“28吨级大推力变循环发动机进入工程验证阶段，推重比12以上，将装备六代机，已完成多工况地面测试，计划2030年完成全部工程验证”，该消息源自航发相关单位年报，有一定真实性；
另外从 2025年起，就出现某热物理研究所自适应变循环三涵道机型完成高空台试验的相关报道，但该机仅为原理机，并非原型机，以上均为公开报道，也印证我国变循环发动机布局了多条并行技术路线；
实际上我国对变循环发动机的研发起步很早，最早可追溯至上世纪 90年代，国内多家科研单位同步开展相关研究，如今可检索到大量相关专利与学术论文。
下文先阐明新一代战机必须搭载变循环发动机的核心原因，再展开具体分析；
传统航空发动机存在一个根本性矛盾，各项性能难以兼顾。我们熟知的常规涡扇发动机，适配低速亚音速飞行，具备油耗低、航程远、滞空时间长的优势，但一旦进入超音速冲刺状态，便会出现推力不足、气动阻力激增的问题；纯涡喷发动机则恰好相反，高速爆发力强、冲刺性能突出，可低速巡航阶段油耗极高，无法长时间巡航待命。
除此之外，传统固定涵道比发动机还存在另一项短板。战机超音速飞行时，发动机外涵道富余气流极易诱发风扇喘振，不仅造成动力输出不稳定，还会产生巨大进气溢流阻力，这也是四代、五代战机最大飞行马赫数、持续超音速飞行时长受限的原因。
而变循环发动机可依据飞行状态灵活切换工作工况，单台发动机便能兼顾远程巡航、亚音速截击、超音速冲刺、低空隐蔽突防等全部作战场景。同时通过动态收窄外涵通道、调节压气机压缩比，拓宽发动机喘振稳定边界，降低高速飞行气流阻力，让战机既能长时间亚音速巡航，又可稳定实现超音速巡航，达成全飞行包线内综合性能最优。
变循环发动机原理并不复杂：不采用传统发动机固定不变的涵道比与压缩比，依靠多组可调机械结构，主动改变发动机内部气流分配路径，在大涵道涡扇、小涵道涡扇、类涡喷三种工作循环模式间切换，满足不同飞行速度、高度下的动力需求。
战机起飞、亚音速巡航等低速工况下，发动机关闭核心旁路、全开外涵道旁路阀门，切换至大涵道省油模式。此时迎面流入发动机的空气，大部分仅经过前端风扇简易增压后直接从外涵道向后排出，仅有少量气流进入核心机参与燃烧做功。
该模式下，发动机会主动拉高风扇增压比、下调核心机压气机压缩比，依靠大流量、低温外涵气流平缓排气，大幅降低燃油消耗，有效提升战机航程与滞空时长。
当战机进入跨音速、超音速高速飞行状态，旁路阀门会逐步收窄直至完全闭合，切换为小涵道、近涡喷高推力模式。外涵气流流量大幅缩减，几乎全部进气被送入核心机，经高低压多级压气机逐级压缩，空气压缩比、密度、压力显著提升。高压高密度空气进入燃烧室充分燃烧，释放的燃气能量全部驱动涡轮做功转化为推力，动力特性与涡喷发动机高速工况一致。
传统发动机压缩比固定单一，变循环发动机则拥有极宽的压缩比可调区间，实现低速依靠风扇增压省油、高速依靠核心机高压缩比提升推力。
我国全新三涵道级间燃烧创新构型自适应变循环发动机
早在上世纪 90年代，国内高校、航发科研院所便启动双涵道变循环基础理论研究；
热门跟贴