作者：瀚海狼山
飞机发动机技术提升的最关键因素在于：如何提高燃油使用效率。
喷气式飞机发动机的推进原理是：将空气从前端吸入发动机后和燃油混合燃烧，而后高温高压气体向后喷出，按照牛顿第三定律，飞机就可以获得一个反推力。
但这些高温高压气体本身内部就拥有很大的热能。也就是说，这些热流喷出后，能量被白白浪费掉了。笔者认为从热力学和动力学的角度讲，如果飞机的喷气发动机在1万米高空吸入的外界自然空气是零下40度，那么从发动机后部喷出的气流最终也是零下40度，此时这种发动机的工作效率最高。
当然目前阶段，都知道这是不可能的！因为现在的各种喷气发动机，都必须在发动机内部的燃烧室喷油燃烧后才能让吸入的空气和燃油混合后的气体，推动涡轮做功，这样的发动机，比如最早也是最简单的涡喷发动机，其推动涡轮做功后，向后喷出气流的温度仍然高达600摄氏度以上。
对比最早从前端吸入空气的零下40度的原温度，会有超过640度的温度差，而这个温度差基本就是完全浪费了能量。其实涡喷发动机如果再开后燃器，那么喷流的温度将高达1500摄氏度，这就更严重的浪费热能了。
于是后来又发明了涡扇喷气发动机，涡扇和涡喷的最大区别，就是涡扇有两圈气流通道。
其实就是两个共轴的同心圆，里面的这个圆圈，仍然是涡喷，而外面的圆圈，其实是一个圆环。只有开头吸气的风扇在这个外环加速气流，外圈的气流增加的温度不高，一般不超过150摄氏度，增温不大，自然推进效率就高，相当于更节省燃油。
对战斗来说：会把外圈的冷气流和中间涡喷的高温气流，通过收敛的喷口进行混合后再喷出去，这样会把原本单纯涡喷的600度以上的喷流，人工降温到300到350度之间。和原先从发动机前端吸收的冷空气的温度差大大下降，等于是全面提高了热机的效率，自然节省燃油。
对于民航机和军用运输机的大涡扇来说：外涵道的冷气流占比大大增加，甚至可以提供全发动机70%以上的推力，因此民航机普遍更省油。而且外涵道的冷气流包裹着中间涵道的热气流喷出，也可以降低噪音，增加乘坐的舒适性。
但是外涵道风扇直径过大也带来了一个负面的效果：就是迎风面积大，风车效应下，飞行本身的阻力大大增加，尤其不适合超音速巡航。
像F119这种F22A上安装的小涵道比发动机，外涵道已经小到几乎不存在，整体已经接近纯粹涡喷的涵道比。这样做有利于高空超音速巡航，但是燃料燃烧效率就接近前面说的涡喷了。喷流的冷却不彻底，导致F119的油耗相对很高，最终体现在F22A的作战半径进一步的缩小。
而目前已经突破的某方的WS15大推力发动机，也有和F119类似的尴尬，这就是高空和超高空燃油燃烧效率高，有利于超音速巡航；而一到中低空，反倒推力增加不明显，燃油效率相对下降。
那么有没有一种在低空和高空同时兼顾燃油效率和飞行速度，各种飞行包线下都是最佳状态的发动机？还真有，这就是先进的变循环发动机。
所谓变循环发动机：仍然采用涡轮风扇体制，但是首次将吸收的气流分在3个涵道，这3个涵道可以随时变换大小口径，通过组合搭配体现最佳的工作模式。
✦在需要中低空飞行或者经济巡航时，2个调节板向下调节，减少通过燃烧室的气流，使发动机工作在风扇式；
✦当需要进行跨音速机动时，调节板一个向下，2个向上，组成一个传统的涡扇发动机。
✦当要进行超音速巡航时，调节板同时向上偏，使其近乎成为1台涡喷发动机，整个调节完全靠飞控程序自动完成。这些原理看似简单，但是实现起来却困难很大。对喷气发动机来说，最喜欢内部稳定气流，频发变化流场，会严重的损害涡轮和风扇的寿命。
因此变循环发动机技术就是一个内部要求完全尖锐对立的综合性高技术。
而变循环发动机带来的好处又有太大的诱惑：可以把燃料利用效率提高一倍，战机的航程在带同样燃油的情况下至少增加50%。
比如YF23曾经用早期的变循环发动机轻易的飞出了双19的高指标，也就是高度1.9万米，1.9马赫的速度超巡，确实惊人。不过随着YF23的竞争失败，超级大国的变循环发动机的研发也受到了很大的打击。
现在随着某方WS10改进型的彻底成熟，最大推力已经超过了15吨，接近4代大推的入门水平，因此可以放手研发一种变循环体制的WS10C，最终指标也是双19，这就对WS15形成了不小的竞争压力，甚至有可能最终出现两大版本的J20，齐头并进，你追我赶，双双进入世界先进水平。
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