F135渦輪扇發(fā)動機歷史

2005年11月底，普拉特·惠特尼公司完成對F135的總裝。

2006年3月，F(xiàn)135發(fā)動機進行了數(shù)千小時的靜態(tài)測試實驗。

2006年10月，F(xiàn)135被首次安裝在飛機上進行飛行測試，并且測試成功。

F135是由由美國普拉特·惠特尼公司研制的加力渦扇發(fā)動機，最大推力超過18噸（4萬磅），F(xiàn)135發(fā)動機是基于F-22的F119發(fā)動機的核心機和主要結構研制的。由于海軍陸戰(zhàn)隊與英國皇家海軍預計采用的F-35B必須能夠垂直起降，因此F135也可以加上向下彎折的三軸承旋轉噴管。但是這個噴管只有在垂直起降的場合使用，可以大大地縮短起飛/降落距離。其他F-35則不使用這項設計。

F135使用了F119的核心機，配合高效的6級高壓壓氣機，1級高壓渦輪和高效的風扇(由一個2級的低壓渦輪驅動)。F135采用了BAE系統(tǒng)公司的全權數(shù)字式發(fā)動機控制系統(tǒng)(FADEC)，為了提高發(fā)動機的可靠性和可保障性，F(xiàn)135大量采用外場可替換部件(LRC)，其零部件數(shù)量比F119減少了大約40%。按照計劃，F(xiàn)135有三個不同的型號，F(xiàn)135一PW一100將作為F-35A空軍型的動力系統(tǒng)；F135一PW一400將作為F-35C海軍艦載型的動力；而F135一PW一600將作為F-35B海軍陸戰(zhàn)隊短距起飛/垂直降落型的動力。

F135渦輪扇發(fā)動機設計與技術

F135發(fā)動機是F119發(fā)動機的衍生型。F119發(fā)動機由3級風扇、6級高壓壓氣機、帶氣動噴嘴、浮壁式火焰筒的環(huán)形燃燒室、單級高壓渦輪、高壓渦輪轉向相反的單級低壓渦輪、加力燃燒室與二維矢量噴管等組成。整臺發(fā)動機分為:風扇、核心機、低壓渦輪、加力燃燒室、尾噴管和附件傳動機匣等6個單元體，另外還有附件、FADEC及發(fā)動機監(jiān)測系統(tǒng)。其加力推力155.7千牛，中間推力104.0千牛，總壓比35，涵道比0.3，渦輪前溫1850-1950K，最大直徑1.13米，長度4.826米、重量1460千克。

F135發(fā)動機采用與F119發(fā)動機基本相同的核心機。為提高推力，增加了發(fā)動機的空氣流量和涵道比，提高了發(fā)動機的工作溫度;為了獲得短距起飛和垂直著陸能力，垂直起降型增加了新穎的升力風扇、三軸承旋轉噴管、滾轉控制噴管。其3級風扇采用超中等展弦比、前掠葉片、線性摩擦焊的整體葉盤和失諧技術,在保持原風扇的高級壓比、高效率、大喘振裕度和輕質量的同時,將風扇的截面面積增加了10%-20%。6級壓氣機與F119發(fā)動機的基本相同。

燃燒室在F119發(fā)動機三維高紊流度、高旋流結構的浮動壁燃燒室的基礎上,采用了高燃油空氣比燃燒室技術,在提供小的分布因子和所要求的徑向剖面的同時,滿足了效率目標。高、低壓渦輪采用對轉結構,“超冷”高壓渦輪轉子葉片和導流葉片采用計算流體力學(CFD)方法設計,利用高溫材料(可能為CMSX-4鑄造合金)鑄造,已在改進的F119發(fā)動機上得到驗證,在提高耐久性的同時,能夠明顯提高工作溫度(約為110℃)。低壓渦輪增加1級,變?yōu)?級,以適應增大的風扇帶來的驅動負荷。

F135發(fā)動機推比10.5、加力推力19噸級別、最大推力（無加力）13噸級別、質量1700千克，其19噸的加力推力目前沒有任何實際裝備戰(zhàn)斗機的加力渦扇發(fā)動機能夠企及。不過值得一提的是，F(xiàn)135相對于F119雖然推力大幅度提高，但是實際上是在同樣核心機基礎上用流量、高速性能換推力。F135雖然推力超群，但是其高速性能卻是下降的。

F135渦輪扇發(fā)動機垂直起降設計

STOVL型F135-PW-600為了滿足垂直起降要求，設計了升力風扇 發(fā)動機噴管下偏 調(diào)姿噴管的垂直起降動力方案。升力風扇由涵道、風扇、D形噴管、聯(lián)軸器、作動裝置和伺服系統(tǒng)組成，由主發(fā)動機F135的2級低壓渦輪驅動；升力風扇直徑為1.27m，可以向前偏轉13°，向后偏轉30°，在STOVL工作狀態(tài)下使戰(zhàn)斗機上方的冷氣流以230kg/s的流量垂直向下噴出，產(chǎn)生90千牛的升力；3軸承偏轉噴管垂直向下偏轉（最多可偏轉95度，可左右各偏轉10度），產(chǎn)生71.1千牛的升力；該噴管可使發(fā)動機的排氣從水平偏轉到垂直甚至向前，可以使推力從水平方向偏轉到垂直向后。

此外，每側翼根處的滾轉控制噴管利用發(fā)動機壓氣機的引氣，也可提供16.7kN的推力；在控制桿端的噴管差動地打開和關閉，實現(xiàn)滾轉控制；通過偏轉噴管偏航實現(xiàn)偏航控制；通過升力風扇和發(fā)動機推力分離器實現(xiàn)俯仰控制。包括主發(fā)動機在內(nèi)的整個推進系統(tǒng)的長度為9.37m，懸?？偼屏?75.3千牛，短距起飛推力為169.5千牛。

