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作者: zxzhu 时间: 2016-5-27 13:24 标题: 变！变！变！未来的可变发动机[32P]

变！变！变！未来的可变发动机[32P]

变！变！变！之变循环的 YF120

　　YF120 不是普通的航空发动机，而是变循环发动机。GE（通用电气公司）开发的这个发动机在低速时以涡轮风扇发动机方式工作，在高速时以近似涡轮喷气发动机的方式工作。相比之下，它的竞争对手，PW（普拉特惠特尼公司）的 YF119 则是一台常规的涡轮风扇发动机。

　　上世纪八九十年代航空界有一场惊心动魄的龙虎斗：美国空军的第五代、超音速巡航的隐身战斗机的竞争。在竞争的决战阶段，飞机方面剩下两个对手：YF-22 和 YF-23；发动机方面也是两个对手：YF120 和 YF119。

YF120

　　竞争试飞中，装 YF120 的 YF-22 在性能上比装 YF119 的 YF-22 强、装 YF120 的 YF-23 也比装 YF119 的 YF-23 强。这个结果是合情合理的，因为 YF120 凭借变循环在超音速巡航时用适合超音速飞行的涡喷方式工作，而在亚音速时用适合亚音速飞行的涡扇方式工作；相比之下，YF119 只用一种固定的涡扇方式工作。

　　但是，美国空军认为 YF120 虽然在性能上强过 YF119，却比 YF119 技术风险高、研制费用大。最终，美国空军放弃了 YF120 而选择了 YF119。今天，我们看到的美国第五代战斗机 F-22A 猛禽，使用的就是由性能逊于 YF120 的 YF119 发展而来的 F119 常规涡轮风扇发动机。即使在技术先进性方面比不上 YF120，F119 直到 2011 年的今天，仍然是世界上最先进的战斗机发动机。下图是 F-22A 的两台 F119 打开加力的照片：

　　YF120 虽输掉了竞争，其优异的性能和创新性的变循环方案却使其在航空发动机业拥有举足轻重的地位。这个地位重要到什么地步？我在另外一篇文章中会说明，而本文则旨在分析 YF120 的变循环方案。

　　首先请大家看一看 GE 的经典变循环方案，YF120 就是基于这个方案发展而来：

上图中发动机剖视图中，上面一半表示的是超音速巡航模式、下面一半表示亚音速模式

　　图中的发动机是双转子。其中低压转子由一级低压涡轮驱动，带动两级低压转子风扇；高压转子由一级高压涡轮驱动，带动一级高压转子风扇（图中表示为 Core-driven stage 3）和五级高压压气机。在高压涡轮和低压涡轮之间，有一级可变距涡轮导向叶片（图中表示为 Variable low-pressure turbine）。希望大家注意，上述结构中有两个常规发动机没有的东西——高压转子风扇（Core-driven stage 3）和有可变距涡轮导向叶片（Variable low-pressure turbine）。

　　除了上述在叶片上的两个新颖设计外，这个变循环发动机方案在机体上还有三处常规发动机没有的东西：

　　1，处于低压转子风扇后面、高压压气机前面、高压转子风扇外环的前可变截面旁路引射器（图中表示为 Variable-area bypass injector）；

　　2，处于低压涡轮后面的后可变截面旁路引射器（图中表示为 Variable-area bypass injector）；

　　3，处于发动机后部的同心环形声学喷口（图中表示为 Coannular acoustic nozzle）。

　　下面介绍一下这个变循环方案的工作方式：

　　在图中下半部所示的亚音速状态，发动机的前可变截面旁路引射器后移，使得通过低压转子风扇的部分气流像常规涡扇发动机那样流过发动机外涵；同时高压转子风扇像普通高压压气机一样工作，此时的发动机是一台典型的涡扇发动机。

　　流经外涵的风扇气流在发动机后部，通过打开的后可变截面旁路引射器进入同心环形声学喷口，并通过打开的同心环形声学喷口与从发动机内涵排气混合，从而降低喷气温度、改善声学特性。

