变循环发动机简介
文献综述：工质相变循环发动机的研究
斯特林发动机性能的模型，并应用拟牛顿法和惩罚函数法实 现了对最优化模型的求解，设计了输出功率从 5KW 到 25KW 的 四缸双作用斯特林发动机，对斯特林发动机的结构参数进行 优化等等。国内对于斯特林发动机各个方面的研究还有很多， 不在一一列举。
由此展开了一系列的研究。 1.2 斯特林发动机的优点 作为外部燃烧的封闭式活塞发动机，斯特林发动机具有很多 独特的优点，例如燃料来源广，热效率高，排气污染少，噪 音低，运转特性好，结构简单，维修方便，可以利用低品位 热源等优点，并且在太阳能碟式发电系统中有着重要的应用。 运用斯特林发动机的碟式太阳能发电系统，相对于太阳能光 伏发电板而言，具有明显的优势，它投资规模小，占地面积 小，同等规模的情况下发电量是光伏电板发电量的 1.1 倍。 此外，其最大优势是发动机维修率低，短期内回收投资。发 动机在设计寿命期内不必更换或处理。 2. 国内外的发展现状 2.1 国外的发展现状 Kaushik 对不可逆斯特林发动机进行了有限时间热力学分析。 指出在不考虑各种损失和回热器效率为 1 的条件下， 2 钟循环 的效率等于卡诺循环的效率，同时还指出了回热器的效率不 会影响发动机的输出功率。Halit 指出工质泄露对于斯特林 发动机的性能有着重要的影响，Koichi 建立以一个斯特林发 动机原型为基础，在标准状态和无负载的情况下，用空气作 为工质进行试验，最后得出：提高换热器性能、降低机械损 失对提高斯特林发动机的性能是十分有效的。Nezaket 基于 Urieli and Berchowitz’s 规则，用热力学原理中稳流分析
文献综述
（2012 届）
工质相变循环发动机的研究
学生姓名：刘克楠 学号：08131213 院系：工学院机电系 专业：机械设计制造及其自动化 指导教师：黄德中 完成日期：2011-12-20
被美国定为下一代战机核心的变循环发动机,究竟是什么鬼？
被美国定为下一代战机核心的变循环发动机，究竟是什么鬼？都说航空发动机是飞机的心脏，那咱们今天就顺着心脏这个思路来说道说道。
心脏真的是一个十分精巧的结构，尤其是其中的瓣膜结构，通过张开和闭合来控制血液在心脏中的流动，从而帮助心脏有力地驱动全身的血液。
心脏的瓣膜结构在航空发动机中，其实也有类似“瓣膜”的结构，有了它，就能够改变发动机的热力循环，从而获得不同的发动机性能，这样一来发动机的能力就更强大了。
话不多说，今天就跟小编一起来了解一下变循环发动机的强大吧。
变循环发动机什么是变循环发动机？变循环发动机（Variable CycleEngine，简称VCE），是指在一台发动机上，通过改变发动机的一些部件的几何形状、尺寸或者位置，来实现不同热力循环的燃气涡轮发动机。
变循环发动机目前主要的研究方向是在爬升、加速和超声速飞行时减小涵道比以增大推力，在起飞和亚声速飞行时增大涵道比以降低耗油率和噪声。
变循环发动机外观变循环发动机工作示意图变循环发动机的研发历史从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发动机的概念、方案及相关技术的研究验证。
例如，英国提出分排、混排涡扇和涡喷3种循环方式的选择放气式变循环发动机概念，法国SNECMA公司提出双压缩系统变循环发动机概念，日本牵头开展了变循环发动机“HYPR90-T”的技术研究与验证。
法国SNECMA公司双压缩系统变循环发动机设计图日本变循环发动机结构设想图而对变循环发动机研究时间最为持久、程度最为深入、取得较大成果的是以GE公司为代表的美国航空界。
早在1960年美国空军航空推进实验室就提出了变吸气压气机（CAPCOM）发动机方案；之后提出了第二代变循环发动机方案，即GE21双外涵变循环发动机方案，并在1975-1981年间进行了部件和整机试验验证。
GE21双外涵变循环发动机方案GE公司第三代变循环发动机是YF120发动机，该发动机是世界上第一种经飞行验证的变循环发动机，用作美国空军先进战术战斗机（ATF）的候选发动机；之后GE公司与Allison 公司合作研究了第4代变循环发动机——可控压比发动机（COPE），允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。
到底什么是变循环航空发动机？
到底什么是变循环航空发动机？变循环航空发动机，是最近⼏年⾼频出现的⼀个词汇。
之所以被各军事强国所⾼度重视，就是因为这种发动机是和各⼤国正在全⼒攻关的第6代战机所配套的航发项⽬，正如说起5代战机必然有隐⾝性能⼀样，那么若6代机不具备变循环发动机，那么这种6代机也只能是⼀种伪6代。
传统的航空涡扇—涡轮发动机的热⼒循环特性是固定不变的，⼀种发动机只能在⼀种模式下⼯作，并且仅在有限的飞⾏包线范围内具有最好的性能。
这往往是现役航发的⼀个难以克服的死结。
⽐如某超级⼤国著名的F404—F414中等推⼒航空发动机，这种航发在海平⾯和6000⽶以下的中低空的推⼒很强劲，燃油效率也⾼，这是因为他的叶⽚和涡轮和外壳之间的密封性能基本做到了极致，⼏乎可以发挥每⼀克氧⽓的燃烧效率。
⽽这类发动机⼀旦到了万⽶以上的⾼空，在⾼空⾼速下出现准冲压燃烧状态，⾼度密封的涡轮⼏乎成了⼀个累赘。
发动机的推⼒会急剧下降。
因此装备这类发动机的战⽃机都尽量避免飞的太⾼。
还有⼀个与前⾯的例⼦⼏乎相反的典型，这就是著名的F22A的发动机F119。
这种先进⼤推⼒发动机为了追求⾼空超⾳速巡航性能，因此涵道⽐做的⾮常⼩，⼏乎和过去的涡喷发动机差不多。
因此在⾼空性能⾮常好。
⽽因为涵道⽐过低，其在低空的推⼒就⼤打折扣，燃油效率甚⾄⽐不过落后他⼀代的三代涡扇，⾮常的耗油。
因此F22A的航程是出了名的腿短。
甚⾄远远不如F16A等典型的偏轻型的三代机，这就造成F22A不能适合空域⼴阔的战场环境。
先进变循环发动机技术的出现就是要解决前两类发动机不能兼顾⾼空和低空性能的⽭盾，可以通过改变⼀些部件的⼏何形状、尺⼨或位置，来调节其热⼒循环参数：如增压⽐、涡轮进⼝温度、空⽓流量和涵道⽐，改变发动机循环⼯作模式。
在⼏乎所有包线下，都维持⾼推⼒的同时确保低油耗，使发动机在各种飞⾏情况下都能⼯作在最佳状态。
与此同时，变循环发动机能以多种模式，包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等⼯作，因⽽在亚声速、跨声速、超声速和⾼超声速飞⾏状态下都具有良好的性能。