對于F135的由來，其使用了部分前蘇聯(lián)R79發(fā)動機的技術是毫無疑問的，洛克希德也對此供認不諱。但互聯(lián)網(wǎng)上有一種錯誤的認識，認為其完全仿制了前蘇聯(lián)雅克-141使用的R79V-300發(fā)動機。這一認識的源頭是：蘇聯(lián)解體后，洛克希德的人隨同美國政府官員參觀了雅科夫列夫設計局和其他一些俄羅斯航空企業(yè)，他們有機會接觸了雅科夫列夫的技術和設計。當時雅科夫列夫設計局正尋找資金來維持雅克-141項目，該型還沒獲得任何訂單。洛克希德公司用少量資金就換取了雅克-141的性能數(shù)據(jù)和部分設計數(shù)據(jù)，俄國人也允許美國政府人員研究這些資料。因此，洛克希德·馬丁公司的X-35的短距起飛/垂直降落設計應該吸收了一部分雅克-141的現(xiàn)有成果。但普拉特·惠特尼公司的F135發(fā)動機只是吸取了R79V-300發(fā)動機的部分技術，兩者結構和尺寸并不完全相同，且R-79V-300發(fā)動機涵道比較高，達到0.81；渦輪進口溫度較低，為1620K；推重比只有5.64，難以成為一種合格的第四代航空發(fā)動機。

F135發(fā)動機因F-35的需求而啟動。

在聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機（JSF，Joint Strike Fighter）項目中，美國國防部一直致力于尋求一種全壽命周期耗費低廉合理、并且能夠同時滿足三個不同軍種使用要求的設計方案。因此，這款全新戰(zhàn)斗機的設計必須包含常規(guī)起降型（CTOL）、艦載型（CV）和短距起飛/垂直降落型（STOVL）等三種不同型號，而且所有功能的實現(xiàn)都必須首先滿足價格的要求。因此參與競標的兩款飛機中，無論是洛克希德·馬丁公司的X-35還是波音公司的X-32驗證機，均采用了成本較低且能兼顧短距起飛/垂直降落要求的單發(fā)布局。

在聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機項目驗證機研制之時，世界上唯一可以滿足性能要求的發(fā)動機就是普·惠公司研制的F119-PW-100發(fā)動機，F(xiàn)119-PW-100也是人類歷史上最早投入使用的推重比超過10的小涵道比加力渦扇發(fā)動機。由于兩家競爭公司對飛機的要求不同，從而要求普·惠公司研制2種略有不同的F-119改進型以滿足每個競爭者各自的需要。波音型F-119發(fā)動機的代號是JSF/119-SE614，洛克希德·馬丁型的代號是JSF/F119-SE611。

這兩種型別的發(fā)動機之所以要存在這些差異，主要是因為兩個JSF機體制造商所采用的垂直升力系統(tǒng)方案有所不同。波音公司采用了類似海鷂戰(zhàn)斗機的多個矢量噴管下偏垂直起飛方案，整體來看比較復雜。X-32使用多個引氣管道將發(fā)動機燃燒室出口燃氣引出到位于飛機重心位置的向下噴管提供垂直起降的主要升力，另外由數(shù)個小引氣通道將發(fā)動機風扇和加力燃燒室的氣流引出為飛機提供升力補充和姿態(tài)控制。

而洛克希德·馬丁公司的X-35采用了發(fā)動機主軸驅動的升力風扇 發(fā)動機噴管下偏來實現(xiàn)垂直起降。洛克希德·馬丁公司使用的發(fā)動機JSF/F119-SE611采用了軸對稱噴管，能夠垂直下偏提供主要升力。既然驗證機采用了以F119-PW-100發(fā)動機為基礎的改進型號，在F-35被確定贏得聯(lián)合打擊戰(zhàn)斗機合同之后，動力系統(tǒng)沿用原來的發(fā)展思路就成了水到渠成的事情，這就是F135發(fā)動機項目的開端。

最大加力推力（kN）：178（原型）、191.3（量產(chǎn)型）

中間推力（kN）：115（原型）、128.1（量產(chǎn)型）

進氣口直徑（m）：1.17

長度（m）:5.59

外徑（m）：1.30

涵道比：0.57

總壓比：28

推重比：10.5（原型）、11.7（量產(chǎn)型）

質量（kg）：1730（原型）、1670（量產(chǎn)型）

單轉子和多轉子

在研制一臺新的渦扇發(fā)動機的時候，最先解決的問題是他的總體結構問題。總體結構的問題就是發(fā)動機的轉子數(shù)目多少。當前渦扇發(fā)動機所采用的總體結構有三種，一是單轉子、二是雙子、三是三轉子。其中單轉子的結構最為簡單，整個發(fā)動機只有一根軸，風扇、壓氣機、渦輪全都在這一根軸上。結構簡單的好處是經(jīng)濟性好。一方面的節(jié)省就總要在另一方而復出相應的代價。首先從理論上來說單轉子結構的渦扇發(fā)動機的壓氣機可以作成任意多的級數(shù)以期達到一定的增壓比?？墒且驗閱无D子的結構限制使其風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上，這樣在工作時他們就必須要保持相同的轉速。問題也就相對而出，當單轉子的發(fā)動機在工作時其轉數(shù)突然下降時（比如猛收小油門），壓氣機的高壓部分就會因為得不到足夠的轉數(shù)而效率嚴重下降，在高壓部分的效率下降的同時，壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升，當?shù)蛪簤簹鈾C部分超載運行時就會引起發(fā)動機的振喘，而在正常的飛行當中，發(fā)動機的喘振是決對不被允許的，因為在正常的飛行中發(fā)動機一但發(fā)生喘振飛機很有可能發(fā)生掉落。為了解決低壓部分在工作中的過載需要在壓氣機前加裝導流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣，即空放掉一部分以經(jīng)被增壓的空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷。但這樣一來發(fā)動機的效率就會大打折扣，而且這種放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯。更嚴重的問題發(fā)生在風扇上，由于風扇必須和壓氣機同步，受壓氣機的高轉數(shù)所限單轉子渦扇發(fā)動機只能選用比較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉子渦扇發(fā)動機，其函道只有0.3。相應的發(fā)動機的推重比也比較小，只有5.8。

