如何评价GE公司的自适应循环发动机XA100完成测试? 第1页

感谢问题下 @熊davidxtb 知友的回答，有了那一篇文献，大家了解GE公司变循环发动机发展历程会轻松许多，而那篇下面的参考文献，也是了解GE公司研究进展的宝贵资料。

下面开始正题

谓的“变循环”，是相对于“常规循环”而言的，其中的“循环”，指的是“热力循环”，也就是工质（空气）从大气环境流进发动机，经过增压、加热、膨胀加速，又排出回到大气环境的这个循环，而“常规循环”，指的就是涡喷发动机和涡扇发动机这两种循环。（较真来说，冲压循环也算“常规”循环，无非是冲压代替了叶轮机增压、在喷管里膨胀代替了在涡轮里膨胀，J58上就用到了，但在讨论GE公司的产品线时候可以不提到它）

涡喷循环是一类标准的“布雷顿循环”，这是网上公开的很好找，这个回答只聚焦于构型问题。下面这个是一个极简版本“双轴涡喷发动机”的结构示意图，也就是“构型”，Fan、HPC、Bur、HPT、LPT、Noz分别是风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管。前两者组成“压缩系统”，变循环主要就是在压缩系统上做文章。

流入涡喷发动机的所有空气，（除过用于冷却涡轮或者被飞机取去的）几乎都流进了燃烧室，被加热，因此在相同的进口空气流量和燃烧室出口温度（不是燃烧温度，而是燃过的空气和剩余的空气混合后的温度）下，涡喷发动机烧油多（循环中注入的热量多）、功率高（循环功，亦即热量转化成的机械能大）、推力大（从尾喷管喷出的空气流速快，动量大）。因为动能与速度是平方关系，而动量与速度是线性关系，虽然尾喷管气流速度加快，推力（动量）会线性增大，但出口气流动能会平方增大，这导致两个后果：1，涡喷发动机总效率较低（因为动能没有更多的转化为推力）；2，一定范围内（大约3马赫出头），飞行速度越快，发动机总效率越高。涡喷发动机还存在另一个问题：为了提高热力循环效率，希望尽可能提高压缩系统增压比和压缩系统效率，但压气机稳定工作范围相当窄，高效率工作区间更小（下面是百度的“压气机特性”示意图，可以看出，其稳定工作区间非凸），在复杂的飞行过程中总不免工作在压气机的低效率、甚至不稳定状态，这限制了发动机的“泼辣”操作余地，甚至为了成功起动还要在压气机中间放气。

下面这个是“混合排气双轴涡扇发动机”构型，与涡喷的主要区别在于，风扇尺寸大些，在风扇后面通过一个“分流器”，把气流分成内外两股，外侧的经过外涵道（Bypass），在涡轮后边与主流混合（在混合器Mixer）；由于外涵空气没被烧过，可以在加力燃烧室再烧一次增加推力。在分流器里的空气分流产生了“涵道比”这个概念。涡扇发动机解决了涡喷发动机的两个问题：1，因为风扇后多一个空气去处，提高了其工作稳定性；2，外涵道的空气只经过了风扇这一个压缩部件的增压，其压力较低，而内涵空气因为在低压涡轮多做了一部分驱动外涵空气的功，剩下的压力（机械能）也比涡喷更低，因此整台发动机出口的气流压力降低了，在经喷管膨胀加速喷出时，动量（推力）更低，但所含的动能也大大减少，因此发动机效率更高、更省油。但另一方面，高速飞行时，涡扇发动机涵道比会增大，因此推力衰减会很快，只适合低速和低超声速飞行。总结来说：涡扇发动机更省油，适合远程、亚声速和低超声速飞行；涡喷发动机推力大、更费油，适合较高速飞行。

但对于军用战机，既要他能飞得远，又要能飞的快，又要大推力所支持的高机动性，这就是既要两种常规构型发动机的优势，又不要他们的短处。因此，在两种循环模式间转换，以适应同一飞机的不同任务需求，这就是“变循环”发动机的初衷。

