作者：晨楓
現代戰鬥機通常採用渦扇發動機作為動力。渦扇發動機在渦噴發動機的基礎上增加了風扇，風扇壓縮空氣後，一部分通過核心發動機，和燃料混合燃燒後，形成高溫高壓燃氣，向後噴射而形成推力;另一部分繞過核心發動機，直接和核心發動機噴出的高溫高壓噴氣混合，形成合成的推力。旁通空氣的流道稱為外涵道，通過核心發動機的流道就稱為內涵道，外涵道和內涵道的空氣流量之比稱為涵道比，也稱流量比或者旁通比。渦槳相當於涵道比無窮大的渦扇。
典型的渦扇結構
發動機大戰
與渦噴相比，渦扇的推力大，省油，但迎風阻力大，噴氣速度低，不利於高速飛行。所以戰鬥機渦扇發動機通常都採用低涵道比，在省油、大推力和迎風阻力、噴氣速度之間折中。1968年開始研製的普拉特·惠特尼F100是第一代成功的低涵道比渦扇發動機，採用了單元體、單晶葉片等先進技術，1969年7月驗證機首次運轉，1970年4月獲得美國空軍的選用，1972年7月24日，裝用F100發動機的F-15首飛，1976年1月開始作戰使用。由於冷戰軍備競賽的壓力，F-15戰鬥機需要搶先投入使用，扭轉蘇聯米格-23等新一代戰鬥機投入使用後對中歐美國空軍造成的壓力，F100沒有經過適當的成熟化就投入使用，早期F100的可靠性十分糟糕，為此導致F-15大面積停飛，嚴重影響了戰鬥力。與此同時，單發的F-16也選用F100發動機，使美國空軍對發動機可靠性問題更加憂心，而普拉特·惠特尼處於事實壟斷的地位，成為美國空軍高低兩端第三代戰鬥機發動機的唯一供應來源。美國空軍要求改善F100的可靠性和增加推力，但在軍方撥款不到位的情況下，普拉特·惠特尼百般推託。1979年，美國國會在密集聽證之後，決定撥款啟動第二發動機供應來源，指令通用電氣研製同一等級的發動機，這就是在B-1轟炸機的F101渦扇的核心發動機基礎上研製的F110渦扇發動機。
通用電氣在和普拉特·惠特尼競爭F-15的發動機時落選，但研製的F101渦扇發動機成為一代經典，其核心發動機不僅成為F110的基礎，也成為民航世界中高度成功的CFM56的基礎。在美國的兩大發動機公司之間，普拉特·惠特尼比較善於短平快，用較低風險搶先推出適用的高性能發動機;而通用電氣走豪華路線，追求技術完美和超前，技術風險較大，也經常後發一步，但這後發的一步引發了所謂「發動機大戰」。
在1985到1990財年之間，美國空軍在通用電氣F110和普拉特·惠特尼F100之間競爭招標。F-15從F-15E開始，可以和F100或者F110相容，但美國空軍所有的F-15統統使用F100，只有韓國和新加坡的F-15E改型使用F110。F-16從Block 30開始，可以和F100或者F110相容，發動機大戰主要圍繞F-16的發動機進行。1985財年，美國空軍訂購了160臺發動機，其中F110為120臺，F100為40臺，通用電氣佔75%;1986財年，F110為184臺，F100為159臺，通用電氣佔54%;1987財年，F110為205臺，F100為160臺，通用電氣佔56%。普拉特·惠特尼從事實壟斷一變為屢居下風，直到1988財年之後才扭轉，F110為147臺，F100為181臺，普拉特·惠特尼佔55%;1989財年，F110為100臺，F100為159臺，普拉特·惠特尼佔61%;1990財年是發動機大戰的最後一年，F110為39臺，F100為70臺，普拉特·惠特尼再佔上風，為64%。6年中，通用電氣奪取51%的訂單，普拉特·惠特尼49%。美國總審計署估計，競爭節約了30%的累計採購費用，並節約了16%的累計運行和支援費用。全壽命成本則降低21%。
GE F110發動機剖視圖
變循環先驅YF120
在ATF時代，洛克希德YF-22和諾斯羅普YF-23競爭，普拉特·惠特尼YF119也和通用電氣YF120競爭，競爭結果是洛克希德YF-22和普拉特·惠特尼YF119獲勝，成為F-22戰鬥機和F119發動機。說起來，一貫追求技術先進的美國空軍在ATF競標中選擇了技術風險較低的YF-22和YF119，而不是技術上更加超前的YF-23和YF120，這反映了美國空軍對冷戰後期軍備競賽的急切感和過去技術冒進的心有餘悸。
