GE公司变循环发动机的发展

刘红霞

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

0 引言

VCE(VariableCycleEngines)是指通过改变发动机某些部件的几何形状、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均具备良好的性能。尽管VCE的研制难度极高，如面临着飞/发一体化设计、部件匹配、发动机模态转换和多参数优化等技术难题，但因其可广泛应用于军用战斗机、民用/垂直起降飞机和高超声速飞行器[1-5]等，得到高度关注。GE公司在推进系统创新和新概念发动机的实际应用方面一直处于领先地位，对变循环发动机的研制优势尤为明显。

本文重点介绍了GE公司各代次VCE关键结构部件的研制情况。

1 第1代VCE——采用VABI

可调面积涵道引射器（VABI）[6]是GE公司第1代VCE的关键构件。1976年2月，在1台经改进的YJ101发动机上进行了双涵道变循环发动机试验。该低涵道比涡扇发动机采用后VABI，可在发动机工作范围内平衡风扇和涡轮出口静压。

1.1 VABI简介

VABI是1种有效的可调面积混合器，用于核心流和涵道流掺混的分界面处，可改变二者的相对比例，若其位于喷管内，则称后VABI[7]。其主要功能是以能独立于喷管内空气的工作状态控制风扇的工作线，经实践证明，后VABI在某种程度上能独立于核心机系统来控制风扇系统。

采用后VABI的VCE专利结构如图1所示[5]，其结构包括VABI的密封件和阀。

图1 采用后VABI的变循环发动机结构

1.2 VABI的工作原理

以往GE公司的VCE（如混排涡扇发动机）要求核心和涵道气流掺混时有相等的静压值。随着单、双涵道VCE的发展，转换阀打破了静压平衡的限制条件，使后部涵道和排气系统的复杂性增加。无需关闭VABI涵道通向主排气流的入口，仅需改变静压平衡平面的面积，即可维持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡，从而使发动机在最大功率和低功率工作状态下的涵道和核心机出口总压最优，并能在更宽的工作范围内提高发动机的循环匹配能力。VABI虽不具备与完全分离流发动机相同的控制风扇压比、转速和涡轮温度的能力，但仍保留了大部分的循环优点，且简化了排气系统[6]。

当发动机以涡喷模式工作时，VABI阀关闭；以涡扇模式工作时，VABI阀打开。

2 第2代VCE——采用CDFS

GE公司的第2代VCE编号为GE21，其结构如图2所示。其风扇分为前、后2段，均有单独的涵道。后段风扇（即核心驱动风扇，CDFS[8]）与高压压气机相连，由高压涡轮驱动。其他关键部件还包括模式选择活门、前VABI、后VABI和可调面积低压涡轮导向器等。

图2 GE公司第2代VCE

该VCE发动机为双工作模式。在起飞和亚声速巡航时，发动机以双涵道模式工作，通过提高前部分风扇的转子转速，同时选择活门以及前、后VABI，使前段风扇的空气流量达到最大。由于转速不匹配，空气不能全部通过核心机，未通过核心机的空气通过前VABI流入外涵道；此时，将CDFS的可调导向叶片的角度调小，从而减小核心机流量，使发动机涵道比达到最大。

在亚声速巡航状态下，发动机能使进气道溢流和内部性能达到最佳匹配。发动机在节流到巡航状态前保持最大流量，即可消除常规混排涡扇发动机在节流过程中出现巨大溢流和后体阻力。增大涵道比不仅可以提高推进效率，改善性能，而且可以降低约15%油耗。

在加速/爬升和超声速巡航时，发动机为单涵道工作模式。关闭模式选择活门，关小前、后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道，使喷管冷却；前段风扇的出口空气流量几乎全部通过后段风扇和高压压气机，产生较高推力，可保持飞机高速飞行。

在超声速循环研究计划（SCR）中，对GE21进行了试验，实现了计划的主要目标，在最关键的VCE特征的概念、硬件和工作方面取得了一定进展。这为VCE计划的实施，特别是为F120发动机的研制打下了坚实基础。

2.1 CDFS简介

CDFS的特征即将风扇分成2部分[9]，后段风扇（核心驱动风扇）被直接连接到高压转子上，发动机利用这2个外涵道，在整个工作范围提供合适的内部空气流量，其结构如图3所示。

图3 MFTF和CDFSVCE的比较

图3中的上面部分是混排涡扇发动机（MFTF），下面部分是CDFSVCE。MFTF仅有1个涵道，而CDFSVCE有内、外2个外涵道。内部涵道引导气流流经核心驱动风扇级后进入主涵道；外部涵道引导气流直接进入主涵道。流经2个涵道的空气流量由位于外部涵道内的旁通门（模式选择阀）控制：旁通门打开时，发动机处于双涵道工作模式；旁通门关闭时，发动机则以单涵道模式工作。

CDFS能改变发动机的风扇压比（FPR），以更好地与飞行状态相匹配；同时能够合理分配涡轮负荷，并允许在流量恒定、推力级范围内，调节发动机的推力。

2.2 CDFS技术的演变

核心驱动风扇级的前身是“风扇分离”。二者的主要区别是：核心驱动风扇级用分流隔板驱动气流分别进入涵道流和核心流中，而风扇分离仅将风扇级附加到核心转子上；CDFS能分别控制内、外部涵道的流路。二者在结构上的差别如图4所示。

