微型渦輪噴氣發動機發展綜述

薛然然，李鳳超

(中國航空工業集團公司 中國航空研究院，北京 100012)

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微型渦輪噴氣發動機發展綜述

薛然然，李鳳超

(中國航空工業集團公司 中國航空研究院，北京 100012)

100 daN以下推力的微型渦輪噴氣發動機能為微小型飛行器提供優質和可靠的動力，已成為國內外研究的熱點。微型渦輪噴氣發動機具有尺寸小、轉速高、零件數少、工作時間長、推力易調節、紅外輻射低、能重復使用等優點。其推重比已經超過11.0，已在無人作戰飛行器、防空武器靶標、精確打擊彈藥、試驗飛行器等裝備上大量應用。本文從研發機構與代表產品、性能與結構特點、應用現狀等方面，對微型渦輪噴氣發動機20世紀50年代以來的發展情況進行了綜述，可為今后國內研制高性能微型渦輪噴氣發動機提供參考。隨著進一步降低成本、提高推重比，微型渦輪噴氣發動機將有更強的競爭力和更廣的發展前景。

航空發動機; 渦輪噴氣; 微型; 技術參數; 應用

0 引 言

按照推力的大小，渦輪噴氣發動機和渦輪風扇發動機可分為大型、中型、小型和微型等類型，通常將推力在100 daN以下的發動機稱為微型發動機。由于結構復雜、成本較高，還沒有真正實用的微型渦輪風扇發動機，而微型渦輪噴氣發動機已經用于裝備各種微小型無人機和制導彈藥。隨著飛行器對續航、機動、隱身等性能的更高需求，微型渦輪噴氣發動機憑借其特有的優勢受到越來越多的關注，已成為國內外研究的熱點。

本文以詳實的數據和豐富的實例為基礎，對20世紀50年代以來國內外微型渦輪噴氣發動機的發展進行了梳理和總結。介紹世界知名微型渦輪噴氣發動機的主要研發機構及其代表產品，匯總大量中外典型機型的推力、推重比、耗油率、總壓比、轉速、長度和直徑等技術參數，分析性能和結構的主要特點，歸納在各類微小型軍、民用飛行器方面的應用情況，可為今后微型渦輪噴氣發動機和微型渦輪風扇發動機的研究提供參考。

1 微型渦輪噴氣發動機的主要研發機構及其代表產品

國外微型渦輪噴氣發動機的研究可追溯到20世紀50年代末，先后建立了以Teledyne CAE、Williams International和Microturbo S A等為代表的一批實力雄厚的研發機構，并經過多年不斷實踐和發展，積累了豐富的經驗，技術成熟，產品型號眾多并呈系列化發展。

美國Continental Aviation and Engineering公司成立于1940年，最初是Continental Motors旗下的一個分公司，1969年并入Teledyne 公司，更名為Teledyne CAE，現稱Teledyne Turbine Engines。20世紀70年代初曾為美國海軍設計和生產了最早的巡航導彈用J402系列渦輪噴氣發動機，以此奠定了其在小型航空發動機研發領域里的顯赫地位。該公司在微型渦輪噴氣發動機方面，先后推出了多種產品。Model 305是于20世紀80年代研發的低成本渦輪噴氣發動機，在設計上大量借鑒了已有的成熟經驗和技術[1]，其核心部件為單級離心壓氣機、甩油盤供油的折流環形燃燒室和單級軸流渦輪；305-4A是基本型號，推力為17.8 daN；305-7E是改進型號，在原有尺寸條件下，設計了更高性能的壓氣機，提高了總壓比和進氣量，從而使推力增至40 daN。Model 312(軍方編號J700-CA-400)是該公司研發的另一種以成本低廉和結構簡單為設計目標的渦輪噴氣發動機，1995年安裝在ITALD(ADM-141C)戰術空射誘餌上進行了試飛，其推力79 daN，推重比4.7，總體結構形式與305系列相同。

