#亚太瞭望台#

天天写国际，搞得粉丝们意见很大，写篇硬核变循环发动机给大家换换口味！之前就看到中国的变循环发动机突破了，用的是与美国很不一样的结构，推力与节油效率都比美国版要高出很多，同时我们也触摸到了一个天花板，涡轮压气级的极速只能接近4马赫！

超过四马赫的发动机有吗？答案是当然有了！同样是涡轮压气级结构，但是处理方式却超出了各位的想象！据公开报道，中国在今年1月份在这种4马赫+的涡轮压气级结构发动机上取得了突破性的进展，本文也将一并解读这种逆天的发动机。

让六代机航程超过1万公里！中国变循环发动机：极速接近4马赫

据日前公开的中国变循环发动机工作机制，分别有外中内三个涵道，同时在中内涵道和中涵道中设置两个燃烧室，高空高速时一起工作，一起推动高压涡轮，涡前温度、转速与进气量都大幅增加，燃油效率与推力也大幅增加！

据中国科学院PPT公开的资料，发动机单位推力增加47%，耗油率降低37.5%，折合整机推力增加非常显著，特别是耗油率大幅降低，据此计算，航程超过7000公里的歼-36在换装这种发动机后，其航程将会超过恐怖的1万公里，变成名副其实的洲际战斗机！

美国人早就设计出这种结构了：为什么通用和普惠不用？

这种模式就是很小众但却大名鼎鼎的“级间燃烧”模式，早在2002年美国空军研究实验室就提出了“超紧凑燃烧室（UCC）” 方案，就是在低压涡轮导向器叶片外沿设置周向凹腔燃烧室，非常接近于这种级间燃烧结构，2005年NASA也有类似的研究，但通用和普惠的变循环发动机最终还是选择了单燃烧室模式，这又是一个美国的PPT被中国实现的案例？

事实上美国在变循环发动机领域已经研究70多年了，各种方案都经历过，但最后却被后起之秀中国给干掉了，你不要怀疑，第一台搭载变循环发动机的SR-71黑鸟侦察机飞上天的时候中国还在研究歼-6，当年能实现3.3马赫飞行的J-58发动机对中国来说，简直就是天顶星科技，那时候的美国科技绝对可以说是遥遥领先！

J58发动机是从普惠的JT9发动机改版而来的，其核心机稍小但结构一样，最大的结构区别是J58从第四级压气级引出气流，通过6条旁路管道加力燃烧室。所以其最大的特征就是在发动机外围有六条旁路管道，发动机中独一份，识别度很高。

这几条管子的作用是在SR-71超过2马赫后，由于核心机流量的原因速度无法再提高，此时打开旁路有两个作用：

增加发动机流量，因为此时发动机已经处在了平衡状态，无法再进一步增加速度；

为加力燃烧室提供“冷空气”，为持续加力燃烧降低加力燃烧室温度；

加力燃烧室是在发动机通过高压涡轮排出的“废气”中喷入燃油燃烧，因为在这些废气中还有大量氧气，为战斗机提供更强大的动力，但正常情况下无法长时间工作，会导致高温涡轮温度过高，在引入从第四级高压压气级的“冷空气”后，J58的加力燃烧室可以长时间稳定工作。

所以SR-71在超过2马赫后一直工作在加力燃烧模式，一直到3.35马赫的最高速度。想必各位也知道了，SR-71的发动机工作模式极其耗油，一般满油为36吨，会抽出部分燃油用氮气填充，总共30吨燃油，只能让这架77吨的侦察机飞行5000公里，比同类型的轰炸机航程缩短2000公里以上。

J-58就是变循环发动机的鼻祖，从J-58的工作模式可以知道，变循环的关键在于在不改变发动机的横截面积情况下实现流量变化。这个想法是从涡喷和涡扇发动机的优缺点互补的想法出发的，这两种发动机是目前战机主要使用的结构，其中涡扇的使用率更高一些：

涡喷发动机：只有一个涵道，所有流量都经过核心机；

涡扇发动机：有两个涵道，部分流量分出过外涵道，其余流量过核心机的内涵道；

外涵道流量/内涵道流量就是涵道比，涡喷的涵道比是零。涡喷的优点是高空高速燃油经济性很好，中低空低速性能不太行，涡扇则相反，所以就有工程师想把这两种发动机的优势结合在一起，在不改变发动机横截面积的情况下实现涵道比改变，这就是变循环发动机。

