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整机丨西工大&606所：自适应循环航空发动机及其发展历程

摘要

自适应循环发动机因其高效的涵道比调节能力和流量保持能力，成为未来战斗机和超声速客机的理想动力装置。美国在该领域经历了概念探索、验证、发展和成熟四阶段，涉及性能设计、进气道/发动机匹配、低排放、低噪声等关键技术。通用电气和普惠公司提出了不同方案，并在美国空军资助下进行了整机地面试验。美国通过政府、军队和产学研合作，实现了高端航空发动机技术的集成。中国应整合资源，制定长远研究计划，形成世界一流的航空发动机技术体系。

正文

自适应循环发动机以其高效的涵道比调节能力和良好的流量保持能力，成为下一代战斗机和未来超声速客机的理想动力装置。鉴于美国在自适应循环发动机领域长期保持领先地位，本文将美国自适应循环发动机的发展历程分为4个阶段，叙述了美国一系列军/民用研究计划下自适应循环发动机的发展历程、技术关联和结构特点，梳理出自适应循环发动机的基本结构形式。总结了总体性能设计、进气道/发动机匹配、低排放、低噪声、先进材料和增材制造等自适应循环发动机的关键技术及发展历程，从而为我国自适应循环发动机的发展提供一定的参考。

为了飞得更高、更快、更远，未来军/民用飞机的发动机应该在提供足够推力的同时具备较高的效率。航空发动机是热机和推进器的组合体，因此，可以通过分别提高发动机的热效率和推进效率来提高发动机的总效率。

提高热效率的主要手段是优化与热力循环过程相关的增压比和燃烧温度，并提高发动机的部件效率，但这会受到高温材料技术、冷却技术以及发动机部件设计技术的限制。近年来，以上技术的提升速度已经趋于平缓。因此，对于目前航空发动机的热力循环方式，如果没有原理性的突破，发动机的热效率很难有大幅度的提升。

提高推进效率的主要手段是降低发动机进/排气的速度差。高性能军用飞机通常装配小涵道比混合排气涡扇发动机，从而以较高的喷气速度来实现大单位推力。这为短距离起飞、机动作战和超声速飞行等工况提供了必要的推力，但通常牺牲了亚声速巡航的推进效率。相比之下，民用客机通常装配大涵道比分开排气涡扇发动机，这些发动机将更多的气流以相对较低的速度排出以提高亚声速巡航的推进效率，从而有效减小油耗并增加航程，但会使发动机的直径过大，并牺牲超声速飞行的能力。

可见，传统航空发动机很难兼顾大单位推力和高推进效率的需求。基于以上背景，变循环发动机（Variable Cycle Engine，VCE）以及在其基础上发展而来的自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine，ACE）应运而生。VCE通过改变发动机部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，从而使发动机在各种工作状态下都具有良好的性能。ACE是一种可在大推力模式和高效率模式之间自由转换的VCE。在大推力模式，ACE将更多的气流送入核心机，从而以更大的单位推力帮助飞行员有效地执行任务。在高效率模式，ACE将更多的气流送入外涵道，从而以更高的推进效率确保航程更远。此外，当ACE在不同模式之间转换时，发动机进口流量几乎不变（称之为流量保持），从而可以有效减小安装阻力。

ACE优异的性能使其成为下一代空中主宰战斗机和未来超声速民用客机的理想动力装置。鉴于美国在ACE领域长期保持领先地位，本文总结了美国ACE的发展历程，并提炼了发展ACE所需突破的一系列关键技术，从而为我国ACE的发展提供参考。由于ACE是由VCE发展而来，在VCE发展历程中获取的技术与经验同样适用于ACE。此外，在同一时期经常会有VCE与ACE同时发展的情况。因此，本文在论述ACE发展历程的过程中，会时常涉及VCE，从而使ACE的发展脉络更加清晰明了。

