超级军网航空发动机
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 01:02:36
通过对美国政府报告、科研报告、会议论文、期刊论文、动态信息的搜集、消化与分析，针对美国第6代战斗机，归纳其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求，总结其对发动机的大推力（推重比）、低油耗、超隐身、高机动、低费用等要求，并分析了其发动机可能采取的变循环、高综合性能、低信号特征、矢量喷管、热管理等关键技术，得出了第6代战斗机发动机大量关键技术需要深入验证，形成产品还需较长时间的结论。
1、引言
美国配装F119-PW-100 发动机的第5 代重型战斗机F-22 于2002 年投入部队使用， 配装F135-PW-100 发动机的第5代轻型战斗机F-35 进入小批量生产，标志着第5代战斗机及其发动机的研制已经基本完成。
与此同时，美国政府利用X 验证飞行器开发、验证新的飞机方案，以及利用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）和通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）等技术研究计划开发和验证新技术，开始论证和筹划下1 代（第6 代）战斗机及其发动机方案，以使武器系统更高效、更机动、更致命和更经济，进而持续保持空中优势和响应军方日益提高的要求。
综合美国国家级政府文件（《美国空军2020 年愿景》、《美国航空航天倡议》、《美国国防部空间科学与技术战略》）描述和国防领域专家研究结论，基本可以明确：对未来武器装备的宏观需求是全球到达、快速打击、持久攻击、持久且快速反应的情报/ 监视/ 侦察（ISR）、多任务机动、灵活的保障等；对第6 代战斗机的基本要求可能为可选有人与无人驾驶和具备超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等能力；对其发动机的基本要求可能为超大推力与推重比、超低油耗、超级隐身、超机动、长耐久（寿命）、超低费用。
因而，美国的第6 代战斗机发动机可能的结果是：以高效高耐久核心机为基础，实现大推力与高推重比；以低压自适应部件和智能控制，实现多任务适应性与低油耗；以高隐身结构的进口和喷管与超级隐身材料，实现超级隐身；以增加矢量控制技术，实现更高机动性；借鉴预研与型号经验，实现长耐久和超低费用。
2、突出发展核心机技术，适应超距离和超时限打击要求
作为战斗机发动机最重要的技术指标，推力和耗油率直接影响着战斗机的作战半径、加速性、爬升率、持续转向力、最大平飞速度等核心性能。由于必须在性能、质量、可靠性、耐久性、成本等要求下综合平衡，加之采用相对复杂的变循环发动机结构，在原理方面没有重大突破的情况下，航空涡轮发动机推力和耗油率等关键性能指标虽有一定的提升空间，但空间已经不大。
按自适应发动机技术验证计划的目标，与第5代战斗机发动机相比，第6代战斗机发动机的推力可能增大10％，耗油率可能降低25％左右，亚声速战斗机航程延长30％，待机时间延长70％；超声速战斗机航程延长40％，待机时间延长80％。
这些指标的提升需要提高涡轮进口温度（达到2200～2400 K）和总增压比（达到30 以上）等发动机热力循环参数；需要缩小核心机，减小风扇直径；增大单位推力和使核心机的单位功率生成能力最大。而增大单位推力会对单位耗油率造成不利影响，通过以下措施解决这一问题：在提高级负荷的同时，提高部件效率；采用变循环部件；减少冷却空气消耗量；采用先进的热管理方案；采用低损失的加力燃烧室和燃料喷射系统。
为了获得所需的高部件效率，将采用以下新设计：（1）采用更加先进的3D稳态和非稳态气动设计；（2 ）采用主动压气机喘振控制，在不牺牲气动特性的前提下改善可操作性；（3 ）采用与主动间隙控制相结合的部件热力学优化设计，使间隙最小和补偿性能衰减。
为了提高热力机械负荷，将引入以下新颖结构：（1）风扇和高压压气机整体叶环；（2 ）采用包括预冷冷却方案在内的新高压涡轮冷却方案；（3 ） 采用新的短长度的加力燃烧室方案；（4 ） 采用功率最佳化的附件结构，包括电驱动的泵和作动器、完全一体化的电子起动机/ 发电机、磁力轴承方案，将能在降低燃料消耗和减轻质量的同时提高可靠性和可维护性，进而降低寿命期费用。
为了提高热力机械负荷，将引入以下先进材料：（1）采用耐704 ℃以上的压气机轮盘材料，打破最大压缩比为50的限制值；（2 ） 采用先进的钴基合金、陶瓷、陶瓷基复合材料或更好的热障涂层技术，消除对热端部件温度的限制；（3 ） 采用先进的隐身材料与方法，提高隐身能力；（4 ）采用轻质和多功能材料，大大减轻发动机质量。
3、突出发展变循环技术，适应超远程作战要求
美国空军要求第6 代战斗机在具备高速持续和冲刺飞行能力的同时，还具备远程和长航时能力，即要求发动机具备高低速都能飞、高低速都省油，并且具有极高的经济可承受性。
受部件和系统技术的限制，常规循环可能难以满足未来扩大的使用范围、多种任务等需求，因而需要在高、低速等各种飞行和工作状态下都具有良好性能的变循环发动机。采用变循环技术，当战斗机亚声速巡航时采用涡扇工作模式，超声速巡航时则采用涡喷工作模式，从而使发动机的工作范围拓宽、不同飞行状态下工作效率提高，使第6 代战斗机既能亚声速巡航飞行，又能进行Ma=3～6不开加力超声速巡航飞行。目前，美国预研的典型第6 代战斗机发动机包括以GE 公司的自适应循环发动机和PW 公司的PW9000 发动机。
GE 公司的变循环发动机采用了“3 流道”技术，即在传统涡扇发动机的核心机流道和外涵道流道的基础上增加由自适应风扇产生的第3 个外流道，如图1 所示。它在COPE 布局上又增加了1 个“Flade（fan-on-blade接在转子叶片上的风扇）”级，即在发动机外围又增设第3 个外流道。第3 外流道被关闭，可增大起飞和超声速阶段的推力；被打开，能降低巡航和留空时的耗油率。这种设计能保证发动机在低速和高速巡航时都保持较高的效率。第3外流道相对凉爽的空气可用于冷却热端部件，减少红外特征信号；被注入核心机或加力燃烧室，可以增大推力。
此外，增加第3流道可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机的功率，还可以为战斗机提供额外的冷却空气。这不仅为未来军民用飞机带来航时、航程、速度和隐身等方面的巨大收益，同时可以满足传感器、武器和通信设备对发动机功率提取的更高要求。美国空军研究实验室（AFRL）预计，自适应发动机的燃油效率将比F135 发动机的提高25％，可以使飞机的作战半径增加25％～30％，续航时间延长30％～40％。其关键技术包括：单独可变流量和压比的辅助风扇；高温多转子机械系统；高剩余功率、流量和压比可变的核心机；可在大流量范围工作的高效涡轮；综合的热管理技术；进/ 排气综合改进技术。
4、突出发展低信号特征技术，适应超隐身要求
美国政府多年来不惜投入大量的人力、物力和财力，将发展隐身技术当成国家“竞争战略”的基本要素加以实施，把作战飞机达到高度隐身视为发明喷气式发动机一样的重大飞跃。在发展F/A-22隐身战斗机之前，美国已经研制并使用了F-117隐身攻击机和B-2隐身轰炸机。
