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摘要：以某公司23daN推力级微型涡喷为例，探讨了微型涡喷发动机典型轻量化结构设计特点;其次，对该款发动机润滑、燃油、起动等系统进行研究;最后，对转子系统零件结构设计进行分析，结论有助于帮助更好开展微型涡喷发动机轻量化结构设计。
关键词：微型涡喷发动机;结构设计;润滑
自威廉姆斯制造了第一台微型涡喷发动机，全世界就开始对其进行研究，其先后应用在巡航导弹、靶机以及无人机等飞行器，并在反恐、对地精确攻击及无人电子空战、军事侦察等方面占具重要地位[1]。近些年，以Olympus、Jetcat等为代表的国外微型涡喷发动机公司发展迅速，本文正是以某公司23daN推力级微型涡喷为轻量化结构设计研究对象。
一、总体结构
微型涡喷发动机为了适配飞行器，往往提高涡轮进口温度、减小直径、扩大速度来实现，这并不容易：首先提升了涡轮进口温度，材料未必承受，可能带来转子早期破裂;其次体积缩小，加工困难;最后转速上升，强度不足。这些问题给设计师提出很高要求。
该发动机设计推力23daN，空气流量0.45 kg/s，耗油率1.67kg/daN.h，最大排温750 摄氏度;采用经典0-2-0形式，重量轻、尺寸小、零件数目极少，直径130mm，总质量2.9kg，分析发现：它采用单元体设计，结构易于拆解;起动电机置于进气道中心椎体，进气道与机壳形成封闭内腔安置管路及附件，整机外围浑然一体，整体上简洁、轻量化特征明显;零件数量少，加工也简单;取消了滑油润滑，取消了类似于封严篦齿、冷却叶片等结构，转子零件轻薄，空间布局游刃有余，这些设计确保了推重比以及燃油经济性。
二、燃滑油系统
涡喷发动机的涡轮与后轴承处于恶劣的高温条件，环境温度达到500-600K，这是导致其寿命故障的重要原因，如非线性振动、滚道金属浅层脱落等[5]。为解决这些问题，一方面从润滑冷却角度去降低轴承热负荷，另一方面，提高轴承钢耐热性能，选用混合陶瓷轴承，降低离心载荷、陀螺力矩等造成的影响，降低滚珠接触应力。该发动机采用燃滑油一体设计思路，取消单独润滑节省空间，让冷燃油进入燃烧前，先进滑油通道喷射润滑;另外也起到预热燃油的作用，提高燃油雾化，一箭双雕。燃油系统没有采用雾化喷嘴，而是简单的直喷供油蒸发管，充分利用了燃油循环折返带来的预加热、预掺混效应，焊接加工方便可靠。
设计采用扩压器背腔冷气通道，引入后轴承腔道空冷，冷气通过前轴承以及轴套内腔不断到达后轴承冷却，从涡轮盘根部流出，与动叶高温气流集合流出[6]。轴套的周向气孔辅助气流流通，避免流动死区，导向器支板上小圆孔把低温气体引向涡轮盘叶根以强化冷却。冷却结构简单易调整，实验证明，该结构可以充分确保涡轮以及后轴承的安全。
三、起动系统
微型涡喷多用于航模，典型启动方式包括空气吹转起动和电机起动，空气启动由于携带空气瓶较为累赘，电机启动就更为轻量简洁，该发动机设计了简易的自脱落螺旋联轴器，静摩擦传扭，发动机点火后联轴器在主轴反作用力下自行脱开，结构紧凑不冗余，另外，为实现一键启动控制提供支撑。
四、转子系统
（一）转子系统结构
为了减少零件数量，转子系统往往采取单级压气机、涡轮结构，并采用一根主軸联结，尤其要注意在保证轻量化的基础上，强度可靠、转动稳定。该发动机采用离心压气机、轴流涡轮结构，叶片以及轮盘都尽可能短而薄，便于一体加工，降低成本提高刚度[3]。压气机叶尖到叶根等厚度，轮缘直径87mm，线速度494m/s，采用高强度LD7铝合金，主副叶片各7片，压比3.8，楔形扩压器一体成型，轴径扩充分发挥扩压功能。涡轮叶片29片，选用K418材料，耐温达1200K，设计点不超过1080K。主轴采用一体锻造，合金材料42CrMo，经调质热处理后耐磨耐疲劳。转子系统通过螺纹连接并紧，刚性好且易于装配[1]。
（二）零件强度校核
微型涡喷动辄上十万转速，需要对转子进行强度校核。压气机温度最高也就500K，离心力是核心负荷，涡轮转子热负荷与离心载荷同等重要，要确保转子叶尖形变不能超过预留间隙，否则就会碰磨[4]，计算可知压气机变形约0.38mm，涡轮约0.3mm，预留间隙均不得低于0.4mm，压气机最大应力约190MPa，涡轮512 MPa，均满足设计要求。
（三）转子动力学
