从单轴到双转子：面向可消耗无人飞行平台的双转子涡扇发动机低成本设计技术体系研究

无人机技术的迅猛发展深刻改变着现代战争形态，动力装置作为无人飞行平台的“心脏”，直接决定飞行器的航程、载荷能力与机动性能。随着无人机任务谱系不断拓展，对动力系统提出了既要低耗油率以保证长航时作业，又要满足低成本可消耗经济性的双重苛刻要求。

然而，现有小型涡轮发动机在成本与耗油率之间难以兼得。短寿低成本单轴涡喷/涡扇发动机结构简单、制造成本低，但耗油率通常高达1.2 kg/(daN·h)以上，无法满足远程长航时任务需求。低耗油率双转子涡扇发动机通过分轴设计实现压缩系统与膨胀系统最优匹配，耗油率可降至0.6-0.7 kg/(daN·h)，但复杂的结构、众多的零件以及对先进材料与精密制造的依赖导致成本居高不下。美国F107系列发动机虽实现低耗油率，却因采用金属陶瓷涡轮等先进材料成本高昂；FJ44系列采用长寿命设计及独立润滑系统，成本更高。因此，如何在保持双转子构型热力学优势的同时大幅降低发动机成本，成为当前小型涡扇发动机研制的核心技术挑战。

低成本低耗油率双转子涡扇发动机并非简单折衷，而是在深入理解热力学机理与制造工艺基础上，通过构型创新与设计优化实现的系统性解决方案。其技术内涵体现在三个层面：热力循环层面通过合理压气机构型匹配提升总压比，在不显著提高涡轮前温度的前提下改善热效率；结构设计层面采用一体化集成设计大幅减少零件数量，通过整体叶轮、一体化承力机匣、内置式电机等创新使零件数减少50%以上；材料工艺层面合理选用工业级货架材料和低成本成形工艺，采用精密铸造、钣金件、增材制造替代复杂锻造和机械加工，选用工业级标准件替代航空专用件，实现成本大幅下降。

一、小型涡轮发动机国内外研究现状

1.1 国外研究现状

国外小型涡轮发动机研究起步较早，美国处于领先地位。从发展历程看，美国对小型涡扇发动机的研制理念经历了从性能优先到经济可承受性优先的重大转变。20世纪70年代，为满足巡航导弹需求，威廉姆斯国际公司研制了F107系列发动机，推力约2.7 kN，耗油率约0.68 kg/(daN·h)，成功应用于BGM-109“战斧”巡航导弹，成为弹用涡扇发动机经典之作。1988年实施的IHPTET计划首次系统提出小型发动机技术发展目标，设定了推重比提升100%、耗油率降低30%的跨越式目标，推动F122、F415等改进型号问世。21世纪启动的VAATE计划将经济可承受性提升到与技术性能同等重要地位，提出使发动机经济可承受性提高8.9倍的目标。罗尔斯·罗伊斯公司2022年发布的奥菲斯发动机验证机采用数字工具和快速制造技术，18个月内完成设计制造，速度是传统发动机的2倍，工程资源仅需常规的1/3，体现了快速敏捷研发与低成本交付的现代理念。

欧洲同样取得显著成就。透博梅卡公司Arbizon系列发动机通过模块化设计与材料优化实现成本降低，广泛用于多种反舰导弹。法国微型涡轮发动机公司TRI系列在多型无人机和导弹上获得应用。俄罗斯联合发动机公司为X-59研制的36MT发动机，以及土星科研生产联合体TRDD-50系列，体现了简单结构、低成本设计的技术特色。P125-300涡扇发动机零件数量少、结构紧凑，生产工时仅1038小时，成本降低效果显著。

1.2 国内研究现状

中国小型涡轮发动机研制起步较晚，但已逐步具备自主研发能力。科研院所方面，中国航发沈阳发动机研究所在双转子涡扇发动机总体设计、循环参数优化等方面开展了系统研究；中国航发湖南动力机械研究所专注于中小型航空发动机研制；北京动力机械研究所和中国航天科工集团三十一研究所在弹用涡轮发动机领域具有深厚积累，成功研制多型配装反舰导弹和巡航导弹的小型涡喷/涡扇发动机。高校中，西北工业大学在微型涡喷发动机总体综合设计方法研究方面进展显著；南京航空航天大学在发动机控制规律、故障诊断方面深入研究。民营企业如台湾Kingtech公司、保定玄云涡喷动力设备公司专注于航模级和工业级微型涡喷发动机研制，在低成本设计和快速制造工艺方面积累了有益经验。

