高推重比微型渦噴發動機關鍵技術分析
高推重比微型渦噴發動機是中小型高速無人機的核心部件，壓氣機、燃燒室、渦輪和軸承等是微型渦噴發動機的關鍵部件。某微型渦噴發動機採用單級離心壓氣機、向心式徑向渦輪以及蒸發管式環行燃燒室的總體結構方案，實現了發動機的小型化、高推重比，已經成功應用在多個型號無人機上。
目前，國內外中小型無人機廣泛採用的動力裝置包括活塞發動機和渦噴發動機。相比於活塞發動機，渦噴發動機推力較大，可以實現無人機高速飛行，是中小型高速無人機動力裝置的較優選擇。通常認為，發動機推力在100daN以下的噴氣式發動機為微型渦噴發動機，其關鍵部件為壓氣機、燃燒室、渦輪和軸承。微型渦噴發動機的工作原理：空氣通過進氣道被吸入壓氣機;壓氣機中高速旋轉的葉片對空氣進行壓縮，以提高空氣的壓力;高壓空氣在燃燒室內和燃油混合、燃燒，將化學能轉變為熱能，形成高温高壓燃氣;高温高壓燃氣首先在渦輪內膨脹，推動渦輪旋轉，帶動壓氣機;然後燃氣在尾噴管內繼續膨脹，並以較高的速度噴出，從而產生推力。微型渦噴發動機設計原則及關鍵技術
微型渦噴發動機設計原則
渦噴發動機的設計受到無人機功能的約束，必須滿足無人的功能需求。小型渦噴發動機主要用於中小型高速無人機，其主要設計要求是：結構簡單、迎風面積小、零件少、可靠性高、成本低。為滿足設計要求，設計過程中應遵循以下原則：
最大限度利用成熟技術。小型渦噴發動機的研製是一項十分複雜的系統工程，研製週期長，為了降低風險，提高可靠性，小型發動機的設計必須最大限度利用已有成熟技術，在滿足任務需求的前提下可以在原有型號基礎上通過衍生發展，得到性能更好、可靠性更高、的發動機，這樣可以有效縮短研製週期，所需經費相對較少、技術風險相也較低。
要具備多種起動方式。渦噴發動機起動是一個非穩態過程，存在諸多不確定因素，是渦噴發動機故障多發區，目前小型渦噴發動機的起動方式主要有三種。（1）電起動機：優點是使用簡單，啓動完全自動化;缺點是系統質量較大，對外界環境敏感。（2）高壓冷氣啓動器：利用高壓氣瓶中的高壓氣體瞬時開啓產生的高速高壓氣流衝擊渦輪葉片。優點是結構簡單;缺點是體積較大。（3）火藥燃氣啓動：火藥燃氣衝擊渦輪葉片氣動。優點是啓動時間短，功率大，結構簡單，重量輕，存儲時問長;主要缺點是啓動次數有限，燃氣温度較高。
環境的適應強。現代戰場環境複雜，無人機必須滿足在較惡劣條件下起飛執行任務的能力，這就對渦噴發動機設計提高了較高要求。氣候多樣飛行條件氣候變化對渦噴發動機性能影響很大。環境温度對於渦噴發動機性能具有很大影響，不同季節環境温差可達到50℃，此時發動機內部零件的間隙以及過盈量可能發生變化，已經不滿足設計要求。發動機內電子產品可能失效，滑油低温下粘度會急劇上升，導致發動機不啓動。
較高的抗進氣畸變。高速無人機多采用短“s”型進氣道作為發動機的進氣系統，進氣道出口即發動機進口。進氣道出口壓力場有畸變和總壓損失，壓氣機進口的流場不均勻。這種不均勻導致流體總壓損失較大，因此發動機設計過程中必須考慮較高的抗氣流畸變能力。
紅外熱信號低。
結構簡單尺寸小、重量輕。這一原則是所有發動機的共同設計原則，在滿足設計原則的基礎上，儘可能提高功率密度。
小型渦噴發動機關鍵技術
