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设备与工具|
第1阶段（1995年） |
第2阶段（2000年） |
第3阶段（2005年） |
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推重比 |
+35% |
+70% |
+100% |
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耗油率 |
-20% |
-30% |
-40% |
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成本 |
-30% |
-45% |
-60% |
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最高温度 |
275K |
510K |
780K |
表2 VAATE计划小型涡扇发动机的技术目标（以1987年的技术为基准）
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参数 |
推重比 |
耗油率 |
成本 |
经济可承受性 |
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目标 |
2.2倍 |
-33% |
-62% |
8.9倍 |
其中，推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比和耗油率的函数。这种技术进步对于亚声速无人作战飞机发动机来说，相当于寿命期内节省13亿美元的费用，作战半径增加150%，或空中巡逻时间增加3倍。
21世纪，随着无人机/巡航导弹技术的更大发展，无人机/巡航导弹的动力技术必将获得更大进步。据预测，未来20年，世界无人机用涡扇发动机的市场需求预计为1000台（无人作战飞机发动机500台，无人侦察机发动机500台），总产值36亿美元（无人作战飞机发动机23亿美元，无人侦察机动力13亿美元），其中，小型涡扇发动机占有很大比例。
未来无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机的发展将通过两种途径，一是在现有的发动机基础上采用先进的技术进一步改型发展，另一条途径是发展全新的发动机。
国外已经提出了一些用于未来无人机/巡航导弹的先进小型涡扇发动机概念，尽管它们不能达到传统双转子涡扇发动机的全部性能能力，但仍有可能带来经济性方面的好处。
未来无人机将比有人飞机需要更多的电力，并且，未来的无人机/巡航导弹还要求发动机在长时间的储存期内无需维修，因此，无需润滑、大大减少维修工作量的多电发动机将是未来无人机/巡航导弹动力的一个发展方向。未来先进的小型无人机和巡航导弹对耐久性和隐身的要求更高，并且任务范围更广，因此需要采用热效率和功率密度更高的小型涡扇发动机。另外，对于一次性使用的无人机/巡航导弹来说，需要短寿命、低成本的发动机，为此，减少发动机部件的数目和简化流路是未来无人机/巡航导弹动力技术的一个重要发展方向。
3 未来无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机的设计考虑
设计一台无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机的主要限制条件包括：经济可承受性、最少的部件数量、小的前部面积、小的任务湿重、高的起动可靠性、低可探测性、更长的储存寿命、任务燃油和液体的后勤保障。
为达到低成本，小型涡扇发动机的结构必须非常简单，部件的数目应尽可能少，热端部件应采用简单的外部冲击冷却。部件和零件数目的减少也有利于提高发动机的可靠性，同时也显然能减少发动机的成本和减少累计限制公差。为此，小型发动机的压气机和涡轮转子常常做成整体机匣。小型涡扇发动机的设计还需要考虑一个位于热端、用于支撑内轴、定位轴承和提供润滑的轴承机匣。另外，发动机性能的提高也必须同时伴随着发动机控制系统和附件的技术小型化改进。例如，由于发动机的起动系统可能大大增加重量和前部面积，因此简化起动系统的结构也能使发动机的结构更加简单。
未来小尺寸航空推进系统的研究重点将始终是通过改进发动机的气动热力技术和提高温度、采用密度更低的材料提高发动机的功率密度和改善燃油的经济性。当推力一定时，提高发动机的功率密度可减少发动机的尺寸。例如功率密度提高100%，可使发动机的尺寸减少40%，转速提高40%。
传统双转子前风扇涡扇发动机的低压前风扇转子和高压核心机转子是同心的，这种结构已经被成功地用于小型涡扇发动机中，并且，发动机低压内轴的直径和转速分别达到了14mm和35000rpm的量级。但是，对于同心的小型涡扇发动机来说，轴承和转子动力学设计是一项十分关键的技术。发动机内轴的直径、轴承的跨度和尺寸决定了轴的稳定性。随着低压轴直径的进一步缩小和转速的进一步加大，转子动力学和轴承润滑系统机械设计方面的问题将愈加突出。