图4 专利US5680754揭示的结构

风扇分离结构的发展贯穿于20世纪80年代，90年代以CDFS应用到F120发动机上为标志发展到顶峰。期间，对以“1×2”风扇分离和“2×1”风扇分离为代表的多种风扇分离结构进行试验，证明了该结构的有效性，并应用于多型现代发动机设计中；“1×1”风扇分离也纳入最近的设计研究[11]中。“2×1”[10]和“1×1”风扇分离结构如图5所示。

为了控制流经内部涵道的空气流量，早期的风扇分离结构都采用前VABI，但这会导致质量大、费用高和控制复杂等问题；现已选择专门的内部涵道流出口导向叶片作为替代品，替代了前VABI，且已应用于XF120发动机上。

风扇分离结构能灵活地控制FPR，但在亚声速巡航下核心驱动风扇（后段风扇）的FPR被设置得较低时（操作），就会损失核心风扇级提供的核心增压，总压比（OPR）也会随之降低。在核心驱动风扇上增加分流隔板，可使内部涵道流路与核心发动机流路分开（图5（b）），独立于核心机压力控制内部涵道流压力，该结构即为CDFS。

图5 GE公司专利揭示的“2×1”和“1×1”风扇分离结构

CDFS进一步发展，就是为核心和涵道流路增加独立的铰接进口导向叶片（IGVs），从而独立设置涵道流路的静子，不受核心压气机IGV影响。这种结构布局既有利于控制内部涵道流路的工作线，又能取消前VABI。优选的CDFSVCE结构[12]如图6所示，从图中可见CDFS的分流隔板和IGV。

图6 专利US5809772揭示的CDFSVCE结构

3 第3代VCE——F120发动机

F120是美国空军先进战术战斗机F-22的候选发动机，在GE公司的编号为GE33。它是美国空军和海军在1983~1990年主持的ATEGG（先进涡轮发动机燃气发生器）、JTDE（联合技术验证机）等一系列计划的产物。这些计划研制最终用于第3代VCE——F120发动机的先进部件[13]。

F120发动机的变循环特征基本与GE21的相同，也同样能够以单涵和双涵模式工作；二者区别是F120发动机将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门。

F120基本结构是1台带对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动2级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含1级CDFS）；2个单级涡轮对转；CDFS与压气机相连，其功能恰似1个风扇的后面级；控制系统为3余度多变量FADEC。

在亚声速巡航的低功率状态下，发动机以双涵（涡扇）模式工作。第2级风扇与CDFS涵道之间产生压差，被动作动旁路系统由此打开，外涵道进入更多空气，风扇喘振裕度增大。此时，后VABI也打开，大量外涵空气引入主排气流，使推力增大。

在超声速巡航的高功率状态下，发动机以单涵（涡喷）模式工作。关小后VABI，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；同时外涵中的压力增加，直到超过第2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；少量空气由CDFS后引出，供加力燃烧室、喷管冷却以及飞机引气使用。

F120发动机的研制历经3个阶段：第1阶段用XF120进行地面验证，第2阶段用YF120进行飞行试验，第3阶段吸取了XF120和YF120的所有研制经验，结构最终成型。在第1、2阶段研制基础上对叶轮机进行改进，用1个被动旁路系统代替了可调模式选择活门，改善了匹配特性和效率；FADEC简化到常规涡扇发动机的水平；还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，以及二元矢量喷管的工作特性。因此，F120比目前战斗机发动机的复杂性降低，但在灵活性、保障性、速度、加速性、机动性和航程方面，表现得更优异。

与XF120相比，YF120发动机的流量更大，能满足不断改变的机体需求和喷管冷却要求，并把保障性始终作为关键设计目标，将质量降至最低，复杂性要求也有所降低。在ATF的原型机试验计划中，YF120发动机成功地应用于YF-22和YF-23飞机上，达到了质量、寿命、适用性和性能的目标，也达到甚至超过了不加力超声速巡航推力的目标。

综上所述，与F110系列发动机相比，F120发动机的结构更简单，零件数减少约40%。虽然F120发动机在第4代战斗机（F-22）的竞争中不敌F119发动机，但其仍将作为F119的替换发动机继续研制，VCE也仍是IHPTET计划的1项重要技术目标。

4 第4代VCE——可控压比发动机

可控压比发动机（COPE）[14]是GE和艾利逊公司在F120发动机的技术基础上联合研制的第4代VCE。

COPE方案的关键系统——涡轮系统包括3个部件，即高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨声速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮。其成果将用于XTE76验证机、XTE77验证机和JSF发动机(F136)。

（1）可调面积高压涡轮导向器

可调面积高压涡轮导向器的设计是为提高不加力推力和降低亚声速的耗油率，允许发动机在1个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。因为能在更大的工作范围内保持在固定的匹配点上，使高压压气机的效率更高。变面积导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失问题可通过1种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决。因此，在部分功率状态下，使用可调面积高压涡轮导向器的发动机耗油率将比常规高单位推力涡扇发动机的降低10%~15%。

