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飞机的飞行速度是变化的，特别是有的飞机，求在较宽的飞行领域都能有良好的性能，这就要求有一种发动机，它能根据不同的飞行状态，通过改变发动机内部流路的变化，使发动机热力循环发生变化，这种发动机被叫做可变循环喷气发动机。 [1] 

变循环喷气发动机是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。利用变循环改变发动机循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以使发动机在各种飞行和工作状态下都具有良好的性能。

原理

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在涡喷/涡扇发动机方面，VCE研究的重点是改变涵道比:

在爬升、加速和超声速飞行时：发动机涵道比减小，以接近涡喷发动机的性能，以增大推力。

在起飞和亚声速飞行时：发动机涵道比增大，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声。

飞机发动机技术提升的核心在于——如何提高燃油使用效率。喷气式飞机原理是将空气吸入发动机后和燃油混合加热，而后高温高压气体向后喷出，按照牛顿第三定律，飞机就可以获得一个反推力。但这个高温高压气体本身就拥有很大的能量，也就是说，这些能量被白白浪费掉了，但有时候为了机动性则不得不这样做，以往的飞机，往往是涡喷就只能是涡喷模式工作，是涡扇就只能涡扇模式工作。而在飞机航行的整个过程中，往往有很多路程是不需要使用这种高油耗率的工作方式的。而在靠近战场时，为了接敌，则需要高速机动，为了机动空战则需要跨音速飞行模式。于是变循环发动机就是把这三种模式结合起来，合理规划，达到了佳的使用效果。

发动机一般从前往后结构以此为进气道——压气机——燃烧室——涡轮——喷口。对应的过程是空气吸入——空气压缩增压——空气混合燃烧——带动涡轮旋转——尾部喷出做功。变循环发动机则采用涡轮风扇体制，将气流分在三个涵道，但这三个涵道可以变换大小口径，通过组合搭配成就佳的工作模式，在需要经济巡航时，2个调节板向下调节，挡住通过燃烧室的气流，使发动机工作在螺旋桨模式，当需要进行跨音速机动时，调节板1向下，而向上，组成一个涡扇发动机。当要进行超音速巡航时，调节板1、2均向上偏，使其成为一台涡喷发动机。假如发动机使用了任务规划体制，还可以根据不同的任务使用电脑规划发动机的作用方式达到佳*效能。

这个措施看起来简单，但在工程上实现起来是十分难的，发动机工作在高温高压和*转速的情况下，不要有任何的结构变换，否则会带来发动机部件的损伤导致发动机出现安全问题，挡板的偏移也会带来气流的瞬时畸变，导致发动机工作不稳定甚至停车。根据研制该技术的GE公司宣传资料，使用这一技术后，在同等燃油的情况下飞机的滞空时间可以提高50%，航程增加33%，减少25%的燃油消耗率，达到60%的燃油热吸收率。 [2] 

优点

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从飞机/发动机设计理念可知，对于持续高马赫数飞行任务，需要高单位推力的涡喷循环。反之，如果任务强调低马赫数和长航程，就需要低耗油率的涡扇循环。当任务兼有超声速飞行和亚声速飞行或存在多设计点时，麻烦就出现了。为任务的某一部分设计的循环在飞行包线其他地方的性能就差。在燃油消耗几乎均分在超声速和亚声速飞行的混合任务中或在多工作点是必须的情况下，变循环发动机（VCE）显示出巨大的潜力。

从航空工业发展的角度来说，我国证实已经进行变循环发动机研究的意义在于，一方面意味着中国航空动力研制的科研管理和规划更加科学和合理，符合航空工业产品研制的客观规律，更加重视基础科研和预先研究，而不是等到有具体的型号需求才开始进行科研工作，导致研制周期长、风险大、成本高；另外一方面，意味着中国航空动力的研制步伐已经逐渐追赶上美国等西方航空强国，在常规循环发动机研制硕果累累的情况下积极开展新循环方式的发动机基础研究，对于保持中国航空动力工业的可持续发展和追赶世界水平具有相当重大的价值。从中国未来型号发展对于航空发动机的需求来说，类似YF120的变循环涡扇发动机能够提供更大的高空、高速推力，可以有效提升*飞机的超巡、拦射能力，同时能够提供更经济的中低空、亚音速耗油率，对于提升*飞机经济性有明显帮助。从未来民航客机的发展来看，未来的洲际超音速客机同样需要变循环发动机来提供持续超音速飞行能力，亚音速客机更是对于单位油耗相当敏感，因为这关系到民航公司的运营成本。因而，我国从事变循环发动机的科研、军事、商业价值非常巨大，可以有效提升我国的综合国力和竞争力。 [3] 

发展历程

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由于受超声速客机和大飞行包线多任务战斗机需求的驱动，早在20世纪60年代国外就开始VCE的研究。1971年，美国航宇局（NASA）开始实施超声速巡航研究（SCR）计划,该计划的头3年，发动机承包商从上百个方案中优选出能够满足亚声速和超声速飞行相互矛盾要求的两种VCE，即GEAE公司的双涵道发动机(DBE)和普惠公司的变流路控制发动机（VSCE）。为了将研究工作集中在这两种VCE上，NASA在1976年制定了单独的超声速推进技术研究计划。到1981年计划结束时，相对1971年的GE4（GE当时研制的一种超声速运输机用发动机），经验证的VCE的超声速巡航耗油率下降10%，跨声速耗油率有类似的改善，亚声速的耗油率改善达24%，而重量仅为GE4的75%。