不同於大中型渦噴發動機，無人機用小型渦噴發動在設計過程中不可避免一些特有問題，比如小推力，整體式零件結構和小尺寸效應等。
（1）壓氣機類型
現有渦輪發動機壓氣機增壓比約為2.5～8。小型渦噴發動適用的的壓氣機有三種，分別為：單極離心式、單極混合式和多級軸流式。單極離心式零部件少，結構簡單，成本低，但是迎風面積大，轉速高。單極混合式迎風面積小，部件少，缺點是轉速高。多級軸流式轉速低迎風面積小但是零部件多結構複雜。目前採用最多的是混合式壓氣機，研究重點是離心壓氣技術和離心級和軸流級之間的匹配問題。
（2）渦輪類型
目前小型渦噴發動機使用的單極渦輪有三種類型，軸流式、徑流式和混合流式。其中徑流式和混合流式渦輪由於其簡單性、成本低、較高的性能和簡單的安置，在小渦輪機領域占主導地位。混合流式渦輪因靜子徑向高度減小且能夠在葉片負荷稍大的情況下工作，目前應用於高比轉速渦輪增壓器和渦噴發動機。小型軸流式渦輪對葉尖間隙效應很敏感，於是對葉尖間隙和葉片高度之比也很敏感，若葉尖間隙可以達到最小，那麼該效率將受葉片高度影響很大。
（3）軸承
目前，小型燃氣渦輪發動機的工作轉速在60000～150000r/m之間，所用的軸承有兩類：空氣軸承和抗磨軸承，在高轉速下軸承對內部間隙和温度十分敏感，因此必須考慮軸承冷卻。內軸直徑、軸承間跨距和軸承尺寸對軸承穩定性有重要影響，是渦噴發動機設計的一個難點。
（4）新型高效短燃燒室設計
相比於小型渦噴發動機燃燒室尺寸較小（釐米級），存在以下技術難點主要有：面容比大，使得傳熱損失較大;燃燒駐留時間短，有可能出現燃燒不充分現象;燃燒室流阻大，同時噴注混合等也存在較大技術難度。
（5）小尺寸效應和小流量效應下的結構設計
這就要求加強研究小尺寸、小流量、小雷諾數條件下附面層及葉尖間隙影響更大的壓氣機、渦輪、整機氣動熱力技術，小尺寸小冷氣量下的渦輪冷卻、葉尖間隙精確控制與發動機封嚴技術，小尺寸高温高熱容強度燃燒室術，小尺寸構件緊湊佈局技術以及小尺寸小流量高轉速下的特殊測試技術及成附件技術等問題。
（6）高硬度耐高温材料
提高發動機功率密度的一個有效辦法是採用低密度耐高温材料。耐高温材料的應用可以有效提高渦輪前温度，目前研究重點是非金屬複合材料。例如美國的綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃中就研究採用高温超級合金和隔熱塗層、高温高強度有機物基複合材料、陶瓷基複合材料、超耐熱合金基複合材料等高硬度耐高温材料作為發動機材料。
小型渦噴發動機設計與實現壓氣機
單級離心壓氣機由壓氣輪和擴壓器組成，對發動機進氣進行壓縮，並將壓縮空氣擴壓後引入燃燒室。發動機採用的是後彎式壓氣輪，其主要優點是：當沿壓氣機等轉速線流量減少時，能使輸入功增加，從而保證壓氣機工作的穩定性;可以有效的控制工作輪載荷分佈，降低擴壓器進口馬赫數，使擴壓器葉片能適應較大的攻角範圍。
