美国自适应循环发动机的发展历程

郝 旺，刘永泉，王占学，张晓博，李大为

《推进技术》

官方微信平台

中国航天科工集团三十一研究所

The 31st Research Institute of CASIC

06 第45卷 第6期

2024 Vol.45 No.6

目 次

第 45 卷 第 6 期

总第 324 期

2024 年 6 月

（月 刊）

综 述

美国自适应循环发动机的发展历程 …………………………郝 旺，刘永泉，王占学，张晓博，李大为（2307021）

总体与系统

自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 …………………………………………………………

………………………………………………………蒋勇睿，徐义皓，张纪元，董学智，郑俊超，陈 敏（2307012）

基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 ……………………………………陈 铭，张海波（2212001）

流体力学 气动热力学

超高速内流壁面边界层惰性工质喷注减阻仿真研究 ………………渠镇铭，罗飞腾，陈文娟，龙垚松（2302030）

基于模态分解的轴向通流共转腔流场特性分析 ……………………王嗣鹏，王源鹤，邬泽宇，罗 翔（2304043）

FLADE带冠转子对超声速风扇性能影响分析及改进设计研究 ……………………………………………………

…………………………………………………………………刘 凡，曹志鹏，赵龙波，关朝斌，牛 潇（2306013）

面向大涵道比涡扇发动机的风扇纯音噪声经验预测模型 ……………………洪志亮，赵北星，李旦望（2304026）

数据驱动的两级轴流涡轮多自由度气动优化设计 …………………郭艺璇，陈 江，刘 熠，向 航（2306070）

燃烧 传热传质 燃料

自激扫掠喷嘴气液两相流场特性研究 ………………………马 梁，杨 威，王士奇，肖 翼，贾志刚（2302048）

双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀特性研究 ……………………沈人杰，李映坤，陈 雄（2211016）

Effects of inlet air temperature and steam addition on realization of MILD combustion in HAT cycle combustor（英文）

…………………………………………………………………………朱子儒，刘志刚，熊 燕，张哲巅（2212053）

进气畸变对冲压燃烧室性能影响实验研究 ………何 陈，邓远灏，康 松，姜 军，翟云超，王 健（2301027）

高温高速来流条件下扇形喷嘴雾化特性研究 ………………………………………………………………施刚强，

吴 杰，胡 喆，刘舆帅，王少林，王凯兴，穆　勇，阮昌龙，郭玉超，王 月，徐 纲，何志霞，刘富强（2302023）

带全遮挡导流支板排气系统流动传热及红外抑制效果数值分析 ……………朱友缘，陈 铭，张海波（2304060）

跨声速叶栅尾缘激波对层板冷却的影响研究 ………………………………………………………………………

………………………………………………………张 卓，王春华，刘一帆，张靖周，张树林，王 东（2305034）

水平内螺纹管中超临界RP-3航空煤油换热数值研究 ……王彦红，孙文清，贾玉婷，东 明，李洪伟（2305057）

液体射流撞壁液膜表面波形成演变机理及其影响 …………………王慧君，施浙杭，李伟锋，林庆国（2301009）

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TUIJIN JISHU

期刊基本参数：CN11-1813/V * 1980 * b * A4 * 292 * zh+en * P * ￥60.00 * 1000 * 24 * 2024-06

本期责任编辑：白　鹭

结构 强度 材料 制造

空气涡轮起动机包容性数值仿真与结构优化设计方法研究 ………………………………………………………

……………………………………………………刘建新，何泽侃，张亚楠，欧阳志高，米 栋，宣海军（2306026）

基于自适应带宽核密度估计的压气机叶片加工误差统计分析方法 ………………………………………………

…………………………………………………………………任宇斌，谭淼龙，吴宝海，张 莹，高丽敏（2304013）

测试 试验 控制

大尺寸自由活塞激波风洞自由流参数诊断方法 ……………………………………………………………………

……………………………谌君谋，金 熠，宋华振，文 帅，陈 星，纪 锋，易翔宇，卢洪波，毕志献（2211026）

考虑燃烧室出口温度分布的航空发动机部件级模型 …………………………郑前钢，张宏维，张海波（2305030）

基于双向优化策略的航空发动机多变量加速控制规律优化研究 …………………………………………………

…………………………………………………………………………姜 威，尹金星，郑前钢，张海波（2304052）

舰船推进

航行背压对超高速水下航体动力系统空化特性影响规律分析 ……………………………………………………

…………………………………………………………………王童军，王晓放，吴小翠，钟主海，鲁业明（2307043）

船用复合材料螺旋桨稳态流固耦合尺度效应数值研究 ……………陈章韬，黄 政，王式耀，柯 林（2204013）

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

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CONTENTS

Vol. 45 No. 6 Sum No. 324 June 2024 （Monthly）

Review

Development process of adaptive cycle engine in the United States …………………………………………………………………………

………………………………………………………HAO Wang，LIU Yongquan，WANG Zhanxue，ZHANG Xiaobo，LI Dawei （2307021）

System

Preliminary performance research of rapid thrust change transient process on an adaptive cycle engine ……………………………………

……………………………………JIANG Yongrui，XU Yihao，ZHANG Jiyuan，DONG Xuezhi，ZHENG Junchao，CHEN Min （2307012）

Prediction method of turbofan engine infrared feature based on component-level model …………CHEN Ming，ZHANG Haibo （2212001）

Hydromechanics, Aero-thermodynamics

Numerical simulation of inert gas boundary layer injection for wall skin friction reduction under hypervelocity internal flow ………………

…………………………………………………………………QU Zhenming，LUO Feiteng，CHEN Wenjuan，LONG Yaosong （2302030）

Analysis of flow characteristics in rotating cavity with axial throughflow based on modal decomposition ……………………………………

…………………………………………………………………………WANG Sipeng，WANG Yuanhe，WU Zeyu，LUO Xiang （2304043）

Effects of FLADE rotor with tip ring on supersonic fan performance and improved design……………………………………………………

……………………………………………………………LIU Fan，CAO Zhipeng，ZHAO Longbo，GUAN Chaobin，NIU Xiao （2306013）

Empirical prediction model of fan tone noise for high bypass ratio turbofan engine …………………………………………………………

……………………………………………………………………………………HONG Zhiliang，ZHAO Beixing，LI Danwang （2304026）

Aerodynamic optimization design with multiple degrees of freedom for a two-stage axial turbine based on data-driven ……………………

………………………………………………………………………………GUO Yixuan，CHEN Jiang，LIU Yi，XIANG Hang （2306070）

Combustion, Heat and Mass Transfer, Fuel

Gas-liquid two-phase flow field characteristics based on self-excited sweeping nozzle ……………………………………………………

……………………………………………………………………MA Liang，YANG Wei，WANG Shiqi，XIAO Yi，JIA Zhigang （2302048）

Ablation characteristics research on combustor wall of Ⅰ pulse in dual pulse solid rocket motor ……………………………………………

………………………………………………………………………………………SHEN Renjie，LI Yingkun，CHEN Xiong （2211016）

Effects of inlet air temperature and steam addition on realization of MILD combustion in HAT cycle combustor ……………………………

…………………………………………………………………………ZHU Ziru，LIU Zhigang，XIONG Yan，ZHANG Zhedian （2212053）

Experimental investigation on performance of ramjet combustor with effects of inlet flow distortion …………………………………………

……………………………………………HE Chen，DENG Yuanhao，KANG Song，JIANG Jun，ZHAI Yunchao，WANG Jian （2301027）

Atomization characteristics of fan-shaped nozzle under high-speed and high-temperature …………………………………………………

…………………………………………………………………… SHI Gangqiang ，WU Jie ，HU Zhe ，LIU Yushuai ，WANG Shaolin ，

WANG Kaixing ，MU Yong ，RUAN Changlong ，GUO Yuchao ，WANG Yue，XU Gang，HE Zhixia，LIU Fuqiang （2302023）

Numerical analysis of flow and heat transfer in exhaust system with fully shielded guiding strut and infrared suppression effect ……………

……………………………………………………………………………………ZHU Youyuan，CHEN Ming，ZHANG Haibo （2304060）

Effects of trailing-edge shock wave on laminated cooling in transonic cascade ………………………………………………………………

…………………………………ZHANG Zhuo，WANG Chunhua，LIU Yifan，ZHANG Jingzhou，ZHANG Shulin，WANG Dong （2305034）

Numerical study on heat transfer of supercritical RP-3 aviation kerosene in horizontal internally ribbed tubes ……………………………

………………………………………………………WANG Yanhong，SUN Wenqing，JIA Yuting，DONG Ming，LI Hongwei （2305057）

Formation mechanism and its influence of surface wave on liquid film by jet impingement …………………………………………………

………………………………………………………………………WANG Huijun，SHI Zhehang，LI Weifeng，LIN Qingguo （2301009）

Structure, Strength, Materials, Manufacturing

Numerical simulation and structure optimization design method of air turbine starter containment …………………………………………

…………………………………………LIU Jianxin，HE Zekan，ZHANG Yanan，OUYANG Zhigao，MI Dong，XUAN Haijun （2306026）

Statistical analysis method of compressor blade machining error based on adaptive bandwidth kernel density estimation …………………

……………………………………………………………REN Yubin，TAN Miaolong，WU Baohai，ZHANG Ying，GAO Limin （2304013）

Test, Experiment and Control

Diagnostic method for free flow parameters of large free piston shock tunnel …………………………………………………………………

……………SHEN Junmou，JIN Yi，SONG Huazhen，WEN Shuai，CHEN Xing，JI Feng，YI Xiangyu，LU Hongbo，BI Zhixian （2211026）

Aero-engine component level model considering combustion chamber outlet temperature distribution………………………………………

…………………………………………………………………………ZHENG Qiangang，ZHANG Hongwei，ZHANG Haibo （2305030）

Optimization of multivariable acceleration control law of aero-engine based on bidirectional optimization strategy …………………………

……………………………………………………………………JIANG Wei，YIN Jinxing，ZHENG Qiangang，ZHANG Haibo （2304052）

Ship Propulsion

Effects of navigation pressure on cavitation characteristics for propulsion system of super high-speed underwater vehicle …………………

…………………………………………………WANG Tongjun，WANG Xiaofang，WU Xiaocui，ZHONG Zhuhai，LU Yeming （2307043）

Numerical study on steady-state fluid-structure coupling scale effect of marine composite propeller ………………………………………

………………………………………………………………………CHEN Zhangtao，HUANG Zheng，WANG Shiyao，KE Lin （2204013）

2024 年 6 月

第 45 卷 第 6 期

June 2024

Vol.45 No.6

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

2307021-1

美国自适应循环发动机的发展历程 *

郝 旺 1，2

，刘永泉 2

，王占学 1

，张晓博 1，3

，李大为 2，4

（1. 西北工业大学 动力与能源学院，陕西省航空发动机内流动力学重点实验室，陕西 西安 710129；

2. 中国航发沈阳发动机研究所，辽宁 沈阳 110015；

3. 先进航空发动机协同创新中心，北京 100191；

4. 厦门大学 航空航天学院，福建 厦门 361102）

摘 要：自适应循环发动机以其高效的涵道比调节能力和良好的流量保持能力，成为下一代战斗机

和未来超声速客机的理想动力装置。鉴于美国在自适应循环发动机领域长期保持领先地位，本文将美国

自适应循环发动机的发展历程分为4个阶段，叙述了美国一系列军/民用研究计划下自适应循环发动机的

发展历程、技术关联和结构特点，梳理出自适应循环发动机的基本结构形式，总结了总体性能设计、进

气道/发动机匹配、低排放、低噪声、先进材料和增材制造等自适应循环发动机的关键技术及发展历程，

从而为我国自适应循环发动机的发展提供一定的参考。

关键词：自适应循环发动机；发展历程；结构特点；关键技术；综述

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）06-2307021-20

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2307021

符号表

ACE 自适应循环发动机

（Adaptive Cycle Engine）

ADAPT 空中优势自适应推进技术

（Air Dominance Adaptive Propulsion Technology）

ADVENT 自适应多用途发动机技术

（Adaptive Versatile Engine Technology）

AETD 自适应发动机技术发展

（Adaptive Engine Technology Development）

AETP 自适应发动机过渡项目

（Adaptive Engine Transition Program）

AST 先进超声速技术

（Advanced Supersonic Technology）

ATEGG 先进涡轮发动机燃气发生器

（Advanced Turbine Engine Gas Generator）

ATF 先进战术战斗机

（Advanced Tactical Fighter）

ATTAM 支持经济可承受任务的先进涡轮发动机技术

（Advanced Turbine Technologies for Affordable MissionCapability）

CAEP 航空环境保护委员会

（Committee on Aviation Environment Protection）

CDFS 核心机驱动风扇级

（Core Driven Fan Stage）

CMC 陶瓷基复合材料

（Ceramic Matrix Composites）

COPE 可控增压比的发动机

（Controlled Pressure Ratio Engine）

CST 商业超声速技术

（Commercial Supersonic Technology）

ECCP 洁净燃烧室试验

（Experimental Clean Combustor Program）

EMD 工程与制造发展

（Engineering and Manufacturing Development）

EPNdB 有效感觉噪声分贝

（Effective Perceived Noise Decibel）

ERA 环境负责航空

（Environmental Responsible Aviation）

FAA 联邦航空管理局

（Federal Aviation Administration）

FLADE 叶尖风扇

（Fan on Blade）

* 收稿日期：2023-07-11；修订日期：2023-08-29。

基金项目：国家自然科学基金 （52076180）；国家科技重大专项 （J2019-Ⅰ-0021-0020）；航空发动机及燃气轮机基础科学

中心项目（P2022-B-Ⅰ-005-001）；中央高校基本科研业务费专项资金。

作者简介：郝 旺，博士后，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。

通讯作者：张晓博，博士，教授，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。E-mail：zhangxb@nwpu.edu.cn

引用格式：郝　旺，刘永泉，王占学，等. 美国自适应循环发动机的发展历程［J］. 推进技术，2024，45（6）：2307021. （HAO

W， LIU Y Q， WANG Z X， et al. Development process of adaptive cycle engine in the United States［J］. Journal of

Propulsion Technology，2024，45（6）：2307021.）

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-2

FVABI 前可变面积涵道引射器

（Forward Variable Area Bypass Injector）

HSCT 高速民用运输机

（High Speed Civil Transport）

HSR 高速研究

（High Speed Research）

ITS 逆向节流策略

（Inverted Throttle Schedule）

IVP 反向速度剖面

（Inverted Velocity Profile）

JTDE 联合技术验证发动机

（Joint Technology Demonstrator Engine）

MSV 模式选择阀

（Mode Selector Valve）

NASA 美国国家航空航天局

（National Aeronautics and Space Administration）

NGAP 下一代自适应推进系统

（Next Generation Adaptive Propulsion）

NPSS 推进系统数值仿真

（Numerical Propulsion System Simulation）

PLdB 感觉噪声级分贝

（Perceived Noise Level Decibel）

PMC 聚合物基复合材料

（Polymer Matrix Composites）

PSC 性能寻优控制

（Performance Seeking Control）

RVABI 后可变面积涵道引射器

（Rear Variable Area Bypass Injector）

SCAR 超声速巡航飞机研究

（Supersonic Cruise Aircraft Research）

SCR 超声速巡航研究

（Supersonic Cruise Research）

SST 超声速运输机

（Supersonic Transporter）

VAATE 多用途经济可承受先进涡轮发动机

（Versatile Affordable Advanced Turbine Engines）

VCAT 变循环先进技术

（Variable Cycle Advanced Technology）

VCE 变循环发动机

（Variable Cycle Engine）

VSCE 变流路控制发动机

（Variable Steam Control Engine）

1 引 言

为了飞得更高、更快、更远，未来军/民用飞机的

发动机应该在提供足够推力的同时具备较高的效

率。航空发动机是热机和推进器的组合体，因此，可

以通过分别提高发动机的热效率和推进效率来提高

发动机的总效率。

提高热效率的主要手段是优化与热力循环过程

相关的增压比和燃烧温度，并提高发动机的部件效

率，但这会受到高温材料技术、冷却技术以及发动机

部件设计技术的限制。近年来，以上技术的提升速

度已经趋于平缓［1］

。因此，对于目前航空发动机的热

力循环方式，如果没有原理性的突破，发动机的热效

率很难有大幅度的提升。

提高推进效率的主要手段是降低发动机进/排气

的速度差。高性能军用飞机通常装配小涵道比混合

排气涡扇发动机，从而以较高的喷气速度来实现大

单位推力。这为短距离起飞、机动作战和超声速飞

行等工况提供了必要的推力，但通常牺牲了亚声速

巡航的推进效率。相比之下，民用客机通常装配大

涵道比分开排气涡扇发动机，这些发动机将更多的

气流以相对较低的速度排出以提高亚声速巡航的推

进效率，从而有效减小油耗并增加航程，但会使发动

机的直径过大，并牺牲超声速飞行的能力。

可见，传统航空发动机很难兼顾大单位推力和

高推进效率的需求。基于以上背景，变循环发动机

（Variable Cycle Engine，VCE）以及在其基础上发展而

来的自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine，ACE）

应运而生。VCE 通过改变发动机部件的几何形状、

尺寸或位置来改变其热力循环参数，如增压比、涡轮

前温度、空气流量和涵道比，从而使发动机在各种工

作状态下都具有良好的性能［2］

。ACE 是一种可在大

推力模式和高效率模式之间自由转换的 VCE［3］

。在

大推力模式，ACE 将更多的气流送入核心机，从而以

更大的单位推力帮助飞行员有效地执行任务。在高

效率模式，ACE 将更多的气流送入外涵道，从而以更

高的推进效率确保航程更远。此外，当 ACE 在不同

模式之间转换时，发动机进口流量几乎不变（称之为

流量保持），从而可以有效减小安装阻力［4］

。

ACE 优异的性能使其成为下一代空中主宰战斗

机和未来超声速民用客机的理想动力装置。鉴于美

国在 ACE 领域长期保持领先地位，本文总结了美国

ACE 的发展历程，并提炼了发展 ACE 所需突破的一

系列关键技术，从而为我国 ACE 的发展提供参考。

由于 ACE 是由 VCE 发展而来，在 VCE 发展历程中获

取的技术与经验同样适用于 ACE。此外，在同一时

期经常会有 VCE 与 ACE 同时发展的情况。因此，本

文在论述 ACE 发展历程的过程中，会时常涉及 VCE，

从而使 ACE 的发展脉络更加清晰明了。

本文从 20 世纪 60 年代开始回顾 VCE 技术的发

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-3

展历程，由此引出 ACE 的概念及其发展历程。按照

各阶段的技术发展特点，可将 ACE 的技术发展历程

分为 4 个阶段：20 世纪 60 年代初到 70 年代中期的概

念探索阶段、20 世纪 70 年代中期到 80 年代末的概念

验证阶段、20 世纪 90 年代初至 21 世纪初的概念发展

阶段以及 21 世纪初至今的概念成熟阶段。概念探索

阶段和概念验证阶段基本验证了 VCE 相对于常规循

环发动机的性能优势。概念发展阶段基于前两阶段

积累的经验进一步细化与发展 VCE 技术，ACE 就是

这一阶段的产物。概念成熟阶段则致力于将 ACE 推

向 工 程 与 制 造 发 展（Engineering and Manufacturing

Development，EMD）阶段。

2 概念探索阶段

20 世纪 60 年代，美国通用电气公司提出了 VCE

的概念，目的是在经济可承受的前提下结合涡喷发

动机和涡扇发动机的优势。与其他新概念对象的探

索过程类似，VCE 的概念探索过程中也涌现出了众

多天马行空的方案，图 1 给出了 VCE 概念探索阶段的

典型方案［5-6］

。

1960 年，美国莱特帕特森空军基地的航空推进

实验室提出了变吸气压气机方案，该方案通过外涵

阀门实现了涡喷模式与涡扇模式之间的转换，结合

所有变几何旋转部件以及喷管面积的调节，使涵道

比的变化范围达到了 0~1，并允许在推力降低的同时

使风扇流量保持在较高的水平，从而减小了安装阻

力。然而在部件详细设计中，变几何高压压气机的

效率并没有达到目标值，可变面积涡轮的结构复杂

且损失较大。此外，从涡喷模式转换到涡扇模式后，

风扇工作点的下移导致风扇增压比减小，过度关小

的高压压气机静子使高压压气机的增压比减小，二

者造成的总增压比的减小量高达 25%。总增压比的

减小和较低的变几何旋转部件效率使得涵道比增加

带来的收益被抵消。尽管该方案最终失败，但其针

对变几何旋转部件、高温升燃烧室、涡轮冷却等技术

的 基 础 研 究 ，为 VCE 的 进 一 步 发 展 积 累 了 宝 贵 的

经验。

1965 年，通用电气公司提出了柔性循环方案，在

常规混合排气涡扇发动机的基础上增加了外涵燃烧

Fig. 1 Typical concepts for the concept exploration phase of VCE[5-6]

