自适应循环技术与下一代战斗机发动机
原作者：晨枫现代战斗机通常采用涡扇发动机作为动力。涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，形成高温高压燃气，向后喷射而形成推力；另一部分绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。旁通空气的流道称为外涵道，通过核心发动机的流道就称为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比称为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。
典型的涡扇结构
发动机大战
与涡喷相比，涡扇的推力大，省油，但迎风阻力大，喷气速度低，不利于高速飞行。所以战斗机涡扇发动机通常都采用低涵道比，在省油、大推力和迎风阻力、喷气速度之间折中。1968年开始研制的普拉特·惠特尼F100是第一代成功的低涵道比涡扇发动机，采用了单元体、单晶叶片等先进技术，1969年7月验证机首次运转，1970年4月获得美国空军的选用，1972年7月24日，装用F100发动机的F-15首飞，1976年1月开始作战使用。由于冷战军备竞赛的压力，F-15战斗机需要抢先投入使用，扭转苏联米格-23等新一代战斗机投入使用后对中欧美国空军造成的压力，F100没有经过适当的成熟化就投入使用，早期F100的可靠性十分糟糕，为此导致F-15大面积停飞，严重影响了战斗力。与此同时，单发的F-16也选用F100发动机，使美国空军对发动机可靠性问题更加忧心，而普拉特·惠特尼处于事实垄断的地位，成为美国空军高低两端第三代战斗机发动机的唯一供应来源。美国空军要求改善F100的可靠性和增加推力，但在军方拨款不到位的情况下，普拉特·惠特尼百般推托。1979年，美国国会在密集听证之后，决定拨款启动第二发动机供应来源，指令通用电气研制同一等级的发动机，这就是在B-1轰炸机的F101涡扇的核心发动机基础上研制的F110涡扇发动机。
通用电气在和普拉特·惠特尼竞争F-15的发动机时落选，但研制的F101涡扇发动机成为一代经典，其核心发动机不仅成为F110的基础，也成为民航世界中高度成功的CFM56的基础。在美国的两大发动机公司之间，普拉特·惠特尼比较善于短平快，用较低风险抢先推出适用的高性能发动机；而通用电气走豪华路线，追求技术完美和超前，技术风险较大，也经常后发一步，但这后发的一步引发了所谓“发动机大战”。
在1985到1990财年之间，美国空军在通用电气F110和普拉特·惠特尼F100之间竞争招标。F-15从F-15E开始，可以和F100或者F110相容，但美国空军所有的F-15统统使用F100，只有韩国和新加坡的F-15E改型使用F110。F-16从Block30开始，可以和F100或者F110相容，发动机大战主要围绕F-16的发动机进行。1985财年，美国空军订购了160台发动机，其中F110为120台，F100为40台，通用电气占75%；1986财年，F110为184台，F100为159台，通用电气占54%；1987财年，F110为205台，F100为160台，通用电气占56%。普拉特·惠特尼从事实垄断一变为屡居下风，直到1988财年之后才扭转，F110为147台，F100为181台，普拉特·惠特尼占55%；1989财年，F110为100台，F100为159台，普拉特·惠特尼占61%；1990财年是发动机大战的最后一年，F110为39台，F100为70台，普拉特·惠特尼再占上风，为64%。6年中，通用电气夺取51%的订单，普拉特·惠特尼49%。美国总审计署估计，竞争节约了30%的累计采购费用，并节约了16%的累计运行和支援费用。全寿命成本则降低21%。
GE F110发动机剖视图
变循环先驱YF120