　　在亚音速状态，可变距涡轮导向叶片偏转，使得低压涡轮吸收更多的功率，带动低压转子风扇以较高功率工作，使得风扇产生较大比例的推力。

　　在图中上半部所示的超音速巡航状态，前可变截面旁路引射器前移，使得低压转子风扇的全部气流都通过高压转子风扇，而绝大部分通过高压转子风扇的气流进入高压压气机，仅有极少部分从前移的前可变截面旁路引射器后部进入外涵，主要用来冷却发动机。此时，发动机以近似涡喷发动机的方式工作。之所以说近似，是因为此时仍有极少部分外涵气流用来冷却发动机，这是常规涡喷发动机所没有的。这个外涵气流可以保证发动机的涡轮以比常规涡喷发动机更高的温度工作，从而提高发动机效率。

　　在超音速巡航状态，可变距涡轮导向叶片通过变距使得低压涡轮吸收较少的功率，导致喷气的功率损失较小并产生更大的推力。

　　上面说的是 GE 的经典变循环方案。YF120 为了提高可靠性和维护性，对这个经典方案作了更改。

　　根据我在网上能找到的 YF120 资料，本文从三个方面分析变循环发动机 YF120：总体结构、变循环方式、和一个关键疑点。

总体结构 1——独特的高压转子风扇：

　　如下图所示，如果按照传统的纯涡扇或纯涡喷发动机的说法，YF120 是 2-5-1-1 布局。即：两级风扇/低压压气机——五级高压压气机——单级高压涡轮——单级低压涡轮。

　　但是 YF120 既不是纯涡扇，也不是纯涡喷。我觉得用 2-1-4-1-1 来概括 YF120 的总体布局更合适。即：两级低压转子风扇/低压压气机——单级高压转子风扇/高压压气机——四级高压压气机——单级高压涡轮——单级低压涡轮。其中的“单级高压转子风扇/高压压气机”，就是上图中标示的“核心机——风扇”。同样的部件也出现在 GE 经典变循环发动机的图上，请注意下图中的“Core-driven stage 3”。

总体结构 2——对转双转子和高低压涡轮之间无导向器：

　　与 F119 一样，YF120 的高压转子与低压转子的旋转方向相反。这个反转双转子的一个关键优点是可以去掉高低压涡轮之间的涡轮导向器。无论是涡轮还是涡轮导向器，都是要承受高温燃气和高应力的部件，需要极高的加工工艺。YF120 大胆地利用了这个优势，去掉了高低压涡轮之间的涡轮导向器。相比之下，F119 出于降低技术风险的保守考虑，仍然保留了高低压涡轮之间的导向器。

　　上面关于总体结构的分析，指出了 YF120 的两个关键特点：独特的高压转子风扇和取消了高低压涡轮之间的导向器。下面分析 YF120 的变循环方式与 GE 经典变循环方式的不同之处。

最关键的不同——用两组风扇活门代替前变截面旁路引射器：

　　请大家注意下图中标示为“可调外涵”的活门与标示为“主外涵”的另一组活门：

　　这与下图中的前可变截面旁路引射器（Variable-area bypass injector）表示了在变循环上不同的着重点：

　　这个不同的着重点就是：YF120 更强调高压风扇在涡扇状态的风扇作用。即，YF120 在涡扇状态是两级低压转子风扇和一级高压转子风扇同时通过大开的“可调外涵”活门与“主外涵”活门向外涵排气，而 GE 经典变循环方案却是在涡扇状态主要依靠低压转子风扇向外涵排气。

　　我认为 YF120 在这里比 GE 的经典方案更前进了一部，因为 YF120 在涡扇状态是高低压转子风扇同时成为涡扇中的“扇”，而经典方案则是主要由低压转子风扇成为涡扇中的“扇”。

　　当进入超音速巡航模式时，YF120 与 GE 经典方案类似，通过调节“可调外涵”活门与“主外涵”活门，仅仅使极少的气流通过外涵用以冷却发动机，从而进入近似涡喷发动机的模式。当然，GE 经典方案用的前可变截面旁路引射器（Variable-area bypass injector）而不是两组活门。

另外的一个不同——YF120 取消了利用同心环形声学喷口（Coannular acoustic nozzle）排放外涵气流

　　YF120 是直接用可变截面旁路引射器（下图中所示的 VABI）把外涵气流排放到发动机后部的加力燃烧室中：

　　上面关于 YF120 的结构和变循环方式分析，引出了一个关键疑点——YF120 是否有可变距涡轮导向叶片？

　　可变距涡轮导向叶片的作用是调节涡轮通过燃气所吸收的功率。这个功率是用来带动风扇和压气机的。这种调节作用的存在，使得变循环发动机无论在涡扇和涡喷模式都可顺利运转。

　　GE 经典方案是有可变距涡轮导向叶片的，其位置在高压涡轮和低压涡轮之间。但是 YF120 大胆地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器，根本不可能在这个位置有可变距涡轮导向叶片。