VSCE具有常规外涵加力涡扇发动机的流路，但采用*的主燃烧室控制程序，并广泛采用变转速和变几何的风扇、压气机以及变几何的主喷管和副喷管，以控制其工作时的涵道比。在亚声速巡航状态，外涵不开加力，发动机以一种常规分排中等涵道比（约1.5）涡扇发动机工作，因而具有比较好的亚声速巡航性能。起飞、加速和超声速巡航时，需要大的推力，因而打开外涵加力。起飞开加力时噪声增大，但因采用同心环反速度场喷管而得以降低。结果，起飞时的噪声相当于常规涡扇发动机的噪声水平。在超声速巡航时，通过提高涡轮前温度和变几何，加大高压转子转速，这样，涵道比减小，对加力的需求也减小，其耗油率接近设计良好的涡喷发动机。

1985年后，美国的VCE研究工作纳入NASA的高速推进研究计划（HSPR），DBE和VSCE两种方案继续得到发展。进入90年代后，美国、欧洲和日本又掀起研究超声速（M3）和高超声速客机推进系统的热潮。罗-罗公司提出可放气的VCE。法国斯奈克玛公司提出了中间风扇的MCV99VCE方案。

1989年，日本开始着手为期10年的超声速和高超声速推进系统研究计划（HYPR）,并于1999年完成，总投资约3亿美元。计划的目标是为超声速运输机和高速运输机的推进系统打下技术基础。通过研究和试验马赫数5的组合循环发动机(CCE)验证了其可行性。CCE由VCE(代号为HYPR-T)和以甲烷为燃料的冲压发动机组成。HYPR-T的方案与GE公司的DBE类似。

1996年12月到1997年2月，HYPR-T发动机的模拟高空试验在GE的模拟高空试验台上进行，模拟的速度为马赫数3，高度20700米。通过试验，成功地验证了发动机的适用性。在试验中，涡轮前温度达到1873K，涵道比从0.6成功地变化到0.9。通过改变低压涡轮导向器的角度，在高速高温状态下的推力增加15%。

VCE研究的另一个驱动力来自战斗机方面。

自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展，另一方面，飞机的飞行包线不断扩大，从低亚声速待机到高亚声速和超声速巡航和机动（开加力或不开加力），飞行高度从海平面到15千米～17千米，*半径达1000千米～2000千米。VCE正好能满足这种多飞行状态的性能要求。

据模拟计算结果，对于罗-罗公司选择的放气VCE，虽然重量增加50千克，但它仍可使飞机起飞总重和任务油耗分别降低2.33%和3.36%；对于GE公司的双涵VCE，任务油耗可降低2%～3.5%，而且，在亚声速飞行时，VCE的涡轮前温度在某些点上可降低300K以上，这可用来进一步降低耗油率或延长涡轮寿命。特别是在20世纪70年代后，更加重视飞机机体/推进系统一体化设计，VCE还能降低溢流和后体阻力，其优势更为明显。于是，对目的VCE的研究逐步开展起来。

相关举例

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J-58

SR71黑鸟的J58变循环发动机

当黑鸟的心脏，J58发动机咆哮的时候，很少有人能不为之动容，J58也是变循环发动机，却与GE走的不是一个路子。J58是在涡轮喷气和压气机辅助冲压发动机之间转换的变循环。PW（普拉特惠特尼公司）在上个世纪五六十年代开发的这个发动机使黑鸟以三点二倍音速的速度持续飞行。直到几十年后今天，黑鸟仍保持着使用空气发动机的载人飞机的*较快速度记录。

J58照片中，可以清楚地看到有三个粗大的管子，它们一端连接在发动机压气机的位置、另外一端连接在发动机加力燃烧室,J58的另一侧有同样的三个管子,这六个粗大的管子叫涡轮旁路管道，它们起自J58的第四级与第五级压气机之间，终于涡轮后面、加力燃烧室之前。在活门的作用下，这些涡轮旁路通道使得J58得以在涡喷和冲压发动机模式之间转换。发动机上方的管路就是涡轮旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）。这个通道在第四级和第五级压气机之间与发动机通过内部排气活门（Internal Bleed）连接、然后终止于加力燃烧室（Afterburner Section）。在内部排气活门（Internal Bleed）后面的外部排气活门（External Bleeds），其作用是调节涡轮旁路通道中的气压。

当黑鸟在低速飞行时，内部排气活门关闭，压气中所有气流进入主燃烧室，以典型的涡轮喷气方式工作。

当黑鸟以三倍音速飞行时，内部排气活门开启，前四级压气机中的一部分气流通过内部活门进入涡轮旁路通道，直接进入加力燃烧室。这些经前四级压气机压缩的空气在加力燃烧室中为加力燃烧室喷出的燃料提供燃烧的氧气，从而使J58以压气机辅助冲压发动机方式工作。

F-120

F120是美国F-22*战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美国和在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。

F120是一种能满足*战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。

它能够以单涵和双涵模式工作。

在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。

在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。

F120的终结构经过三个阶段的发展。*阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的大不加力超声速巡航推力目标。

F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。

总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。

虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET计划的一项重要技术目标。