GE公司在40多年里，在美国一连串研究计划的资助下搞过很多种变循环发动机方案。他们有的是钱烧（啊我酸了），搞出来的点子可谓天马行空，但也并非每一项专利方案都付出了实践，这里可以梳理一下他们的思路，看看怎么发展到今天的。提到的都是Variable Cycle Engine Developments at General Electric: 1955-1995这篇文献里的。

1.早期的变循环探索显得相当生硬，几乎是在外形就上把涡扇发动机和涡喷发动机结合在一起。

下面这个图是“可变泵吸压气机”（Variable Pumping Compressor）发动机，可以说回答了这个问题下一位网友的设想：把涡扇的外涵道堵上了就成了涡喷。但是刚才提到，压气机的工作范围很窄，能够适应的空气流量变化范围很小。如果关闭了外涵道后，堆积起来的空气向后不能被HPC抽走，向前又不能被风扇吐出，那就会造成风扇倒流喘振，是严重的不稳定工作。

下面是一种“增强涡扇”（Augmented Turbofan）发动机，它把加力燃烧室改成了置于外涵道里的“涵道燃烧室”。用法也很清楚：涵道燃烧室不点火，这是一个普通涡扇；点了火，这类似一个涡喷——因为和涡喷一样，所有进入发动机的空气都过了火。但是燃烧室可不好设计：需要隔热内壁/火焰筒、需要燃油喷嘴，这些都是重量。这一圈燃烧室，比表面积太大，为了避免壁面猝熄，需要比较大的空间，这样搞出的的飞机太胖，高速阻力大，这不大行。后来GE还想了一个在混合器后面再加一级涡轮（下面那个图）的点子，那可是高温合金做的，重量太大了，不知道他们试了没。沃·兹基硕德曾曰过：有涵道燃烧室的方案，都不大行。

下面这个“涡轮增强循环发动机”，把涡扇发动机和涡喷发动机前后串联起来了，可以调节前面涡扇发动机的外涵空气是否要在后面的涡喷发动机里再循环一次。我不知道用折线示意图怎么画，直接截下来给大家感受一下。这种发动机得多重多长啊，能上得了天嘛？

还有下面这样把可关闭外涵道、涵道燃烧室都加上的“可调涵道变循环发动机”（Modulating Bypass Variable Cycle Engine），对此我只想说：好家伙。

军用发动机可变循环当然是好事，但要考虑发动机装在飞机上，飞机要高速飞行的需求，不能太粗、不能太长、不能太重，就是这么一回事。

2.变循环方案逐渐成熟以后，出现了更紧凑的变循环构型

前面的变循环发动机虽然样式多，但是体现出一种逐渐清晰的变循环思路：压缩系统分段、分流出多条涵道、涵道流动可调。这种变循环思路的本质则是：在保持整机流量变化很小的条件下，大幅改变整机增压比，即改变流到喷管处的燃气的压力，从而实现推力和效率的适应性。

调节涵道流动，需要压气机能够适应大范围变化的空气流量，这就是对传统的压气机设计技术提出的艰巨挑战。因为进口空气流量全被最前端的风扇吞掉了，而高压压气机首先保证高效率，因此能用来吞下大嘴流量变化幅度的，是处在中间的那个压气机。

在这种思路下，诞生了下面图示的经典的双外涵变循环发动机。它的突出特征是：1.压缩系统分3段，最前面的是风扇，后面的是HPC，中间那个单级压气机，如果由高压轴驱动，就是CDFS（Core-Driven Fan Stage），如果装在低压轴上，我把它叫LDFS（Low Pressure Rotor-Driven Fan Stage）；2. 存在两处涵道交汇，分别是F-VABI（Front Variable Area Bypass Injector）和R-VABI（Rear …）处。前面一种更有名，因为基本上就是用在美帝第5代候选战机YF-23上的F120发动机的结构，据说性能很不错。至于后面一种，其只需要常规核心机，但由于低压涡轮转速更低，而且进口燃气能量也下降了不少，可能会为了满足低压轴功率而不得不增加低压涡轮级数，造成结构重量增加，因此不及前一种方案。