从技术水平看，国内现役小型双轴涡扇发动机已能满足耗油率指标要求，但仍处于相对较高成本水平，结构设计较为复杂，零件数量偏多，对先进材料和精密制造依赖较强，与可消耗型无人飞行平台的经济性要求尚有差距。近年来，国内相关单位开始探索一体化设计、增材制造、工业级货架产品应用等降本增效技术路径，为下一代低成本低耗油率发动机研制奠定技术基础。

二、低成本低耗油率双转子发动机构型设计

2.1 低成本设计理念与技术路径

低成本设计理念涵盖结构简化、材料优选、系统集成和工艺创新四个维度。

低成本紧凑结构设计倡导一体化简化设计。风扇转子、离心叶轮、高低压涡轮转子、导向器等关键旋转件全部采用整体结构，消除传统装配所需的连接件和定位结构，提高转子刚性。压气机机匣、进气机匣、中介机匣、轴承座等承力构件采用一体化设计及增材制造，将原本需要数十个零件的复杂组件合并为单个整体构件，零件数量减少约50%，机械加工和装配成本大幅下降。取消传统附件传动系统，采用全电小尺寸附件，进一步简化布局，提高可靠性。

发电机内嵌式转子结构设计利用低压转子前后支点之间的轴向空间，采用与发动机低压转子同轴的内嵌式电机设计，使发电机转子与低压转子融为一体。这一设计取消传动齿轮箱和相关附件，实现发电机与轴承共用冷却系统，简化管路布局，实现空间、转子动力学的多重优化。

新型燃油/滑油混合冷却技术实现燃油预热与轴承润滑冷却一体化。通过新型供油结构使燃油首先进入轴承座环腔，冷却轴承座并预热燃油，其中小部分燃油经环腔开孔用于轴承润滑，其余进入燃烧室蒸发燃烧。这一技术实现预热、润滑、冷却、燃烧多功能一体化，完全取消独立滑油系统，大幅减少附件数量，降低系统复杂度和成本。

短环形回流蒸发管燃烧室设计采用分级分区设计，提高点火可靠性和燃烧稳定性的同时增加掺混长度，改善燃烧室出口温度均匀性。短环形回流设计减小轴向跨度，优化转子支承间距，改善轴系转子动力学特性。火焰筒采用钣金结构替代复杂铸造件，通过冲压成型和焊接工艺制造，大幅降低模具费用和加工成本；喷嘴采用工业级货架产品，避免航空专用喷嘴的高额费用。

2.2 两种构型方案概述

在同等水平总体循环参数与发动机外廓尺寸约束下，构建两种低成本低耗油率双转子涡扇发动机构型进行对比研究。

方案A：1级轴流风扇 + 1级斜流加1级离心组合式高压压气机 + 短环形回流蒸发管燃烧室 + 1级轴流高压涡轮 + 1级轴流低压涡轮。高压压气机采用斜流-离心组合型式，斜流压气机介于轴流与离心之间，既继承离心压气机单级压比高、工作范围宽的特点，又具备轴流压气机大流量和高效率的潜力，可在单转子结构下实现较高总压比，避免多级轴流压气机带来的复杂结构和成本增加。

方案B：1级轴流风扇 + 1级增压级 + 1级离心高压压气机 + 短环形回流蒸发管燃烧室 + 1级轴流高压涡轮 + 1级轴流低压涡轮。在风扇与高压压气机之间增设一级增压级，通过提高低压压气机压比提升整机总压比。在涡轮前温度受低成本材料限制的前提下，提高总压比是改善热效率、降低耗油率的主要技术路径。增压级的引入带来多重收益：总压比提高直接提升循环热效率；压气机出口压力提高使核心机物理流量增加，获得更大推力；增压级增加的功率需求使低压涡轮做功增加，改善高低压转子功率匹配，有利于涡轮效率提升。方案A追求极致紧凑，方案B侧重性能潜力。