美國Williams International公司成立于1955年，主要從事微小型渦輪噴氣發動機和渦輪風扇發動機的研制工作。1957年將WR1回熱式自由渦輪發動機改為渦輪噴氣發動機，推力約22 daN[2]。在此基礎上，采用單級離心壓氣機、回流環形燃燒室和單級軸流渦輪的結構，設計了WR2渦輪噴氣發動機，并于1962年完成了首次運轉，產生31 daN的推力[3]，而其批生產型號WR2-6的推力可達到50 daN[4]。20世紀60年代中期，對WR2進行了改進，并于1968年開始生產WR24-6(J400-WR-400)發動機。之后，在原有1級離心壓氣機前增加了1級軸流壓氣機，相繼研制出了WR24-7/7A(J400-WR-401/402)和WR24-8(J400-WR-403/404)，最大推力提高到100 daN以上。目前，該系列發動機仍被多種載人機、無人機和巡航導彈所使用。

法國Microturbo S A公司成立于1961年，是世界知名的無人機和導彈用微小型渦輪噴氣發動機的供應商。其微型渦輪噴氣發動機的代表產品有TRS18、TR3和TR10等[5]。TRS18是20世紀70年代中期開始研制的輕質量系列渦輪噴氣發動機，包括18-046、18-075、18-076、18-1、18-2等多種型號，采用單級離心壓氣機、折流環形燃燒室和單級軸流渦輪的結構，推力處于100～150 daN，主要為靶機提供動力；TR3是一種30 daN推力級的微型渦輪噴氣發動機，直徑130 mm，長度330 mm，質量4 kg，最大飛行馬赫數0.8，最大飛行高度9 km，2005年開始研制，2009年進行了預生產，可用于無人機和輕型導彈；TR10型渦輪噴氣發動機尚處于研制階段，該發動機采用三級軸流壓氣機、直流環形燃燒室和單級軸流渦輪的結構，推力處于80～120 daN，可用于輕型反艦和空面導彈。

美國Hamilton Sundstrand公司由原Hamilton Standard和Sundstrand Corporation于1999年合并成立，現隸屬于United Technologies公司。憑借豐富的飛機輔助動力裝置研制經驗，于20世紀80年代起開始發展微型渦輪發動機。GEMJET是其早期產品，設計推力17.8 daN，推重比3.0，耗油率1.22 kg/daN·h，渦輪前溫度1 050 K，總壓比3.6，最大轉速9.35×104rpm。核心機由進氣機匣、單轉子和單靜子三個部分組成，如圖1所示[6]。該標志性的結構形式被其后續機型所繼承，發展出TJ-90發動機，該發動機在1.02×104rpm轉速下推力可達到48 daN。20世紀90年代以后，又研制了TJ-30、TJ-50、TJ-120和TJ-350等發動機。該系列渦輪噴氣發動機主要應用于無人機和精確打擊彈藥。

圖1 GEMJET的三大部件

美國Technical Directions公司從20世紀90年代起一直為美國軍方設計和發展微型渦輪噴氣發動機。其產品具有推力可調、成本低廉、結構緊湊、起動快捷、適用多種燃料、無需潤滑油、全權限控制等特點。基于車載渦輪增壓器技術采用單軸緊湊結構形式，核心部件包括單級離心壓氣機、回流環形燃燒室和單級向心渦輪。代表型號包括J45、J5和J7等，推力分別為13、25和45 daN，主要用于迷你型精確打擊彈藥。

荷蘭Advanced Micro Turbines公司創建于1991年，主要為遙控飛機、試驗飛機、教學飛機和滑翔機等設計生產微小型渦輪噴氣發動機。1994年開始生產第一種產品Pegasus，推力17 daN。其后，又陸續推出推力為23 daN的Olympus、9 daN的Mercury、39 daN的Titan和78 daN的Nike微型渦輪噴氣發動機，以及最新的推力為157 daN的Lynx小型渦輪噴氣發動機。各型號均采用單級離心壓氣機、蒸發管供油的直流環形燃燒室、單級軸流渦輪和簡單收縮尾噴管，以Olympus發動機結構為例，如圖2所示[7]，通過壓縮空氣或電動機等方式啟動。