为此，国外提出了一些替代的涡扇发动机结构，取消了发动机的同心轴，例如ATF后风扇发动机和单转子涡扇发动机。目前国外正在研究的无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机有5种。
（1） 双转子同心轴涡扇发动机
传统的双转子同心轴涡扇发动机垄断了目前所有的生产型涡扇发动机，它的性能较好，运行成本较低，但存在缩尺上的复杂性，这种流路的发动机缩尺将带来轴承尺寸、位置、润滑和起动机安装等方面的困难，当发动机的尺寸小到一定程度，制造的成本过高，发动机的性能好处就不突出了。
最近，NASA/Williams公司研制了一种小型、低成本、轻重量的双转子同心轴涡扇发动机FJX-2，推力达到了311daN，内部直径小于36cm，重量只有34kg。
（2） 后风扇发动机
后风扇发动机的流路与GE公司的CF700发动机相似，该发动机采用整体的低压涡轮和风扇，由于没有压气机，降低了总功率密度。
整体的低压涡轮和风扇设计，以及热气流和冷气流之间的密封对于小尺寸的发动机来说更加困难，因此，将涡轮叶片翻转、风扇装到轮毂上可达到更好的叶尖速度匹配，这种结构的一个好处是能将所有的发动机附件安装到核心轴的外部尺寸以内。另一种小型的后风扇发动机结构是Williams公司的轴流式结构。
（3） ATF3型流路的发动机
霍尼韦尔公司ATF3型回流结构的小型涡扇发动机避免了同心轴存在的问题，通过核心排气流的180度转弯增大了压力降。由于来自低压涡轮的热气流必然通过核心外部风扇气流传递，因此，风扇流量与核心流量的比值是控制交叉涵道和支撑相对尺寸的重要设计变量。该发动机的核心部分很容易接近。
（4） 单转子涡扇发动机
采用一种简单的涡扇发动机流路，可避免同心轴和/或双转子同心轴涡扇发动机的复杂涵道。但是，这种流路存在风扇和核心机的匹配问题，使风扇叶尖马赫数很高和单级涡轮设计载荷过高。一种小型的双级轴流涡轮避免了涡轮级负荷过高的问题，但是带来了"热端"轴承和叶尖间隙敏感性方面的问题。因此，涡轮和压气机设计性能也受到影响。
小型发动机增大的旋转组件惯量影响了起动特性，因此要求进口导向叶片面积可调，以减少风扇的载荷和增加起动能量。
（5） 齿轮传动的单转子涡扇发动机
在高压压气机和风扇之间增加一个减速齿轮，能解决风扇-核心机的转速不匹配问题，因此有助于增加发动机的总压缩效率和涵道比。但是，这一性能方面的好处被高速齿轮箱的机械复杂性和功率损失所抵消，齿轮箱需要另外的滑油来冷却。
4 未来无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机部件设计的考虑
发动机部件的数量和类型直接影响发动机的制造成本。因此，小型涡扇发动机的设计适宜采用高级负荷工作能力的发动机部件，如离心压气机。另外，在小型涡扇发动机的设计中，在流路结构的选择、发动机各个部件的特点方面也有一些实际的设计考虑。
4.1压气机
压气机的类型和压比选择是小型涡扇发动机设计中需要考虑的一个重要内容。目前，采用单级离心、混合流、多极轴流压气机和上述几种形式压气机组合的小型燃气涡轮发动机设计总压比范围已经达到了2.5~8。
离心压气机对间隙损失最不敏感，有较好的抗进口流量畸变特性，喘振裕度比较大。小型多级轴流压气机的性能对叶尖间隙的影响、叶片表面的光洁度和级匹配非常敏感，目前验证的结果认为，多极轴流压气机的效率水平已经可与小型单级离心压气机的相当。
NASA/Williams的FJX-2小型涡扇发动机项目验证了一种5轴加工的多级轴流压气机。目前，单级轴流或混合流风扇还是小型涡扇发动机的不变选择。
4.2涡轮
内流径向和混合流涡轮在小型涡轮增压器和小型燃气涡轮辅助动力装置上已经确立了稳固的地位，因为它结构简单、成本低、性能相对较高，并且易于安装。小型单级轴流涡轮在燃气涡轮的应用中膨胀比已经扩展到了3以下。与2级轴流涡轮相比，单级径向涡轮更高的膨胀比使成本达到最低，但是要求直径更大。利用三维非粘性和粘性设计分析程序，可精确地估算转子叶片表面速度分布，并使之最佳化，同时可使转子尺寸减小，叶片数量减少。材料技术、先进的冷却方案、精密铸造/锻造技术和先进三维气动设计技术的发展，有可能获得小型耐久的冷却径向涡轮。
涡轮采用陶瓷材料后将更鲁棒、涡轮叶片更薄。但是，所有的陶瓷涡轮的抗外来物损伤性都很差，因此要采用这种材料，必须保证燃烧是清洁的，并要避免流路部件的脱落。
4.3轴承和润滑
轴承和转子动力学设计对于同心轴小型涡扇发动机的发展是非常关键的。内部轴的直径、轴承的跨距和尺寸决定了轴的稳定性。
