涡扇15与f119有多大差距（涡扇15与F120代表的技术路线）

涡扇15是专为歼20研制的一款小涵道比大推力涡扇发动机，对标美国F22的F119-PW-100。由于历史原因，航空发动机可以说是中美差距最大的领域，但同时航发又被誉为“工业王冠上的明珠”，与尖端材料、精密制造工艺甚至工业传统都息息相关，而我国自近代以来长期贫穷落后，连续错过了两次工业革命，与世界先进水平的差距以可谓数百年计。虽然我们也通过涡扇6、涡扇8等机型做过跨越式发展的努力，但都以失败告终，这足以证明航空发动机的研发之路没有捷径，只能一步步的追赶，以致迄今涡扇15未有装备歼20测试的官方消息。但另一方面，涡扇15毕竟晚生了20多年，不可避免的应用了一些新技术，在某些方面比当年的F119自然是先进一些，那么它与因过于激进而败于F119的F120发动机相比又如何呢？

疑似涡扇15的宣传画面

要更好地认识涡扇15，先要了解一下歼20的两个大招：超巡和超机动，它们直接决定了涡扇15的特质。

一，先看超巡。超巡指的是超音速巡航，F22号称能以1.58马赫的速度连续飞行30分钟。歼20采用三角翼与鸭翼远距耦合的气动布局，拥有更高的超音速升阻比，但其超巡速度指标也是更高的1.8马赫，这就要求涡扇15的军用推力，即不开加力的最大推力足够强劲才行。虽然有消息称采用俄式发动机的歼20初始型号在不开加力的情况下也能作超音速飞行，但这种短时间的低超音速是没有多大实战意义的，因为此时正好处于0.8-1.2马赫的跨音速区间，飞机受到的扰动非常厉害，必须达到1.3马赫以上，才能彻底摆脱这种扰动，且时间过短也不行，达不到突袭或快速脱离的战术目标。

单发机动的歼20，疑似装备涡扇15

二，再看超机动。超机动有两种，分别是过失速机动和超音速机动，过失速机动就是在飞机失速状态下进行的机动，此时气动舵面的舵效几乎为零，必须借助发动机的推力矢量控制才能做出机动动作，也就是说发动机要装备矢推控制喷口。早在2018年的第12届珠海航展上，歼10就已经装备太行版矢推发动机进行了飞行表演。在此之前，我国已经引进苏35，对其117S发动机的矢推喷管尤其是控制系统进行了充分研究。总之，涡扇15具备推力矢量控制能力是没有什么大问题的，但要注意的是，矢量推力控制会损失发动机总推力，这就对涡扇15的最大推力提出了更高的要求。

装备太行矢推版发动机的歼10

超音速机动是在超音速巡航基础上进行的大幅度连续机动，这与歼10在开加力状态下的短时小幅度超音速机动有很大区别。F22宣称的超音速机动指标是能在1.58马赫速度下作过载6.5个G的持续机动，这明显言过其实，任何机动都会带来阻力，既然F22的平飞超巡速度都只有1.58马赫，它进行6.5G机动时的速度将会大幅下降，甚至接近跨音速区间，拥有1.8马赫超巡速度的歼20倒是有可能做到这一点。

超音速滚转状态的F22

总之，为了实现超巡和超机动，即使歼20有较高的超音速升阻比，正常起飞重量下的整机推重比至少也要超过1才行，若以25吨的正常起飞重量计算，涡扇15的军用推力必须超过12.5吨，推重比也不能低于9.5。

但要做到这一点谈何容易，决定推力和推重比的是涡扇发动机的三大热力学参数：涵道比、总压比和涡轮前温度，但涡扇15的涵道比已经固定不变了，就只能在提高总压比和涡轮前温度上做文章了。涡扇15采用了“3 6 1 1”的结构，即3级风扇、6级高压压气机、1级高压涡轮和1级低压涡轮，总压比30.5，这意味着它要在比太行发动机少3级高压压气机的情况下，做到与之相当的总压比。还要在不能采用级间放气措施的情况下保持抗喘振能力，难度可想而知。与此同时，涡轮前温度也得上去，至少要从上一代发动机1400℃的平均水平提高1600℃，这对材料、工艺和冷却都是极大的考验，需要注意的是，承受极限高温的不光是涡轮，还有燃烧室，为此F119采用了阻燃钛合金。在技术水平总体落后，时间节点又很苛刻的情况下，面面俱到是不现实的，连F119都被迫选择了0.9公斤/公斤力•公斤左右的中间油耗，歼20又拥有超高的载油系数的，完全不必在油耗上苛求涡扇15，必要时寿命也是可以暂时作出牺牲的。