圖2 Olympus發動機結構

德國JetCat公司從事航空和艦船模型用微型渦輪噴氣發動機的研制和銷售，其產品型號多，深受航模愛好者們的推崇。早期推出的發動機推力較小，僅在25 daN以下，包括P20、P60、P100、P160和P200等型號。近幾年研制的發動機推力有所提高，如2010年以后推出的30 daN級P300和40 daN級P400，進一步拓展了產品的使用范圍。

除了上述公司之外，國外微型渦輪噴氣發動機的研發機構(代表產品)還包括：美國Aviation Microjet Technology公司(AT-180、AT-280、AT-450、AT-1500以及AT-1700)和SWB Turbines公司(SWB-11、SWB-25、SWB-35、SWB-45、SWB-65以及SWB-100)，英國Microjet Engineering公司(Phoenix HF15、HF30、HF65、HF100以及HF150)和Noel Penny Turbines公司(NPT051、NPT151以及NPT171)，捷克PBS Velka Bites公司(TJ20、TJ40、TJ80以及TJ100)，俄羅斯Granit設計局(MD-45和MD-120)，塞爾維亞EDePro公司(TMM-040)，西班牙Artes Jet Turbines公司(KJ-66、JF-100、JF-160以及AJ-307)，丹麥Simjet公司(700AES、1200AES、2300AES、3000AES以及3600AES)，日本Sophia Precision公司(J450和J850)等。

國內微型渦輪噴氣發動機的研究起步相對較晚。“八五”期間，西北工業大學微型航空發動機研究所自行設計和研制了我國第一臺微型渦輪噴氣發動機原理樣機W2P-1，設計推力108 daN，耗油率1.15 kg/daN·h。1993年進行調試，發動機性能達到預期結果并略優于設計指標，與國外20世紀80年代的同類產品相當[8]。進入21世紀以后，多家軍工單位、科研院校、甚至民營企業開始從事微型渦輪噴氣發動機的研制工作，并相繼設計和推出了多款產品。

從公開發表的文獻和航展發布的信息來看，國內微型渦輪噴氣發動機的研發機構(代表產品)主要包括：中國人民解放軍總參謀部第六十研究所(CYS-40WP和CYS-80WP)、中國航天科工集團第三研究院(20、40、60以及110 daN推力級)、中國航天科技集團公司第七研究院(以下簡稱為航天科技七院)(25、40以及80 daN推力級)、中國科學院工程熱物理研究所(60和80 daN推力級)、南京航空航天大學(MTE-60、MTE-110、MTE-120以及MTE-160)、北京航空航天大學(10、23以及40 daN推力級)、西北工業大學(51 daN推力級)和中國臺灣KingTech Turbines公司(K60、K100以及K210)等。

20世紀80年代以來國內外典型微型渦輪噴氣發動機產品的研發狀況，如圖3所示。

圖3 國內外典型微型渦輪噴氣發動機的研發狀況

2 微型渦輪噴氣發動機的性能和特點

國內外典型微型渦輪噴氣發動機的主要技術參數如表1所示。與大型發動機相比，微型渦輪噴氣發動機具有以下四個顯著特點。

(1) 推力小、尺寸小。國內外40余個微型渦輪噴氣發動機產品的推力、轉速隨直徑變化的曲線如圖4所示，并擬合出趨勢線。從圖4(a)可以看出：100 daN以下推力的發動機，其直徑為分米量級，在250 mm以內；而10 daN以下推力，直徑為厘米量級，例如推力10 daN的P100直徑為97 mm，2.4 daN的P20直徑為60 mm，0.62 daN的Midge直徑為39.9 mm[9]，0.012 5 daN的ME直徑為12 mm[10]。

表1 國內外典型微型渦輪噴氣發動機的技術參數

(a) 發動機推力隨直徑的變化

(b) 發動機轉速隨直徑的變化

(2) 為了獲得更優的性能，轉子的轉速較高。從圖4(b)可以看出：40～100 daN推力的發動機，其轉速為萬轉/分鐘量級，并集中在6.0×104～1.0×105rpm范圍內；40 daN以下推力，轉速增至十萬轉/分鐘量級，甚至達到百萬轉/分鐘量級，例如Midge的試驗轉速已達到4.2×105rpm，而其設計轉速為8.0×105rpm[11]，ME的設計轉速更是高達2.4×106rpm。