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-4

室和延伸到外涵的一级低压涡轮。当外涵燃烧室打

开时，该方案的外涵流路与单轴涡喷发动机类似，内

涵流路与双轴涡喷发动机类似，形成同心涡喷模式。

随着飞行马赫数的增大，外涵燃烧室和延伸到外涵

的一级低压涡轮提供了风扇所需的大部分功率，从

而使得风扇能保持较高的转速以提供更多的空气流

量；由于高压压气机出口总温和高压涡轮进口总温

的限制，核心机的转速降低，使得内涵流路的推力降

低、外涵流路的推力增加。这种随着飞行马赫数的

增大而逐渐减小核心机负荷的能力允许发动机具有

较高的总增压比，发动机的最大飞行马赫数可以达

到 3 以上。当外涵燃烧室关闭时，该方案处于涡扇模

式，此时延伸到外涵的一级低压涡轮仍然为风扇提

供了一定比例的功率，这就使得风扇仍然能以较高

的转速工作，从而保证了亚声速巡航时较高的总增

压比。然而在涡扇模式，延伸到外涵的一级低压涡

轮面临径向不均匀的换算转速、换算流量和功率，导

致涡轮出口出现旋流的波动并造成较大的气动损

失，从而抵消了涡扇模式的性能优势。此外，在同心

涡喷模式，即使外涵燃烧室打开，仍然有单位推力不

足的问题，额外的加力燃烧室只会使整台发动机更

为复杂和笨重。

1973 年，通用电气公司提出了涡轮增强循环方

案，该方案是由一台涡扇发动机和一台涡喷发动机

通过一套独特的交叉管道连接。在亚声速巡航工

况，仅涡扇发动机工作，涡喷发动机的进口无气流。

在超声速巡航工况，涡扇发动机的内涵气流经外涵

喷管排出，外涵气流被引入涡喷发动机，实现了增加

推力的目的。该方案因其夸张的长度、质量、复杂程

度和成本而被淘汰，并且该方案也具有超声速巡航

推力不足的问题。

上述 3 种 VCE 方案均专注于将涡喷发动机和涡

扇发动机的优势集成到一台发动机上，但是均面临

部件调节过程中的性能恶化以及复杂结构带来的尺

寸、质量等问题。因此，后期的 VCE 方案更加专注于

涡扇发动机的涵道比调节。

20 世纪 70 年代初期，波音公司在 JT3D 发动机上

添加了一个环形转换阀门，从而形成了独特的串联/

并联变循环概念演示机。1973 年，通用电气公司基

于 YJ101 发动机评估了该方案的可行性。串联模式

下，前风扇的所有气流都进入后风扇，发动机的工作

状态与混合排气涡扇发动机类似。并联模式下，前

风扇的所有气流都绕过后风扇并通过一个独立的喷

管排出，后风扇的气流来自独立的进气口，发动机的

总流量增加约 60%，总涵道比从 0.2 增大到 2。在并

联模式下，由于减少了一级风扇，总增压比减小约

40%，从而抵消了总涵道比增加带来的性能收益；此

外，空气流量的增加导致进气道的尺寸需要大幅增

加，风扇增压比的减小导致推力的减小，使得核心机

的尺寸必须增加以应对单位推力不足的问题，这进

一步增加了该方案的尺寸与质量。1973—1975 年期

间，该方案及其改进方案在战斗机、轰炸机和超声速

运输机平台中均被证明几乎没有性能收益。在后续

的短距/垂直起降飞机平台中，该方案夸张的尺寸和

质量再次被证明是不可接受的［7-8］

。

1973 年，安装阻力开始受到重视，鉴于 1960 年的

变吸气压气机方案展现出了减小安装阻力的潜力，

通用电气公司重新评估了变吸气压气机方案的基本

原理，并形成了全新的涵道可调方案。该方案在本

质上是一台 3 转子、双外涵涡扇发动机，其所有旋转

部件和喷管都具有可调结构，且后风扇的外涵出口

具有独立的涵道燃烧室。单外涵模式下，涵道燃烧

室打开，前风扇出口的气流几乎全部进入后风扇，仅

少量泄漏流进入最外侧涵道。双外涵模式下，涵道

燃烧室关闭，借助所有变几何部件的配合调节，前风

扇的流量可以在推力降低 50% 时保持不变，通过减

小后风扇和核心机的转速可以实现涵道比的增加和

推力的降低。该方案复杂的结构使其很难从纸面变

成现实，此外，分开排气的布局导致其单位推力的上

限较低。然而，该方案首次实现了发动机涵道比的

高效调节，并大幅减小了安装阻力，初步验证了 VCE

相比传统发动机的性能优势。

1974 年，通用电气公司在涵道可调方案的启发

下提出了单外涵变循环方案，该方案通过低压涡轮

出口的选择阀门实现了涡扇发动机混合排气模式和

分开排气模式的转换。混合排气模式下，选择阀门

打开，风扇外涵气流与核心机出口气流掺混后进入

加力燃烧室，从而达到增加推力的目的。分开排气

模式下，选择阀门关闭，风扇外涵气流直接由外涵喷

管排出，内/外涵可变面积喷管可以实现高/低压转子

转速的合理控制。该方案的风扇压比控制能力和涵

道比调节范围与涵道可调方案仍有较大差距。

1974 年，通用电气公司在单外涵变循环方案的

基础上，将 3 级风扇分成 1×2 和 2×1 的形式，并增加了

额外的外涵道，形成了 1×2 和 2×1 双外涵变循环方

案。相比 3 转子涵道可调方案，1×2 和 2×1 双外涵变

循环方案通过双转子结构实现了类似的风扇增压

比、流量和涵道比的调节，此外，混合流加力燃烧室

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-5

提供了比涵道燃烧室更大的单位推力潜力。然而，3

个喷管的结构仍然使得该方案过于复杂和笨重。

VCE 的概念发展至此，在总体性能方面，已经展

现出了满足下一代多任务飞行器性能需求的潜力，

其方案已经基本接近最终的 VCE 和 ACE 的方案，并

在随后的概念验证阶段被进一步简化和验证。

3 概念验证阶段

1972 年，美国国家航空航天局（National Aeronau⁃

tics and Space Administration，NASA）制定了先进超声

速技术（Advanced Supersonic Technology，AST）计划，

意在探索发展民用超声速运输机需要解决的关键技

术和环境问题。1974 年，该计划被改名为超声速巡

航 飞 机 研 究（Supersonic Cruise Aircraft Research，

SCAR）计划。1979 年，美国政府认为该计划不是一

个飞机型号计划，而是一个纯粹的研究计划，该计划

又 被 改 名 为 超 声 速 巡 航 研 究（Supersonic Cruise Re⁃

search，SCR）计划［9］

。

在 SCR 计划的支持下，普惠公司通过一系列的

方案优化最终确定了一种以外涵加力为主要特征的

变 流 路 控 制 发 动 机（Variable Steam Control Engine，

VSCE）［10-13］，如图 2 的上侧所示。1975 年，普惠公司

与波音公司联合开展了设计马赫数为 2.32 的超声速

运输机与 VSCE 的一体化研究。相比于第一代超声

速运输机（Supersonic Transporter，SST）计划中使用的

双轴涡喷发动机，VSCE可以在相同进气流量的情况下

使 发 动 机 质 量 减 少 25%、亚 声 速 巡 航 耗 油 率 降 低

20%、超声速巡航耗油率增高 2%~4%、飞机起飞总质量

减少 20%［14］

。1976年，通过对VSCE的优化，飞机航程在

1974年的基础上增加了 1 111 km，达到了 7 749 km［15］

。

1979 年，普惠公司与麦道公司联合开展了设计马赫

数为 2.2 的超声速运输机与 VSCE 的一体化研究，总

航程达到了 9 756 km［16］。1979—1981 年，普惠公司

基于 F100 发动机试验了 VSCE 的整机和关键部件的

性能［17-20］

。虽然 VSCE 没有被发展成最终的 VCE，但

是在该方案的发展过程中，诞生了两项对超声速客

机的发展至关重要的关键技术，分别是反向速度剖

面（Inverted Velocity Profile，IVP）喷管和逆向节流策

略（Inverted Throttle Schedule，ITS）。安装 IVP 喷管的

发动机如图 2 的下侧所示，IVP 喷管将流速较低的风

扇外涵气流由喷管内侧排出，将流速较高的核心机

气流由喷管外侧排出。喷管外侧排出的高速气流可

以同时与喷管内侧的低速气流和环境自由流掺混，

可有效减小喷管排气的最高速度，使排气噪声降低

8~10 EPNdB（有效感觉噪声分贝，Effective Perceived

Noise Decibel）［14-15］

。ITS 的核心思想是显著增高起飞

到超声速巡航的燃烧室出口总温，通过发动机变几

何结构的配合调节可使得核心机转速和流量大幅增

加的同时保持风扇的换算流量基本不变，使得进气

道与发动机在几乎整个飞行包线都保持很好的流量

匹配，同时可显著降低超声速巡航的涵道比和耗油

率［15］。此外，起飞时较低的燃烧室出口总温和较大

的空气流量在保证足够推力的同时减小了发动机排

气噪声，并且避免了发动机热端部件的温度在起飞

时迅速升高到其最高值，从而可以有效延长发动机

的循环寿命。

在 SCR 计 划 的 支 持 下 ，通 用 电 气 公 司 在 概 念

探 索 阶 段 的 VCE 方 案 的 基 础 上 发 展 出 了 GE21

VCE［21-23］，如图 3 所示。相比图 1 中的 2×1 双外涵变

循环方案，GE21 VCE 的前、后两段风扇的外涵气流

在前可变面积涵道引射器（Forward Variable Area By⁃

pass Injector， FVABI）掺混，然后通过后可变面积涵

道 引 射 器（Rear Variable Area Bypass Injector， RVA⁃

BI）与核心机出口气流掺混，这大大简化了原有的 3

喷管结构。GE21 VCE 借鉴了普惠公司的 IVP 喷管，

部分风扇外涵气流由后支板进入喷管塞锥内部并通过

独立的内侧喷管排出，从而可降低噪声 6 EPNdB［24］。

此外，GE21 VCE 的后段风扇由高压涡轮驱动，通常

被 称 为 核 心 机 驱 动 风 扇 级（Core Driven Fan Stage，

CDFS）。CDFS 的布局优势在于可以合理分配高/低

压涡轮的功率，使得高/低压涡轮都是一级结构。此

外，高压涡轮的功率增加可以降低低压涡轮的进口

气流总温，从而减少低压涡轮的冷却引气需求量［5］

。

1978 年，通用电气公司与波音公司开展了设计马赫

数为 2.32 的超声速运输机与 GE21 VCE 的一体化研

究，GE21 VCE 在亚声速巡航时的流量比常规混合排

气涡扇发动机多 20%，使得进气道溢流阻力为零。通

过对 GE21 VCE 的优化，超声速巡航推力增加 23%、耗

油率降低 3.5%，航程增加 805 km 并超过了 7 408 km

Fig. 2 VCE concept of Pratt & Whitney[17]

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-6

的目标值［25］

。1979 年，通用电气公司与麦道公司联合

开 展 了 设 计 马 赫 数 为 2.2 的 超 声 速 运 输 机 与 GE21

VCE 的一体化研究，总航程达到了 10 192 km，而同时

期安装 VSCE 的飞机航程为 9 756 km［16］

。1987 年，通

用电气公司基于 NASA 的 AST 超声速客机方案，开展

了固定几何的混合排气涡扇发动机与 GE21 VCE 的

性能对比研究。由于 GE21 VCE 采用了可调进气道，

假设其进气道比固定几何进气道重 10%。研究结果

表明，与固定几何的混合排气涡扇发动机相比，GE21

VCE可使飞机起飞总质量减少9%，耗油量降低 10%，并

且随着噪声约束的增强，该优势会进一步增加［26］

。

由于 GE21 VCE 优异的性能，美国军方对其展现

出浓厚的兴趣，因此，在 SCR 计划的发展中也考虑了

GE21 VCE 在军用飞机中的应用［23］

。1976—1981 年，

在 NASA、美国空军和美国海军的支持下，通用电气

公司基于 YJ101 发动机试验了 VCE 的整机和关键部

件的性能，总试验时间达到了 420 h，试验总结如表 1

所示［24，27-30］。1981 年，SCR 计划因政治、环境和资金

等因素而终止，然而具有双外涵特征的 CDFS VCE 在

随后的一系列计划中得到了进一步的发展。

1983 年，美国空军启动了先进战术战斗机（Ad⁃

vanced Tactical Fighter，ATF）计划，美国空军分别与

通用电气公司和普惠公司签署了价值 2 亿美元的合

同，以研发用于 ATF 计划的发动机［31］。同时期的发

动机计划为先进涡轮发动机燃气发生器（Advanced

Turbine Engine Gas Generator，ATEGG）计划和联合技

术验证发动机（Joint Technology Demonstrator Engine，

JTDE）计划［32］

。通用电气公司在 ATEGG 计划的第 3、

第 4 和第 5 阶段分别发展出了 GE23 VCE，GE29 VCE

和 GE33 VCE。GE33 VCE 的验证机于 1986 年开始试

车，到 1987 年初累计运行 128 h。1987 年末，通用电

气公司获得了用于 VCE 验证机开发的 3.42 亿美元的

合同，并于 1988 年再次获取了 3 100 万美元的经费。

通过对 GE33 VCE 的核心机改进形成了新的 JTDE 发

动机，即 GE37 VCE。在 GE37 VCE 的基础上增加二

元矢量喷管，形成了 XF120 验证机。1989 年中期，通

用电气公司获得了 2.98 亿美元的资助，用于研制 7 台

安装于 YF22 飞机和 YF23 飞机的 YF120 VCE 的验证

机［33］，如图 4 所示。YF120 VCE 的 MSV 采用了压力

驱动的被动控制方式，低压涡轮采用了与高压涡轮

对转的无导叶结构。1990 年 9 月 29 日和 10 月 26 日，

安装 YF120 VCE 的 YF22 飞机和 YF23 飞机分别成功

首飞。相比同时期普惠公司的 YF119 发动机，YF120

VCE在推力和耗油率方面更具优势。然而由于 YF119

发动机采用了常规混合排气涡扇发动机的结构，相比

于 YF120 VCE，YF119 发动机的耐久性提高了 2 倍，

零件减少了 40%，寿命延长了 50%［34-35］

。鉴于安装于

F15 飞机和 F16 飞机的 F100 发动机频繁出现耐久性

和可靠性的问题，美国空军在 ATF 计划中最终选择

了 YF119 发动机［36］

。

虽然 YF120 VCE 在 ATF 计划中竞争失利，但却

奠定了 CDFS VCE 的基本构型。1991 年，通用电气公

司和艾利逊公司联合开发了具有可调高压涡轮导向

器的可控增压比的发动机（Controlled Pressure Ratio

Engine，COPE）技术，该技术允许发动机在宽广的增

压比范围内以恒定的涵道比工作［37］

。随着下一代超

声速客机和先进战斗机对动力装置愈发严格的要

求，CDFS VCE 得到了进一步发展，最终形成了 ACE。

Table 1 Summary of the VCE test based on YJ101

Test time

February 1976

November 1976

September 1977

June 1978

October 1978

January 1980

July 1980

January 1981

Funders

U.S. Air Force

U.S. Air Force

U.S. Navy

NASA

NASA

U.S. Navy

NASA

NASA

Test contents

Single bypass VCE with FVABI

1×2 double bypass VCE

2×1 double bypass VCE with RVABI and adjustable low-pressure turbine

2×1 double bypass VCE with FVABI

2×1 double bypass VCE with IVP nozzle

Full authority digital electronic control

Core with CDFS and FVABI， Mode Selector Valve （MSV） was added to the outlet of front fan

Whole machine test of double bypass CDFS VCE

Fig. 3 GE21 VCE of General Electric[26]

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-7

4 概念发展阶段

1989 年，由 NASA 主持，波音公司、洛克希德公

司、麦道公司、通用电气公司、普惠公司等公司共同

参与的高速研究（High Speed Research，HSR）计划启

动［38-40］

。部分文献将 HSR 计划称为高速民用运输机

（High Speed Civil Transport，HSCT）计划，这样称呼是

不合适的，因为 HSCT 是 HSR 计划的研究对象，HSR

计划的目的是为未来的 HSCT 提供与环境相关问题

的解决方案。通用电气公司在 CDFS VCE 上增加了

叶 尖 风 扇（Fan on Blade，FLADE），形 成 了 带 FLADE

和 CDFS 的三外涵 ACE，如图 5 所示［41］

。FLADE 喷管

出口的气流可以与主喷管出口气流掺混以降低发动

机的排气速度和噪声，此外，FLADE 喷管出口的气流

还可以起到流体噪声屏障的作用，从而降低地面的

有 效 感 觉 噪 声 ，在 二 者 的 综 合 作 用 下 噪 声 可 降 低

12 EPNdB。

除三外涵 ACE 之外，HSR 计划的候选发动机还

包括：涡喷发动机、旁路放气涡喷发动机、混合排气

涡扇发动机、CDFS VCE 和串联/并联 VCE。除三外涵

ACE 和串联/并联 VCE 之外，其余发动机都需要安装

引射喷管以降低噪声。NASA 在设计马赫数为 2.4、

航程为 9 260 km 的 HSCT 上评估了装配不同发动机

的飞机的起飞总质量和燃油消耗量，如图 6 所示。在

飞机/发动机的一体化评估过程中，涡喷发动机和旁

路放气涡喷发动机因为噪声问题被淘汰；虽然 CDFS

VCE 的推力和耗油率略优于混合排气涡扇发动机，

但其复杂的结构带来的质量增加使飞机起飞总质量

也略高于装配混合排气涡扇发动机的飞机；三外涵

ACE 因其复杂的结构和过大的直径导致发动机的质

量和飞机起飞总质量最大；串联/并联 VCE 因为起飞

推力不足和复杂的结构被淘汰。混合排气涡扇发动

机良好的性能使其起飞总质量最小，简单的结构和

较低的研制风险使其具有最低的直接运营成本。因

此 ，NASA 最 终 选 择 了 混 合 排 气 涡 扇 发 动 机 作 为

HSCT 的首选发动机。考虑到装配引射喷管的混合

排气涡扇发动机可能无法充分地抑制噪声，NASA 将

在混合排气涡扇发动机上增加噪声抑制能力较强的

FLADE 来应对未来更加严格的噪声要求，该思路在

NASA 后期的超声速计划中得到了进一步发展［41］

。

HSR 计划中的混合排气涡扇发动机的综合性能

超过了 CDFS VCE，这似乎与早期 CDFS VCE 的综合

性能远超混合排气涡扇发动机的结果相矛盾。这是

因为早期与 CDFS VCE 作对比的混合排气涡扇发动

机大多是已有的固定循环发动机，其部件设计水平

低且控制规律更简单［5］

；而 HSR 计划中的混合排气涡

扇发动机与 CDFS VCE 具有相同的设计水平，如可调

部件效率、涡轮前温度和压气机出口温度等。佐治

亚理工大学的 Denney 等［42］

在同样的设计水平下对比

了混合排气涡扇发动机与 CDFS VCE 的装机性能，结

果表明装配 CDFS VCE 的飞机起飞总质量比装配混

合排气涡扇发动机的飞机起飞总质量多 0.86~1.77

吨。他们进一步假设 CDFS VCE 的 FVABI 的掺混损

失为零，结果装配 CDFS VCE 的飞机起飞总质量比装

配混合排气涡扇发动机的飞机起飞总质量少了 1.72~

1.77 吨 。 这 表 明 FVABI 的 掺 混 损 失 是 影 响 CDFS

VCE 生存力的重要因素，然而由于 FVABI 的两股来

流之间固有的总压差，很难通过循环参数的优化来

减小 FVABI 的掺混损失，这就限制了 CDFS VCE 的进

一步发展。

至此，美国已在 VCE 领域开展了全面、持久和连

续 的 研 究 ，并 且 已 经 初 步 发 展 出 了 ACE。 美 国 的

VCE 和 ACE 在后期的超声速客机和战斗机的研究中

得到了实质性的发展。

5 概念成熟阶段

2005 年，为了保持美国在世界民航产业中的领

先地位，NASA 对未来 20~30 年的超声速民航产业的

长远发展作出了新一轮的规划，并启动了商业超声

速 技 术（Commercial Supersonic Technology，CST）计

划［43-44］

。CST 计划中，按照时间顺序分为“N+1”，“N+

2”和“N+3”3 个阶段，对应的超声速客机分别定位为

超声速商务机、小型超声速班机和高效多马赫客机，

Fig. 5 Three bypass ACE in HSR project[41]

