摘要：本文聚焦军用航空发动机技术发展，系统且深入地探讨了从第四代到第五代战斗机发动机的关键特性、技术创新及未来趋势。文章对 F-100-PW-229、EJ-200 等第四代发动机，以及 F-119-PW-100、F-135-PW-100 等第五代发动机进行了详细剖析

长三角G60激光联盟陈长军导读：

本文聚焦军用航空发动机技术发展，系统且深入地探讨了从第四代到第五代战斗机发动机的关键特性、技术创新及未来趋势。文章对 F-100-PW-229、EJ-200 等第四代发动机，以及 F-119-PW-100、F-135-PW-100 等第五代发动机进行了详细剖析，从结构设计、性能参数等多方面对比，给出了各代发动机在提升机动性、隐身性、燃油效率等方面的显著差异与改进。同时，重点阐述了自适应循环发动机这一前沿技术，通过对其起源、工作原理、性能优势及技术挑战的研究，揭示其在优化飞行性能、适应复杂任务方面的巨大潜力。此外，还对自适应循环发动机的可行性与发展前景进行了分析，涵盖从理论设计到实际应用等多个层面。

文中提及的发动机型号包括：

F-100-PW-229

F-15 Eagle、F-16 Fighting Falcon

EJ-200

Eurofighter Typhoon

F-119-PW-100

F-22 Raptor

F-135-PW-100

F-35 Lightning II（F-35A）

YF-120

F-22 Raptor（参与竞争）

GE XA-100

计划用于 F-35 Lightning II 升级

P&W XA-101

GE XA-102

Next Generation Air Dominance（NGAD）飞机（计划中）

P&W XA-103

从第四代到第五代，军用战斗机的发展取得了重大进步。这些进步在性能、效率和作战能力方面实现了质的飞跃。为现代战斗机提供动力的发动机在推力、燃油效率、可靠性和可维护性方面都有显著提升。这一进展得益于材料科学、数字控制系统等领域的前沿技术以及创新的工程理念。本论文旨在全面分析这些技术进步，重点研究目前服役的西方主要战斗机发动机的特点和技术发展。

研究首先从考察第四代战斗机发动机开始，这些发动机在设计上非常注重提升机动性、多用途能力和航空电子设备集成度。以 F-15 “鹰” 式战斗机和 F-16 “战隼” 战斗机使用的 F-100-PW-229 发动机，以及欧洲 “台风” 战斗机使用的 EJ-200 发动机为例，来阐述它们与第三代发动机的差异。

接下来，本论文将探讨第五代战斗机发动机，这类发动机在第四代的基础上进一步改进，并引入了新技术，以实现卓越的隐身性能、更高的性能和更强的适应性。普惠 F-119-PW-100 和 F-135-PW-100 发动机是现有最先进技术的代表。这一代军用飞机的关键特点包括先进的材料、复杂的数字控制系统，以及诸如最小长度喷管、无附面层隔道超音速进气道和低可观测轴对称喷管等创新设计理念。

本文的重要部分聚焦于自适应循环发动机（ACE），这是战斗机发动机技术的一项革命性成果。自适应循环发动机代表了推进系统的新前沿，它能够在不同循环模式之间切换，以优化各种飞行条件下的性能。这种创新系统有望在燃油效率、推力和整体任务效能方面带来显著优势。

本文的主要目的是研究和分析自适应循环发动机的起源、技术原理以及未来潜在应用。通过将具有革命性的自适应循环发动机与传统固定几何形状的涡轮风扇发动机进行比较，评估在未来军用飞机上采用这种高风险技术的实际效益，试图回答 “这是否值得？考虑到其可行性，真正的优势是什么，以及它的便捷性如何？” 等基本问题。

第四代和第五代战斗机是目前服役的主要机型。这些飞机的发动机经历了重大改进，不仅性能更优，而且降低了运营和维护成本，延长了使用寿命，简化了维护流程。这些改进源于材料、数字控制、发动机概念演进和创新理念等多个领域的新技术突破。在本章中，我们将分析当今西方主要先进发动机的主要特点及其多年来的发展演变。

第四代战斗机深受上一代作战飞机经验教训的影响。第三代战斗机主要被设计为截击机，因此侧重于速度和空中优势。第三代战斗机在直线飞行时速度极快，但许多机型在机动性方面有所欠缺。因此，它们在近距离空战中表现不佳，因为在空对空作战中，敏捷性比速度更为重要，这是众所周知的事实。

图1:F-100-PW-229发动机

此外，当时的空对空导弹尽管在空对空作战中取得了绝大多数胜利，但可靠性相当低，而且战斗往往很快进入亚音速阶段，并演变为近距离交锋。这使得当时的战斗机容易受到攻击，促使第四代战斗机提高机动性。

与此同时，军用飞机成本不断上升，像麦克唐纳・道格拉斯 F-4 “鬼怪” II 等飞机的成功，推动了多用途军用飞机在第四代战斗机发展的同时日益普及。航空电子系统也引入了重要创新，如电传操纵系统和飞机各系统的数字控制技术。

F-100-PW-100 发动机源自初始发动机开发计划（IEDP）。经过多年研发，最终演变为 F-100-PW-229 发动机，通过发动机型号衍生（EMD），它实现了更高的进气涡轮温度、更低的涵道比、更大的空气流量，并在可靠性和耐久性方面有所提升。它的最大干推力为 79.2 千牛，加力最大推力为 129.7 千牛。

F-100 是一款双转子低涵道比（0.36）涡轮风扇发动机。它由一个三级风扇组成，风扇位于带有支柱和可变进气导向叶片的整体防冰叶片框架后方，这些部件可以保护发动机免受潜在碎片的影响。

