自適應發動機(ACE)可根據不同任務需求，通過改變多個幾何可調機構位置并采用自適應控制技術，調節風扇及核心機的流量和壓比，使發動機在包線內不同速度和高度點獲得最優的性能，兼具小涵道比和大涵道比渦扇發動機的優點。但與此同時，ACE存在工作模式多、狀態轉換復雜和可調部件多、機構復雜、調節范圍寬、可調變量多等技術難點，對其壓縮系統的構型也提出了更高的要求。

　　自20世紀60年代起，美國針對變循環發動機(VCE)技術的發展制訂了國家層面的一系列長期研究計劃。在這些計劃的支持下，變循環發動機經歷了從追求優異性能、到經濟可承受性再到飛發一體化和熱管理技術的發展過程。在這一過程中，GE公司對變循環發動機的研究一直處于領先地位，并且具有很強的代表性。截至目前，GE公司已經研究探索了四代變循環發動機，包括第一代YJ101/VCE驗證機、第二代GE21、第三代YF120和第四代可控壓比發動機(COPE)，以及正在開展的新一代自適應發動機(ACE)。

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　　自適應發動機的基本原理常規航空發動機在設計過程中，首先要明確主要飛行任務剖面，而后確定工作點和熱力循環參數，兼顧飛機其他飛行高度和速度的需求。發動機的主要熱力循環參數如增壓比、涵道比和流量不可調節、可調節的部件主要是進氣道和噴管，以滿足發動機對流量的需求。發動機在設計點上工作效率最高，在非設計點上效率會下降。因此，兼顧設計點與非設計點的工作效率可極大提升發動機與飛機的性能。

　　早期的變循環發動機的調節對象主要是涵道比，針對高速飛行和巡航時的不同需求進行設計，實現階段性控制，能適應的變循環飛行段有限。理想的變循環發動機應該在亞聲速巡航時表現出大涵道比發動機低油耗的特性，在超聲速飛行時表現出小涵道比發動機(渦噴發動機的涵道比為0)高單位推力的特性。如GE公司的YF120雙涵道變循環發動機，實現了對核心機流量和涵道比的控制，能夠實現發動機在雙涵道與單涵道工作模式之間的轉換，從而使飛機在高速飛行/超聲速巡航和高空亞聲速/空戰機動飛行時都能得到滿足要求的性能。

　　在此基礎上，GE公司在經濟可承受先進渦輪發動機(VAATE)計劃中提出了自適應發動機的概念，其特點表現為發動機的增壓比和涵道比可調，這兩個關鍵因素將直接影響耗油率和推力。與早期的具有雙涵道的變循環發動機相比，自適應變循環發動機增加了第三涵道，用于調節涵道比。借助第三涵道，發動機可在飛機進氣道幾何固定的條件下以亞聲速和超聲速工作，多余的空氣進入第三涵道減小飛機進氣道的溢流阻力。自適應變循環發動機可以改變空氣流量和單位推力，以適應超聲速巡航、跨聲速和亞聲速巡航飛行的需要。第三涵道是自適應發動機的主要結構特征。在三涵道結構中，內涵道和第二涵道可以看作是傳統的渦扇發動機或類似YF120的雙外涵道變循環發動機，而第三涵道是自適應發動機的獨特結構。第三涵道的氣流不進入核心機，不影響發動機的正常工作。

　　通過調整發動機進口流量大小，改變進氣道的出口背壓，控制進氣道內激波的位置，實現可調進氣道的功能。第三涵道還可以解決進氣道邊界層分離和熱管理上的問題。第三涵道提供的氣流量將根據發動機不同任務階段進行控制，通過增加氣流流量提高推進效率和節省燃油，或者通過增加核心氣流提高推力，或者作為冷卻氣流用于燃油冷卻或飛機系統的散熱。綜上，自適應技術就是通過改變發動機部件的幾何形狀、尺寸和位置來調節熱力循環參數。變循環或自適應技術并不對發動機各部件提出很高的單項技術指標，而是要求在變流量、變工況條件下實現風扇、壓氣機和渦輪等部件流場的良好匹配，以及發動機的控制系統的技術提升，實現各部件的協調工作。

　　而自適應發動機的主要特征包括以下幾點：具有三涵道或第三外涵道特征;安裝性能好，有利于減小發動機進氣道的溢流阻力，降低進氣道的復雜性;整個飛行包線內綜合性能最優，根據任務階段的需要，第三涵道提供額外的質量流量提高推進效率和燃油效率，增加核心機流量以獲得更大的推力和冷卻空氣;先進熱管理技術，增強隱身性。自適應壓縮系統構型自適應壓縮系統是自適應發動機的關鍵部件，在結構上具有三涵道或第三外涵道特征。雖然GE和普惠有各自的自適應壓縮方案，但是涉及的關鍵核心技術均未公開。根據公開的報道和專利，常見的自適應壓縮系統的布局形式及其衍生型，按照實現第三涵道的不同方式可劃分為以下幾種類型。Advent自適應發動機構型GE公司的Advent發動機的壓縮系統由兩級自適應風扇、核心驅動風扇和高壓壓氣機組成。

　　自適應風扇由兩級分別帶進出口靜子的單級風扇組成，是一種“前后分離”的風扇布局方案。該自適應風扇各級進出口均有一排葉片，通過后風扇靜子幾何調節，既可重新調整兩級風扇的負荷分配從而改變風扇的總壓比，又可起到調節涵道比的作用。如需實現更大范圍的涵道比調節，可通過在第三外涵道進口設置模式選擇結構來實現，但會造成較復雜的調節結構，須對結構復雜性和調節能力需求進行平衡。從噴管結構模型看，第三外涵道的冷氣流圍繞著流經渦輪的高溫氣流，在噴管幾何喉道后與高溫氣流摻混排出發動機，可有效降低排氣溫度，起到抑制紅外信號的作用，提高隱身性能。

