之前有网友问起美国变循环发动机的事情，今天就来掰扯一下。水平有限，观点仅供各位网友参考。
我们都知道涡扇发动机这东西省油，从第三代战斗机开始全是用的这玩意。它是从涡喷发动机发展而来的，简单的说就是给涡喷发动机的压气机前面装了一组风扇。风扇旋转起来之后气流通过内外两层涵道分了两路：外涵道这路气流直接进入加力燃烧室，内涵道这路气流则走压气机、燃烧室、涡轮这趟线再进入加力燃烧室与外涵道气流混合后从喷管出去。外涵道与内涵道的流量之比叫做涵道比，港台那边也叫旁通比。如果涵道比是0那就是涡喷发动机。
在亚音速条件下，涵道比大则省油，所以你看到的那些客机运输机什么的在翅膀下面吊着的都是脑袋很大的那种高涵道比涡扇发动机，推力大大的，燃油少少的。但到了超音速时，涵道比越大越费油。运输机好办，就只飞亚音速好了。轰炸机呢，这年头隐身最重要，只能飞亚音速也可以将就着。但战斗机玩这套是不行的，超音速必须的。所以，涡扇就不怎么适合超音速飞行，因此第三代战斗机发动机的涵道比都比较小，F110是0.76，F404还要小，只有0.34.到了四代战斗机发动机的涵道比就更小了，F119才0.2左右，真就是一台漏气的大涡喷了。
这么看来，小涵道比涡扇的路子会越走越窄，迟早药丸。所以很早就有人在打一机两用的主意，涡扇发动机不是有内外两个涵道吗？那我超音速的时候只用内涵道，这就基本变成涡喷用了；而亚音速的时候内外两个涵道都用，这就变成涡扇了。那不就行了？这就是变循环发动机。
主意真不错，做起来也真难。因为亚音速的时候发动机进气量要大，到了超音速进气量反而必须小了。进气道调节可以解决掉一部分问题，但不能全靠它，发动机也必须能自己解决掉不同速度段的进气量问题。所以最早想到在发动机外涵道的最后面加一个活门，叫做后变截面涵道引射器（R-VABI），涡喷模式的时候关上，涡扇模式打开。没想到这个活门一关，气流走到这里出不去了，从这儿出不去就原路返回，这就和后面进来的气流打架了，所谓溢流现象，溢流很讨厌，不加控制发展下去会让发动机得哮喘病，严重的时候就熄火了。所以，在前面还要加个活门，叫前变截面涵道引射器（F-VABI），后来又在更前面加了个模式选择阀门（MSV）。
发动机行业巨头通用电气（GE）思前想后拿出了一个叫做核心驱动风扇系统（CDFS）的设计。这个CDFS的位置就在风扇与压气机之间，又在前涵道引射器（F-VABI）前面，由高压涡轮带动。CDFS可以看做是风扇的最后一级，将风扇最后一级移到高压转子上 ,是为了重新分配高、低压涡轮的负荷 ,使高、低压涡轮都能够采用单级设计，同时降低高低压涡轮叶片温度，减小冷气量，从而降低发动机的质量，提高寿命和可靠性。
CDFS有两种工作模式：单外涵和双外涵。
单外涵模式下，模式选择阀门关闭 , 前风扇出口的所有气流都经过CDFS ，通过CDFS 后气流大部分通过核心机，小部分流入内涵道，并经R-VABI进入外涵。此时，CDFS 处于高负荷状态，发动机单位推力最高，用于飞机的加速、爬升或超声巡航。
双外涵模式下，模式选择阀门打开。通过风扇的一部分气流直接走外涵道。CDFS 的进口导叶关小以适应来流流量减小。CDFS出口部分气流入内涵道,其余大部分流入核心机. 此时发动机的总涵道比较大，核心机的流量较小。CDFS 处于低负荷状态，发动机耗油率最低，用于飞机的起飞和亚声巡航。
这张图能看得清楚些，只是没有VABI了
GE在70年代末提出这一思想，在GE21、YF120、XTE76/77等三代变循环验证机上都使用了这一设计。尤其是在YF120上使用并参加了隐身战斗机YF22、YF23的竞标，使得国际上对于CDFS设计非常推崇，欧盟在高超声速变循环发动机设计中也采用了它。至于我朝那就更是如此啦，你看我朝关于变循环研究的论文，里面要是没有CDFS那都不叫论文，至今兴盛不衰。
但总体而言，流量调节并完全没有解决。流量和风扇、压气机都有关系，但变循环发动机一会儿要单涵道模式运行，一会儿要双涵道模式运行，风扇和压气机都是按照一种模式设计的，很难适应这种脚踩两条船的局面。CDFS要两头讨好其实也不容易，对气流的压缩效率也不高。所以这仍旧是个待解的难题。
总之，变循环发动机的发展过程跌宕起伏，一波N折，最后到底会变成个什么样子还真不好说。
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