(3) 為了降低成本，微型渦輪噴氣發動機在設計上一直力求結構簡單，零件數目少。TJ-50采用單軸結構，壓氣機為單級離心式，渦輪為單級向心式，燃燒室采用回流環形。核心機只有11個零件，即進氣罩、永磁電機、進氣機匣、轉子、擴壓器、燃燒室機匣、火焰筒、渦輪導向器、尾噴管和2個軸承，如圖5所示[12]。Model 312也是單軸結構，只有包括壓氣機、擴壓器、渦輪和整鑄框架在內的10個主要零件[13]。

(4) 由于尺寸較小，使得粘性效應增強，間隙泄漏相對顯著，因此通常認為微型發動機性能較差。然而通過設計高效率的核心部件，優化發動機結構，采用一次成型加工技術，也能夠獲得較高的性能。例如從作為發動機重要性能指標之一的推重比上看，TJ-90達到了10.0[14]；AT-1700在基本型AT-1500原有質量的基礎上提高了推力，推重比可達10.5[15]；在不計及油泵、控制單元、熱傳感器等附件的情況下，Titan發動機的凈質量為3.56 kg，表明其推重比已超過11.0[7]；JetCat公司2014年發布的產品宣傳資料顯示，P300凈質量為2.63 kg，P400凈質量為3.55 kg，二者的推重比均達到11.5左右[16]。

圖5 TJ-50核心機的主要零件

3 微型渦輪噴氣發動機的應用現狀

早期的渦輪噴氣發動機由于尺寸較大，成本較高等原因，很少被選作微小型飛行器的動力裝置。近些年，隨著自身小型化和低成本化的發展，以及飛行器對長航程、高機動、低輻射等性能的需求，微型渦輪噴氣發動機的使用日益普遍，已經裝備各種無人作戰飛行器、防空武器靶標、精確打擊彈藥、試驗飛行器、動力滑翔機和航空模型。

3.1 無人作戰飛行器的動力裝置

微小型無人作戰飛行器廣泛應用于執行戰場偵察、干擾、誘騙、甚至攻擊等任務，其動力主要包括固體火箭發動機、活塞發動機和渦輪噴氣發動機等。相比而言，采用渦輪噴氣發動機的飛行器在續航時間、飛行速度、使用升限、機動突防、紅外隱身等方面具有更好的綜合性能。用于無人作戰飛行器的微型渦輪噴氣發動機包括MALD及其改進型的TJ-50系列、Sperwer HV的TRS18-076等，其主要技術參數如表2所示。

表2 用于無人作戰飛行器的微型渦輪噴氣發動機的技術參數

MALD全稱為Miniature Air-Launched Decoy，即微型空射誘餌，軍方編號ADM-160，是Northrop Grumman公司于20世紀90年代中期研制的一次性使用低成本有動力飛行器。通過模擬B52、F16等母機的飛行狀態、雷達反射面，用“自我犧牲”的方式引開敵方雷達、導彈或戰機的追蹤，從而保護母機的安全。A型長度2.38 m，翼展0.65 m，直徑0.152 m，質量45 kg，飛行距離超過460 km，飛行時間不低于20 min。1999年進行了首次飛行測試，巡航速度達到0.75馬赫。其動力為TJ-50發動機，如圖6所示[12]，其最大推力25 daN，推重比4.1。MALI是帶有戰斗部的改進型，在完成誘餌任務后可作為攻擊預定目標。其發動機為改進的TJ-50M，推力增大到54 daN，從而使誘餌具有了短時超音速飛行能力，最大馬赫數可達到1.1。C型(MAID-J)是最新改進型，具有雷達干擾功能。動力升級為推力67 daN的TJ-120發動機，飛行距離增加至900 km以上。

