先进变循环发动机技术研究

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。

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。

变循环⾃适应发动机技术2007年美国空军在发展未来的先进航空发动机技术⽅⾯有了进⼀步的动作，年初1⽉29⽇美国空军研究实验室（AFRL）发出了投标征询书，要求到2017年时⽐2000年的基准发动机⽔平在经济可承受性⽅⾯提⾼10倍。

计划的关键是美国空军研究实验室的"⾃适应通⽤发动机技术"（ADVENT）项⽬。

为此美国空军研究实验室的⼯程师们制定了⼀个为期5年的时间表，希望在2012年进⾏技术验证。

新技术可⽤于⼀系列的平台：超声速、亚声速、攻击、机动以及情报、监视和侦察，也可以⽤于海军的平台。

以⾃适应通⽤发动机技术为基础的发动机可能到2014年开始研制。

2007年9⽉25⽇，美英的公开消息来源报道美国空军研究实验室授予美国通⽤电⽓公司（GE）和罗罗美国公司两项合同，开发⾼压⽐压⽓机系统和主动⽓流控制进⽓道和喷管。

这些⾏动预⽰着美国正在积极准备新⼀代发动机的研制⼯作。

⾸先在通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划提出验证的概念是美国通⽤电⽓公司（GE）的⾃适应循环发动机概念。

特点是发动机的总压⽐、涵道⽐、流量可调，发动机可以在固定进⽓道的情况下，以亚声速和超声速⼯作，过多的⽓流不会因⽆法通过发动机⽽从进⽓道溢流，引起过⼤阻⼒。

发动机可以调节装置改变空⽓流量和单位推⼒，以适应超声速巡航、跨声速和亚声速巡航，同时满⾜最严格的噪声要求。

⾃适应通⽤发动机技术项⽬源于美国空军正在实施的通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划（VAATE），⽽VAATE计划是"综合⾼性能涡轮发动机技术"（IHPTET）的继续。

技术持续发展的需要随着发动机控制技术的提⾼，实现变循环/⾃适应技术变得易于实现，⽽这种能够全⾯提升飞机性能的新技术的出现，相当于从涡轮喷⽓发动机到涡轮风扇发动机的进步，具有⾥程碑意义。

"⾃适应通⽤发动机技术"项⽬是通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划中的典型项⽬。

⽬标是发展在飞⾏包线内可以改变风扇、核⼼机流量和压⽐，从⽽优化发动机性能的能⼒。

54航空制造技术·2014 年第 1/2 期NEW VIEWPOINTMBD。

北京航空航天大学能源与动力工程学院 李 斌中航工业沈阳发动机设计研究所 赵成伟变循环与自适应循环发动机技术发展Consider on Variable Cycle Engine and Adaptive Cycle Engine Technology De-velopment动机（Adaptive Cycle Engine, 简称ACE）。

其独特之处在于它是在典型的类似YF120发动机的双外涵变循环发动机布局基础上又增加了一个外涵道而构成，即在双外涵变循环发动机风扇上采用一个“Flade”（风扇叶尖风扇）级延伸出第3外涵道，见图1。

Flade 是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。

因为采用Flade 和多个外涵道，自适应循环发动机能够实现更大幅度的变循环能力，是变循环发动机技术发展重要的前沿方向。

变循环发动机技术进化分析变循环发动机（Variable Cycle Engine，简称VCE）的研究由来已久。

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VCE 的概念和方案设计以及相关技术的本文所论及的变循环发动机是指实际使用中能通过（但不限于）控制调整发动机相关部件的几何形状、尺寸或者位置等手段，改变流路结构和相应热力循环参数（流量、压比、涵道比等）、获得预期性能的航空燃气涡轮发动机。

广义上看，能够通过再燃、电功转换等途径实现工作循环过程中能量的可控“迁移”的发动机，也可以归为变循环发动机的范畴。

与常规循环发动机相比，变循环发动机在配装飞行包线宽广、任务剖面复杂多样的飞机时，可以有针对性地采用不同的工作模式，最大限度地兼顾超声速飞行的高推力性能和亚声速巡航低耗油率的矛盾性要求，适应多用途飞机的各种任务需求。

