精华，规避风险，少走弯路。

从早期生硬地叠加涡喷与涡扇发动机，到发展出以可调部件为特征的变循环发动机，再到发展出更为先进的自适应循环发动机，GE对变循环发动机的探索与技术发展已为未来航空动力系统的发展指明了方向。

未来，航空发动机将不再具有单一、固定的工作模式，涵道数量将由两条变至三条，将实现自适应化，变得一专多能，而不再是仅仅提供动力的系统装置，在为飞行器提供更加强劲动力的同时，还将支持热电管理等功能，确保长续航及为定向能武器系统供能等多任务角色。

（毛吉烜，中国航发动力股份有限公司。田涛，中国航空工业发展研究中心。）

编辑：马 元 边 远

监制：王亚林

审核：彭 健

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发布于： 山西省