Fig. 4 YF120 VCE schematic[5]

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-8

该计划的发展目标和目前可见状态见表 2

［45-46］。表

中，PLdB 表示感觉噪声级分贝（Perceived Noise Level

Decibel）。由表 2 可见，NASA 已经基本实现了“N+3”

阶段的目标，仅声爆强度略高于指标要求。对于机

场噪声，仅发动机的排气 1 项可以降低 32.2 EPNdB，

但是由于发动机的风扇和飞机没有采用进一步的降

噪手段，使机场噪声的总降低量减少了 13.8 EPNdB，

最终机场噪声的总降低量为 18.4 EPNdB［45］。NASA

对“N+3”阶段的每项关键技术都进行了评估，确定了

主要风险技术并制订了技术路线图，以确保所有技

术都能在 2020—2025 年达到技术成熟度 6 级，并于

2030—2035 年投入使用［47］。NASA 在 2017 年 6 月完

成了小尺寸超声速样机的风洞试验，并计划在未来 5

年内投入 3.9 亿美元，用于制造超声速客机的验证机，

并 在 人 口 稠 密 的 地 区 进 行 试 飞［48］。 自 2021 年 1 月

起，美国联邦航空管理局（Federal Aviation Adminis⁃

tration，FAA）开始批准飞机制造商在美国本土上空进

行超声速客机的试飞。飞机制造商只需在申请报告

上填写制造商的基本情况、拟定试飞空域和为了消

除试飞空域以外的声爆所采取的措施等常规信息，

就可以申请“特殊飞行授权”［49］

。这是自 1973 年 FAA

明令禁止民航客机在美国本土以超声速飞行之后的

一大转机。2021 年，NASA 对其研发的 X-59 静音超

声速验证机进行了初步的飞行测试，验证了其飞行

稳定性［50］

。2022 年，NASA 在得克萨斯州沃斯堡完成

了 X-59 飞机的关键地面测试，确保了该飞机能够承

受超声速飞行的负荷和压力，并校准和测试了该飞

机的燃料系统［51］。2022 年，NASA 将 X-59 飞机运回

加州洛克希德公司的臭鼬工厂，对该飞机进行拆解

测 试 ，并 于 2023 年 8 月 完 成 了 该 飞 机 的 总 装［51-52］。

NASA 计划在 2023 年年底在美国 6 个区域的上空进

行 X-59 飞机的试飞，收集人类对超声速飞行期间产

生的噪声反应的数据，并将该数据集交付给 FAA 和

其余国际监管机构［50-53］

。

在 CST 计划中，通用电气公司结合 HSR 计划的

经验，在混合排气涡扇发动机的风扇上增加 FLADE，

Table 2 Development goals and current status of CST project

Performance goals

Cruise Mach number

Range/km

Payload/passengers

Sonic boom/PLdB

Airport noise/EPNdB（cummulative

below stage 3）

Cruise emissions（NOx emissions per

kg of fuel）（/ g/kg）

Fuel efficiency（passenger-kilometers

per kg of fuel）（/ pax-km/kg）

N+1 supersonic business

class aircraft（2015）

1.6~1.8

7 408

6~20

65~70

10

Equivalent to current

subsonic aircraft

3.544

N+2 small supersonic

airliner（2020）

1.6~1.8

7 408

35~70

65~70

10~20

<10

10.632

N+3 efficient multi-Mach

aircraft （beyond2030）

1.3~2.0

7 408~10 186

100~200

65~70（low boom flight）

75~80（unrestricted flight）

20~30

<5，plus particular and water

vapor mitigation

12.404~14.176

N+3 goal

status

1.6

8 982

100

70~76

（key goal）

18.4

（key goal）

5

12.900

（key goal）

Fig. 6 Takeoff gross weight and fuel consumption of aircraft with different engines[41]

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-9

形成了 FLADE VCE，也就是双外涵 ACE 的雏形，如图

7 所示。与混合排气涡扇发动机相比，FLADE VCE 固

有的噪声抑制能力可以使风扇面积减小 15.7%，安装引

射喷管的 FLADE VCE 可以使风扇面积减小 26.9%［54］

。

在“N+2”阶段和“N+3”阶段的研究中，通用电气公司

和洛克希德公司共同开展了 FLADE VCE 和混合排气

涡扇发动机与超声速客机的一体化研究，结果表明

FLADE VCE 可以使“N+2”阶段和“N+3”阶段的超声

速客机的最大航程分别增加 161 km 和 445 km［55-56］。

该研究优化出的混合排气涡扇发动机的风扇增压比

较小，而 FLADE VCE 的风扇增压比较大。为了满足

推 力 的 要 求 ，混 合 排 气 涡 扇 发 动 机 的 进 气 流 量 比

FLADE VCE 大 33.3%，这使得混合排气涡扇发动机

的排气噪声比 FLADE VCE 低 8~10 EPNdB。然而较

大的直径使混合排气涡扇发动机过于沉重，并且会

增加声爆强度。NASA 最终选择了 FLADE VCE 作为

其 主 要 动 力 装 置 ，并 进 一 步 发 展 了 适 用 于 FLADE

VCE 的引射喷管、偏心喷管和 IVP 喷管［57-59］

。幸运的

是，早期的 SCR 计划中，IVP 喷管已经展现出可以使

排气噪声降低 8~10 EPNdB 的能力［14-15］，结合偏心喷

管的概念，可使排气噪声降低 10~12 EPNdB。这完全

可以补偿 FLADE VCE 相比于混合排气涡扇发动机增

加的 8~10 EPNdB 的噪声，从而使得 FLADE VCE 的发

展前景更加明朗［60］

。

2007 年，美国空军启动了多用途经济可承受先

进涡轮发动机（Versatile Affordable Advanced Turbine

Engines，VAATE）计划，其两个子计划：自适应多用途

发 动 机 技 术（Adaptive Versatile Engine Technology，

ADVENT）计划和自适应发动机技术发展（Adaptive

Engine Technology Development，AETD）计 划 分 别 于

2007 年和 2012 年启动。

ADVENT 计划是一个纯粹的科学技术计划，旨在

解决推力提升的基本工程和物理问题［61-62］。图 8 给

出了 ADVENT 计划中的推力为 89 kN 一级的三外涵

ACE。相比于图 5 中 HSR 计划下的三外涵 ACE，AD⁃

VENT 计划中的 ACE 使用分流风扇替换了 FLADE，第

1 级风扇外涵出口的气流直接进入最外侧涵道，从而

使风扇系统的结构更加简单。此外，从高压压气机

出口引出的气体在最外侧涵道的换热器进行冷却，

从而可减小涡轮冷却引气的需求量。2007 年 8 月，通

用电气公司和罗罗公司分别获得了 ADVENT 计划的

第 1 阶段的 2.3 亿美元和 2.96 亿美元的合同。主要工

作包括发动机概念探索、关键部件的开发和试验以

及整机的初步设计。通用电气公司主要负责核心机

的设计，罗罗公司主要负责低压系统的设计。关键

部件的研究主要包括全环形燃烧室的试验和陶瓷基

复合材料（Ceramic Matrix Composites，CMC）的研究与

试验。美国空军最初计划为 ADVENT 计划的第 2 阶

段只选择一个承包商。但是在 2009 年 10 月，美国空

军 决 定 由 通 用 电 气 公 司 和 罗 罗 公 司 继 续 参 与 AD⁃

VENT 计划的第 2 阶段的工作，通用电气公司继续研

制核心机，罗罗公司继续开展其负责的部件试验和

整机集成工作［63-64］

。2012 年，罗罗公司完成了 250 h

的风扇台架试验，并于同年年底开始了 ADVENT 核

心机的试验［65-66］

。由于罗罗公司在 ADVENT 计划的

后续计划中被普惠公司取代，目前没有文献公开其

后续的整机试验。2013 年，通用电气公司进行了 AD⁃

VENT 核心机的试验［66-67］

。

2012 年 9 月，美国空军支付了 2.136 亿美元的首

付款，用于资助通用电气公司和普惠公司完成为期 4

年的 AETD 计划［1］

。AETD 计划的目标是在 2016 年完

成 ACE 的整机地面试验，使其技术成熟度达到 6 级，

并可能提早进入 EMD 阶段。AETD 计划的发动机推

力从 ADVENT 计划的 89 kN 一级发展到了与 F35 飞

机相匹配的 200 kN 一级［66］

。与 HSR 计划和 CST 计划

中的经验一致，通用电气公司在 ADVENT 计划中也

发现 CDFS 并不能显著提升发动机的性能［66］，因此，

AETD 计划下的 ACE 取消了 CDFS，如图 9 所示。该发

动机的第 2 级风扇外涵出口的气流与核心流掺混后

从喷管排出，第 1 级风扇外涵出口的气流在主喷管的

膨胀段排出，最外侧涵道继承了 ADVENT 计划中的

换热器。在 AETD 计划的后期，最外侧涵道前的风扇

从 1 级调整为了 2 级。图 9 中的 ACE 可以看作是将图

7 中的 FLADE 用分流风扇替换而来，也可以看作是将

Fig. 7 FLADE VCE in CST project[60]

Fig. 8 Three bypass ACE in ADVENT project[68-69]

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-10

图 8 中最外侧涵道以外的主发动机用混合排气涡扇

发动机替换而来。部分文献将图 9 中的 ACE 称为双

外涵 VCE 或三股流 VCE，本文结合 ACE 后期的发展

趋势，将该双外涵发动机称为 ACE。AETD 计划中的

高压压气机借鉴了 Leap 商用发动机的压比为 22 的

10 级高压压气机，有趣的是，Leap 发动机的高压压气

机技术又来自于早期的 F101 军用发动机［62］

。此外，

AETD 计划也借鉴了其余成熟的商用发动机技术，包

括全环形燃烧室、用于高温部件的 CMC、用于低温部

件的聚合物基复合材料（Polymer Matrix Composites，

PMC）和增材制造技术，以上成熟技术的使用都有利

于降低与技术成熟相关的风险［62，70-71］。通用电气公

司在 2013 年 2 月 8 日完成了 AETD 计划的初始设计

审查［70］；在 2014 年测试了全环形燃烧室［66］、CMC 低

压涡轮［72］

和业界第 1 台 ACE［73］

；在 2015 年 3 月完成了

AEDT 计 划 的 初 步 设 计 审 查［73］。 普 惠 公 司 在 民 用

PW1000 发动机的核心机和军用 F135 发动机的低压

系统的基础上开展 ACE 技术的研究［68］

；在 2013 年完

成 了 3 级/双 外 涵 风 扇 的 试 验［62］；在 2015 年 完 成 了

AETD 计划的初步设计审查［74-75］

；并计划在 2017 年开

始 AETD 计划下的 ACE 试验［62］

。

2012 年，美国海军启动了变循环先进技术（Vari⁃

able Cycle Advanced Technology，VCAT）计划，由普惠

公司和罗罗公司承担。VCAT 计划在 ADVENT 计划

的基础上，根据海军的特有需求（包括降低发动机噪

声和适应航母起降作业等需求）开展研究，使海军的

ACE 技术达到技术成熟度 4~5 级［68］

。2015 年 2 月，美

国海军作战部长透露：海军规划的下一代战斗机对

速度和隐身特性的依赖可能会降低，并可能会选择

无人机方案［77］

。可见海军的第 6 代战斗机是否采用

ACE 存在一定的不确定性。

2016 年，美国空军启动了自适应发动机过渡项

目（Adaptive Engine Transition Program，AETP）计

划［78］。AETP 计划是 AETD 计划的延续，通用电气公

司和普惠公司各获得了 10 亿美元的合同［79］。AETP

计划旨在实现 ACE 从技术验证机到工程原型机的过

渡，并在 21 世纪中期进入潜在产品采办阶段时，消除

可预见的所有研制风险，从而为第 6 代战斗机所用发

动机的采办计划铺平道路、为 F35 战斗机的换发做好

准备［75］。AETP 发动机的主要潜在用途是美国空军

的 F-X 第 6 代战斗机、美国海军的 F/A-XX 第 6 代战

斗机和美国下一代 B21 轰炸机［66，80］

，同时也包括现役

的 F15，F16，F22 和 F35 战斗机［62，81］

。按照美国国防部

的预计，F35 战斗机的服役时间可能会持续到 2070

年，普惠公司为了保持其作为 F35 战斗机的唯一发动

机供应商的地位，提出了 F135 发动机的“增长选项

1.0”核心机升级包，有望实现 6%~10% 的推力增长和

4%~6% 的油耗降低［71，82］。同时，普惠公司在 F135 发

动机的“增长选项 2.0”中纳入了 ACE 的技术特征，并

主要通过 AETP 计划的支持来开展相关研究［71］

。通用

电气公司则一直将 F35 战斗机作为其 AETP 发动机的

首选应用平台，该公司认为：相比于第 6代战斗机，F35

战斗机至少是已有的实体，且对 F35 战斗机进行动力

升级也是一项具有挑战性的工作［66］

。2021年 8月，F35

战斗机的联合项目办公室表示正在与 AETP 计划下的

合作伙伴共同评估 ACE用于 F35战斗机的可行性［83］

。

AETP 计划下，通用电气公司和普惠公司的 ACE

分别命名为 XA100-GE-100（简称 XA100）和 XA101-

PW-100（简称 XA101）。正如以“J”命名的涡喷发动

机发展到以“F”命名的涡扇发动机，新增的“A”标志

着 ACE 从技术研发转化为工程型号，意味着一个新

纪元的到来。2018 年 6 月，美国空军分别授予通用电

气公司和普惠公司 4.37 亿美元的下一代自适应推进

系 统（Next Generation Adaptive Propulsion，NGAP）合

同，分别用于生产 3 台 XA100 原型机和 3 台 XA101 原

型机，用于机械设计的测试以及性能、可操作性、耐

久 性 的 评 估 ，从 而 为 2025 年 ACE 的 飞 行 验 证 做 好

准备［71，84-85］

。

图 10 给出了通用电气公司的 XA100ACE 的剖视

图，与图 9 中 AETD 计划下的 ACE 类似，XA100ACE 的

第 3 级风扇外涵出口的气流与核心流掺混后从主喷

管排出，第 2 级风扇外涵出口的气流经独立的喷管排

出，最外侧涵道也布置了换热器。通用电气公司认

为：XA100ACE 可以降低 25% 的燃油消耗，增加 35%

的航程、50% 的滞空时间和 60% 的吸热能力［86］。最

外侧涵道在调节涵道比的同时可以为下一代定向能

武器和大功率用电系统提供多达 1 MW 的功率，并能

为飞机和发动机越来越多的大功率系统提供足够的

散热源。尤其是当飞机从铝制机身转变为热传导性

能较差的复合材料机身后，最外侧涵道相对凉爽的

气流成了整个飞机系统主要的散热源［62］

。

Fig. 9 Double bypass ACE in AETD project[76]

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-11

通 用 电 气 公 司 在 2016 年 的 秋 季 完 成 了 XA100

ACE 的压气机试验［62］；在 2017 年 6 月完成了双外涵

自适应风扇的试验［62，81］

；在 2018 年 6 月完成了全尺寸

核 心 机 的 全 部 试 验［75］；从 2018 年 9 月 开 始 陆 续 将

XA100 原 型 机 的 部 件 运 往 俄 亥 俄 州 的 埃 文 代 尔 工

厂［75］；从 2019 年 1 月开始进行 XA100 原型机的初始

装 配 和 测 试 工 作［75］；在 2019 年 2 月 27 日 完 成 了

XA100ACE 的详细设计［87］

；从 2020 年 12 月 22 日开始

了第 1 台 XA100 原型机的试验，并于 2021 年 5 月结

束，验证了 XA100ACE 在大推力模式和高效率模式之

间的自由转换能力［88］；在 2021 年 8-12 月完成了第 2

台 XA100 原型机的第 1 轮试验，第 2 台原型机的更改

之处仅限于控制仪表、软件和组件，发动机的硬件与

第 1 台 相 同［89-90］；在 2022 年 3-8 月 完 成 了 第 2 台

XA100 原型机的第 2 轮试验，从而完成了 AETP 计划

的最后一个里程碑［91］；在 2023 年 5 月开始了第 2 台

XA100 原 型 机 的 第 3 轮 试 验 ，并 开 始 游 说 国 会 将

AETP 计划延长 1 年，以完成生产版本发动机的详细

设 计 审 查 ，从 而 删 除 XA100ACE 实 验 性 的“X”

前缀［92-93］

。

普惠公司的 XA101ACE 实际是 F135 发动机的深

度改型，并采用了与 XA100ACE 类似的双外涵结构。

普惠公司重新设计了 F135 发动机的高压涡轮叶片和

涂层，使涡轮进口温度达到了 2 400 K［75］

。普惠公司

在 2016 年开展了先进高压比核心机的试验；在 2018

年完成了基于 F135 发动机的双外涵自适应风扇的初

步 测 试 ；在 2019 年 开 始 XA101ACE 的 核 心 机 试

验［74-75］，于 2021 年在阿诺德空军基地的 J2 试验台上

完成了双外涵自适应风扇的测试，从 2021 年开始分

别在普惠公司和阿诺德空军基地开展 2 台 XA100 原

型 机 的 整 机 试 验 ，并 于 2022 年 底 完 成 了 试 验 内

容［94-95］。普惠公司认为：在 ACE 的研制过程中开发

的 70% 的先进技术可以用于 F15，F16 以及 F22 战斗

机的 F100 和 F119 发动机的动力升级。美国空军和

F35 战斗机联合项目办公室将根据 XA101ACE 的试

验数据来决定 F35 战斗机是否应该安装全新的 AETP

发动机（XA100ACE 或 XA101ACE），或者接受普惠公

司提供的增强版 F135 发动机［94］

。

2018 年 1 月，美国空军启动了支持经济可承受任

务 的 先 进 涡 轮 发 动 机 技 术（Advanced Turbine Tech⁃

nologies for Affordable Mission-Capability，ATTAM）计

划。ATTAM 计划将延续之前的 VAATE 计划，目标是

降低发动机的开发、生产和维护成本，提高燃油效

率、推进能力，并整合推进、动力和热管理技术［96］。

ATTAM 计划的第 1 阶段将持续到 2025 年，经费预计

为 7 亿美元，初始经费预计为 1.57 亿美元［97］

。在 AT⁃

TAM 计划的子计划 ——空中优势自适应推进技术

（Air Dominance Adaptive Propulsion Technology，

ADAPT）计划中，ACE 将得到进一步的发展。早期的

研究计划更关注通过自适应风扇实现低压转子的多

用途能力，ADAPT 计划的目标是开发和验证自适应

循环核心机，将其集成到 ACE 的整机上，并实现自适

应循环核心机的多用途功能［64］

。美国空军已经基本

确 定 变 几 何 涡 轮 技 术 是 ADAPT 计 划 的 关 键 技 术 。

ADAPT 计划将从所有可用的 ACE 技术中获得支持，

通过双外涵结构使平均油耗降低 25%，增加巡航航程

和作战推力，并确保支持定向能武器和其他高功率

系统［75］

。

美国的 ACE 技术发展至此，已经基本确定了其

双外涵的结构特点，且具备了进入低风险 EMD 阶段

的条件。美国的军事规划者们现在普遍认为：除非

具有重大的物理定律突破，要满足第 6 代战斗机的先

进性能需求，唯一的途径是采用 ACE 技术［66］

。

6 自适应循环发动机的关键技术

6.1 总体性能设计技术

ACE 的设计参数和可调参数的数量均多于常规

航空发动机，这使得常规地毯图式的参数研究方法

已经不适用于 ACE 的总体性能设计。通用电气公司

在 1980 年使用带约束的梯度优化算法优化了 CDFS

VCE 的 7 变 量 节 流 控 制 规 律［98］；在 1980 年 将 CDFS

VCE 的可调参数设为其整机模型的独立变量，通过

在整机模型中迭代可调参数的方式使部件压比、转

速等参数保持在给定值，实现了 CDFS VCE 的控制规

律的逆向设计［99］

；在 1993 年将性能寻优控制（Perfor⁃

mance Seeking Control，PSC）技术用于 YF120 VCE 的

最小耗油率模式，可结合飞机姿态、飞行条件等信息

来优化发动机的工作点，从而在给定的推力要求下

有效降低耗油率［100］

。佐治亚理工大学的 Rallabhandi

Fig. 10 Cutaway view of the XA100-GE-100[86]