并且与进气道的流量匹配性能好，减小飞机在低速飞行时因发动机深度节流而产生的溢流阻力，从而降低推进系统的安装损失，提高飞行器性能。

航空航天工程的前沿技术研究在人类不断探索未知的征程中，航空航天领域一直是最具挑战性和吸引力的前沿阵地之一。

从早期的梦想飞行到如今的太空探索，航空航天工程的每一次进步都离不开前沿技术的推动。

这些技术不仅改变了我们对天空和宇宙的认知，也为人类的未来发展开辟了无限可能。

一、先进的航空发动机技术航空发动机被誉为飞机的“心脏”，其性能直接决定了飞行器的飞行速度、航程和燃油效率等关键指标。

在前沿技术的推动下，航空发动机正朝着更高推力、更低油耗和更低排放的方向发展。

其中，变循环发动机技术备受关注。

这种发动机能够根据不同的飞行条件，自动调整工作模式，在亚音速和超音速飞行中都能实现最优性能。

通过改变发动机的涵道比、压气机和涡轮的工作状态等，变循环发动机可以在不同的飞行阶段提供恰到好处的动力输出，有效提高了飞机的整体性能和燃油经济性。

此外，新材料的应用也为航空发动机带来了革命性的变化。

陶瓷基复合材料、高温合金等新型材料具有更高的强度、耐高温性能和抗腐蚀能力，使得发动机能够在更加恶劣的环境下稳定工作，同时减轻发动机的重量，提高推重比。

二、高超音速飞行技术高超音速飞行是指飞行器的速度超过 5 倍音速以上。

这一领域的研究对于未来的军事、民用航空以及太空探索都具有重要意义。

实现高超音速飞行面临着诸多技术挑战，其中热防护是关键问题之一。

由于飞行器在高速飞行时与空气剧烈摩擦，会产生极高的温度，传统的材料和结构难以承受。

因此，研发新型的热防护材料和冷却技术成为当务之急。

另外，高超音速飞行器的气动设计也极为复杂。

需要精确计算和优化飞行器的外形，以减少空气阻力和提高飞行稳定性。

同时，高超音速飞行过程中的燃烧控制、导航与制导等技术也需要取得重大突破。

三、可重复使用运载火箭技术随着太空探索活动的日益频繁，降低发射成本成为航天领域的重要目标。

可重复使用运载火箭技术的出现为解决这一问题带来了希望。

以SpaceX 的猎鹰9 号火箭为例，其通过回收一级火箭并重复使用，大幅降低了发射成本。

先进航空发动机技术研究与开发随着时代的进步和技术的发展，航空发动机技术的不断进步是航空工业中不可或缺的一部分。

发动机作为整个飞机的“心脏”，它的性能关系到飞机的安全性和经济性。

因此，先进航空发动机技术的研究和开发具有非常重要的意义。

一、先进航空发动机技术的发展历程航空发动机的发展历程可以分为四个阶段。

第一阶段是直线活塞式内燃机时期，主要应用于轻型飞机和舰载机。

第二阶段是喷气式内燃机时期，主要应用于民用和军用喷气飞机，如战斗机、轰炸机、客机等。

第三阶段是涡扇式喷气发动机时期，其特点是高效、低噪声、低污染，应用于现代喷气客机和商用飞机等。

第四个阶段是高温合金材料、先进材料和复合材料的应用时期，主要应用于高速飞机、超音速飞行和太空航行。

随着航空飞行的不断推进，先进航空发动机技术研究和开发也从传统的涡轮扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、高温高速喷气发动机等方向不断向复合材料、新型燃烧室、先进气体涡轮、高效推进、发动机控制系统等方向拓展。

二、先进航空发动机技术的特点和优势先进航空发动机技术的特点主要包括：高效、高速、高可靠性、低噪声、低污染和多功能化等因素。

这些特点是基于目前现代航空工业的需求，能够更好地适应高速和高温环境，减轻飞机重量和燃料消耗，提高飞机的安全性和经济性。

其中，高效是指发动机的热效率、压缩效率和推力重量比等都要比传统发动机高。

高效发动机能够在较低的燃料消耗下提供更高的推力，从而减少运营成本。

高速是指发动机能够适应高速和高温的环境，以满足高速飞行的需求。

高可靠性是指发动机的工作时间、寿命和故障率都要比传统发动机高。

低噪声和低污染是指发动机要具备低噪声和低污染的特点，以保护环境和减少对居民的干扰。

多功能化是指发动机在不同工作条件下，能够执行不同的任务和应用。

三、先进航空发动机技术的研究和开发航空发动机技术的研究和开发需要投入大量的人力、物力和财力，但对航空工业的发展意义重大。

目前，国际上很多航空工业制造企业都在积极进行先进航空发动机的技术研究和开发。

变循环发动机发展综述刘治呈【摘要】在介绍变循环发动机概念基础上,对不同国家变循环发动机研究历程与成果进行介绍,同时分析每一段历程所具有的技术特点,希望能够为相关专业提供可以参考的理论依据.【期刊名称】《现代制造技术与装备》【年(卷),期】2019(000)001【总页数】3页(P177-179)【关键词】变循环发动机变几何结构推力耗油率【作者】刘治呈【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院,成都 610500【正文语种】中文航空发动机由最初的活塞发动机逐渐发展为涡喷、涡扇发动机，性能得到了显著提升。