美国军方认为：随着各种反隐身技术的发展，依靠外形设计和传统隐身材料实现低可观测性的第5代战斗机在未来战场上面临着极大的威胁，现役隐身作战飞机（如F-22战斗机和B-2轰炸机）的技术优势最多只能维持到2020年左右。为此，第6代战斗机在隐身方面的要求将会比第5代战斗机更为严格，需要扩大隐身频段，如增加可见光、红外、雷达波的隐身频段，最终实现全向全频段隐身，从而使任何探测设备无法探测。
隐身技术实际很复杂，仅战斗机的雷达波隐身设计就涉及了众多的关键技术或相关技术，其中包括为飞机和发动机的大型承载结构发展先进复合材料和制造工艺、先进的雷达吸波材料（RAM）和应用工艺、雷达散射截面（RCS）精确测量技术、采用先进电传操纵系统（计算机控制的电子飞行控制系统）为气动不稳定的小RCS飞机提供增稳控制、研制发射信号不易被敌方捕获的低截获概率火控雷达和无源探测装置等。
作为战斗机信号特征贡献大户的发动机，也必须在进气道、加力燃烧室、排气喷管、机体与发动机一体化方面依靠新的隐身机理，寻求新的隐身途径，实现更宽频段的雷达隐身、红外隐身和目视隐身。除继续改进和发展S形进气道、双斜面外压式楔形进气道、进气道唇口平面对直设计、进气道格栅、机体遮挡、吸波材料、吸波结构、倾斜设计、锯齿形设计、2元喷管、冷却设计、与机身结构一体化设计等先进隐身技术外，还必须开发与验证更先进的新1代隐身技术。这些技术可能包括：有可能实现宽频隐身和多光谱隐身的纳米材料和综合飞行器能量管理技术；能够对雷达波、红外和光波都有效的隐身涂料，包括可同时应付多种频谱的多层或多功能隐身涂料和新型的导电涂层、放射性同位素涂层等；雷达和红外等离子体隐身技术。
5、突出发展推力矢量技术，适应超机动要求
为满足战争需要，美国军方要求第6 代战斗机不仅要具有高空高速性能，而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。波音和洛克希德·马丁公司发布的第6 代战斗机概念图都采用了无尾或V 型尾结构，可以满足作战战斗机常规机动性、过失速机动性、敏捷性、短距起落、超声速巡航、隐身等性能需求的推力矢量无疑成为提高战斗机机动能力的重要支撑。
美国虽然已经初步验证了轴对称推力矢量喷管（AVEN）、俯仰/ 偏航平衡梁喷管、2 元俯仰推力矢量喷管、球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）和全方位轴对称推力矢量喷管等机械调节式推力矢量喷管，但高度复杂的作动部件导致其成本和质量的增加（据统计，高度复杂的先进推力矢量喷管占整个推进系统质量和成本的25％～30％），可能不是最佳选择。
流体推力矢量喷管需要极少的活动部件，具有质量轻、结构简单、隐身特性好、响应快、易于冷却和无封严问题等优点，可以使喷管的成本大大降低，可靠性与可维修性提高和使用寿命延长，可能是更好的选择。而在处于开发与验证中的激波、反流和喉部偏移等几种流体推力矢量喷管中，流体喉道偏斜矢量方案兼顾了其他几种推力矢量方案的优点，不但可以进行最佳气流面积控制和推力矢量，而且推力损失较小、推力矢量效率较高，应该是优先选择方案。
6、突出发展热管理技术，适应高温轻质要求
战斗机热载荷的不断增加需要采用更加有效的冷却方法，战斗机隐身要求必须减少外开口盖和热排放，尽量减少使用冲压空气，使用具有质量轻、体积小、温度稳定等优点的燃油作为冷源，F-22 战斗机抛弃了许多现役战斗机所采用的接口温度控制方案，采用了以燃油为热沉的综合环境控制/热管理系统。该系统充分利用了燃油的散热能力，不但把机体的燃油热管理系统与发动机的燃油热管理系统综合在一起，而且把环境控制系统的热负荷也纳入燃油冷却对象，促进了机载机电系统的综合化。
第6 代战斗机及其发动机对热管理系统的要求更高，要求采用更低温度冷却介质（空气、燃油、氢和水等）的预冷冷却先进热管理技术。现役战斗机发动机涡轮进口温度基本处于1600～1950 K，考虑到燃烧室的不均匀性，涡轮内局部温度会高达2000 K以上，第6 代战斗机发动机的涡轮内局部温度还将有所提高。
考虑到材料耐温水平以5 K/a 的速度发展，还需要新型高效冷却技术。预冷冷却采用少量的冷却空气能够达到极好的冷却效果，从而使发动机的总效率提高、单位推力增大，允许通过提高涡轮进口温度来改善发动机的性能（推重比），或在同样的温度下延长发动机部件的寿命，并且能够降低燃烧室的排放及对先进材料的需要；如果将预冷空气用于冷却喷管，可以降低喷管表面温度，改善发动机隐身性，进而提高战斗机生存性。为了进一步提高燃油的散热能力和热稳定性，美国空军已经研制出了1 种改善JP8 燃油热稳定性的添加剂，把它添加到JP8 燃油中可以使燃油温度在升高56℃时仍具有良好的热稳定性，使散热能力提高50％，这为燃油系统采用综合控制布局创造了条件。
但是，采用预冷冷却需要增加换热器，以将冷却空气的热量交换给燃油，使发动机的复杂性增加、部件数增多、质量增大、易损性加大，使战斗机燃油的热负荷增加，进而增加发动机研制、生产、使用和保障等费用。另外，经过加温的气/ 液二相燃料对燃烧室的燃烧与排放等也会带来很大的影响。因而需要开发轻质、低阻、高紧凑度、高效的空气－空气冷却器和空气－燃油冷却器的结构、传热、安全防护、制造、试验验证等技术等。
7、突出发展飞机/ 发动机一体化技术，适应提高性能的要求
发动机进气道、喷管、控制系统等对飞机推力的贡献随飞行速度的改变变化很大。对于高空高速战斗机，在亚声速飞行时，发动机本身产生的推力约占总推力的73％；在高速飞行时，发动机本身只提供17％的推力，进气与排气系统提供83％的推力。因此，在发动机设计时，必须考虑飞机与发动机之间的协调和相互影响，进行进气道/前机体、喷管/ 后机体、飞机控制/ 发动机控制的一体化设计，以便获得最佳的飞机/推进系统组合。
进气道的来流处于前机身的流场中，故进气道与机身一体化设计的核心任务是合理地安排进气道与机身的相对位置，细致地设计前机身的流场，使进气道与前机身均具有优良的气动性能。高性能低可观测性的进气系统的设计应考虑以下因素：良好的无机翼屏蔽的大迎角性能，满足高的总压恢复和低出口流场畸变要求；高效的低空条件下附面层吸除系统，在非低空条件下吸除量可增大；用于高速飞行时的机外旁路系统；在小到负迎角下能承受前体涡的卷入；发动机风扇/ 压气机旋转金属面不外露，满足低可观测性要求。
喷管/ 后机体一体化设计的目的是降低阻力，并获得对飞机后部绕流的有利干扰。对现代高速战斗机，要求其在亚声速和超声速下均有良好的飞行性能，因此，不仅应采用可变几何截面的进气道，也应采用可变几何截面的喷管。
此外，为了满足第6 代战斗机发动机的要求，还需大力开发与验证流体控制、高效大功率能源提取、新型燃料等技术。
8、结束语
美国国防部、空军、海军等已经开始筹划第6 代战斗机及其发动机的需求论证和方案研究。按照战斗机及其发动机发展规律，希望在2030 年以后研制出能够装备使用的第6 代战斗机。但是，根据美国战斗机发动机的研制基础、近期预先研究的进展，及受变循环、低信号特征、矢量喷管、智能控制、先进材料、先进热管理等关键技术的成熟度还不够高的影响，预计进入型号研发的时间不会太快，投入使用时间可能最早为2035 年。目前，中国应该结合已经开展的技术研究，加强分析与借鉴国外的研究成果和成功经验，沿着部件－验证机－工程研制的道路，加快先进战斗机发动机的发展步伐，早日实现先进航空动力的跨越式发展。