普拉特·惠特尼F119儘管採用了大量最先進技術，但還是常規的低涵道比渦扇發動機，以降低迎風阻力和提高高速推力，實際上使得高亞音速巡航不具有多少油耗上的優越性。F-22的加萊特進氣口也是為超音速巡航而優化的。通用電氣YF120是更加先進的變循環發動機，可以在渦噴狀態和渦扇狀態之間平滑過渡，兼顧亞音速時渦扇的省油特性和超音速時渦噴的高速特性，這就是所謂變循環，YF120正是第一臺實現了這樣理想的戰鬥機發動機。
YF120採用活門控制，可以打開外涵道，實現渦扇功能;或者關閉外涵道，實現渦噴功能。有意思的是，YF120有兩組活門，一組把風扇的排氣分流一部分到外涵道，另一組把高壓壓氣機的排氣分流一部分到外涵道。這是一個很巧妙的設計。涵道比等於外涵道與內涵道的推力之比，常規渦扇要增大外涵道出力的話，只有採用儘可能大的外涵道。這不光使得迎風面積增大，還使得驅動風扇的低壓渦輪承受極大的載荷。如果像民用高涵道比渦扇那樣對低壓渦輪妥善設計，這本沒有問題，問題出在變循環發動機的低壓渦輪需要在渦扇狀態把噴流的動能大量轉換成驅動風扇的機械能，而在渦噴狀態儘量少吃掉噴流動能，只轉換足夠驅動風扇和低壓壓氣機的機械能。這樣截然不同的工作狀態使得低壓渦輪的設計十分糾結，需要採用複雜的變距低壓渦輪葉片來適應高度變化的負荷情況。但高壓渦輪分擔一部分轉化為機械能的任務的話，可以為低壓渦輪卸載，有利於簡化設計。另外，高壓壓氣機引出氣流增加外涵道壓力，可以等效為增加外涵道面積，提高涵道比。當然，代價不僅是結構複雜，而且高壓壓氣機的效率受到損失。好在YF120即使在渦扇狀態也依然只是低涵道比渦扇，綜合權衡下來，得大於失。
不過YF120在渦噴狀態時，高壓壓氣機後的引氣活門關閉，但風扇後引出的可調外涵道並不完全關閉，而是維持一股很小的氣流。這是十足通用電氣特色的「漏氣渦噴」。這時外涵道氣流不產生實質性的推力，只是用於冷卻核心發動機的機匣。通用電氣YJ101就是這樣一種「漏氣渦噴」，由YJ101發展而來的F404也保持了這個特色。
通用電氣YF120的具體技術指標一直沒有公布過，但一般認為推力、油耗等關鍵性能優於普拉特·惠特尼YF119，但技術上過於超前，風險較大。據試飛員說，在空中加油試驗中，YF120的最低推力還是偏大，只能關掉一臺發動機，使用單臺發動機維持飛行，這說明YF120的成熟性和好用性還有一定的距離。為了控制ATF的風險，美國空軍沒有選用YF120是正確的，但變循環對未來戰鬥機發動機的作用是顯而易見的。新一代發動機研究已經超過了變循環，而是進入自適應的層次。也就是說，除了渦噴、渦扇工作循環可變外，還能進一步自動對工作環境進行適應。美國空軍研究實驗室(簡稱AFRL)與工業界合作，通過自適應循環發動機(簡稱ACE)、自適應靈活發動機技術(簡稱ADVENT)、自適應發動機技術研發(AETD)等研究計劃逐步推動自適應發動機的研發，使之成熟化。現在正在進入自適應發動機技術轉移計劃(簡稱AETP)，將累積成果固化成F135一級的發動機。
F119發動機的剖視圖
F119在結構上要簡單很多
YF120設計先進但結構複雜，圖中可看到發動機在亞音速模式和超音速模式中的不同工作狀態
YF120是第一臺變循環的戰鬥機發動機
YF120有兩組旁路活門
第三涵道的意義
YF120採用變循環，ACE、ADVENT、AETD以來的自適應發動機也採用了類似的變循環結構，但這只是下一代戰鬥機發動機核心技術的一部分，另外兩部分是三涵道結構和先進的陶瓷基複合材料。
三涵道是自適應的關鍵。在三涵道結構中，內涵道和外涵道對應於傳統的渦扇發動機或者YF120那樣的變循環渦扇-渦噴發動機。對於常規渦扇的情況，內外涵道的涵道比是固定的，對於變循環情況，外涵道的旁通流量由活門控制，涵道比可變。但外涵道之外的第三涵道則是獨特的，常規渦扇發動機沒有相應的結構。
