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主题：【原创】认证拜票贴1：变！变！变！之变循环的YF120上 -- TopGun
TopGun:【原创】认证谢票贴2：变！变！变！之变循环的YF120下
TopGun:【原创】变！变！变！之2018的天空中一种叫王牌的力道上
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TopGun:【原创】变！变！变！之向未来咆哮的黑鸟心（续）：锦上添花
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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。
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。具体如何更改的？我先喝口水再说、、、、、、
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我正在申请成员认证：链接出处，希望大家支持。我申请的理由是：为西西河的航空事业而奋斗！请大家到我的家园看一看我的诸多航空航天文章和发言。
感谢！
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这帖后肯定会跳水的，一品大将军 TopGun阁下 
从一品:开府仪同三司|骠骑大将军
预祝申请成员认证成功！
参数变化，作者，声望:1；铢钱:0。你，乐善:1；铢钱:15。本帖花:1
能不能也说道说道？
GE还是应该翻译成通用电气的吧？
感谢学霸
不过我实在不是什么学霸，千万不要再这么称呼。
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以下分析是我的个人看法，可能对，也可能不对，希望大家提意见。
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。这张图出自http://www.pinzhi100.com/News.aspx?id=376
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的变循环方式与我在《变！变！变！之变循环的YF120上》中指出的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。
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非常感谢诸位帮助我成员认证通过。我本来打算写大约五个拜票贴，从本贴开始，这些帖子改为谢票贴。
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