什么是变循环航空发动机？原理是什么？
什么是变循环航空发动机？原理是什么？
变循环发动机（VCE）是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变它热力循环的发动机。
其原理是改变航发的增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以让发动机在各种飞行和工作状态下都具备良好的性能。
变循环发动机目前主要研究方向是改变涵道比。
在爬升、加速和超音速飞行时减小涵道比，以增大推力。
在起飞和亚音速飞行时，增加涵道比，以降低耗油率和噪音。
它能有效应对亚音速飞行和超音速飞行间的固有矛盾，还能减小推进系统的安装损失，提高航发性能，达到事半功倍的效果。
世界上最早的投入使用的变循环发动机是SR-71“黑鸟”搭载的J58涡轮-冲压组合式变循环发动机，它是普·惠公司的独门法宝。
“黑鸟”从诞生之日起仍然保持一系列的速度和平飞高度纪录，可谓是航空史上的一个奇迹。
但是由于涡轮-冲压组合式变循环发动机理念太过超前，这种技术并未得到大规模应用。
从1960年代开始，战斗机是变循环发动机的最大推动力。
随着飞机的飞行包线不断扩大，只有变循环发动机才能满足战斗机多飞行状态的性能要求。
随着工程师更加关注飞机机体和推进系统一体化设计，变循环发动机还能减少溢流和后体阻力。
根据航发公司的研究数据显示，变循环发动机可使亚音速飞机的航程和续航时间增加30%和70%，使超音速飞机的航程和续航时间增加40%和80%。
如果相应技术得以应用，会让飞机的整体性能提升一个台阶，可谓是具有历程碑意义的重大进步！。
美国F22飞机发动机F119的资料
牌号F119用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商普拉特•惠特尼公司生产现状研制中装机对象F-22。
研制情况F119是普•惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。
在8 0年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
1983年9月，美国空军同时授予普•惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。
普•惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。
后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。
经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。
据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。
在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。
在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。
此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。
变循环发动机原理
变循环发动机（Variable Cycle Engine）是一种燃气涡轮发动机，它结合了传统的喷气发动机和涡扇发动机的特点。
变循环发动机的工作原理是根据飞行阶段的要求，通过调整发动机的参数和工作模式，实现在不同飞行条件下的最佳性能。
变循环发动机的关键特点是它能够在不同模式之间切换，以适应不同的飞行阶段。
通常，变循环发动机可以在两种基本模式之间切换：高涵道比模式和低涵道比模式。
在高涵道比模式下，发动机采用较大的涵道比，这意味着进气流经过的气流比例较大。
这种模式适用于飞行的高速巡航阶段，因为高涵道比可以提供较高的推力和燃油效率。
在低涵道比模式下，发动机的涵道比较小，进气流经过的气流比例也较小。
这种模式适用于低速飞行或起降阶段，因为较小的涵道比可以提供更大的推力和较好的加速性能。
变循环发动机实现这些模式切换的方法可以有多种。
一种常见的方式是通过可调节的涵道比风扇来实现。
在高涵道比模式下，风扇的涵道比较大，使得进气流量比例较大；而在低涵道比模式下，涵道比会减小，从而提供更大的推力。
此外，变循环发动机还可以通过调整压气机和燃烧室的工作参数来实现不同的工作模式。
例如，在高涵道比模式下，可以采用较高的压比和较低的燃烧室出口温度以提高燃油效率；而在低涵道比模式下，可以增加燃烧室出口温度以提供更大的推力。
总之，变循环发动机通过调整发动机参数和工作模式，可以
在不同飞行条件下实现最佳性能。
这使得飞机可以在高速巡航和低速起降等不同飞行阶段都能够得到有效的推力和燃油效率。
变循环发动机原理
变循环发动机原理循环发动机是一种内燃机，它的工作原理是通过连续的循环过程将燃料气体转化为机械能，从而驱动设备进行工作。
循环发动机具有高效率、高功率、低噪音等优点，广泛应用于航空、船舶和汽车等领域。
循环发动机的工作原理主要包括四个基本过程：进气、压缩、燃烧和排气。
进气过程是指循环发动机通过吸气门将空气引入缸内。
进气门打开时，缸内压力低于大气压力，空气通过进气道进入缸内。
进气门关闭后，缸内空间的体积开始减小。
压缩过程是指循环发动机将吸入的空气压缩到高压状态。
当活塞运动到顶死点时，压缩活塞将空气压缩至最小体积，同时将压缩空气送入燃烧室。
这样可以提高空气的密度和温度，为燃烧提供条件。
燃烧过程是指循环发动机将燃料喷入燃烧室，并点燃混合物。
气缸内的燃料会在点火的作用下燃烧，释放出大量的热能。
燃烧产生的高温和高压气体会推动活塞向下运动，产生机械能。
排气过程是指循环发动机将燃烧后的废气排出。
活塞向下运动时，排气门打开，废气通过排气道排出。
排气门关闭后，活塞回到顶死点，准备进行下一个循环。
循环发动机的工作原理可以通过以下几个方面来进行研究和深入理解。
首先，可以从循环发动机的结构和组成部分来了解其工作原理。
循环发动机主要由气缸、活塞、曲轴、进气门、排气门、气缸盖、燃烧室等组成。
