航空動力系統的發展正在經歷第三次變革，向著自適應循環發動機方向發展。

從活塞螺旋槳時代到噴氣時代，從渦噴發動機到渦扇發動機，人類航空動力科技的發展已經經過了兩次重大變革。下一次革命，將很可能催生變循環時代。

航空發動機技術提升的核心之一，在于如何提高燃油使用效率，而變循環發動機技術的出現，就是要解決常規循環發動機不能兼顧超聲速飛行時的高推力和亞聲速飛行時低油耗的要求。變循環技術通過動態調節流入發動機核心機的空氣流量，使得發動機可以在兩種模式甚至是多種模式之間轉換。例如超聲速飛行時，減小涵道比，增大單位推力，進入高推力模式；亞聲速巡航時，增大涵道比，進入高效率模式，從而降低油耗，增大航程，使發動機在各種飛行狀況下都能工作在最佳狀態。

美國于20世紀60年代率先提出了變循環發動機的概念，GE公司一直處于領先地位。可以說，變循環發動機的發展史，基本就是GE變循環發動機的發展史。其大致有三個發展階段：第一階段是早期的變循環發動機技術探索，主要是渦噴與渦扇組合式變循環發動機和部分過渡性方案；第二階段是渦扇型可調部件式變循環發動機；第三階段則演進到自適應循環發動機。

其實在此之前，實際上已有發動機具備了變循環的特征，例如普惠公司的J58渦輪沖壓組合式變循環發動機。該機于1956年開始研制，裝配于洛克希德公司的SR－71“黑鳥”偵察機上，并且創造了多項世界紀錄，其以渦噴和壓氣機輔助沖壓兩種模式切換工作的方式可以看作是變循環發動機技術探索的先聲。

圖1 變循環發動機的先驅—J58渦輪沖壓組合變循環發動機。

“紙上談兵”的早期探索

為了結合渦噴和渦扇發動機各自的技術優勢，早期很自然的想法是在一臺發動機上同時實現渦噴和渦扇循環，其中典型的方案有：變吸氣壓氣機方案、柔性循環方案和渦輪增強循環發動機設計方案三種。

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變吸氣壓氣機方案

變吸氣壓氣機（VAPCOM）方案是美國空軍航空推進實驗室在1960年左右提出的，原理是通過關閉或打開發動機外涵道出口的閥門來控制外涵道的空氣流量，實現渦噴發動機與涵道比為1的渦扇發動機之間的相互轉換。為了配合外涵道流量匹配，風扇靜葉、壓氣機和渦輪系統均為可調。

在亞聲速飛行狀態下，外涵閥門打開，在調節風扇靜葉的同時關小壓氣機導葉角度，以減少核心機內的空氣流量，增大涵道比，使發動機進入渦扇模式；在超聲速飛行狀態下，外涵閥門關閉，風扇出口氣流幾乎全部流入核心機，此時發動機的工作模式類似于雙轉子渦噴發動機。

這是首次嘗試將渦噴與渦扇循環集成在同一推進系統內，其中，設法通過部件幾何調節控制涵道比的理念，在后續的變循環發動機發展中得到了延續。

圖2 變吸氣壓氣機方案示意圖。

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柔性循環方案

柔性循環（Flex Cycle）方案是GE于20世紀60年代提出的變循環發動機方案，該方案的設計意圖與變吸氣壓氣機方案相同，都是想將渦噴與渦扇的特性集成在同一系統中，但結構卻大有不同。

圖3 柔性循環方案示意圖。

其結構特點為：內、外涵雙燃燒室結構，以及前小、后大的兩套獨立的低壓渦輪系統排布，其中，前方的小渦輪位于高壓渦輪之后，后方的大渦輪位于外涵道與核心機出口截面處，二者共同驅動風扇轉動。

當外涵燃燒室打開，核心機與外涵道中的燃燒室同時燃燒，提供最大推力，發動機進入共軸渦噴模式；當外涵燃燒室關閉，此時整個壓縮系統的能量完全由主燃燒室提供，發動機進入混排渦扇模式。

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渦輪增強循環方案

渦輪增強循環發動機（TACE）設計方案是由一個渦扇發動機和一個渦噴發動機通過特殊的交叉通道前后串聯而成。其中，前半部分是臺傳統的雙轉子渦扇發動機，后半部分為單轉子渦噴發動機。