為了提高壓氣機的工作效率和減少發(fā)動機在工作中的喘振，人們想到了用雙轉子來解決問題，即讓發(fā)動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉速之下。這樣低壓壓氣機與低壓渦輪聯(lián)動形成了低壓轉子，高壓壓氣機與高壓渦輪聯(lián)動形成了高壓轉子。低壓轉子的轉速可以相對低一些。因為壓縮作用在壓氣機內(nèi)的空氣溫度升高，而音速是隨著空氣溫度的升高而升高的，所以而高壓轉子的轉速可以設計的相對高一些。既然轉速提高了，高壓轉子的直徑就可以作的小一些，這樣在雙轉子的噴氣發(fā)動機上就形成了一個“蜂腰”，而發(fā)動機的一些附屬設備比如燃油調(diào)節(jié)器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個“蜂腰”的位置上，以減少發(fā)動機的迎風面積降低飛行阻力。雙轉子發(fā)動機的好處不光這些，由于一般來說雙轉子發(fā)動機的的高壓轉子的重量比較輕，起動慣性小，所以人們在設計雙轉子發(fā)動機的時候都只把高壓轉子設計成用啟動機來驅動，這樣和單轉子發(fā)動機相比雙轉子的啟動也比較容易，啟動的能量也要求較小，啟動設備的重量也就相對降低。

然而雙轉子結構的渦扇發(fā)動機也并不是完美的。在雙轉子結構的渦扇發(fā)動機上，由于風扇要和低壓壓氣機聯(lián)動，風扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方。風扇為將就壓氣機而必需提高轉數(shù)，這樣直徑相對比較大的風扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，巨大的離心力就要求風扇的重量不能太大，在風扇的重量不能太大的情況下風扇的葉片長度也就不能太長，風扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實踐證明函道比越高的發(fā)動機推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機為了將就風扇也不得不降低轉數(shù)，降低了壓氣機的轉數(shù)壓氣機的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的后果是不得不增加壓氣機風扇的級數(shù)來保持一定的總增壓比。這樣壓氣機的重量就很難得以下降。

為了解壓氣機和風扇轉數(shù)上的矛盾。人們很自然的想到了三轉子結構，所謂三轉子就是在二轉子發(fā)動機上又了多了一級風扇轉子。這樣風扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成一個轉子，各自都有各自的轉速。三個轉子之間沒有相對固定的機械聯(lián)接。如此一來，風扇和低壓轉子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉速上運轉。設計師們就可以相對自由的來設計發(fā)動機風扇轉速、風扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機的轉速也可以不受風扇的肘制，低壓壓氣機的轉速提高之后壓氣的的效率提高、級數(shù)減少、重量減輕，發(fā)動機的長度又可以進一步縮小。

但和雙轉子發(fā)動機相比，三轉子結構的發(fā)動機的結構進一步變的復雜。三轉子發(fā)動機有三個相互套在一起的共軸轉子，因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉子結構的發(fā)動機多了一倍，而且支撐結構也更加的復雜，軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難。三轉子發(fā)動機比雙轉子發(fā)動機多了很多工程上的難題，可是英國的羅爾斯·羅伊斯公司還是對他情有獨鐘，因為在表面的困難背后還有著巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉子結構。轉子數(shù)量上的增加換來了風扇、壓氣機、渦輪的簡化。

三轉子RB-211與同一技術時期推力同級的雙轉子的JT-9D相比：JT-9D的風扇頁片有46片，而RB-211只有33片；壓氣機、渦輪的總級數(shù)JT-9D有22級，而RB-211只有19級；壓氣機葉片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；渦輪轉子葉片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多達708片；但從支撐軸承上看，RB-211有八個軸承支撐點，而JT9D只有四個。

風扇

渦扇發(fā)動機的外函推力完全來自于風扇所產(chǎn)生的推力，風扇的的好壞直接的影響到發(fā)動機的性能，這一點在高函道比的渦扇發(fā)動機上同樣重要。渦扇發(fā)動機的風扇發(fā)展也經(jīng)歷了幾個過程。在渦扇發(fā)動機之初，由于受內(nèi)函核心機功率和風扇材料的機械強度的限制，渦扇發(fā)動機的函道比不可能作的很大，比如在渦扇發(fā)動機的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不過只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的風扇還是后獨一無二的后風扇。

在前風扇設計的二款發(fā)動機中JT3D的函道比大一些達到了1.37。達到如此的函道比，其空氣總流量比也比其原型J-57的空氣流量大了271%。空氣流量的加大發(fā)動機的迎風面積也隨之變大。風扇的葉片也要作的很長。JT3D的一級風扇的葉片長度為418.2毫米。而J-57上的最長的壓氣機葉片也就大約有二百毫米左右。當風扇葉片變的細長之后，其彎曲、扭轉應力加大，在工作中振動的問題也突現(xiàn)了出來。為了解決細長的風扇葉片所帶來的問題，普惠公司采用了阻尼凸臺的方法來減少風扇葉片所帶來的振動。凸臺位于距風扇葉片根處大約百分之六十五的地方。JT3D發(fā)動機的風扇部分裝配完成之后，其風扇葉上的凸臺就會在葉片上連成一個環(huán)形的箍。當風扇葉片運轉時，凸臺與凸臺之間就會產(chǎn)生摩擦阻尼以減少葉片的振動。加裝阻尼凸臺之后其減振效果是明顯的，但其阻尼凸臺的缺點也是明顯的。首先他增加了葉片的重量，其次他降底了風扇葉片的效率。而且如果設計不當?shù)脑挳斂諝飧咚俚牧鬟^這個凸臺時會發(fā)生畸變，氣流的畸變會引發(fā)葉片產(chǎn)生更大的振動。而且如果采用這種方法由于葉片的質量變大，在發(fā)動機運轉時風扇本身會產(chǎn)生更大的離心力。這樣的風扇葉片很難作的更長，沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比。而且細長的風扇葉片的機械強度也很低，在飛機起飛著陸過程中，發(fā)動機一但吸入了外來物，比如飛鳥之類，風扇的葉片會更容易被損壞，在高速轉動中折斷的風扇葉片會像子彈一樣打穿外函機匣釀成大禍。解決風扇難題一個比較完美的辦法是加大風扇葉片的寬度和厚度。這樣葉片就可以獲得更大的強度以減少振動和外來物打擊的損害，而且如果振動被減少到一定程度的話阻尼凸臺也可以取消。但更厚重的扇葉其運轉時的離心力也將是巨大的。這樣就必需要加強扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤。但航空發(fā)動機負不起這樣的重量代價。風扇葉片的難題大大的限制了渦扇發(fā)動機的發(fā)展。