压缩机最初为九级，为了提高压力比和流量，又增加了一级，成为十级高压压缩机。为便于维护，所有叶片均可更换。压缩机转子通过第三级压缩机空气进行内部对流冷却，这些空气向后排出，也用于冷却低压涡轮转子。

燃烧室采用浮壁技术，使得燃烧室部件更短，能够承受更高温度，从而提高性能。

高压涡轮应力集中最小，轮盘腹板上没有螺栓或冷却孔。采用单晶材料来提高耐久性和耐热性。

低压涡轮是为匹配功率提升后的风扇而开发的。为此，它具有更大的流通面积，并改进了密封和护罩。该涡轮有两级，气动负荷相对较轻。两级之间的做功比例为 70/30，第一级由于温度较高需要进行冷却。

喷管是一种收敛 - 扩张式自适应喷管，可根据不同飞行条件进行调节。

图 2：F-100-PW-229 发动机及其喷管

EJ-200 发动机由欧洲喷气涡轮公司（EuroJet Turbo GmbH）研制，该公司由英国的罗尔斯・罗伊斯公司、意大利的阿维奥公司、西班牙的涡轮推进工业公司（ITP）和德国的 MTU 航空发动机公司组成。

它是一款低涵道比（0.4）双转子涡轮风扇发动机，尺寸和重量较小，但最大干推力可达 60 千牛，加力推力为 89 千牛。

低压压缩机由三个采用整体叶盘（blisk）技术制造的风扇组成，这意味着转子盘和叶片是一个整体（而非由单个可拆卸叶片组装而成的盘），与传统结构相比，具有更好的空气动力学性能和更低的重量。

高压压缩机的五级中有三级也采用了整体叶盘技术。高压压缩机只有一排静子，其入射角可变。

高压和低压涡轮均为单级。它们由单晶镍合金制成。叶片通过高压压缩机提供的压缩空气进行内部和外部冷却，这些空气通过叶片上的小孔流动。此外，在静子和内部管道的侧壁上施加等离子流，作为热保护屏障。

图 3：EJ-200 发动机

该发动机的加力燃烧室与其他发动机不同，其火焰稳定器是轴向的。这是因为低压涡轮排出的高温废气温度仍然过高，因此需要通过旁路气流中的冷空气来冷却火焰稳定器。此外，在加力燃烧室中安装了一些消声阻尼器，以降低发动机产生的噪音，并保护喷管免受过热影响。

欧洲战斗机（EFA）的收敛 - 扩张式喷管是一种可变几何形状喷管，能够适应战斗机在整个飞行包线内遇到的不同气流和温度条件。收敛部分由一系列初级瓣片组成，一端铰接在发动机结构上，另一端（对应喉部）与次级瓣片相连。一个由液压作动器驱动的环控制次级瓣片的运动，次级瓣片与初级瓣片相互约束，从而实现喷管喉部和扩张度的调节。

目前正在研究一款带有推力矢量喷管（TVN）的 EJ-200 发动机版本。该系统由三个相互铰接的环组成，在发动机和排气喷管之间形成万向节连接。基本配置是使用三个间隔 120° 安装的作动器，通过协调移动万向节连接，将推力导向所需方向。

图 4：EJ-200 发动机的喷管

第五代战斗机是对具备先进技术的喷气式战斗机的分类，这些技术定义了现代和未来作战飞机的能力。虽然对于第五代战斗机的具体特征尚无普遍共识，但它们通常包括隐身、低截获概率雷达、具有超巡性能的敏捷机身、先进的航空电子设备以及高度集成的计算机系统等特点。这些系统能够在作战空间内与其他组件联网，增强态势感知能力，并提供卓越的指挥、控制和通信能力。

洛克希德・马丁公司的 F-22 “猛禽” 战斗机是一款具备低可观测性、数据融合能力、高机动性和超巡（无需加力即可持续超音速飞行）能力的制空战斗机。为实现这些特性，它配备了两台普惠 F-119 发动机。

F-119 是一款加力式低涵道比涡轮风扇发动机，由其前身 F-100 发动机发展而来。

图 5：正在测试的普惠 F-119 发动机

作为美国空军先进战术战斗机（ATF）计划的一部分，先进技术战斗机发动机（ATFE）计划旨在为美国空军下一代战斗机提供最先进、性价比最高且任务效能最佳的动力装置。

ATFE 项目最初设定的目标如下：

要实现这些目标，对发动机性能的要求非常高，就像 F-22 项目本身一样具有挑战性。发动机的开发需要取得重大突破。

最终研发出的低涵道比涡轮风扇发动机涵道比为 0.30:1，这是由所需的加力比和冷却加力燃烧室的需求决定的最小值。它的全加力推力可达 35,000 磅力（155.6 千牛），最大干推力为 22,000 磅力（98.8 千牛）。

它还采用了数字电子发动机控制（FADEC，全权限数字发动机控制）系统。FADEC 是一种由计算机管理的飞机点火和发动机控制系统，用于对发动机性能的各个方面进行数字化管理，取代了传统的技术或模拟电子控制方式。它不仅能响应飞行员的输入，还能利用传感器数据自动调整发动机设置，以优化性能。由于这种系统是数字化的，与旧的控制系统相比，它还具有显著减轻重量和便于维护的优点。

先进的材料技术在发动机中得到广泛应用。特别是在燃烧器方面，采用了一种名为浮壁的新技术来制造瓦片状燃烧室，这是一种由抗氧化钴材料制成的独立面板组成的单环全环形燃烧室。燃烧室的静态热段部件由陶瓷或碳 / 碳材料制成，涡轮高压密封件采用陶瓷材料。