这种结构的发动机优点在于：既没有笨重的涵道燃烧室，也没有复杂的多层涵道，尺寸重量上没有太超出传统发动机。但它功能上却也很清晰：如果最外侧涵道的空气流量大一些，那么整机增压比就低，能省油；如果内侧外涵道空气流量大一些，那么整机增压比就大，能增推，两个VABI调节汇流过程中气体的静压平衡，避免出现倒流和回流。这两种构型集中存在的问题，就集中在两个新部件的设计上：①如何设计调节灵活、流动高效的VABI？②如何设计高效率、流量适应力强的CDFS（LDFS）？就第2个问题而言，基本的思路是，压气机转子叶片前面有可调的导流叶片，用来创造合适的预旋；后面有可调的静叶，用来把空气扭直，转子叶片则通过特殊的速度三角形和叶型设计，尽量提高不同流量工况下的效率。

除了以上两种思路，像下面这种，在CDFS叶片上加一个叶肩，把转子外侧和内侧两股气流分离开来，把CDFS后的气流分流点推向前方，就又是一种构型了。我看不懂，但是大受震撼。

以上这几个，在国内被翻译为“变循环”发动机（Variable Cycle Engine），在这个基础上发展出来的更复杂的变循环发动机，都叫“自适应”发动机（Adaptive Cycle Engine）。实际上这个“自”字，在英文名称里是没有的，我个人认为，从Variable到Adaptive的转变，除了美帝玩文字游戏唬国会老爷骗经费（可能也唬到了咱们）的因素外，还体现了变循环发动机设计思路的转变：从仅仅为了实现可变循环，到为了适应不同应用需求的转变。

3.几种典型的“自适应”循环发动机

前面提到的VCE其实已经能够实现“变循环”的功能了，而且结构紧凑、原理清晰，可谓不孚众望，但美帝还不知足。在前面那些VCE的成熟基础上，玩出了一系列新花样。这里面所举的几类ACE，与前面提到的刘红霞工程师文献中的不同，私以为那几种构型都带了自由涡轮直驱的涵道风扇，尺寸重量很大，不适合战机。

在早期的变循环发动机玩法中，GE就已经开发出了一种新的结构，叫做“叶尖风扇”。下面这个是一个大涵道比涡扇发动机结构（来源百度），最前边的就是风扇，有一圈很长的扇叶。图里的风扇近叶尖处有一排凸起（红圈），互相抵住，叫叶肩。将这个叶肩前后拉长，把叶片内外两侧气流隔开，外侧的气流专门给一个涵道，就形成了 “叶尖风扇”（Flade，Fan-on-Blade）。这个结构因为圆周切线速度快，气流到这里几乎都是相对超声速的，因此需要专门配备可调导流叶片和静子。和前面那个在CDFS上加叶肩的玩法相似，但那个因为尺寸小、进口温度高些，不至于全展向都相对超声。

加上这个Flade结构，就可以发展出一类“Flade”构型的自适应发动机，典型结构见下图：把Flade放在F120构型的外圈，当然CDFS装在低压轴上也是行的。

Flade的可玩性很高，按照GE的说法，这个Flade的作用包含但不限于：冷却（机载设备或涡轮支板和后锥）、降噪、排出增推。这样一个新涵道的玩法是很迷人的：配合进口导流叶片控制，Flade的空气流量可以大幅度调节，因此低压转轴功率和整机流量都会随着变化。那么是否能够通过对这样的ACE的设计和调节，让它能实现在进口空气流量和转轴转速稳定的条件下，推力快速切换呢？要知道涡扇发动机的转速与推力、空气流量可是紧密相关的，要变化推力就必须要有转轴加减速，这个过程的耗时要看转轴转动惯量的脸色，而发动机吞不掉的空气会在进气道前溢出，这也将会影响到飞机的飞行阻力，尤其在超声速飞行时。因此，如果能够实现那样的设想，必然妙不可言。

对这种发动机进行设计和建模，就可以仿真它的使用性能。通过仿真发现，这种设想是可以实现的，而且在相当大的程度内（推力变化范围30%以上），能够保持发动机空气流量基本稳定。