变循环发动机是通过改变发动机零部件几何形状与尺寸的一种热力循环燃气涡轮发动机[1]。

1 英国变循环发动机的研究英国设计了一款选择性排气变循环发动机，这款发动机采用两轴三压气机的设计原理[2]。

发动机结构如图1所示。

这款发动机在低马赫数飞行过程中，燃油消耗率非常低；当在超音速飞行时，具备较高推力。

在这两种基本特性要求下，发动机上设计了两种工作模式：一种是低压工作模式；另一种是高压动作模式。

选择性排气变循环发动机采用了固定几何结构涡轮技术，有效降低了设计风险。

2 日本变循环发动机的研究日本发明了一种变循环发动机，该发动机属于组合循环发动机，核心机为HYPR90-T涡轮风扇发动机，HYPR90-T结构如图2所示。

HPYRBO-T将低压涡轮设计成可调结构，可调低压涡轮叶片结构是这款发动机可变结构之一。

3 美国变循环发动机的研究除了日、英两国，美国关于变循环发动机的研究也取得了显著成果，截至目前一共发明设计了五代变循环发动机，并且每一代变循环发动机都有着自己独特的技术特点。

3.1 GE第一代变循环发动机图1 选择性排气变循环发动机图2 HYPR90-T结构图图3 后VABI变循环发动机在第一代变循环发动机中，技术人员设计了可调面积涵道引射器（VABI）这一关键构件[3]。

第一代变循环发动机采用了后VABI设计方式，具体结构如图3所示。

下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机进展追述在上个世纪八九十年月进行的美军五代机动力选型中，通用电气（GE）曾推出YF120 变循环发动机与后来成功中标的普惠（P&W）YF119 开展竞争。

尽管当时未能取得成功，但这一代表发动机技术进展方向的先进技术将在将来为 F-35 和“下一代空中主宰”（NGAD）供应创新动力。

一、基本状况中文名：自适应变循环发动机英文名：Adaptive Cycle Engine（ACE）或Variable Cycle Engine（VCE）基本原理：通过转变涵道比，实现发动机模式的切换。

超声速巡航时，减小涵道比，增大推力，进入“涡喷”（高推力）模式，亚声速巡航时，增大涵道比，降低油耗和噪音，进入“涡扇”（高效率）模式。

此外，能够自动适应不同的工作环境，实现涵道比的转变。

2007 年，随着自适应通用发动机技术(ADVENT)项目的提出，美国空军和海军开头争辩自适应变循环发动机的概念，GE 公司即参与其中（另一参与方为罗罗公司）。

尽管普惠公司没有参与 ADVENT，但还是与GE 一道在 2012 年入选自适应发动机技术开发(AETD)项目（罗罗被淘汰）。

2016 年，后续的自适应发动机转化项目(AETP)正式启动，美国空军寿命周期管理中心（AFLCMC）分别授予两家公司超过 10 亿美元合同，负责各自开发 200 千牛推力级AETP 演示验证机，即GE XA100 和P&W XA101。

AETP 的目标是提高 25%的燃油效率，10%的附加推力和显著改善的热管理。

截至目前，GE 公司的XA100 发动机项目进展较为顺当。

二、代表型号介绍通用电气XA100 发动机适用机型：F-35、六代机（下一代空中主宰NGAD）最大推力：200 千牛（带加力）设计特点：XA100 是一种三涵道自适应循环发动机，可以依据状况调整涵道比和风扇压力，以提高燃油效率或推力。

它通过使用第三涵道流来实现这一点，引入空气以提高燃油经济性，并充当冷却的散热器，这将使 F-35 更大程度地利用飞行包线的低空高速部分。

美军为下代战机研发变循环发动机应对中国挑战变循环涡喷发动机结构示意图据美国《航空周刊与空间技术》2012年9月24日报道，自美国最近一次启动发展全新战斗机发动机已经几乎过去30个年头了，而自涡轮喷气发动机让位给涡轮风扇发动机后到现在则已超过了50年。