　　如果 YF120 有可变距涡轮导向叶片，则处于高压涡轮前、燃烧室后面的高压涡轮导向叶片不是传统的固定式，而是可变距的。但是高压涡轮导向叶片直接受到从燃烧室排出的高温高压燃气冲击，将其做成可变距的技术难度是非常大的。如果 YF120 的确用了可变距高压涡轮导向叶片，我就非常理解美国空军为什么要置其优异的性能而不顾，放弃 YF120 了。

　　那么是否有可能 YF120 没有可变距涡轮导向叶片呢？我觉得大概是可以的。原因是 YF120 有三组主要的调节活门和可调的喷口，这些活门和喷口的综合调节，可以在没有可变距涡轮导向叶片的情况下保证发动机在涡扇和涡喷状态有效工作。当然，这种没有可变距涡轮导向叶片的调节，其效果要打折扣，使得 YF120 只能以较窄的范围在涡扇和涡喷之间转换。我觉得从公布的数据看，YF120 以涡扇方式工作时，涵道比是零点三二，仍然是比较小的战斗机发动机涵道比。在这个狭窄的范围内调节，没有可变距涡轮导向叶片大概是可以实现的。（说明：本段所说 YF120 的三组活门指的是前面 YF120 结构图中标示的“可调外涵”活门、“主外涵”活门、“VABI”活门。）

　　总结一下，这个关键疑点是：YF120 是否有可变距涡轮导向叶片？我的分析是，可能有也可能没有。如果有，就是技术挑战非常大的可变距涡高压轮导向叶片，如果我是美国空军，也一定要放弃 YF120；如果没有，就是综合利用各种活门和喷口来实现狭小范围的调节，而 YF120 在涡扇状态恰恰仅仅有 0.32 的涵道比。

变！变！变！之 2018 的天空中一种叫王牌的力道

　　ACE 的汉译是王牌。王牌对于天空有特殊的意义：历史表明，空战中总是飞行员中的极少数、一些被称作王牌的杀手，击落绝大多数的飞机。到目前为止，中国的第一王牌，是在抗美援朝中击落七架敌机的赵宝桐：

　　美国航空业瞄准 2018 左右的天空，正在用一系列的、复杂的而又精密配合的计划，开发新一代的航空发动机。这个正在轰轰烈烈、交互支持地推进的庞大计划体系的核心之一，就是一个被称作 ACE 的技术。ACE 在这里是 Adaptive Cycle Engine 的缩写，可以翻译为适应性循环发动机。

　　ACE 适应性循环发动机技术是 GE 变循环发动机技术的进一步发展。GE变循环可以实现发动机在涡轮喷气模式和小涵道比涡轮风扇发动机模式之间的转换，而 ACE 适应性循环则进一步扩大了转换的范围——发动机不但可以用涡喷模式在高速工作，也可以用较大涵道比的涡扇模式在起飞、空中待机之类的低速下非常省油、非常高效率地工作。甚至有人认为，以 ACE 为核心的下一代发动机标志着航空发动机的又一次革命，就类似从涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的革命。我在变！变！变！之变循环的 YF120 中提到 GE 的变循环在航空发动机业有非常重要的地位，就是指这个 ACE 适应性循环很可能是下一代发动机的核心技术。

　　下图是 ACE 技术的示意图：

　　图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-blade fan in outer bypass duct（外涵道叶片上风扇）；上方中间方块中的文字是：Variable stators modulare outer bypass flow（外涵道可变距叶片模块）；上方右侧方块中的文字是：Outer bypass flow passes through struts to central nozzle（外涵道气流通过支撑柱进入中心喷口）；下方左侧文字：Bypass duct with shut-off valve（中涵道活门处于关闭状态）；下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct（处于内涵道的高压转子风扇）；下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)（可变截面旁路隐射器 VABI）。