2.3 循环参数优化

循环参数选取需在推力性能、经济性、稳定性及可靠性之间寻求最优平衡，特别考虑成本约束，避免追求过高指标导致成本失控。

涵道比选取2～4。高涵道比可提高推进效率、降低耗油率，但小型发动机涵道比增加会带来低压转子转速降低、低压涡轮级数增加、径向尺寸增大等问题。

总增压比设定在15左右。提高总压比可提升热效率，但高压比会导致压气机级数增加、叶片短薄引起端部损失增加、高压转子负荷加大、稳定工作范围变窄等问题。

涡轮前温度控制在1400-1500 K范围。大涵道比涡扇发动机涡轮前温度普遍在1600 K以上，需要单晶叶片、复杂冷却结构和热障涂层等昂贵技术。对于可消耗型无人飞行平台，寿命仅需数十至数百小时，涡轮前温度不宜过高，以降低对先进材料和复杂冷却的依赖，控制成本。

基于设计要求和当前部件设计水平，采用控制变量方法确定最佳部件设计参数组合，通过航空发动机总体性能软件进行循环参数优化，优化目标以巡航状态耗油率最小化为主要指标，兼顾起飞推力、高空推力保持能力和稳定工作裕度。

三、总体性能分析与低耗油率机理

3.1 两种构型总体性能计算

在同等水平总体循环参数与发动机外廓尺寸约束下，通过总体性能软件对方案A和方案B进行设计点与非设计点性能计算。针对空射型无人飞行平台需求，发动机需空射后10秒内达到设计转速，巡航状态连续工作22小时以上，因此将巡航状态作为评估耗油率的主要工况点。

计算结果表明，在标准大气海平面条件下，方案B在设计点、地面非设计点及高空非设计点耗油率均优于方案A：设计点降低0.66%，地面非设计点降低1.10%，高空非设计点降低1.18%，具有全包线优势。将方案A高压压气机效率提升至0.82形成SA1方案后，方案B仍保持耗油率优势，三个工况点分别低0.05%、0.39%和0.71%，说明方案B的优越性不仅源于压气机效率差异，更在于构型本身的热力学潜力。

与国外典型发动机对比，方案B耗油率较IET单轴涡扇系列降低61.41%，较F415降低45.67%，与长寿命低耗油率的FJ44-1C仅相差7.48%，证明方案B在保持双转子低耗油率特性的同时成功实现成本控制。

3.2 低耗油率热力学机理分析

方案B耗油率优于方案A的内在机理可从热力学角度分析。涡扇发动机耗油率与热效率和推进效率的乘积成反比。在两种方案涵道比相近条件下，耗油率差异主要源于热效率。

通过热力循环分析，方案B在设计点、地面非设计点及高空非设计点的热效率比方案A分别提高2.56%、2.37%和2.64%。热效率提升的根本原因在于增压级引入改变了功率分配关系。方案B增设的增压级增加了低压压气机总压升，要求低压涡轮提供更多驱动功率。在高压涡轮功率基本不变条件下，低压涡轮做功增加意味着燃气在低压涡轮中焓降增大，涡轮膨胀比提高。这带来两方面收益：低压涡轮出口压力和温度降低，燃气可利用能量增加，排气损失减少；低压涡轮做功增加使低压转子转速适当提高，改善低压涡轮效率特性。两者共同作用使整机热效率提升。

这一机理揭示了在涡轮前温度受成本约束难以提高的条件下，通过合理分配高、低压压气机压比，增加低压涡轮做功，是提升热效率的有效途径。

3.3 效费比综合分析

引入效费比分析方法，将方案A、B与同类典型发动机进行综合对比。方案A、B价格基于现有发动机加工价格，考虑未来批产目标订价，通过增加工厂家报价评估得出。估算中充分考虑低成本设计带来的降本效益：虽然增加低压轴和低压涡轮等部件，但通过整体叶轮、一体化3D打印承力机匣、导向器集成设计以及合理选材，有效优化结构和加工工艺，铸造模具费用大幅降低，承力框架、轴承等零件数量减少，机械加工和焊接成本下降。此外，方案A、B相较于单轴涡扇系列推力提高23%，单位推力价格优于单轴涡扇系列。