圖6 TJ-50發動機實物

Sperwer HV是法國SAGEM公司研制的高速突防無人機，用于戰場監視、目標識別和電子干擾，是Sperwer標準型的渦輪噴氣動力改型，計劃取代老式CL-289無人機。2001年6月亮相于第44屆法國巴黎航展。其長度4.2 m，翼展2.4 m，最大發射質量450 kg。主動力為一臺法國Microturbo公司的TRS18-076發動機，推力113 daN，推重比3.1，可保證航程800 km，續航時間1.5 h，巡航速度200 m/s，使用升限10 km。

3.2 防空武器靶標的動力裝置

防空武器靶標是用于高射炮、對空導彈等防空武器系統訓練和評估的必要裝備。渦輪噴氣發動機憑借推力可調、抗畸變能力強、可重復使用等特點，已成為高亞音、高機動、高升限、可回收靶標動力系統的優先選擇。用于防空武器靶標的微型渦輪噴氣發動機包括Chukar的WR24系列、Dani的MD-120、S-200的CYS-40WP和“藍狐”的60 daN推力級等，其主要技術參數如表3所示。

表3 用于防空武器靶標的微型渦輪噴氣發動機的技術參數

Chukar是Northrop Grumman公司20世紀60年代起研制的渦輪噴氣動力亞音速靶機。MQM-74A(Ⅰ型)是最初生產型，由地面或水上發射，裝有Williams International公司的J400-WR-400發動機。20世紀70年代改進為MQM-74C(Ⅱ型)，主動力換為更大推力的J400-WR-401。20世紀70年代末開始生產多用途BQM-74C(Ⅲ型)，可由空中發射，最初采用J400-WR-402發動機，20世紀80年代中期升級為J400-WR-403。20世紀90年代初BQM-74E開始服役，長度3.95 m，翼展1.75 m，高度0.71 m，最大發射質量270 kg，最大航程960 km，由J400-WR-404提供動力。BQM-74F是最新發展型，已于2005年8月首飛。通過改裝更大推力的高性能發動機提高了速度和機動性，增加了航程，能夠更有效、更真實的模擬新型反艦巡航導彈的威脅。該系列靶機一直是美國海軍的主推產品，并出口多個國家，目前仍在大量使用中。

Dani是俄羅斯Sokol試驗設計局研制的一種可回收式靶機，1993年初進行了首次飛行，同年末進入生產階段。長度4.65 m，翼展2.68 m，高度1.05 m，最大發射質量395 kg。主動力為一臺Granit設計局設計的MD-120渦輪噴氣發動機，安裝在機體背部。該發動機采用1級軸流加1級離心的組合式壓氣機、直流環形燃燒室和單級軸流渦輪，如圖7所示[17]，凈推力118 daN，可使靶機實現最大平飛速度200 m/s、海平面最大爬升率1.4 km/min、飛行高度50～9 000 m、續航時間25～40 min[13]。2005年起，改進型Dani-M開始批量生產。為了降低靶機的造價，設計局計劃更換發動機，改裝捷克PBS公司的TJ100發動機是可選方案之一。

圖7 MD-120發動機結構

近些年，國內也研制出多種以微型渦輪噴氣發動機為動力的高性能靶標。2011年9月，中國人民解放軍總參謀部第六十研究所S-200高亞音速無人靶機亮相第十四屆北京國際航空展，主動力為一臺CYS-40WP發動機。該發動機采用單級離心壓氣機、環形燃燒室和單級向心渦輪，推力40 daN，直徑154 mm，長度420 mm，推重比5.8，最大耗油率1.45kg/daN·h，使用升限8 km，壽命20 h，采用混合油料和數字式燃調控制系統。

在2012年11月舉行的第九屆珠海航展上，中航工業江西洪都航空工業集團有限責任公司展出了“藍狐”高機動靶機。該機最大平飛馬赫數為0.75，使用升限8 km，以兩臺由中科院工程熱物理研究所研制的微型渦輪噴氣發動機為主動力裝置。該發動機亮相2014年珠海航展，宣傳資料顯示其最大推力60 daN，推重比6.5，最大耗油率1.4 kg/daN·h，壽命20 h，已經累計完成地面試驗800余小時，進入小批量生產階段。在此基礎上研發出80 daN的升級型號，推重比達到7.8，最大耗油率1.2 kg/daN·h，壽命30 h，已經完成地面臺架試驗、耐久性試驗和高原試驗。