在ATF时代，洛克希德YF-22和诺斯罗普YF-23竞争，普拉特·惠特尼YF119也和通用电气YF120竞争，竞争结果是洛克希德YF-22和普拉特·惠特尼YF119获胜，成为F-22战斗机和F119发动机。说起来，一贯追求技术先进的美国空军在ATF竞标中选择了技术风险较低的YF-22和YF119，而不是技术上更加超前的YF-23和YF120，这反映了美国空军对冷战后期军备竞赛的急切感和过去技术冒进的心有余悸。
普拉特·惠特尼F119尽管采用了大量最先进技术，但还是常规的低涵道比涡扇发动机，以降低迎风阻力和提高高速推力，实际上使得高亚音速巡航不具有多少油耗上的优越性。F-22的加莱特进气口也是为超音速巡航而优化的。通用电气YF120是更加先进的变循环发动机，可以在涡喷状态和涡扇状态之间平滑过渡，兼顾亚音速时涡扇的省油特性和超音速时涡喷的高速特性，这就是所谓变循环，YF120正是第一台实现了这样理想的战斗机发动机。
YF120采用活门控制，可以打开外涵道，实现涡扇功能；或者关闭外涵道，实现涡喷功能。有意思的是，YF120有两组活门，一组把风扇的排气分流一部分到外涵道，另一组把高压压气机的排气分流一部分到外涵道。这是一个很巧妙的设计。涵道比等于外涵道与内涵道的推力之比，常规涡扇要增大外涵道出力的话，只有采用尽可能大的外涵道。这不光使得迎风面积增大，还使得驱动风扇的低压涡轮承受极大的载荷。如果像民用高涵道比涡扇那样对低压涡轮妥善设计，这本没有问题，问题出在变循环发动机的低压涡轮需要在涡扇状态把喷流的动能大量转换成驱动风扇的机械能，而在涡喷状态尽量少吃掉喷流动能，只转换足够驱动风扇和低压压气机的机械能。这样截然不同的工作状态使得低压涡轮的设计十分纠结，需要采用复杂的变距低压涡轮叶片来适应高度变化的负荷情况。但高压涡轮分担一部分转化为机械能的任务的话，可以为低压涡轮卸载，有利于简化设计。另外，高压压气机引出气流增加外涵道压力，可以等效为增加外涵道面积，提高涵道比。当然，代价不仅是结构复杂，而且高压压气机的效率受到损失。好在YF120即使在涡扇状态也依然只是低涵道比涡扇，综合权衡下来，得大于失。
不过YF120在涡喷状态时，高压压气机后的引气活门关闭，但风扇后引出的可调外涵道并不完全关闭，而是维持一股很小的气流。这是十足通用电气特色的“漏气涡喷”。这时外涵道气流不产生实质性的推力，只是用于冷却核心发动机的机匣。通用电气YJ101就是这样一种“漏气涡喷”，由YJ101发展而来的F404也保持了这个特色。
通用电气YF120的具体技术指标一直没有公布过，但一般认为推力、油耗等关键性能优于普拉特·惠特尼YF119，但技术上过于超前，风险较大。据试飞员说，在空中加油试验中，YF120的最低推力还是偏大，只能关掉一台发动机，使用单台发动机维持飞行，这说明YF120的成熟性和好用性还有一定的距离。为了控制ATF的风险，美国空军没有选用YF120是正确的，但变循环对未来战斗机发动机的作用是显而易见的。新一代发动机研究已经超过了变循环，而是进入自适应的层次。也就是说，除了涡喷、涡扇工作循环可变外，还能进一步自动对工作环境进行适应。美国空军研究实验室（简称AFRL）与工业界合作，通过自适应循环发动机（简称ACE）、自适应灵活发动机技术（简称ADVENT）、自适应发动机技术研发（AETD）等研究计划逐步推动自适应发动机的研发，使之成熟化。现在正在进入自适应发动机技术转移计划（简称AETP），将累积成果固化成F135一级的发动机。
F119发动机的剖视图
F119在结构上要简单很多
YF120设计先进但结构复杂，图中可看到发动机在亚音速模式和超音速模式中的不同工作状态
YF120是第一台变循环的战斗机发动机
YF120有两组旁路活门
第三涵道的意义
YF120采用变循环，ACE、ADVENT、AETD以来的自适应发动机也采用了类似的变循环结构，但这只是下一代战斗机发动机核心技术的一部分，另外两部分是三涵道结构和先进的陶瓷基复合材料。
三涵道是自适应的关键。在三涵道结构中，内涵道和外涵道对应于传统的涡扇发动机或者YF120那样的变循环涡扇-涡喷发动机。对于常规涡扇的情况，内外涵道的涵道比是固定的，对于变循环情况，外涵道的旁通流量由活门控制，涵道比可变。但外涵道之外的第三涵道则是独特的，常规涡扇发动机没有相应的结构。