但这种自适应循环发动机仍然存在一些问题，就是增加的这个Flade结构的设计。由于这一排风扇转子进口气流相对速度几乎全部超声，要在较宽的流量范围内保持高效率就存在困难；此外，这一级风扇径向长度很小，涵道的内外流面，即轮毂和机匣，造成的端区效应（若说的不对请指正）影响很大，而叶尖间隙在较短的叶片长度面前也显得偏大，一方面造成气流的流动损失和低效率，一方面端区复杂流动与超声速来流叠加形成复杂的激波结构让这样的结构难以实用。不知道GE有没有解决。

由于这些原因，另一类自适应发动机出现了，它取消了Flade结构，而是直接将第一级风扇尺寸加大，把最外侧涵道分流点推后到第一级风扇之前，避免了隔道风扇的诸多问题。

这种不带有Flade的自适应发动机，其特性与前者差不多。主要区别可能在于：由于没有独立分隔出的Flade涵道来为进口空气分流，进口流量稳定的含义就是第一级风扇流量恒定，那么第2级风扇（RFan，Rear-Fan）需要较强的流量调节能力，平衡进口第一级风扇、最外侧涵道和内侧气流之间的波动。为此，这种风扇需要配备可调导流叶片，所以也被叫做“可变风扇”。

从上面的论述可见，自适应发动机的出现，将发动机转速、空气流量、推力这三者进行了一定程度的解耦，但同时也为发动机系统引入了更多的技术难题和不确定性因素。在自适应发动机中，压缩系统分为多段，从第一段开始，空气在不同涵道之间被分配，流量变化幅度逐渐增大，从而最终到达核心机（高压压气机）时空气流量已有很大范围的变化，等效于实现了很大幅度的变涵道比。

从生硬叠加涡喷与涡扇发动机，到发展出简洁紧凑的变循环发动机，再到发展出五花八门的自适应发动机，GE公司可谓走出了一条删繁就简、由简入繁的路。在这个过程中，不仅对发动机总体构型进行了详细的评估，还发展出了许多先进的部件技术，如：陶瓷基复合材料、无导叶对转涡轮、整体叶盘……此外，在大范围流量变化适应需求的驱动下，GE公司想必也对高效宽适应性压气机设计技术有了相当高的理解。

终于要来到XA100了，但是XA100这款自适应发动机，与前面所述的几类自适应发动机都不相同，怎么回事呢？

4.XA100自适应发动机

前边列举了许多种由变循环发动机发展而来的“自适应”发动机，可谓八仙过海，看的人眼花缭乱。但是如今真正试制出来、上了台架的，却不是其中任何一种。GE把XA100叫做“三股流”（three-stream）自适应发动机，宣传页面在https://www.geaviation.com/military/engines/ge-adaptive-cycle-engine 画它的构型简图就是下面这样：

emmm……

不知道大家看过了前边那么多复杂构型自适应发动机，终于盼到了这次的主角出场，心里是什么感觉……

我的想法，就两个字：简单。竟然这么简单？

GE公司研究过了那么多拥有复杂结构、复杂部件的自适应发动机候选方案，最终“革命性的”新发动机，却是这台。它没有核心机驱动风扇级，没有叶尖风扇，没有前后两个大范围可调的涵道引射器……从旁观者看热闹的角度，自然是觉得这样的产品越复杂、越看不懂、越烧脑越厉害，但GE给出了一种稳妥的方案，选择了一条十拿九稳的坦途。

