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第1階段（1995年） |
第2階段（2000年） |
第3階段（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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最高溫度 |
275K |
510K |
780K |
表2 VAATE計劃小型渦扇發(fā)動機的技術(shù)目標（以1987年的技術(shù)為基準）
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參數(shù) |
推重比 |
耗油率 |
成本 |
經(jīng)濟可承受性 |
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目標 |
2.2倍 |
-33% |
-62% |
8.9倍 |
其中，推進系統(tǒng)的經(jīng)濟可承受性的定義為能力與壽命期成本之比，其中能力為推重比和耗油率的函數(shù)。這種技術(shù)進步對于亞聲速無人作戰(zhàn)飛機發(fā)動機來說，相當于壽命期內(nèi)節(jié)省13億美元的費用，作戰(zhàn)半徑增加150%，或空中巡邏時間增加3倍。
21世紀，隨著無人機/巡航導彈技術(shù)的更大發(fā)展，無人機/巡航導彈的動力技術(shù)必將獲得更大進步。據(jù)預測，未來20年，世界無人機用渦扇發(fā)動機的市場需求預計為1000臺（無人作戰(zhàn)飛機發(fā)動機500臺，無人偵察機發(fā)動機500臺），總產(chǎn)值36億美元（無人作戰(zhàn)飛機發(fā)動機23億美元，無人偵察機動力13億美元），其中，小型渦扇發(fā)動機占有很大比例。
未來無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機的發(fā)展將通過兩種途徑，一是在現(xiàn)有的發(fā)動機基礎(chǔ)上采用先進的技術(shù)進一步改型發(fā)展，另一條途徑是發(fā)展全新的發(fā)動機。
國外已經(jīng)提出了一些用于未來無人機/巡航導彈的先進小型渦扇發(fā)動機概念，盡管它們不能達到傳統(tǒng)雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機的全部性能能力，但仍有可能帶來經(jīng)濟性方面的好處。
未來無人機將比有人飛機需要更多的電力，并且，未來的無人機/巡航導彈還要求發(fā)動機在長時間的儲存期內(nèi)無需維修，因此，無需潤滑、大大減少維修工作量的多電發(fā)動機將是未來無人機/巡航導彈動力的一個發(fā)展方向。未來先進的小型無人機和巡航導彈對耐久性和隱身的要求更高，并且任務范圍更廣，因此需要采用熱效率和功率密度更高的小型渦扇發(fā)動機。另外，對于一次性使用的無人機/巡航導彈來說，需要短壽命、低成本的發(fā)動機，為此，減少發(fā)動機部件的數(shù)目和簡化流路是未來無人機/巡航導彈動力技術(shù)的一個重要發(fā)展方向。
3 未來無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機的設計考慮
設計一臺無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機的主要限制條件包括：經(jīng)濟可承受性、最少的部件數(shù)量、小的前部面積、小的任務濕重、高的起動可靠性、低可探測性、更長的儲存壽命、任務燃油和液體的后勤保障。
為達到低成本，小型渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)必須非常簡單，部件的數(shù)目應盡可能少，熱端部件應采用簡單的外部沖擊冷卻。部件和零件數(shù)目的減少也有利于提高發(fā)動機的可靠性，同時也顯然能減少發(fā)動機的成本和減少累計限制公差。為此，小型發(fā)動機的壓氣機和渦輪轉(zhuǎn)子常常做成整體機匣。小型渦扇發(fā)動機的設計還需要考慮一個位于熱端、用于支撐內(nèi)軸、定位軸承和提供潤滑的軸承機匣。另外，發(fā)動機性能的提高也必須同時伴隨著發(fā)動機控制系統(tǒng)和附件的技術(shù)小型化改進。例如，由于發(fā)動機的起動系統(tǒng)可能大大增加重量和前部面積，因此簡化起動系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)也能使發(fā)動機的結(jié)構(gòu)更加簡單。