http://www.cannews.com.cn/2016/0408/151505_2.shtml
通过对美国政府报告、科研报告、会议论文、期刊论文、动态信息的搜集、消化与分析，针对美国第6代战斗机，归纳其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求，总结其对发动机的大推力（推重比）、低油耗、超隐身、高机动、低费用等要求，并分析了其发动机可能采取的变循环、高综合性能、低信号特征、矢量喷管、热管理等关键技术，得出了第6代战斗机发动机大量关键技术需要深入验证，形成产品还需较长时间的结论。
1、引言
美国配装F119-PW-100 发动机的第5 代重型战斗机F-22 于2002 年投入部队使用， 配装F135-PW-100 发动机的第5代轻型战斗机F-35 进入小批量生产，标志着第5代战斗机及其发动机的研制已经基本完成。
与此同时，美国政府利用X 验证飞行器开发、验证新的飞机方案，以及利用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）和通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）等技术研究计划开发和验证新技术，开始论证和筹划下1 代（第6 代）战斗机及其发动机方案，以使武器系统更高效、更机动、更致命和更经济，进而持续保持空中优势和响应军方日益提高的要求。
综合美国国家级政府文件（《美国空军2020 年愿景》、《美国航空航天倡议》、《美国国防部空间科学与技术战略》）描述和国防领域专家研究结论，基本可以明确：对未来武器装备的宏观需求是全球到达、快速打击、持久攻击、持久且快速反应的情报/ 监视/ 侦察（ISR）、多任务机动、灵活的保障等；对第6 代战斗机的基本要求可能为可选有人与无人驾驶和具备超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等能力；对其发动机的基本要求可能为超大推力与推重比、超低油耗、超级隐身、超机动、长耐久（寿命）、超低费用。
因而，美国的第6 代战斗机发动机可能的结果是：以高效高耐久核心机为基础，实现大推力与高推重比；以低压自适应部件和智能控制，实现多任务适应性与低油耗；以高隐身结构的进口和喷管与超级隐身材料，实现超级隐身；以增加矢量控制技术，实现更高机动性；借鉴预研与型号经验，实现长耐久和超低费用。
2、突出发展核心机技术，适应超距离和超时限打击要求
作为战斗机发动机最重要的技术指标，推力和耗油率直接影响着战斗机的作战半径、加速性、爬升率、持续转向力、最大平飞速度等核心性能。由于必须在性能、质量、可靠性、耐久性、成本等要求下综合平衡，加之采用相对复杂的变循环发动机结构，在原理方面没有重大突破的情况下，航空涡轮发动机推力和耗油率等关键性能指标虽有一定的提升空间，但空间已经不大。
按自适应发动机技术验证计划的目标，与第5代战斗机发动机相比，第6代战斗机发动机的推力可能增大10％，耗油率可能降低25％左右，亚声速战斗机航程延长30％，待机时间延长70％；超声速战斗机航程延长40％，待机时间延长80％。
这些指标的提升需要提高涡轮进口温度（达到2200～2400 K）和总增压比（达到30 以上）等发动机热力循环参数；需要缩小核心机，减小风扇直径；增大单位推力和使核心机的单位功率生成能力最大。而增大单位推力会对单位耗油率造成不利影响，通过以下措施解决这一问题：在提高级负荷的同时，提高部件效率；采用变循环部件；减少冷却空气消耗量；采用先进的热管理方案；采用低损失的加力燃烧室和燃料喷射系统。
为了获得所需的高部件效率，将采用以下新设计：（1）采用更加先进的3D稳态和非稳态气动设计；（2 ）采用主动压气机喘振控制，在不牺牲气动特性的前提下改善可操作性；（3 ）采用与主动间隙控制相结合的部件热力学优化设计，使间隙最小和补偿性能衰减。
为了提高热力机械负荷，将引入以下新颖结构：（1）风扇和高压压气机整体叶环；（2 ）采用包括预冷冷却方案在内的新高压涡轮冷却方案；（3 ） 采用新的短长度的加力燃烧室方案；（4 ） 采用功率最佳化的附件结构，包括电驱动的泵和作动器、完全一体化的电子起动机/ 发电机、磁力轴承方案，将能在降低燃料消耗和减轻质量的同时提高可靠性和可维护性，进而降低寿命期费用。
为了提高热力机械负荷，将引入以下先进材料：（1）采用耐704 ℃以上的压气机轮盘材料，打破最大压缩比为50的限制值；（2 ） 采用先进的钴基合金、陶瓷、陶瓷基复合材料或更好的热障涂层技术，消除对热端部件温度的限制；（3 ） 采用先进的隐身材料与方法，提高隐身能力；（4 ）采用轻质和多功能材料，大大减轻发动机质量。
3、突出发展变循环技术，适应超远程作战要求
美国空军要求第6 代战斗机在具备高速持续和冲刺飞行能力的同时，还具备远程和长航时能力，即要求发动机具备高低速都能飞、高低速都省油，并且具有极高的经济可承受性。
受部件和系统技术的限制，常规循环可能难以满足未来扩大的使用范围、多种任务等需求，因而需要在高、低速等各种飞行和工作状态下都具有良好性能的变循环发动机。采用变循环技术，当战斗机亚声速巡航时采用涡扇工作模式，超声速巡航时则采用涡喷工作模式，从而使发动机的工作范围拓宽、不同飞行状态下工作效率提高，使第6 代战斗机既能亚声速巡航飞行，又能进行Ma=3～6不开加力超声速巡航飞行。目前，美国预研的典型第6 代战斗机发动机包括以GE 公司的自适应循环发动机和PW 公司的PW9000 发动机。
GE 公司的变循环发动机采用了“3 流道”技术，即在传统涡扇发动机的核心机流道和外涵道流道的基础上增加由自适应风扇产生的第3 个外流道，如图1 所示。它在COPE 布局上又增加了1 个“Flade（fan-on-blade接在转子叶片上的风扇）”级，即在发动机外围又增设第3 个外流道。第3 外流道被关闭，可增大起飞和超声速阶段的推力；被打开，能降低巡航和留空时的耗油率。这种设计能保证发动机在低速和高速巡航时都保持较高的效率。第3外流道相对凉爽的空气可用于冷却热端部件，减少红外特征信号；被注入核心机或加力燃烧室，可以增大推力。
此外，增加第3流道可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机的功率，还可以为战斗机提供额外的冷却空气。这不仅为未来军民用飞机带来航时、航程、速度和隐身等方面的巨大收益，同时可以满足传感器、武器和通信设备对发动机功率提取的更高要求。美国空军研究实验室（AFRL）预计，自适应发动机的燃油效率将比F135 发动机的提高25％，可以使飞机的作战半径增加25％～30％，续航时间延长30％～40％。其关键技术包括：单独可变流量和压比的辅助风扇；高温多转子机械系统；高剩余功率、流量和压比可变的核心机；可在大流量范围工作的高效涡轮；综合的热管理技术；进/ 排气综合改进技术。
4、突出发展低信号特征技术，适应超隐身要求
美国政府多年来不惜投入大量的人力、物力和财力，将发展隐身技术当成国家“竞争战略”的基本要素加以实施，把作战飞机达到高度隐身视为发明喷气式发动机一样的重大飞跃。在发展F/A-22隐身战斗机之前，美国已经研制并使用了F-117隐身攻击机和B-2隐身轰炸机。