　　下面的另外一张图清晰地表示了 ACE 的结构：

　　图中表示一个 2-1-5-1-2 的三涵道总体布局。即两级低压转子风扇——单级高压转子风扇——五级高压压气机——单级高压涡轮——两级低压涡轮。

　　其中两级低压转子风扇的第二级风扇伸出了中涵道和内涵道而进入外涵道。

　　这个莫名其妙的三涵道结构如何使发动机超越 YF120 的变循环，实现从涡喷到较大涵道比涡扇的 ACE 适应性循环呢？

　　ACE 在近似涡喷模式和较大涵道比涡扇模式间的转换，非常值得谈的，有两个关键、一个细节、和一个感慨。

　　第一个关键是低压转子风扇后的涵道活门（下图中下方最左边方块所示）可以改变发动机的涵道比。低速时活门开启，低压转子风扇把大部分气流排放到涵道中而不进入核心机；高速时活门关闭，则相当部分气流进入核心机。这与 GE 变循环在原理上一样，但技术的进步会使 ACE 的这一段有大得多的变化范围。这个大得多的变化范围主要通过两方面实现：一是为驱动这两级低压转子风扇使用了两级低压涡轮而不是 GE 变循环中的单级低压涡轮，并且针对低压涡轮有我在下一篇文章中会说到的热端创新；二是低压转子风扇及其前、后的可变距静子叶片虽技术进步而可以通过前面说的两级低压涡轮和热端创新而提供的巨大功率变化而在大范围改变压比。关于可变距风扇/压气机导向叶片，已经在五六十年代的 J79 发动机上大量使用，并在诸如 F100、F119 等许多发动机上使用，是非常成熟并在继续发展的技术。

　　第二个关键是第二级低压转子风扇的外端，所谓外涵道叶片上风扇（上图中上方最左侧方块所示）。这个创新性的外风扇在低速时，可以通过前述两级低压涡轮提供的巨大功率、在可变距静子叶片的协助下以高压比工作，增加发动机的涵道比；在高速时，因为低压涡轮提供功率减小，外涵道叶片上风扇在可变距静子叶片的协助下以低压比工作，提供类似现有发动机的外廓气流的作用。

　　一个细节是高压转子风扇的进口导向叶片。请大家注意下图中高压转子风扇前面部分：

　　上图中高压转子风扇前面有一条斜线，这条斜线与前面一条上端截止于内涵道内壁、下端截止于高低压转子外廓德的纵线，构成了高压转子风扇的导向叶片。这个叶片被用一条曲线代表的核心发动机外壁分隔成了位于上面的内涵道部分和位于下面的压气机部分。其中内涵道部分在上述斜线和纵线之间还有一条纵线，这条中间纵线和斜线的内涵道部分，构成了这个导向叶片的可动后缘。这个可动后缘与位于高压转子风扇后面的静子叶片（极可能也是可变距的）一道，调节高压转子风扇的压比，使其既在低速时与低压转子风扇一起实现为较大涵道比涡扇作贡献，又在高速时使发动机在极小涵道比的近似涡喷方式工作。

　　基于这个细节，我有一个感慨。本来还有一个非常简便的方法调节内涵道，就是在内涵道后面加调节内涵道活门。这与 ACE 本来就有的中涵道活门是一个原理，区别就是内涵道活门不会象中涵道活门那样在高速时全部关闭，而是开一个小口使发动机在极低涵道比下工作。ACE 之所以不用这个简单的办法，应该是其开发者自信采用高压转子风扇前后的可调导向叶片足以产生同样的效果。因为这些导向叶片无法取消、无法被替代，所以取消了内涵道活门。这种不畏冒险的自信，已经使得 GE 输掉了 YF120 与 YF119 的竞争，却在 ACE 上依然如故，怎能不令我感慨！

　　一系列的技术创新正在围绕着 ACE 适应性循环而处于紧锣密鼓的开发之中。我仅就自己能理解的，谈一谈其中三个方面的创新。这些创新不一定都会实现，而且肯定在开发过程中会不断改进和完善，所以我下面谈的东西很可能与未来真正出现的下一代发动机会有不同。

　　第一个方面的创新是发动机热端在可调节涡轮上的创新。这个方面有两大关注点：可变距涡轮导向叶片和涡轮间燃烧器。

　　先说可变距涡轮导向叶片。如下图所示，ACE 继续使用在 F119 和 YF120 上开发出来的互相反转的双转子结构，并理所当然地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器：

