日前美国国防部在其官网上放出了一份合同：
美国空军授予通用电气 (GE) 航空、普惠 (P&W)、波音、洛克希德·马丁和诺斯罗普·格鲁曼公司，每家公司都签订了无限期交付、无限量合同，标的是下一代自适应推进 (NGAP) 计划设计阶段的费用上限为9.75亿美元
NGARD计划与自适应发动机
NGAD的全称是Next Generation Air Dominance，意思是下一代空中优势，很多朋友都将其理解为美国的六代机计划，但事实上不全是，因为NGAD是一个体系，被称为六代机的F/A-XX只是其中一部分。
NGAD于2014年启动，旨在为美空军开发2030年代空中优势系统，其对六代机F/A-XX的要求是在在推进、隐身、先进武器和飞行器的热特征管理等领域都将有决定性的进步。
除了六代机以外，美军还提出了划时代的“忠诚僚机”计划，这个将以有人战斗机为核心，带领无人驾驶战斗机，为长机携带额外的弹药，执行前出侦察、攻击以及电子战任务，必要时牺牲自己保护长机等功能。
这个体系核心是有人驾驶战斗机F/A-XX，而这架战斗机的重中之重则是自适应发动机，显然发动机非常重要，比如为F-22提供澎湃动力的发动机是F119-PW-100，F-35的发动机则是F135-PW-100，无一不是著名的发动机。
那么自适应发动机又算哪种类型呢？
美军志在必得的自适应发动机，究竟有多重要？
自适应发动机是英文的直译，一般国内的叫法是变循环发动机，估计这个名字大家就明白了，这种发动机的优点是非常明显的，这个从通用成功通过高空台的宣传新闻中可见一斑，GE Edison Works 高级战斗部总经理David Tweedie是这样描述的：
“引擎的运行状态与我们的预测的完全一致，引擎可以在两种不同模式间做到无缝转换的能力。”
和常见的发动机相比，它可以将推力提高10%，燃油效率提升25%
这个真是让人难以置信，不仅推力提高了，而且燃油效率还提升了25%，就是是何方神圣能同时做到这点？
涡轮高速还是涡扇省油？
目前喷气式飞机用的发动机绝大部分都是涡轮风扇发动机，尽管它的制造技术要求极高，但它的结构原理却并不是特别复杂，一台典型的涡扇发动机基本有如下结构：
通过多级风扇将气流压缩到高温后在燃烧室混入燃油点燃推动高压涡轮和低压涡轮做功，再从尾喷口喷出，涡轮再带动前面的多级风扇吸入更多的空气再混入燃油点燃持续做功，不断排出高温气体，这就是喷气式发动机的动力来源。
发动机最前面的有一个大风扇，这个风扇的有一部分气流通过发动机外围（外涵道），一是给发动机冷却，另一个功能则是给提供额外的推力，从小涵道比的战斗机发动机到大涵道比的客机发动机，这个外涵道占整台发动机推力的30%~70%。
除了涡扇发动机，还有一种涡喷发动机，它的结构基本和涡扇一样，只是前面的那个大风扇不分气流出来到外涵道，而是全部通向了后方的燃烧室，最后从尾喷口排出，早期的发动机都是涡喷，后来为出现了涡扇发动机，由于存在额外的外涵道提供推力，比涡喷省油了很多。
加力燃烧室与喷气式发动机
无论是涡扇还是涡喷，其提供的推力也无法让层层加码的战斗机超过音速，不过专家们发现经过燃烧室后的到达低温涡轮的尾喷管前的气流，仍然有大量氧气没有耗尽，因此在这里喷入燃油，可以再次燃烧并获得额外的推力，这能让战斗机直接超过音速飞行。
因此现代战斗机的涡喷或者涡扇引擎都有一个加力燃烧室，用在超音速或者短时间内需要高速飞行时开启，由于喷入了额外的燃油，会使原本的低压涡轮工作条件极端恶劣，长时间使用加力会让发动机涡轮与加力燃烧室融化，因此这个使用时间是有限制的，基本上都不超过10分钟，而且油耗会急剧增加。
所以问题来了，涡扇发动机推力确实比较大而且还省油，但由于存在一个大大的风扇，因此其阻力也比较大，在高速下油耗反而增大，而此时的涡喷却随着速度的提高越来越省油。但问题是两者推力都比较有限，需要提高推力时只能用加力燃烧室，但又不能长时间开启，而现代战斗机却要求越来越高，要超音速巡航，还要省油，应该怎么办？
变循环发动机：真是涡喷+涡扇？
所以有人就打算把涡喷的高速和涡扇的省油合在一起，这种发动机目前大家的叫法是Variable cycle engine（变循环发动机：VCE），不过美国将这种发动机成为Adaptive Cycle Engine（自适应发动机），两者从字面来理解应该是有差别的，后者似乎能自动适应各种工况，但在WIKI上虽然是两个页面，但基本是一种叫法，所以你称变循环发动机也没问题。
变循环发动机的技术路线
变循环的原理确实比较简单，其大致思路是在压气机的某一级或者多级开一个或多个口子，将气流引出，在发动机工况改变时保证气流不会出现大幅变化，避免发动机吞不掉的空气向前溢出变成阻力，但其大致实现方式却基本是比较暴力的。
