2022年9月份，通用电气宣布完成了自适应变循环发动机XA100第二阶段的测试，这意味着XA100即将进入工程制造与开发（EMD）阶段。但新一代自适应变循环发动机的循环细节透露的仍然很少，与通用电气早期可变循环概念（如1980 年代的GE YF120）之间的主要区别在于在核心机和外涵道之外增加了第三道气流。通用电气早在上世纪60年代就开始进行各种可变循环发动机（VCE）的研究。本文将回顾通用电气对于VCE概念的探索与实践。

一、变循环概念

变循环发动机（Variable Cycle Engine，VCE）是通过改变发动机一些部件的几何形状、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都具有良好的性能。在涡喷/涡扇发动机方面，VCE研究的重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行是涵道比减小，接近涡喷发动机的性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以增加发动机状态工作，降低耗油率和噪声。在涡轴发动机方面，重点研究可调面积涡轮，以改变发动机空气流量，降低部分功率下的耗油率。

二、通用电气早期VCE概念探索与实践

1、变吸气压气机概念

变吸气压气机（VAPCOM）概念是由美国空军莱特菲尔德航空推进实验室的几名工程师于1960年左右提出的。这是第一次尝试将涡喷发动机和涡扇发动机的最佳特性结合到一个系统中。通过使用可变定子风扇、压气机和涡轮系统改变了纯涡轮喷气发动机的运行模式，实现了涡轮喷气发动机与分开排气涡轮风扇发动机模式之间的转换，从而有效实现了涵道比在0到1之间的变化。在最大功率和超音速巡航运行期间，关闭外涵道仅允许少量气流通过，其余几乎所有气流通过压气机进入核心机，发动机以双转子涡喷发动机模式运行。亚音速飞行期间，关闭压气机静子，打开外涵道，降低核心机流量，发动机以双转子涡扇发动机模式运行。

受以下因素的限制，于1965年放弃了该概念的研究：（1）可变风扇和压气机部件没有达到其效率目标；（2）高压和低压涡轮机的可变面积涡轮系统复杂且具有相对较高的损耗；（3）核心机流量调节带来的损失抵消了变循环带来的正收益。

2、组合循环概念

在一种涡轮机械设计中将涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机结合起来的另一个尝试是通用电气工程师在20世纪60年代早期定义的组合循环概念。

2.1 Flex Cycle发动机概念

GE在20世纪60年代申请了Flex Cycle发动机概念的专利，也是将涡喷与涡扇发动机的功能组合在一起，但方式与VAPCOM完全不同。该结构最大的不同在于驱动风扇的动力涡轮有两个。即使在涵道燃烧室关闭的情况下，基本循环仍需要第二级涡轮为驱动风扇提供相对较高的能量与功率。这种能量的分配随循环参数和飞行条件的变化而变化。除了传统的风扇和核心机外，在外涵道中还安装有另一个燃烧装置。

当涵道燃烧室工作时，以涡轮喷气发动机模式工作，低马赫数飞行时，涵道燃烧室与主燃烧室同时打开，以获得最佳性能。随着飞行马赫数的增加，核心机可以有效地减速，将压气机排气温度降至最低，同时风扇全速运行，以最大限度地提高超音速空气流量。涵道燃烧室和尾部涡轮为超音速飞行提供大部分能量。在核心机减速时保持风扇全速运行的能力允许该循环在亚音速飞行时具有非常高的总压比，同时在超音速飞行期间不会产生较高的压气机排气温度。

当涵道燃烧室关闭，只有主燃烧室工作时，以涡扇发动机模式工作。在后涡轮前产生静压平衡，产生混流排气特性。此模式非加力状态下，涡轮能量、修正转速和流量会发生剧烈波动。涡轮参数及出口涡流摆动和损失显著降低了系统在亚音速时的优势。此外，涵道燃烧室结构使发动机越发复杂和沉重，大大降低了超音速比推力，除非配置加力燃烧室，然而添加另一个燃烧系统只会增加更多的复杂性。

2.2 涡轮增压循环概念（TACE）

涡轮增压循环概念真正地将两种不同类型的发动机结合在一起，该发动机基本上是两个独立的发动机，通过一套独特的交叉管道连接。如图所示该概念由涡扇和涡喷两种类型的发动机串联而成。亚音速飞行时，以混合排气涡扇发动机模式运行，即只有前方的涡扇发动机运行，而尾部的涡喷发动机则处于关闭状态。超音速飞行时，为获取最大功率，涡扇发动机的涵道气流通过一个管道流入尾部的涡喷发动机，从而通过机械增压的形式实现增加推力的目的。

3、并联/串联VCE概念

20世纪70年代初，波音公司通过在JT3D商用发动机上增加一个环形逆变器阀（AIV），设计、制造并成功测试了独特的流量增强串联/并联模式VCE概念演示器。通用电气在1973—1974年间对这一概念进行了评估。