更高的轉數(shù)、高大的機械強度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個多難的問題最終在八十年代初得到了解決。

1984年10月，RB211-535E4掛在波音757的翼下投入了使用。它是一臺有著跨時代意義的渦扇發(fā)動機。讓它身負如此之名的就是它的風扇。羅爾斯·羅伊斯公司用了創(chuàng)造性的方法解決了困擾大函道比渦扇發(fā)動機風扇的多難問題。新型發(fā)動機的風扇葉片叫作“寬弦無凸肩空心夾層結構葉片”。故名思意，新型風扇的葉片采用了寬弦的形狀來加大機械強度和空心結構以減少重量。新型的空心葉片分成三個部分：葉盆、葉背、和葉芯。它的葉盆和葉背分別是由兩塊鈦合金薄板制成，在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結構的“芯”。通過活性擴散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體。新葉片以極輕的重量獲得了極大的強度。這樣的一塊“鈦合金三明治”一下子解決了困擾航空動力工業(yè)幾十年的大難題。

新型風扇不光是重量輕、強度大，而且因為他取消了傳統(tǒng)細長葉片上的阻尼凸臺他的工作效率也要更高一些。風扇扇葉的數(shù)量也減少了將近三分之一，RB211-535E4發(fā)動機的風扇扇葉只有二十四片。

1991年7月15日新型寬弦葉片經(jīng)受了一次重大的考驗。印度航空公司的一架A320在起飛階段其裝備了寬弦葉片的V-2500渦扇發(fā)動機吸入了一只5.44千克重的印度禿鷲！巨鳥以差不多三百公里的時速迎頭撞到了發(fā)動機的最前端部件--風扇上！可是發(fā)動機在遭到如此重創(chuàng)之后仍在正常工作，飛機安全的降落了。在降落之后，人們發(fā)現(xiàn)V-2500的22片寬弦風扇中只有6片被巨大的沖擊力打變了形，沒有一片葉片發(fā)生折斷。發(fā)動機只在外場進行了更換葉片之后就又重新投入了使用。這次意外的撞擊證明了“寬弦無凸肩空心夾層結構葉片”的巨大成功。

解決寬弦風扇的問題并不是只有空心結構這一招。實際上，當風扇的直徑進一步加大時，空心結構的風扇扇葉也會超重。比如在波音777上使用的GE-90渦扇發(fā)動機，其風扇的直徑高達3.142米。即使是空心蜂窩結構的鈦合金葉片也會力不從心。于是通用動力公司便使用先進的增強環(huán)氧樹脂碳纖維復合材料來制造巨型的風扇扇葉。碳纖維復合材料所制成的風扇扇葉結構重量極輕，而強度卻是極大?？墒窃诋攺秃喜牧现瞥傻娘L扇在運轉時遭到特大鳥的撞擊會發(fā)生脫層現(xiàn)像。為了進一步的增大GE-90的安全系數(shù)，通用動力公司又在風扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮，在其后緣上又用“凱夫拉”進行縫合加固。如此以來GE-90的風扇可謂萬無一失。

當高函道比渦扇發(fā)動機的風扇從傳統(tǒng)的細長窄弦葉片向寬弦葉片過渡的時候，風扇的級數(shù)也經(jīng)歷了一場從多級風扇到單級風扇的過渡。在渦扇發(fā)動機誕生之初，由于風扇的單級增壓比比較低只能采用多級串聯(lián)的方式來提高風扇的總增壓比。比如JT3D的風扇就為兩級，其平均單級增壓比為1.32，通過兩級串聯(lián)其風扇總增壓比達到了1.74。多級風扇與單級風扇相比幾乎沒有優(yōu)點，它重量大、效率低，其實它是在渦扇發(fā)動機的技主還不十分成熟的時候一種無奈的選擇。隨著風扇單級增壓比的一步步提高，現(xiàn)如今在中、高函道比的渦扇發(fā)動機上單級風扇以是一統(tǒng)天下。比如在GE-90上使用的單級風扇其增壓比高達1.65，如此之高的單級增壓比以經(jīng)再沒有必要來串接第二級風扇。

但是在戰(zhàn)斗機上使用的低函道比渦扇發(fā)動機還在使用著多級風級的結構。比如在F-15A上使用的F100-PW-100渦扇發(fā)動機就是由三級構成，其總增壓比達到了2.95。低函道渦扇發(fā)動機取如此高的風扇增壓比其實是風扇、低壓壓氣機合二為一結果。在戰(zhàn)斗機上使用的低函道比渦扇發(fā)動機為了減少重量它的雙轉子其實是由風扇轉子和壓氣機轉子組成的雙轉子結構。受戰(zhàn)斗機的機內(nèi)容積所限，采用大空氣流量的高函道比渦扇發(fā)動機是不現(xiàn)實的，但為了提高推力只能提發(fā)動機的出口壓力，再者風扇不光要提供全部的外函推力而且還要部分的承擔壓氣機的任務，所以風扇只能采用比較高的增壓比。

其實低函道比的渦扇發(fā)動機彩用多級風扇也是一種無耐之舉，如果風扇的單級增壓比能達到3左右多級風扇的結構就將不會再出現(xiàn)。如果想要風扇的單級增壓比達到3，只能是進一步提高風扇的的轉速并在風扇的葉型上作文章，風扇的葉片除了要使用寬弦葉片之外葉片還要帶有一定的后掠角度以克服風扇在高速旋轉時所產(chǎn)生的激波，只有這樣的單級風扇增壓比才可能會實現(xiàn)。

壓氣機

壓氣機顧名思義，就是用來壓縮空氣的一種機械。在噴氣發(fā)動機上所使用的壓氣機按其結構和工作原理可以分為兩大類，一類是離心式壓氣機，一類是軸流式壓氣機。離心式壓氣機的外形就像是一個鈍角的扁圓錐體。在這個圓錐體上有數(shù)條螺旋形的葉片，當壓氣機的圓盤運轉時，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉所帶來的巨大離心力之下，空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙，從而實現(xiàn)空氣的增壓。與離心式壓氣機不同，軸流式壓氣機是由多級風扇所構成的，其每一級都會產(chǎn)生一定的增壓比，各級風扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比。

