解读自适应循环发动机

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作者：晨枫

　　ACE 意为王牌，但 ACE 也是 Adaptive Cycle Engine 的缩写，意为自适应循环发动机。这是美国空军研究实验室（Air Force Research Lab，简称 AFRL）的一个研究项目，用于推动变循环发动机。在原理性的 ACE 计划之后，AFRL 进一步推动 ADVENT（Adaptive Versatile Engine Technology，意为自适应灵活发动机技术）计划，研究变循环发动机的实用化问题。现在 AFRL 更进一步，启动 AETD（Adaptive Engine Technology Development，意为自适应发动机技术研发）计划，要求通用电气、罗尔斯·罗伊斯和普拉特·惠特尼提交实用级变循环发动机，基准推力和几何尺寸以 F-35 发动机为参考。
　　现代战斗机通常采用涡扇发动机。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，膨胀产生压力，形成高温高压燃气，向后喷射而出，形成推力；另一部分从与核心发动机同心的环道绕过核心发动机，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。同心环道成为外涵道，核心发动机就成为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比成为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。外涵道的旁通空气流量是涡扇的全部奥秘所在。

涡扇发动机的典型结构图

　　涡扇发动机的推力可以表示为：
　　F=（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+m _风扇 V_风扇-m _进气 V_进气
　　其中 F 为推力，m _核心发动机为核心发动机的空气流量，m _风扇为风扇排气流量，m _进气为进气空气流量，m _燃油为燃油流量，V_核心发动机为核心发动机喷气速度，V_风扇为风扇排气速度，V_进气为进气速度。如果不考虑进气的动能，则有：
　　F=（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+涵道比×m _核心发动机 V_风扇
　　其中涵道比为 m _外涵道/m _核心发动机。涵道比为零的话，涡扇就退化为涡喷。在一定的燃烧条件下，完全燃烧时空气和燃油是有固定比例的，可以看作常数，如果油气比为 m _燃油/m _核心发动机，那样就有：
　　F=((1+油气比) V_核心发动机+涵道比×V_风扇 ) m _核心发动机
　　换句话说，推力和涵道比成正比，增加涵道比可以大幅度提高推力，民航涡扇发动机的涵道比动辄达到8以上。另一方面，油耗为：
　　油耗=m _燃油/F=油气比/((1+油气比) V_核心发动机+涵道比×V_风扇 )
　　也就是说，油耗和涵道比成反比。油耗或者推力与喷气温度和速度的关系就不那么直观。但是间接地看，涡扇使得喷气温度降低是增加涵道比的结果，喷气温度也是一样，而涵道比增加使得推力增加、油耗降低。
　　实 际情况要更复杂，还有进气动能的问题。随着速度的提高，进气本身的 m _进气 V_进气提高，导致发动机实际推力下降。最终的喷气速度为：
　　V_喷气=(（m _核心发动机+m _燃油 ）×V_核心发动机+m _风扇 V_风扇)/m _喷气
　　由于 m _风扇+m _核心发动机=m _进气， V_喷气=V_进气的时候，除了抛射相当于燃油质量产生的反作用力外，发动机不再产生推力。也就是说，此时涡扇发动机相当于火箭发动机。不幸的是，增加涵道比将降低喷气速度，限制了涡扇对高速飞机的使用。另外，增加涵道比需要增大风扇，这增加了发动机的迎风阻力，也有害于高速飞行。所以战斗机涡扇发动机通常都采用低涵道比。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。F-15 曾经大面积停飞，严重影响了战斗力。与此同时，单发的 F-16 也选用 F100 发动机，是美国空军对发动机可靠性问题更加忧心。但普拉特·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。在军方拨款不到位的情况下，普拉特·惠特尼对美国空军关于改善可靠性和增加推力的要求百般推托。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，指令通用电气在 B-1 轰炸机的 F101 涡扇的核心发动机基础上，研制 F101 涡扇发动机。