美国军方认为：随着各种反隐身技术的发展，依靠外形设计和传统隐身材料实现低可观测性的第5代战斗机在未来战场上面临着极大的威胁，现役隐身作战飞机（如F-22战斗机和B-2轰炸机）的技术优势最多只能维持到2020年左右。为此，第6代战斗机在隐身方面的要求将会比第5代战斗机更为严格，需要扩大隐身频段，如增加可见光、红外、雷达波的隐身频段，最终实现全向全频段隐身，从而使任何探测设备无法探测。
隐身技术实际很复杂，仅战斗机的雷达波隐身设计就涉及了众多的关键技术或相关技术，其中包括为飞机和发动机的大型承载结构发展先进复合材料和制造工艺、先进的雷达吸波材料（RAM）和应用工艺、雷达散射截面（RCS）精确测量技术、采用先进电传操纵系统（计算机控制的电子飞行控制系统）为气动不稳定的小RCS飞机提供增稳控制、研制发射信号不易被敌方捕获的低截获概率火控雷达和无源探测装置等。
作为战斗机信号特征贡献大户的发动机，也必须在进气道、加力燃烧室、排气喷管、机体与发动机一体化方面依靠新的隐身机理，寻求新的隐身途径，实现更宽频段的雷达隐身、红外隐身和目视隐身。除继续改进和发展S形进气道、双斜面外压式楔形进气道、进气道唇口平面对直设计、进气道格栅、机体遮挡、吸波材料、吸波结构、倾斜设计、锯齿形设计、2元喷管、冷却设计、与机身结构一体化设计等先进隐身技术外，还必须开发与验证更先进的新1代隐身技术。这些技术可能包括：有可能实现宽频隐身和多光谱隐身的纳米材料和综合飞行器能量管理技术；能够对雷达波、红外和光波都有效的隐身涂料，包括可同时应付多种频谱的多层或多功能隐身涂料和新型的导电涂层、放射性同位素涂层等；雷达和红外等离子体隐身技术。
5、突出发展推力矢量技术，适应超机动要求
为满足战争需要，美国军方要求第6 代战斗机不仅要具有高空高速性能，而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。波音和洛克希德·马丁公司发布的第6 代战斗机概念图都采用了无尾或V 型尾结构，可以满足作战战斗机常规机动性、过失速机动性、敏捷性、短距起落、超声速巡航、隐身等性能需求的推力矢量无疑成为提高战斗机机动能力的重要支撑。
美国虽然已经初步验证了轴对称推力矢量喷管（AVEN）、俯仰/ 偏航平衡梁喷管、2 元俯仰推力矢量喷管、球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）和全方位轴对称推力矢量喷管等机械调节式推力矢量喷管，但高度复杂的作动部件导致其成本和质量的增加（据统计，高度复杂的先进推力矢量喷管占整个推进系统质量和成本的25％～30％），可能不是最佳选择。
流体推力矢量喷管需要极少的活动部件，具有质量轻、结构简单、隐身特性好、响应快、易于冷却和无封严问题等优点，可以使喷管的成本大大降低，可靠性与可维修性提高和使用寿命延长，可能是更好的选择。而在处于开发与验证中的激波、反流和喉部偏移等几种流体推力矢量喷管中，流体喉道偏斜矢量方案兼顾了其他几种推力矢量方案的优点，不但可以进行最佳气流面积控制和推力矢量，而且推力损失较小、推力矢量效率较高，应该是优先选择方案。
6、突出发展热管理技术，适应高温轻质要求
战斗机热载荷的不断增加需要采用更加有效的冷却方法，战斗机隐身要求必须减少外开口盖和热排放，尽量减少使用冲压空气，使用具有质量轻、体积小、温度稳定等优点的燃油作为冷源，F-22 战斗机抛弃了许多现役战斗机所采用的接口温度控制方案，采用了以燃油为热沉的综合环境控制/热管理系统。该系统充分利用了燃油的散热能力，不但把机体的燃油热管理系统与发动机的燃油热管理系统综合在一起，而且把环境控制系统的热负荷也纳入燃油冷却对象，促进了机载机电系统的综合化。
第6 代战斗机及其发动机对热管理系统的要求更高，要求采用更低温度冷却介质（空气、燃油、氢和水等）的预冷冷却先进热管理技术。现役战斗机发动机涡轮进口温度基本处于1600～1950 K，考虑到燃烧室的不均匀性，涡轮内局部温度会高达2000 K以上，第6 代战斗机发动机的涡轮内局部温度还将有所提高。
考虑到材料耐温水平以5 K/a 的速度发展，还需要新型高效冷却技术。预冷冷却采用少量的冷却空气能够达到极好的冷却效果，从而使发动机的总效率提高、单位推力增大，允许通过提高涡轮进口温度来改善发动机的性能（推重比），或在同样的温度下延长发动机部件的寿命，并且能够降低燃烧室的排放及对先进材料的需要；如果将预冷空气用于冷却喷管，可以降低喷管表面温度，改善发动机隐身性，进而提高战斗机生存性。为了进一步提高燃油的散热能力和热稳定性，美国空军已经研制出了1 种改善JP8 燃油热稳定性的添加剂，把它添加到JP8 燃油中可以使燃油温度在升高56℃时仍具有良好的热稳定性，使散热能力提高50％，这为燃油系统采用综合控制布局创造了条件。
但是，采用预冷冷却需要增加换热器，以将冷却空气的热量交换给燃油，使发动机的复杂性增加、部件数增多、质量增大、易损性加大，使战斗机燃油的热负荷增加，进而增加发动机研制、生产、使用和保障等费用。另外，经过加温的气/ 液二相燃料对燃烧室的燃烧与排放等也会带来很大的影响。因而需要开发轻质、低阻、高紧凑度、高效的空气－空气冷却器和空气－燃油冷却器的结构、传热、安全防护、制造、试验验证等技术等。
7、突出发展飞机/ 发动机一体化技术，适应提高性能的要求
发动机进气道、喷管、控制系统等对飞机推力的贡献随飞行速度的改变变化很大。对于高空高速战斗机，在亚声速飞行时，发动机本身产生的推力约占总推力的73％；在高速飞行时，发动机本身只提供17％的推力，进气与排气系统提供83％的推力。因此，在发动机设计时，必须考虑飞机与发动机之间的协调和相互影响，进行进气道/前机体、喷管/ 后机体、飞机控制/ 发动机控制的一体化设计，以便获得最佳的飞机/推进系统组合。
进气道的来流处于前机身的流场中，故进气道与机身一体化设计的核心任务是合理地安排进气道与机身的相对位置，细致地设计前机身的流场，使进气道与前机身均具有优良的气动性能。高性能低可观测性的进气系统的设计应考虑以下因素：良好的无机翼屏蔽的大迎角性能，满足高的总压恢复和低出口流场畸变要求；高效的低空条件下附面层吸除系统，在非低空条件下吸除量可增大；用于高速飞行时的机外旁路系统；在小到负迎角下能承受前体涡的卷入；发动机风扇/ 压气机旋转金属面不外露，满足低可观测性要求。
喷管/ 后机体一体化设计的目的是降低阻力，并获得对飞机后部绕流的有利干扰。对现代高速战斗机，要求其在亚声速和超声速下均有良好的飞行性能，因此，不仅应采用可变几何截面的进气道，也应采用可变几何截面的喷管。
此外，为了满足第6 代战斗机发动机的要求，还需大力开发与验证流体控制、高效大功率能源提取、新型燃料等技术。
8、结束语
美国国防部、空军、海军等已经开始筹划第6 代战斗机及其发动机的需求论证和方案研究。按照战斗机及其发动机发展规律，希望在2030 年以后研制出能够装备使用的第6 代战斗机。但是，根据美国战斗机发动机的研制基础、近期预先研究的进展，及受变循环、低信号特征、矢量喷管、智能控制、先进材料、先进热管理等关键技术的成熟度还不够高的影响，预计进入型号研发的时间不会太快，投入使用时间可能最早为2035 年。目前，中国应该结合已经开展的技术研究，加强分析与借鉴国外的研究成果和成功经验，沿着部件－验证机－工程研制的道路，加快先进战斗机发动机的发展步伐，早日实现先进航空动力的跨越式发展。