圖4 渦輪增強循環發動機設計方案示意圖。

在亞聲速巡航條件下，渦噴發動機不工作，其出口處的閥門關閉，而前半部分渦扇發動機的兩股排氣流在交叉通道中摻混后由外涵噴管排出，此時整個發動機工作在渦扇模式；在超聲速飛行時，出口閥門打開，前半部分渦扇發動機的內涵排氣流仍然通過外涵噴管直接排出，而外涵排氣流將通過交叉通道被引入渦噴發動機，再經增壓、燃燒后膨脹做功、排出，此時前、后兩臺發動機同時工作，后半部分的渦噴發動機更像是一套高效的加力燃燒室，使整個發動機工作在雙渦噴模式。

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小結

上述三種方案均試圖將渦噴和渦扇循環組合在一臺發動機上，然而受限于當時的技術水平，出現了諸多無法解決的難題，如超重和過于復雜的結構帶來的成本問題以及嚴重的氣動或機械問題。所以，在后續的變循環發動機技術研究與設計方案中，研究人員不再單純地追求渦噴與渦扇的轉換，而是將研究重點放到了小涵道比渦扇與大涵道比渦扇、分排與混排之間的轉換上，并由此在20世紀70至80年代初誕生了涵道可調方案（MOBY）、單外涵及雙外涵變循環發動機等過渡性方案。

此外，憑借潛在的技術優勢，變循環發動機還得到了大力支持。例如，普惠為美國超聲速巡航飛機研究（SCAR）計劃提出了串聯/并聯方案變循環發動機與變流路控制發動機；在歐洲超聲速研究規劃的支持下，英國羅羅公司與法國斯奈克瑪公司分別提出了串聯風扇與中間風扇概念的變循環發動機方案；日本對“HYPR90－T”變循環發動機的技術研究與驗證；以及1976年，GE在YJ101小涵道比渦扇發動機上試驗的第1代變循環發動機，一種可認為是用后可變面積涵道引射器取代轉換閥門的單外涵變循環發動機改進方案。

“走進現實”的渦扇型可調部件式變循環

第二階段的變循環發動機研究始于20世紀80年代，此階段的變循環發動機主要以雙轉子渦扇發動機為基礎，通過模式選擇活門（MSV）、核心機驅動風扇級（CDFS）及可變面積涵道引射器（VABI）等可調部件，實現內、外涵或排氣流路及涵道比可變型的變循環功能。其中經典的設計方案有：GE21和F120變循環發動機。

圖5 GE21變循環發動機工作示意圖。

其中，MSV設置在前風扇外涵出口處，是風扇外涵道的開關，關閉時發動機以單外涵模式工作，打開時發動機以雙外涵模式工作。CDFS將前風扇出口氣流一分為二，分別流入核心機和CDFS外涵道，CDFS的存在不僅能為核心機增壓，其獨立出來的另外一個外涵道還能增強整機的穩定裕度。流入CDFS外涵道的氣流需經FVABI與風扇外涵氣流摻混，然后進入發動機外涵道，最后在低壓渦輪出口處與發動機主燃氣流經RVABI摻混后再由噴管排出。

在之前的設計方案中，兩股風扇外涵氣流需要兩個涵道噴管將其排出，FVABI的存在將二者合一，簡化了結構，使得兩股氣流實現有效摻混；RVABI則協調了變循環發動機在涵道比變化范圍較大時發動機主燃氣流與外涵氣流的有效摻混問題。與之前的雙外涵變循環發動機相比，GE21變循環發動機簡化了排氣系統，將原來的三個噴管簡化為兩個，再配合渦輪幾何調節，還可進一步合理分配高、低壓渦輪功率，使發動機具有更大的靈活性，并能在更寬的工作范圍內提高循環匹配能力。

在加速爬升和超聲速巡航狀態時，關閉MSV，關小FVABI和RVABI，發動機以單外涵模式工作，前半部分風扇出口氣流幾乎全部通過CDFS進入發動機核心機，以產生最大單位推力，保持高速飛行，此時僅允許少量空氣流入發動機外涵道，用于冷卻噴管；在亞聲速巡航狀態時，MSV、FVABI和RVABI均打開，發動機以雙外涵模式工作，通過提高前半部分風扇轉子的轉速，使空氣流量達到最大，同時關小CDFS的可調導葉角度，只將小部分空氣引入核心機，其余大量空氣通過FVABI流入發動機外涵道，使發動機此時具有最大的涵道比。