本文从20世纪60年代开始回顾VCE技术的发展历程，由此引出ACE的概念及其发展历程。按照各阶段的技术发展特点，可将ACE的技术发展历程分为4个阶段：20世纪60年代初到70年代中期的概念探索阶段、20世纪70年代中期到80年代末的概念验证阶段、20世纪90年代初至21世纪初的概念发展阶段以及21世纪初至今的概念成熟阶段。概念探索阶段和概念验证阶段基本验证了VCE相对于常规循环发动机的性能优势。概念发展阶段基于前2阶段积累的经验进一步细化与发展VCE技术，ACE就是这一阶段的产物。概念成熟阶段则致力于将ACE推向工程与制造发展（Engineering and Manufacturing Development，EMD）阶段。

传统航空发动机很难兼顾大单位推力和高推进效率的需求，自适应循环发动机以其高效的涵道比调节能力和良好的流量保持能力，成为下一代战斗机和未来超声速客机的理想动力装置。鉴于美国在自适应循环发动机领域长期保持领先地位，本文叙述了美国一系列军/民用研究计划下自适应循环发动机的发展历程、技术关联和结构特点，总结了总体性能设计、进气道/发动机匹配、低排放、低噪声、先进材料和增材制造等自适应循环发动机的关键技术及发展历程。

20世纪60年代，美国通用电气公司提出了VCE的概念，目的是在经济可承受的前提下结合涡喷发动机和涡扇发动机的优势。与其他新概念对象的探索过程类似，VCE的概念探索过程中也涌现出了众多天马行空的方案，下图给出了VCE概念探索阶段的典型方案。

图1 VCE概念探索阶段的典型概念

1972年，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）制定了先进超声速技术（Advanced Supersonic Technology，AST）计划，意在探索发展民用超声速运输机需要解决的关键技术和环境问题。1974年，该计划被改名为超声速巡航飞机研究（Supersonic Cruise Aircraft Research，SCAR）计划。1979年，美国政府认为该计划不是一个飞机型号计划，而是一个纯粹的研究计划，该计划又被改名为超声速巡航研究（Supersonic Cruise Research，SCR）计划。

在SCR计划的支持下，普惠公司通过一系列的方案优化最终确定了一种以外涵加力为主要特征的变流路控制发动机（Variable Steam Control Engine，VSCE），如图2的上侧所示。1975年，普惠公司与波音公司联合开展了设计马赫数为2.32的超声速运输机与VSCE的一体化研究。相比于第一代超声速运输机（Supersonic Transporter，SST）计划中使用的双轴涡喷发动机，VSCE可以在相同进气流量的情况下使发动机质量减少25%、亚声速巡航耗油率降低20%、超声速巡航耗油率增高2%~4%、飞机起飞总质量减少20%。1976年，通过对VSCE的优化，飞机航程在1974年的基础上增加了1111km，达到了7749km。1979年，普惠公司与麦道公司联合开展了设计马赫数为2.2的超声速运输机与VSCE的一体化研究，总航程达到了9756km。1979-1981年，普惠公司基于F100发动机试验了VSCE的整机和关键部件的性能。虽然VSCE没有被发展成最终的VCE，但是在该方案的发展过程中，诞生了2项对超声速客机的发展至关重要的关键技术，分别是反向速度剖面（Inverted Velocity Profile，IVP）喷管和逆向节流策略（Inverted Throttle Schedule，ITS）。

安装IVP喷管的发动机如图2的下侧所示，IVP喷管将流速较低的风扇外涵气流由喷管内侧排出，将流速较高的核心机气流由喷管外侧排出。喷管外侧排出的高速气流可以同时与喷管内侧的低速气流和环境自由流掺混，可有效减小喷管排气的最高速度，使排气噪声降低8~10EPNdB（有效感觉噪声分贝，Effective Perceived Noise Decibel）。ITS的核心思想是显著增高起飞到超声速巡航的燃烧室出口总温，通过发动机变几何结构的配合调节可使得核心机转速和流量大幅增加的同时保持风扇的换算流量基本不变，使得进气道与发动机在几乎整个飞行包线都保持很好的流量匹配，同时可显著降低超声速巡航的涵道比和耗油率。此外，起飞时较低的燃烧室出口总温和较大的空气流量在保证足够推力的同时减小了发动机排气噪声，并且避免了发动机热端部件的温度在起飞时迅速增高到其最高值，从而可以有效增加发动机的循环寿命。