http://www.cannews.com.cn/2016/0408/151505_2.shtml
1、引言
美国配装F119-PW-100 发动机的第5 代重型战斗机F-22 于2002 年投入部队使用， 配装F135-PW-100 发动机的第5代轻型战斗机F-35 进入小批量生产，标志着第5代战斗机及其发动机的研制已经基本完成。
与此同时，美国政府利用X 验证飞行器开发、验证新的飞机方案，以及利用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）和通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）等技术研究计划开发和验证新技术，开始论证和筹划下1 代（第6 代）战斗机及其发动机方案，以使武器系统更高效、更机动、更致命和更经济，进而持续保持空中优势和响应军方日益提高的要求。
综合美国国家级政府文件（《美国空军2020 年愿景》、《美国航空航天倡议》、《美国国防部空间科学与技术战略》）描述和国防领域专家研究结论，基本可以明确：对未来武器装备的宏观需求是全球到达、快速打击、持久攻击、持久且快速反应的情报/ 监视/ 侦察（ISR）、多任务机动、灵活的保障等；对第6 代战斗机的基本要求可能为可选有人与无人驾驶和具备超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等能力；对其发动机的基本要求可能为超大推力与推重比、超低油耗、超级隐身、超机动、长耐久（寿命）、超低费用。
因而，美国的第6 代战斗机发动机可能的结果是：以高效高耐久核心机为基础，实现大推力与高推重比；以低压自适应部件和智能控制，实现多任务适应性与低油耗；以高隐身结构的进口和喷管与超级隐身材料，实现超级隐身；以增加矢量控制技术，实现更高机动性；借鉴预研与型号经验，实现长耐久和超低费用。
2、突出发展核心机技术，适应超距离和超时限打击要求
作为战斗机发动机最重要的技术指标，推力和耗油率直接影响着战斗机的作战半径、加速性、爬升率、持续转向力、最大平飞速度等核心性能。由于必须在性能、质量、可靠性、耐久性、成本等要求下综合平衡，加之采用相对复杂的变循环发动机结构，在原理方面没有重大突破的情况下，航空涡轮发动机推力和耗油率等关键性能指标虽有一定的提升空间，但空间已经不大。
按自适应发动机技术验证计划的目标，与第5代战斗机发动机相比，第6代战斗机发动机的推力可能增大10％，耗油率可能降低25％左右，亚声速战斗机航程延长30％，待机时间延长70％；超声速战斗机航程延长40％，待机时间延长80％。
这些指标的提升需要提高涡轮进口温度（达到2200～2400 K）和总增压比（达到30 以上）等发动机热力循环参数；需要缩小核心机，减小风扇直径；增大单位推力和使核心机的单位功率生成能力最大。而增大单位推力会对单位耗油率造成不利影响，通过以下措施解决这一问题：在提高级负荷的同时，提高部件效率；采用变循环部件；减少冷却空气消耗量；采用先进的热管理方案；采用低损失的加力燃烧室和燃料喷射系统。
为了获得所需的高部件效率，将采用以下新设计：（1）采用更加先进的3D稳态和非稳态气动设计；（2 ）采用主动压气机喘振控制，在不牺牲气动特性的前提下改善可操作性；（3 ）采用与主动间隙控制相结合的部件热力学优化设计，使间隙最小和补偿性能衰减。
为了提高热力机械负荷，将引入以下新颖结构：（1）风扇和高压压气机整体叶环；（2 ）采用包括预冷冷却方案在内的新高压涡轮冷却方案；（3 ） 采用新的短长度的加力燃烧室方案；（4 ） 采用功率最佳化的附件结构，包括电驱动的泵和作动器、完全一体化的电子起动机/ 发电机、磁力轴承方案，将能在降低燃料消耗和减轻质量的同时提高可靠性和可维护性，进而降低寿命期费用。
为了提高热力机械负荷，将引入以下先进材料：（1）采用耐704 ℃以上的压气机轮盘材料，打破最大压缩比为50的限制值；（2 ） 采用先进的钴基合金、陶瓷、陶瓷基复合材料或更好的热障涂层技术，消除对热端部件温度的限制；（3 ） 采用先进的隐身材料与方法，提高隐身能力；（4 ）采用轻质和多功能材料，大大减轻发动机质量。
3、突出发展变循环技术，适应超远程作战要求
美国空军要求第6 代战斗机在具备高速持续和冲刺飞行能力的同时，还具备远程和长航时能力，即要求发动机具备高低速都能飞、高低速都省油，并且具有极高的经济可承受性。
受部件和系统技术的限制，常规循环可能难以满足未来扩大的使用范围、多种任务等需求，因而需要在高、低速等各种飞行和工作状态下都具有良好性能的变循环发动机。采用变循环技术，当战斗机亚声速巡航时采用涡扇工作模式，超声速巡航时则采用涡喷工作模式，从而使发动机的工作范围拓宽、不同飞行状态下工作效率提高，使第6 代战斗机既能亚声速巡航飞行，又能进行Ma=3～6不开加力超声速巡航飞行。目前，美国预研的典型第6 代战斗机发动机包括以GE 公司的自适应循环发动机和PW 公司的PW9000 发动机。
GE 公司的变循环发动机采用了“3 流道”技术，即在传统涡扇发动机的核心机流道和外涵道流道的基础上增加由自适应风扇产生的第3 个外流道，如图1 所示。它在COPE 布局上又增加了1 个“Flade（fan-on-blade接在转子叶片上的风扇）”级，即在发动机外围又增设第3 个外流道。第3 外流道被关闭，可增大起飞和超声速阶段的推力；被打开，能降低巡航和留空时的耗油率。这种设计能保证发动机在低速和高速巡航时都保持较高的效率。第3外流道相对凉爽的空气可用于冷却热端部件，减少红外特征信号；被注入核心机或加力燃烧室，可以增大推力。
此外，增加第3流道可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机的功率，还可以为战斗机提供额外的冷却空气。这不仅为未来军民用飞机带来航时、航程、速度和隐身等方面的巨大收益，同时可以满足传感器、武器和通信设备对发动机功率提取的更高要求。美国空军研究实验室（AFRL）预计，自适应发动机的燃油效率将比F135 发动机的提高25％，可以使飞机的作战半径增加25％～30％，续航时间延长30％～40％。其关键技术包括：单独可变流量和压比的辅助风扇；高温多转子机械系统；高剩余功率、流量和压比可变的核心机；可在大流量范围工作的高效涡轮；综合的热管理技术；进/ 排气综合改进技术。
4、突出发展低信号特征技术，适应超隐身要求
美国政府多年来不惜投入大量的人力、物力和财力，将发展隐身技术当成国家“竞争战略”的基本要素加以实施，把作战飞机达到高度隐身视为发明喷气式发动机一样的重大飞跃。在发展F/A-22隐身战斗机之前，美国已经研制并使用了F-117隐身攻击机和B-2隐身轰炸机。
美国军方认为：随着各种反隐身技术的发展，依靠外形设计和传统隐身材料实现低可观测性的第5代战斗机在未来战场上面临着极大的威胁，现役隐身作战飞机（如F-22战斗机和B-2轰炸机）的技术优势最多只能维持到2020年左右。为此，第6代战斗机在隐身方面的要求将会比第5代战斗机更为严格，需要扩大隐身频段，如增加可见光、红外、雷达波的隐身频段，最终实现全向全频段隐身，从而使任何探测设备无法探测。