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-12

等在 2008 年采用多目标遗传算法综合优化了飞机外

形 、发 动 机 安 装 位 置 和 发 动 机 循 环 参 数 ，得 出 了

FLADE VCE 优于 CDFS VCE、优于混合排气涡扇发动

机的结论［101］

。俄亥俄州立大学的 Simmons 在推进系

统数值仿真（Numerical Propulsion System Simulation，

NPSS）平台中嵌套遗传算法，对双外涵 ACE 进行了多

工作点综合性能的优化设计，结果表明，相比于具有

2000 年 技 术 水 平 的 混 合 排 气 涡 扇 发 动 机 ，双 外 涵

ACE 在战术机动、亚声速远航和超声速攻击三类飞行

任务中可分别减少耗油量 33.64%，32.8%和 34.61%［76］

。

美国空军研究实验室在 2012 年使用 SIMULINK 控制

NPSS 发动机模型的可调参数，针对地面攻击、空中格

斗和拦截任务 3 种工作模式，对双外涵 ACE 进行了大

尺度功率提取的瞬态数值模拟计算，研究结果表明

低压轴具有更多的可提取功率［4］

。莱特州立大学的

Desomma 等于 2018 年在 SIMULINK 中开发了双外涵

ACE 的整机模型和控制器，分析了功率提取对双外

涵 ACE 性能的影响，结果表明，分别从高/低压轴提取

功率具有更高的效率，并且高/低压轴之间的功率提

取 比 例 需 要 随 着 飞 行 高 度 和 马 赫 数 的 变 化 而 变

化［102］。密歇根州立大学的 Jasa 等［103］在 2019 年同时

考虑 1 个设计点和 4 个非设计点，采用梯度优化算法

对具有变循环特征的混合排气涡扇发动机进行了 5

工作点的综合性能优化，结果表明，与只考虑 1 个设

计点和 1 个非设计点的优化结果相比，5 工作点性能

优化的耗油率高 0.3%~8.7%，这是因为 5 工作点性能

优化时需要在 5 个工作点之间妥协，以使发动机的综

合性能最优。

6.2 进气道/发动机匹配技术

进气道/发动机匹配是超声速飞行面临的经典难

题。对于给定面积，圆的周长最短，因此，轴对称进

气道在质量方面具有固有的优势。轴对称进气道通

常依靠中心体的轴向移动来调节各截面的面积，使

其面积调节的灵活度较低。二元进气道通过灵活的

斜板调节实现了各关键截面的自由控制。SST 计划

中提出了一种中心体直径可调的轴对称进气道（如

图 11），从而使轴对称进气道也可实现关键截面的自

由控制。然而，由于变直径中心体复杂的结构及其

导致的泄漏问题，该进气道方案最终被淘汰［104］

。

SCR 计划中，通用电气公司与洛克希德公司在

1977 年联合开展了设计马赫数为 2.55 的超声速运输

机与 GE21 VCE 的一体化研究，将研究的重点集中在

进气道/发动机匹配上。结果表明，与二元进气道相

比，轴对称进气道不仅轻 635 kg，且能使超声速客机的

升阻比大 0.19、航程多 65 km（设计航程为 7 408 km）。

鉴于初始方案的进气道/发动机匹配性能较差，通用

电气公司对 GE21 VCE 进行了进一步优化，使得推力

增加 30%，耗油率降低 7%，航程增加 1 082 km，其中

209 km 归功于发动机性能的提升，其余部分归功于

进气道/发动机流量匹配性的提升［104-105］

。

普惠公司在 SCR 计划中提出了独特的 ITS，从而

可使得高效调节涵道比的同时保持风扇的换算流量

基本不变，这就大大降低了进气道/发动机匹配的难

度。ITS 的使用不仅可以提升进气道/发动机流量的

匹配，还可以减少对加力燃烧室的需求，同时大幅降

低超声速巡航时的耗油率，最终使得普惠公司在 SCR

计 划 中 的 VSCE 达 到 了 超 声 速 巡 航 时 的 耗 油 率

目标［15］

。

6.3 低排放技术

1972 年，NASA 在 SCR 计划中推出了洁净燃烧室

试 验（Experimental Clean Combustor Program，ECCP）

计划，旨在提高压比为 20~35 的用于常规起飞/着陆

型飞机发动机的低排放技术［106-108］

。ECCP 计划的研

究周期为 5 年，分为 3 个阶段。

第 1 阶段的目的是筛选具有性能潜力的燃烧室，

并获得相对详细的性能变化规律。针对 32 种燃烧

室，在能够模拟发动机慢车和起飞条件的 90°扇区试

验台上开展了实验研究。第 1 阶段包括 2 个附加研

究，分别为燃烧噪声研究和先进超声速技术研究。

通过燃烧噪声研究获取低排放燃烧室的试验噪声特

性。通过先进超声速技术研究发展燃烧室设计技

术，以减少超声速巡航时的 NOx排放［106-107］

。

第 2 阶段的目标是改进第 1 阶段筛选的燃烧室，

改进对象分别是 Vorbix 燃烧室和一种组合燃烧室。

Vorbix 燃烧室采用了多级燃烧的概念，主燃区的燃油

在旋流器之前的预燃室进行了一定的预蒸发，然后

在旋流器与空气进行充分的掺混，从而改善燃烧品

质并减少排放。组合燃烧室借鉴了预混燃烧室的预

混区与旋流燃烧室的主燃区。通过详细的试验，评

定了以上 2 种燃烧室在全包线范围的气动和排放性

能，选定了 Vorbix 燃烧室，并设计了适用于 Vorbix 燃

烧室的多级燃油控制系统。第 2 阶段包括 2 个附加

Fig. 11 Axisymmetric inlet with collapsing center body

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-13

研究，分别是燃烧噪声研究和燃油替换研究。通过

燃烧噪声研究获得完整的噪声数据，并建立噪声参

数随设计参数和气动参数的变化规律。通过燃油替

换研究获取燃料降级对气动性能和排放的影响［106］

。

第 3 阶段的目标是在整机环境下评估 Vorbix 燃

烧室的气动和排放性能。借助 JT9D 发动机，验证了

Vorbix 燃烧室的稳态和动态性能。第 3 阶段包括 2 个

附加研究，分别是压气机出口湍流特征测量和 FAA

尾气探针评估。通过 ECCP 计划的研究，NOx，CO 和

UCH 的 排 放 量 分 别 比 目 标 值 降 低 了 10%，26% 和

75%［108］

。

ECCP 计划中，NOx排放的目标值为 3 g/kg。SCR

计划中，普惠公司将 VSCE 的常规涵道燃烧室更换为

3 级 Vorbix 燃烧室，但并未达到其 NOx排放小于 1 g/kg

的目标［109-110］

。在先进超声速推进系统技术研究中，

普惠公司基于预混合和催化燃烧技术，在小尺寸、理

想环境下使 NOx排放降至了 1 g/kg。然而，仍需持久

的研究计划才能使该技术具有较高的技术成熟度［15］

。

鉴于多级燃烧技术可以有效提升油气的掺混品质，从

而抑制燃烧室局部高温区导致的 NOx排放，多级燃烧

技术在 HSR 计划中得到了进一步发展［41，111］

。

过去 40 年，NASA 平均每 15 年降低 50% 的 NOx排

放［111］

。针对亚声速客机，NASA 提出在“N+1”，“N+2”

和“N+3”3 个 阶 段 ，将 NOx 排 放 降 低 至 低 于 CAEP/6

（Committee on Aviation Environment Protection/6）标准

的 60%，75% 和 75% 以上［112］

。在 CST 计划中，“N+1”，

“N+2”和“N+3”3 个阶段的 NOx排放目标分别是现役

亚声速客机水平、10 g/kg 和 5 g/kg［46］。在 NASA 的环

境 负 责 航 空（ERA，Environmental Responsible Avia⁃

tion）计划中，通用电气公司和普惠公司分别将亚声

速客机的 NOx排放降低至低于 CAEP/6 标准的 81% 和

88%，从而超出了亚声速客机“N+3”阶段的目标［111］，

并为 CST 计划的 NOx降排提供参考。在 CST 计划的

“N+3”阶段中，洛克希德公司的“超声速绿色飞机”方

案已实现 NOx排放小于 5 g/kg 的目标［56］

。

6.4 低噪声技术

1973 年，NASA 研究了噪声约束对长途运输飞机

的影响，结果表明，壁面处理是极具潜力的降噪技

术。1979 年的壁面处理技术可降噪 8 dB，并只减少

0.6% 的投资收益，而增大 20% 的喷管面积仅能降噪

3.5 dB［113］

。

推力保持不变时，流量增大则排气速度和噪声

减小，通用电气公司的研究表明流量增大 20% 可降

噪 4.2 dB［24］。ACE 固有的流量保持能力使其具备天

然的降噪能力。在 SCR 计划中，不采用降噪技术的

VCE 也不能达到其噪声指标。为此，通用电气公司

将 GE21/J11VCE 的 风 扇 放 大 20% 以 达 到 降 噪 的 目

的，此外，为了降低起飞噪声，该发动机在起飞时并

未接通加力［104］

。在通用电气公司和洛克希德公司开

展的飞机/发动机一体化研究中，提出了将发动机置

于机翼上方的方案，结果表明，机翼的遮挡可降噪 3~

5 dB［104］

。普惠公司在 SCR 计划下的降噪技术项目中

提出了可降噪 8~10 dB 的 IVP 喷管（如图 2 的下侧）。

IVP 喷管夸张的降噪能力曾一度被认为是“黑魔法”，

然而通用电气公司的独立试验进一步验证了 IVP 喷

管的降噪能力［15］

。在 SCR 计划中，IVP 喷管是满足噪

声指标的决定性技术［15，24］

。

在 CST 计划的“N+2”阶段，罗罗公司和通用电气

公司分别对引射喷管和 IVP 喷管展开了详细设计。

罗罗公司的引射喷管因其堵塞和离散频率噪声的产

生使得降噪效果不佳。通用电气公司在 IVP 喷管中

增加了流体屏蔽，共降噪 6 dB［57］

。在 CST 计划的“N+

2”阶段，NASA 提出了一种偏心降噪喷管，其射流较

厚一侧的核心射流区较短，从而削弱了马赫波辐射，

可降噪约 1 dB［55］。NASA 已于 2010 年实现了 CST 计

划“N+3”阶段的噪声目标，后续将专注于将各项降噪

技术的技术成熟度提高至 6 级以上［56］

。

6.5 先进材料技术

通用电气公司的 XA100ACE 大量使用了 PMC 和

CMC。PMC 的密度约为钛合金的 40%，已经被广泛

用于民用发动机的风扇叶片、机匣等冷端部件，具有

较高的技术成熟度。CMC 的密度约为镍基合金的

33%，可以在 1 600 K 的温度下工作，比镍基合金的工

作温度高了 500 K［114-115］。自 2000 年起，通用电气公

司在其位于意大利佛罗伦萨的一个 2 000 MW 的燃气

轮机内测试 CMC，截至 2015 年，该燃气轮机的 CMC

涡轮外环已经可以无故障运行数千小时。自 2007 年

起，通用电气公司开始将 CMC 推广向其航空发动机，

首先在其 F136 军用发动机的热端使用了 CMC，并很

快将其应用于 Leap 商用发动机［115］。通用电气公司

考核了 CMC 火焰筒的性能，结果表明 CMC 可节约冷

却空气 50%，减重 50%，减少 NOx排放 20%。2015 年，

通用电气公司在 GEnx 发动机中测试 CMC 热端部件，

并计划大规模采用 CMC 制备燃烧室衬里以及涡轮叶

片，并应用于 GE9X 发动机［116］

。2015 年，通用电气公

司在其 F414 军用发动机上进行了 CMC 低压涡轮转

子叶片的 500 次耐久循环测试（如图 12），这是 CMC

首次在航空发动机转子叶片上的成功验证［115］

。2014

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-14

年，在 CMC 的支持下，通用电气公司的 ADVENT 核心

机的高压涡轮进口总温比空军研究实验室的目标温

度 高 72 K 以 上 ，该 核 心 机 创 下 了 当 时 航 空 发 动 机

推进史上最高的压气机和涡轮组合温度纪录［66-67］

。

通用电气公司在 CMC 的研发过程中累计投入超过

10 亿美元。截至 2018 年，通用电气公司分别在特拉

华州、俄亥俄州、北卡罗来纳州和阿拉巴马州建立了

4 个相互关联的 CMC 生产基地，形成了美国第一个完

整的 CMC 供应链［117-119］

。

普惠公司也热衷于借助 CMC 提高其 XA101 ACE

的性能，并计划引入超高温 CMC，使涡轮进口温度增

高到 2 700 K［75］

。研究表明，SiC 纤维能有效吸收电磁

波并减弱红外信号。普惠公司已将 CMC-SiC 用于其

F119 和 F135 发动机的喷管，在减重的同时有效降低

了发动机的雷达和红外信号特征［120］

。

CMC 在高温高应力和恶劣的热力氧化环境下，

存在表面氧化严重和快速失效的问题，必须采用先

进热障涂层技术延长其使用寿命［121］

。2015 年，通用

电气公司在其 F414 军用发动机上进行 CMC 低压涡

轮转子叶片测试时，验证了热障涂层对其性能的改

善［115］

。图 12 中黄色叶片即为具有热障涂层的叶片。

先进热障涂层技术是将 CMC 推广到变几何高压涡轮

的有力保障。

6.6 增材制造技术

增材制造技术具有无模具自由成型、材料利用

率高、机械加工量少、小批量生产成本低、制造周期

短等优点，对航空发动机复杂零件的设计及制造带

来重大变革［122］

。通用电气公司的 XA100ACE 的 10%

的质量来自于增材制造的部件，包括复杂的换热器

和 燃 油 喷 嘴（这 些 部 件 很 难 用 传 统 的 制 造 工 艺 制

成）［93］

。2015 年，通用电气公司在其辛辛那提总部的

附近成立了专门的增材制造技术业务部门［123］

。2016

年，随着收购 Arcam 和 ConceptLaser 两家增材制造公

司，通用电气公司成为了增材制造领域的领军者［124］

。

2015 年，经 FAA 批准，通用电气公司在其 GE90-94B

发动机中使用了增材制造技术制造的高压压气机温

度传感器外壳。这是通用电气公司喷气发动机史上

首个通过 FAA 认证的增材制造零件［125］

。2016 年，通

用电气公司的增材制造燃油喷嘴通过了 FAA 的认

证，并装机应用于 Leap 发动机。若使用传统工艺，该

燃油喷嘴需由 20 个零件经铸造、机加、组装和焊接组

合制成；借助增材制造技术，该燃油喷嘴可一次成

型，寿命延长 4 倍，质量降低 25%［126-127］。2016 年，通

用电气公司开始了新型涡轮螺旋桨发动机的研发，

该发动机超过三分之一的零件（包括机油箱、轴承

座、燃烧室、框架、换热器、排气机匣和固定流道组

件）源自增材制造技术，使得零件个数由 855 个减少

至 12 个，发动机总质量减少了 45 kg［128-129］

。借助增材

制造技术和数字化数据，设计师可以快速评估复杂

零件的设计方案，从而使该新型涡轮螺旋桨发动机

的研发时间从 10 年缩短至 2 年［128］

。2018 年，通用电

气公司在其 GE9X 发动机中使用了增材制造的 TiAl

合金低压涡轮叶片，该叶片比传统镍基高温合金叶

片轻 50%［130］

。增材制造技术的另一重要应用方向是

对受损零件的修复，目前已将增材制造技术应用于

F15 战斗机中机翼梁的修复、T700 飞机发动机零件的

磨损修复、单晶涡轮叶片的修复和铝合金导叶的修

复［122］

。此外，针对 CMC 的先进增材制造技术的引入

也有利于将 CMC 推广到各类复杂高温构件［131-132］。

可见，用于航空发动机的增材制造技术正在从非承

力部件推广至承力部件、从常规材料推广至新材料，

未来增材制造技术的发展将有力的推动航空发动机

的设计、制造和维修水平的提升。

7 结 论

ACE 的研制难度大、周期长、费用高。美国从 20

世纪 60 年代至今，以未来战斗机和超声速客机的需

求为牵引，通过一系列长远、连续且系统的研究计

划，发展了经典的 CDFS VCE，FLADE VCE 和三外涵

ACE，并形成了目前的双外涵 ACE。

从 VCE 和 ACE 的定义及发展历程来看，二者的

核心理念都是通过变几何部件实现涵道比的高效调

节。鉴于美国在 VCE 的发展过程中已持续投入了大

量的资金，从 VCE 到 ACE 的转变，其意义更偏向于美

国的工业部门通过概念升级或概念替换的手段来获

取国会更多的经费支持。因此，可认为 ACE 和 VCE

在本质上仍然属于同一概念。

ACE 先进的技术指标极大地牵引了发动机部件

Fig. 12 CMC low-pressure turbine rotor of F414 engine[115]

第 45 卷 第 6 期 美国自适应循环发动机的发展历程 2024 年

2307021-15

的设计水平，例如可调进气道、自适应风扇、核心机

驱动风扇级、变几何高压压气机、高性能低排放燃烧

室、变几何涡轮、无导叶对转涡轮、变面积涵道引射

器、可调喷管和 IVP 喷管等部件。各部件宽广的工作

范围、复杂的性能变化规律以及相互耦合的关系，使

其设计难度大、设计风险高。先进的部件设计理念

及设计方法是 ACE 发展的关键推进力。

ACE 发展过程中，发动机的评价指标从最初的

过度注重单一性能发展到了目前的综合性能和经济

可承受性的同步提高。借助多种成熟的军/民用平

台，可方便地验证新技术、新材料和新理念，在提升

ACE 的性能及技术成熟度的同时，也能有效提升现

有平台的性能。

美国通过政府主导、军队和产学研部门的合理

分工和密切合作，实现了多项高端军/民用航空发动

机技术的有机集成，构成了以科学技术为基础、试验

和使用数据为支撑、高水平科研人员为灵魂的举国

技术体系，显著推动了 ACE 技术的发展。美国民用

ACE 的各项关键技术将于 2030—2035 年达到技术成

熟度 6 级，从而为其在 2030—2035 年超声速客机的

试飞提供支持；军用 ACE 已经具备进入低风险 EMD

阶段的条件，为其在 2030 年以后能够研制出可装备

使用的第 6 代战斗机提供了有力的支撑。

发展 ACE 不能一蹴而就，我国应该充分认识到

ACE 的技术难度和风险，依托科研院所和高校，整合

行业优质资源，成立政府牵头的国家级研发组织。

此外，应该根据现有技术基础，结合国家战略需求，

制定近期、中期和远期的研究计划，并根据国内技术

发展进程和国外先进经验适时调整研究计划。最

后，应该实事求是、夯实基础、勇于创新，从而逐步形

成世界一流的航空发动机技术体系。

致　 谢：感谢国家自然科学基金、国家科技重大专

项、航空发动机及燃气轮机基础科学中心项目、中央

高校基本科研业务费专项资金的资助。

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（编辑：白　鹭）

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307021-20

Development process of adaptive cycle engine in

the United States

HAO Wang1，2

，LIU Yongquan2

，WANG Zhanxue1

，ZHANG Xiaobo1，3

，LI Dawei2，4

（1. Shaanxi Key Laboratory of Internal Aerodynamics in Aero-Engine，School of Power and Energy，

Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129，China；

2. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；

3. Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine，Beijing 100191，China；

4. School of Aeronautics and Astronautics，Xiamen University，Xiamen 361102，China）

Abstract：The efficient bypass ratio regulating ability and good flow holding capacity are the advantage of

adaptive cycle engine， leading to its becoming the ideal power device for next generation fighter and future super⁃

sonic civil aircraft. In view of the long-term leadership of the United States in the field of adaptive cycle engine，

the development process of the adaptive cycle engine in the United States was divided into four stages， and the de⁃

velopment process， technical correlations and structural features of adaptive cycle engines under a series of mili⁃

tary/civil research projects were described. The basic structural form of adaptive cycle engine was sorted out. The

key technologies and development process of adaptive cycle engine such as overall performance design， inlet/en⁃

gine matching， low emission， low noise， advanced materials and additive manufacturing were summarized so as

to provide some reference for the development of adaptive cycle engine in China.

