高推重比微型涡喷发动机关键技术分析

宁大军

高推重比微型涡喷发动机是中小型高速无人机的核心部件，压气机、燃烧室、涡轮和轴承等是微型涡喷发动机的关键部件。某微型涡喷发动机采用单级离心压气机、向心式径向涡轮以及蒸发管式环行燃烧室的总体结构方案，实现了发动机的小型化、高推重比，已经成功应用在多个型号无人机上。

目前，国内外中小型无人机广泛采用的动力装置包括活塞发动机和涡喷发动机。相比于活塞发动机，涡喷发动机推力较大，可以实现无人机高速飞行，是中小型高速无人机动力装置的较优选择。通常认为，发动机推力在100daN以下的喷气式发动机为微型涡喷发动机，其关键部件为压气机、燃烧室、涡轮和轴承。微型涡喷发动机的工作原理：空气通过进气道被吸入压气机;压气机中高速旋转的叶片对空气进行压缩，以提高空气的压力;高压空气在燃烧室内和燃油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压燃气;高温高压燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，带动压气机;然后燃气在尾喷管内继续膨胀，并以较高的速度喷出，从而产生推力。微型涡喷发动机设计原则及关键技术

微型涡喷发动机设计原则

涡喷发动机的设计受到无人机功能的约束，必须满足无人的功能需求。小型涡喷发动机主要用于中小型高速无人机，其主要设计要求是：结构简单、迎风面积小、零件少、可靠性高、成本低。为满足设计要求，设计过程中应遵循以下原则：

最大限度利用成熟技术。小型涡喷发动机的研制是一项十分复杂的系统工程，研制周期长，为了降低风险，提高可靠性，小型发动机的设计必须最大限度利用已有成熟技术，在满足任务需求的前提下可以在原有型号基础上通过衍生发展，得到性能更好、可靠性更高、的发动机，这样可以有效缩短研制周期，所需经费相对较少、技术风险相也较低。

要具备多种起动方式。涡喷发动机起动是一个非稳态过程，存在诸多不确定因素，是涡喷发动机故障多发区，目前小型涡喷发动机的起动方式主要有三种。（1）电起动机：优点是使用简单，启动完全自动化;缺点是系统质量较大，对外界环境敏感。（2）高压冷气启动器：利用高压气瓶中的高压气体瞬时开启产生的高速高压气流冲击涡轮叶片。优点是结构简单;缺点是体积较大。（3）火药燃气启动：火药燃气冲击涡轮叶片气动。优点是启动时间短，功率大，结构简单，重量轻，存储时问长;主要缺点是启动次数有限，燃气温度较高。

环境的适应强。现代战场环境复杂，无人机必须满足在较恶劣条件下起飞执行任务的能力，这就对涡喷发动机设计提高了较高要求。气候多样飞行条件气候变化对涡喷发动机性能影响很大。环境温度对于涡喷发动机性能具有很大影响，不同季节环境温差可达到50℃，此时发动机内部零件的间隙以及过盈量可能发生变化，已经不满足设计要求。发动机内电子产品可能失效，滑油低温下粘度会急剧上升，导致发动机不启动。

较高的抗进气畸变。高速无人机多采用短“s”型进气道作为发动机的进气系统，进气道出口即發动机进口。进气道出口压力场有畸变和总压损失，压气机进口的流场不均匀。这种不均匀导致流体总压损失较大，因此发动机设计过程中必须考虑较高的抗气流畸变能力。

红外热信号低。

结构简单尺寸小、重量轻。这一原则是所有发动机的共同设计原则，在满足设计原则的基础上，尽可能提高功率密度。

小型涡喷发动机关键技术

不同于大中型涡喷发动机，无人机用小型涡喷发动在设计过程中不可避免一些特有问题，比如小推力，整体式零件结构和小尺寸效应等。

（1）压气机类型

现有涡轮发动机压气机增压比约为2.5～8。小型涡喷发动适用的的压气机有三种，分别为：单极离心式、单极混合式和多级轴流式。单极离心式零部件少，结构简单，成本低，但是迎风面积大，转速高。单极混合式迎风面积小，部件少，缺点是转速高。多级轴流式转速低迎风面积小但是零部件多结构复杂。目前采用最多的是混合式压气机，研究重点是离心压气技术和离心级和轴流级之间的匹配问题。

（2）涡轮类型

目前小型涡喷发动机使用的单极涡轮有三种类型，轴流式、径流式和混合流式。其中径流式和混合流式涡轮由于其简单性、成本低、较高的性能和简单的安置，在小涡轮机领域占主导地位。混合流式涡轮因静子径向高度减小且能够在叶片负荷稍大的情况下工作，目前应用于高比转速涡轮增压器和涡喷发动机。小型轴流式涡轮对叶尖间隙效应很敏感，于是对叶尖间隙和叶片高度之比也很敏感，若叶尖间隙可以达到最小，那么该效率将受叶片高度影响很大。

（3）轴承

目前，小型燃气涡轮发动机的工作转速在60000～150000r/m之间，所用的轴承有两类：空气轴承和抗磨轴承，在高转速下轴承对内部间隙和温度十分敏感，因此必须考虑轴承冷却。内轴直径、轴承间跨距和轴承尺寸对轴承稳定性有重要影响，是涡喷发动机设计的一个难点。

（4）新型高效短燃烧室设计

相比于小型涡喷发动机燃烧室尺寸较小（厘米级），存在以下技术难点主要有：面容比大，使得传热损失较大;燃烧驻留时间短，有可能出现燃烧不充分现象;燃烧室流阻大，同时喷注混合等也存在较大技术难度。