隐身技术实际很复杂，仅战斗机的雷达波隐身设计就涉及了众多的关键技术或相关技术，其中包括为飞机和发动机的大型承载结构发展先进复合材料和制造工艺、先进的雷达吸波材料（RAM）和应用工艺、雷达散射截面（RCS）精确测量技术、采用先进电传操纵系统（计算机控制的电子飞行控制系统）为气动不稳定的小RCS飞机提供增稳控制、研制发射信号不易被敌方捕获的低截获概率火控雷达和无源探测装置等。
作为战斗机信号特征贡献大户的发动机，也必须在进气道、加力燃烧室、排气喷管、机体与发动机一体化方面依靠新的隐身机理，寻求新的隐身途径，实现更宽频段的雷达隐身、红外隐身和目视隐身。除继续改进和发展S形进气道、双斜面外压式楔形进气道、进气道唇口平面对直设计、进气道格栅、机体遮挡、吸波材料、吸波结构、倾斜设计、锯齿形设计、2元喷管、冷却设计、与机身结构一体化设计等先进隐身技术外，还必须开发与验证更先进的新1代隐身技术。这些技术可能包括：有可能实现宽频隐身和多光谱隐身的纳米材料和综合飞行器能量管理技术；能够对雷达波、红外和光波都有效的隐身涂料，包括可同时应付多种频谱的多层或多功能隐身涂料和新型的导电涂层、放射性同位素涂层等；雷达和红外等离子体隐身技术。
5、突出发展推力矢量技术，适应超机动要求
为满足战争需要，美国军方要求第6 代战斗机不仅要具有高空高速性能，而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。波音和洛克希德·马丁公司发布的第6 代战斗机概念图都采用了无尾或V 型尾结构，可以满足作战战斗机常规机动性、过失速机动性、敏捷性、短距起落、超声速巡航、隐身等性能需求的推力矢量无疑成为提高战斗机机动能力的重要支撑。
美国虽然已经初步验证了轴对称推力矢量喷管（AVEN）、俯仰/ 偏航平衡梁喷管、2 元俯仰推力矢量喷管、球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）和全方位轴对称推力矢量喷管等机械调节式推力矢量喷管，但高度复杂的作动部件导致其成本和质量的增加（据统计，高度复杂的先进推力矢量喷管占整个推进系统质量和成本的25％～30％），可能不是最佳选择。
流体推力矢量喷管需要极少的活动部件，具有质量轻、结构简单、隐身特性好、响应快、易于冷却和无封严问题等优点，可以使喷管的成本大大降低，可靠性与可维修性提高和使用寿命延长，可能是更好的选择。而在处于开发与验证中的激波、反流和喉部偏移等几种流体推力矢量喷管中，流体喉道偏斜矢量方案兼顾了其他几种推力矢量方案的优点，不但可以进行最佳气流面积控制和推力矢量，而且推力损失较小、推力矢量效率较高，应该是优先选择方案。
6、突出发展热管理技术，适应高温轻质要求
战斗机热载荷的不断增加需要采用更加有效的冷却方法，战斗机隐身要求必须减少外开口盖和热排放，尽量减少使用冲压空气，使用具有质量轻、体积小、温度稳定等优点的燃油作为冷源，F-22 战斗机抛弃了许多现役战斗机所采用的接口温度控制方案，采用了以燃油为热沉的综合环境控制/热管理系统。该系统充分利用了燃油的散热能力，不但把机体的燃油热管理系统与发动机的燃油热管理系统综合在一起，而且把环境控制系统的热负荷也纳入燃油冷却对象，促进了机载机电系统的综合化。
第6 代战斗机及其发动机对热管理系统的要求更高，要求采用更低温度冷却介质（空气、燃油、氢和水等）的预冷冷却先进热管理技术。现役战斗机发动机涡轮进口温度基本处于1600～1950 K，考虑到燃烧室的不均匀性，涡轮内局部温度会高达2000 K以上，第6 代战斗机发动机的涡轮内局部温度还将有所提高。
考虑到材料耐温水平以5 K/a 的速度发展，还需要新型高效冷却技术。预冷冷却采用少量的冷却空气能够达到极好的冷却效果，从而使发动机的总效率提高、单位推力增大，允许通过提高涡轮进口温度来改善发动机的性能（推重比），或在同样的温度下延长发动机部件的寿命，并且能够降低燃烧室的排放及对先进材料的需要；如果将预冷空气用于冷却喷管，可以降低喷管表面温度，改善发动机隐身性，进而提高战斗机生存性。为了进一步提高燃油的散热能力和热稳定性，美国空军已经研制出了1 种改善JP8 燃油热稳定性的添加剂，把它添加到JP8 燃油中可以使燃油温度在升高56℃时仍具有良好的热稳定性，使散热能力提高50％，这为燃油系统采用综合控制布局创造了条件。
但是，采用预冷冷却需要增加换热器，以将冷却空气的热量交换给燃油，使发动机的复杂性增加、部件数增多、质量增大、易损性加大，使战斗机燃油的热负荷增加，进而增加发动机研制、生产、使用和保障等费用。另外，经过加温的气/ 液二相燃料对燃烧室的燃烧与排放等也会带来很大的影响。因而需要开发轻质、低阻、高紧凑度、高效的空气－空气冷却器和空气－燃油冷却器的结构、传热、安全防护、制造、试验验证等技术等。
7、突出发展飞机/ 发动机一体化技术，适应提高性能的要求
发动机进气道、喷管、控制系统等对飞机推力的贡献随飞行速度的改变变化很大。对于高空高速战斗机，在亚声速飞行时，发动机本身产生的推力约占总推力的73％；在高速飞行时，发动机本身只提供17％的推力，进气与排气系统提供83％的推力。因此，在发动机设计时，必须考虑飞机与发动机之间的协调和相互影响，进行进气道/前机体、喷管/ 后机体、飞机控制/ 发动机控制的一体化设计，以便获得最佳的飞机/推进系统组合。
进气道的来流处于前机身的流场中，故进气道与机身一体化设计的核心任务是合理地安排进气道与机身的相对位置，细致地设计前机身的流场，使进气道与前机身均具有优良的气动性能。高性能低可观测性的进气系统的设计应考虑以下因素：良好的无机翼屏蔽的大迎角性能，满足高的总压恢复和低出口流场畸变要求；高效的低空条件下附面层吸除系统，在非低空条件下吸除量可增大；用于高速飞行时的机外旁路系统；在小到负迎角下能承受前体涡的卷入；发动机风扇/ 压气机旋转金属面不外露，满足低可观测性要求。
喷管/ 后机体一体化设计的目的是降低阻力，并获得对飞机后部绕流的有利干扰。对现代高速战斗机，要求其在亚声速和超声速下均有良好的飞行性能，因此，不仅应采用可变几何截面的进气道，也应采用可变几何截面的喷管。
此外，为了满足第6 代战斗机发动机的要求，还需大力开发与验证流体控制、高效大功率能源提取、新型燃料等技术。
8、结束语
美国国防部、空军、海军等已经开始筹划第6 代战斗机及其发动机的需求论证和方案研究。按照战斗机及其发动机发展规律，希望在2030 年以后研制出能够装备使用的第6 代战斗机。但是，根据美国战斗机发动机的研制基础、近期预先研究的进展，及受变循环、低信号特征、矢量喷管、智能控制、先进材料、先进热管理等关键技术的成熟度还不够高的影响，预计进入型号研发的时间不会太快，投入使用时间可能最早为2035 年。目前，中国应该结合已经开展的技术研究，加强分析与借鉴国外的研究成果和成功经验，沿着部件－验证机－工程研制的道路，加快先进战斗机发动机的发展步伐，早日实现先进航空动力的跨越式发展。
http://www.cannews.com.cn/2016/0408/151505_2.shtml