　　对于这种在较大涵道比和极小涵道比之间大幅度转换的发动机而言，既然没有高低压涡轮之间的导向器，就极可能需要使高压涡轮导向叶片成为可变距的可调节形式。考虑到高压涡轮导向叶片需要承受刚刚从燃烧室喷出的高温高压燃气，将其做成可变距是非常大的技术挑战。（燃烧室是上图中红色的部分。）

　　另一个关注点是涡轮间燃烧器。

　　低压涡轮在较大涵道比状态需要通过燃气转换出巨大的功率带动低压转子风扇，从而为风扇气流做功；而在极小涵道比模式则需要仅仅从燃气中转换少量功率，从而使绝大多数燃气成为高能的喷气作为主要的飞行动力。如何实现如此巨大的功率变化呢？下图左下角的涡轮间燃烧技术（Inter-Turbine Burner）提供了一个办法：

　　图中的涡轮间导向叶器分别在叶片本身和基座开了沟槽。其中基座上的是富燃的环形涡状槽（Swirled Circumferential Cavity(Rich Burn)），叶片上是快速熄火的径向槽（Radial Cavity(Quick Quench)）。这个非常新颖的涡轮间燃烧器，当工作时，可以为低压涡轮提供巨大的功率，保证了发动机在较大涵道比工作；当不工作时，低压涡轮仅仅通过主燃烧室喷出的燃气以低功率运转，使得发动机在极小涵道比工作。

　　这个涡轮间燃烧器的具体位置在哪里呢？应该在下图所示的两级低压涡轮之间：

　　第二个方面的创新是更加简单、更加隐身的进气和排气系统。可以在宽广范围内调节的风扇和压气机所提供了一个额外的好处：发动机对进气的要求降低，可以适应变化范围很大的进气。这使得进气道可以更加简单。而可变距涡轮导向叶片甚至涡轮间燃烧器，又使发动机的排气不再需要复杂的可调节喷口。这些优点也为动力系统实现高度隐身创造了条件。下图是一种全方位隐身的动力系统示意图：

　　图中进气道屏蔽了发动机前面的叶片、喷管屏蔽了发动机后部的涡轮之类的装置。另外，进气道除了给发动机供气，还为发动机及其附件的散热以及发动机排气的降温提供空气。这些都是有效的雷达和红外隐身措施。

　　下图右下角所示的进气／排气整合（Inlet/Exhaust Integration）表示出了如何把进气道的部分气流用来冷却发动机排气的方法。

　　第三个方面的创新是发电系统的创新。下一代飞机需要非常大的电能，一是因为下一代武器中有微波武器甚至激光武器；二是因为飞机会采用电操纵方式。上面图中的左上角指出了下一代发动机的附件整合（Subsystem Integration），其中提到了两种新技术：内部起动／发电机（Internal Starter/Generator）和磁性轴承（Magnetic Bearings）。

　　我对这方面所知甚少，但是鉴于下一代飞机会非常依赖电能以使用诸如微波、激光等新式武器，我特别列出这一点以作强调。

变！变！变！之向未来咆哮的黑鸟心

　　当黑鸟的心脏，J58 发动机咆哮的时候，很少有人能不为之动容：

　　PW（普拉特惠特尼公司）在上个世纪五六十年代开发的这个发动机使黑鸟以三点二倍音速的速度持续飞行。直道几十年后今天，黑鸟仍保持着使用空气发动机的载人飞机的官方最快速度记录。下图是黑鸟的照片：

　　下图是黑鸟在高空以三倍音速持续飞行的艺术家想象图：

　　J58 也是变循环发动机，却与 GE 走的不是一个路子。J58 是在涡轮喷气和压气机辅助冲压发动机之间转换的变循环。

　　下面 J58 照片中，可以清楚地看到有三个粗大的管子，它们一端连接在发动机压气机的位置（图中右侧一端）、另外一端连接在发动机加力燃烧室：

　　J58 的另一侧有同样的三个管子：

　　这六个粗大的管子叫涡轮旁路管道，它们起自 J58 的第四级与第五级压气机之间，终于涡轮后面、加力燃烧室之前。在活门的作用下，这些涡轮旁路通道使得 J58 得以在涡喷和冲压发动机模式之间转换。下面根据一张 J58 的剖视示意图来具体谈谈这个变循环是如何实现的：