在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機，軸流式壓氣機有著體積小、流量大、單位效率高的優(yōu)點，但在一些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地，離心式壓氣機雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機的工作比較穩(wěn)定、結構簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機要高數(shù)倍。比如在中國臺灣的IDF上用的雙轉子結構的TFE1042-70渦扇發(fā)動機上，其高壓壓氣機就采用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機的級數(shù)。多說一句，這樣的組合式壓氣機在渦扇發(fā)動機上用的不多，但在直升機上所使用的渦軸發(fā)動機如今一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結構。比如國產(chǎn)的渦軸6、 渦軸8發(fā)動機就是1級軸流式加1級離心式構成的組合壓氣機。而美國的“黑鷹”直升機上的T700發(fā)動機其壓氣機為5級軸流式加上1級離心式。

壓氣機是渦扇發(fā)動機上比較核心的一個部件。在渦扇發(fā)動機上采用雙轉子結構很大程度上就是為了迎合壓氣機的需要。壓氣機的效率高低直接的影響了發(fā)動機的工作效率。當前人們的目標是提高壓氣機的單級增壓比。比如在J-79上用的壓氣機風扇有17級之多，平均單級增壓比為1.16，這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右，而用在波音777上的GE-90的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了1.36，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達到23左右。而F-22的動力F-119發(fā)動機的壓氣機更是了的，3級風扇和6級高壓壓氣機的總增壓比就達到了25左右，平均單級增壓比為1.43。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級數(shù)、減少發(fā)動機的總量、縮短發(fā)動機的總長度是大有好處的。

但隨著壓氣機的增壓比越來越高，壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也逐漸突現(xiàn)。

在壓氣機中，空氣在得到增壓的同時，其溫度也在上升。比如當飛機在地面起飛壓氣機的增壓比達到25左右時，壓氣機的出口溫度就會超過500度。而在戰(zhàn)斗機所用的低函道比渦扇發(fā)動機中，在中低空飛行中由于沖壓作用，其溫度還會提高。而當壓氣機的總增壓比達到30左右時，壓氣機的出口溫度會達到600度左右。如此高的溫度鈦合金是難當重任的，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大。與是人們又開發(fā)了新型的耐高溫鈦合金。在波音747的動力之一羅·羅公司的遄達800與EF2000的動力EJ200上就使用了全鈦合金壓氣機。其轉子重量要比使用鎳基合金減重30%左右。

與壓氣機防熱的問題相比壓氣機振喘的問題要難辦一些。振喘是發(fā)動機的一種不正常的工作狀態(tài)，他是由壓氣機內(nèi)的空氣流量、流速、壓力的空然變化而引發(fā)的。比如在當飛機進行加速、減速時，當飛發(fā)動機吞水、吞冰時，或當戰(zhàn)斗機在突然以大攻飛行拉起進氣道受到屏蔽進氣量驟減時。都極有可能引起發(fā)動機的振喘。

在渦扇噴氣發(fā)動機之初，人們就采用了在各級壓氣機前和風扇前加裝整流葉片的方法來減少上一級壓氣機因絞動空氣所帶給下一級壓氣機的不利影響，以克制振喘現(xiàn)像的發(fā)生。而且在J-79渦噴發(fā)動機上人們還首次實現(xiàn)了整流葉片的可調(diào)整?？烧{(diào)整的整流葉片可以讓發(fā)動機在更加寬廣的飛行包線內(nèi)正常工作?？墒请S著風扇、壓氣機的增壓比一步一步的提高光是采用整流葉片的方法以是行不通了。對于風扇人們使用了寬弦風扇解決了在更廣的工作范圍內(nèi)穩(wěn)定工作的問題，而且采用了寬弦風扇之后即使去掉風扇前的整流葉片風扇也會穩(wěn)定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其風扇前就采用了整流葉片，而F-22的F-119就由于采用了三級寬弦風扇所以風扇前也就沒有了整流葉片，這樣發(fā)動機的重量得以減輕，而且由于風扇前少了一層屏蔽其效率也就自然而然的提高了。風扇的問題解決了可是壓氣的問題還在，而且似乎比風扇的問題材更難辦。因為多級的壓氣機都是裝在一根軸上的，在工作時它的轉數(shù)也是相同的。如果各級壓氣機在工作的時候都有自已合理的工作轉數(shù)，振喘的問題也就解決了?？墒堑饺缃駷橹惯€沒有聽說什么國家在集中國力來研究十幾、二十幾轉子的渦扇發(fā)動機。

在萬般的無耐之后人們能回到老路上來--放氣！放氣是一種最簡單但也最無可耐何的防振喘的方法。在很多現(xiàn)代化的發(fā)動上人們都保留的放氣活門以備不時之須。比如在波音747的動力JT9D上，普·惠公司就分別在十五級的高、低壓氣機中的第4、9、15級上保留了三個放氣活門。

燃燒室與渦輪

渦扇發(fā)動機的燃燒室也就是我們上面所提到過的“燃氣發(fā)生器”。經(jīng)過壓氣機壓縮后的高壓空氣與燃料混合之后將在燃燒室中燃燒以產(chǎn)生高溫高壓燃氣來推動燃氣渦輪的運轉。在噴氣發(fā)動機上最常用的燃燒室有兩種，一種叫作環(huán)管形燃燒室，一種叫作環(huán)形燃燒室。

環(huán)管燃燒室是由數(shù)個火焰筒圍成一圈所組成，在火焰筒與火焰筒之間有傳焰管相連以保證各火焰筒的出口燃氣壓力大至相等?？墒羌词故侨绱烁鞲骰鹧嫱仓畠?nèi)的燃氣壓力也還是不能完全相等，但各火焰筒內(nèi)的微小燃氣壓力還不足以為患。但在各各火焰筒的出口處由于相鄰的兩個火焰筒所噴出的燃氣會發(fā)生重疊，所以在各火焰筒的出口相鄰處的溫度要比別處的溫度高。火焰筒的出口溫度場的溫度差異會給渦輪前部的燃氣導向器帶來一定的損害，溫度高的部分會加速被燒蝕。比如在使用了8個火焰筒的環(huán)管燃燒室的JT3D上，在火焰筒尾焰重疊處其燃氣導流葉片的壽命只有正常葉片的三分之一。