涡轮部分使用单晶叶片和导向叶片。在这款发动机中还试验了热等静压粉末金属和共晶材料的应用。

F-119 是一款双转子涡轮风扇发动机，采用了先进材料，其零件数量和级数（3（风扇）+6（高压压缩机）+1（高压涡轮）+1（低压涡轮））比其前身 F-100（3+10+2+2）少得多。

图 6：普惠 F-119 发动机示意图

三区加力燃烧室通过将燃油喷射器集成到涂有陶瓷雷达吸波材料（RAM）的厚弯曲叶片中，有助于提高飞机的隐身性能。这些叶片取代了传统的燃油喷射杆、火焰稳定器，并遮挡了涡轮的视线。

喷管系统由二维矢量收敛 - 扩张喷管组成。借助精确的数字控制，喷管可上下偏转 20°，就像另一个飞行控制面一样工作。该喷管是先进的 F-22 飞行控制系统的集成部分，实现了飞机所有组件的完全集成。这个额外的控制系统使飞机的滚转速率提高了 50%。

图 7：F-22 “猛禽” 战斗机的二维最小长度矩形喷管

为实现推力矢量控制，使用圆形喷管从同一发动机产生的推力会略高于矩形喷管。但之所以使用这种矩形喷管，是因为它在喷管尾迹的剪切层中具有更强的混合能力。因此，喷气式飞机的热排气能够更快地与周围冷空气混合，从而显著降低飞机的热信号特征。

这一过程对于提高热隐身能力和最大程度降低噪音至关重要。后者也有助于提升隐身性能，因为改进的噪音跟踪系统可以更好地探测到飞机。此外，矩形喷管在尺寸方面也有优势：最小长度喷管（MLN）采用矩形横截面，比标准圆形喷管短 30%。

另一个重要元素是 S 形进气道。由于这种超音速进气道的形状，压缩机叶片被隐藏起来。S 形进气道与雷达吸波材料（RAM）的使用相结合，使 “猛禽” 战斗机的隐身能力具有革命性突破。

图 8：F-22 战斗机创新的 S 形进气道

F-22 的进气道与 F-35 的进气道（后面章节将进一步分析）不同，被称为斜切进气道。它们具有三角形或菱形横截面。

它们使用一系列外部斜坡或楔块来产生激波，在空气进入发动机之前对其进行减速和压缩。为进行边界层控制，它们配备了分流器或放气系统，用于分离和去除进气气流中较慢的边界层空气，防止其进入发动机并影响性能。

虽然这种进气道机械结构复杂，在成本和重量方面并不理想，但能够实现高性能。

图 9：F-22 “猛禽” 战斗机斜切进气道细节

洛克希德・马丁公司的 F-35 “闪电” II 战斗机是一款真正的第五代多用途战斗机，具备全天候、隐身和多任务作战能力。它不仅能执行制空和打击任务，在电子战、情报、监视与侦察等领域也表现出色，是多用途战机的典范。

图10：为F-35A提供动力的F-135-PW-100

F-35 源于联合攻击战斗机（JSF）项目，是一款单引擎飞机，由普惠 F-135 发动机提供动力。由于该机型有三种变体，F-135 发动机也相应有三个版本。

F-35 的主要优势在于飞机和发动机采用通用平台，降低了生产和研发成本。

图 11：F-135-PW-600，带升力风扇的垂直起降版本发动机

F-135 是一款混合流加力式涡轮风扇发动机，由 F-119 发动机改进而来。它的加力推力可达 43,000 磅力（191 千牛），干推力为 28,000 磅力（125 千牛）。与 F-119 相比，F-135 的风扇系统更大，涵道比约为 0.57，低压涡轮更强大（由两级组成，比 F-119 多一级）。这些改进旨在提升亚音速推力和燃油效率，但牺牲了超音速推力，F-35 因此不具备超巡能力。

F-35 可以在不使用加力燃烧室的情况下，以 1.1 马赫的跨音速巡航 150 英里。

与 F-119 类似，F-135 的加力燃烧室采用了隐身设计，传统的喷油杆和火焰稳定器被涂有陶瓷雷达吸波材料（RAM）的厚弯曲叶片取代。加力燃烧室的燃油喷射器集成在这些叶片中，阻挡了对涡轮的视线，有助于提升飞机后部的隐身性能。此外，F-135 发动机的零件数量更少，降低了成本，便于维护和故障排查。

F-135 的主进气系统采用了一对无附面层隔道超音速进气道（DSI），其特点是具有三维压缩表面和前掠式进气口唇边。这两个部件协同工作，可实现高气动性能、附面层分离和进气道稳定，无需使用附面层分流板或放气系统，从而减轻了重量、降低了成本，并增强了隐身能力。

在设计该系统时，考虑了两个关键要求：

图 12：DSI 超音速附面层分离的 CFD 模拟

如前所述，进气系统的创新之处在于摒弃了上述传统解决方案，转而采用 DSI。

DSI 的鼓包（三维固定）压缩表面源于超音速流中参考轴对称物体产生的流场。沿着代表激波场与飞机表面交点的一系列点释放一组 CFD 粒子示踪剂。当粒子进入激波场时，它们会在内部流场压力梯度的作用下偏离参考物体（虚拟圆锥）。通过粒子轨迹平滑拟合得到的三维轮廓，即为鼓包的形状。

鼓包有助于气流压缩，并产生展向静压梯度，有利于附面层分离。前掠式进气口唇边的几何形状使低压附面层空气在质量流量比降低时向进气道侧面溢出。

上述设计与鼓包压缩表面相结合，可替代传统进气道，减轻重量、降低机械复杂性并减少成本。经过大量的缩比模型和实际飞机测试，估计 DSI 进气道相比 F-22 或 F-18 等机型使用的传统斜切进气道，重量减轻了 30%，这主要归功于取消了放气和旁路系统。