与涡扇或者变循环的外涵道不同，第三涵道并不直接提供推力，但整个推进系统的推力不光来自发动机，还来自进气道。在低速飞行时，发动机进气加压基本上完全由风扇和压气机提供；但在高速飞行时，空气动压本身就提供了相当大的压缩，风扇与压气机所需出力大大减小。在超音速飞行时，进气道还要提供足够的减速，使得超音速气流减速到亚音速（典型为M0.5-0.6）气流，因为风扇和压气机只能在亚音速条件下工作，燃烧室也只能在亚音速条件下工作，高温高压燃气是靠收敛-扩散喷管加速到超音速的。另外，进气道喉道处如果气流速度正好在音速的话，形成的激波像石墙一样，要造成进气梗塞，必须通过背压控制进气道内的激波位置，避免出现这个问题。由于这些高度不同的工作条件，进气道设计成为超音速飞行的一个难题，通常使用可调进气道来解决超音速进气时激波波系控制问题，还要有辅助进气、放气活门来解决低速时的额外进气和高速时泄放过度进气的问题。
辅助进气、放气活门的设计不是太大的难点，除了本身的阻力、重量外，还在结构上要留出辅助流道的空间，这是额外的重量和无效空间。更大的问题在于可调进气道。可调进气道有很多种类，常见的采用矩形或者带圆锥的环形（两侧进气时则为带半锥的半环形）进气口，前者的典型代表有F-15和苏-27，后者的典型代表有米格-21和F-104。但可调进气道重量大，结构复杂，而且不利于隐身。F-22采用斜切菱形但是固定的加莱特进气口，F-35采用复杂曲面但同样固定的蚌壳形进气口，两者都只能针对设计巡航速度优化，在其他速度下进气损失难以避免。固定式皮托管进气口更是把F-16的最大速度限制在M2.0。米格-21和F-104用低得多的推重比实现了和F-15、F-22相当的最大速度，而高于F-16，部分原因就在于为最大速度而优化的进气道。换句话说，进气道减阻可以等效为推进系统增推。
可大幅度调节流量的第三涵道可以用固定进气口实现可调进气道的功能，同时解决了辅助进气、放气活门的问题，避免了结构重量和隐身方面的问题。第三涵道的气流不进入核心发动机，不影响发动机的正常工作。但通过增加和降低背压，可以控制进气道内激波位置，实现可调进气道的功能。增加和减少第三涵道的旁通流量更是直接取代了辅助进气、放气活门的作用。第三涵道还可以解决进气口边界层分离的问题。边界层是空气粘性吸附在进气口前方机体壁面造成的进气速度分布不均匀的现象，传统上用分离板将进气迎面“剖开”，呆滞的边界层从特定的泄流道流散回到环境大气，“干净”的进气进入进气道。这不仅造成额外阻力，也对前向隐身不利。F-35进气口的蚌壳状鼓包把边界层劈开，利用空气动压将其顶到进气口唇口之外，取消了传统的分离板，不仅改善了隐身，减轻了重量，降低了阻力，还与进气道设计有机整合，在给定工况下提高了总压恢复。但第三涵道通过抽吸拉动边界层，或者说向呆滞的边界层注入能量，在相当程度上可以解决边界层分离问题，与蚌壳装鼓包一体化设计的话，可以大大拓展总压恢复的高效范围，提高等效增推效果。
第三涵道还有热量管理上的作用。第三涵道气流加压较小，温度较低（在通用电气ADVENT的试验中，第三涵道气温比外涵道下降65摄氏度），而流量充足。第三涵道气流可以直接用于冷却，或者通过换热器使压气机气流降温后用于冷却。较低温度的冷却气流对发动机热端部件气冷降温有利，可以容许热端部件工作温度提高，提高热工效率，或者用较小的冷却气流流量达到同样的降温效果，减轻热端部件。另外，隐身飞机不容许机体上任意开口，造成系统散热的极大困扰，现有的用燃油作为冷源的做法限制了最低燃油容量（对于F-35来说这是20%的机内燃油容量），否则可能造成系统过热当机。第三涵道气流是理想的冷源，而且不干扰核心发动机的工作，适合于提供充足的冷却容量。