與環(huán)管式燃燒室相比，環(huán)形燃燒室就沒有這樣的缺點。故名思意，與管環(huán)燃燒室不同，環(huán)形燃燒室的形狀就像是一個同心圓，壓縮空氣與燃油在圓環(huán)中組織燃燒。由于環(huán)形燃燒室不像環(huán)管燃燒室那樣是由多個火焰筒所組成，環(huán)形燃燒室的燃燒室是一個整體，因此環(huán)形燃燒室的出口燃氣場的溫度要比環(huán)管形燃燒室的溫度均勻，而且環(huán)形燃燒室所需的燃油噴嘴也要比環(huán)管燃燒室的要少一些。均勻的溫度場對直接承受高溫燃氣的燃氣導流葉片的整體壽命是有好處的。

與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室的優(yōu)點還不止是這些。

由于燃燒室中的溫度很高，所以無論環(huán)管燃燒室還是環(huán)形燃燒室都要進行一定的冷卻，以保證燃燒室能更穩(wěn)定的進行工作。單純的吹風冷卻早以不能適應極高的燃燒室溫度。如今人們在燃燒室中最普便使用的冷卻方法是全氣膜冷卻，即在燃燒室內(nèi)壁與燃燒室內(nèi)部的高溫燃氣之間組織起一層由較冷空氣所形成的氣膜來保護燃燒室的內(nèi)壁。由于要形成氣膜，所以就要從燃燒室壁上的孔隙中向燃燒室內(nèi)噴入一定量的冷空氣，所以燃燒室壁被作的很復雜，上面的開有成千上萬用真空電子束打出的冷卻氣孔。如今大家只要通過簡單的計算就可以得知，在有著相同的燃燒室容積的情況下，環(huán)形燃燒室的受熱面積要比環(huán)管燃燒室的受熱面積小的多。因此環(huán)形燃燒的冷卻要比環(huán)管形燃燒室的冷卻容易的多。在除了冷卻比較容易之處，環(huán)形燃燒室的體積、重量、燃油油路設計等等與環(huán)管燃燒室相比也著優(yōu)勢。

但與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室也有著一些不足，但這些不足不是性能上的而是制作工藝上。

首先，是環(huán)形燃燒室的強度問題。在環(huán)管燃燒室上使用的是單個體積較小的火焰筒，而環(huán)形燃燒室使用的是單個體積較大的圓環(huán)形燃燒室。隨著承受高溫、高壓的燃燒室的直徑的增大，環(huán)形燃燒室的結構強度是一大難點。

其次，由于燃燒室的工作整體環(huán)境很復雜，所以如今人們還不可能完全用計算的方法來發(fā)現(xiàn)、解決燃燒室所面臨的問題。要暴露和解決問題進行大量的實驗是唯一的方法。在環(huán)管燃燒室上，由于單個火焰筒的體積和在正常工作時所需要的空氣流量較少，人們可以進行單個的火焰筒實驗。而環(huán)形燃燒室是一個大直徑的整體，在工作時所需要的空氣流量也比較大，所以進行實驗有一定的難度。在五六十年代人們進行環(huán)行燃燒室的實驗時，由于沒有足夠的條件只能進行環(huán)形燃燒室部分扇面的實驗，這種實驗不可能得到燃燒室的整體數(shù)據(jù)。

但由于科技的進步，環(huán)形燃燒室的機械強度與調(diào)試問題在現(xiàn)如今都以經(jīng)得到了比較圓滿的解決。由于環(huán)形燃燒室固有的優(yōu)點，在八十年代之后研發(fā)的新型渦扇發(fā)動機之上幾乎使用的都是環(huán)形燃燒室。

為了更能說明兩種不同的燃燒室的性能差異，如今我們就以同為普·惠公司所出品的使用環(huán)管形燃燒室的第一代渦扇發(fā)動機JT3D與使用了環(huán)形燃燒室的第二代渦扇發(fā)動機JT9D來作一個比較。兩種渦扇發(fā)動同為雙轉子前風扇無加力設計，不過推力差異比較大，JT3D是8噸級推力的中推發(fā)動機，而JT9D-59A的推力高達24042公斤，但這樣的差異并不妨礙我們對它們的燃燒室作性能上的比較。首先是兩種燃燒室的幾何形狀，JT9D-3A的直徑和長度分別為965毫米和627毫米，而JT3D-3B的直徑是1020.5毫米、長度是1070毫米。很明顯，JT9D的環(huán)形燃燒室要比JT-3D的環(huán)管燃燒室的體積小。JT9D-3A只有20個燃油噴嘴，而JT3D-3B的燃油噴嘴多達48個。燃燒效率JT3D-3B為0.97而JT9D-3A比他要高兩個百分點。JT3D-3B八個火焰筒的總表面積為3.579平方米，而JT9D-3A的火焰筒表面積只有2.282平方米，火焰筒表面積的縮小使得火焰筒的冷卻結構可以作到簡單、高效，因此JT9D的火焰筒壁溫度得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁溫度為700-900度左右，而JT9D-3A的火焰筒壁溫度只有600到850度左右。JT9D的火焰筒壁溫度沒有JT3D-3B的高，可是JT9D-3A的燃燒室出口溫度卻高達1150度，而JT3D-3B的燃燒室出口溫度卻只有943度。以上所列出的幾條足以能說明與環(huán)形燃燒室相比環(huán)管燃燒室有著巨大的性能優(yōu)勢。