Key words：Adaptive cycle engine；Development process；Structural features；Key technologies；Re⁃

view

Received：2023-07-11；Revised：2023-08-29.

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2307021

Foundation items：National Natural Science Foundation of China（52076180）；National Science and Technology Major Project of

China（J2019-Ⅰ-0021-0020）；Science Center for Gas Turbine Project（P2022-B-Ⅰ-005-001）；Fundamental Research Funds for the

Central Universities.

Corresponding author：ZHANG Xiaobo， E-mail： zhangxb@nwpu.edu.cn

2024 年 6 月

第 45 卷 第 6 期

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

2307012-1

June 2024

Vol.45 No.6

自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能

初步研究 *

蒋勇睿 1

，徐义皓 1，2

，张纪元 3

，董学智 1

，郑俊超 1，2

，陈 敏 2

（1. 清华大学 航空发动机研究院，北京 100084；

2. 北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京 100191；

3. 北京航空航天大学 航空发动机研究院，北京 100191）

摘 要：自适应循环发动机是基于变循环发动机设计理念基础并充分考虑飞发一体化设计、热管理

等综合性能的面向未来飞行平台的先进动力装置，可通过诸多可调机构实现发动机涵道比、增压比、流

量以及工作模式的灵活改变，从而适应不同飞行任务的复杂任务剖面需求，获得更大飞行包线内的性能

优化。本文基于自适应循环发动机的性能计算仿真模型，在相关研究基础上结合模式转换和加减速过程

实现快速推力变化过程，根据模式转换与加减速控制规律设计，开展典型算例下的快速推力变化过渡过

程性能分析并验证其控制规律设计方法可行性，在亚声速巡航工况下，发动机在以M3模式叶尖风扇最

小角度状态下，低压转子相对物理转速从0.6加速至1.0，最大可使终止推力增大32.4%，相较于单一模

式加减速过渡过程，推力变化范围更宽，加速时间更短，转速变化范围更小。

关键词：自适应循环发动机；过渡态；快速推力变化；控制规律；模式转换

中图分类号：V231 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）06-2307012-11

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2307012

1 引 言

自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine，ACE）

是基于变循环发动机设计理念基础并充分考虑飞/发

一体化设计、热管理等综合性能的面向未来飞行平

台的先进动力装置。作为目前航空强国竞相追逐的

未来动力战略技术高地，自适应变循环发动机可通

过诸多可调机构灵活改变发动机涵道比、增压比、流

量以及工作模式从而适应复杂任务剖面需求以获得

更大飞行包线内的综合性能优化［1-3］

。上升到更高层

次，自适应循环是通过增加发动机的自由度，使其在

面对更宽广更复杂的任务剖面时能够让部件工作点

处于优势区域，从而自动适应飞行器多样任务和外

界环境需求的一种设计理念与控制方法［4-6］

。自适应

循环发动机不拘泥于某一具体构型，而是针对任务

需求及技术水平，综合权衡收益和代价所得出的最

佳循环构型。可以说，从提升发动机自由度的变循

环发动机到自动适应任务需求的自适应循环发动机

是设计理念与控制方法的革新。

自适应循环发动机沿袭变循环发动机特征，具

备可调机构的多样性，可以大幅提升发动机自由度，

但也导致其控制规律设计的复杂化和难度大大加

深［7-8］

，而且构型充分与任务需求结合，必须深入考虑

飞机/发动机综合性能，这使得自适应循环发动机在

性能匹配和控制设计上面临了诸多新的挑战和瓶

颈：更多工作模式带来控制约束增多、发动机在工作

模式转换时部件工作状态剧烈变化、控制输入参数

与被控参数大幅度增多、飞行包线大范围增加［9-11］

等

影响，导致传统航空发动机控制规律方法难以支撑

自适应循环发动机面对不同任务需求时有效发挥其

性能优势，也难以匹配自适应循环发动机过渡过程

总体性能分析需求与控制规律设计要求［12］

。如何实

* 收稿日期：2023-07-01；修订日期：2023-11-22。

基金项目：国家自然科学基金（51206005；51776010）。

作者简介：蒋勇睿，博士生，研究领域为航空发动机总体性能。

通讯作者：郑俊超，博士，助理研究员，研究领域为航空发动机总体性能。E-mail：zhengjunchao@mail.tsinghua.edu.cn

引用格式：蒋勇睿，徐义皓，张纪元，等. 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究［J］. 推进技术，2024，45

（6）：2307012. （JIANG Y R， XU Y H， ZHANG J Y， et al. Preliminary performance research of rapid thrust change

transient process on an adaptive cycle engine［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（6）：2307012.）

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307012-2

现自适应循环发动机工作模式转换与加减速过程的

控制规律设计及总体性能分析成为发展自适应循环

发动机必须攻克的技术难题。此外，自适应循环发

动机在设计之初就充分考虑未来更加苛刻的任务需

求和综合性能收益，譬如美国空军提出的“穿透型制

空”概念更多强调飞机综合性能［13］

：既要具备足够大

的作战半径和有效载荷，同时还应具备超声速巡航

能力和高机动性，以应对突发局部空战。这就要求

其动力适应能力更高，状态变化更快，响应时间更短，

传统的加减速过程恐难有更多提升空间和性能裕度。

如何实现状态和推力快速变化，这一面向未来先进平

台的性能需求已成为自适应循环发动机挖掘更多性

能潜力的机遇和挑战，也是自适应循环发动机性能研

究不断推进后亟需探索的研究深水区［14-15］

。

目前国内外针对自适应循环发动机总体性能与

控制规律设计已有一定研究：仇小杰等［16］基于变循

环发动机自适应模型建立分析冗余逻辑策略，通过

动态自适应计算有效提高传感器故障诊断的可靠性

与分析冗余的准确性；胡忠志等［17］构建三涵道分排

变循环发动机模型，基于入口溢出阻力数据研究了

发动机安装性能的自适应控制问题；陈尚晰等［18］提

出了一种基于数据驱动的自适应控制算法，提升了

自适应变循环发动机闭环控制系统的动态性能；Ay⁃

gun 等［19］搭建了一种自适应循环发动机计算仿真模

型，基于遗传算法对设计参数进行了优化设计；北京

航空航天大学的唐海龙、陈敏等基于自适应循环发

动 机 性 能 仿 真 模 型 针 对 部 件 优 化［20-21］、性 能 分

析［22-26］

、控制方案［27-28］

等开展了相关研究。目前针对

叶尖风扇三外涵自适应循环发动机构型的加减速、

模式转换过渡过程［29］有了一定的研究，但综合自适

应循环发动机加减速过程与模式转换过程开展深入

的控制规律设计与性能分析的研究较少。

因此，本文基于适用于叶尖风扇三外涵自适应

循环发动机构型的性能计算仿真模型，结合以往研

究的单一模式加减速与模式切换过渡过程，提出了

以实现快速推力变化为目标的新过渡过程，并就其

控制规律设计方法做了一定的探索和研究，开展分

阶段模式转换与加减速控制规律设计，基于性能仿

真模型开展了验证与性能分析。

2 自适应循环发动机工作原理及过渡态性能

模型

2.1 自适应循环发动机工作原理

叶尖风扇三外涵自适应循环发动机在诸多文献

中已有基本介绍，本文重点介绍其三个外涵道和相

关可调部件：由核心机驱动风扇出口进入外涵的气

流通道为第一外涵道；由风扇出口进入外涵的气流

通道为第二外涵道；叶尖风扇的气流进入的通道为

第三外涵道［30-31］

。该构型主要部件（如图 1 及表 1 所

示）如下：

（1）压缩部件 ：风扇、叶尖风扇、核心机驱动风

扇、高压压气机；

（2）外涵道：第一外涵、第二外涵、第三外涵；

（3）可变涵道引射器：前可变涵道引射器、后可

变涵道引射器；

（4）涡轮部件：高压涡轮、低压涡轮；

（5）喷管部件：主喷管、外涵喷管；

（6）燃烧部件：主燃烧室、加力燃烧室。

相比于常规涡扇发动机，叶尖风扇三外涵自适

应循环发动机引入更多具有新颖技术特征的部件，

这使得该构型可调几何更加复杂且多样。通过协调

控制各个外涵道的工作状态，三外涵自适应循环发

动机可以实现四种工作模式，如表 2 所示。

Fig. 1 Schematic diagram of main components of adaptive

cycle engine with three outer culvert and tip fan

Table 1 Main components of adaptive cycle engine with

three outer culvert and tip fan

Component

Compression

Bypass

Variable area

bypass injector

Turbine

Nozzle

Combustor

Legend

a

b

c

d

e

f

g

h

i

j

k

l

m

n

o

Name

Fan on blade

Fan

Core driven fan stage

High pressure compressor

Third bypass

Second bypass

First bypass

Front variable area bypass injector

Rear variable area bypass injector

High pressure turbine

Low pressure turbine

Bypass nozzle

Main nozzle

Main chamber

Afterburner

第 45 卷 第 6 期 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 2024 年

2307012-3

2.2 自适应循环发动机过渡态性能模型

自适应循环发动机总体性能模型以部件法为主

要建模思想，基于通用部件特性和共同工作条件构

建相关部件非线性平衡方程组，给定控制规律求解

工作点状态。与常规涡扇发动机相比，该构型的自

适应循环发动机过渡态模型需要考虑四种工作模

式，所需求解的非线性方程组更多，可调机构的多样

导致控制输入参数更加复杂。总体性能计算的流程

如图 2 所示，首先通过对于通用部件特性的耦合进行

设计点计算，给定发动机的控制规律进行非设计点

计算，包括稳态性能模型计算与过渡态性能模型计

算，本质是求解由发动机平衡方程衍生的非线性残

量方程组。详见文献［29］。

过渡过程的计算可以使用准稳态计算，即使用

转子方程代替稳态性能计算中的功率平衡方程［4］。

过渡态性能模型计算的流程如图 3 所示，单一模式加

减速过渡过程性能研究见于文献［32］。

2.3 自适应循环发动机模式转换过渡过程

在典型任务剖面下，叶尖风扇三外涵自适应循

环发动机在不同工况时可工作于不同模式而获得推

力或者耗油率的性能受益，由此产生了模式转换这

一新过渡过程，见图 4。

对于第三外涵而言，其工作情况由叶尖风扇可

调静子导叶控制，该可调几何可连续调整。叶尖风

扇可调静子导叶角度调整主要影响发动机低压转子

功率平衡与总空气流量。在实际使用中，M1/M2 向

M13/M3 模式切换的本质是叶尖风扇可调静子导叶角

度不断调整的过程。M1/M2 模式是 M13/M3 模式叶

尖风扇可调静子导叶角度最小状态。

但对于第二外涵则不同，第二外涵打开/关闭由

Table 2 Four working modes of adaptive cycle engines

Mode

M1

M13

M2

M3

First bypass

Open

Open

Open

Open

Second bypass

Close

Close

Open

Open

Third bypass

Close

Open

Close

Open

Fig. 4 Schematic diagram of adaptive cycle engine mode

switching

Fig. 2 Calculation process of the simulation model

Fig. 3 Transition state performance calculation process

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307012-4

模式选择活门控制，该调节结构不同于可调静子导

叶，不可连续变化。第二外涵打开/关闭在整个过渡

过程中几乎是瞬间发生的。在第二外涵关闭时，第

一外涵气流经过前可变涵道引射器时仅需考虑流道

总压损失问题；在第二外涵打开时，第一外涵气流经

过前可变涵道引射器时还要考虑与第二外涵气流的

掺混问题。可见，第二外涵的打开与关闭对整个发

动机影响较大，且存在状态瞬间切换的情况。该构

型模式切换过渡过程第二外涵状态切换是最需要研

究的问题。

由于该构型研究还处于预研与论证阶段，相关

资料与实验数据少，无法真实详细地模拟出实际使

用中模式选择活门与前可变涵道引射器的工作情

况。本文建立的模式切换过渡过程性能仿真模型是

以准稳态为基础，可反应转子动态项变化对性能的

影响。但受制于研究现状，此性能仿真模型有如下

问题，可能会影响过渡过程性能计算结果的准确性：

（1）未考虑过渡过程部件容积效应；

（2）未考虑模式选择活门关闭时，第二外涵对第

一外涵气流的扰动；

（3）无法模拟实际使用中模式选择活门打开的

真实过程，仅以瞬间变化来表征，即一个时间步长前

后模式选择活门状态切换；

（4）未考虑模式选择活门打开过程中，第二外涵

气流与第一外涵气流逐渐掺混的真实过程。

模 式 切 换 性 能 仿 真 计 算 参 数 输 入 与 加 减 速 类

似，包括：时间步长、转子动态项、起始转速、可调几

何调节规律以及燃油规律。但是模式切换过渡过程

性能仿真计算终止条件与加减速过程不同：模式切

换以发动机工作状态稳定为终止条件，即用高、低压

转速波动低于设定范围；加减速则以达到终止速度

为终止条件。更多相关内容可见文献［29］。

3 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程

控制规律设计及性能研究

目前针对叶尖风扇三外涵自适应循环发动机不

同模式之间切换设计思路与过渡过程控制规律设计

方法［29］

已经开展了相关研究。本文在此基础上针对

该构型具有多个工作模式、多个可调几何的特点，将

加减速过程与模式切换结合以实现推力快速变化，

并就其控制规律设计方法与性能进行探索与分析。

3.1 快速推力变化过渡过程控制规律设计方法分析

为了更好地描述推力与转速变化情况，定义加/

减速过程推力变化率与转速变化率：

推力变化率 =终止状态推力 - 初始状态推力

初始状态推力

× 100%

（1）

转速变化率 =终止状态转速 - 初始状态转速

初始状态转速

× 100%

（2）

以亚声速巡航典型工况（高度 11 km，Ma=0.8）加

速过程为例，见表 3，本文涉及可调几何面积变化情

况均以初始状态为基准的相对量进行衡量。当以 M2

模式，也是 M3 模式叶尖风扇最小角度状态，从低压

转子相对物理转速 0.6（受限于部件特性）加速到 1.0

时，推力变化率为 199%。若相同转速变化率下加速

终止到最大叶尖风扇可调静子导叶角度 M3 模式时，

推力可上升 275%。相对于不调大叶尖风扇，可以获

得 76% 推力提升收益，终止推力增大 25.6%。更进一

步，若相同转速变化率下，在加速过程关闭模式选择

活门切换到 M13 模式时，推力增长率为 295%。相对

于不调整叶尖风扇且不关闭模式选择活门，多了 96%

推力提升收益，终止推力增大 32.2%。可见，若能在

加速过程中调大第三外涵分流比，并关闭模式选择

活门，加速到相同转速时可以获得更大推力提升，从

而实现同转速变化率快速推力增加。

同理，若能在加速过程中调大第三外涵分流比，

并关闭模式选择活门，加速到相同推力时仅需从低

压相对物理转速 0.6 加速到 0.81 就可满足。其加速

过程转速变化率为 35%，相对于不调整而言，转速变

化率减小 32%。可见，采用此种加速方案可以获得更

快推力提升，从而实现同推力变化率快速推力增加。

经过上述重要稳态工作点的对比分析，加速与

模式切换相结合的快速推力变化过渡过程可获得推

力提升更大更快的性能收益。快速推力变化过渡过

程实质是在转速变化时发动机相关可调几何大幅度

调整，模式选择活门状态切换。参考相关文献提出

的“中间状态”模式转换思路［29］，在模式选择活门切

换瞬间，相关可调几何变量极小可视为定值，为确保

发动机模式选择活门打开/关闭前后能正常工作，寻

求一组几何调整方案能保证两种模式下都能正常工

作且不出现喘振、超转等问题，并将发动机除模式选

择活门外其他可调几何一致时，在两种模式均可正

常工作的状态定义为“中间状态”，其对应的可调几

何调整方案需要满足位于合适的变推力模式转换区

域，且模式切换前后流量变化不大。

发动机快速推力减小过程与加速过程类似。对

于单一模式减速过程，在如图 5（a）所示的两种减速

第 45 卷 第 6 期 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 2024 年

2307012-5

方案燃油规律下，发动机低压转子换算转速由 1.0 减

速至 0.5（其中，Throttle 表示稳态线的换算燃油的变

化情况，N2 为高压转子换算转速，Wf 为燃油流量，pt3

为燃烧室入口总压），推力 F 随时间变化见图 5（b），更

多相关研究可见于相关文献［32］，结合模式切换可

实现推力降低更大更快的性能收益。

综 上 所 述 ，整 个 过 程 因 此 可 以 分 成 三 个 阶 段

（见图 6）：

（1）前加/减速阶段：发动机由初始状态加/减速

到中间状态；

（2）切换阶段：发动机进行不同模式中间状态的

过渡；

（3）后加/减速阶段：由切换至的模式中间状态

加/减速到终止状态并到终止转速。

快速推力变化过渡过程控制规律可参考相关文

献［29］模式切换控制规律设计方法：

（1）前加/减速与后加/减速状态则是保证在裕度

范围内推力单调连续；

（2）整个快速推力变化过渡过程燃油规律单调

连续；

（3）整个快速推力变化过渡过程除模式选择活

门外，其他可调几何变化应单调连续；

（4）模式切换阶段应在中间状态的模式切换转

速进行。

3.2 典型工况快速推力增加过渡过程性能分析

基于上述快速推力控制规律设计方法，对比典

型工况相同转速变化率单一模式加速过渡过程，针

对快速推力增加算例开展性能分析。选取亚声速巡

航工况点作为计算工况，并参照表 3 中的重要稳态

点，过渡态计算的其他必要参数见表 4。

Fig. 5 Fuel consumption law and thrust of deceleration

transition process of mode M1[32]

Fig. 6 Schematic diagram of rapid thrust change transition

process

Table 3 Performance parameters of different steady-state points in equal rotating speed variation rate of subsonic cruise