（2）单级高负荷跨声速高压涡轮

COPE的单级高负荷涡轮优于常规的单级和双级涡轮。由于零件数减少和尺寸减小，质量、冷却气流量和成本都有所降低。运用CFD和F120发动机的高、低压涡轮的研制经验，进行降低高、低压涡轮干扰损失的叶片设计。结合先进的气动和冷却技术，使级负荷能力大大提高。

（3）双级无导叶对转低压涡轮

双级无导叶对转低压涡轮是1种革命性的方案，有许多潜在的优点。设计权衡表明，这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求，然而低压涡轮设计面临固有的高周疲劳问题。高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮的优化需要结合气动、传热和结构动力学等多学科进行。从高压涡轮来的跨声速流的强迫响应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑。从COPE涡轮系统结合得到的数据将修正设计程序，使低压涡轮质量轻、效率高、抗高周疲劳能力强。

5 第5代VCE－自适应循环发动机

2007年美国启动了自适应通用发动机技术（ADVENT）计划，开发和验证自适应循环发动机[15]。自适应循环发动机采用可控压比发动机的技术，并在发动机外围增加1个从主风扇出来的单独外流道和1个“转子叶片上的风扇（FLADE）”。FLADE是接在风扇外围的1排短的转子叶片，通过打开或关闭FLADE前面的可调静子，可以调整发动机总的空气流量。

专利US2012/0131902揭示了GE公司研制的3种带后风扇的自适应循环发动机方案，但从有关资料看，在ADVENT计划下进行验证的自适应循环发动机是不带后风扇的方案，说明这些带后风扇的方案可能还处于研发阶段。

5.1 方案1

带后风扇的自适应循环发动机方案1如图8所示。

图8 带后风扇的自适应循环发动机方案1

从图中可见，空气在压气机中压缩后与燃油掺混，在燃烧室中燃烧产生燃气。高压涡轮吸收燃气能量驱动压气机；低压涡轮吸收燃气和内涵气流混合物的能量驱动前风扇；后涡轮叶片吸收燃气能量驱动后风扇产生推力，因2级后风扇的后涡轮叶片和后风扇叶片的曲度相对，因此2级后风扇对转。后混合器位于后风扇下游，来自后涡轮叶片和后风扇的气流在这里掺混，通过共同排气通道排出。若取消后混合器，则来自后风扇的气流通过分离排气通道排出，而来自后涡轮叶片的气流通过内部排气通道排出。

工作时，外部风扇叶片向集流环和排出通道施加不变的FLADE气流压力。FLADE气流在需要时可通过改变外部导流叶片的位置被节流；前风扇气流可通过改变进口导流叶片的位置被节流。通过选择合适的外部导流叶片和进口导流叶片的位置，可使FLADE气流的流量和压力在在最大数值与低于40%最大值（近地状态）的推力范围内保持不变（或近似保持不变）。

5.2 方案2

带后风扇的自适应循环发动机方案2如图9所示。

图9 带后风扇的自适应循环发动机方案2

从图中可见，与方案1相比，方案2后风扇的结构不同。方案2的后风扇包括同向旋转的1个或多个转子，并连接在一起形成1个后转子。每个转子都携带有1个环形排列的后涡轮叶片，其上游还有1个环形排列的成翼型形状的后涡轮静叶。转子携带的混合叶片包括后涡轮叶片（静叶）、后涡轮叶片顶部的拱形台和从拱形台向外延伸的后风扇叶片。后涡轮叶片位于后涡轮涵道内，接收来自前风扇和核心机的混合气流。后风扇叶片位于围绕着核心机和内涵道的后风扇涵道内。后涡轮叶片吸收气流能量，并通过转子将能量传递给后风扇叶片。该发动机的工作过程与方案1的相似，主要区别是单级后风扇与双级后风扇相比，压比更低。

5.3 方案3

带后风扇的自适应循环发动机方案3如图10所示。

从图中可见，该类型发动机的外涵道延伸至核心机后部，并与流线型中心体内部相通。外部风扇叶片产生FLADE气流，冷却中心体通过图示的C冷却孔来冷却，若直接从图示的T处排出，则产生额外推力。

图10 带后风扇的自适应循环发动机方案3

方案3发动机采用核心驱动风扇级（CDFS），形成1个位于压气机上游与内涵道相通的涵道。核心驱动风扇叶片在CDFS涵道内，上游是成翼型形状的可调导流叶片，其安装角可通过执行机构改变，以节流通过CDFS涵道的气流。当导流叶片（290）打开时，CDFS能增大内涵道内气体压力，从而增大发动机总有效风扇压比。

调节FLADE气流，可管理低压转子产生的功率，例如，关闭前段风扇的外部导流叶片，可提高电载荷。

6 结束语

VCE是未来高推重比发动机和高超声速飞行器动力装置的首选。通过分析GE公司各代VCE的研制历程和结构特点，总体其研制经验和教训，以及各阶段研发的关键结构技术，对于中国VCE的研制有借鉴意义。

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