在燃燒室中產(chǎn)生的高溫高壓燃氣道先要經(jīng)過一道燃氣導向葉片，高溫高壓燃氣在經(jīng)過燃氣導向葉片時會被整流，并被賦予一定的角度以更有效率的來沖擊渦輪葉片。其目地就是為了推動渦輪，各級渦輪會帶動風扇和壓氣機作功。在渦扇發(fā)動機中，渦輪葉片和燃氣導向葉片將要直接的承受高溫高壓燃氣的沖刷。普通的金屬材料根本無法承受如此苛刻的工作環(huán)境。因此燃氣導向葉片和渦輪葉片還有聯(lián)接渦輪葉片的渦輪盤都必需是極耐高溫的合金材料。沒有深厚的基礎科學研究，高性能的渦輪研制也就無從談起。現(xiàn)今有實力來研制高性能渦輪的國家都無不把先進的渦輪盤和渦輪葉片的材料配方和制作工藝當作是最高極密。也正是這個小小的渦輪減緩了一些國家成為航空大國的步伐。

眾所周知，提高渦輪進口溫度是提高渦扇發(fā)動機推力的有效途徑，所以在軍用渦扇發(fā)動機上，人們都在不遺余力的來提高渦輪的進口溫度以使發(fā)動機用更小的體積和重量來產(chǎn)生更大的推力。蘇27的動力AL-31F渦扇發(fā)動機的渦輪進口溫度以高達1427度（應該是K而不是攝氏度！），而F-22的運力F-119渦扇發(fā)動機其渦輪前進口溫度更是達到了1700度（應該是K而不是攝氏度?。┑乃?。在很多文章上提到如果要想達到更高的渦輪口進氣溫度，在現(xiàn)今陶瓷渦輪還未達到真正實際應用水平的情況下，只能采用更高性能的耐高溫合金。其實這是不切確的。提高渦輪的進口溫度并非只有采用更加耐高溫的材料這一種途徑。早在渦扇發(fā)動機誕生之初，人們就想到了用涂層的辦法來提高渦輪葉片的耐燒上涂一層耐燒蝕的表面涂層來延長渦輪葉片的使用壽命。在JT3D的渦輪葉片上普惠公司就用擴散滲透法在渦輪葉片上“鍍”上一層鋁、硅涂層。這種擴散滲透法與我們?nèi)粘玫氖止や撲彈l的滲碳工藝有點類似。經(jīng)過了擴散滲透鋁、硅的JT3D一級渦輪葉片其理論工作壽命高達15900小時。

當渦輪工作溫度進一步升高之后，固體滲透也開始不能滿足越來越高的耐燒蝕要求。首先是固體滲透法所產(chǎn)生的涂層不能保證其涂層的均勻，其次是用固體滲透法得出的涂層容易脫落，其三經(jīng)過固體滲透之后得出的成品由于涂層不勻會產(chǎn)生一定的不規(guī)則變形（一般來說經(jīng)過滲透法加工的零件其外形尺寸都有細小的放大）。

針對固體滲透法的這些不足，人們又開發(fā)了氣體滲透法。所謂氣體滲透就是用金屬蒸氣來對葉片進行“蒸煮”在“蒸煮”的過程中各種合金成分會滲透到葉片的表層當中去和葉片表層緊密結合并改變?nèi)~片表層的金屬結晶結構。和固體滲透法相比，氣體滲透法所得到的涂層質量有了很大提高，其被滲透層可以作的極均勻。但氣體滲透法的工藝過程要相對復雜很多，實現(xiàn)起來也比較的不容易。但在對渦輪葉片的耐熱蝕要求越來越高的情況下，人們還是選擇了比較復雜的氣體滲透法，現(xiàn)如今的渦輪風扇中的渦輪葉片大都經(jīng)過氣體滲透來加強其表面的耐燒蝕。

除了涂層之外，人們還要用較冷的空氣來對渦輪葉片進行一定的冷卻，空心氣冷葉片也就隨之誕生了。最早的渦扇發(fā)動機--英國羅·羅公司的維康就使用了空心氣冷葉片。與燃燒室相比因為渦輪是轉動部件，因此渦輪的氣冷也就要比燃燒室的空氣冷卻要復雜的多的多。除了在燃燒室中使用的氣薄冷卻之外在渦輪的燃氣導向葉片和渦輪葉片上大多還使用了對流冷卻和空氣沖擊冷卻。

對流冷卻就是在空心葉片中不停有冷卻氣在葉片中流動以帶走葉片上的熱量。沖擊冷卻其實是一種被加強了的對流冷卻，即是一股或多股高速冷卻氣強行噴射在要求被冷卻的表面。沖擊冷卻一般都是用在燃氣導向葉片和渦輪葉片的前緣上，由空心葉片的內(nèi)部向葉片的前緣噴射冷卻氣體以強行降溫。沖擊冷卻后的氣體會從燃氣導向葉片和渦輪葉片前緣上的的孔、隙中流出在燃氣的帶動下在葉片的表面形成冷卻氣薄。但開在葉片前緣上使冷卻氣流出的孔、隙會讓葉片更加難以制造，而且開在葉片前緣上的孔隙還會使應力極中，對葉片的壽命產(chǎn)生負面影響?？墒怯捎跉獗±鋮s要比對流冷卻的效果好上很多，所以人們還是要不惜代價的在葉片上采用氣薄冷卻。

從某種意義上來說，在燃氣導向葉片和渦輪葉片上使用更科學理合理的冷卻方法可能要比開發(fā)更先進的耐高溫合金更重要一些。因為空心冷卻要比開發(fā)新合金投資更少，見效更快。如今渦輪進口溫度的提升其一半左右的功勞要歸功于冷卻技術的提高?，F(xiàn)如今在各式渦扇發(fā)動機的渦輪前進口溫度中要有200度到350度的溫度被葉片冷卻技術所消化，所以說渦輪工作溫度的提高葉片冷卻技術功不可沒。

其實在很多軍事愛好者的眼中，渦輪的問題似乎只是一個耐高溫材料的問題。其實渦輪問題由于其工作環(huán)境的特殊性它的難點不只是在高溫上。比如，由于渦輪葉片和渦輪機匣在高溫工作時由于熱脹冷縮會產(chǎn)生一定的變形，由這些變形所引起的渦輪葉片與機匣徑向間隙過大的問題，徑向間隙的變大會引起燃氣泄露而級大的降底渦輪效率。還有薄薄的渦輪機匣在高溫工作時產(chǎn)生的扭曲變形；低壓渦輪所要求的大功率與低轉數(shù)的矛盾；提高單級渦輪載荷后渦輪葉片的根部強度等等。除了這些設計上的難題之外，更大的難題則在于渦輪部件的加工工藝。比如進行渦輪盤粉末合金鑄造時的雜質控制、渦輪盤進行機器加工時的軸向進給力的控制、對渦輪盤加工的高精度要求、渦輪葉片合金精密鑄造時的偏析、渦輪葉片在表面滲透加工中的變形等等，這里面的每一個問題解決不好都不可能生產(chǎn)出高質量、高熱效率的渦輪部件。

