自适应循环发动机

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1、自适应循环发动机ACE意为王牌，但ACE也是AdaptiveCycleEngine的缩写，意为自适应循环发动机。这是美国空军研究实验室（AirForceResearchLab，简称AFRL）的一个研究项目，用于推动变循环发动机。在原理性的ACE计划之后，AFRL进一步推动ADVENT（AdaptiveVersatileEngineTechnology，意为自适应灵活发动机技术）计划，研究变循环发动机的实用化问题。现在AFRL更进一步，启动AETD（AdaptiveEngineTechnologyDevelopment，意为自适应发动机技术研发）计划，要求通用电气、罗尔斯·

2、罗伊斯和普拉特·惠特尼提交实用级变循环发动机，基准推力和几何尺寸以F-35发动机为参考。　　现代战斗机通常采用涡扇发动机。涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，膨胀产生压力，形成高温高压燃气，向后喷射而出，形成推力；另一部分从与核心发动机同心的环道绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。同心环道成为外涵道，核心发动机就成为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比成为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。外涵道的旁通空气流量是涡扇的全部奥秘所在。涡扇发动机的典型结构

3、图　　涡扇发动机的推力可以表示为：　　F=（m_核心发动机+m_燃油）×V_核心发动机+m_风扇V_风扇-m_进气V_进气　　其中F为推力，m_核心发动机为核心发动机的空气流量，m_风扇为风扇排气流量，m_进气为进气空气流量，m_燃油为燃油流量，V_核心发动机为核心发动机喷气速度，V_风扇为风扇排气速度，V_进气为进气速度。如果不考虑进气的动能，则有：　　F=（m_核心发动机+m_燃油）×V_核心发动机+涵道比×m_核心发动机V_风扇　　其中涵道比为m_外涵道/m_核心发动机。涵道比为零的话，涡扇就退化为涡喷。在一定的燃烧条件下，完全燃烧时空气和燃油是有固定比例的，可以看

4、作常数，如果油气比为m_燃油/m_核心发动机，那样就有：　　F=((1+油气比)V_核心发动机+涵道比×V_风扇)m_核心发动机　　换句话说，推力和涵道比成正比，增加涵道比可以大幅度提高推力，民航涡扇发动机的涵道比动辄达到8以上。另一方面，油耗为：　　油耗=m_燃油/F=油气比/((1+油气比)V_核心发动机+涵道比×V_风扇)　　也就是说，油耗和涵道比成反比。油耗或者推力与喷气温度和速度的关系就不那么直观。但是间接地看，涡扇使得喷气温度降低是增加涵道比的结果，喷气温度也是一样，而涵道比增加使得推力增加、油耗降低。　　实际情况要更复杂，还有进气动能的问题。随着速度的提高，

5、进气本身的m_进气V_进气提高，导致发动机实际推力下降。最终的喷气速度为：　　V_喷气=(（m_核心发动机+m_燃油）×V_核心发动机+m_风扇V_风扇)/m_喷气　　由于m_风扇+m_核心发动机=m_进气，V_喷气=V_进气的时候，除了抛射相当于燃油质量产生的反作用力外，发动机不再产生推力。也就是说，此时涡扇发动机相当于火箭发动机。不幸的是，增加涵道比将降低喷气速度，限制了涡扇对高速飞机的使用。另外，增加涵道比需要增大风扇，这增加了发动机的迎风阻力，也有害于高速飞行。所以战斗机涡扇发动机通常都采用低涵道比。1968年开始研制的普拉特·惠特尼F100是第一代成功的低涵道比

6、涡扇发动机，采用了单元体、单晶叶片等先进技术，1969年7月验证机首次运转，1970年4月获得美国空军的选用，1972年7月24日，装用F100发动机的F-15首飞，1976年1月开始作战使用。由于冷战军备竞赛的压力，F-15战斗机需要抢先投入使用，扭转苏联米格-23等新一代战斗机投入使用后对中欧美国空军造成的压力，F100没有经过适当的成熟化就投入使用，早期F100的可靠性十分糟糕。F-15曾经大面积停飞，严重影响了战斗力。与此同时，单发的F-16也选用F100发动机，是美国空军对发动机可靠性问题更加忧心。但普拉特·惠特尼处于事实垄断的地位，成为美国空军高低两端第三代战

7、斗机发动机的唯一供应来源。在军方拨款不到位的情况下，普拉特·惠特尼对美国空军关于改善可靠性和增加推力的要求百般推托。1979年，美国国会在密集听证之后，决定拨款启动第二发动机供应来源，指令通用电气在B-1轰炸机的F101涡扇的核心发动机基础上，研制F101涡扇发动机。F100-PW-100发动机在F-15服役后，尾喷管整流片被全数拆除以简化维护B-1B使用的F101-GE-102涡扇发动机结构图通用电气在和普拉特·惠特尼竞争F-15的发动机时落选，但研制的F101涡扇发动机成为一代经典，其核心发动机不仅成为F110的基础，也成