壓氣機葉輪不僅幾何形狀、結構形式及與相鄰部件的連接方式複雜，而且由於處於高速旋轉工作狀態，壓氣機葉輪在承受離心載荷、熱載荷、裝配載荷的同時，其葉片上還承受較大的氣動載荷，因此其工況較惡劣。在保證壓氣機氣動參數的同時，根據飛行包線內典型工作狀態下載荷分佈，通過對壓氣機葉輪進行的強度校核及結構優化，確保了在發動機最大轉速離心力作用下，壓氣機葉輪總體應力滿足可靠工作的要求，與此同時進行葉尖間隙分析和優化調整，使葉輪在離心載荷與氣動載荷的綜合作用下能夠處於彈性變形範圍內，保證最大徑向位移滿足葉尖間隙使用要求。壓氣機葉輪的應力分佈雲圖、變形雲圖如圖2，圖3所示：
燃燒室
發動機選擇環型燃燒室，結構簡單、緊湊，容積利用率較高。燃燒室由內外兩個同心圓筒作為燃燒室和火焰筒的殼體，從壓氣機過來的壓縮空氣由內外殼體上的進氣孔進入燃燒室。為了保證在高速流動狀態下穩定燃燒，並保證良好的燃燒效果，發動機的液體燃料必須以霧化狀態與空氣混合後進行燃燒。由於結構空間的限制，微型噴氣發動機不能使用霧化噴嘴，為了保證燃油必須充分霧化，採用圖4所示蒸發管內直接噴油形式供油。由於蒸發管位於火焰燃燒區域，蒸發管經過燃燒火焰的加熱使其內部產生高温，高速噴射到蒸發管的燃油經過高温蒸發而汽化，將蒸發管內餘氣係數α控制在0.2～0.3之間，保證燃油在蒸發管內不會燃燒。當汽化的燃油從蒸發管進入燃燒區與主燃孔的氣流混合，混合氣的餘氣係數α達到1左右，混合氣不僅容易點燃，而且能夠燃燒充分。採用此種結構後，不僅使燃油得到了良好的霧化，而且將燃燒室的長徑比控制在0.75，減小了發動機的整機結構尺寸。
渦輪
渦輪作為動力驅動轉子進行高速旋轉，是航空發動機的關鍵部件，由於處於高温工作狀態下，工作環境比壓氣機葉輪更加惡劣。發動機採用的是單級向心式渦輪，葉片與輪盤連接採用整體鑄造方式，具有製造工藝簡單，整體強度、剛度性能好等特點。
根據飛行包線內典型工作狀態下載荷分佈，通過對渦輪葉輪進行的強度校核及結構優化，確保了在發動機最大轉速離心力作用下，渦輪總體應力滿足可靠工作的要求，與此同時進行葉尖間隙分析和優化調整，使渦輪在離心載荷與氣動載荷的綜合作用下能夠處於彈性變形範圍內，保證最大徑向位移滿足葉尖間隙使用要求。渦輪的應力分佈雲圖、變形雲圖如圖5、圖6所示。
軸承
渦噴發動機在高温、高速的特殊環境下工作，很難保證良好的潤滑條件，現有的鋼軸承用於渦噴發動機，就會出現温升高、壽命低、剛度不足等問題。依據超高速軸承動力學理論及其技術，研製了無保持架的陶瓷滾珠軸承。選用軸承材料為M50鋼，滾珠材料為氮化硅陶瓷，其材料參數如表1所示。
軸承精度、壽命都與接觸應力和變形相關。在靜載條件下，可以用Hertz接觸理論分析接觸應力、應變。根據有限元模型進行計算，得到氮化硅滾珠上的應力分佈如圖7。
內套圈接觸負荷、表面接觸應力隨溝曲率半徑係數f的變化分別如圖8所示。
對於陶瓷球軸承，由於氮化硅的彈性模量比鋼大，軸承受載時球和套圈的變形很小。為了增大球與套圈溝道間的密合度，選用了較小的溝曲率半徑值。採用耐高温陶瓷滾珠、特殊鋼內外圈、無保持架結構的專用角接觸向心球軸承，並設計了合理的軸承冷卻潤滑形式，成功解決了高温高速條件下軸承可靠運轉的技術難題。
結束語
本文分析了微型渦噴發動機設計原則和關鍵技術，設計了某微型渦噴發動機，對壓氣機、燃燒室、渦輪和軸承等關鍵部件進行了仿真計算分析，解決了渦輪和軸承在高温、高速環境下工作的可靠性，實現了發動機的小型化和高推重比。