未來小尺寸航空推進系統(tǒng)的研究重點將始終是通過改進發(fā)動機的氣動熱力技術(shù)和提高溫度、采用密度更低的材料提高發(fā)動機的功率密度和改善燃油的經(jīng)濟性。當推力一定時，提高發(fā)動機的功率密度可減少發(fā)動機的尺寸。例如功率密度提高100%，可使發(fā)動機的尺寸減少40%，轉(zhuǎn)速提高40%。
傳統(tǒng)雙轉(zhuǎn)子前風扇渦扇發(fā)動機的低壓前風扇轉(zhuǎn)子和高壓核心機轉(zhuǎn)子是同心的，這種結(jié)構(gòu)已經(jīng)被成功地用于小型渦扇發(fā)動機中，并且，發(fā)動機低壓內(nèi)軸的直徑和轉(zhuǎn)速分別達到了14mm和35000rpm的量級。但是，對于同心的小型渦扇發(fā)動機來說，軸承和轉(zhuǎn)子動力學設計是一項十分關(guān)鍵的技術(shù)。發(fā)動機內(nèi)軸的直徑、軸承的跨度和尺寸決定了軸的穩(wěn)定性。隨著低壓軸直徑的進一步縮小和轉(zhuǎn)速的進一步加大，轉(zhuǎn)子動力學和軸承潤滑系統(tǒng)機械設計方面的問題將愈加突出。
為此，國外提出了一些替代的渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)，取消了發(fā)動機的同心軸，例如ATF后風扇發(fā)動機和單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機。目前國外正在研究的無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機有5種。
（1） 雙轉(zhuǎn)子同心軸渦扇發(fā)動機
傳統(tǒng)的雙轉(zhuǎn)子同心軸渦扇發(fā)動機壟斷了目前所有的生產(chǎn)型渦扇發(fā)動機，它的性能較好，運行成本較低，但存在縮尺上的復雜性，這種流路的發(fā)動機縮尺將帶來軸承尺寸、位置、潤滑和起動機安裝等方面的困難，當發(fā)動機的尺寸小到一定程度，制造的成本過高，發(fā)動機的性能好處就不突出了。
最近，NASA/Williams公司研制了一種小型、低成本、輕重量的雙轉(zhuǎn)子同心軸渦扇發(fā)動機FJX-2，推力達到了311daN，內(nèi)部直徑小于36cm，重量只有34kg。
?。?） 后風扇發(fā)動機
后風扇發(fā)動機的流路與GE公司的CF700發(fā)動機相似，該發(fā)動機采用整體的低壓渦輪和風扇，由于沒有壓氣機，降低了總功率密度。
整體的低壓渦輪和風扇設計，以及熱氣流和冷氣流之間的密封對于小尺寸的發(fā)動機來說更加困難，因此，將渦輪葉片翻轉(zhuǎn)、風扇裝到輪轂上可達到更好的葉尖速度匹配，這種結(jié)構(gòu)的一個好處是能將所有的發(fā)動機附件安裝到核心軸的外部尺寸以內(nèi)。另一種小型的后風扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)是Williams公司的軸流式結(jié)構(gòu)。
?。?） ATF3型流路的發(fā)動機
霍尼韋爾公司ATF3型回流結(jié)構(gòu)的小型渦扇發(fā)動機避免了同心軸存在的問題，通過核心排氣流的180度轉(zhuǎn)彎增大了壓力降。由于來自低壓渦輪的熱氣流必然通過核心外部風扇氣流傳遞，因此，風扇流量與核心流量的比值是控制交叉涵道和支撐相對尺寸的重要設計變量。該發(fā)動機的核心部分很容易接近。
?。?） 單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機
采用一種簡單的渦扇發(fā)動機流路，可避免同心軸和/或雙轉(zhuǎn)子同心軸渦扇發(fā)動機的復雜涵道。但是，這種流路存在風扇和核心機的匹配問題，使風扇葉尖馬赫數(shù)很高和單級渦輪設計載荷過高。一種小型的雙級軸流渦輪避免了渦輪級負荷過高的問題，但是帶來了"熱端"軸承和葉尖間隙敏感性方面的問題。因此，渦輪和壓氣機設計性能也受到影響。
小型發(fā)動機增大的旋轉(zhuǎn)組件慣量影響了起動特性，因此要求進口導向葉片面積可調(diào)，以減少風扇的載荷和增加起動能量。
?。?） 齒輪傳動的單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機