对于 F-35 “闪电” II 战斗机而言，先敌发现的能力至关重要，因此低可观测性（LO）是其首要设计目标。

低可观测轴对称喷管（LOAN）是一项创新设计，相较于此前固定高宽比或重型二维喷管技术，它能够在低可观测性需求与高效气动机械性能之间实现更好的平衡。

LOAN 由十五个部分重叠的襟翼组成，在尾缘形成锯齿状图案。

图 13：F-135 的低可观测轴对称喷管

这种设计显著降低了发动机的雷达散射截面和红外信号辐射，同时也降低了维护成本。雷达测试评估了普惠 LOAN 独特的外形和特殊涂层。该喷管通过几何外形设计、先进冷却技术、温度控制以及内外表面特殊涂层等多种技术的结合，实现了隐身效果。其排气系统采用冷却涡轮面遮挡器，使工程师避免了使用更为复杂的 S 形排气管道。此外，冷却喷管的设计大幅降低了飞机后部的红外信号特征。

本章研究的 EJ-200、F-100-PW-229、F-119-PW-100 和 F-135-PW-100 发动机的主要特性总结如下表。

表 1：本章研究的不同发动机对比

20 世纪早期至中期，飞机推进技术发展迅速，从活塞驱动的螺旋桨逐渐发展为涡轮喷气发动机，最终演变为涡轮风扇发动机。然而，自 20 世纪 50 年代低涵道比混合流涡轮风扇发动机问世以来，到如今已经过去了 60 多年，这一时间跨度超过了从 1903 年莱特兄弟首次飞行到低涵道比混合流涡轮风扇发动机出现之间的间隔（约 50 年）。

回顾过去 60 多年的军用飞机发展，可能会让人觉得在克服涡轮喷气和涡轮风扇发动机循环带来的挑战方面进展缓慢。从架构上看，现代最先进的军用推进系统与 60 年前使用的系统基本相似。这并非意味着发动机技术没有进步，材料和制造工艺的发展，特别是耐高温镍基超级合金和涡轮叶片的单晶铸造技术，使得发动机效率不断提高。但自 20 世纪 50 年代以来，发动机的基本架构并未改变。

要找到一种在各种作战任务中都能实现最佳性能的发动机循环是不可能的。传统上，这是一个权衡取舍的问题，需要仔细选择循环参数，以满足任务中最重要的性能要求。这是在良好的超音速性能（涡轮喷气发动机特性）和低燃油消耗（涡轮风扇发动机优势）之间进行的权衡。避免这种权衡的最直接方法是在理想的发动机循环之间切换，即在任务的不同阶段采用最优化的循环模式。加力燃烧室就是基于这一理念设计的。与使用多个独立发动机部件（通过引导气流切换使用，导致部分部件在某些时段闲置成为死重）不同，可变部件可以被不同的循环共享，这种方式有望在减轻重量的同时实现最佳性能。

选择发动机的目的是为飞机提供足够的推力，以完成预定的飞行任务，并尽可能降低燃油消耗。对于发动机而言，为实现良好的性能，单位捕获气流产生的推力（单位推力）要高；同时，相对于推力的燃油流量（燃油消耗率）要低，以提高燃油经济性。这些性能受到多个发动机参数的影响，如压缩机、风扇和涡轮的压力比，以及核心发动机和加力燃烧室的燃烧温度。为特定飞机确定一组满足其任务需求的最佳参数，是发动机设计过程的核心目标。

在图 14 中，我们可以看到一个典型的混合作战任务。显然，在不同阶段，发动机需要具备不同的主要性能，其中最重要的两点是降低燃油消耗率和提供最大单位推力。

图 14：按阶段划分的混合任务剖面示例

通过使用可变循环发动机，我们可以根据任务阶段在不同循环模式之间切换。这就好比飞机上搭载了多台发动机，但所有部件始终处于工作状态（从而减轻了重量和缩小了尺寸）。

图 15 所示的可变循环发动机（VCE）模型包含多个主要部件，如风扇、核心驱动风扇级（CDFS，由发动机核心直接驱动，而非低压转子）、高压压缩机（HPC）、燃烧室（CC）、高压涡轮（HPT）、低压涡轮（LPT）、加力燃烧室（AB）和排气喷管（EN）。该发动机还配备了三个可变几何部件，即模式选择阀（MSV）、前可变旁路喷射器（FVABI）和后可变旁路喷射器（RVABI），以根据不同需求引导气流。

图 15：通用可变循环发动机示意图

图中上方表示双旁路模式（DBM），下方表示单旁路模式（SBM）。为实现理想性能，需要调整发动机部件的几何形状（RVABI 和 FVABI），并调节 MSV。

在亚音速巡航等工况下，当所需单位推力较低，且主要目标是最大化降低燃油消耗率时，选择双旁路模式。此时总涵道比为 1.8，为满足该模式要求，需打开 MSV、RVABI 和 FVABI。同时，增大风扇导向叶片角度，减小 CDFS 和 HPC 叶片角度，以提高总涵道比。

在单旁路模式下，当需要更高的单位推力时，总涵道比为 0.3。风扇导向叶片角度会相应调整，以匹配飞机进气流量。为在不损失关键性能的前提下产生高单位推力，需完全关闭 MSV，略微关闭 RVABI，使大部分空气流经 CDFS 和 HPC 部件。