與渦扇或者變循環的外涵道不同，第三涵道並不直接提供推力，但整個推進系統的推力不光來自發動機，還來自進氣道。在低速飛行時，發動機進氣加壓基本上完全由風扇和壓氣機提供;但在高速飛行時，空氣動壓本身就提供了相當大的壓縮，風扇與壓氣機所需出力大大減小。在超音速飛行時，進氣道還要提供足夠的減速，使得超音速氣流減速到亞音速(典型為M0.5-0.6)氣流，因為風扇和壓氣機只能在亞音速條件下工作，燃燒室也只能在亞音速條件下工作，高溫高壓燃氣是靠收斂-擴散噴管加速到超音速的。另外，進氣道喉道處如果氣流速度正好在音速的話，形成的激波像石牆一樣，要造成進氣梗塞，必須通過背壓控制進氣道內的激波位置，避免出現這個問題。由於這些高度不同的工作條件，進氣道設計成為超音速飛行的一個難題，通常使用可調進氣道來解決超音速進氣時激波波系控制問題，還要有輔助進氣、放氣活門來解決低速時的額外進氣和高速時洩放過度進氣的問題。
輔助進氣、放氣活門的設計不是太大的難點，除了本身的阻力、重量外，還在結構上要留出輔助流道的空間，這是額外的重量和無效空間。更大的問題在於可調進氣道。可調進氣道有很多種類，常見的採用矩形或者帶圓錐的環形(兩側進氣時則為帶半錐的半環形)進氣口，前者的典型代表有F-15和蘇-27，後者的典型代表有米格-21和F-104。但可調進氣道重量大，結構複雜，而且不利於隱身。F-22採用斜切菱形但是固定的加萊特進氣口，F-35採用複雜曲面但同樣固定的蚌殼形進氣口，兩者都只能針對設計巡航速度優化，在其他速度下進氣損失難以避免。固定式皮托管進氣口更是把F-16的最大速度限制在M2.0。米格-21和F-104用低得多的推重比實現了和F-15、F-22相當的最大速度，而高於F-16，部分原因就在於為最大速度而優化的進氣道。換句話說，進氣道減阻可以等效為推進系統增推。
可大幅度調節流量的第三涵道可以用固定進氣口實現可調進氣道的功能，同時解決了輔助進氣、放氣活門的問題，避免了結構重量和隱身方面的問題。第三涵道的氣流不進入核心發動機，不影響發動機的正常工作。但通過增加和降低背壓，可以控制進氣道內激波位置，實現可調進氣道的功能。增加和減少第三涵道的旁通流量更是直接取代了輔助進氣、放氣活門的作用。第三涵道還可以解決進氣口邊界層分離的問題。邊界層是空氣粘性吸附在進氣口前方機體壁面造成的進氣速度分布不均勻的現象，傳統上用分離板將進氣迎面「剖開」，呆滯的邊界層從特定的洩流道流散回到環境大氣，「乾淨」的進氣進入進氣道。這不僅造成額外阻力，也對前向隱身不利。F-35進氣口的蚌殼狀鼓包把邊界層劈開，利用空氣動壓將其頂到進氣口唇口之外，取消了傳統的分離板，不僅改善了隱身，減輕了重量，降低了阻力，還與進氣道設計有機整合，在給定工況下提高了總壓恢復。但第三涵道通過抽吸拉動邊界層，或者說向呆滯的邊界層注入能量，在相當程度上可以解決邊界層分離問題，與蚌殼裝鼓包一體化設計的話，可以大大拓展總壓恢復的高效範圍，提高等效增推效果。
第三涵道還有熱量管理上的作用。第三涵道氣流加壓較小，溫度較低(在通用電氣ADVENT的試驗中，第三涵道氣溫比外涵道下降65攝氏度)，而流量充足。第三涵道氣流可以直接用於冷卻，或者通過換熱器使壓氣機氣流降溫後用於冷卻。較低溫度的冷卻氣流對發動機熱端部件氣冷降溫有利，可以容許熱端部件工作溫度提高，提高熱工效率，或者用較小的冷卻氣流流量達到同樣的降溫效果，減輕熱端部件。另外，隱身飛機不容許機體上任意開口，造成系統散熱的極大困擾，現有的用燃油作為冷源的做法限制了最低燃油容量(對於F-35來說這是20%的機內燃油容量)，否則可能造成系統過熱當機。第三涵道氣流是理想的冷源，而且不幹擾核心發動機的工作，適合於提供充足的冷卻容量。