3.3 精確打擊彈藥的動力裝置

在精確打擊呈現常態化的過程中，各種輕型彈藥大量出現。固體火箭發動機曾幾乎一度是其主動力的唯一選擇，雖然結構簡單、使用可靠，但也具有工作時間短、推力不易控制等缺點。渦輪噴氣發動機在減小尺寸、降低成本之后，顯著提高了競爭力，逐步打破了固體火箭發動機的壟斷局面。與固體火箭發動機相比，渦輪噴氣發動機特別適用于巡飛時間長、射程遠的輕型彈藥。用于精確打擊彈藥的微型渦輪噴氣發動機，例如LOCAAS的TDI-J45、ALAS的TMM-040等，其主要技術參數如表4所示。

表4 用于精確打擊彈藥的微型渦輪噴氣發動機的技術參數

LOCAAS全稱為Low Cost Autonomous Attack System，即低成本自主攻擊系統，是美國Lockheed Martin公司于20世紀90年代中期開始研制的一種防區外發射的小型精確制導彈藥。其動力型長度914 mm，翼展1 190 mm，質量43 kg，可采用多種方式發射。利用一臺微型渦輪噴氣發動機飛行至作戰區域上空后，在230 m高度巡航，自主尋找、捕獲并伺機攻擊裝甲車輛、導彈發射系統等目標。試驗型的動力裝置為TJ-50發動機，可保證彈體飛行30 min左右、射程約200 km。生產型則采用Technical Directions Incorporation的TDI-J45渦輪噴氣發動機，如圖8所示[18]，最大推力13 daN，推重比3.2，耗油率1.3 kg/daN·h。該發動機已成為“明星”產品，還是LAM(巡飛攻擊導彈)和SMACM(微型監視攻擊巡航導彈)等彈藥的首選動力裝置。

圖8 TDI-J45發動機實物

JSOW(AGM-154)全稱為Joint Standoff Weapon，即聯合防區外武器，是美國Raytheon公司于20世紀80年代起開始研制的一種模塊化高殺傷性防區外精確打擊彈藥。初期型號均為無動力滑翔型，低空投放射程為22 km，高空投放射程為130 km。為了增加射程和突防能力，發展了有動力型。1995年9月，安裝有WR24-8發動機的D/E型進行了第一次飛行試驗，高空投放射程增至200 km以上。2009年11月，增程型JSOW-ER進行了首次自由飛行演示試驗，動力為TJ-120發動機。新型發動機顯著提高了射程，在試驗中彈體就飛行了480 km，而預計其最大射程更是可以達到560 km[19]。

ALAS全稱為Advanced Light Attack System，即先進輕型攻擊系統，是塞爾維亞Engine Development and Production公司研制的一種遠程多用途高殺傷性導彈系統。可從輕型車輛、小型艦艇或者直升機上發射，用于攻擊軍事和建筑目標。由固體燃料助推器加速至最大150 m/s左右的初始速度后，主渦輪噴氣發動機TMM-040繼續提供動力。該發動機推力40 daN，推重比7.3，可使導彈達到200 m/s左右的最大飛行速度。其為單軸結構，壓氣機采用結構較為復雜的三級跨音軸流形式，而燃燒室和渦輪都是常規的直流環形和單級軸流形式，如圖9所示[20]。

圖9 TMM-040發動機結構

3.4 試驗飛行器等裝備的動力裝置

微型渦輪噴氣發動機還被用于多種試驗飛行器、動力滑翔機和航空模型，如X-43系列低速試驗機的AT-1500與SWB-100、X-48系列試驗機的P200與Titan等，其主要技術參數如表5所示。