在本节中，我们将在设计点对固定循环低涵道比涡轮风扇发动机和自适应循环发动机（ACE）模型进行比较。针对这两款发动机，我们选取了以下主要参数。

表 2：ACE 和固定循环发动机的参数

图 16 展示了固定循环涡轮风扇发动机以及 ACE 模型在双旁路模式（DBM）和单旁路模式（SBM）下的燃油消耗率（SFC）数值。

图 16：不同发动机在 DBM 和 SBM 模式下的燃油消耗率

虽然固定循环发动机没有不同的工作模式，但我们将 DBM 和 SBM 分别对应固定循环涡轮风扇发动机的干工况和湿工况。从图中可以看出，ACE 模型通过改变涵道比，在 DBM 模式下将燃油消耗率从 21.58g/(kN・s) 降至 17.85g/(kN・s)，在 SBM 模式下从 50.69g/(kN・s) 降至 42.18g/(kN・s) 。

图 17 展示了两款分析发动机模型的单位推力（ST）数值。可以发现，发动机参数之间存在权衡关系，例如单位推力的降低可能会导致性能损失。

图 17：不同发动机在 DBM 和 SBM 模式下的单位推力

与固定循环涡轮风扇发动机相比，ACE 模型在 DBM 模式下单位推力降低了 23.86%。然而，ACE 可以在需要时通过降低涵道比来弥补这一性能损失。另一方面，在 SBM 模式下，ACE 的单位推力略高于固定循环发动机。由此可见，ACE 模型的各部件之间协同工作良好，能够通过切换运行模式满足不同工况的需求。

另一个具有比较意义的参数是效率。我们计算了三种不同类型的效率：

在研究中，通过考虑浪费功率和推力功率，计算了 ACE 和固定循环涡轮风扇发动机的效率。从图 18 可以看出，ACE 模型在两种模式下的效率均高于固定循环涡轮风扇发动机。在 DBM 模式下，与固定循环涡轮风扇发动机相比，ACE 的推进效率、热效率和总效率分别高出 4%、6% 和 5%。

图 18：不同发动机在 DBM 模式下的效率值

此外，图 19 显示，在 SBM 模式下，ACE 在这些效率方面同样更具优势，推进效率、热效率和总效率分别高出 5%、2% 和 2%。

图 19：不同发动机在 SBM 模式下的效率值

从 DBM 模式切换到 SBM 模式，ACE 模型的总效率从 23% 降至 9%，推力效率从 66% 降至 49%。这些结果是可以接受的，因为推力效率与排气速度成反比。

吸气式发动机的目标之一是回收或降低浪费的功率。如果飞机发动机持续高功率运行，浪费的功率会相应增加。固定循环涡轮风扇发动机的涵道比固定，即使在不需要高推力的情况下，这类发动机在低工况运行时仍会产生相对较高的功率，高功率意味着排气速度较高。

两款发动机的进气速度均设定为 160m/s。对于 ACE 模型，DBM 模式下排气速度计算为 475m/s，SBM 模式下为 795m/s；而固定循环涡轮风扇发动机在干工况下排气速度为 550m/s，湿工况下为 805m/s。

从现在起，我们将仅评估自适应循环发动机（ACE）模型的性能，利用改变不同参数的可能性来优化该模型。目的是确定旁路比（BPR）的变化对效率和废功率的影响。

在双旁路模式（DBM）下，旁路比从 1 增加到 1.8 会提高整体效率并降低废功率。旁路比的增加使整体效率提高 3.1%，而废功率则从 6.45 兆瓦降至 4.9 兆瓦。如果旁路比无法增加，那么通过排气会浪费超过 1.55 兆瓦的能量。在涡轮功满足风扇、核心驱动风扇级（CDFS）和高压压缩机（HPC）所需功率之前，增加旁路比是有利的。

图 20：旁路比对 DBM 模式下整体效率和废功率值的影响

自适应循环发动机是由可变循环发动机发展而来的，可变循环发动机周围增加了一个额外的旁路气流，以改善非设计点的溢流阻力。

在巡航模式下，更多的空气将通过第三股气流，使高旁路发动机的燃油消耗更低。另一方面，在战斗时，发动机将作为低旁路涡轮风扇发动机工作，通过让更多空气流经核心部分来提供更大的推力。

这种发动机改变了旁路比和风扇压力比，这些是影响发动机燃油消耗值和推力值的主要参数。

图 28 所示的基准 ACE 由前风扇级（FFS）、叶片风扇（FLADE）和后风扇级（AFS）组成。由于这些是可变面积结构，可以主动调节以改变发动机的旁路比和压力比分布，我们可以将这些组件称为可转换风扇系统（CFS）。

图 28：ACE 的示意图模型

CFS 将发动机流路分为三个旁路流路和一个内部流路。从内到外，我们可以将这三个旁路分别称为第一旁路、第二旁路和第三旁路。

正如我们在可变循环发动机中看到的，模式选择阀位于第二旁路的上游。它由压力梯度驱动，只有打开和关闭两种状态，用于控制 FFS 的气流是否能流入第二旁路。

FLADE 导向叶片是 ACE 的另一个重要组件。它可以调节到不同的角度，更灵活地改变通过第三旁路的空气流量。特别是，当 FLADE 导向叶片调节到非常小的角度（-85°）时，通过第三旁路的空气流量很少，FLADE 几乎不会压缩空气。因此，当 FLADE 导向叶片处于 - 85° 时，第三旁路可以近似认为是关闭的。当 FLADE 导向叶片处于其他角度时，第三旁路可以认为是打开的。