　　上图中发动机上方的管路就是涡轮旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）。这个通道在第四级和第五级压气机之间与发动机通过内部排气活门（Internal Bleed）连接、然后终止于加力燃烧室（Afterburner Section）。在内部排气活门（Internal Bleed）后面的外部排气活门（External Bleeds），其作用是调节涡轮旁路通道中的气压。
　　当黑鸟在低速飞行时，内部排气活门关闭，压气中所有气流进入主燃烧室，以典型的涡轮喷气方式工作。
　　当黑鸟以三倍音速飞行时，内部排气活门开启，前四级压气机中的一部分气流通过内部活门进入涡轮旁路通道，直接进入加力燃烧室。这些经前四级压气机压缩的空气在加力燃烧室中为加力燃烧室喷出的燃料提供燃烧的氧气，从而使 J58 以压气机辅助冲压发动机方式工作。
　　这种变循环方式能否在未来继续发展呢？
　　PW 在 J58 基础上，有两个发展方案：继续使用涡轮旁路通道和可变流控制。

　　下图是继续使用涡轮旁路通道的方案示意图：

　　这应该是在 J58 基础上进一步提高冲压模式效率的努力，因为涡轮旁路通道处于所有压气机之后，使得进入加力燃烧室的进气有更高的压力。
　　值得注意的是图中特别在左下角注明了可变压气机（Variable geometry compressor），这也是ACE适应性循环发动机非常重要的变循环手段。

　　下图是可变流控制方案：

　　这个方案把一根一根管状的涡轮旁路通道用一个结构简单的外涵道代替，而且直接在外涵道设置了燃烧室。这个外涵道燃烧室在图中用右起第二组文字注明为低排放涵道燃烧室（Low-emissions duct-burner）。
　　同样值得注意的，是图中特别在左下角注明了可变风扇（Variable fan），这仍然是 ACE 适应性循环发动机非常重要的变循环手段。
　　我对这两个方案的看法，可以用四个字来概括：锦上添花。
　　首先，上述两个方案完全可以在现有发动机技术上开发出来，使现有发动机有更广的速度范围。毕竟可变风扇/压气机在现有发动机技术水平也是成熟的，虽然变化的范围不大；
　　其次，ACE 适应性循环的关键技术：大幅度可变的风扇/压气机，也可以大规模地扩展上述两个方案的使用范围。而在 ACE 的基础上或者象方案一那样加涡轮旁路通道，或者象方案二那样直接用涵道燃烧室，都是使 ACE 进一步拥有向冲压发动机转换能力的途径。

　　目前基于常规涡轮风扇发动机的 F119，可以使 F-22 以大于一点五倍音速巡航；以 ACE 适应性循环发动机为动力的下一代超音速飞机大概可以高达二点四倍音速的速度巡航。如果采用上面介绍的方案，是否能使飞机在更高的速度巡航呢？
　　J58 的咆哮推进着黑鸟在几十年后的今天仍然保持官方速度记录，J58 的咆哮也鼓舞着 PW 在涡轮冲压的道路上继续前进。但随着二十一世纪的来临，J58 的咆哮终于等到了回声——火神的回声。
　　火神是下面概念图所示高超音速飞行器的两套接力式动力装置之一：

　　图中的高超音速飞机正在大气层的边缘飞行。超高音速的气动加热使飞机外表成红热状态。

　　这种高超音速飞机有两套接力式动力装置：一是火神，负责把飞机从跑道静止加速到四倍音速以上；二是超音速燃烧冲压发动机（以下简称超燃冲压），把飞机从超过四倍音速加速到高超音速。超燃冲压要把飞机加速到多高速度？美国的计划是先实现六、七倍音速，但最终很可能要实现十倍音速以上。本文只谈这个接力的第一段——火神，因为这正是 J58 几十年的咆哮得到回声的所在。
一，火神出现之前
　　甚至在 2005 年以前，J58 所开创的涡轮冲压仍在高超音速飞机的第一接力段有非常重要的地位。毕竟黑鸟用这个方案在几十年前就以超过三倍音速持续飞行，采用新技术用类似的方案把飞机加速到四倍音速以上又有什么大的困难？
　　美国人因此以包括 J58 技术在内的一揽子技术为基础，发起了革命性涡轮加速器计划（RTA， Revolutionary Turbine Accelerator），如下图所示：