通过对美国政府报告、科研报告、会议论文、期刊论文、动态信息的搜集、消化与分析，针对美国第6代战斗机，归纳其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求，总结其对发动机的大推力（推重比）、低油耗、超隐身、高机动、低费用等要求，并分析了其发动机可能采取的变循环、高综合性能、低信号特征、矢量喷管、热管理等关键技术，得出了第6代战斗机发动机大量关键技术需要深入验证，形成产品还需较长时间的结论。
1、引言
美国配装F119-PW-100 发动机的第5 代重型战斗机F-22 于2002 年投入部队使用， 配装F135-PW-100 发动机的第5代轻型战斗机F-35 进入小批量生产，标志着第5代战斗机及其发动机的研制已经基本完成。
与此同时，美国政府利用X 验证飞行器开发、验证新的飞机方案，以及利用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）和通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）等技术研究计划开发和验证新技术，开始论证和筹划下1 代（第6 代）战斗机及其发动机方案，以使武器系统更高效、更机动、更致命和更经济，进而持续保持空中优势和响应军方日益提高的要求。
综合美国国家级政府文件（《美国空军2020 年愿景》、《美国航空航天倡议》、《美国国防部空间科学与技术战略》）描述和国防领域专家研究结论，基本可以明确：对未来武器装备的宏观需求是全球到达、快速打击、持久攻击、持久且快速反应的情报/ 监视/ 侦察（ISR）、多任务机动、灵活的保障等；对第6 代战斗机的基本要求可能为可选有人与无人驾驶和具备超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等能力；对其发动机的基本要求可能为超大推力与推重比、超低油耗、超级隐身、超机动、长耐久（寿命）、超低费用。
因而，美国的第6 代战斗机发动机可能的结果是：以高效高耐久核心机为基础，实现大推力与高推重比；以低压自适应部件和智能控制，实现多任务适应性与低油耗；以高隐身结构的进口和喷管与超级隐身材料，实现超级隐身；以增加矢量控制技术，实现更高机动性；借鉴预研与型号经验，实现长耐久和超低费用。
2、突出发展核心机技术，适应超距离和超时限打击要求
作为战斗机发动机最重要的技术指标，推力和耗油率直接影响着战斗机的作战半径、加速性、爬升率、持续转向力、最大平飞速度等核心性能。由于必须在性能、质量、可靠性、耐久性、成本等要求下综合平衡，加之采用相对复杂的变循环发动机结构，在原理方面没有重大突破的情况下，航空涡轮发动机推力和耗油率等关键性能指标虽有一定的提升空间，但空间已经不大。
按自适应发动机技术验证计划的目标，与第5代战斗机发动机相比，第6代战斗机发动机的推力可能增大10％，耗油率可能降低25％左右，亚声速战斗机航程延长30％，待机时间延长70％；超声速战斗机航程延长40％，待机时间延长80％。
这些指标的提升需要提高涡轮进口温度（达到2200～2400 K）和总增压比（达到30 以上）等发动机热力循环参数；需要缩小核心机，减小风扇直径；增大单位推力和使核心机的单位功率生成能力最大。而增大单位推力会对单位耗油率造成不利影响，通过以下措施解决这一问题：在提高级负荷的同时，提高部件效率；采用变循环部件；减少冷却空气消耗量；采用先进的热管理方案；采用低损失的加力燃烧室和燃料喷射系统。
为了获得所需的高部件效率，将采用以下新设计：（1）采用更加先进的3D稳态和非稳态气动设计；（2 ）采用主动压气机喘振控制，在不牺牲气动特性的前提下改善可操作性；（3 ）采用与主动间隙控制相结合的部件热力学优化设计，使间隙最小和补偿性能衰减。
为了提高热力机械负荷，将引入以下新颖结构：（1）风扇和高压压气机整体叶环；（2 ）采用包括预冷冷却方案在内的新高压涡轮冷却方案；（3 ） 采用新的短长度的加力燃烧室方案；（4 ） 采用功率最佳化的附件结构，包括电驱动的泵和作动器、完全一体化的电子起动机/ 发电机、磁力轴承方案，将能在降低燃料消耗和减轻质量的同时提高可靠性和可维护性，进而降低寿命期费用。
为了提高热力机械负荷，将引入以下先进材料：（1）采用耐704 ℃以上的压气机轮盘材料，打破最大压缩比为50的限制值；（2 ） 采用先进的钴基合金、陶瓷、陶瓷基复合材料或更好的热障涂层技术，消除对热端部件温度的限制；（3 ） 采用先进的隐身材料与方法，提高隐身能力；（4 ）采用轻质和多功能材料，大大减轻发动机质量。
3、突出发展变循环技术，适应超远程作战要求
美国空军要求第6 代战斗机在具备高速持续和冲刺飞行能力的同时，还具备远程和长航时能力，即要求发动机具备高低速都能飞、高低速都省油，并且具有极高的经济可承受性。
受部件和系统技术的限制，常规循环可能难以满足未来扩大的使用范围、多种任务等需求，因而需要在高、低速等各种飞行和工作状态下都具有良好性能的变循环发动机。采用变循环技术，当战斗机亚声速巡航时采用涡扇工作模式，超声速巡航时则采用涡喷工作模式，从而使发动机的工作范围拓宽、不同飞行状态下工作效率提高，使第6 代战斗机既能亚声速巡航飞行，又能进行Ma=3～6不开加力超声速巡航飞行。目前，美国预研的典型第6 代战斗机发动机包括以GE 公司的自适应循环发动机和PW 公司的PW9000 发动机。
GE 公司的变循环发动机采用了“3 流道”技术，即在传统涡扇发动机的核心机流道和外涵道流道的基础上增加由自适应风扇产生的第3 个外流道，如图1 所示。它在COPE 布局上又增加了1 个“Flade（fan-on-blade接在转子叶片上的风扇）”级，即在发动机外围又增设第3 个外流道。第3 外流道被关闭，可增大起飞和超声速阶段的推力；被打开，能降低巡航和留空时的耗油率。这种设计能保证发动机在低速和高速巡航时都保持较高的效率。第3外流道相对凉爽的空气可用于冷却热端部件，减少红外特征信号；被注入核心机或加力燃烧室，可以增大推力。
此外，增加第3流道可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机的功率，还可以为战斗机提供额外的冷却空气。这不仅为未来军民用飞机带来航时、航程、速度和隐身等方面的巨大收益，同时可以满足传感器、武器和通信设备对发动机功率提取的更高要求。美国空军研究实验室（AFRL）预计，自适应发动机的燃油效率将比F135 发动机的提高25％，可以使飞机的作战半径增加25％～30％，续航时间延长30％～40％。其关键技术包括：单独可变流量和压比的辅助风扇；高温多转子机械系统；高剩余功率、流量和压比可变的核心机；可在大流量范围工作的高效涡轮；综合的热管理技术；进/ 排气综合改进技术。
4、突出发展低信号特征技术，适应超隐身要求
美国政府多年来不惜投入大量的人力、物力和财力，将发展隐身技术当成国家“竞争战略”的基本要素加以实施，把作战飞机达到高度隐身视为发明喷气式发动机一样的重大飞跃。在发展F/A-22隐身战斗机之前，美国已经研制并使用了F-117隐身攻击机和B-2隐身轰炸机。
美国军方认为：随着各种反隐身技术的发展，依靠外形设计和传统隐身材料实现低可观测性的第5代战斗机在未来战场上面临着极大的威胁，现役隐身作战飞机（如F-22战斗机和B-2轰炸机）的技术优势最多只能维持到2020年左右。为此，第6代战斗机在隐身方面的要求将会比第5代战斗机更为严格，需要扩大隐身频段，如增加可见光、红外、雷达波的隐身频段，最终实现全向全频段隐身，从而使任何探测设备无法探测。