F100-PW-100 发动机在 F-15 服役后，尾喷管整流片被全数拆除以简化维护

B-1B 使用的 F101-GE-102 涡扇发动机结构图

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　　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。从 80 年代初开始，通用电气开始在 F-16 上进行装用 F101 的试验，试验数据大量用于改进设计，这就是后来高度成功的 F110。

CFM56 系列民用发动机是当今世界销量最好的发动机

通用电气的 F110 发动机

　　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 上统统使用 F100，只有韩国和新加坡的 F-15E 使用 F110。F-16 从 Block 30 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。全寿命成本降低则为 21%。
　　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选手，而不是技术上更加超前的 YF-23 和 YF120。

普拉特·惠特尼 YF119

YF120

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　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。为了降低迎风阻力和提高高速推力，F119 采用了很低的涵道比，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。如前所述，涡扇由于外涵道的气流降低了喷气的温度和速度，提高了热效率，能产生更大的推力和获得更低的油耗，对于起飞、巡航、待机和亚音速加速尤其有利。但在超音速飞行时，即使不考虑涡扇迎风阻力较大的问题，降低的喷气速度也使得有效推力降低，涡喷对超音速飞行就比较有利。理想的战斗机发动机应该在低速时体现涡扇的特性，在超音速时体现涡喷的特性，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 是第一台变循环的战斗机发动机

　　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，一组把低风扇的排气分流一部分到外涵道，另一组把高压风扇的排气分流一部分到外涵道。这是一个很巧妙的设计。常规涡扇只有低压风扇，采用尽可能大的外涵道。这不光使得迎风面积增大，还使得驱动低压风扇的低压涡轮承受极大的载荷。如果低压涡轮妥善设计，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，高压风扇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。

YF120 有两组旁路活门

　　不过 YF120 在涡喷状态时，高压风扇后引出的主外涵道关闭，但低压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”，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。

F404 是 GE 的经典之作

　　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。为了控制 ATF 的风险没有选用是正确的，继续研发作为 F-35 的第二发动机来源也是正确的，不仅有利于充分利用已经研发的先进技术，促进竞争，也有利于保持航空工业基础。1996 年，美国以 YF120 为基础，开始研发 F136，通用电气和英国罗尔斯·罗伊斯负责研发。通用电气的 F136 在 1995 年到 2009 年之间共得到 24 亿美元拨款，其中 17 亿用于 2005-2009 年的 SDD 阶段。从 1997 年开始，F136 得到全额拨款，进入全速研发。F136 预计从 2011 年开始，装上 F-35 试飞。研发预计在 2013 年完成，计划在普拉特·惠特尼 F135 投产的 4 年后投产，形成择优采购的格局。1999 年，美国国防部明确了“直接换装”的要求，要求 F135 和 F136 在外形尺寸和安装要求上完全统一，可以不需更改直接换装 F135 或者 F136。由于和 STOVL 相关的部分（升力风扇、滚转臂喷口、三段式转向喷管、传动轴和离合器等）在 F135 和 F136 之间共用，这部分投资都算入 F135 计划，F136 因此投资相应减少，发动机样机制造数量和测试量也相应减少。

F136 结构图

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　在 2006 年，布什政府提议中止 F136 的研发，被美国国会驳回。此后连续 5 年，美国国防部每年都要求终止研发 F136，都被美国国会驳回，强令继续研发。在 2008 年金融危机后，财政拮据对国防预算造成空前压力，奥巴马和盖茨都强烈反对继续研制 F136 的计划，奥巴马甚至威胁，要是国会强加 F136 拨款，将否决整个国会拨款案。在 2010 年和 2011 年的预算案中，美国国会终于同意在预算中取消 F136 的研发拨款。美国国防部在 2011 年 4 月 25 日正式中止了 F136 的研发。通用电气和罗尔斯·罗伊斯提出用公司资金继续研发，但 2011 年 12 月 1日，通用电气和罗尔斯·罗伊斯联合决定停止公司自费研发。至此，F136 已经制造了 6 台样机，累计运行了 1,200 小时。