比如将这些输入加力燃烧室，改善这里的工况，比如加入更多的新鲜氧气，降低工作温度，以可以让喷入的燃油燃烧更彻底，还可以长时间的提高工作时间，比如SR-71的J-58引擎就是这样操作的。
这种诞生在1960年代的变态引擎在第四级压气机上引出了气流，通过发动机外部的几根管子，在达到2倍音速时暴力地将其引入加力燃烧室，使得这种发动机可以长期在加力状态下工作（一般发动机加力状态就10分钟），所以这种发动机能将SR-71推至音速的3.32倍。
J-58开启了变循环发动机的历史，但变循环尝试过的模式并非只有这种，简直就层出不穷，结构一个比一个复杂，而效果如何呢？显然是各有千秋：
1、暴力型的外涵道燃烧室：将外涵道改成一个加力燃烧室，直接喷入燃油，但显然结构太复杂，发动机直径大增，还得用高温合金，显然是不靠谱的；
2、压气机分段引出，分成多条涵道并且流动方式可调，其目的是在保持整机流量变化很小的条件下，大幅改变整机增压比，如果最外侧涵道的空气流量大一些，那么整机增压比就低，能省油；如果内侧外涵道空气流量大一些，那么整机增压比就大，能大幅增加推力；而且不同的压气机位置还能达到不同的效果，出现了多种变循环方式；
3、从“叶尖风扇”到“可变风扇”，逐渐将发动机转速、空气流量、推力这三者进行自动调节，实现在进口空气流量和转轴转速稳定的条件下，推力快速切换，但发动机也变得更复杂。
发动机也逐渐转向自适应调节，在这个自适应系统中压缩系统分为多段引出，从第一段开始，空气在不同涵道之间被分配，流量变化幅度逐渐增加，最终改变到达到达核心机（高压压气机）的空气流量，基本就等效于实现了很大幅度的变涵道比。
在这个发展过程中，也出现了几种典型代表的变循环发动机，比如和F-22竞争失败的YF-23装的YF-120发动机，用的是双外涵变循环发动机，两个涵道分别从LDFS（低压轴驱动的大风扇）和CDFS（高压轴驱动的压气机）引出后送入R-VABI（Rear Variable Area Bypass Injector：后可变旁通喷油器），当然是可调节的。
而GE最新的XA100则有些让人费解，因为它用了一个最简洁的结构，GE是折腾变循环发动机结构最多的公司，在变循环上烧过的钱到底有多少估计只有GE自己最清楚，但测试完了那么多结构，最终GE在XA100上却只有一个可变外涵道和从第二级风扇引出的中间涵道，就这么简单，比此前各种涵道结构搞晕的大家这次被XA100给搞晕了，最终GE回归了比较简洁的结构。
不过对于XA100的涵道之间的解耦与具体结构GE却讳莫如深，甚至都没有更进一步的详细说明，到目前为止XA100的工作过程仍然是外界猜测的，主要是两种模式：
BP1顺畅流通，此时大部分进口气流经过RFan，发动机出口压力较高，推力大；
BP1趋于关闭，此时更多气流不经过RFan，从最外侧涵道（BP2）旁路，发动机相当于大涵道比模式，耗油低；
为适应流量变化，压缩系统的每一段都带有可调节导流叶片和可调静子，中间那一段RFAN风扇则是个中最关键的部分，GE这么多年来的变循环关键就在这里；
GE将XA100的模式称为three-stream，确实也很贴切，外涵道、中涵道和内涵道，确实是三条气流通道。
变循环发动机：美军为何要志在必得？
上文涉及到的变循环原理只是皮毛，只说了个大概，但已经复杂到大家很难透彻理解，美军志在必得这种发动机，显然是有所求，而本文开头的增推省油则是个中很大的因素，其作为NGAD中六代机F/A-XX的使用以外，给F-22和F-35换装也成了迫切的需求。
F-22和F-35都是优秀的五代机，但很可惜它们在量产时全球除了美国外还没有五代机呢，而在这些五代机之后，中国的J-20，俄罗斯的SU-57，甚至还有目前中国的J-35等等都冒出来了，这些后起之秀的一个特征就是机型明显比前两者要大得多，而内油航程也要大很多。
比如F-22和F-35即使是转场航程也就在3000千米左右，作战半径1000千米也就到顶了，而J-20的转场航程可达5500千米，作战半径达到了2200千米，这是闹着玩的吗？为什么要如此远的航程？显然J-20的首选目标不是F-22，而是后勤支援飞机，比如预警机和加油机等。
所以将F-22和F-35提高航程成了其中一个迫切之举，但机体大小确定后，内油无法增加，外挂副油箱严重破坏隐身性能，唯一的办法只能换发，比如F-35如果换成XA100，那么它的航程立马可以增加到2900千米以上。
而且这款发动机的换装后战斗机的红外特征会下降50%以上，显然也是一个巨大的诱惑！面对美军在变循环发动机上的进步，我国又该如何应对呢？
延伸阅读：什么是无限交期合同？
IDIQ实际上就是indefinite delivery/indefinite quantity的缩写，这是美国联邦政府合同的一种模式，亦即不确定交付期限/不确定交付数量，其本质上是设置了一种更为灵活的合同签署方式，从而提高研制中的采办项目运转效率，否则很多项目可能都无法开展！（完）