Parameter

Relative speed of low pressure rotor

Fan on blade variable stator vane angle βVSV，Flade

（/ °）

Core driven fan stage variable stator vane angle βVSV，CDFS

（/ °）

High pressure compressor variable stator vane angle βVSV，HPC（/ °）

Front variable area of bypass injector A22

Rear variable area of bypass injector A52

Area of high pressure turbine variable area nozzle AVAN，HPT

Area of low pressure turbine variable area nozzle AVAN，LPT

Nozzle throat section area A8

Thrust/N

Total air flow/（kg/s）

Rate of thrust change/%

M1

0.6

-85

-30

-20

1

1

1

1

1

7 433

86.18

M2

1.0

85

-30

-20

1

1

1

1

1

22 208

131.75

199

M3

1.0

0

-30

-20

1

1

1

1

1

27 883

176.78

275

M13

1.0

0

0

0

1

0.25

1

1.1

1

29 369

176.81

295

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307012-6

基于快速推力变化的控制规律设计思路，整个

过程可以分成三个阶段：

（1）前加速阶段：在 M3 模式从起始状态低压相

对物理转速 0.6 加速到 M3 模式中间状态低压相对物

理转速 0.79，即此中间状态对应的模式切换转速。

（2）切换阶段：在模式切换转速下，由 M3 模式中

间状态切换到 M13 模式中间状态。

（3）后加速阶段：从 M13 模式中间状态以模式切

换转速加速到叶尖风扇可调静子导叶最大角度的

M13 模式直至终止转速。

快速推力变化过程控制规律设计主要涉及的参

数包括可调几何参数和换算燃油流量。经过计算与

调试，拟定同转速变化率快速推力变化过渡过程调

节规律与燃油规律，调节规律见表 5 与图 7，燃油规律

见图 8。

其中“快速推力增加”为快速推力增加过渡过程

的燃油规律，“单一模式加速”是初始状态叶尖风扇

可调静子导叶最小的 M3 模式不做任何调整的燃油

规律。为了让燃油规律尽可能一致，“单一模式加

速”的燃油规律采用相同的燃油流量变化率，最终稳

定在低压相对物理转速 1.0 对应的稳态点对应的燃

油流量上。

基于过渡态性能仿真模型，利用上述调节规律

与燃油规律，可进行同转速变化率快速推力增加过

渡过程与单一模式加速过渡过程性能计算及对比分

析。快速推力增加与单一模式加速过渡过程转子相

对物理转速随时间变化见图 9。

从图中看出，快速推力增加过渡过程从低压相

对物理转速 0.6 加速到 1.0 所需时间为 9.42 s，而采用

相似燃油规律下单一模式加速过渡过程从低压相对

物理转速 0.6 加速到 1.0 所需时间为 9.64 s。可见，二

者在相似燃油规律下，快速推力变化过渡过程要略

短于单一模式加速过渡过程。由图 9（a）可知，相对

于单一模式加速过渡过程，快速推力变化过渡过程

中由于进行了大幅度的可调几何调整以及模式选择

活门的状态切换，转速波动要比单一模式加速过渡

过程剧烈。

快速推力增加与单一模式加速过渡过程性能参

数随时间变换可见于表 6和图 10。快速推力增加过渡

过程推力从起始 7.43 kN经过 9.42 s可加速到 29.38 kN，

推力增长率为 295.42%。而单一模式加速过渡过程

从起始 7.43 kN 经过 9.64 s 加速到 22.19 kN，推力增长

率为 197.85%。快速推力不仅推力增长率要大得多，

其终止状态获得的最大推力也要比单一模式高出

32.4%。由此可以看出采用快速推力增加方案可以

在加速过程中获得更好的加速性能，且能加速到更

大的推力，很好地体现快速推力增加过渡过程的设

计初衷。

由于快速推力增加过渡过程叶尖风扇可调静子

导叶角度不断增加直至最大，总空气流量增大幅度

要比单一模式大得多。由于快速推力增加过渡过程

中相关可调几何会大幅调整，其推力、总空气流量与

涡轮前温度随时间变化不像单一模式加速那样平

滑 ，其 波 动 更 大 ，尤 其 在 模 式 选 择 活 门 状 态 切 换

Table 4 Key parameters of the transition process of rapid

thrust increase

Parameter

Height/km

Flight Mach number

Time step/s

Inertia of low pressure rotor/（kg·m2

）

Design speed of low pressure rotor/（r/min）

Inertia of high pressure rotor/（kg·m2

）

Design speed of high pressure rotor/（r/min）

Afterburner working condition

Relative physical speed of initial low pressure rotor

Relative physical speed of final low pressure rotor

Value

11

0.8

0.02

7.0

9 170

6.0

15 000

No

0.6

1.0

Table 5 Adjustable geometric adjustment of transition process of rapid thrust increase

Time/s

Fan on blade variable stator vane βVSV，Flade

（/ °）

Core driven fan stage variable stator vane βVSV，CDFS

（/ °）

High pressure compressor variable stator vane βVSV，HPC（/ °）

Front variable area bypass injector A22

Rear variable area bypass injector A52

Area of high pressure turbine variable area nozzle AVAN，HPT

Area of low pressure turbine variable area nozzle AVAN，LPT

Nozzle throat section area A8

0

-85

-30

-20

1

1

1

1

1

3

-40

-15

-10

1

0.25

1

1.1

1

4.5

-40

-15

-10

0

0.25

1

1.1

1

6

-40

-15

-10

0

0.25

1

1.1

1

8

0

0

0

0

0.25

1

1.1

1

第 45 卷 第 6 期 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 2024 年

2307012-7

前后。

表 7 和图 11 给出了快速推力增加与单一模式加

速过渡过程中各部件的喘振裕度变化情况。

对于风扇而言，快速推力增加整个过渡过程中

喘振裕度最小值是 18%，在前加速阶段 ，风扇工作

点逐渐移向喘振边界，其喘振裕度逐渐下降。在模

式切换阶段，模式选择活门关闭以后，涡轮前温度

升高，高低压转差变大，风扇工作点远离喘振边界。

在后加速阶段，随着核心机驱动风扇可调静子导叶

角 度 βVSV，CDFS 继 续 增 大 ，风 扇 工 作 点 喘 振 裕 度 进 一

步提高直至稳定。而单一模式加速过渡过程，其喘

振裕度呈不断下降趋势。但是相较于单一模式加

速过渡过程而言，快速推力过渡过程风扇喘振裕度

波动更大。

对于核心机驱动风扇而言，快速推力增加整个

过渡过程中喘振裕度最小值是 3%。在初始状态时，

其工作点就很接近喘振边界，整个前加速阶段，核心

机喘振边界一直维持在比较低的状态，这是高低转

子转差不大、核心机驱动风扇抽吸能力不强的缘故。

到了模式切换阶段，随着模式选择活门的关闭，第二

外涵分流比变为 0，进入核心机的空气流量大幅增

加，高压转速突增，高低压转子转差大幅变大，使得

核心机驱动风扇的抽吸能力迅速增强，从而使得核

心机驱动风扇喘振裕度得到大幅改善。单一模式加

速过 渡 过程，核心机驱动风扇喘振裕度呈逐渐上升

的趋势。可以看出，快速推力增加过渡过程虽然在

Table 6 Performance parameters of transition process of rapid thrust increase and single model acceleration

Scheme

Parameter

Initial value

Terminate value

Relative change/%

Rapid thrust increase

Thrust

/kN

7.43

29.38

295.42

Total air flow/（kg/s）

86.2

176.8

105.10

Temperature

before turbine/K

1 125

1 638

45.60

Single model acceleration

Thrust

/kN

7.45

22.19

197.85

Total air flow/（kg/s）

86.1

131.7

52.96

Temperature

before turbine/K

1 126

1 503

33.48

Fig. 8 Fuel consumption law of transition process of rapid

thrust increase and single model acceleration

Fig. 7 Schematic diagram of adjustable geometric

adjustment of transition process of rapid thrust increase

Fig. 9 Relative physical speed of the rotor in transition

process of rapid thrust increase and single model

acceleration

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2307012-8

前加速阶段核心机驱动风扇喘振裕度较低，但随着

模式的切换，其喘振裕度可以得到大幅改善。

对于高压压气机，快速推力增加整个过渡过程

中喘振裕度最小值是 25%。在前加速阶段与模式切

换阶段，高压压气机工作点逐渐远离喘振边界，其喘

振裕度不断上升，尤其是在模式选择活门关闭以后，

高低压转子转速差大幅上升，高压压气机喘振裕度大

幅增加。单一模式加速过渡过程中，高压压气机工作

Table 7 Surge margin of transition process of rapid thrust change and single model acceleration (%)

Scheme

Parameter

Initial value

Terminate value

Minimum value

Rapid thrust increase

Fan

55

36

18

Fan driven by core engine

5

56

3

High pressure compressor

29

26

25

Single model acceleration

Fan

55

34

34

Fan driven by core engine

5

21

4

High pressure compressor

29

39

27

Fig. 11 Surge margin of transition process of rapid thrust increase and single model acceleration

Fig. 10 Performance parameters of transition process of rapid thrust increase and single model acceleration

第 45 卷 第 6 期 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 2024 年

2307012-9

点逐渐远离喘振边界，其喘振裕度不断上升，这也是

高低压转子转速差随着加速的进程不断变大的缘

故。可见，相较于单一模式加速过渡过程，快速推力

增加过渡过程中，高压压气机喘振裕度呈先增后减趋

势，有一定波动，但是整个过程都有充分的喘振裕度。

由此可见，快速推力增加整个过渡过程相较于

单一模式加速过渡过程，由于相关可调几何参数需

大幅调整，风扇、核心机驱动风扇及高压压气机工作

移动范围更大，其喘振裕度大幅波动，最需要注意的

是前加速阶段核心机驱动风扇存在喘振裕度不够的

可能，但是随着模式选择活门打开，核心机驱动风扇

喘振裕度能得到大幅改善。

图 12 给出快速推力增加过渡过程回流裕度随时

间变换关系。在进入切换阶段以后模式选择活门关

闭，故仅在前加速阶段存在回流的情况，该阶段回流

裕度在 6.01%~9.92% 内变化，可避免第一外涵气流回

流至第二外涵。

4 结 论

本文针对自适应循环发动机工作模式灵活多样

及宽可调几何调整范围特点，提出了加减速结合模

式切换可实现推力快速变化的新过渡过程，并通过

性能仿真模型进行了对比验证，得到如下结论：

（1）快速推力变化过渡过程是模式切换与加减

速相结合的新过渡过程，即在转速不断变化的同时

发动机相关可调几何大幅度调整，且过程中模式选

择活门状态切换。整个过程分成前加速、切换以及

后加速三个阶段。

（2）快速推力增加整个过渡过程相较于单一模

式加速过渡过程相关可调几何需大幅调整，风扇、核

心机驱动风扇及高压压气机喘振裕度有大幅波动，

但随着模式选择活门打开，核心机驱动风扇喘振裕

度能得到大幅改善。回流裕度可通过合适的控制规

律设计而确保在合理范围内波动。

（3）在亚声速巡航工况下，发动机在 M3 模式叶

尖 风 扇 最 小 角 度 状 态 下 ，低 压 相 对 物 理 转 速 从 0.6

加速到 1.0 过程中，不断调大叶尖风扇可调静子导

叶角度并关闭模式选择活门，可获得大幅的推力提

升 收 益 ，最 大 可 使 终 止 推 力 增 大 32.4%，加 速 时 间

也低于单一模式加速过渡过程，实现同转速变化率

的快速推力增加。

本文针对自适应变循环发动机多类调部件、多

种工作模式的特点，通过匹配分析、敏感性分析、规

律设计等非纯数学手段，为后续分析优化提供计算

边界与数据支撑，确定了规律设计基本准则，后续研

究可与相关数学算法相结合，开展规范化流程下的

高效优化设计。

致 谢：感谢国家自然科学基金的资助。

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increase

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（编辑：朱立影）

第 45 卷 第 6 期 自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究 2024 年

2307012-11

Preliminary performance research of rapid thrust change

transient process on an adaptive cycle engine

JIANG Yongrui1

，XU Yihao1，2

，ZHANG Jiyuan3

，DONG Xuezhi1

，ZHENG Junchao1，2

，CHEN Min2

（1. Institute for Aero Engine，Tsinghua University，Beijing 100084，China；

2. School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China；

3. Research Institute of Aero-Engine，Beihang University，Beijing 100191，China）

Abstract：As an advanced power device designed for the future flight platforms， the adaptive cycle engine

is based on the concept of a variable cycle engine and takes into account various factors such as aircraft-engine

integrated design and thermal management to ensure comprehensive performance. This engine drives more vari⁃

able components to adjust bypass ratio， pressure ratio， gas flow rate and working mode， which can adapt to the

complex requirements of different flight missions and obtain performance optimization in a larger flight envelope.

Based on the adaptive cycle engine performance model and previous performance researches， this paper puts for⁃

ward a new transient process to realize rapid thrust change via combined the acceleration/deceleration with operat⁃

ing mode switch transient process and carries out the contrast verification via the performance model. According

to acceleration/deceleration and mode switch control schedule design， the rapid thrust change transient process

performance analysis on typical working condition is carried out and the related control schedule design method

feasibility is verified. Under the subsonic cruise condition， the relative physical speed of low pressure rotor of en⁃

gine rises up from 0.6 to 1.0 at the minimum angle of the fan on blade of mode M3， leading to the maximum termi⁃

nation thrust growth of 32.4%. Compared with the single mode acceleration and deceleration transient process，

the thrust variation range is wider， the acceleration time is shorter， and the rotate speed variation range is smaller.

Key words：Adaptive cycle engine；Transition state；Rapid thrust change；Control schedule；Model

switch

Received：2023-07-01；Revised：2023-11-22.

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2307012

Foundation items：National Natural Science Foundation of China（51206005；51776010）.

Corresponding author：ZHENG Junchao， E-mail： zhengjunchao@mail.tsinghua.edu.cn

2024 年 6 月

第 45 卷 第 6 期

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

2212001-1

June 2024

Vol.45 No.6

基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 *

陈 铭，张海波

（南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016）

摘 要：为了在涡扇发动机总体设计和系统仿真阶段对红外特征快速评估，针对小涵道比涡扇发动

机典型的轴对称式排气系统结构，提出了一种红外特征预测方法，并基于部件级模型构建了排气系统红

外辐射强度的简化物理模型，以及尾喷流红外辐射强度的支持向量机模型，应用这两种模型分析了热力

循环参数对发动机红外特征的影响，在开启加力后发动机红外辐射强度将比巡航状态提升 1~2个数量

级；讨论了发动机红外特征在飞行包线内的变化规律，在等转速条件下，排气系统红外辐射强度在低空

高速状态的峰值约为高空低速状态谷值的1.35倍；尾喷流红外辐射强度在低空低速状态的峰值约为高空

高速状态谷值的15倍；对比了外涵道引气和压气机引气冷却中心锥的红外抑制方案，前者对排气系统

红外辐射的抑制效果优于后者，且对发动机总体性能的影响较小；最后分析了发动机过渡态时红外特征

的变化趋势，其中排气系统红外辐射强度随油门的响应速率显著滞后于尾喷流红外辐射。

关键词：涡扇发动机；部件级模型；排气系统；尾喷流；红外辐射

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）06-2212001-16

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2212001

1 引 言

红外探测和制导技术在近年来的快速发展，给

战场上飞行器的生存带来了严峻的挑战。在近年来

的几场局部战争中，使用红外制导导弹击落目标的

数量已经达到雷达制导导弹击落目标数量的三倍［1］

。

面对红外探测系统和红外制导导弹的严重威胁，开

展飞行器红外隐身技术研究势在必行［2］

。

涡扇发动机是现役作战飞机的主要动力来源，

也是重要的红外辐射源，其红外辐射量可以达到飞

行器红外辐射总量的 90% 以上。目前国内外学者主

要针对发动机的排气系统进行研究和改进以提高其

红外隐身性能，包括：高温部件遮挡、高温部件主动

冷却以及隐身材料等三项技术。采用直二元或 S 形

喷管是目前主要的高温部件遮挡技术。程稳等［3］

采

用数值模拟的方法研究了几何参数对 S 弯喷管红外

辐射特性的影响；桑学仪［4］

对轴对称分开排气系统改

型设计，得到了一套满足流量匹配的低红外特征双 S

形二元混合排气系统，并与基准轴对称分开排气系

统对比了红外特征；施小娟等［5］

对直二元排气系统气

动与红外特性的影响因素及型面优化设计开展了研

究；Stevens［6］对 F-15 战斗机发动机分别安装二元收

扩喷管和原始轴对称喷管在巡航状态下的红外辐射

特性进行了预测，在 0°和 90°方向上，二元收扩喷管

宽边和窄边的红外辐射强度均明显低于轴对称喷

管；Kim 等［7］

通过实验对比了椭圆形二元喷管与轴对

称喷管的红外特征；Johansson 等［8］

计算了低可探测二

元 S 弯喷管的红外辐射特性，并与传统轴对称喷管

进行对比。利用低温气流对排气系统内的高温部件

进行冷却也是有效的红外抑制措施。张勃等［9］

通过

数值模拟研究了中心锥气膜槽缝冷却对发动机红外

特征的抑制效果；张靖周等［10］运用数值模拟方法，

对比分析了塞锥后体气膜孔排布方式、气膜孔倾角

和气膜冷却空气用量对轴对称塞式喷管红外辐射

和气动性能的影响。低发射率涂层材料可在不影

响气动性能的情况下降低抑制排气系统的红外特

征。斯仁等［11］采用数值模拟的方法分析了二元引

射喷管红外辐射贡献源，针对贡献较大的部件采用

* 收稿日期：2022-12-01；修订日期：2023-07-25。

基金项目：国家科技重大专项（J2019-III-0009-0053）。

作者简介：陈 铭，博士生，研究领域为涡扇发动机红外隐身。

通讯作者：张海波，博士，教授，研究领域为航空发动机建模与控制。E-mail：zh_zhhb@126.com

引用格式：陈 铭，张海波 . 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法［J］. 推进技术，2024，45（6）：2212001.

（CHEN M， ZHANG H B. Prediction method of turbofan engine infrared feature based on component-level model［J］.