涡扇发动机的结构动图

还有一点就是，发动机跟飞机一样要在超音速状态下承受5-6个G的过载，但它本身就有高温、高压、高转速的负荷，这就要求必须有很高的强度，因此F119采用了高低压转子对转结构。而我国早在太行发动机设计之初，就采用了这种超前的设计，对涡扇15来说也算是水到渠成。

除了上面这些涡扇15不得不跟进F119的技术以外，我国凭借后发优势还赋予了涡扇15很多新的东西，如中国二重制造的8万吨级模锻压机打破了世界纪录，有望打造热强度空前提高的涡轮叶片和涡轮盘。

通用的F120是YF23的动力系统，因剑走偏锋，棋差一招输给了YF22的F119，它除了提高总压比和涡轮前温度外，还另辟蹊径，动了涵道比，采用了基于可变涵道比的单涵道（涡喷）与双涵道（涡扇）相结合的工作模式。

高速状态下，发动机以单涵道（涡喷）模式工作。在此模式下，选择阀门减小或关闭，大部分空气进入核心机，选择阀门和风扇带动的一小部分空气流过旁路通道，即外涵道，但仅有冷却、加力燃烧等作用。由于此时涵道比很小，发动机处于高空推力大，高速油耗低的涡喷模式。

低速状态下，发动机以双涵道（涡扇）模式工作。选择阀门和燃烧室上的活门打开，使得额外的空气通过外涵道进入燃烧室，使燃烧室内的空气增多，油料得以燃烧得更充分，处于油耗下降，推力提高的涡扇模式。

F120结构图

打一个不恰当的比方，F120的外涵道成了类似“黑鸟”J58发动机可以开启和关闭的旁通管道，二者的核心部分都算是涡喷发动机，只不过J58打开旁通后，是由涡喷变冲压，F120打开旁通后，则是由涡喷变涡扇。

“黑鸟”侦察机的J58发动机

通过采用变循环设计，F120加力状态下的推力和油耗得到了很大改善，使YF23达到了1.8马赫的巡航速度。特别需要注意的是，这里的加力推力指的是高空推力，涡扇发动机看似推力很大，但那一般情况下指的是海平面推力，到了空气稀薄的高空，很多涡扇发动机的推力都不如涡喷7高。

装备F120发动机的YF23

但由于YF23的机身直径受到限制，决定了F120涵道比的变化范围是有“天花板”的，其最大涵道比实际上与F119差不多，使得直接关系到超巡半径和最大作战半径的军用推力油耗和巡航推力油耗改善不大，可以这么说，即使F22装备的是F120发动机，其“腿短”的毛病也无法治愈。

尽管如此，变循环设计还是让F120的工况复杂了很多，增加的一系列调节装置也使其推重比下降不少，再加上冷战结束，失去最大的对手之后，美国的领先优势再难被打破，已经不再需要花冤枉钱去倒饬什么变循环了，最终F120败给了F119。

总而言之，相比F120，涡扇15跟F119一样，走了比较传统的路线，通过比拼材料和工艺提高总压比和涡轮前温度，而F120另辟蹊径，通过改变第三个参数涵道比来兼顾发动机的高低速性能，这似乎是一条捷径，但航空发动机已被证明几乎没有捷径可言，陷阱倒是不少。材料工艺不过关影响的只是推力、推重比和油耗，可变涵道比设计搞不好降下来的是可靠性。因此，F120的可变涵道比很可能像三转子或变后掠翼一样，效果有限，代价却很大。另外可变涵道比对航空发动机的设计水平要求很高，而我国缺乏型号积累，这方面恰恰是短板。涡扇15和F120代表的这两条技术路线孰是孰非，只有时间能够证明。