GE对于XA100的细节描述相当少，从他们的宣传和我个人的猜想，这款发动机当有如下特点：

1. 仍然追求自适应发动机将流量、推力乃至转速解耦的思路，通过改变气流在内涵道和两个外涵道之间的分配，在进口空气流量变化范围不大的条件下，改变流入内涵的空气比例，达到变涵道比的初衷。
2. 在传统涡扇发动机基础上，增加了可调节中间涵道（BP1）流通面积的涡轮后涵道引射器，通过对内涵和BP1涵道汇流点压力差的干预，实现变涵道比。因此存在两种典型工作模式：BP1顺畅流通，此时大部分进口气流经过RFan，发动机出口压力较高，推力大；BP1趋于关闭，此时更多气流不经过RFan，从最外侧涵道（BP2）溜走，发动机相当于大涵道比模式，耗油低。
3. 为适应流量变化，压缩系统的每一段都带有可调节导流叶片和可调静子，中间那一段风扇（RFAN）凝结了GE在宽适应性风扇研究上的心血。
4. 最外侧涵道（BP2）负责平衡进口空气流量和BP1空气流量的差距，为此涵道后应有选择引去飞机（冷却）、汇入主流掺混（增推）、或从外环喷管排出（降噪、隐身）的机构。
5. 对这台发动机的宣传中着重提了先进“热管理”，这说明GE的这台发动机正在为适应于未来战机的先进机载设备和武器系统而发展，可观的空气将被用于未来雷达、激光武器、动能武器等设备的冷却。没有提到的是这些新型装备的即时高功率电能需求，因此，能够在发动机流量、推力稳定条件下，提供快速切变的输出功率，也可能是这台发动机的突出性能。
6. 未来其他的自适应发动机，需要做到的，就是像这台一样，最大程度的实现空气流量、引气流量、推力、输出功率的解耦。

这样一台“三股流”自适应发动机，过去并非没有被GE设想出来过。但GE尝试了那么多复杂方案之后回到原点，并不是当真走了回头路。在我看来，在过去部件技术没有充分发展以至于满足变涵道比调节需求的时代，需要用相当复杂的涵道分流架构逐层分配流量；而当以复杂构型探索为牵引、部件技术扎实积累的多年以后，现在GE已然可以用更加成熟的部件技术，在更简单可靠的总体架构下实现过去不敢想象的变循环功能，这当是一种否定之否定的螺旋上升。换句话讲，那些带有许多新型可调机构的复杂ACE发动机也并没有被抛弃，待到将来Flade、CDFS、VABI技术以更成熟的姿态返场，被更机动、更隐身的飞机带上天，我们将重新被震撼。

现在我就被震撼到了。

如何评价GE公司的新发动机？我想写在一个故事里：

从前，有两个小朋友，小A和小C，他们比赛写作文。

小A想：我写一篇记叙文吧！就写我去爬山！

于是，他写道：今天，我来到山脚下，准备爬山……

小C想：我就写我去游泳！

于是，他写道：今天，我来到泳池，准备游泳……

小C比小A迟到了些，所以当他写了第一段时，小A已经写了大半。于是小C按捺不住，凑到小A身边看看他写的什么，那么快。

发现小A写道：山上有花、有鸟……

于是小C也跟着写道：山上有花、有鸟……

小C写了大半，这时小A也快写完了。小C忽然发现：自己前半段本打算写游泳啊，没有给后半段做好技术储备。于是擦掉了前半段，重新写：今天，我来到山脚下……

小C改好了前半段，这时候看到小A第二篇作文也写了一段了。小C感到焦急，又去看小A写的什么，那么快。

发现小A的第二篇作文原来写了游泳：今天，我来到泳池……

最后，小A写好了两篇作文，不但如此，他的文笔也锻炼的不错，要他再写一篇植树，也可以胸有成竹。

小C倒也写出了一篇，但他从未经历过一轮完整的写作文周期。若要他再写一篇，他还会磕磕绊绊，忍不住看看别人的，想要“弯道超车”。

可是数据积累、技术功底是不能弯道超车的，技术上的坎，必须自己艰苦闯过去。否则哪怕看得到别人漏出来的一点总体方案，没有雄厚的部件技术做支撑，在平坦大道上我们也一样追赶不上。

题外话：

不知道大家看了GE公司那个宣传视频后感觉如何，我几乎怀疑是不是找个研究生当毕设做的，存在这么几个疑点：

1. 第二段风扇没有（明显的）进口导流叶片，它只有上一级转子后边把气流扭直的静子。也就是说这个发动机变涵道比时，大幅变化的内涵+BP1流量就要这一排转子叶片生生吞进去。已经练到不需要枪头就能捅死人了吗？
2. GE公司至少从F120开始就应已经全采用了对转双转子，甚至无级间导向器对转涡轮也在F136上用到了。但这个宣传视频里不光涡轮级间有导向器，高低压转轴也是同向转动的。难道GE把这样好的提高飞机机动性、减轻发动机重量的先进技术也保守掉了？