图2 普惠公司的VCE概念

在SCR计划的支持下，通用电气公司在概念探索阶段的VCE方案的基础上发展出了GE21 VCE，如图3所示。相比图1中的2×1双外涵变循环方案，GE21 VCE的前、后2段风扇的外涵气流在前可变面积涵道引射器（Forward Variable Area Bypass Injector, FVABI）掺混，然后通过后可变面积涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector, RVABI）与核心机出口气流掺混，这大大简化了原有的3喷管结构。GE21 VCE借鉴了普惠公司的IVP喷管，部分风扇外涵气流由后支板进入喷管塞锥内部并通过独立的内侧喷管排出，从而可降低噪声6EPNdB。此外，GE21 VCE的后段风扇由高压涡轮驱动，通常被称为核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage，CDFS）。CDFS的布局优势在于可以合理分配高/低压涡轮的功率，使得高/低压涡轮都是一级结构。

此外，高压涡轮的功率增加可以降低低压涡轮的进口气流总温，从而减少低压涡轮的冷却引气需求量。1978年，通用电气公司与波音公司开展了设计马赫数为2.32的超声速运输机与GE21 VCE的一体化研究，GE21 VCE在亚声速巡航时的流量比常规混合排气涡扇发动机多20%，使得进气道溢流阻力为零。通过对GE21 VCE的优化，超声速巡航推力增加23%、耗油率降低3.5%，航程增加805km并超过了7408km的目标值。1979年，通用电气公司与麦道公司联合开展了设计马赫数为2.2的超声速运输机与GE21 VCE的一体化研究，总航程达到了10192km，而同时期安装VSCE的飞机航程为9756km。1987年，通用电气公司基于NASA的AST超声速客机方案，开展了固定几何的混合排气涡扇发动机与GE21 VCE的性能对比研究。由于GE21 VCE采用了可调进气道，假设其进气道比固定几何进气道重10%。研究结果表明，与固定几何的混合排气涡扇发动机相比，GE21 VCE可使飞机起飞总质量减少9%，耗油量降低10%，并且随着噪声约束的增强，该优势会进一步增加。

图3 GE21 VCE

2012年9月，美国空军支付了2.136亿美元的首付款，用于资助通用电气公司和普惠公司完成为期4年的AETD计划。AETD计划的目标是在2016年完成ACE的整机地面试验，使其技术成熟度达到6级，并可能提早进入EMD阶段。AETD计划的发动机推力从ADVENT计划的89kN一级发展到了与F35飞机相匹配的200kN一级。与HSR计划和CST计划中的经验一致，通用电气公司在ADVENT计划中也发现CDFS并不能显著提升发动机的性能，因此，AETD计划下的ACE取消了CDFS，如下图6所示。该发动机的第2级风扇外涵出口的气流与核心流掺混后从喷管排出，第1级风扇外涵出口的气流在主喷管的膨胀段排出，最外侧涵道继承了ADVENT计划中的换热器。在AETD计划的后期，最外侧涵道前的风扇从1级调整为了2级。图6中的ACE可以看作是将图4中的FLADE用分流风扇替换而来，也可以看作是将图5中最外侧涵道以外的主发动机用混合排气涡扇发动机替换而来。部分文献将图6中的ACE称为双外涵VCE或三股流VCE，本文结合ACE后期的发展趋势，将该双外涵发动机称为ACE。