ACE 方案。图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-bladefan in outer bypass duct（外涵道叶片上风扇）；上方中间方块中的文字是：Variable stators modulare outerbypass flow（外涵道可变距叶片模块）；上方右侧方块中的文字是：Outer bypass flow passes through struts tocentral nozzle（外涵道气流通过支撑柱进入中心喷口）；下方左侧文字：Bypass duct with shut-offvalve（中涵道活门处于关闭状态）；下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypassduct（处于内涵道的高压转子风扇）；下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)（可变截面旁路引射器 VABI）
AFRL展出的ADVENT模型，可以看到三涵道设计以及值得回味的尾喷管
自适应发动机核心技术
作为自适应发动机核心技术之一的第三涵道当然不是在常规涡扇外面再包络一层涵道那么简单。第三涵道的第一个关键技术在于可调流量，而可调流量的工程实现又有两个次级问题：1、流量调节，2、空气压缩。第三涵道是在常规涡扇外涵道之外的又一层环形截面的流道，通过可调导流片，流量调节不是太难做到，但空气压缩就不那么简单了。在环道里单独设置环形叶轮的话，动力传输是一个很大的难题，毕竟涡轮发动机的主要动力来自于中央的转轴。电力驱动只是理论上的可能性，实际上由于重量、效率等问题都不现实。在不根本改变涡轮发动机基本结构的情况下，只有用所谓FLADE的结构实现，这是fan-on-blade或者fan-blade-on-fan-blade的缩写，意为叶尖风扇叶片。实际上，这是在常规风扇叶片尖端再增加一截风扇叶片。
涡扇发动机的风扇叶片实际上很复杂。对应于内涵道的部分，叶片形状（弦长、弯度、截面形状等）的设计考虑主要是为压气机提供预压缩；对应于外涵道的部分，主要设计考虑则为最有效地提供外涵道流量。因此，风扇叶片的内段和外段的形状可以不同，这就是所谓的扇叶（fanblade）。有了第三涵道，已经复杂的扇叶需要有对应于第三涵道的第三段，三段的设计考虑各不相同，但在同一根叶片结构上，这就是FLADE。
有意思的是，自适应发动机采用两级风扇，FLADE在第二级。这是有道理的。从正面看，第一级风扇盘面是一个完整的圆盘，覆盖外涵道和内涵道；FLADE级盘面则被第三涵道的内壁分割成与第一级风扇相同的圆盘和在第三涵道里的外圈环面。从侧面看，第一级风扇在发动机最前端入口处，FLADE级（第二级）在后，但“刺穿”第三涵道的内壁，探入第三涵道，好像在阁楼上探出来的梯子一样。在第三涵道内FLADE叶片的前后，各有一圈可调导流片，这当然是用于调节第三涵道旁通空气流量的。从道理上说，只要有一圈可调导流片就可以调节流量，问题出在FLADE叶片转速不是独立可调的，叶片弦长和弯度也是固定的。在可调导流片偏转节流时，要么过高背压造成FLADE叶片应力过大，要么过低进气压力造成喘振。只有在前后协调调节，才能保证FLADE叶片正常加载和卸载。
第三涵道的第二个关键技术在于空气泄放。第三涵道的主要作用不是直接产生推力，所以压力较低，排气不宜直接与内外涵道的高压喷气混合排出。另外，传统收敛-扩散喷管采用可以收缩或张开的外壁，形成尾喷管喉道。这依然是空心的管子，从后方可以看到涡轮结构，不利于雷达隐身。自适应发动机的尾喷口内有一个桃核形状的中心锥，锥体的前后移动与固定的圆锥管壁配合，可以改变尾喷管喉道的截面积，达到收敛-扩散喷口的作用。另一方面，中心锥遮挡了涡轮结构，改善隐身。中心锥也是第三涵道空气的出口。第三涵道的空气通过发动机后端空心片状支撑结构流入中心锥，在喷流引射的作用下从中心锥体表面众多细小喷口排出。中心锥使得发动机的主喷气流呈环状，强化与环境冷空气的混合，较冷的第三涵道空气从环形喷气束的内部也参与混合，进一步迅速降低喷气温度，改善红外隐身。