（5）小尺寸效应和小流量效应下的结构设计

这就要求加强研究小尺寸、小流量、小雷诺数条件下附面层及叶尖间隙影响更大的压气机、涡轮、整机气动热力技术，小尺寸小冷气量下的涡轮冷却、叶尖间隙精确控制与发动机封严技术，小尺寸高温高热容强度燃烧室术，小尺寸构件紧凑布局技术以及小尺寸小流量高转速下的特殊测试技术及成附件技术等问题。

（6）高硬度耐高温材料

提高发动机功率密度的一个有效办法是采用低密度耐高温材料。耐高温材料的应用可以有效提高涡轮前温度，目前研究重点是非金属复合材料。例如美国的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中就研究采用高温超级合金和隔热涂层、高温高强度有机物基复合材料、陶瓷基复合材料、超耐热合金基复合材料等高硬度耐高温材料作为发动机材料。

小型涡喷发动机设计与实现压气机

单级离心压气机由压气轮和扩压器组成，对发动机进气进行压缩，并将压缩空气扩压后引入燃烧室。发动机采用的是后弯式压气轮，其主要优点是：当沿压气机等转速线流量减少时，能使输入功增加，从而保证压气机工作的稳定性;可以有效的控制工作轮载荷分布，降低扩压器进口马赫数，使扩压器叶片能适应较大的攻角范围。

压气机叶轮不仅几何形状、结构形式及与相邻部件的连接方式复杂，而且由于处于高速旋转工作状态，压气机叶轮在承受离心载荷、热载荷、装配载荷的同时，其叶片上还承受较大的气动载荷，因此其工况较恶劣。在保证压气机气动参数的同时，根据飞行包线内典型工作状态下载荷分布，通过对压气机叶轮进行的强度校核及结构优化，确保了在发动机最大转速离心力作用下，压气机叶轮总体应力满足可靠工作的要求，与此同时进行叶尖间隙分析和优化调整，使叶轮在离心载荷与气动载荷的综合作用下能够处于弹性变形范围内，保证最大径向位移满足叶尖间隙使用要求。压气机叶轮的应力分布云图、变形云图如图2，图3所示：

燃烧室

发动机选择环型燃烧室，结构简单、紧凑，容积利用率较高。燃烧室由内外两个同心圆筒作为燃烧室和火焰筒的壳体，从压气机过来的压缩空气由内外壳体上的进气孔进入燃烧室。為了保证在高速流动状态下稳定燃烧，并保证良好的燃烧效果，发动机的液体燃料必须以雾化状态与空气混合后进行燃烧。由于结构空间的限制，微型喷气发动机不能使用雾化喷嘴，为了保证燃油必须充分雾化，采用图4所示蒸发管内直接喷油形式供油。由于蒸发管位于火焰燃烧区域，蒸发管经过燃烧火焰的加热使其内部产生高温，高速喷射到蒸发管的燃油经过高温蒸发而汽化，将蒸发管内余气系数α控制在0.2～0.3之间，保证燃油在蒸发管内不会燃烧。当汽化的燃油从蒸发管进入燃烧区与主燃孔的气流混合，混合气的余气系数α达到1左右，混合气不仅容易点燃，而且能够燃烧充分。采用此种结构后，不仅使燃油得到了良好的雾化，而且将燃烧室的长径比控制在0.75，减小了发动机的整机结构尺寸。

涡轮

涡轮作为动力驱动转子进行高速旋转，是航空发动机的关键部件，由于处于高温工作状态下，工作环境比压气机叶轮更加恶劣。发动机采用的是单级向心式涡轮，叶片与轮盘连接采用整体铸造方式，具有制造工艺简单，整体强度、刚度性能好等特点。

根据飞行包线内典型工作状态下载荷分布，通过对涡轮叶轮进行的强度校核及结构优化，确保了在发动机最大转速离心力作用下，涡轮总体应力满足可靠工作的要求，与此同时进行叶尖间隙分析和优化调整，使涡轮在离心载荷与气动载荷的综合作用下能够处于弹性变形范围内，保证最大径向位移满足叶尖间隙使用要求。涡轮的应力分布云图、变形云图如图5、图6所示。

轴承

涡喷发动机在高温、高速的特殊环境下工作，很难保证良好的润滑条件，现有的钢轴承用于涡喷发动机，就会出现温升高、寿命低、刚度不足等问题。依据超高速轴承动力学理论及其技术，研制了无保持架的陶瓷滚珠轴承。选用轴承材料为M50钢，滚珠材料为氮化硅陶瓷，其材料参数如表1所示。

轴承精度、寿命都与接触应力和变形相关。在静载条件下，可以用Hertz接触理论分析接触应力、应变。根据有限元模型进行计算，得到氮化硅滚珠上的应力分布如图7。

内套圈接触负荷、表面接触应力随沟曲率半径系数f的变化分别如图8所示。

对于陶瓷球轴承，由于氮化硅的弹性模量比钢大，轴承受载时球和套圈的变形很小。为了增大球与套圈沟道间的密合度，选用了较小的沟曲率半径值。采用耐高温陶瓷滚珠、特殊钢内外圈、无保持架结构的专用角接触向心球轴承，并设计了合理的轴承冷却润滑形式，成功解决了高温高速条件下轴承可靠运转的技术难题。

结束语

本文分析了微型涡喷发动机设计原则和关键技术，设计了某微型涡喷发动机，对压气机、燃烧室、涡轮和轴承等关键部件进行了仿真计算分析，解决了涡轮和轴承在高温、高速环境下工作的可靠性，实现了发动机的小型化和高推重比。