GE21變循環發動機的代表性在于它確定了當時雙外涵變循環發動機的基本結構，在1975—1981年期間SCAR計劃的支持下，又成功地完成了部件和整機試驗驗證，在最關鍵的概念、硬件和工作方面樹立了信心，為后續變循環發動機的研制奠定了堅實基礎。

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F120變循環發動機

F120是GE第3代變循環發動機，內部編號為GE37，這是世界上第一種經飛行驗證的雙外涵變循環發動機，曾與普惠的F119小涵道比渦扇發動機競標美國空軍先進戰術戰斗機（ATF）計劃。

F120的基本結構是一臺帶對轉渦輪的雙外涵變循環發動機。其中，前2級風扇由單級低壓渦輪驅動，CDFS及后4級壓氣機由單級高壓渦輪驅動，其變循環特性與GE21變循環發動機基本相同，都具備單外涵和雙外涵兩種工作模式，只是將復雜機械作動的MSV改為比較簡單的氣壓驅動的被動活門。

圖6 F120變循環發動機工作示意圖。

F120變循環發動機的主要工況為：在超聲速巡航的高功率狀態下，同時關小FVABI和RVABI，CDFS外涵道出口氣壓和發動機外涵道氣壓將逐漸增加，直到超過風扇出口氣壓從而產生背壓，在背壓作用下，氣壓驅動的被動活門被關閉，使得發動機進入單外涵工作模式，迫使大量空氣經過CDFS流入核心機，僅有小股氣流經過CDFS外涵道出口進入到發動機外涵道，供加力燃燒室和噴管冷卻以及飛機引氣使用，因此該模式下的涵道比極小，適合于需要大推力的加速以及超聲速巡航工況。

在亞聲速巡航的低功率狀態下，由于FVABI和RVABI都處于打開狀態，風扇出口氣壓大于發動機外涵道氣壓，在壓差作用下，氣壓驅動的被動活門因此打開，發動機進入雙外涵工作模式，將更多的空氣引入發動機外涵道，增大風扇的喘振裕度；與此同時，由于RVABI處于打開狀態，大量的發動機外涵氣流將被引入摻混室與主燃氣流有效摻混，從而達到提高涵道比和推進效率，降低油耗的目的。

雖然F120變循環發動機最終惜敗于F119發動機，但其在功率輸出、耗油率、推重比和機動性等方面的技術優勢顯著，只是在可維修性和技術風險控制方面不如后者，這也成為美國空軍最終選擇了F119發動機的主要原因。

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小結

上述第二階段的變循環發動機已經“走進現實”，初步呈現出向型號化發展的態勢，其設計理念主要是通過MSV、CDFS、FVABI/RVABI等特征部件改變外涵流路或內、外涵氣流的摻混方式來獲得較大的涵道比調節范圍，所以必要的轉換機構、風扇外涵系統及摻混模式是這類變循環發動機設計的關鍵。

“一專多能”的自適應循環

2004年，GE和艾利遜公司首次提出了自適應循環發動機（ACE）這一概念，變循環發動機由此進入一個全新的發展階段。因自適應循環發動機巨大的潛在技術優勢，自2007年起，美國空軍、海軍聯合GE、羅羅和普惠等公司發起了與之有關的連續性研究計劃——“4個A計劃”，分別是自適應通用發動機技術（ADVENT）研究計劃（2007—2013年），自適應發動機技術發展（AETD）研究計劃（2012—2016年），以及當前正在進行中的自適應發動機過渡項目（AETP）研究計劃（2016—預計2026年）及空中優勢自適應推進技術（ADAPT）研究計劃（可能于2017年開啟，具體日期不詳），逐步推動自適應循環發動機的研制，使之逐漸成熟化。在2015年，GE在AETD驗證機地面測試時獲得了噴氣推進史上壓氣機和渦輪的聯合最高溫度。

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帶FLADE的自適應循環發動機

帶FLADE的自適應循環發動機是在帶CDFS雙外涵變循環發動機的基礎上增加了獨特的FLADE構成的三外涵變循環發動機，是自適應循環發動機中一種結構較為復雜的布局形式。