噴管與加力

尾噴管是渦扇發(fā)動機的最末端，流經(jīng)風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪的空氣只有通過噴管排出了發(fā)動機之外才能產(chǎn)生真正的推力以推動飛機飛行。

渦扇發(fā)動機的排氣有二部分，一部分是外涵排氣，一部分是內(nèi)涵排氣。所以相應的渦扇發(fā)動機的排氣方式也就分成了二種，一種是內(nèi)外涵的分開排氣，一種是內(nèi)外涵的混合排氣。兩種排氣方式各有優(yōu)劣，所以在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機上兩種排氣方式都有使用。總的來說，在高函道比的渦扇發(fā)動機上大多采有內(nèi)外函分開排氣，在低函道比的戰(zhàn)斗機渦扇發(fā)動機上都采用混合排氣的方式，而在中函道比的渦扇發(fā)動機上兩種排氣方式都有較多的使用。

對于渦扇發(fā)動機來說，函道比越高的發(fā)動機其用油也就更省推力也更大。其原因就是內(nèi)函核心發(fā)動機把比較多的能量傳遞給了外函風扇。在混合排氣的渦扇發(fā)動機中，內(nèi)函較熱的排氣會給外函較冷的排氣加溫，進一步的用氣動--熱力過程把能量傳遞給外函排氣。所以從理論上來說，內(nèi)外函的混合排氣會提高推進效率使燃油消耗進一步降低，而且在實際上由于混合排氣可以降底內(nèi)函較高排氣速度，所以在當飛機起降時還可以降低發(fā)動機的排氣噪音。可是在實際操作的過程中，高函道的渦扇發(fā)動機幾乎沒有使用混合排氣的例子，一般都采用可以節(jié)省重量的短外函排氣。

進行內(nèi)外函的混合排氣到當前為止只有兩種方法一種是使用排氣混合器，一種是使用長外函道進行內(nèi)外函排氣的混合。在使用排氣混合器時，發(fā)動機會增加一部分排氣混合器的重量，而且由于排氣要經(jīng)過排氣混合器所以發(fā)動機的排氣會產(chǎn)生一部分總壓損失，這兩點不足完全可以抵消掉混合排氣所帶來的好處。而長外函排氣除了要付出重量的代價之外其排氣的混合也不是十分的均勻。所以除了在戰(zhàn)斗機上因結構要求而采用外則很少有采用。

在戰(zhàn)斗機上除了有長外函進行內(nèi)外函空氣混合之外一般都還裝有加力裝置來提高發(fā)動機的最大可用推力。

所謂加力就是在內(nèi)函排氣和外函排氣中再噴入一定數(shù)量的燃油進行燃燒，以燃油的損失來換取短時間的大推力。到當前為此只有在軍用飛機和極少數(shù)要求超音速飛行的民用飛機上使用了加力。由于各種飛機的使命不同對加力燃料的要求也是不同的。比如對于純粹的截擊戰(zhàn)斗機如米格25來說，在進行戰(zhàn)斗起飛時，其起飛、爬升、奔向戰(zhàn)區(qū)、空戰(zhàn)等等都要求發(fā)動機用最大的推力來驅動飛機。其戰(zhàn)斗起飛時使用加力的時間差不多達到了整個飛行時間的百分之五十。而對于F-15之類的空優(yōu)戰(zhàn)斗機來說在作戰(zhàn)起飛時只有在起飛和進行空中格斗時使用加力，因此其加力的使用使時長只占其飛行時間的10%不到。而在執(zhí)行純粹的對地攻擊任務時其飛機要求時用加力的時間連百分之一都不到，所以在強擊機上干脆就不安裝加力裝置以減少發(fā)動機的重量和長度。

加力燃燒是提高發(fā)動機推重比的一個重要手段。如今我們所說的戰(zhàn)斗機發(fā)動機的推重比都是按照加力推力來計算的。如果不按照加力推力來計算F-100-PW-100的推重比只有4.79連5都沒有達到！為了提高發(fā)動機的最大推力，人們?nèi)缃褚话愣荚诓捎脙?nèi)外函排氣同時參與加力燃燒的混合加力。

但當加力燃燒在大幅度的提高發(fā)動機的推力的時候，所負出的代價就是燃油的高消耗。還是以F-100-PW-100為例其在全加力時的推力要比無加力時的最大推力高66%可是加力的燃油消耗卻是無加力時的281%。這樣高的燃油消耗在起飛和進行空中格斗時還可以少少的使用一下，如要進行長時間的超音速飛行的話飛機的作戰(zhàn)半徑將大大縮短。

針對渦扇發(fā)動機高速性能的不足，人們又提出了變循環(huán)方案和外函加力方案。所謂變循環(huán)就是渦扇發(fā)動機的函道比在一定的范圍內(nèi)可調(diào)。比如與F-119競爭F-22動力的YF-120發(fā)動機就是一種變循環(huán)渦扇發(fā)動機。他的函道比可以0-0.25之間可調(diào)。這樣就可以在要求高航速的時候把函道比縮至最小，使渦扇發(fā)動機變?yōu)楦咚傩阅芎玫臏u噴發(fā)動機。但由于變循環(huán)發(fā)動機技術復雜，要增加一部分重量，而且費用高、維護不便，于是YF-120敗與F-119手下。

由于混合加力要求內(nèi)外函排氣都參與加力燃燒，這樣所需要的燃油也較多，于是人們又想到了內(nèi)外函分開排氣，只使用外函排氣參加加力燃料的方案。但外函排氣的溫度比較低，所以組織燃燒相對的困難。當前只有少數(shù)使用，通常是要求長時間開加力的發(fā)動機才會采用這種結構。