FLADE 对 SFC 和 ST 的影响与内部旁路的影响非常相似。增加旁路比会降低所有三个旁路气流的单位推力并降低燃油消耗率。

为了更好地理解 ACE 带来的优势，将其与 F-22 “猛禽” 战斗机的发动机 GE F-119 进行了比较。这种比较在两个不同的非设计点进行：

对于这些非设计点，为 ACE 选择了两种不同的设计点配置，如下表所示。

表 3：所选设计点的参数

表 4：不同非设计点的发动机工作参数

计算非设计点性能后，将其与 F-119 在相同非设计点的性能进行比较，结果如下表所示。

表 5：我们的 ACE 模型与 F-119 在跨音速巡航时的比较

可以观察到，与 F-119 相比，自适应循环发动机在所有运行条件下都产生更低的 SFC 值。

在战斗条件下，它也比 F-119 产生更大的推力。F-119 在跨音速巡航时的推力与自适应循环发动机相当，但与自适应循环发动机相比，其 SFC 值非常高。

在非设计条件下改变参数将导致更复杂的机械设计，但在增加推力和降低燃油消耗方面具有巨大优势，从而提高燃气涡轮发动机的整体性能。

飞行包线的另一个重要条件是亚音速爬升。虽然它在整个飞行任务中所占时间相对较短，但战斗机的爬升性能仍然是决定其作战能力的关键因素之一，因为战斗机需要发动机提供足够的推力，以尽可能缩短爬升过程的时间。

另一方面，由于其时间相对较短，即使燃油消耗略高，对战斗机的作战半径影响也相对较小。

因此，在本节中，发动机推力应是优化过程的唯一目标。

对于此优化，ACE 的参考模型如图 28 所示，最大高压涡轮进口温度设定为 2100K。

我们可以根据 MSV 和旁路的不同状态组合确定四种不同的运行模式。当 MSV 和第三旁路都关闭时，我们将运行模式定义为模式 1。模式 1 下的发动机无论是否使用加力燃烧室，都能产生更大的单位推力，适用于空战。

图 29：ACE 模型的不同工作模式

当 MSV 打开但第三旁路关闭时，发动机的运行模式定义为模式 2。由于涡轮入口温度相对较低，模式 2 下的发动机在发动机进气温度较高时能产生更大的推力。

当 MSV 关闭但第三旁路打开时，发动机的运行模式定义为模式 13。模式 13 下的发动机在亚音速和低超音速飞行条件下，无需加力燃烧室就能产生更大的推力。

当 MSV 和第三旁路都打开时，发动机的运行模式定义为模式 3。模式 3 下的发动机由于总旁路比较高，在不加力燃烧室的情况下具有较低的燃油消耗率，适用于巡航。

在 0 到 11 公里的高度和 0 到 1.2 马赫的速度范围内，模式 1 和模式 2 的发动机燃油消耗率分别高于模式 13 和模式 3。

这主要是因为模式 13 和模式 3 下第三旁路的打开明显增加了总旁路比。由于上述相同原因，模式 13 和模式 3 的发动机推力明显优于模式 1 和模式 2。

由于在模式 13 下工作的 ACE 具有更大的单位推力，在亚音速爬升时，模式 13 下的发动机在高度和马赫数方面都能产生更大的推力。

因此，模式 13 是亚音速爬升最合适的运行模式。

在战斗机爬升过程中，进气口的总温度不断变化。根据调整计划，发动机需要不断调整可变几何机构以保持优化的推力。

然而，在实际爬升过程中很难实现这一点，因为这些可变几何机构的持续调整会使发动机长时间处于过渡状态，这对发动机的气动稳定性不利。

因此，为了评估可变几何机构调整对爬升结果的影响，如果我们比较爬升性能，将使用优化后的 ACE 性能、不调整可变几何机构的 ACE（固定 ACE）性能以及作为参考的混合流涡轮风扇发动机性能来计算爬升结果。

为了更全面地比较爬升性能，选择等马赫数爬升。等马赫数爬升的起点设定在海拔 0 公里、马赫数 0.90 处，终点设定在海拔 11 公里、马赫数 0.90 处。战斗机的初始重量略低于满载状态。

如前所述，ACE 在爬升时间和燃油消耗方面都具有显著优势。具体而言，固定 ACE 的爬升时间比传统涡轮风扇发动机短 21.13%，优化后的 ACE 将爬升时间缩短了 37.83%。

同时，固定 ACE 的燃油消耗比传统涡轮风扇发动机少 8.68%，优化后的 ACE 的燃油消耗比传统发动机少 11.24%。

图 30：传统涡轮风扇发动机、固定 ACE 和优化 ACE 在等马赫数爬升时的比较

ACE 可以通过模式转换产生更大的爬升推力。

因此，配备 ACE 而不是固定循环发动机的战斗机在爬升时间和总燃油消耗方面都具有优势。

引入大量可变几何结构在推力和气流调制的灵活性方面带来了诸多好处。然而，这一过程会增加发动机配置的复杂性，导致较高的技术风险。

例如，高压涡轮导向叶片的喷管面积是一个重要参数，它影响压缩机的运行线和发动机的运行灵活性。然而，高压涡轮导向叶片的进气温度极高，这使得安装可变几何结构存在风险。因此，需要进行研究以确定在高压涡轮导向叶片中安装可变几何结构的必要性。

此外，ACE 的典型配置是三旁路发动机，这很难从现有的燃气涡轮发动机衍生而来。它有几个采用创新技术的部件。因此，在进一步开发三流 ACE 模型之前，研究相关的控制系统是很有必要的。因此，首先设计一个配置更简单的 ACE 作为部件和控制系统研究与测试的初始平台是有利的。

由于上述原因，在本节中研究了图 31 所示的三流 ACE，并将其与图 32 所示的传统 ACE 模型进行比较。

图 32：三流 ACE 模型的示意图

在亚音速节流过程中，三旁路 ACE 最初以较低涵道比的双旁路模式运行，然后转变为较高涵道比的三旁路模式，以使推力进一步降低。通过两种运行模式，三旁路 ACE 在亚音速节流过程中可以在更宽的范围内改变未安装推力。然而，在超音速节流阶段，三旁路 ACE 只能以双旁路模式运行。因此，与三流 ACE 相比，三旁路 ACE 在超音速节流过程中未安装推力的变化范围更窄。