F135 发动机

F136 原型机，在尺寸与接口上与 F135 一致

　　美国国防部不是从一开始就反对 F136 的研制的，改变主意是和 F-35 计划在总体上遍体鳞伤相连，实在是不需要增加一个伤口了。更多伤口不是 F136 本身的过错。尽管 F136 是和 F135 可以直接换装的，F136还是需要通过所有主要的试飞项目，以验证性能和可靠性、可维修性等要求。即使 STOVL 部分和 F135 共用，可以减少测试项目，也还是需要选择几个关键项目测试验证。这使得 F-35 本来已经大大拖延的测试进度进一步拖延，研发成本相应增加。另一方面，F136 的好处并没有那么显著。要完成研发和建立第二条生产线，需要继续投资，这对已经大大超支的 F-35 计划是不可承受之重。但竞争带来的采购成本下降要到很多年后才能体现出来。美国总审计署估计，要是完成平行研制 F136，将需要另外追加 45-57 亿美元（通用电气和罗尔斯·罗伊斯认为只要追加 18 亿美元），只有竞争使发动机单价下降至少 10.1-12.6%，才有可能在整个项目的全寿命里回收平行研制的成本。
　　从用户的角度来说，采用两种不同的发动机也有后勤支援上的问题，需要两套平行的采购、备件、维修和训练体系。这个问题对于美国海军和海军陆战队来说尤为重要，航母和两栖攻击舰上空间有限，同时支持两套不同的发动机保障体系几乎是不可能的。F136 的优点在于可以同时在涡喷和涡扇之间灵活转换，但侧重点在超音速性能，而超音速性能对 F-35 并不重要，F136 性能再好，F-35 粗短的气动外形造成的超音速阻力也将扼杀超音速飞行性能，F136 增加的机械复杂性并不一定能带来可以实现的性能改善。正是用户的冷漠，最终使得通用电气和罗尔斯·罗伊斯决定中止自费研发，尽管通用电气对 F136 的技术风险控制、进度控制和预算控制有十足的信心。（也有资料说 F136 并不是变循环发动机，核心机来自 YF120）
　　但变循环发动机的故事并没有完。AFRL 正在推动 AETD 计划。AETD 采用很特别的三涵道结构。AETD 和 ADVENT 的技术细节还在保密之中，从有限的 ACE 资料来看，内涵道相当于传统的核心发动机，在涡喷状态下，所有推力来自内涵道；中涵道相当于传统的涡扇外涵道，由低压风扇和高压风扇供气，具有活门控制；外涵道则是独特的，常规涡扇发动机没有相应的结构。另外，ACE 的尾喷管也采用了喷气发动机上很少见的两层环道加中心锥的结构。

GE 的早期变循环方案

ACE 方案。图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-blade fan 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 outer bypass 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 to central 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-off valve（中涵道活门处于关闭状态）；下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct（处于内涵道的高压转子风扇）；下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)（可变截面旁路隐射器 VABI）

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　如果不考虑外涵道，只考虑中涵道和内涵道的话，在前旁通活门打开时，ACE 的前一半和典型的低涵道比涡扇没有太大的不同。后旁通活门打开使得中涵道气流和核心发动机的喷气混合后喷出，不过是从尾喷管的外环道喷出。外层喷管的外壁像传统可调喷口一样，可以收缩、扩张以控制流道面积，实现收敛-扩张控制。内层喷管的外壁也是外层喷管的内壁，同样是可以收缩、扩张的，所以外喷管的收敛-扩张控制要和内喷管协调进行。
　　ACE 最独特的地方在于外涵道和内层喷管。外涵道包络在中涵道之外，但和传统涡扇发动机外涵道后端开放、直接和核心发动机喷流混合的做法不同，ACE 的外涵道后端封闭，但支撑发动机外壁的厚叶片形支柱径向是空心的，外涵道气流通过支柱内部的通道，穿过核心发动机和中涵道的喷流，汇入内层喷管，从内侧向外和核心发动机的喷流混合。如前所述，内层喷管的外壁是可调的，用于内层喷管的收敛-扩张控制。温度较低的外涵道排气反而从内层喷管排出，这似乎舍近求远，但这使得温度较高的核心发动机排气呈环形，不仅和较冷的环境空气混合，还和内层喷管的较冷空气混合，有助于迅速降低喷气温度，改善红外隐身。如果深究的话，叶片形支柱实际上相当于热交换器，外涵道冷空气穿越核心发动机喷流时，已经带走一部分热量，降低排气温度，而外涵道气流升温后在内层喷管中形成更高压力，起到增推作用。另外，中心尾锥和内层喷管有效地遮挡了涡轮，使得发动机的后向雷达隐身大有改善。