目前，采用普通防磨和空气轴承的小型燃气涡轮发动机旋转速度范围可达60~150krpm。轴承的DN值已接近2000000。这样高的旋转速度意味着轴承的尺寸很小，因此，轴承对内部间隙、温度环境，特别是热端、后轴承的位置非常敏感。来自压气机放气或者润滑系统的充分冷却是非常重要的。采用复合材料轴承罩的燃油润滑轴承和陶瓷球能使发动机的重量更轻，成本更低，由于取消了传统的滑油润滑系统，因此，这种发动机非常适用于巡航导弹的用途。
为减少热端轴承的复杂性，可采用下列设计方案：
（1） 前端空气进口机匣的轴承密封舱位于转子组件上方
（2） 采用低径向载荷和高温度能力的陶瓷轴承
（3） 采用自包容的油脂压缩或蜡供给系统
空气轴承不需要有机润滑或有关的润滑冷却系统，另外在起动过程中的附加阻力也最小。空气轴承的设计要考虑低的推力轴承载荷能力、热量梯度、有限的阻尼和振动敏感性等方面的问题。尽管空气轴承广泛用于飞机空调设备上，但目前只有一种生产型的燃气涡轮发动机采用了空气轴承，那就是Capstone 30kW微型涡轮发动机。
空气轴承（特别是推力轴承）容易带来功率损失的问题，其尺寸可以大到压气机叶轮的直径。对于给定压比和几何尺寸的发动机来说，压气机叶轮的叶尖转速几乎是不变的。对于压气机和推力轴承直径比值固定的发动机来说，轴承的损失与直径成比例，这进一步意味着对于给定的发动机设计，低的转速选择可导致推力轴承的损失更大。对于300krpm的超高转速发动机来说，25%的功率可能消耗在流体力学空气轴承阻力上。
无人机增加的电子设备要求采用轴驱动的高速发电机，这样可扩大轴承的跨距，并进一步影响轴的关键速度特性。
4.4燃烧室
小型发动机燃烧室的设计需要采用先进的燃烧动力学技术，燃烧室设计要考虑的因素包括燃烧室表面面积/体积、增加的壁面熄火效果、喷嘴和喷嘴孔径低燃油流量的影响数量、内外火焰筒之间的同心度以及间隙的泄漏等。上述因素以及其他的如燃油折转要求和燃油粘性等对小型燃气涡轮发动机的影响比微型化对发动机的影响还大。
用旋转击打泵喷射液体燃油是传统高压喷嘴的一个替代方案，燃油可从一个安装在轴上的盘喷射出来，或者从一个电动的盘上喷射出来。无人机和巡航导弹对发动机级数更少、成本更低的要求对燃烧室的体积也提出了要求。
发动机高的涡轮进口温度和高的放热率的结合意味着燃烧室的工作环境是非常恶劣的，特别是燃烧室的内部火焰筒工作条件更严峻。在没有更高的压力降时，火焰筒的冷却是最大的问题。
无人机/巡航导弹用发动机燃烧室的另一个非常重要设计考虑是在所有的任务情况下达到99%起动可靠性。
4.5起动机和附件
燃气涡轮发动机的起动方法有三种：电起动、气体冲击起动和液压起动。起动机的类型、位置和能量储存体积、其他的附件如燃油和滑油压力供给系统、发动机控制和导线是发动机起动系统设计时需要考虑的因素。
为提高功率密度、降低成本和改善经济性，未来的航空发动机将采用全电附件驱动和电起动系统。起动机将安装在发动机轴上。
单转子和双转子涡扇发动机的起动特性是不同的，单转子发动机的惯量和气动阻力更高。单转子涡扇发动机的起动特性与燃气涡轮辅助动力装置的单转子载荷压气机类型相似，起动时调节可调进口导流叶片以减少载荷压气机的气动阻力。
目前，国外提出了发展尺寸更小的、采用吸气式推进的无人机和巡航导弹的需求，用这些无人机和巡航导弹执行过去由各种尺寸更大的有人飞机和射程有限的巡航导弹完成的任务。隐身先进无人机对结构的严格要求需要飞行器系统的功率密度更高，并且运行航程更长和耐久性更好。为满足上述发展的新要求，国外正在研究满足亚声速、扩大航程任务需求的小型涡扇发动机技术。
未来无人机/巡航导弹用小型涡扇发动机的发展需要在性能方面进行折衷，与小尺寸部件结构和制造限制有关的问题不是最重要的问题；为提高发动机的耐久性和降低成本，需要提高发动机的热效率和单位功率。但是，如果为此大大增加了发动机部件的数量和复杂性，就可能危及了任务的可靠性。
采用空气轴承和电动附件的非同心小型涡扇发动机的制造成本最多可比传统双转子同心涡扇发动机的少50%。目前已经有三种小型涡桨发动机采用了非同心的动力涡轮轴，这三种发动机是普惠公司的PT6发动机、罗·罗/艾利逊公司的C30发动机和透博梅卡公司的Arriel发动机。
选择什么样的发动机流路还需要进行更深入的研究，除上面讨论的之外，还应包括成本分解研究、巡航状态的部分载荷性能、冲压空气和储存能量的起动特性、转子动力学和轴承寿命等。同时，当发动机的尺寸进一步减小，发动机在整个任务包线应保持可靠高效的燃烧和连续起动。预计，在一些小的推力级范围内，出于机械设计的考虑和特殊用途的需求，发动机可能需要从传统的双转子涡扇发动机设计向单转子的前风扇设计过渡。
对于采用液体燃料的微型和超微型的涡轮发动机来说，要保持可靠的起动和稳定的燃烧还是个问题，特别是在零度以下的温度条件时，燃烧的可行性是一个最大难题。
2020-10-21 10:08
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2020-09-16 18:27
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