在高壓壓氣機和風扇之間增加一個減速齒輪，能解決風扇-核心機的轉(zhuǎn)速不匹配問題，因此有助于增加發(fā)動機的總壓縮效率和涵道比。但是，這一性能方面的好處被高速齒輪箱的機械復雜性和功率損失所抵消，齒輪箱需要另外的滑油來冷卻。
4 未來無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機部件設計的考慮
發(fā)動機部件的數(shù)量和類型直接影響發(fā)動機的制造成本。因此，小型渦扇發(fā)動機的設計適宜采用高級負荷工作能力的發(fā)動機部件，如離心壓氣機。另外，在小型渦扇發(fā)動機的設計中，在流路結(jié)構(gòu)的選擇、發(fā)動機各個部件的特點方面也有一些實際的設計考慮。
4.1壓氣機
壓氣機的類型和壓比選擇是小型渦扇發(fā)動機設計中需要考慮的一個重要內(nèi)容。目前，采用單級離心、混合流、多極軸流壓氣機和上述幾種形式壓氣機組合的小型燃氣渦輪發(fā)動機設計總壓比范圍已經(jīng)達到了2.5~8。
離心壓氣機對間隙損失最不敏感，有較好的抗進口流量畸變特性，喘振裕度比較大。小型多級軸流壓氣機的性能對葉尖間隙的影響、葉片表面的光潔度和級匹配非常敏感，目前驗證的結(jié)果認為，多極軸流壓氣機的效率水平已經(jīng)可與小型單級離心壓氣機的相當。
NASA/Williams的FJX-2小型渦扇發(fā)動機項目驗證了一種5軸加工的多級軸流壓氣機。目前，單級軸流或混合流風扇還是小型渦扇發(fā)動機的不變選擇。
4.2渦輪
內(nèi)流徑向和混合流渦輪在小型渦輪增壓器和小型燃氣渦輪輔助動力裝置上已經(jīng)確立了穩(wěn)固的地位，因為它結(jié)構(gòu)簡單、成本低、性能相對較高，并且易于安裝。小型單級軸流渦輪在燃氣渦輪的應用中膨脹比已經(jīng)擴展到了3以下。與2級軸流渦輪相比，單級徑向渦輪更高的膨脹比使成本達到最低，但是要求直徑更大。利用三維非粘性和粘性設計分析程序，可精確地估算轉(zhuǎn)子葉片表面速度分布，并使之最佳化，同時可使轉(zhuǎn)子尺寸減小，葉片數(shù)量減少。材料技術(shù)、先進的冷卻方案、精密鑄造/鍛造技術(shù)和先進三維氣動設計技術(shù)的發(fā)展，有可能獲得小型耐久的冷卻徑向渦輪。
渦輪采用陶瓷材料后將更魯棒、渦輪葉片更薄。但是，所有的陶瓷渦輪的抗外來物損傷性都很差，因此要采用這種材料，必須保證燃燒是清潔的，并要避免流路部件的脫落。
4.3軸承和潤滑
軸承和轉(zhuǎn)子動力學設計對于同心軸小型渦扇發(fā)動機的發(fā)展是非常關(guān)鍵的。內(nèi)部軸的直徑、軸承的跨距和尺寸決定了軸的穩(wěn)定性。
目前，采用普通防磨和空氣軸承的小型燃氣渦輪發(fā)動機旋轉(zhuǎn)速度范圍可達60~150krpm。軸承的DN值已接近2000000。這樣高的旋轉(zhuǎn)速度意味著軸承的尺寸很小，因此，軸承對內(nèi)部間隙、溫度環(huán)境，特別是熱端、后軸承的位置非常敏感。來自壓氣機放氣或者潤滑系統(tǒng)的充分冷卻是非常重要的。采用復合材料軸承罩的燃油潤滑軸承和陶瓷球能使發(fā)動機的重量更輕，成本更低，由于取消了傳統(tǒng)的滑油潤滑系統(tǒng)，因此，這種發(fā)動機非常適用于巡航導彈的用途。
為減少熱端軸承的復雜性，可采用下列設計方案：
?。?） 前端空氣進口機匣的軸承密封艙位于轉(zhuǎn)子組件上方
?。?） 采用低徑向載荷和高溫度能力的陶瓷軸承
?。?） 采用自包容的油脂壓縮或蠟供給系統(tǒng)
空氣軸承不需要有機潤滑或有關(guān)的潤滑冷卻系統(tǒng)，另外在起動過程中的附加阻力也最小?？諝廨S承的設計要考慮低的推力軸承載荷能力、熱量梯度、有限的阻尼和振動敏感性等方面的問題。盡管空氣軸承廣泛用于飛機空調(diào)設備上，但目前只有一種生產(chǎn)型的燃氣渦輪發(fā)動機采用了空氣軸承，那就是Capstone 30kW微型渦輪發(fā)動機。
空氣軸承（特別是推力軸承）容易帶來功率損失的問題，其尺寸可以大到壓氣機葉輪的直徑。對于給定壓比和幾何尺寸的發(fā)動機來說，壓氣機葉輪的葉尖轉(zhuǎn)速幾乎是不變的。對于壓氣機和推力軸承直徑比值固定的發(fā)動機來說，軸承的損失與直徑成比例，這進一步意味著對于給定的發(fā)動機設計，低的轉(zhuǎn)速選擇可導致推力軸承的損失更大。對于300krpm的超高轉(zhuǎn)速發(fā)動機來說，25%的功率可能消耗在流體力學空氣軸承阻力上。
無人機增加的電子設備要求采用軸驅(qū)動的高速發(fā)電機，這樣可擴大軸承的跨距，并進一步影響軸的關(guān)鍵速度特性。
4.4燃燒室