　　上图是 2005 年以前一个高超音速飞机动力系统的示意图，上方的标题是涡轮-超燃冲压组合发动机（Turbine-Scramjet Combination Engine）；图左下方的文字是：低速（Low-Speed），超音速 RTA（0 倍音速到 4 倍音速）（Supersonic RTA (Mach 0-4 ) ），革命性涡轮加速器（Revolutionary Turbine Accelerator）；图中右下方的文字是：高速（High-Speed），超染冲压发动机（4 倍音速到 15 倍音速）（Hypersonic Scramjet (Mach 4-15)）。

二，火神来临

　　但是这个中规中矩的革命性涡轮加速器计划在 2005 年被终止了，因为另一种动力概念可以至少比 J58 代表的亚音速燃烧冲压发动机有 20% 到 30% 的效率提升。这个动力概念就是 CVC 恒定容积燃烧概念。CVC 是 Constant Volume Combustion，即恒定容积燃烧的缩写。
　　无论涡喷、涡扇、还是冲压发动机，都是以恒定压力燃烧的方式工作。CVC 恒定容积燃烧发动机却是以恒定容积燃烧。具体的细节我现在也没弄明白，如果诸位有知道的，希望能够指点。我在本文只是指出两种主要 CVC 恒定容积燃烧发动机，并简要介绍其中一种极可能率先投入使用的发动机。
　　两种主要 CVC 发动机是：PDE 脉冲爆燃发动机；CDE 连续爆燃发动机。其中 PDE 脉冲爆燃发动机是技术挑战相对小一些并极可能率先投入使用的 CVC 发动机。
　　下图是 PDE 脉冲爆燃发动机的一个基本工作循环示意图：

　　图中的管子状物就是 PDE 发动机。发动机的右端是喷口，左端上方开口是空气进气口、下方开口是燃料喷口。

　　图中 1 是发动机内腔进行燃料和空气混合；2 是点火；3 是开始爆燃；4 是膨胀；5 是排出燃气；6 是用空气清洁内腔。图中右上方文字表示：这个循环每秒钟重复高达 40 到 80 次。图中下方黄框中文字表示：简单的基本循环，实用上非常具有技术挑战性。
　　美国决定以 CVC 恒定容积燃烧发动机和现有涡轮发动机一起，为高超音速飞机开发火神动力系统。RTA 革命性涡轮加速器计划终止，火神登场。
三，火神简介

　　火神是基于现有发动机和 CVC 恒定容积燃烧发动机的组合。现有发动机指 F100、F414、F119 这些现役的两倍音速飞机的发动机。现有发动机把高超音速飞机加速到二倍音速以上后 CVC 启动，CVC 把飞机加速到四倍音速以上。这个 CVC 极有可能是 PDE 脉冲爆燃发动机，因为 PDE 是相对而言技术最成熟的 CVC 恒定容积燃烧发动机。

　　火神动力系统中现有发动机和 CVC 有两种总体布局方式：双流路方案和同轴方案。
　　双流路方案中现有发动机和 CVC 以平行的方式安装。它们共用进气口和喷口，但是进气道在共用进气口后面分成两路，一路接现有发动机、另一路接 CVC。现有发动机的喷管与 CVC 的喷管在喷口附近合成一个共用的喷口。

　　同轴方案是或者 CVC 同心地布置于现有发动机的外环，或者二者串接，或者是前二者的组合。其实J58某种程度上可以看作一种涡喷与冲压的串接。我个人倾向这种同轴方案，因为这可以避免平行方案中复杂的双进气道、双喷管；这也是将现有发动机与 CVC 高度融合为一种新发动机的途径。

四，火神的未来

　　除了为高超音速飞机跑第一棒接力，火神将为飞行器提供在四倍音速以上持续飞行的能力。现有的简单涡轮风扇发动机使 F-22 以超过一点五倍音速巡航，正在开发的 ACE 适应循环发动机大概可以使飞机在高达二点四倍音速巡航，火神可以再进一步。

　　火神的另一个可能的发展是其 CVC 部分的继续完善，甚至完全代替火神中的现有涡轮发动机。
　　CVC 中，至少 PDE 脉冲爆燃发动机在零速度和低速时也可以有效工作。随着 CVC 技术的完善，火神中的现有涡轮发动机的作用会越来越小，CVC 的作用会越来越大，甚至可能不再需要现有发动机。

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