Journal of Propulsion Technology，2024，45（6）：2212001.）

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-2

低发射率材料进行红外抑制，得到了低发射率材料

对红外特征和探测距离的影响规律；陈瀚赜等［12］对

比了在排气系统内不同部位涂敷低发射率材料的

方案。

然而，发动机的红外特征不仅与其排气系统的

结构、材料等相关，也与发动机整体的气动热力学性

能紧密相关，这意味着可以通过改变发动机的热循

环来进一步提高发动机的红外隐身能力。此外，诸

如对排气系统内高温部件进行引气冷却等技术方案

也将影响到发动机的运行工况，要获得理想的低红

外、高性能发动机，必须在发动机总体设计阶段综合

评估红外隐身性能与气动性能。

最近已有一些研究人员从自动控制的角度，提

出了低红外特征性能寻优控制［13-17］

，通过综合调度发

动机的可调参数去优化、改善其红外隐身性能，但是

所采用的红外预测模型过于简单，预测结果严重偏

离真实值。这些论文中所采用的红外预测模型存在

的缺陷：首先，假定排气系统的壁面温度与流体的温

度相等。而事实上，排气系统中的中心锥等壁面温

度 可 达 上 千 度 ，此 时 壁 面 的 热辐射能力很强，对壁

面热平衡条件的形成起到关键作用，也将对红外辐

射强度造成显著影响。假定壁面温度 等 于 流 体 温

度使得预测的红外辐射强度大幅高于真实值，另外

一个影响是无法反映固体壁面的热惯性，使得无法

预测红外辐射的变化率；其次，回避了壁面之间角系

数的计算，忽略了辐射在不同表面间的传输，因此无

法预测采用非黑体材料壁面的红外辐射；最后，尾喷

流的辐射仅以壁面的辐射乘以一个固定的系数表

示，实际上只在某些特定的条件下可以做这样的近

似处理。

尽管目前在红外辐射数值计算方面已发展出了

许多种通用算法，但是这些通用算法建立在 CFD 计

算的前提下，依赖于大量的三维网格，耗费大量计算

时间与资源，显然不适用于要求计算模型具有很强

实时性的发动机控制以及总体设计领域，因此目前

的主要矛盾是缺少一种能够兼顾红外计算精度与实

时性的模型，这是本文所要解决的问题。

本文针对典型的小涵道比涡扇发动机排气系统

结构，在发动机部件级模型的基础上提出了一种具

有较高精度的适用于发动机总体设计和系统仿真的

红外特征实时预测方法，从而建立了发动机总体气

动热力学状态与红外特征的联系。

2 方 法

2.1 涡扇发动机部件级模型

发动机部件级模型是根据气动热力学原理分别

建立起发动机每一个部件的准一维模型，然后根据

每个部件之间的匹配关系，将所有的单个部件整合

为一个完整的发动机数学模型，兼顾了计算实时性

与精度要求，因此被广泛用于发动机总体设计及控

制系统设计领域。本文中，进行发动机红外特征实

时预测的前提是构建发动机部件级模型。

部件级模型需要求解 6 个部件共同工作方程，分

别是高、低压转子功率平衡方程，高、低压涡轮进口

流量连续方程，混合室进口静压平衡方程和尾喷管

出口总压平衡方程，待求解的未知量为：高、低压转

子的相对物理转速 nH 和 nL，风扇和压气机的压比系

数 ZF和 ZC，以及高、低压涡轮的压比系数 ZHT和 ZLT，发

动机各部件共同工作方程组可表示为

F ( X ) =

ì

í

î

ï

ïï

ï

ï

ï

ï

ï

Eq 1 (nH ,n L ,ZF ,ZC ,Z HT ,ZLT ) = 0

Eq2 (nH ,n L ,ZF ,ZC ,Z HT ,ZLT ) = 0

⋮

Eq6 (nH ,n L ,ZF ,ZC ,Z HT ,ZLT ) = 0

（1）

式 中 X = [ nH n L ZF ZC Z HT ZLT ]

T

。 使 用 Newton-Raph⁃

son 法求解方程组 F（X），X 的迭代式为

Xn + 1 = Xn - [ F′( Xn )]

-1

F ( Xn ) （2）

F′( Xn ) =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

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ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ∂Eq1

∂nH

∂Eq1

∂n L

∂Eq1

∂ZF

∂Eq1

∂ZC

∂Eq1

∂Z HT

∂Eq1

∂ZLT

∂Eq2

∂nH

∂Eq2

∂n L

∂Eq2

∂ZF

∂Eq2

∂ZC

∂Eq2

∂Z HT

∂Eq2

∂ZLT

⋮ ⋮ ⋮ ⋮ ⋮ ⋮

∂Eq6

∂nH

∂Eq6

∂n L

∂Eq6

∂ZF

∂Eq6

∂ZC

∂Eq6

∂Z HT

∂Eq6

∂ZLT

（3）

式中 n 为迭代步数。

在发动机动态工作过程中，高、低压转子转速随

时间变化率为

dnH

dt = (HPT × η mH - HPC - HPEXT /ηP )/ [ nH × JH × (π/30 )

2 ]

（4）

dn L

dt = (HPL × η mL - HPF )/ [ nL × JL × (π/30 )

2 ] （5）

式中 JH 和 JL 分别为高、低压转子的转动惯量，HPT 和

HPL分别为高、低压涡轮输出的功率，HPC和 HPF分别为

压气机、风扇消耗的功率，ηmH和 ηmL分别为高、低压轴

功率传递效率，HPEXT为高压涡轮轴抽功量，ηP为功率

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-3

分出高压轴的传递效率。图 1 为发动机部件级模型

的求解流程图。

2.2 排气系统红外辐射强度预测方法

由部件级模型可以获得发动机各截面处的燃气

温度、压力、油气比等状态参数，这些参数将被用于

排气系统内部的红外预测计算。发动机的红外辐射

由排气系统的固体辐射和尾喷流的气体辐射两个部

分构成，在发动机正后向（与水平面呈 0°角），排气系

统内壁的投影面积较大，因此固体壁面辐射占据主

导，而在发动机的侧向（与水平面呈 90°角），排气系

统内壁不可见而尾喷流具有较大的投影面积，因此

气体辐射占据主导。在涡扇发动机总体设计阶段，

可以把发动机正后向的排气系统红外辐射强度和侧

向的尾喷流红外辐射强度作为发动机红外辐射特

征量。

为确保预测模型的实时性，首先必须对物理模

型进行简化，本文假定排气系统内单个部分的物性

参数均匀一致。图 2 为采用的涡扇发动机排气系统

简化模型，部件名称在表 1 中给出。排气系统正后向

所有潜在壁面辐射源有：中心锥、内涵进口面、外涵

进口面、喷管扩张段壁面。

对于固体壁面，表面温度是其红外辐射强度的

决定性因素，因此为了能够准确计算各部件壁面红

外辐出度，首先必须对排气系统内的热环境进行分

析，以解决排气系统内的耦合传热问题，从而获得较

为准确的表面温度值。由于排气系统部件壁面很

薄，沿厚度方向的温差很小，而轴向的导热相对于对

流换热而言是很微弱的，因此在热平衡状态下忽略

壁面内部导热。由此，排气系统各部分辐射热流密

度与对流热流密度之和为零，此时联立求解各部分

壁面的热平衡方程组，即可求得壁面温度。

ì

í

î

ï

ï

ï

ï

ï

ïï

ï

qR,a + qV,a = 0

qR,d + qV,d = 0

qR,e + qV,e = 0

qR,h + qV,h = 0

qR,j + qV,j = 0

⇒ φu (Tw,a ,Tw,d ,Tw,e,Tw,h ,Tw,j) = 0

u = 1,2,3,4,5

（6）

式中 qR为辐射热流密度，qV为对流热流密度，下标 a，

d，e，h，j对应表 1 中排气系统内不同的部分。

为了方便分析排气系统内各部件壁面的有效辐

射，将排气系统看作一个由固体壁面和进出口面构

成的腔体，腔体内部充满着高温燃气。假定所有壁

面为漫灰表面，各壁面的有效辐射存在耦合关系，根

据封闭漫灰腔净辐射理论，可以确定各部件壁面有

效辐射与角系数、壁面温度和辐射物性之间的关系。

各壁面的有效辐射矩阵 J 可以由下式得到，即

J = U-1 (P + E ) （7）

式中

J = [ J a Jb Jc J d Je J h ]

T

（8）

Table 1 Component names of exhaust system

Label

a

b

c

d

e

f

g

h

i

j

Name

Central cone

Core stream inlet

Bypass stream inlet

Afterburner wall

Nozzle convergence section

Auxiliary surface

Auxiliary surface

Expansion section of nozzle

Exit section of nozzle

Inner wall of central cone

Fig. 1 Calculation flow of engine component-level model

Fig. 2 Simplified model of turbofan engine exhaust system

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-4

P =

é

ë

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ê ù

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ú

ú

ú

ú

ú

ú (1 - εa ) (Ba,iEiτgas1 τgas2 τgas3 + Egas1 )

(1 - εb ) (Bb,iEiτgas1 τgas2 τgas3 + Egas1 )

(1 - εc ) (Bc,iEiτgas1 τgas2 τgas3 + Egas1 )

(1 - εd ) (Bd,iEiτgas1 τgas2 τgas3 + Egas1 )

(1 - εe ) (Be,iEiτgas2 τgas3 + Egas2 )

(1 - εh ) (Bh,iEiτgas3 + Egas3 )

（9）

E = [ Ea Eb Ec Ed Ee Eh ]

T

（10）

U = [ U1 U2 U3 U4 U5 U6 ]

U1 =

é

ë

ê

ê

ê

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ê ù

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,a + 1

( εb - 1)Bb,a

( εc - 1)Bc,a

( εd - 1)Bd,a τgas1

( εe - 1)Be,a τgas1 τgas2

( εh - 1)Bh,a τgas1 τgas2 τgas3

U2 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

ê

ê

ê ù

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,b

( εb - 1)Bb,b + 1

( εc - 1)Bc,b

( εd - 1)Bd,b τgas1

( εe - 1)Be,b τgas1 τgas2

( εh - 1)Bh,b τgas1 τgas2 τgas3

U3 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,c

( εb - 1)Bb,c

( εc - 1)Bc,c + 1

( εd - 1)Bd,c τgas1

( εe - 1)Be,c τgas1 τgas2

( εh - 1)Bh,c τgas1 τgas2 τgas3

U4 =

é

ë

ê

ê

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ê ù

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ú

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,d τgas1

( εb - 1)Bb,d τgas1

( εc - 1)Bc,d τgas1

( εd - 1)Bd,d τgas1 + 1

( εe - 1)Be,d τgas1 τgas2

( εh - 1)Bh,d τgas1 τgas2 τgas3

（11）

U5 =

é

ë

ê

ê

ê

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ê ù

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ú

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ú

ú

ú

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ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,e τgas1 τgas2

( εb - 1)Bb,e τgas1 τgas2

( εc - 1)Bc,e τgas1 τgas2

( εd - 1)Bd,e τgas1 τgas2

( εe - 1)Be,e τgas2 + 1

( εh - 1)Bh,e τgas2 τgas3

U6 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

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ê

ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,h τgas1 τgas2 τgas3

( εb - 1)Bb,h τgas1 τgas2 τgas3

( εc - 1)Bc,h τgas1 τgas2 τgas3

( εd - 1)Bd,h τgas1 τgas2 τgas3

( εe - 1)Be,h τgas2 τgas3

( εh - 1)Bh,h τgas3 + 1

式中 ε 是壁面发射率，B 表示壁面之间的角系数，τgas

表示气体对辐射的穿透比，Egas表示气体的自身辐射。

矩阵 E 包含各壁面的自身辐射。任意壁面 δ 的自身

辐射 Eδ由下式表示为

Eδ = εδσTδ

4 （12）

式中 εδ为壁面发射率，Tδ为壁面温度，σ 为黑体辐射

常数，其值为 5.67×10-8

W/（m2

∙K4

）。

可见求解有效辐射矩阵 J 必须首先计算任意两

个壁面之间角系数 B。对于中间存在其他遮挡面的

表面 c 与 i，角系数 Bc，i可由下式计算得到，即

Bc,i =

∫

rb

rc

dρc ∫

0

2π

dθc ∫

0

2π

dθi ∫

0

ϕ( ρc,θc,θi )

(lx + ly )

2 ρc ρidρi

[ ρc ] 2 + ρi

2 - 2ρc ρi cos (θc - θi ) + (lx + ly )

2 2

π2 (rc

2 - r b

2 ) （13）

式中 lx为面 c 与面 f 之间的距离，ly为面 i 与面 f 之间的

距离，如图 2 所示。dθc，dθi分别为面 c，i 的角度微元，

dρc，dρi分别为面 c，i的半径微元。dρi的积分上限计算

式为

ϕ( ρc,θc,θi ) = rf

2 (lx + ly )

2 - ly

2 ρc

2 sin2 (θi - θc )

lx

（14）

采用类似的方法，可以计算 Ba，i

，Bb，i

，Bf，i

。其余壁

面之间的角系数可以通过查阅角系数手册以及利用

角系数的相互性及完整性得到，本文不再赘述。

排气系统内的高温燃气中存在二氧化碳、水蒸

气等三原子分子，这些气体分子具有相当大的热辐

射能力，因此计算排气系统内的热辐射必须考虑燃

气的影响。如图 2 所示，为了计算的简便，将排气系

统内的燃气分为 Gas 1（加力筒内燃气），Gas 2（喷管

收敛段内燃气），Gas 3（喷管扩张段内燃气）和 Gas 4

（中心锥面和端板间内冷却气）四部分，假定每部分

内燃气的温度、压力等参数均匀且一致，取各部分轴

线方向中间截面的燃气状态参数作为特征值，燃气

对壁面辐射的平均射线程长按气体容积与包壁面积

之比的 3.6 倍估算［15］

。燃气发射率表达式如下

εgas = εCO2

+ ε H2O - Δε （15）

式中 εCO2

为二氧化碳的发射率，ε H2O 为水蒸气的发射

率，Δε 是由于水蒸气和二氧化碳光带部分重叠而引

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-5

入的修正量［18］

。εCO2

和 ε H2O 可以表示为燃气温度 Tgas、

气体组分分压力 pCO2

，pH2O 和平均射线程长 s的函数。

εCO2

= f1 (Tgas,pCO2

s) （16）

ε H2O = f2 (Tgas,pH2O s) （17）

假设局部热力学平衡，燃气吸收率为

αgas = εgas （18）

燃气穿透比为

τgas = 1 - αgas （19）

考 虑 排 气 系 统 内 部 以 及 与 外 界 大 气 的 辐 射 传

热，壁面辐射净热流密度 qR为

qR = W·J + Ei H + G （20）

式中

qR = [ qR,a qR,d qR,e qR,h qR,j ]

T

（21）

H =

é

ë

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,iτgas1 τgas2 τgas3

-Bd,iτgas1 τgas2 τgas3

-Be,iτgas2 τgas3

-Bh,iτgas3

0

（22）

G =

é

ë

ê

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ê

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ú

ú

ú

ú

ú -Egas1 - (Ej - Ea )/ ( 1

εj

- 1

εa

- 1)

-Egas1 + Ed - εdE0

-Egas2 + Ee - εeE0

-Egas3 + Eh - εhE0

(Ej - Ea )/ ( 1

εj

- 1

εa

- 1)

（23）

式中 E0为环境辐射。

E0 = σT0

4 （24）

式中 T0为等效的天空温度。

W = [ W1 W2 W3 W4 W5 W6 ] （25）

W1 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

ê ù

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú 1 - Ba,a

-Bd,a τgas1

-Be,a τgas1 τgas2

-Bh,a τgas1 τgas2 τgas3

0

, W2 =

é

ë

ê

ê

ê

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ê ù

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,b

-Bd,b τgas1

-Be,b τgas1 τgas2

-Bh,b τgas1 τgas2 τgas3

0

W3 =

é

ë

ê

ê

ê

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ê ù

û

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ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,c

-Bd,c τgas1

-Be,c τgas1 τgas2

-Bh,c τgas1 τgas2 τgas3

0

, W4 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

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ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,d τgas1

1 - Bd,d τgas1

-Be,d τgas1 τgas2

-Bh,d τgas1 τgas2 τgas3

0

W5 =

é

ë

ê

ê

ê

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ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,e τgas1 τgas2

-Bd,e τgas,1 τgas,2

1 - Be,e τgas2

-Bh,e τgas2 τgas3

0

, W6 =

é

ë

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ê

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ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú -Ba,h τgas1 τgas2 τgas3

-Bd,h τgas1 τgas2 τgas3

-Be,h τgas2 τgas3

1 - Bh,h τgas3

0

任意壁面 δ 的对流换热量 qV，δ为

qV, δ = hδ (Tw, δ - Tgas, δ ) （26）

式中 h 表示对流换热系数，Tw表示固体壁面的温度，

Tgas表示壁面附近燃气流的静温。

对流换热系数 h 可通过努塞尔数 Nu 计算，本文

对不同工况下的排气系统内流场进行了 CFD 数值计

算，并归纳出了排气系统各部分壁面与燃气对流换

热努塞尔数的经验公式。

ì

í

î

ï

ï

ï

ï

ï

ïï

ï

Nua = 2.546 × 10-8

Pra

1/3

Rea

1.631

Nud = 377.64 × Prd

1/3

Red

0.189 6

Nue = 4.888 × 10-3

Pre

1/3

Ree

0.92

Nuh = 2.977 × 10-9

Prh

1/3

Reh

1.562

Nuj = 0.55 × Prj

1/3

Rej

0.635 3

（27）

式中 Pr表示普朗特数，Re 表示雷诺数。

对于无冷却的壁面，Tgas可直接由部件级模型算

得，而对于采取冷却措施的壁面，可采用以下方法计

算。例如，对强红外辐射源中心锥进行气膜冷却，定

义冷却吹风比 ς 为

ς = ρcoolv cool

ρm vm

（28）

式中 ρcool和 vcool分别表示冷却气的密度和速度；ρm和 vm

分别表示主流的密度和速度。

对于特定的气膜冷却气膜结构形式，其冷却效

率 ηc和吹风比 ς 具有确定的单值关系式。假定气膜

孔直径为 3 mm，孔间距为 15 mm，则冷却效率与吹风

比的经验公式如下

ηc = 0.705·(e0.061 84ς - e-50.92ς

) （29）

冷却效率 ηc的定义式

ηc = T m - Tgas,a

T m - Tcool

（30）

式中 Tm表示主流静温，Tcool表示冷却气静温，Tgas，a表示

中心锥绝热壁温。

根据式（30），可得

Tgas,a = T m - ηc·(T m - Tcool ) （31）

由式（6）求出各部分壁面温度值后，便可求解 3~

5 μm 的壁面红外辐出度。根据红外物理学原理，固

体壁面的红外辐出度不仅包括其自身辐出度，而且

还包括投入辐射中被表面反射的部分，因此各部件

壁面红外辐出度之间存在耦合关系，此外还要考虑

燃气对红外辐射传输的影响，由于燃气在不同波带

的选择透过性，将 3~5 μm 波段分为 20 个波带，壁面

光谱红外辐出度矩阵由下式给出。

Mλ = Uλ

-1 (Pλ + Eλ ) （32）

式中

Mλ = [ Mλ,a Mλ,b Mλ,c Mλ,d Mλ,e Mλ,h ]

T

（33）

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-6

Pλ =

é

ë

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ú

ú

ú (1 - εa ) (Ba,iEλ,iτλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3 + Eλ,gas1 )

(1 - εb ) (Bb,iEλ,iτλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3 + Eλ,gas1 )

(1 - εc ) (Bc,iEλ,iτλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3 + Eλ,gas1 )

(1 - εd ) (Bd,iEλ,iτλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3 + Eλ,gas1 )

(1 - εe ) (Be,iEλ,iτλ,gas2 τλ,gas3 + Eλ,gas2 )

(1 - εh ) (Bh,iEλ,iτλ,gas3 + Eλ,gas3 )

（34）

Eλ = [ Eλ,a Eλ,b Eλ,c Eλ,d Eλ,e Eλ,h ]

T

（35）

Uλ = [ Uλ,1 Uλ,2 Uλ,3 Uλ,4 Uλ,5 Uλ,6 ] （36）

Uλ,1 =

é

ë

ê

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ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,a + 1

( εb - 1)Bb,a

( εc - 1)Bc,a

( εd - 1)Bd,a τλ,gas1

( εe - 1)Be,a τλ,gas1 τλ,gas2

( εh - 1)Bh,a τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

Uλ,2 =

é

ë

ê

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ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,b

( εb - 1)Bb,b + 1

( εc - 1)Bc,b

( εd - 1)Bd,b τλ,gas1

( εe - 1)Be,b τλ,gas1 τλ,gas2

( εh - 1)Bh,b τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

Uλ,3 =

é

ë

ê

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ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,c

( εb - 1)Bb,c

( εc - 1)Bc,c + 1

( εd - 1)Bd,c τλ,gas1

( εe - 1)Be,c τλ,gas1 τλ,gas2

( εh - 1)Bh,c τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

Uλ,4 =

é

ë

ê

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ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,d τλ,gas1