ACE 的两级低压转子风扇——单级高压转子风扇——五级高压压气机——单级高压涡轮——两级低压涡轮。其中两级低压转子风扇的第二级风扇伸出了中涵道和内涵道而进入外涵道。

　　这只是外涵道奥秘的一半。ACE 不仅有常规的低压风扇，还有高压风扇，中涵道和内涵道在高压风扇后分家，在这之前是共享的。但两级的低压风扇中，第一级在内涵道/中涵道工作，第二级风扇不仅在内涵道/中涵道工作，还通过环形密封圈的连接，延伸到外涵道工作。这一圈低压风扇叶片的功用和暴露的叶片长度不成比例，对于旋转的叶轮，叶尖附近的叶片段的线速度最高，推进效率也最高。相反，圆心处的线速度为零，实际上没有推进作用，如果没有转轴的存在，甚至会造成气流倒流。和 YF120 不同的是，外涵道和内涵道/中涵道是不相通的。外涵道内低压风扇的“叶片环”之前有一圈可调的导流片，用于控制外涵道流量。增大开度可以增大外涵道流量，提高涵道比，改善中低速推力和油耗；降低开度则可以减小外涵道流量。这个能力使得 ACE 的外涵道的作用超过了发动机本身，甚至解决了进气道设计的两个传统难题。
　　进气道设计及与发动机的匹配是一个复杂的问题，F-15 曾有严重的进气道匹配问题，加上早期普拉特·惠特尼 F100 发动机的可靠性问题，曾是早期 F-15 大面积趴窝。超音速战斗机的进气道需要做三件事：1、把进气速度降低到 M0.5-0.6；2、分离边界层；3、控制进气流量。超音速飞机的发动机进气依然是亚音速的，这是因为进气速度超过音速的话，风扇、压气机的叶片也要受到音障的影响，阻力急剧增加。进气道把进气有效地减速增压，相当于预压缩，对发动机的有效工作十分关键。这对 ACE 也一样。边界层则是空气的粘度造成的。空气的粘度在高速飞行的时候变得显著，粘度造成的摩擦阻力使得贴近机体表面的气流速度较低，形成所谓的边界层。对于进气道来说，就是中间的进气速度高于贴近管壁的进气速度，不均匀的气流速度影响风扇的有效工作，需要在空气进入进气道之前，把边界层分离排泄掉。ACE 的外涵道在低压风扇低功率运转时，正好可以把边界层拉动起来，使的进气的速度分布平直化，改善总压恢复。另一方面，起飞和加速时，进气流量需要很大；巡航时，进气流量需求较低。常规进气道设计中，需要在进气口后开设放气门或者孔阵，使过剩空气流量有一个出路。对于 ACE 来说，合理匹配低压风扇的转速和可调导流片的话，有望通过外涵道的旁通流量来补偿进气流量要求的变化，降低泄放过剩空气造成的阻力和开口或者孔阵造成的隐身损失。ACE 的外涵道可以和进气道内壁边界层排放所需要的流量相匹配。这使得进气口设计可以专注于总压恢复，极大地简化了进气口设计，降低阻力，提高进气口-发动机的体系效率，也取消了排放过剩进气所需要的机体表面开口，改善隐身。
　　中涵道有两个“进气口”，一是第二级低压风扇之后，另一个在高压风扇之后。第二级低压风扇在内涵道/中涵道相当于传统的风扇，其后的旁通活门用于控制旁通气流的流量。内涵道在高压风扇前由前伸的唇口再次引出隔道，高压风扇像低压风扇一样，通过隔道壁上的环形密封圈的连接，延伸到隔道内。隔道内有可调导流片，在低速飞行可以增大开度，利用较大涵道比增加推力、降低油耗，但即使在高速飞行时，依然留出一个很小的开度，保持少量冷却气流的流动，起到“漏气涡喷”的作用。
　　这是一个高度复杂但也高度精巧的设计，不仅在发动机的热力学循环方面寻求最优，还借助发动机解决了进气道设计中的传统难题，甚至对后向的雷达和红外隐身也有周密考虑。不过发动机控制将高度复杂，还有机械复杂性和可靠性问题。此外，双层环形喷管结构使得推力转向的实现更富挑战。轴对称的三维推力转向几乎不可能实现，矩形的二维推力转向机构也将高度复杂，好象百叶窗一样一层又一层。
　　美国 2012 年 5 月《航空周刊》的简短消息里提到，AETD 的第三个涵道将用于更加有效的热能转换和更好的热力学负荷分配，将降低安装阻力和改善进气口恢复。三言两语中，包含了海量的玄机。ADVENT 和 AETD 将根据 ACE 的经验进一步优化设计，一旦研制成功，这将是战斗机动力的一个飞跃。AFRL 要求通用电气、罗尔斯·罗洛伊斯和普拉特·惠特尼在 2012 年 5 月 31 日前提交方案，方案评估在 2013 年 2 月完成，然后选取两家研制样机。压缩机台架试验预计在 2014 年进行，风扇和核心发动机试验预计在 2015 年进行，完整的发动机试验预计从2016年开始。通用电气在变循环方面领先，不仅有 YF120 的经验，而且从 2007 年就开始 ADVENT 方面的工作，第一台全尺寸 ADVENT 发动机将在 2013 年开始运转。普拉特惠特尼对三涵道结构不赞同，认为除非飞行速度高于 M2.6，否则这是不必要地复杂，但 AFRL 要求提交方案必须采用三涵道，普拉特惠特尼没有选择，只有照办。