ACE 方案。圖中左上方第一方塊中的文字是：Fan-on-blade fan in outer bypass duct(外涵道葉片上風扇);上方中間方塊中的文字是：Variable stators modulare outer bypass flow(外涵道可變距葉片模塊);上方右側方塊中的文字是：Outer bypass flow passes through struts to central nozzle(外涵道氣流通過支撐柱進入中心噴口);下方左側文字：Bypass duct with shut-off valve(中涵道活門處於關閉狀態);下方中間文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct(處於內涵道的高壓轉子風扇);下方右側文字：Variable area bypass injector (VABI)(可變截面旁路引射器 VABI)
AFRL展出的ADVENT模型，可以看到三涵道設計以及值得回味的尾噴管
自適應發動機核心技術
作為自適應發動機核心技術之一的第三涵道當然不是在常規渦扇外面再包絡一層涵道那麼簡單。第三涵道的第一個關鍵技術在於可調流量，而可調流量的工程實現又有兩個次級問題：1、流量調節，2、空氣壓縮。第三涵道是在常規渦扇外涵道之外的又一層環形截面的流道，通過可調導流片，流量調節不是太難做到，但空氣壓縮就不那麼簡單了。在環道裡單獨設置環形葉輪的話，動力傳輸是一個很大的難題，畢竟渦輪發動機的主要動力來自於中央的轉軸。電力驅動只是理論上的可能性，實際上由於重量、效率等問題都不現實。在不根本改變渦輪發動機基本結構的情況下，只有用所謂FLADE的結構實現，這是fan-on-blade或者fan-blade-on-fan-blade的縮寫，意為葉尖風扇葉片。實際上，這是在常規風扇葉片尖端再增加一截風扇葉片。
渦扇發動機的風扇葉片實際上很複雜。對應於內涵道的部分，葉片形狀(弦長、彎度、截面形狀等)的設計考慮主要是為壓氣機提供預壓縮;對應於外涵道的部分，主要設計考慮則為最有效地提供外涵道流量。因此，風扇葉片的內段和外段的形狀可以不同，這就是所謂的扇葉(fan blade)。有了第三涵道，已經複雜的扇葉需要有對應於第三涵道的第三段，三段的設計考慮各不相同，但在同一根葉片結構上，這就是FLADE。
有意思的是，自適應發動機採用兩級風扇，FLADE在第二級。這是有道理的。從正面看，第一級風扇盤面是一個完整的圓盤，覆蓋外涵道和內涵道;FLADE級盤面則被第三涵道的內壁分割成與第一級風扇相同的圓盤和在第三涵道裡的外圈環面。從側面看，第一級風扇在發動機最前端入口處，FLADE級(第二級)在後，但「刺穿」第三涵道的內壁，探入第三涵道，好像在閣樓上探出來的梯子一樣。在第三涵道內FLADE葉片的前後，各有一圈可調導流片，這當然是用於調節第三涵道旁通空氣流量的。從道理上說，只要有一圈可調導流片就可以調節流量，問題出在FLADE葉片轉速不是獨立可調的，葉片弦長和彎度也是固定的。在可調導流片偏轉節流時，要麼過高背壓造成FLADE葉片應力過大，要麼過低進氣壓力造成喘振。只有在前後協調調節，才能保證FLADE葉片正常加載和卸載。
第三涵道的第二個關鍵技術在於空氣洩放。第三涵道的主要作用不是直接產生推力，所以壓力較低，排氣不宜直接與內外涵道的高壓噴氣混合排出。另外，傳統收斂-擴散噴管採用可以收縮或張開的外壁，形成尾噴管喉道。這依然是空心的管子，從後方可以看到渦輪結構，不利於雷達隱身。自適應發動機的尾噴口內有一個桃核形狀的中心錐，錐體的前後移動與固定的圓錐管壁配合，可以改變尾噴管喉道的截面積，達到收斂-擴散噴口的作用。另一方面，中心錐遮擋了渦輪結構，改善隱身。中心錐也是第三涵道空氣的出口。第三涵道的空氣通過發動機後端空心片狀支撐結構流入中心錐，在噴流引射的作用下從中心錐體表面眾多細小噴口排出。中心錐使得發動機的主噴氣流呈環狀，強化與環境冷空氣的混合，較冷的第三涵道空氣從環形噴氣束的內部也參與混合，進一步迅速降低噴氣溫度，改善紅外隱身。