图4 FLADE VCE

图5 ADVENT项目中的三旁路ACE

图6 AETD工程中的双旁路ACE

AETD计划中的高压压气机借鉴了Leap商用发动机的压比为22的10级高压压气机，有趣的是，Leap发动机的高压压气机技术又来自于早期的F101军用发动机。此外，AETD计划也借鉴了其余成熟的商用发动机技术，包括全环形燃烧室、用于高温部件的CMC、用于低温部件的聚合物基复合材料（Polymer Matrix Composites，PMC）和增材制造技术，以上成熟技术的使用都有利于降低与技术成熟相关的风险。通用电气公司在2013年2月8日完成了AETD计划的初始设计审查；在2014年测试了全环形燃烧室、CMC低压涡轮和业界第1台ACE；在2015年3月完成了AEDT计划的初步设计审查。普惠公司在民用PW1000发动机的核心机和军用F135发动机的低压系统的基础上开展ACE技术的研究；在2013年完成了3级/双外涵风扇的试验；在2015年完成了AETD计划的初步设计审查；并计划在2017年开始AETD计划下的ACE试验。

AETP计划下，通用电气公司和普惠公司的ACE分别命名为XA100-GE-100（简称XA100）和XA101-PW-100（简称XA101）。正如以“J”命名的涡喷发动机发展到以“F”命名的涡扇发动机，新增的“A”标志着ACE从技术研发转化为工程型号，意味着一个新纪元的到来。2018年6月，美国空军分别授予通用电气公司和普惠公司4.37亿美元的下一代自适应推进系统（Next Generation Adaptive Propulsion，NGAP）合同，分别用于生产3台XA100原型机和3台XA101原型机，用于机械设计的测试以及性能、可操作性、耐久性的评估，从而为2025年ACE的飞行验证做好准备。

图7给出了通用电气公司的XA100ACE的剖视图，与图6中AETD计划下的ACE类似，XA100ACE的第3级风扇外涵出口的气流与核心流掺混后从主喷管排出，第2级风扇外涵出口的气流经独立的喷管排出，最外侧涵道也布置了换热器。通用电气公司认为：XA100ACE可以降低25%的燃油消耗，增加35%的航程、50%的滞空时间和60%的吸热能力。最外侧涵道在调节涵道比的同时可以为下一代定向能武器和大功率用电系统提供多达1MW的功率，并能为飞机和发动机越来越多的大功率系统提供足够的散热源。尤其是当飞机从铝制机身转变为热传导性能较差的复合材料机身后，最外侧涵道相对凉爽的气流成了整个飞机系统主要的散热源。

图7 XA100-GE-100的剖面图

论文创新点

按照各阶段的技术发展特点，本文将自适应循环发动机的技术发展历程分为4个阶段，分析了各阶段下自适应循环发动机的方案特点及其变化趋势，明确了自适应循环发动机的双外涵结构形式，并提炼了发展自适应循环发动机所需突破的一系列关键技术，从而为我国自适应循环发动机的发展提供一定的参考。

总结与展望

自适应循环发动机的研制难度大、周期长、费用高。美国从20世纪60年代至今，以未来战斗机和超声速客机的需求为牵引，通过一系列长远、连续且系统的研究计划，逐步发展出目前的双外涵自适应循环发动机。

美国通过政府主导、军队和产学研部门的合理分工和密切合作，实现了多项高端军/民用航空发动机技术的有机集成，构成了以科学技术为基础、试验和使用数据为支撑、高水平科研人员为灵魂的举国技术体系，显著推动了自适应循环发动机技术的发展。美国民用自适应循环发动机的各项关键技术将于2030-2035年达到技术成熟度6级，从而为其在2030-2035年超声速客机的试飞提供支持；军用自适应循环发动机已经具备进入低风险工程与制造发展阶段的条件，为其在2030年以后能够研制出可装备使用的第6代战斗机提供了有力的支撑。

发展自适应循环发动机不能一蹴而就，我国应该充分认识到自适应循环发动机的技术难度和风险，依托科研院所和高校，整合行业优质资源，成立政府牵头的国家级研发组织。此外，应该根据现有技术基础，结合国家战略需求，制定近期、中期和远期的研究计划，并根据国内技术发展进程和国外先进经验适时调整研究计划。最后，应该实事求是、夯实基础、勇于创新，从而逐步形成世界一流的航空发动机技术体系。

免责声明: 本文来源于推进技术, 作者王占学等

来源：两机动力先行