GEADVENT 核心机

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

　　AETD 的目标是节油 25%，增加航程 30%。负责国防研发和采购的国防部副部长埃希顿卡特要求在 2020 年完成研发，成为达到生产标准的 F-35 备选发动机。即使实际上推迟几年，F-35 的生产计划持续到 2035 年，新发动机还是有足够的时间形成对 F135 的威胁。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。AETD 会成为 F136 转世吗？美国空军部负责采购的副部长办公室军事助理詹妮特沃芬巴格中将在美国参议院作证时，明确指出 AETD 的意图不是复苏 F-35 备选发动机，而是 ADVENT 计划的自然延伸，为未来战术飞机的发动机研制和升级做技术准备。F136 来自侧重超巡的 YF120，变循环可谓用错了地方。AETD 不仅可以省油 30%，还有通过较高涵道比大幅度提高起飞或者 STOVL 推力的潜力，对 F-35 的吸引力不是沃芬巴格中将一句话就可以否定的。第二次发动机大战或许不会在 F-35 的试飞和生产启动尘埃未定之前爆发，但不等于不会爆发。但最重要的是，AETD 一旦完成技术研发，进入生产准备，这将是战斗机发动机技术的又一个里程碑，不仅在涡喷状态下确保高速性能，还在涡扇状态下极大地降低油耗和增加推力，同时降低进气口设计的要求，使得超音速巡航和高亚音速巡航成为战术选择，而不是技术局限的不得已。