这些部件通过复杂的工作过程相互协作，将化学能转化为机械能。
其次，可以通过研究燃烧过程来了解循环发动机的工作原理。
燃烧过程是循环发动机中最重要的过程之一，涉及到燃料和空气的混合、点火和燃烧等过程。
了解燃烧过程的规律和机理，可以为提高循环发动机的效率和性能提供依据。
此外，可以从流体力学和热力学的角度来研究循环发动机的工作原理。
流体力学研究了气体在运动过程中的力学特性和流动规律，可以通过分析流体的压力、速度和密度等参数来研究循环发动机的气流动力学特性。
热力学则研究了能量转化和传递的规律，可以通过热力学分析来确定循环发动机的热效率和功率输出。
最后，可以通过实验和数值模拟方法来研究循环发动机的工作原理。
变循环发动机结构特点
变循环发动机结构特点
循环发动机是一种工程应用于航空航天领域的动力装置，相较于传统的内燃机，它具有许多独特的结构特点。
首先，循环发动机采用的是连续循环工作原理，即在整个工作过程中，发动机
内部的焚烧物质不断循环往复，与外界无接触。
这种特点使循环发动机在高空高速飞行时，能够更好地适应外界环境的变化，并具备较高的可靠性。
同时，循环发动机的运转稳定，不会出现燃烧过程中的高温高压波动，对发动机部件的使用寿命产生积极的影响。
其次，循环发动机的结构特点还表现在其独特的排气系统上。
循环发动机通过
在进气系统和燃烧室之间设置回流管道，将一部分排出的废气重新输送到燃烧室中进行再燃，从而提高燃烧效率。
这种结构特点使得循环发动机能够在相同燃油消耗下产生更大的推力，提高发动机的整体效能。
此外，循环发动机的结构设计还注重轻量化和整体紧凑。
循环发动机通常采用
轻质合金材料制造关键部件，同时尽可能减少零部件数量和各部件之间的空隙，以达到减轻发动机自身重量和提高其功率密度的目的。
这种精简和紧凑的结构设计使循环发动机具备较高的体积能力，适用于复杂的航天任务。
综上所述，循环发动机的结构特点体现在连续循环工作原理、独特的排气系统
和轻量化紧凑的结构设计上。
这使得循环发动机在航空航天领域具备更好的适应性、可靠性和效能，为现代航天事业的发展做出了重要贡献。
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F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。
它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE 和ManTech等一系列计划的产物。
F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。
低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。
两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。
控制系统为三余度多变量FADEC。
它能够以单涵和双涵模式工作。
在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。
被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。
此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。
在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。
在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、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。
当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。
在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。
有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。
发动机顺利进入涡喷模式。
F120的最终结构经过三个阶段的发展。
第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。
第二阶段用YF120进行飞行试验。
第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。
YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。
重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。
在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。
它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。
它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。
F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。
在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。
对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。
控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。
因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。
它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。
总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。
虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。
VCE也仍是IHPTET 计划的一项重要技术目标。