自适应变循环发动机研制动向 谈发动机必先于飞机发展

自适应变循环发动机研制动向谈发动机必先于飞机发展

关于自适应变循环，是当今航空发展的一个热点，有厚重的技术内涵。我把我的学习和认知写下来，并尽可能通俗易懂又不失准确地传递出去，于是有了这篇微文。如有不妥，敬请指正。

——自题

2016年我国航空发动机领域最重大的事件当属8月28日中国航空发动机公司正式成立，由此揭开中国航发事业的新篇章。而在国际上，最引人注目的事件就是自适应变循环发动机型号研制准备工作的正式部署。

2007年10月，美国空军率先开始研究六代机（指F-22和F-35的下一代战斗机）的具体需求；随后，海军也开始此项工作；并分别在2010年和2012年发布信息征询书。在获得工业部门的多个概念方案后，初步确定2015年立项，2020年研制，2025年首飞，2030年前后服役。但至今，六代机并未立项，甚至出现远离后继机概念、转而寻求多元化“武器家族”方案的不同意见。而在该动向中，已被明确为六代机动力的自适应变循环发动机（Adaptive Variable Cycle Engine）却照常推进。

早在2007年，与六代机启动概念研究大体同步，美国空军研究实验室就安排了“自适应多用途发动机技术”（ADVENT）

项目，项目为期5年，开展相关技术研究。作为项目的继续，2012年GE和普惠公司又分别获得价值6.8亿美元、持续到2016年的自适应变循环发动机关键部件和核心机技术成熟性验证的合同（称为AETD计划）。鉴于合同进展良好，有关技术得到验证，并首次在发动机热端部件整体使用了陶瓷基复合材料，为进一步推进工程实用化，2016年6月30日，美国空军寿命周期管理中心（AFLCMC）向两家公司同时授予“自适应发动机转化项目”（AETP）合同。其中，GE公司合同金额9.195亿美元，普惠公司合同金额8.732亿美元，均为成本加激励金类型合同，最高额度可达10.1亿美元，用于设计、研发和试验下一代自适应变循环发动机原型机（按美国国防部当前采办程序，是指技术成熟与风险降低阶段的样机）。项目期限仍为5年，要求到2021年完成整台发动机的试车，为此后开展工程研制做好准备。AETP项目的目标明确，将发展用于美国六代机的200千牛级自适应发动机，同时也可用作F-35战斗机的中期换发选项，这标志着自适应发动机从技术研究阶段正式转入使用发展阶段。

为什么自适应变循环如此重要？为什么六代机研发可以放缓、而自适应变循环发动机的研制必须如常进行？让我们从回顾航空动力发展历程中找到答案。

为航空器提供动力、推动航空器前进的装置称为航空动力装置，又称航空推进系统。它包括发动机以及为保证其正常工

作所需的系统和附件。作为系统核心的航空发动机是一种高度复杂和精密的、为航空器提供原动力的能量转换装置。绝大多数航空发动机属于热力机械，其技术核心是热力循环，而热力循环的含义是，通过热力系状态的连续变化和与外界的交互作用，实现预定的能量传递与转化的过程。航空发动机热力循环的主要参数有涵道比、流量、压比等，它们相互关联、相互影响。

发动机的性能对航空器飞行性能影响巨大。飞机能飞多快，主要取决于发动机的最大可用推力或可用功率。对吸气式发动机而言，其推力（或功率）随高度的升高而下降，飞机能飞多高取决于发动机的高空性能。飞机的续航性能由飞机载油量和发动机耗油率决定，提高发动机效率，降低耗油率，是改善续航性能的根本措施。飞机的机动飞行能力是由发动机剩余功率（推力）决定的，飞机机动性的好坏，同样取决于发动机水平的高低。

许多里程碑式的航空发展成就，都与发动机技术进步直接相关。在莱特兄弟发明飞机之前，尽管不断有飞机设计方案出现，但都无法实现，主要原因就是没有适合的发动机。之后，活塞式发动机的进步，让航空器飞上蓝天；喷气式发动机的出现，使航空活动扩展到平流层；加力燃烧室的采用，使飞机速度突破声障；大涵道比涡扇发动机的应用，使大型远程客机得以成功；新型战斗机技术特征，如超声速巡航、短距

起降、隐身、非常规机动、高生存力等，在相当程度上都取决于所用的发动机。

燃气涡轮发动机作为航空发动机主流样式，其主要类型有涡桨、涡喷和涡扇等，它们的技术性能各有长短。涡桨发动机依靠螺旋桨风扇的推力做功，飞行效率高，省油，但推力较小。涡喷发动机依靠向喷管外喷射气流做功，可以达到很大的推力，但耗油率高。涡扇发动机则将二者结合起来，设置内外两个涵道，将来自涡扇的推力和来自喷口的推力叠加，取得适中的性能。为了进一步满足空战需求，需要推力更大的发动机以实现高机动，而为了加大航程，又需要省油。自适应变循环发动机的概念就是这样应运而生的。

迄今，除部分型号的喷管可以调整方向和改变形状外，其余所有部分都是固定不变的，其热力循环的参数也是不可变的。如能找到一种技术路径，使发动机随着飞行模态的变化，自动地做出结构形式的调整，如改变发动机的一些部件的几何形状、尺寸或者位置，从而改变热力循环参数，就能达到上述不同的追求目标。这就是自适应变循环发动机。

以下两图来自网易。分别示出民用高涵道比发动机和第五代军用发动机基本结构。目前，变循环的主要技术途径是改变涵道比。涵道比是涡扇发动机外涵道与内涵道的空气流量之比，也称流量比。涡扇发动机的涵道比在0~25范围，民用

客机和运输类军机多用高涵道比（一般为4~10）发动机，

战斗机用发动机为低涵道比（小于1，甚至小到0.2~0.3）。涵道比为零（即无外涵道）时则成为涡喷。涵道比如能改变，就成为变循环发动机。如果把涵道比的概念扩展，视为推进器驱动的空气流量与热力循环的排气流量之比，则桨扇发动机的流量比为25~60，而空气螺旋桨所能扰动的实际流量与涡桨发动机流量之比为60~80。

如能通过改变发动机的涵道比来改变其流路结构和相应热

力循环参数（流量、压比等），可使发动机在不同飞行条件

和工作状态下都能提供良好的性能。如在爬升、加速和超声速飞行时减小涵道比，以增大推力；而在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以降低耗油率和噪声。

自适应变循环实际上是两个概念。变循环是指改变热力循环的过程和技术集群；而自适应是获得变循环状态的自动化控制手段。

变循环——有多种描述变循环机理的方式，也有多种相应的技术概念来解析其工作过程。如果尽可能简化地描述其工作原理的话，可以形象地把变循环发动机看作以涡扇为主体制，将螺旋桨体制、涡喷体制组合在一起的一部发动机。其内有三股气流，分别是外涵气流、内涵气流和燃烧室气流（如下图所示）。通过图示的调节板（也称导向器）变换气流通道

的大小口径而改变气流强度，组合搭配成所需的工作模式。在需要亚声速巡航的低功率状态时，1#调节板和2#调节板