　　總之，Advent發動機構型具有第三外涵道特征、實現紅外隱身、可變涵道比和變風扇壓比的能力。由于前風扇需要承受或實現較寬的流量調節范圍，才能具備完全消除進氣道溢流阻力的能力，因此在全包線內能否獲得較優的安裝性能還存在不確定性。帶有葉尖風扇的自適應發動機GE公司在2003—2005年申請了大量葉尖風扇(Fanonblade，Flade)專利，從相關資料來看，帶有葉尖風扇的自適應發動機構型是GE公司發展的一個重要方向。這種構型的壓縮系統由兩級自適應風扇、核心機驅動風扇(CDFS)、高壓壓氣機和有別于其他構型的葉尖風扇組成。亞聲速巡航時，自適應風扇調整導流葉片(IGV)至全開位置，使葉尖風扇涵道(第三外涵道)打開，吸入進氣道溢流，減小飛機溢流阻力;葉尖風扇涵道可以吸入進氣道邊界層氣流，提高核心機進氣氣流品質;葉尖風扇涵道氣流可參與熱端部件冷卻，改善發動機紅外隱身性能。在地面起飛和超聲速巡航時，通過調整IGV的角度，使葉尖風扇涵道關閉，獲得較大的推力。

　　葉尖風扇涵道獨立可調，其氣流流動與主流之間基本無太大干涉，主要受葉尖風扇級的葉尖切線速度影響。由于葉尖風扇葉尖切線速度的限制，整個低壓軸轉速受限，為保證一定的風扇壓比，主風扇的級數不會很少或者主風扇的級數較少但級負荷較高。葉尖風扇外涵流量調節方式可以采用一排或兩排葉片調節或涵道出口可調面積噴管實現。可調葉排數須從氣動設計方面來考慮，若采用可變彎度導流葉片(VIGV)或IGV，須從氣動和結構平衡考慮流路的設計，可調葉排越多需要的可調機構也越多。

　　葉尖風扇涵道氣流可有不同的排出方式。一是分排模式，氣流經過葉尖風扇增壓后直接排入大氣產生推力;二是外混排模式，在第三外涵道出口設置涵道引射器使氣流與內涵氣流摻混，降低內涵氣流外圍的紅外信號(與摻混位置有關);三是內混排模式，氣流經過葉尖風扇增壓后，通過渦輪后支板流入發動機內涵尾錐，在內部高速噴出與內涵混合，減小紅外信號。若追求隱身性，比較理想的選擇是同時采取后兩種模式，此時，第三外涵道產生的推力相對較小。主風扇通常采用常規風扇或對轉風扇方案。常規主風扇的技術比較成熟，但與葉尖風扇結合會帶來質量大幅增加、結構設計復雜的問題。若采用對轉主風扇，可以減輕質量，但存在氣動設計技術風險。

　　無論采用哪種主風扇，為滿足強度設計要求需要增加主風扇轉子葉片的厚度，而質量會進一步增大。主風扇進口是否設置VIGV，與發動機性能要求有關。若設置VIGV，主風扇在中低轉速可以獲得較好的穩定工作裕度，同時也可作為承力框架在第三外涵道設計支板與進氣機匣VIGV相連，這樣必然增加結構設計的復雜性，在氣動損失可控的情況下，能夠獲得氣動和結構的平衡。

　　總之，葉尖風扇自適應布局形式具有第三外涵道特征、較好的紅外隱身、可變涵道比和寬廣的流量調節能力。但由于葉尖風扇轉子位于主風扇外側尺寸較大，整體工作在高切線速度下，激波將貫穿整個葉高，帶來嚴重的強度問題和氣動損失。同時，由于葉尖風扇涵道氣流排出模式的差異，在部分工況下可能僅產生較小的推力，主要實現涵道比的調節、消除溢流阻力和抑制紅外信號的作用。對戰斗機而言，葉尖風扇經常作為負擔而存在。因此，須綜合考慮全飛行包線內的收益和代價來取舍葉尖風扇的布局形式。

　　GE下一代自適應發動機GE公司公開的下一代自適應發動機的資料顯示，該發動機主要由3級風扇、7級高壓壓氣機、2級高壓渦輪和2級低壓渦輪組成。需要注意的是，這種構型無核心機驅動風扇，同時高低壓渦輪級數均為兩級，說明風扇和壓氣機的總增壓比高。其壓縮系統的主要特點是，第三級風扇轉靜子均放置于下壓流路，3個涵道的分流分別在2級靜子和3級轉子后完成，3級風扇與下游中介機匣的過渡非常緊湊，分流環已延伸到第三級靜子前緣，在第三涵道和第二涵道進口處未發現類似模式選擇閥的結構。該布局形式與常規渦扇發動機相比，增加了一個涵道，在如此緊湊的結構布局下，可采用多套靜子聯調機構或后涵道引射器，實現3個涵道變流量和變壓比的主動調節控制。

　　據GE公司官方網站介紹，該型自適應發動機有高推力和高效率兩個主要工作模式。在高推力模式下，進入發動機的空氣大部分流經核心機和第二涵道，用以產生更大推力，幫助飛行員高效執行戰斗任務;在高效率模式下，增加第三涵道的流量以大幅降低燃油消耗，增加飛行距離。結束語自適應發動機技術屬于新一代變循環技術，三涵道結構是其主要特征，也是實現自適應發動機綜合性能最優、先進熱管理技術等功能的結構基礎。在實現第三涵道的作用上，3種常見的自適應發動機壓縮系統構型各有優缺點，技術可行的自適應發動機壓縮系統的構型仍需要進行深入研究。

　　作者：史文斌王詠梅昌皓