刘永泉院士：美国自适应循环发动机的发展历程

1972年，美国国家航空航天局（National Aeronautics 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 Research，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1111km，达到了7749km[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9756km[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2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8~10EPNdB（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增高到其最高值，从而可以有效增加发动机的循环寿命。

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GE21VCE[21-23]，如图3所示。

相比图1中的2×1双外涵变循环方案，GE21VCE的前、后2段风扇的外涵气流在前可变面积涵道引射器（Forward Variable Area Bypass Injector,FVABI）掺混，然后通过后可变面积涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector,RVABI）与核心机出口气流掺混，这大大简化了原有的3喷管结构。

GE21VCE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6EPNdB[24]。此外，GE21VCE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 FanStage，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GE21VCE的一体化研究，GE21VCE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GE21VCE的优化，超声速巡航推力增加23%、耗油率降低3.5%，航程增加805km并超过了7408km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GE21VCE的一体化研究，总航程达到了10192km，而同时期安装VSCE的飞机航程为9756km[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GE21VCE的性能对比研究。

由于GE21VCE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，GE21VCE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GE21VCE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GE21VCE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420h，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CDFSVCE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（Advanced 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GE23VCE、GE29VCE和GE33VCE。GE33VCE的验证机于1986年开始试车，到1987年初累计运行128h。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3100万美元的经费。通过对GE33VCE的核心机改进形成了新的JTDE发动机，即GE37VCE。

在GE37VCE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YF120VCE的验证机[33]，如图4所示。

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CDFSVCE上增加了叶尖风扇（Fanon Blade，FLADE），形成了带FLADE和CDFS的三外涵ACE，如图5所示。

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充当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12EPNdB。

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、CDFSVCE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9260km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。

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，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（PerceivedNoiseLevelDecibel）。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32.2EPNdB，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13.8EPNdB，最终机场噪声的总降低量为18.4EPNdB[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 Administration，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在德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年的年底在美国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]。

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，形成了FLADEVCE，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，FLADEVCE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FLADEVCE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FLADEVCE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

FLADEVCE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161km和445km[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FLADEVCE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FLADEVCE大33.3%，这使得混合排气涡扇发动机的排气噪声比FLADEVCE低8~10EPNdB。

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FLADEVCE作为其主要动力装置，并进一步发展了适用于FLADEVCE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8~10EPNdB的能力[14-15]，结合偏心喷管的概念，可使排气噪声降低10~12EPNdB。这完全可以补偿FLADEVCE相比于混合排气涡扇发动机增加的8~10EPNdB的噪声，从而使得FLADEVCE的发展前景更加明朗。

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2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89kN一级的三外涵ACE。相比于图5中HSR计划下的三外涵ACE，ADVENT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ADVENT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250h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ADVENT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89kN一级发展到了与F35飞机相匹配的200kN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（Variable 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1MW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。

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CDFSVCE的7变量节流控制规律[98]；在1980年将CDFSVCE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CDFSVCE的控制规律的逆向设计[99]；在1993年将性能寻优控制（Performance Seeking Control，PSC）技术用于YF120VCE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FLADEVCE优于CDFSVCE、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[103]。

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GE21VCE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635kg，且能使超声速客机的升阻比大0.19、航程多65km（设计航程为7408km）。

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GE21VCE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1082km，其中209km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（ECCP，Experimental Clean Combustor Program）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试验研究。

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3g/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1g/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1g/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（Committeeon Aviation Environment Protection/6）标准的60%、75%和75%以上[112]。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、10g/kg和5g/kg[46]。

在NASA的环境负责航空（ERA，Environmental Responsible Aviation）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。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5g/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8dB，并只减少0.6%的投资收益，而增大20%的喷管面积仅能降噪3.5dB[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4.2dB[24]。ACE固有的流量保持能力使其具备天然的降噪能力。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3~5dB[104]。

普惠公司在SCR计划下的降噪技术项目中提出了可降噪8~10dB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]。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6dB[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1dB[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1600K的温度下工作，比镍基合金的工作温度高了500K[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2000MW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]。

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CDFSVCE，FLADEVCE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的牵引了发动机部件的设计水平，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关的系，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。