转子临界转速、模态应变等带来的结构性破坏是造成微型涡喷故障的主要来源。临界转速在设计上要求与工作转速至少有10%至20%的转速裕度，尤其在轻量化要求下，转子结构空间有限，难以采用弹性结构。采用ANSYS软件进行了有限元仿真，轴承采用COMBIN14弹簧单元模拟，假设周向刚度对称，后轴承采用经验值2x107N/m计算，前轴承由于是橡胶支撑，采用2x106N/m、3x106N/m、4x106N/m、5x106N/m、6x106N/m计算，其一阶临界转速分别为29644、32124、34500、36790、38800rpm，安全裕度从34%下降到14%（慢车45000rpm），二阶临界转速分别为111824、113810、115280、116795、118316rpm，安全裕度从12%上升到18%（额定100000rpm），随前支撑刚度提高，二阶临界裕度提高，一阶临界裕度在下降。如果一阶临界极度接近，那么极有可能出现起动过程叶尖碰擦故障，在设计中应降低前支撑刚度，然而设计弹性油膜结构并不现实，通过选用合适橡胶圈则可轻量化解决该问题。当然，由于橡胶不耐磨，会老化，所以寿命也会受到影响限制。设计过程中对整机进行了临界转速测定，最终一阶临界实测35000rpm，二阶临界实测115400rpm，安全裕度达成设计要求。
五、结论
通过对某微型涡喷发动机结构设计研究，得出以下结论：
1）采用单元体设计、包络隐藏式设计有助于轻量化设计;
2）采用燃滑油一体结构、电机一键启动结构可简化系统设计复杂度;
3）单级转子结构联结形式直接影响发动机轻量化程度，其支撑耐磨性与柔性矛盾往往成为微型涡喷轻量化设计的矛盾焦点，需要设计师从整机寿命及可靠性角度权衡决定。
参考文献：
[1]李永生，李小柱，刘建国，等.涡喷发动机转子温差法装配过盈量研究[J].弹箭与制导学报，2017，v.37;No.178（04）：183-186.
[2]刘倩，王洋洲，潘亮，等.预冷涡轮喷气发动机氢燃料燃烧室仿真和试验研究[J].热能动力工程，2019，034（004）：40-48.
[3]熊恒，吕琼莹，谢缘，等.一英寸离心压气机测试实验台的设计与分析[J].新型工业化，2018，008（011）：12-17.
[4]黎明，吴二平，索建秦.微型涡喷发动机燃烧室的设计研究[J].航空动力学报，2009（6）.
[5]王磊，杨丽英，张宏达，等.涡喷发动机起动过程建模及时序仿真[J].系统仿真学报，2019，31（01）：82-88.
[6]汪文君，徐友良，吴雪蓓，等.基于增材制造的微型涡喷发动机轻量化设计及试验[J].航空动力，2019（3）.
关键词：微型涡喷发动机;结构设计;润滑
自威廉姆斯制造了第一台微型涡喷发动机，全世界就开始对其进行研究，其先后应用在巡航导弹、靶机以及无人机等飞行器，并在反恐、对地精确攻击及无人电子空战、军事侦察等方面占具重要地位[1]。近些年，以Olympus、Jetcat等为代表的国外微型涡喷发动机公司发展迅速，本文正是以某公司23daN推力级微型涡喷为轻量化结构设计研究对象。
一、总体结构
微型涡喷发动机为了适配飞行器，往往提高涡轮进口温度、减小直径、扩大速度来实现，这并不容易：首先提升了涡轮进口温度，材料未必承受，可能带来转子早期破裂;其次体积缩小，加工困难;最后转速上升，强度不足。这些问题给设计师提出很高要求。
该发动机设计推力23daN，空气流量0.45 kg/s，耗油率1.67kg/daN.h，最大排温750 摄氏度;采用经典0-2-0形式，重量轻、尺寸小、零件数目极少，直径130mm，总质量2.9kg，分析发现：它采用单元体设计，结构易于拆解;起动电机置于进气道中心椎体，进气道与机壳形成封闭内腔安置管路及附件，整机外围浑然一体，整体上简洁、轻量化特征明显;零件数量少，加工也简单;取消了滑油润滑，取消了类似于封严篦齿、冷却叶片等结构，转子零件轻薄，空间布局游刃有余，这些设计确保了推重比以及燃油经济性。
二、燃滑油系统
涡喷发动机的涡轮与后轴承处于恶劣的高温条件，环境温度达到500-600K，这是导致其寿命故障的重要原因，如非线性振动、滚道金属浅层脱落等[5]。为解决这些问题，一方面从润滑冷却角度去降低轴承热负荷，另一方面，提高轴承钢耐热性能，选用混合陶瓷轴承，降低离心载荷、陀螺力矩等造成的影响，降低滚珠接触应力。该发动机采用燃滑油一体设计思路，取消单独润滑节省空间，让冷燃油进入燃烧前，先进滑油通道喷射润滑;另外也起到预热燃油的作用，提高燃油雾化，一箭双雕。燃油系统没有采用雾化喷嘴，而是简单的直喷供油蒸发管，充分利用了燃油循环折返带来的预加热、预掺混效应，焊接加工方便可靠。