总之，三流 ACE 是在技术风险和可变循环特性之间的一种折衷设计。三流 ACE 的装机性能提升不如三旁路 ACE 高，但它的结构更简单，设计也更容易。如果考虑技术可行性，从成本和风险角度来看，三流 ACE 是更好的平台。随着未来部件和控制系统技术的进步，三旁路 ACE 和其他更复杂类型的 ACE 将是实现装机性能和其他可变循环特性更大提升的更好选择。

自自适应循环发动机概念首次提出以来，已经有多种不同构型的自适应循环发动机概念被提出、研究和验证。然而，识别每种自适应循环发动机构型的不同特点以及它们之间的差异仍然是一个难题。

许多新的想法正在不断发展，随着技术的进步，新的开创性 ACE 模型中引入了新的可变几何结构。例如核心驱动风扇级，它位于模式选择阀和第一旁路分流器之间。由于其设计非常复杂，可以用由低压涡轮驱动的更简单的风扇来替代。

更复杂的元件是核心 FLADE，它取代了核心驱动风扇级。它是第一旁路和核心发动机之间的一个分流环，气流在进入第一旁路和核心发动机之前由一个分流器分开，其形状与 FLADE 相似。

这些以及许多其他创新的可变几何结构正在被研究。目前，这些元件的应用似乎带来的好处很少（在性能上只有很小的优势，在部件匹配方面略有改善），并且在设计难度、可靠性和成本方面存在许多问题，还总是增加发动机的重量。

为了成功优化超音速飞机的性能，需要同时考虑其任务剖面、热系统和发动机设计。为此，我们需要构建一个复杂的互联模型，用于基于梯度的优化问题。

传统上，发动机是在单一工作点进行设计的，这个点通常是海平面静态（SLS）条件。然而，我们也关注发动机在其他飞行条件下的性能。

我们可以通过改变发动机的燃油流量来控制推力，然后求解轴转速，以确保能够正确计算发动机性能。质量流量、净功率输出、压力比、轴的转速、每个压缩机和涡轮对的流量必须匹配。

为了解决这些匹配方程，输入到模型中的初始猜测值非常重要。如果没有好的初始猜测值，模型将无法成功收敛。在不同的飞行条件下使模型收敛，并保存这些结果。利用这些数据，为发动机模型创建了一个代理模型，即使在改变发动机静态设计的情况下，该代理模型也能为任何给定的飞行条件提供良好的初始猜测值。该代理模型的马赫数 - 高度点如图 33 所示，以说明测试的飞行包线。

图 33：马赫数 - 高度飞行包线

我们还考虑了两个运行变量，它们可以改变发动机的几何形状，以便在单个飞行条件下更好地控制发动机。这两个变量是：

我们可以将上述几何结构称为动态设计变量，因为它们可以在飞行过程中进行调整，因此在整个任务中是非静态的。

由于在计算上不可能分析任务包线的每一个点，我们需要找到一个关键的点，在这个点上发动机在某些方面受到限制。我们选择爬升至顶点和亚音速巡航作为我们的非设计点。对于这些任务段，我们考虑：

在对可变循环发动机（VCE）和非可变循环发动机分别进行了六次不同的优化，每次优化都设定了不同的最大允许进气面积后，很明显可以看出这个约束对优化的影响。

表 10：每次进气面积下优化后的设计变量和性能

随着进气面积变小，优化器会降低设计案例的净推力。然而，由于最小推力仍然是一个约束条件，优化器会降低旁路比以产生更多推力，达到所需的最小值。

正如我们所预期的，随着进气面积减小，TSFC 也会增加。

图 34：VCE 和非 VCE 发动机在亚音速巡航时的 TSFC 比较

从图 33 和图 35 可以明显看出，VCE 在亚音速巡航方面比超音速巡航更具优势，尽管它在超音速巡航时仍然优于非 VCE 发动机。

图 35：VCE 和非 VCE 发动机在超音速时的 TSFC 比较

如果我们比较固定循环发动机和我们的 VCE 的 TSFC，可以看到 VCE 优于非 VCE 发动机。

此外，我们可以观察到，动态设计变量在亚音速巡航时比在超音速时带来更多优势，即使 VCE 在超音速时的性能仍然略好于固定循环发动机。

我们还进行了四次单点优化，将其结果与本节中多点优化的结果进行比较。我们将进气面积固定在一个中间值，并且在优化过程中只考虑设计点和所需飞行条件下的性能，而不考虑其他飞行条件。

从图 36 可以看出，在所有四个飞行条件下，单点优化在 TSFC 方面都优于多点优化。这种差异量化了为满足不同飞行条件下的性能需求而在燃油消耗效率方面做出的牺牲。最大的差异出现在亚音速爬升阶段，比例为 8.6%，最小的差距出现在爬升至顶点阶段，为 0.3%。

图 36：四个不同飞行条件下单点和多点优化的 TSFC 比较

YF-120 是通用电气公司为先进战术战斗机（ATF）项目开发的可变循环发动机，作为主要发动机参与了与普惠 F-120 的竞争，为后来成为 F-22 “猛禽” 战斗机的原型机提供动力。最终普惠 F-120 凭借其传统固定涡轮风扇架构更高的可靠性赢得了竞争。