( εb - 1)Bb,d τλ,gas1

( εc - 1)Bc,d τλ,gas1

( εd - 1)Bd,d τλ,gas1 + 1

( εe - 1)Be,d τλ,gas1 τλ,gas2

( εh - 1)Bh,d τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

Uλ,5 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,e τλ,gas1 τλ,gas2

( εb - 1)Bb,e τλ,gas1 τλ,gas2

( εc - 1)Bc,e τλ,gas1 τλ,gas2

( εd - 1)Bd,e τλ,gas1 τλ,gas2

( εe - 1)Be,e τλ,gas2 + 1

( εh - 1)Bh,e τλ,gas2 τλ,gas3

Uλ,6 =

é

ë

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê

ê ù

û

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú

ú ( εa - 1)Ba,h τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

( εb - 1)Bb,h τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

( εc - 1)Bc,h τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

( εd - 1)Bd,h τλ,gas1 τλ,gas2 τλ,gas3

( εe - 1)Be,h τλ,gas2 τλ,gas3

( εh - 1)Bh,h τλ,gas3 + 1

任意壁面 δ 的自身光谱辐射力 Eλ，δ由下式表示。

Eλ,δ = c1λ-5

e

c2

λTδ - 1

（37）

燃气光谱穿透比为

τλ,gas = e

-κλ,gas

·s （38）

光谱吸收系数 κλ，gas的计算公式为

κ λ,gas = cCO2

· pgas

·273

1.013 25 × 105

·Tgas

κSTD

λ,CO2

+ cH2O·

pgas

·273

1.013 25 × 105

·Tgas

κSTD

λ,H2O

（39）

式中 cCO2

和 cH2O 为燃气组分中二氧化碳和水蒸气的

摩尔分数，pgas和 Tgas分别为燃气的压力和温度，κSTD

λ，CO2

和

κSTD

λ，H2O 分别为标准温度和压力下二氧化碳和水的光谱

吸收系数。

燃气光谱发射率和吸收比的公式如下

ελ,gas = α λ,gas = 1 - τλ,gas （40）

任 意 壁 面 δ 的 红 外 辐 出 度 Mδ 可 由 光 谱 辐 出 度

Mλ，δ积分得到。

Mδ = ∫ 3 μm

5 μm

Mλ,δdλ （41）

在排气系统的正后向，各部件壁面的有效辐射

面积（即可视投影面积）仅与各部件的截面积有关，

通过发动机总体性能计算可以获得排气系统各典型

截面的截面积，再以喷管喉道截面尺寸为判断依据，

可以求得各部件的有效辐射面积。在发动机正后

向，排气系统的红外辐射强度可由下式得到。

Ir =

ì

í

î

ï

ï

ï

ï

ï

rf

2

Ma + (ri

2 - rf

2 )Mh , rf ≤ ra

ra

2

Ma + (rf

2 - ra

2 )Mb + (ri

2 - rf

2 )Mh , ra < rf < r b

ra

2

Ma + (r b

2 - ra

2 )Mb + (rf

2 - r b

2 )Mc + (ri

2 - rf

2 )Mh ,

r b ≤ rf < rc

（42）

式中 r表示以排气系统中心线为轴的壁面半径（如图 2

所示），M 表示红外辐出度。

2.3 尾喷流红外辐射强度预测方法

相比于固体部件，尾喷流的形态不规则，其红外

辐射的物理模型更为复杂，不仅与喷管出口燃气状

态相关，而且也受到外部流场的影响，难以直接对其

物理模型进行简化，因此本文使用机器学习算法对

轴对称喷管尾喷流红外辐射的高精度三维数值仿真

计算结果进行训练，从而得到其数据模型。

机器学习算法训练数据模型需要一定的随机样

本数量。本文构建了涡扇发动机参数循环计算程

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-7

序［19］

，输入随机的外环境参数（高度、马赫数）和随机

的发动机工况参数（风扇压比、压气机压比、涵道比、

涡轮前总温），即可输出随机发动机在随机工况下的

喷管出口燃气状态参数以及相应的外流场参数。样

本参数范围如下：飞行高度 0~20 km，飞行马赫数 0~

2，风扇压比 2~5，高压压气机压比 3~7，涵道比 0.1~

0.9，涡轮前总温 900~2 000 K。尾喷流的红外辐射特

征取决于其温度场、压力场及组分浓度场分布，以参

数循环计算程序输出的喷管出口总温、总压、燃气组

分和外流场总温、总压、静压作为边界条件进行 CFD

数值仿真，得到尾喷流的场分布，然后使用反向蒙特

卡洛法求解尾喷流的红外辐射强度。图 3 为部分样

本中的尾喷流温度场分布。

选择可以由发动机部件级直接得到的物理量作

为机器学习训练的数据特征，选择速度 v9、静温 T9和

油气比 f9作为喷管出口燃气状态的特征数据。目前

航空发动机燃烧室的燃烧效率基本达到 99.9%，所以

本文假定航空煤油在燃烧室中完全燃烧，反应方程

式如下

4C12H23 + 71O2 = 48CO2 + 46H2O （43）

由此可得喷管出口燃气中水蒸气和二氧化碳的

质量分数为

ω H2O = 414f9

334 (1 + f9 ) （44）

ωCO2

= 1 056f9

334 (1 + f9 ) （45）

考虑到高速尾喷流对外界大气的强引射作用，

尾喷流附近的空气受尾喷流的带动而加速，其速度

明显高于无穷远处未受扰动的大气，因而选择无穷

远处的来流速度和静温作为特征数据并不合理，而

应该选择总温 Tt0、总压 pt0和静压 p0作为外环境状态

的特征数据。综上所述，涡扇发动机尾喷流红外辐

射强度的表达式为

Is = Ψ ( v9，T9，f9，Tt0，pt0，p 0 )·A9 （46）

式中 A9表示喷管出口面积。

本文分别使用了多项式回归（PR）、支持向量机

（SVM）和多层前馈神经网络（BPNN）对数据样本进行

训练，并单独分离出 100 个数据样本用于测试。从图

4 可以看出，随着训练样本数的增加，三种机器学习

算法的预测误差逐渐减小，其中 SVM 的预测效果最

佳，平均预测误差为 4%，PR 的平均预测误差为 18%，

BPNN 的平均误差为 22%，受制于样本数量，神经网

络的预测效果并没有优势。根据图 5 中对测试数据

集的预测结果，SVM 对不同区间内的红外辐射强度

数值都有比较好的预测效果，而 BPNN 对较高红外辐

射强度区间内的数值预测效果较差。

根据随机样本的分布情况，喷管出口燃气静温

是尾喷流红外辐射强度的决定因素，另外油气比 f9 和

喷流速度也与尾喷流红外辐射强度有一定的正相关

性，如图 6 所示。外环境参数如大气压力、温度等，不

与尾喷流的红外辐射强度有单调关系。

2.4 排气系统红外预测模型精度验证

为了验证预测模型的准确性，对一台典型的小

涵道比涡扇发动机排气系统进行了 CFD 仿真计算，

该排气系统从外涵道引气冷却中心锥，随着冷却气

引气比 β 的逐渐增大，排气系统内中轴线附近温度明

显降低（图 7），中心锥的红外辐射亮度大幅减弱（图 8）。

预测模型能准确地反映出发动机涡轮前总温 Tt4，冷

却气引气比 β 和中心锥表面发射率 εa对壁面温度和

红外辐射的影响。图 9 是预测的中心锥壁面温度与

CFD 计算结果的对比，平均相对误差约为 3.5%。图

Fig. 4 Effects of sample size on predictions

Fig. 3 Temperature field distribution of jet flow in some

samples

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-8

10 是预测的排气系统红外辐射强度与离散坐标法

（Discrete Ordinates）计算结果的对比，平均相对误差

约为 6.0%。根据图中数据，对中心锥进行气膜冷却

可使排气系统的红外辐射强度降低 85% 以上，对中

心锥表面敷设低发射率涂层可使排气系统的红外辐

射强度降低 40% 以上。

3 结果与讨论

3.1 发动机设计参数对红外特征的影响

本文构建的红外预测方法与发动机部件级模型

相结合，建立起了发动机气动热力性能与红外特征

的联系，可以快速评估涡扇发动机设计点的循环参

数对红外特征的影响。图 11 是发动机红外特征及性

能参数随压气机压比 πC，涵道比 α 和涡轮前燃气总温

Tt4，风扇压比 πF等设计参数的变化曲线，可见排气系

统和尾喷流的红外辐射强度随着压气机压比 πC，涵

道比 α，风扇压比 πF，的增大而减弱，随着涡轮前燃气

总温 Tt4的升高而增强，这与推力 F 和耗油率 sfc 的变

化趋势相一致。相对的，发动机增压比对红外特征

Fig. 6 Variation of flow jet radiation intensity with aerodynamic parameters

Fig. 8 Infrared radiance of the central cone when the

cooling air flow rate β changes

Fig. 5 Prediction performance on the test dataset

Fig. 7 Temperature field in the exhaust system when the

cooling air flow rate β changes

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-9

的影响较小，涡轮前总温对红外特征影响较大，而涵

道比对尾喷流红外辐射有显著影响，涵道比的增大

降低了内外涵气流掺混后的温度，大幅减弱了尾喷

流红外辐射强度，而对排气系统红外辐射强度的作

用很小。

3.2 典型飞行任务段发动机红外特征

表 2 列出了四个典型的涡扇发动机工作任务段：

起飞、亚声速巡航、超声速巡航和水平加速。在巡航

状态，发动机加力燃烧室不工作，在起飞和水平加速

时，发动机接通加力燃烧室。如图 12 所示，发动机的

红外辐射强度在不同工作状态差异很大。在巡航状

态，发动机红外特征处于较弱的水平，而在起飞和水

平加速状态，红外辐射强度相比巡航状态大幅增强，

其中排气系统红外辐射强度增强了约 1 个数量级，而

尾喷流红外辐射强度增强了约 2 个数量级。

排气系统红外辐射强度主要取决于部件表面温

度。图 13 给出了在不同任务段的排气系统各部分表

面温度及对应截面的气流温度。对于内外涵的进口

面的表面温度设为等于进口处的气流温度，其余截

面的表面温度则通过热平衡方程组得到，气流温度

由发动机部件级模型得到。以超声速巡航状态为

例，中心锥、加力筒、喷管收敛段的表面温度均低于

对应截面的气流温度，各部分表面温度高低顺序是：

中心锥>加力筒>喷管收敛段>喷管扩张段。在接通

加力的水平加速任务段，排气系统内表面温度与气

流温度相比巡航状态大幅提升，其中，中心锥和喷管

的表面温度均高于对应截面气流温度，而加力筒则

相反，各部分表面温度高低排序是：加力筒>喷管收

敛段>中心锥>喷管扩张段。图 14 给出了在不同任务

段的排气系统各部分壁面的辐射热流（包含了排气

系统内部和排气系统与外界环境的换热）及红外辐

出度（排气系统内表面，3~5 μm），可以看到各部分红

外辐出度的大小顺序与表面温度的顺序一致，而由

于红外辐出度是表面温度的四次幂函数，因此在开

启加力的水平加速状态，各部件的红外辐出度相比

巡航状态提升了 1~2 个数量级。

3.3 飞行包线内发动机红外特征变化规律

图 15 进一步给出了涡扇发动机在整个飞行包线

范围内的红外特征。在包线内，设定发动机高压转

子转速为 92%，尾喷管喉部面积保持不变，喷管出口

Fig. 10 Comparison of calculation results of exhaust system infrared radiation intensity

Fig. 9 Comparison of calculation results of central cone wall temperature

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-10

面积自适应调节，以使得燃气在喷管内完全膨胀，加

力燃烧室处于关闭状态。如图 15（a）所示，排气系统

红外辐射强度的峰值出现在飞行马赫数 2，飞行高度

9 km 处；谷值出现在飞行马赫数 0.6，高度 16 km 处，

峰值约为谷值的 1.35 倍。如图 15（b）所示，尾喷流红

外辐射强度的峰值出现在飞行马赫数 0，高度 0 km；

谷值出现在飞行马赫数 2，高度 20 km 处，峰值约为谷

值的 15 倍，可见在高空高速状态下的尾喷流红外辐

射强度远小于低空低速状态，这是由多种因素造成

的，根据上文的分析，尾喷流红外辐射强度主要取决

于喷管出口燃气温度和油气比，20 km 高空的气压约

为海平面的 5%，因此在喷管出口燃气完全膨胀的条

件下，高空高速状态下喷管出口燃气温度更低，如图

15（d）所示。此外，在转速相同时，发动机在高空高

速状态吸入的空气流量 m0 仅约为低空低速状态的

15%（如图 15（e）所示），燃油消耗量 mfb仅为低空低速

状态的 18%（如图 15（c）所示），喷管出口处油气比也

低于低空低速状态（如图 15（f）所示）。

3.4 不同冷却气引气方案对红外抑制效果的对比

通常来说，涡扇发动机可以从压气机出口或外

涵道引气冷却中心锥，以下分析了这两种引气方式

结合中心锥表面低发射率涂层技术的红外抑制效

果。图 16（a）为超声速巡航状态下，控制涡轮前燃气

总温不变，从外涵道引气冷却中心锥的红外抑制效

果，可见外涵道引气冷却与低发射率涂层的红外抑

制效果并不能叠加：在引气量较小时，低发射率涂层

能使红外辐射强度进一步降低；在引气量较大时，低

Fig. 12 Infrared radiation intensity in different missions

Table 2 Typical turbofan engine missions

Parameter

Altitude/m

Mach number

Tt4/K

Tt7/K

Afterburner

Take-off

609.6

0.100

1 750

2 000

On

Subsonic cruise

12 823.6

0.900

1 455

-

Off

Supersonic cruise

9 144.0

1.500

1 655

-

Off

Horizontal acceleration

9 144.0

1.365

1 750

2 000

On

Fig. 11 Influence of engine design parameters on performance parameters and infrared characteristics

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-11

发射率涂层反而使得红外辐射强度增强。这是因为

固体壁面自身发出辐射的同时也会反射高温气体的

辐射，引气量较小时，壁面温度较高，自身辐射占主

导；随着引气量的增大，壁面温度降低，此时反射辐

射占主导，而低发射率涂层会强化反射辐射，使得总

的红外辐射强度增大。从外涵道引气冷却中心锥，

排气系统红外辐射强度的最大降幅为 85%。图 16

（b）为超声速巡航状态下，控制涡轮前燃气总温不

变，从压气机引气冷却中心锥的红外抑制效果，相比

较从外涵道引气，压气机出口的气流总温较高，因此

其冷却效果也较差一些，这时候采用低发射率涂层

能进一步降低中心锥的红外辐射强度，两种红外抑

制效果相叠加，排气系统红外辐射强度最大降幅为

73%。

表 3 展示了在三种不同的发动机调节规律下（等

燃油流量 mfb、等涡轮前燃气总温 Tt4和等高压转子转

Fig. 13 Exhaust system surface temperature of each component and the gas temperature of the corresponding section in

different missions

Fig. 14 Radiant heat flux and the infrared radiance in different missions

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-12

速 nH），两种引气方式对发动机运行状态和红外特征

的影响。分析表中数据，由于外涵道的气流总温相

比于压气机出口更低，所以在三种不同的调节规律

下，从外涵道引气冷却中心锥对排气系统壁面红外

辐射的抑制作用均优于从压气机引气。同时，由于

当冷却气从气膜孔汇入主流时，将会对冷却气造成

相当大的流动损失，而压气机出口气流总压远高于

外涵道气流，因此冷却气的流动损失也将更大，另

外，从压气机出口引气则会减少进入燃烧室的空气

流量，直接影响核心机的运行，这将使发动机的运行

工况产生较大的偏离，这必将导致推力损失和耗油

率增加，也带来尾喷流红外辐射强度上升的副作用。

从外涵道引气冷却中心锥，相当于将小部分外涵道

气流在掺混室之前与核心流进行掺混，这对掺混室

Fig. 15 Infrared characteristics in the flight envelope

Fig. 16 Inhibition effect of two bleed air methods on infrared radiation of exhaust system

第 45 卷 第 6 期 推　进　技　术 2024 年

2212001-13

入口处的压力平衡产生微弱的干扰，但并不直接影

响核心机的运行，因此它对发动机运行产生的影响

远小于从压气机引气，并且对尾喷流红外辐射的影

响也比较微弱。因此，总的来说从外涵道引气冷却

中心锥是更合理的方案。

图 17 为控制高压转子转速 nH不变时，发动机性

能参数随外涵道冷却气引气比的变化。可见各项性

能参数的变化均单调连续，其中推力 F、低压转子转

速 nL、涡轮前总温 Tt4、压气机喘振裕度 SMC等参数随

引气比的增加而递减，耗油率 sfc、风扇喘振裕度 SMF

随引气比的增加而递增。

3.5 发动机过渡态红外特征

在发动机由稳定工作状态进入过渡态时，排气

系统的热平衡状态也随之打破。过渡态时，排气系

统各部分温度的计算以稳态计算结果为初始值，同

时必须考虑金属材料的热惯性，壁面温度受到燃气

对流传热以及内外腔辐射换热的作用，任意壁面的

温度 Tw，δ随时间 t的变化率计算公式如下

ΔTw,δ

Δt = ( qR,δ + qV,δ )

ρhω （47）

式中 ρ 为壁面材料密度，h 为壁面厚度，ω 为壁面材料

比 热 容 。 确 定 某 一 时 刻 的 壁 面 温 度 后 ，仍 可 按 式

（32）~（42）计算排气系统的瞬时红外辐射强度。

本文对地面状态的发动机进行了慢车以上加速

的仿真。在加速过程中，给定主燃烧室燃油流量变

化率为 0.36 kg/s2

，在 5 s 内从初始状态的 25% 燃油流

量加大到 100%，此后保持不变，图 18给出了 1 000 s内

发动机状态参数与红外辐射强度的变化曲线；1 000 s

Table 3 Influence of bleed cooling air on engine condition (%)

Regulation law

Cooling air source

(nL-nL,ref)/nL,ref

(nH-nH,ref)/nH,ref

(α-αref)/αref

(F-Fref)/Fref

(sfc-sfcref)/sfcref

(Ir

-Ir,ref)/Ir,ref

(Is

-Is,ref)/Is,ref

mfb=Const

Bypass

-0.374

-0.024 9

+0.000

+0.000

+0.000

-63.40

+0.000

Compressor

-1.720

+0.238 0

-2.640

-1.800

+1.830

-7.96

+18.070

Tt4=Const

Bypass

-0.645

-0.144 0

+2.460

-1.390

+0.153

-64.10

0.196

Compressor

-3.090

-1.130 0

-0.426

-7.730

+1.370

-16.30

+5.280

nH=Const

Bypass

-0.415

-

+2.120

-0.409

+0.226

-63.50

+2.000

Compressor

-1.340

-

-3.220

-0.160

+1.960

-5.60

+21.700

Fig. 17 Variation of engine performance parameters with cooling air ratio

第 45 卷 第 6 期 基于部件级模型的涡扇发动机红外特征预测方法 2024 年

2212001-14

之后，开启冷却气阀，随后排气系统红外辐射强度的

变化趋势如图 19 所示。在加速过程中，尾喷流红外

辐射强度过渡到稳定状态的响应时间约为 5 s，而因

为固体壁面具有较大的热惯性，排气系统红外辐射

强度过渡到稳定状态的响应时间约为 240 s，与图中

中心锥壁面温度 Tw，a的变化率一致。排气系统的热

惯性取决于制造材料的厚度、密度、热导率、发射率

等 特 性 ，本 文 假 定 排 气 系 统 采 用 1 cm 厚 的 钛 合 金

材料。

3.6 红外预测模型实时性测试

根 据 本 文 提 出 的 涡 扇 发 动 机 红 外 特 征 预 测 方

法，将相关计算流程编写成 C++代码，在 Intel Core i7-

6700HQ CPU @ 2.60GHz 的计算机平台上运行编译后

的程序，排气系统红外辐射强度稳态计算实测耗时

148 ms，动态计算单个时间步耗时 4 ms，尾喷流红外

辐射强度计算耗时 1 ms。

4 结 论

通过本文研究，得到如下结论：

（1）发动机热力循环参数对红外特征有显著影

响，在开启加力任务段的红外辐射强度将比巡航状

态提升 1~2 个数量级。

（2）在高压转子转速不变时，排气系统红外辐射

强度在低空高速状态较强，在高空低速状态较弱，其

峰值强度约为谷值的 1.35 倍；尾喷流红外辐射强度

在低空低速状态较强，在高空高速状态较弱，其峰值

强度约为谷值的 15 倍。

（3）对比分析了外涵道引气和压气机引气冷却中

心锥的红外抑制方案，前者对排气系统红外特征的抑

制效果优于后者，对发动机运行工况的影响也较小。

（4）在发动机过渡态时，尾喷流红外辐射强度的

过渡时间与推力响应相一致，而金属部件的热惯性

使排气系统红外辐射的变化出现了大幅的滞后。

致 谢：感谢国家科技重大专项的资助；感谢南京航空

航天大学高性能计算平台的支持。

参考文献

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C， et al. Analysis of uncertainties in infrared camera

measurements of a turbofan engine in an altitude test cell

［J］. Infrared Physics & Technology，2006，48（2）：23.

［ 2 ］ 桑建华，张宗斌 . 红外隐身技术发展趋势［J］. 红外与

激光工程，2013，42（1）：14-19.

［ 3 ］ 程　稳，周　莉，王占学，等 . 几何参数对 S 弯喷管红

外 辐 射 特 性 的 影 响［J］. 推 进 技 术 ，2018，39（9）：

1974-1985. （CHENG W， ZHOU L， WANG Z X， et al.

Effects of geometric parameters on infrared signature of

serpentine nozzle［J］. Journal of Propulsion Technology，

2018，39（9）：1974-1985.）

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干问题研究［D］. 南京：南京航空航天大学，2019.

Fig. 18 Acceleration process of the engine

Fig. 19 Cooling process of the central cone