圖7 帶FLADE的自適應循環發動機結構示意圖。

FLADE是在第二級風扇動葉外環上增加的一圈短的轉子葉片，形成動葉上的風扇，并在發動機外圍添加出來一個獨立的第三外涵道——FLADE涵道，由于FLADE涵道氣流不與其他氣流摻混，直接排出，對核心機內的空氣流量及高壓壓氣機轉速基本沒有影響。而在FLADE的前、后都各有一圈可調導葉，用來調節FLADE涵道內的空氣流量，從而控制發動機的進口總流量和涵道比。

添加FLADE結構的主要作用表現在：

（1）改善發動機與進氣道的流量匹配，減少溢流阻力，從而改善發動機的安裝性能并降低油耗；

（2）FLADE風扇與常規風扇同軸，外涵道流量的增加導致低壓轉子轉速下降，能進一步增大涵道比，提高燃油經濟性和效率；

（3）FLADE涵道內的空氣溫度較低，能為發動機提供冷卻氣流，可降低發動機的熱負荷；

（4）帶來全新的四種工作模式，增大發動機流量調節范圍與靈活性，實現更大幅度的變循環。

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XA100自適應循環發動機

GE首臺全尺寸自適應循環發動機XA100于2021年5月完成初步測試，全部測試工作于2022年9月在美國空軍阿諾德工程發展中心（AEDC）結束，達成了AETP研究計劃的最后一個主要合同里程碑，為后續的工程開發階段奠定基礎。

圖8 測試中的XA100自適應循環發動機。

目前的測試結果與預期相符，表明該型發動機可作為美國第六代戰斗機提供變循環推進系統，并有可能在2030年之前為F-35戰斗機換發。從當前公開的信息了解到，這臺被稱為“三股流”（Three－Stream）的自適應循環發動機簡化了部件與結構，變得更加簡潔。

圖9 XA100自適應循環發動機結構示意圖。

總結與建議

變循環發動機的發展歷程和技術進展可見表1。

表1 變循環發動機技術發展分析與總結表

基于對變循環的發展歷程，筆者提出如下幾點建議：

第一，自適應循環發動機是變循環發動機家族中的最新一代，是未來的發展重點，被稱為航空動力系統的第三次變革，已被美國空軍和海軍選定為下一代戰斗機的動力系統。與此同時，歐洲、日本等國家和地區也協同啟動了下一代動力系統的研制計劃，并確定采用自適應變循環的總體技術方案。種種跡象表明，自適應循環發動機將在軍用動力領域掀起新一輪的競爭，并對未來戰斗機的空中作戰效能產生深遠的影響。為此，自適應循環發動機技術值得更加持續且重點關注。

第二，需求與型號牽引是新型航空發動機順利研制的前提。國家層面應有所重視，加緊開展變循環發動機關鍵技術攻關，同時加大研發投入力度，促進相關技術基礎科學和工程化應用研究，推動工業制造技術發展，使發動機行業具有穩定且長期的方向指引、資金支持和項目立項。

第三，可以直接從第二階段甚至是第三階段開始變循環發動機的研制計劃與預研。另外，航空發動機的研制需要豐厚的技術積累，型號牽引是最重要的發展方式，但更要重視基礎技術積累與技術集成驗證。變循環發動機的可調部件、結構和模式的變換將比常規循環的航空發動機具有更多的變數，因此技術集成驗證將顯得更加重要。

第四，先進的組織管理與科學的研發模式是新型航空發動機研制成功的關鍵。所以應充分借鑒、學習與吸收國外自適應循環發動機研制計劃的經驗與教訓，縮短研制周期，取其精華，規避風險，少走彎路。

結束語

從早期生硬地疊加渦噴與渦扇發動機，到發展出以可調部件為特征的變循環發動機，再到發展出更為先進的自適應循環發動機，GE對變循環發動機的探索與技術發展已為未來航空動力系統的發展指明了方向。

未來，航空發動機將不再具有單一、固定的工作模式，涵道數量將由兩條變至三條，將實現自適應化，變得一專多能，而不再是僅僅提供動力的系統裝置，在為飛行器提供更加強勁動力的同時，還將支持熱電管理等功能，確保長續航及為定向能武器系統供能等多任務角色。

審核編輯 ：李倩