小型發(fā)動機燃燒室的設計需要采用先進的燃燒動力學技術(shù)，燃燒室設計要考慮的因素包括燃燒室表面面積/體積、增加的壁面熄火效果、噴嘴和噴嘴孔徑低燃油流量的影響數(shù)量、內(nèi)外火焰筒之間的同心度以及間隙的泄漏等。上述因素以及其他的如燃油折轉(zhuǎn)要求和燃油粘性等對小型燃氣渦輪發(fā)動機的影響比微型化對發(fā)動機的影響還大。
用旋轉(zhuǎn)擊打泵噴射液體燃油是傳統(tǒng)高壓噴嘴的一個替代方案，燃油可從一個安裝在軸上的盤噴射出來，或者從一個電動的盤上噴射出來。無人機和巡航導彈對發(fā)動機級數(shù)更少、成本更低的要求對燃燒室的體積也提出了要求。
發(fā)動機高的渦輪進口溫度和高的放熱率的結(jié)合意味著燃燒室的工作環(huán)境是非常惡劣的，特別是燃燒室的內(nèi)部火焰筒工作條件更嚴峻。在沒有更高的壓力降時，火焰筒的冷卻是最大的問題。
無人機/巡航導彈用發(fā)動機燃燒室的另一個非常重要設計考慮是在所有的任務情況下達到99%起動可靠性。
4.5起動機和附件
燃氣渦輪發(fā)動機的起動方法有三種：電起動、氣體沖擊起動和液壓起動。起動機的類型、位置和能量儲存體積、其他的附件如燃油和滑油壓力供給系統(tǒng)、發(fā)動機控制和導線是發(fā)動機起動系統(tǒng)設計時需要考慮的因素。
為提高功率密度、降低成本和改善經(jīng)濟性，未來的航空發(fā)動機將采用全電附件驅(qū)動和電起動系統(tǒng)。起動機將安裝在發(fā)動機軸上。
單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機的起動特性是不同的，單轉(zhuǎn)子發(fā)動機的慣量和氣動阻力更高。單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機的起動特性與燃氣渦輪輔助動力裝置的單轉(zhuǎn)子載荷壓氣機類型相似，起動時調(diào)節(jié)可調(diào)進口導流葉片以減少載荷壓氣機的氣動阻力。
目前，國外提出了發(fā)展尺寸更小的、采用吸氣式推進的無人機和巡航導彈的需求，用這些無人機和巡航導彈執(zhí)行過去由各種尺寸更大的有人飛機和射程有限的巡航導彈完成的任務。隱身先進無人機對結(jié)構(gòu)的嚴格要求需要飛行器系統(tǒng)的功率密度更高，并且運行航程更長和耐久性更好。為滿足上述發(fā)展的新要求，國外正在研究滿足亞聲速、擴大航程任務需求的小型渦扇發(fā)動機技術(shù)。
未來無人機/巡航導彈用小型渦扇發(fā)動機的發(fā)展需要在性能方面進行折衷，與小尺寸部件結(jié)構(gòu)和制造限制有關(guān)的問題不是最重要的問題；為提高發(fā)動機的耐久性和降低成本，需要提高發(fā)動機的熱效率和單位功率。但是，如果為此大大增加了發(fā)動機部件的數(shù)量和復雜性，就可能危及了任務的可靠性。
采用空氣軸承和電動附件的非同心小型渦扇發(fā)動機的制造成本最多可比傳統(tǒng)雙轉(zhuǎn)子同心渦扇發(fā)動機的少50%。目前已經(jīng)有三種小型渦槳發(fā)動機采用了非同心的動力渦輪軸，這三種發(fā)動機是普惠公司的PT6發(fā)動機、羅·羅/艾利遜公司的C30發(fā)動機和透博梅卡公司的Arriel發(fā)動機。
選擇什么樣的發(fā)動機流路還需要進行更深入的研究，除上面討論的之外，還應包括成本分解研究、巡航狀態(tài)的部分載荷性能、沖壓空氣和儲存能量的起動特性、轉(zhuǎn)子動力學和軸承壽命等。同時，當發(fā)動機的尺寸進一步減小，發(fā)動機在整個任務包線應保持可靠高效的燃燒和連續(xù)起動。預計，在一些小的推力級范圍內(nèi)，出于機械設計的考慮和特殊用途的需求，發(fā)動機可能需要從傳統(tǒng)的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機設計向單轉(zhuǎn)子的前風扇設計過渡。
對于采用液體燃料的微型和超微型的渦輪發(fā)動機來說，要保持可靠的起動和穩(wěn)定的燃燒還是個問題，特別是在零度以下的溫度條件時，燃燒的可行性是一個最大難題。
2020-10-21 10:08
2020-10-11 11:52
2020-09-16 18:27
2020-09-01 08:21
2020-08-27 16:24
2020-08-13 08:54
2020-08-11 17:29
2020-08-04 16:41
2020-07-27 11:49
2020-07-13 12:06