隐身技术实际很复杂，仅战斗机的雷达波隐身设计就涉及了众多的关键技术或相关技术，其中包括为飞机和发动机的大型承载结构发展先进复合材料和制造工艺、先进的雷达吸波材料（RAM）和应用工艺、雷达散射截面（RCS）精确测量技术、采用先进电传操纵系统（计算机控制的电子飞行控制系统）为气动不稳定的小RCS飞机提供增稳控制、研制发射信号不易被敌方捕获的低截获概率火控雷达和无源探测装置等。
作为战斗机信号特征贡献大户的发动机，也必须在进气道、加力燃烧室、排气喷管、机体与发动机一体化方面依靠新的隐身机理，寻求新的隐身途径，实现更宽频段的雷达隐身、红外隐身和目视隐身。除继续改进和发展S形进气道、双斜面外压式楔形进气道、进气道唇口平面对直设计、进气道格栅、机体遮挡、吸波材料、吸波结构、倾斜设计、锯齿形设计、2元喷管、冷却设计、与机身结构一体化设计等先进隐身技术外，还必须开发与验证更先进的新1代隐身技术。这些技术可能包括：有可能实现宽频隐身和多光谱隐身的纳米材料和综合飞行器能量管理技术；能够对雷达波、红外和光波都有效的隐身涂料，包括可同时应付多种频谱的多层或多功能隐身涂料和新型的导电涂层、放射性同位素涂层等；雷达和红外等离子体隐身技术。
5、突出发展推力矢量技术，适应超机动要求
为满足战争需要，美国军方要求第6 代战斗机不仅要具有高空高速性能，而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。波音和洛克希德·马丁公司发布的第6 代战斗机概念图都采用了无尾或V 型尾结构，可以满足作战战斗机常规机动性、过失速机动性、敏捷性、短距起落、超声速巡航、隐身等性能需求的推力矢量无疑成为提高战斗机机动能力的重要支撑。
美国虽然已经初步验证了轴对称推力矢量喷管（AVEN）、俯仰/ 偏航平衡梁喷管、2 元俯仰推力矢量喷管、球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）和全方位轴对称推力矢量喷管等机械调节式推力矢量喷管，但高度复杂的作动部件导致其成本和质量的增加（据统计，高度复杂的先进推力矢量喷管占整个推进系统质量和成本的25％～30％），可能不是最佳选择。
流体推力矢量喷管需要极少的活动部件，具有质量轻、结构简单、隐身特性好、响应快、易于冷却和无封严问题等优点，可以使喷管的成本大大降低，可靠性与可维修性提高和使用寿命延长，可能是更好的选择。而在处于开发与验证中的激波、反流和喉部偏移等几种流体推力矢量喷管中，流体喉道偏斜矢量方案兼顾了其他几种推力矢量方案的优点，不但可以进行最佳气流面积控制和推力矢量，而且推力损失较小、推力矢量效率较高，应该是优先选择方案。
6、突出发展热管理技术，适应高温轻质要求
战斗机热载荷的不断增加需要采用更加有效的冷却方法，战斗机隐身要求必须减少外开口盖和热排放，尽量减少使用冲压空气，使用具有质量轻、体积小、温度稳定等优点的燃油作为冷源，F-22 战斗机抛弃了许多现役战斗机所采用的接口温度控制方案，采用了以燃油为热沉的综合环境控制/热管理系统。该系统充分利用了燃油的散热能力，不但把机体的燃油热管理系统与发动机的燃油热管理系统综合在一起，而且把环境控制系统的热负荷也纳入燃油冷却对象，促进了机载机电系统的综合化。
第6 代战斗机及其发动机对热管理系统的要求更高，要求采用更低温度冷却介质（空气、燃油、氢和水等）的预冷冷却先进热管理技术。现役战斗机发动机涡轮进口温度基本处于1600～1950 K，考虑到燃烧室的不均匀性，涡轮内局部温度会高达2000 K以上，第6 代战斗机发动机的涡轮内局部温度还将有所提高。
考虑到材料耐温水平以5 K/a 的速度发展，还需要新型高效冷却技术。预冷冷却采用少量的冷却空气能够达到极好的冷却效果，从而使发动机的总效率提高、单位推力增大，允许通过提高涡轮进口温度来改善发动机的性能（推重比），或在同样的温度下延长发动机部件的寿命，并且能够降低燃烧室的排放及对先进材料的需要；如果将预冷空气用于冷却喷管，可以降低喷管表面温度，改善发动机隐身性，进而提高战斗机生存性。为了进一步提高燃油的散热能力和热稳定性，美国空军已经研制出了1 种改善JP8 燃油热稳定性的添加剂，把它添加到JP8 燃油中可以使燃油温度在升高56℃时仍具有良好的热稳定性，使散热能力提高50％，这为燃油系统采用综合控制布局创造了条件。
但是，采用预冷冷却需要增加换热器，以将冷却空气的热量交换给燃油，使发动机的复杂性增加、部件数增多、质量增大、易损性加大，使战斗机燃油的热负荷增加，进而增加发动机研制、生产、使用和保障等费用。另外，经过加温的气/ 液二相燃料对燃烧室的燃烧与排放等也会带来很大的影响。因而需要开发轻质、低阻、高紧凑度、高效的空气－空气冷却器和空气－燃油冷却器的结构、传热、安全防护、制造、试验验证等技术等。
7、突出发展飞机/ 发动机一体化技术，适应提高性能的要求
发动机进气道、喷管、控制系统等对飞机推力的贡献随飞行速度的改变变化很大。对于高空高速战斗机，在亚声速飞行时，发动机本身产生的推力约占总推力的73％；在高速飞行时，发动机本身只提供17％的推力，进气与排气系统提供83％的推力。因此，在发动机设计时，必须考虑飞机与发动机之间的协调和相互影响，进行进气道/前机体、喷管/ 后机体、飞机控制/ 发动机控制的一体化设计，以便获得最佳的飞机/推进系统组合。
进气道的来流处于前机身的流场中，故进气道与机身一体化设计的核心任务是合理地安排进气道与机身的相对位置，细致地设计前机身的流场，使进气道与前机身均具有优良的气动性能。高性能低可观测性的进气系统的设计应考虑以下因素：良好的无机翼屏蔽的大迎角性能，满足高的总压恢复和低出口流场畸变要求；高效的低空条件下附面层吸除系统，在非低空条件下吸除量可增大；用于高速飞行时的机外旁路系统；在小到负迎角下能承受前体涡的卷入；发动机风扇/ 压气机旋转金属面不外露，满足低可观测性要求。
喷管/ 后机体一体化设计的目的是降低阻力，并获得对飞机后部绕流的有利干扰。对现代高速战斗机，要求其在亚声速和超声速下均有良好的飞行性能，因此，不仅应采用可变几何截面的进气道，也应采用可变几何截面的喷管。
此外，为了满足第6 代战斗机发动机的要求，还需大力开发与验证流体控制、高效大功率能源提取、新型燃料等技术。
8、结束语
美国国防部、空军、海军等已经开始筹划第6 代战斗机及其发动机的需求论证和方案研究。按照战斗机及其发动机发展规律，希望在2030 年以后研制出能够装备使用的第6 代战斗机。但是，根据美国战斗机发动机的研制基础、近期预先研究的进展，及受变循环、低信号特征、矢量喷管、智能控制、先进材料、先进热管理等关键技术的成熟度还不够高的影响，预计进入型号研发的时间不会太快，投入使用时间可能最早为2035 年。目前，中国应该结合已经开展的技术研究，加强分析与借鉴国外的研究成果和成功经验，沿着部件－验证机－工程研制的道路，加快先进战斗机发动机的发展步伐，早日实现先进航空动力的跨越式发展。
http://www.cannews.com.cn/2016/0408/151505_2.shtml
美帝真是高大上啊。牛掰。
每个都是别人难以企及的技术