除了第三涵道，先進的陶瓷基複合材料也是自適應發動機的亮點。發動機熱端部件的工作條件極其嚴苛，傳統上使用高溫合金。但現代發動機的工作溫度越來越高，早已超過現有高溫合金的熔點，靠冷卻技術也難以進一步提高發動機的工作溫度。陶瓷的耐高溫能力超過高溫合金，但陶瓷的脆性和容易在劇烈溫度變化條件下碎裂的問題長期成為陶瓷的工程應用的攔路虎。陶瓷基複合材料把陶瓷纖維(也可以用碳纖維)和陶瓷基體整合成一體，保留了陶瓷耐高溫的特性，同時具有很高的機械強度和抗熱裂性，在尖端應用中逐漸嶄露頭角。ADVENT採用陶瓷基複合材料低壓渦輪和高壓渦輪前緣，AETD上陶瓷基複合材料的應用進一步擴大。據通用電氣聲稱，陶瓷基複合材料渦輪葉片甚至可以不需要冷卻，為大幅度提高發動機熱工性能提供了空間。陶瓷基複合材料葉片也比鎳基合金輕2/3。在ADVENT上，陶瓷基複合材料的高壓渦輪前緣達到1648攝氏度。
這張圖清楚顯示了自適應循環發動機的技術特點
GE專利中描述的第三外涵道與FLADE風扇
在整體葉盤外圈增加的FLADE風扇
GE製造的陶瓷基複合材料葉片
項目進展
2014年7月，通用電氣成功地進行了ADVENT發動機的臺架試驗，在以後的試驗中達到AFRL的所有設計要求。ADVENT的核心機在2013年就投運了，在試樣中達到壓縮機和渦輪溫度之和的歷史最高記錄。普拉特·惠特尼對三涵道不大起勁，認為在M2.6以下三涵道的意義不大，但在AFRL的堅持下，也開始三涵道設計，並用F135的核心機驅動全尺寸FLADE風扇進行試驗，但尚未完成ADVENT試驗。接下來的AETD是紙面設計，只要求入選方提供F135一級推力的自適應發動機的設計，但並不要求製造物理樣機。AETD的目標是節油25%，增加航程30%。還在負責國防研發和採購的國防部副部長期間，埃希頓?卡特就要求自適應發動機在2020年完成技術準備，成為達到生產標準的F-35備選發動機。F-35的生產計劃要持續到2035年，即使自適應發動機推遲幾年，還是有足夠的時間對現有的F135形成壓力。美國空軍每年使用超過24億加侖燃油，折合為740萬噸JP5燃油。JP5的典型價格比汽車汽油高2-3倍，即使算入規模採購的折扣，這也是每年近200億美元的巨額開支，節油25%是很有吸引力的目標。
但自適應發動機的未來在於第五代戰鬥機(在美國稱為第六代)。美國已經展開第五代戰鬥機的預研，目前美國空軍的F-X和美國海軍的FA-XX分頭進行，以後有可能會在美國國會壓力下合併。第五代戰鬥機的戰術理念、性能指標、技術要求都沒有確定，但發動機研製必須先行。不管下一代戰鬥機是什麼樣的，發動機必須重量輕、推力大、工作範圍寬廣、進氣道適配性好、耗油低、可靠性高。在沒有更具體的技術要求的情況下，AETD和AETP以F135的尺寸和推力級為基準，但自適應發動機技術具有足夠的設計彈性，可以按需要縮小放大。
自適應發動機技術也可以使現有戰鬥機受益。變循環能力有利於彌補F-22的航程不足的短板，第三涵道也可以改善固定的加萊特進氣口的工作條件，但F-22的批量太小，大動幹戈的發動機升級也可能與第五代戰鬥機的研發衝突。自適應發動機天生適合超巡，但超巡不是不開加力就能以略微超過音速的速度巡航，那與高亞音速巡航相比沒有實質性優勢，要能以軍推實現M1.5以上的超巡才有意義。F-35的最大速度才M1.6，氣動外形決定了超巡潛力有限，所以自適應發動機的超巡能力對F-35意義不大。但F-35的系統散熱是一個大問題，自適應發動機的第三涵道是至關重要的。更高的熱工參數也有利於省油，進一步增加F-35的航程。
自適應發動機對超音速民航的東山再起也有關鍵作用。「協和」式退役之後，超音速民航淡出了。除了油耗問題，音爆是阻礙超音速民航的最大障礙，「協和」式在使用期間，被禁止在陸地上空超音速飛行。NASA的研究發現，200座以下、M1.4-1.8、採用一定的延遲和削弱音爆產生的技術，可以使音爆弱化到可以接受的程度，使得大陸上空的超音速民航飛行成為可能。加上自適應發動機的油耗優勢，超音速民航是可以東山再起的。
GE的ADVENT發動機試車臺
NASA一直在進行低音爆超音速客機的研究
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