除了第三涵道，先进的陶瓷基复合材料也是自适应发动机的亮点。发动机热端部件的工作条件极其严苛，传统上使用高温合金。但现代发动机的工作温度越来越高，早已超过现有高温合金的熔点，靠冷却技术也难以进一步提高发动机的工作温度。陶瓷的耐高温能力超过高温合金，但陶瓷的脆性和容易在剧烈温度变化条件下碎裂的问题长期成为陶瓷的工程应用的拦路虎。陶瓷基复合材料把陶瓷纤维（也可以用碳纤维）和陶瓷基体整合成一体，保留了陶瓷耐高温的特性，同时具有很高的机械强度和抗热裂性，在尖端应用中逐渐崭露头角。ADVENT采用陶瓷基复合材料低压涡轮和高压涡轮前缘，AETD上陶瓷基复合材料的应用进一步扩大。据通用电气声称，陶瓷基复合材料涡轮叶片甚至可以不需要冷却，为大幅度提高发动机热工性能提供了空间。陶瓷基复合材料叶片也比镍基合金轻2/3。在ADVENT上，陶瓷基复合材料的高压涡轮前缘达到1648摄氏度。
这张图清楚显示了自适应循环发动机的技术特点
GE专利中描述的第三外涵道与FLADE风扇
在整体叶盘外圈增加的FLADE风扇
GE制造的陶瓷基复合材料叶片
项目进展
2014年7月，通用电气成功地进行了ADVENT发动机的台架试验，在以后的试验中达到AFRL的所有设计要求。ADVENT的核心机在2013年就投运了，在试样中达到压缩机和涡轮温度之和的历史最高记录。普拉特·惠特尼对三涵道不大起劲，认为在M2.6以下三涵道的意义不大，但在AFRL的坚持下，也开始三涵道设计，并用F135的核心机驱动全尺寸FLADE风扇进行试验，但尚未完成ADVENT试验。接下来的AETD是纸面设计，只要求入选方提供F135一级推力的自适应发动机的设计，但并不要求制造物理样机。AETD的目标是节油25%，增加航程30%。还在负责国防研发和采购的国防部副部长期间，埃希顿?卡特就要求自适应发动机在2020年完成技术准备，成为达到生产标准的F-35备选发动机。F-35的生产计划要持续到2035年，即使自适应发动机推迟几年，还是有足够的时间对现有的F135形成压力。美国空军每年使用超过24亿加仑燃油，折合为740万吨JP5燃油。JP5的典型价格比汽车汽油高2-3倍，即使算入规模采购的折扣，这也是每年近200亿美元的巨额开支，节油25%是很有吸引力的目标。
但自适应发动机的未来在于第五代战斗机（在美国称为第六代）。美国已经展开第五代战斗机的预研，目前美国空军的F-X和美国海军的FA-XX分头进行，以后有可能会在美国国会压力下合并。第五代战斗机的战术理念、性能指标、技术要求都没有确定，但发动机研制必须先行。不管下一代战斗机是什么样的，发动机必须重量轻、推力大、工作范围宽广、进气道适配性好、耗油低、可靠性高。在没有更具体的技术要求的情况下，AETD和AETP以F135的尺寸和推力级为基准，但自适应发动机技术具有足够的设计弹性，可以按需要缩小放大。
自适应发动机技术也可以使现有战斗机受益。变循环能力有利于弥补F-22的航程不足的短板，第三涵道也可以改善固定的加莱特进气口的工作条件，但F-22的批量太小，大动干戈的发动机升级也可能与第五代战斗机的研发冲突。自适应发动机天生适合超巡，但超巡不是不开加力就能以略微超过音速的速度巡航，那与高亚音速巡航相比没有实质性优势，要能以军推实现M1.5以上的超巡才有意义。F-35的最大速度才M1.6，气动外形决定了超巡潜力有限，所以自适应发动机的超巡能力对F-35意义不大。但F-35的系统散热是一个大问题，自适应发动机的第三涵道是至关重要的。更高的热工参数也有利于省油，进一步增加F-35的航程。
自适应发动机对超音速民航的东山再起也有关键作用。“协和”式退役之后，超音速民航淡出了。除了油耗问题，音爆是阻碍超音速民航的最大障碍，“协和”式在使用期间，被禁止在陆地上空超音速飞行。NASA的研究发现，200座以下、M1.4-1.8、采用一定的延迟和削弱音爆产生的技术，可以使音爆弱化到可以接受的程度，使得大陆上空的超音速民航飞行成为可能。加上自适应发动机的油耗优势，超音速民航是可以东山再起的。
GE的ADVENT发动机试车台
NASA一直在进行低音爆超音速客机的研究
越来越复杂，理解起来全凭想象
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