4、可调涵道（MOBY）变循环概念

为响应美国空军对发动机概念的需求及解决节流阀相关安装损失的问题，GE于1973年提出了可调涵道（MOBY）变循环概念。其实质是一种三转子分开排气具有涵道燃烧室的涡扇发动机。该结构的显著特点在于其独特的由不同转子驱动的双风扇系统，气流在流入核心机前先经过一级风扇完成一次分流（一部分流入外涵道，另一部分流入二级风扇），随后才流经二级风扇完成二次分流后进入传统的核心机和外涵道，为了满足加速和超音速飞行的推力需求，内涵道中还配备额外的燃烧系统。

三、可调涵道（MOBY）变循环概念的发展

1、基于YJ101的演示样机

1974—1975年间，通用电气和政府先进技术中心的VCE规划简报开启了喷气发动机历史上最成功、最具成本效益的概念演示项目。在1975-1981年期间分别由空军、海军和NASA赞助，基于为YF17轻型战斗机生产的YJ101发动机完成了一系列验证概念的VCE演示器。

（1）空军VCE在1975年至1976年期间进行了1*2分流风扇布局发动机测试。

（2）海军2*1分流风扇加后置VABI（可变面积涵道引射器）VCE

（3）NASA在海军VCE基础上，增加了前置VABI系统，因此只需要一个可变面积尾喷管

（4）1979-1981年期间，NASA拆除了YJ101的第三级风扇，并在七级压气机上增加了一个核心风扇级

2、YF120（亦称为GE37）

GE在20世纪80年代初期开始为ATF项目研制YF120发动机。F120变循环结构和GE21基本相同，在低功率状态下，发动机以双涵道模式工作。第二级风扇与CDFS涵道之间产生压差，被动作旁路系统打开，外涵道进入更多空气，风扇喘振裕度增大。同时后VABI打开，大量外涵空气引入主排气流，增大推力。

在高功率状态下以单涵道模式工作，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。同时外涵道中压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止，在反压作用下，选择活门关闭，迫使空气进入核心机。少量空气由CDFS后引出，用于加力燃烧室、喷管冷却。虽然YF120发动机从未投入生产使用，但YF120能使YF-22飞机以60度的迎角以82节（Ma 0.124）的速度飞行。

此外，YF120还被提议作为涡轮基组合循环（TBCC）发动机的基础，用于如X-43B和未来的高超音速飞机等。具体而言，YF120将会成为革命性涡轮航空发动机（RTA-1）的基础。YF120中使用的可变循环技术将得到扩展，不仅可以将发动机转变为涡轮喷气发动机，还可以转变为冲压发动机，可以实现在56000英尺（17068.8米）的高空在八分钟内从0加速到Ma 4.1。

YF120的核心机技术成果来源于两个军事研发项目：先进涡轮发动机燃气发生器（AdvancedTechnology Engine Gas Generator，ATEGG）和联合技术示范发动机（Joint Technology Demonstration Engine，JTDE）。在整个20世纪70年代和80年代，GE致力于ATEGG和JTDE两个军事研发项目。

3、可控压比发动机

通用电气和艾利森先进开发公司在赖特帕特森空军基地空军研究实验室的指导下联合进行了可控压比发动机（COPE）概念的试验，并将相关技术用于XTE76、XTE77和联合打击战斗机发动机。COPE概念通过可变面积涡轮（CAT）导向器实现，利用创新的凸轮驱动方案实现所需的流量变化，同时最大限度地减少空气动力学性能损失。单级高压涡轮机与两级无叶片反向旋转低压涡轮机耦合。COPE涡轮系统航空/传热设计验证计划评估了可变面积导向器性能、不同流量功能影响下的高压涡轮机性能以及无导叶对转低压涡轮机的双转子。

4、三流道自适应循环发动机XA100

XA100与采用双涵道模式XF120的不同之处在于在核心机和涵道之外增加了第三股气流。

XA100-GE-100 发动机结合了三项关键创新，为战斗推进性能带来了代际变革：

（1）自适应发动机循环，提供最大功率的高推力模式和优化燃油节省和巡航时间的高效模式。它通过采用自适应风扇来实现这一点，该风扇可以将空气引导到第三个旁通流道中，以提高燃料经济性并充当冷却散热器。当需要额外的推力时，可以将来自第三股气流的空气引导至核心气流和风扇气流。

（2）三涵道结构提供热管理能力的阶跃变化，使未来的任务系统能够提高战斗力。额外的冷却气流和发电也使未来定向能武器的使用成为可能。

（3）广泛使用先进的零件技术，包括陶瓷基复合材料 (CMC)、聚合物基复合材料 (PMC) 和增材制造技术。