现在，美国正着手发展新一代的战斗机发动机，结构上即是涡轮风扇发动机，后又可是涡轮喷气发动机。

对于工业界，关键在于通过努力，未来数十年要能够生产出制空作战飞机的发动机。

因而GE和PW公司在获得美国空军研究实验室(AFRL)的自适应发动机技术发展(AETD)项目后，要马不停蹄的工作，使燃料高效、高推力的动力装置更成熟，2020后可升级洛克希德-马丁公司的F-35和用于未来的第6代作战飞机。

AETD是AFRL耗资5.24亿美元的GE和罗罗北美公司承担的、将在2013年进行发动机整机试验的自适应通用发动机技术(ADVENT)项目的后继项目。

对于2007年在与GE和罗罗公司竞争ADVENT项目中出局的PW公司而言，被AETD选中是出乎预料的结果，而对于没有收到下一步项目合同的罗罗公司却是一个打击。

PW公司先进发动机项目主管Jim Reed说：“当我们未被ADVENT选中时，我们做过许多我们自己台架上的工作。

假如我们被AETD选中，可能与此有关。

我们必须提出强有力的建议。

”燃料高效发动机可能的发展攸关2020年后用于升级F-35和作为2030年前后服役的未来空军和海军制空战斗机发动机。

上一次美国着手发展全新一代的作战飞机发动机是在1980年代早期，开始联合技术演示试验发动机(JTDE)项目，该项目使PW公司发展出洛克希德-马丁公司F-22飞机使用的F119发动机和更进一步的发展型用于F-35的F135发动机。

成功扼杀了GE/罗罗公司的F-35替代发动机F136后，PW公司的国会支持者危胁要切断AETD资金，担心它又是一个搞竞争发动机的暗中伎俩。

但空军一再保证其目的是成熟技术而不是发展一个发动机，以选择PW公司取代罗罗来平息对AETD批评。

斯特林发动机基础研究与优化设计斯特林发动机是一种热机，利用外部热源和内部工作物质的循环变化完成能量转换，实现动力输出。

与内燃机相比，斯特林发动机具有结构简单、噪音低、排放少、维护成本低等优点，而且可以使用多种燃料，因此备受研究者和工程师的关注。

本文将介绍斯特林发动机的基础原理和优化设计方法。

一、斯特林发动机的基础原理斯特林发动机的工作原理基于一个简单的热力学循环，称为斯特林循环。

这个循环包括四个处理过程：加热、等容膨胀、冷却和等容压缩。

斯特林发动机的关键组成部分包括热源、工作物质、热交换器、活塞、缸筒和阀门。

斯特林发动机的热源可以是任何方便的燃料，例如天然气、液化石油气和生物质。

燃料在热源中燃烧，产生高温高压的气体。

这些气体通过热交换器传递给工作物质，使工作物质的温度升高。

工作物质是斯特林发动机的动力源，通常是氢气、氦气或空气。

当工作物质从温度低的热交换器进入温度高的热交换器时，它会被加热并膨胀。

此时，压力在活塞的作用下推动活塞向外运动，这就是等容膨胀过程。

等容膨胀完成后，工作物质从热交换器中流出，进入温度低的热交换器，被冷却并压缩。

这就是等容压缩过程。

最后，工作物质从压缩器流回膨胀室，完成一个斯特林循环，可以输出动力。

二、斯特林发动机的优化设计虽然斯特林发动机具有许多优点，但是它也存在一些缺陷。

例如，斯特林发动机的功率密度通常低于内燃机，而且在实际应用中具有较低的效率。

因此，研究人员一直在进行斯特林发动机的优化设计，以提高功率密度和效率。

1. 优化工作物质为了提高斯特林发动机的功率密度和效率，研究人员通常会优化工作物质的选择和属性。

例如，在高温下，氢气比空气更适合用作工作物质，因为它具有更高的热导率和更低的分子量。

此外，添加适量的抑制剂可以减少工作物质的分子大小和热传导率，有助于提高发动机的效率。

2. 优化热交换器热交换器是斯特林发动机中的一个重要组成部分，其性能对发动机的效率和功率密度有较大影响。

报告人：罗劲松对A t k i ns o n 循环发动机的研究报告人罗劲松学科专业车辆工程指导教师王德伦教授报告人：罗劲松课题研究计划一课题提出的背景二课题的学术意义或工程意义三国内外研究现状四课题的研究目标、内容、拟解决的关键问题、试验方法、技术路线报告人：罗劲松一课题提出的背景在制约电动车发展的电池技术没有取得重大突破的前提下，混合动力汽车以其有效地节能减排的特性成为一个过渡性产品，并且会与石油时代伴生。