设计采用扩压器背腔冷气通道，引入后轴承腔道空冷，冷气通过前轴承以及轴套内腔不断到达后轴承冷却，从涡轮盘根部流出，与动叶高温气流集合流出[6]。轴套的周向气孔辅助气流流通，避免流动死区，导向器支板上小圆孔把低温气体引向涡轮盘叶根以强化冷却。冷却结构简单易调整，实验证明，该结构可以充分确保涡轮以及后轴承的安全。
三、起动系统
微型涡喷多用于航模，典型启动方式包括空气吹转起动和电机起动，空气启动由于携带空气瓶较为累赘，电机启动就更为轻量简洁，该发动机设计了简易的自脱落螺旋联轴器，静摩擦传扭，发动机点火后联轴器在主轴反作用力下自行脱开，结构紧凑不冗余，另外，为实现一键启动控制提供支撑。
四、转子系统
（一）转子系统结构
为了减少零件数量，转子系统往往采取单级压气机、涡轮结构，并采用一根主軸联结，尤其要注意在保证轻量化的基础上，强度可靠、转动稳定。该发动机采用离心压气机、轴流涡轮结构，叶片以及轮盘都尽可能短而薄，便于一体加工，降低成本提高刚度[3]。压气机叶尖到叶根等厚度，轮缘直径87mm，线速度494m/s，采用高强度LD7铝合金，主副叶片各7片，压比3.8，楔形扩压器一体成型，轴径扩充分发挥扩压功能。涡轮叶片29片，选用K418材料，耐温达1200K，设计点不超过1080K。主轴采用一体锻造，合金材料42CrMo，经调质热处理后耐磨耐疲劳。转子系统通过螺纹连接并紧，刚性好且易于装配[1]。
（二）零件强度校核
微型涡喷动辄上十万转速，需要对转子进行强度校核。压气机温度最高也就500K，离心力是核心负荷，涡轮转子热负荷与离心载荷同等重要，要确保转子叶尖形变不能超过预留间隙，否则就会碰磨[4]，计算可知压气机变形约0.38mm，涡轮约0.3mm，预留间隙均不得低于0.4mm，压气机最大应力约190MPa，涡轮512 MPa，均满足设计要求。
（三）转子动力学
转子临界转速、模态应变等带来的结构性破坏是造成微型涡喷故障的主要来源。临界转速在设计上要求与工作转速至少有10%至20%的转速裕度，尤其在轻量化要求下，转子结构空间有限，难以采用弹性结构。采用ANSYS软件进行了有限元仿真，轴承采用COMBIN14弹簧单元模拟，假设周向刚度对称，后轴承采用经验值2x107N/m计算，前轴承由于是橡胶支撑，采用2x106N/m、3x106N/m、4x106N/m、5x106N/m、6x106N/m计算，其一阶临界转速分别为29644、32124、34500、36790、38800rpm，安全裕度从34%下降到14%（慢车45000rpm），二阶临界转速分别为111824、113810、115280、116795、118316rpm，安全裕度从12%上升到18%（额定100000rpm），随前支撑刚度提高，二阶临界裕度提高，一阶临界裕度在下降。如果一阶临界极度接近，那么极有可能出现起动过程叶尖碰擦故障，在设计中应降低前支撑刚度，然而设计弹性油膜结构并不现实，通过选用合适橡胶圈则可轻量化解决该问题。当然，由于橡胶不耐磨，会老化，所以寿命也会受到影响限制。设计过程中对整机进行了临界转速测定，最终一阶临界实测35000rpm，二阶临界实测115400rpm，安全裕度达成设计要求。
五、结论
通过对某微型涡喷发动机结构设计研究，得出以下结论：
1）采用单元体设计、包络隐藏式设计有助于轻量化设计;
2）采用燃滑油一体结构、电机一键启动结构可简化系统设计复杂度;
3）单级转子结构联结形式直接影响发动机轻量化程度，其支撑耐磨性与柔性矛盾往往成为微型涡喷轻量化设计的矛盾焦点，需要设计师从整机寿命及可靠性角度权衡决定。
参考文献：
[1]李永生，李小柱，刘建国，等.涡喷发动机转子温差法装配过盈量研究[J].弹箭与制导学报，2017，v.37;No.178（04）：183-186.
[2]刘倩，王洋洲，潘亮，等.预冷涡轮喷气发动机氢燃料燃烧室仿真和试验研究[J].热能动力工程，2019，034（004）：40-48.
[3]熊恒，吕琼莹，谢缘，等.一英寸离心压气机测试实验台的设计与分析[J].新型工业化，2018，008（011）：12-17.
[4]黎明，吴二平，索建秦.微型涡喷发动机燃烧室的设计研究[J].航空动力学报，2009（6）.
[5]王磊，杨丽英，张宏达，等.涡喷发动机起动过程建模及时序仿真[J].系统仿真学报，2019，31（01）：82-88.
[6]汪文君，徐友良，吴雪蓓，等.基于增材制造的微型涡喷发动机轻量化设计及试验[J].航空动力，2019（3）.