通用电气的这款发动机加力推力为 35,000 磅力（156 千牛），能够以约 1.6 马赫的速度进行超巡。

它是一款双转子轴流加力式涡轮风扇发动机，有一个由单级低压涡轮驱动的两级风扇，以及一个由单级高压涡轮驱动的五级压缩机。

该发动机在高压转子的第一级压缩机（CDFS）前后有两个旁路通道，这是其可变循环特性的关键所在。

由于其可变循环特性，它在高空更高效，并且在需要时比对手（传统低旁路涡轮风扇发动机）能提供更大的单位推力。

可变系统的一个意外缺点是复杂性和重量增加，这迫使通用电气使用更简单的压力驱动阀来引导气流，而不是复杂的机械驱动阀。

自适应通用发动机技术（ADVENT）项目是美国空军开展的一项发动机研发项目，目标是开发高效的自适应或可变循环发动机。2012 年，该项目由自适应发动机技术验证（AETD）项目接替，2016 年又被自适应发动机过渡项目（AETP）取代。AETP 项目旨在开发一款推力为 45,000 磅力（200 千牛）级别的 ACE，用于为 F-35 “闪电” II 战斗机重新提供动力。

这些项目的成果是通用电气 XA-100 发动机和普惠 XA-101 发动机。

这是一款三流自适应循环发动机，其风扇能够将气流重新导向第三旁路流，以提高燃油经济性和冷却能力。

该发动机使用陶瓷基复合材料（CMC），这是一种新型耐热材料，能够实现更高的涡轮温度，从而提升性能。此外，使用这类新材料还提高了发动机的可维护性和可靠性。

通用电气表示，这款发动机在加速性能方面可提升 20% 以上，航程可增加 30%（得益于高效模式），在热管理方面也有改善。

图 37：通用电气 XA-100 ACE 发动机

该发动机已经成功进行了四个阶段的测试，这项技术似乎已准备好取代 F-135 发动机，为未来的 F-35 战斗机提供动力，尽管目前这尚未实现。

它是普惠公司设计的自适应循环发动机，旨在取代 F-135 发动机。

与过去一样，普惠似乎对这个项目信心不足。事实上，他们一直在推动通过发动机核心升级来改进 F-135 发动机。发动机核心升级（ECU）有望在不推翻现有平台的情况下，在航程、热管理能力、推力以及可靠性和耐久性方面带来良好的提升，只需对现有发动机的核心进行升级。

从经济角度来看，这将更为便捷，同时也降低了选择这种先进且未经充分探索的技术所带来的风险。

图 38：正在测试的普惠 XA-101 发动机

对于第六代平台下一代空中优势（NGAD）飞机而言，其对推力、航程和热容量的要求超出了传统发动机的极限。因此，必须突破固定循环发动机的限制，开发自适应循环发动机。

下一代自适应推进（NGAP）项目就是为实现上述目标而设立的。为此，需要开发新一代发动机。实际上，新的通用电气 XA - 102 发动机和普惠 XA - 103 发动机将在各自的前身 XA - 100 和 XA - 101 的基础上进行研发。

目前，关于这新一代发动机还没有可用信息，不过在可预见的未来，这两款发动机中的一款应该会为 NGAD 飞机提供动力。

图 39：下一代空中优势概念

从第四代到第五代战斗机发动机技术的进步，深刻地影响了现代军用航空的作战能力和作战效能。本论文全面分析了这些技术进步，展示了材料、数字控制系统和创新工程理念方面的改进如何造就了比以往更强大、更高效、更可靠的发动机。

对第四代发动机的研究揭示了军用航空的一个关键转型期，重点转向提高机动性、多用途功能和航空电子设备集成。对 F - 100 - PW - 229 等发动机的详细案例研究突出了在推力、可靠性和维护方面的显著提升。EJ - 200 是本研究中涉及的另一款第四代发动机，与 F - 100 - PW - 229 相比，它是一款更新的发动机，具有不同的特点：更轻、更紧凑、更高效，并且具备超巡能力。

对第五代发动机的分析展示了在隐身、性能和适应性方面取得的显著进展。普惠 F - 119 - PW - 100 和 F - 135 - PW - 100 等发动机体现了当前航空航天技术的巅峰水平，采用了最先进的材料和复杂的控制系统，实现了卓越的性能和作战灵活性。

这些能力的实现不仅得益于发动机本身，还得益于与之相关的部件。以 F - 22 “猛禽” 战斗机为例，斜切进气道、S 形进气道和最小长度喷管有助于飞机降低热信号和雷达信号特征。

对于 F - 35 战斗机，为了在技术上更进一步，摒弃了斜切进气道。通过采用无附面层隔道超音速进气道和低可观测轴对称喷管，在降低重量和成本的同时增强了隐身能力，从而获得了更好的整体性能。

对自适应循环发动机（ACE）的探索强调了它在未来战斗机推进领域的变革潜力。通过在不同运行模式之间切换的能力，ACE 可以针对各种任务剖面优化性能，提高燃油效率、推力和整体作战效能。

ACE 的应用在气流控制方面也带来了重大改进，减少了进气道溢流阻力，进而提升了性能。

另一个需要开展研究的重要领域是优化。在本研究中，我们比较了单点优化过程和多点优化过程。我们观察到，与单点优化相比，多点优化带来了更好的性能，在适应更广泛的飞行条件方面有显著改进。

本文中的可行性研究和对比分析突出了 ACE 为未来军用飞机带来的改进和优势，尽管采用这些高科技发动机也带来了许多问题，如高昂的研究和设计成本，以及机械和重量方面的限制。

发动机制造商提供的数据显示，在航程、推力和燃油消耗方面有巨大改进。在阅读这些报告时，我们需要保持批判性思维，评估这些改进的分布情况。部分改进与采用可变架构有关，而其余部分则与材料、控制和其他工程创新的进一步发展相关。

总之，本文分析的战斗机发动机技术进步展示了军用战斗机的动态发展和创新本质。随着行业的不断发展，现有的和未来的发动机将需要满足现代战争日益增长的需求，确保军用飞机始终处于技术前沿，保持强大的作战效能。

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长三角G60激光联盟陈长军转载

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来源：江苏激光联盟