在J58后美国在变循环发动机领域长期没有进展，主要冷战后期也不时兴高速战斗机了，转而寻求燃油经济性更好，航程更大的超音速巡航战斗机。在诺斯罗普&麦道一起喝洛克希德竞标F-22时的YF-23上YF-120发动机使用了变循环结构。

YF120发动机结构：GE经典变循环，上半部为涡喷工况，下半部为涡扇工况

YF120是GE设计变循环发动机，是第二代变循环技术，使用的是双流 (Two-stream) 可变旁通 (传统 VCE 模式)：两个主要流道：核心通道 (core) + 旁通 (bypass)

通过 旁通门 (bypass doors) + 可变旁通通道来调节旁通比 (bypass ratio)

高推力 /战斗模式：旁通比降低 (更多气流进入核心)，推动力强

巡航 /经济模式：旁通比提高 (更多空气走旁通)，效率高

对喷口和进气匹配有较高要求 (需要可变喷口、可变截面)

YF120的结构比较复杂，另一个原因是YF-23在美军五代机竞争中败北，YF120并没有量产，不过其技术迭代后用在了XA100上，这是GE的第三代变循环（自适应）技术：

GE似乎没有公开完整的XA100的结构图，不过有找到论文中的三流道结构，XA100的结构不完全一致，但原理基本上差不多，其三流的结构特征是在核心流 (core) 和传统旁通之外还多一条旁通路径：

流量动态分配：发动机控制系统 (FADEC 等) 根据飞行工况 (功率需求、热负载、节油需求) 将空气在三条流道之间重新分配。

热管理：第三流可以用作冷却气流，帮助处理发动机热负载 (例如冷却电子设备、机体、涡轮叶片等) ；

效率vs推力平衡：巡航 /低推力模式：更多气流进入第三流 +旁通 → 降低核心负载，节油；高推力/战斗模式：减少第三流分配 (或将其引入核心) → 提高单位推力；

可变喷口&进气匹配：为了让三流发动机正常工作，需要更复杂的可变喷口和进气调节装置 (进气道+喷口) 来管理三个流道之间的压力匹配和流量分配。

美国的三代变循环发动机发展，结构从简单到非常复杂双流道模式，再到相对比较复杂的三流道模式，唯一不变的就是其单燃烧室，这些气流最终还是汇聚到同一个燃烧室或者同一条燃气流中，这一点是一直没有变化的。

GE的XA-100的性能非常不错，据GE官方的数据，这款发动机比F119（F-22标配）推力增加10%，燃油经济性增加25%，在材料达到极限，推力增加比登天还难的时代，推力增加10%这是一项非常不俗的成绩！但是让美国没有想到的事发生了，中国的变循环发动机横空出世，而且其结构还是NASA和美国空军都曾涉足但从未深入的结构！

中国变循环发动机：极速接近4马赫

11月4日，社交媒体上突然出现了中国科学院相关的级间燃烧变循环发动机完成高空台试车的新闻，这个不仅表示已经非常接近成熟状态，而且性能数据非常炸裂：

地面台试车：单位推力增加27.6%；

高空台试车：单位推力增加47%，耗油率降低37.5%（与代加力燃烧的基准发动机相比）；

从这两个描述可以看出，其更适合在高空高速下飞行，要是按这数据，这种发动机装载歼-36上，立马就能让航程超过7000公里的西太战斗机变成洲际战斗机。这种性能炸裂的发动机的结构与三流道结构有些相似，但两者原理却大相径庭：

图中已经标识了第一涵道、第二涵道和第三涵道，其中第三涵道是外涵道，气流经过发动机外围，主要是增推与散热；比较关键的是第一涵道和第二涵道：

第一涵道是核心核心涵道：其结构与常规的涡扇发动机没什么两样，但与常规涡扇不一样的是其涵道在经过燃烧室后，抵达高温涡轮的位置有第二涵道流入；

第二涵道是这台发动机的关键：从高压压气级的前端引出后，经过中涵道最终汇入内涵道的燃烧室末端，而在中涵道的中部也有一个燃烧室；

简单一点理解就是，低空低速时开启的是内涵道和外涵道，中涵道是关闭的，到了高空高速飞行范围时，开启中涵道，并且在中部燃烧室混入雾化燃油后点燃，形成第二个燃烧室，其在燃烧后的燃气与内涵道的燃气混合，冲击高温涡轮。