表5 用于試驗飛行器、動力滑翔機和航空模型的微型渦輪噴氣發動機的技術參數

Hyper-X是美國NASA近年來開展的高超聲速技術研究計劃，試驗飛行器代號X-43。A型試驗機采用升力體式設計，以超然沖壓發動機為動力，設計飛行馬赫數為10。為了開發低速飛行測試數據庫并驗證控制規律，2001年9月對其全尺寸低速試驗機X-43A-LS進行了飛行測試。動力裝置采用1臺Aviation Microjet Technology公司的AT-1500渦輪噴氣發動機，推力約61 daN，推重比7.5，耗油率1.2 kg/daN·h[21-22]。B型試驗機采用組合循環發動機推進，飛行速度為7馬赫。2002年其低速試驗機X-43B-LS完成飛行試驗，動力裝置采用3臺SWB Turbines公司的SWB-100渦輪噴氣發動機，單臺推力48.5 daN，推重比9.5，耗油率1.31 kg/daN·h。核心部件采用先進的設計方法，壓氣機、渦輪和燃燒室的效率分別達到了73.3%、84.4%和99%[15]。

X-48是美國Boeing公司和NASA共同研制的演示驗證無人機，用于測試翼身融合和飛翼布局技術。A型試驗機翼展10.7 m，質量1 130 kg，最大速度70 m/s，安裝有3臺WR24-8發動機，單臺推力107 daN，推重比4.3。B型試驗機翼展6.2 m，質量227 kg，最大速度60 m/s，以3臺JetCat公司的P200發動機作為動力。該發動機推力23 daN，推重比9.2，耗油率1.5 kg/daN·h，總壓比4.0，最大轉速1.12×105rpm。C型試驗機與B型相似，原計劃安裝2臺用于驅動涵道風扇的新型發動機[23]，但由于技術原因改用了Titan發動機。該發動機于2006年起開始研制，推力39 daN，耗油率1.6 kg/daN·h。可以清晰地看見安裝在機體尾部碩大涵道內的Titan發動機[24]，如圖10所示。

圖10 X-48C試驗機上的Titan發動機

4 結束語

(1) 微型渦輪噴氣發動機具有推力小、尺寸小、轉速高、結構簡單等特點。通過設計高效部件、簡化機體結構、減少零件數目，獲得了較高的性能，目前推重比已經突破11.0。進一步降低成本、提高推重比仍是其今后重要的發展方向。

(2) 微型渦輪噴氣發動機具有工作時間長、推力易調節、紅外輻射低、能重復使用等綜合優勢，已經大量裝備于各類軍、民用飛行器。未來，隨著先進微小型無人戰機、高精度制導彈藥更加普遍的使用，作為其核心裝備，微型渦輪噴氣發動機必將有著更加廣闊的發展空間。

(3) 經過二十余年的努力與摸索，我國在微型渦輪噴氣發動機研究方面積累了一定經驗，也取得了一些成績，但與西方發達國家仍有不小差距。因此，國內科技工作者們應當繼續深入開展相關工作，研發出性能更加先進、譜系更加完備的微型渦輪噴氣發動機產品，以避免動力裝置成為制約我國各類微小型先進無人飛行器發展的短板。

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(編輯：趙毓梅)

An Overview on Development of Micro Turbojet Engines

Xue Ranran, Li Fengchao

(Chinese Aeronautical Establishment, Aviation Industry Corporation of China, Beijing 100012, China)

To provide superior and reliable power for micro and small aerial vehicles, the micro turbojet engines have become a global researchful focus with the thrust less than 100 daN. The micro turbojet engines have the advantages of small size, high rotating speed, fewer parts, longer running time, variable thrust, lower infrared radiation value and repeated usage. The thrust-weight ratio exceeded 11.0. They have been equipped on unmanned combat aerial vehicles, targets for air defense weapons, precision-guided missiles and test vehicles. The development situation of micro turbojet engines since 1950s is reviewed and summarized in this paper, including research institutions, well-known products, main features and application status. The study can provide

for the future domestic research work on advanced micro turbo engines. With the further reduction of cost and improvement on thrust-weight ratio, the stronger competitiveness and broader development prospect of the micro turbojet engine will be achieved.

aero-engine; turbojet; micro; technical parameter; application

2016-08-25；

2016-10-30

李鳳超,carphrb@126.com

1674-8190(2016)04-387-10

V235.11

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.04.001

薛然然(1984-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：燃燒試驗與數值模擬。

李鳳超(1983-)，男，博士，高級工程師。主要研究方向：葉輪機械氣動優化設計。