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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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改
外链图片需谨慎，可能会被源头改美国航空业瞄准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TopGun:【原创】认证拜票贴1：变！变！变！之变循环的YF120上中提到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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改图中表示一个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？且听下回分解、、、、、、
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本贴和后面两贴是原计划的认证拜票贴3。因为成员认证票数已经足够，我以这些原计划的拜票贴感谢诸位的支持！
本帖一共被 8 帖 引用 (帖内工具实现)家园 有一个问题 低压风扇、高压风扇、高压压气机（怎么没有低压压气机？是并入高压风扇了？）的转速关系都是怎么样的？是高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动高低压风扇，高低压风扇是同一转速？
- 复 有一个问题
家园 这正是ACE循环的一个关键特点 图中的前面两级是由低压涡轮驱动的风扇/低压压气机组件。这两级叶片在可变距静子叶片和涵道活门的配合下工作。
外链图片需谨慎，可能会被源头改图中的第三级非常有特点：它由高压涡轮驱动，属于高压压气机的第一级。但是这个高压压气机第一级在小涵道比状态时基本上是纯压气机（风扇部分在可变距的前后静子叶片配合下做功非常小）、在较大涵道比状态是却是风扇兼压气机。
这种由高压压气机在一定状态中兼任风扇的设计应该属于GE在技术上的一个非常大胆的尝试。一旦成功，则可以使发动机在广阔的速度和高度范围内以非常高的效率工作。
家园 用高压涡轮驱动高压风扇 有没有在高低压涡轮之间分担负荷的考虑？否则低压涡轮要在涡喷的小负荷和涡扇的大负荷之间变化，很不容易设计。不过高压涡轮转速快，怎么和风扇的速度匹配呢？莫非RR的三转子技术跑到这里来了？否则用PW的齿轮变速也是一个路子。但换一个角度考虑，低压压气机之后，气流速度已经很快，高压风扇转速太低了也不成，或许高压涡轮直接驱动并不是一件坏事。这个ACE很有琢磨头。另外一个问题：外涵道和中涵道在活门后是同一个涵道，还是分隔的涵道？三层涵道可是比较纠结啊。
家园 这就引出了一个已经有些现实的问题： 的确应该有这个考虑，即高压涡轮为低压涡轮分担一些风扇负荷。不过GE的这个ACE概念应该还是双转子，虽然三转子也可以用ACE概念。另外，图中也没有减速齿轮系。
这个低压涡轮负荷变化幅度大的问题已经是有些现实的问题：F-35B在短距起飞和垂直着陆时需要低压涡轮为升力风扇提供巨大的能量。下图是F-35B的动力系统：
外链图片需谨慎，可能会被源头改PW官网显示，垂直着陆时F-35B的发动机，喷管中产生大约1万5千7百磅推力，但升力风扇却产生约2万磅推力，另外从发动机压气机引起在机翼喷口产生约3千7百磅推力。这说明F-35B的发动机低压涡轮在垂直着陆时吸收了巨大的能量。
我尚不清楚PW是如何实现F-135-PW-600发动机低压涡轮在如此巨大的负荷范围内工作的，但是GE在下一代的ACE上大致有两个方式：
1、 使用可变距的低压涡轮导向叶片。这已经是相对常规的办法；
2、 使用涡轮间燃烧室（Inter-Turbine Burner）。下图中左下角就是涡轮间燃烧室的示意图：
外链图片需谨慎，可能会被源头改图中的涡轮静子在基座上有富油燃烧沟槽，从而在主流向上形成薄油燃烧；在静子叶片上，有径向槽来控制燃烧。这种涡轮间燃烧室可以在较大涵道比时给低压涡轮提供额外的动力。
另外：下图中外涵道（第二级风扇/低压压气机的外段所在的涵道）一直独自延伸到发动机后支柱部分。而中涵道和内涵道则仅仅在第三级风扇兼第一级高压压气机处分开，之后就合成一体：
外链图片需谨慎，可能会被源头改家园 低压涡轮采用变距，你肯定吗？ 这个技术难度要求很高啊！涡轮间燃烧室是不是有点加力燃烧的意思？
家园 不是低压涡轮变距，而是涡轮导向叶片变距。 我在上面的发言中说的两种方式：
1、 使用可变距的低压涡轮导向叶片。这已经是相对常规的办法；
2、 使用涡轮间燃烧室（Inter-Turbine Burner）。下图中左下角就是涡轮间燃烧室的示意图：
其中第一种，是涡轮导向叶片变距，千万不要误解为涡轮变距。涡轮导向叶片是静子叶片，并不随转子旋转；涡轮叶片却是转子叶片，随转子旋转。
无论是YF-120的变循环，还是ACE适应性循环，其贯穿始终的一个纲领就是通过调节静子叶片来减少并简化旋转部件。
我从来没说过涡轮变距，我说的是涡轮导向叶片变距。
补充：涡轮间燃烧室的确与加力有些类似，因为二者都是利用燃烧室的燃气再燃烧。
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以下是我的个人分析，仅供参考。
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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改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：
外链图片需谨慎，可能会被源头改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。
外链图片需谨慎，可能会被源头改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。
本帖一共被 7 帖 引用 (帖内工具实现)家园 虽然看着不太懂，还是收藏学习了 这个发动机的创新好多啊，如果这些技术发展成熟的话，即使将来不用在ACE适应性循环发动机上面，对于改进现有发动机也是大有帮助的。不过，这么多新技术集成在一个发动机上面，最终效果如何就要看实践啦.从历史上看，这样新的构想从提出到完全成熟可靠，好像要接近20年吧，2018年成功也可以接受了。感觉还是很棒的，要是搞成了，美帝又要让中国望尘莫及了。