第一个是中涵道打开后会增加核心机流量，阻力会进一步减小；第二是两股燃气会让高温涡轮前温度增加、压力增加，高温涡轮转速增加，带动压气级以更高速度工作，会使得流量进一步增加，在一定范围内将会出现速度越高推力越大的趋势。

最高速度4马赫+

据中国科学院给出的数据，使用这种模式后，发动机工作速度可以接近或者达到4马赫左右，较之传统的常规涡轮喷气发动机只能达到2.5~2.8，J58（SR-71黑鸟发动机）也只能达到3.3马赫左右，使用级间燃烧后的中国变循环发动机能达到前所未有的4马赫+，这基本就是传统发动机的极限了，或者说天花板也可以。

XA-100（上文介绍的GE变循环发动机）极速应该小于2.5马赫，因为在XA100的设计指标中，燃油经济性和推力是考虑的第一位，这个速度区间还是根据涵道比变化放宽后的评估值。但是中科院公开的级间燃烧变循环发动机能达到4马赫+，看来中国真的是极端的追求速度，并且还做到了，这么简单的结构，为什么GE和普惠都没有参考并实施呢？

另一个关键：材料极限

肯定不用怀疑GE和普惠工程师的智商，上文也介绍了，美国军方和NASA都有过类似的设计，但都没有采用，原因也很简单，这种发动机结构会极大的提高涡前的压力与温度，也就是高温涡轮前的温度，而据公开资料表明，涡前温度每提升100℃，推力增加10%-20%。

但是目前的发动机的推力并没有无限制上升，原因很简单，材料已经到达极限了，目前的F119的涡前温度据说已经达到1,487–1,527℃，基本超过了绝大多数高强度材料的熔点，之所以发动机的高温涡轮还能正常工作是因为采用非常极端的冷却技术，比如通过气膜冷却、发散冷却等先进冷却技术来达到冷却目的，比如采用如下结构：

不过即使如此，这种技术已经达到极限了，比如这种结构经历了大概三代：

到目前技术潜力早就被挖掘干净了！怎么提高高温涡轮叶片的耐热温度？使用更耐高温的合金，从镍基到单晶镍基合金、铼强化镍基合金以及陶瓷基复合材料等，中国目前突破的就是陶瓷基复合材料，据介绍，这种材料可以稳定工作在1600℃以上，如果再加上散热技术，在更高的涡前温度下工作也是没有问题的。

简单总结下，采用的路线基本应该是“含铼单晶合金打基础 + 陶瓷基复合材料扛高温 + 冷却技术降降低热负荷，解决了级间燃烧产生的高温问题，使得这种看似结构简单，但技术要求非常逆天的发动机开始出现。

超过四马赫的涡轮压气级喷气式发动机：工作机制超出你想象

文章有点长了，下面简单介绍下为什么级间燃烧变循环发动机也无法再提高速度的原因，最大的问题是高温，不是发动机工作的高温，而是高速流动的空气产生的高温，大气静温不高，但是被进气道和发动机挡住去路后，这些动能就会转换成热能！

激波

假设速度为4马赫，这个速度的气流直接撞击在发动机叶片上，总温可高达1000℃，以现有的技术而言，低压压气级的温度完全达无法承受。不过这个问题不严重，因为可以设计进气道，比如超音速可变截面进气道，或者激波进气道等，可以通过结构设计“分配”各自承受的温度，到发动机前时速度下降，温度也会降低！

现代战斗机进气道就是专门设计的，但是结构设计分配也是有极限的，所以随着速度提高，到达发动机低压压气级前的温度越来越高，一个是叶片无法承受，另一个是会导致压气级效率急剧下降，因为高温空气本身就会膨胀，这一来一去效率极低，成为影响速度提高的主要因素。

这是不是变成一个无解难题了？别担心，天才的工程师已经想出了一个给进入发动机的高温气流来一个冷却，看到这里估计大家也明白了，就是预冷涡轮发动机，这是一个总称，大意就是进了这扇门，又是一个庞大的体系，本文写不完了，想看的朋友文末留言吧，如果大家不喜欢看就不写了，这种技术体系文章写着累，看着更累！