主题：【原创】变！变！变！之2018的天空中一种叫王牌的力道上 -- TopGun

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。

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：

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：

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：

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？

我在上面的发言中说的两种方式：

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。

涡轮静止可以变距已经够变态了。

实现的话应该是有一系列的机构来联动，那么，由此而带来的重量和复杂性能否抵消所带来的好处呢。

按说还是得大于失的，关键是可靠性，这是机械设计师的梦想，但可能是维修工的噩梦。

燃气轮机和蒸汽轮机也有导向叶片，所以俺就觉得，可变距的话一定很复杂。当然这也可能完全不是一回事。

导向叶片可变距的复杂不在于机械结构，而在于可靠性。那么大的冲击负荷和热负荷，要保证长期可靠工作，那可是真功夫。

已批量生产的发动机和预研的核心机，美国总共有7代。我们仰视的F22的动力F119发动机仅仅是其中第四代。差距甚大！

据飞行国际网站2012年8月10日报道 GE公司正致力于其承担的，美国空军研究实验室“自适通用发动机技术”(ADVENT)发动机技术样机GE版首台核心机的测试工作。

公司希望本月底在美国俄亥俄州的辛辛那提开始首台核心机的测试。GE预期在2013年初进行发动机整机试车。在俄亥俄州的莱特-帕特森空军基地已进行过建造变循环发动机必须的关键自适应风扇技术的演示实验工作。

其竞争对手罗罗公司官方6月曾宣布，公司也已完成ADVENT样机风扇部件的测试。罗罗公司称希望在年底前进行其核心机的测试。

变数在普惠公司身上。尽管公司没有得到美国空军ADVENT的合同，普惠公司以自有资金投资于变循环发动机的样机上，加速向前。公司在7月份的范堡罗航展上告诉记者，它希望在2013年的第一季度测试改进自F135发动机的自适应风扇和全新的高压核心机。