已经投入市场实用的混合动力车都能够达到节能25%的技术指标。

混合动力车特别适用于城市工况，不仅节能，而且有效地减少城市空气污染；当油电同时驱动，能满足人们汽车加速性的要求。

报告人：罗劲松一课题提出的背景目前，已经上市的混合动力汽车包括：丰田Prius0 本田Insight 、Ford Escape Hybrid 、Lexus RX450h Hybrid 、Mercedes S400 Blue Hybrid 。

用于以上混合动力汽车的发动机都采用的是Atkinson 循环。

在国内提出对Atkinson 循环发动机的研究符合当前国内汽车行业的发展形势。

报告人：罗劲松二课题的学术意义或工程意义A t k i n s o n 循环：膨胀比>压缩比（p r u i s ：膨胀比：13.0）A t k i n s o n 循环的实质是膨胀比大于压缩比，将绝热膨胀线适当延长到b ″（b ′为理想状态）,按b ″a ″进行等容放热，再按a ″a 进行等压放热回到压缩始点a ，获得图示b b ″a ″a b 面积大小的超膨胀功量而使循环热效率ηt 上升。

报告人：罗劲松实现手段1、采用特殊的机构实现压缩行程比膨胀行程短，从而实现内燃机的膨胀比大于压缩比。

2、可以通过调节内燃机进气门的关闭时刻，来调整压缩冲程，而膨胀冲程还是保持不变，从而实现膨胀比大于压缩比。

报告人：罗劲松二课题的学术意义或工程意义A t k i n s o n 循环意义：（1）膨胀比大于压缩比能够更大程度地将热能转换为机械能，提高发动机的热效率，降低燃油消耗。

一种涡轮发动机一二次流组合变循环
方法
涡轮发动机一二次流组合变循环方法是一种利用涡轮发动机中的一、二次流组合变循环来提高发动机性能的新技术。

该方法通过优化涡轮发动机中的流体循环过程，提高热能转换效率，减少能量损失，从而实现更高的动力输出和更低的能耗。

在传统的涡轮发动机中，一次流是指进入涡轮的空气，二次流则是指由燃烧室排出的燃烧产物。

一二次流组合变循环方法通过改变一、二次流之间的相互作用，以提高发动机效率。

具体而言，该方法包括以下几个关键步骤：
通过优化进气系统设计，提高进气流量和质量。

这可以通过增加进气口的尺寸、减少进气阻力、改善进气道设计等手段来实现。

通过调整一、二次流之间的流动速度和压力比，优化压气机和涡轮之间的能量传递效率。

这可以通过改变涡轮的叶片设计或调整压力比来实现。

然后，通过优化燃烧室设计和燃烧过程控制，提高燃烧效率和排放性能。

这可以通过改进燃烧室结构、优化燃烧室内部流场和燃烧控制系统等手段来实现。

通过精确控制涡轮发动机的工作参数，如转速、温度和压力等，以确保其在最佳工作状态下运行。

这可以通过采用先进的控制系统和实时监测技术来实现。

涡轮发动机一二次流组合变循环方法的应用可以显著提高发动机的综合性能，包括功率输出、燃烧效率、燃料经济性和排放性能等方面。

这不仅有助于降低能源消耗和环境污染，还
能提供更高的动力和可靠性，满足不同领域对发动机性能的需求。

因此，该方法具有广阔的应用前景和市场潜力。

艾利逊公司试验变循环战斗／强击机的发动机核心机Kand.,SW;梁春华
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】1992(000)006
【总页数】3页(P75-77)
【作者】Kand.,SW;梁春华
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V263.3
【相关文献】
1.第三代战斗机用大推力涡扇发动机巡礼（二）核心机衍生发展的经典之作——F110涡扇发动机 [J],
2.艾利逊公司的XTC16／1A核心机及其所采用的新技术 [J], 无
3.几何调节对变循环核心机过渡态性能影响研究 [J], 李俊;苏桂英;韩佳
4.第三代战斗机用大推力涡扇发动机巡礼(二)核心机衍生发展的经典之作——F110涡扇发动机 [J],
5.GE-RR公司战斗机发动机小组恢复F136发动机试验 [J], 刘峻峰
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