对比分析显示，方案B效费比优势显著：较IET单轴涡扇系列高出12.7%，较FJ44发动机高出101.16%-116.25%，较F415高出11.97%-28.15%，较方案A高出11.7%。

各类发动机效费比差异的内在原因：FJ44采用长寿命设计理念，高低压涡轮叶盘分离，配备独立润滑和齿轮传动附件，设计和制造成本远高于军用可消耗型发动机；IET单轴涡扇系列虽以低成本为目标，但受单轴构型热力学限制，推力小、耗油率高；F415采用5级轴流压气机，零件多、成本高，耗油率相对较高。方案A、B成功结合双轴涡扇的低耗油率与单轴涡喷/涡扇的低成本优势，通过紧凑布局、内置同轴共腔电机、混合冷却技术、低成本选材、一体化增材制造等创新设计，在保持较低制造成本的同时实现优异热效率，获得较高效费比。方案B凭借更优耗油率，效费比进一步超越方案A，更能满足无人飞行平台对低成本可消耗动力系统的需求。

四、典型应用案例分析

4.1 巡航导弹动力应用

巡航导弹是小型涡扇发动机最具代表性的应用领域。美国BGM-109“战斧”巡航导弹采用威廉姆斯F107-WR-400/402涡扇发动机，推力约2.7 kN，耗油率约0.68 kg/(daN·h)，凭借低耗油率动力，结合约450 kg燃油载量，射程达1600公里以上。俄罗斯Kh-55巡航导弹配装TRDD-50系列涡扇发动机，推力约3.5 kN，耗油率约0.69 kg/(daN·h)，体现简单耐用技术风格。未来巡航导弹向更快、更远、更精、更隐蔽方向演进，对动力系统提出更高要求，低成本始终是核心要求。

4.2 无人机动力应用

无人机是小型涡扇发动机另一重要应用领域。MQ-1“捕食者”等第一代察打一体无人机大多配装涡桨或活塞式发动机，飞行速度慢、升限低。MQ-9“死神”等第二代开始配装涡扇发动机，显著提升飞行速度和载荷能力。MQ-20“复仇者”等第三代采用涡扇发动机，因耗油率低、推重比高、与无人机匹配度好，成为首选动力。欧洲神经元无人作战验证机采用罗尔斯·罗伊斯Adour涡扇发动机衍生型号。中国航发在2025亚洲通用航空展上展出的AEF100涡扇发动机可满足2～5吨级中高空无人机需求，F406涡扇发动机专为高空高速察打一体无人机研制，推力600公斤级，展现国内最新进展。

未来高空长航时无人机对耗油率要求更为严苛，无人作战飞机对推重比和加速性提出更高要求，低成本低耗油率双转子涡扇发动机以其平衡的综合性能将在其中占据重要地位。

五、未来发展趋势与展望

5.1 技术发展趋势

总体构型创新将继续深化。本研究对比表明在离心压气机前增设增压级可显著提升热效率，未来可探索三转子构型在小型发动机上的应用可能，通过更精细转速匹配拓展稳定工作范围、提升部件效率，但需在性能与成本之间审慎权衡。变循环发动机通过调节几何通道改变涵道比和压气机工作点，实现宽速域高效工作，对未来高速无人机具有重要价值。

低成本材料与工艺将持续突破。增材制造技术将使更复杂的一体化结构成为可能，进一步减少零件数量、缩短制造周期。新型钛合金、高温合金粉末材料的发展将提升增材制造件力学性能和耐久性。复合材料在风扇叶片、机匣等部件上的应用将更广泛，既减轻重量又降低制造成本。工业级陶瓷基复合材料成熟后有望以低成本实现更高涡轮前温度。

混合动力系统将成为重要发展方向。采用小型涡扇发动机作为核心的混合电推进系统，通过涡轮驱动发电机产生电力，再由电动机驱动风扇或螺旋桨，可实现部件灵活布局和能量优化管理。中国航发已展出的兆瓦级混合动力系统、800kW级涡轮混电能源系统代表了这一方向的最新探索。

数字工程与智能技术将重塑研发模式。基于数字孪生的全流程数字化研发可将研制周期缩短50%以上、工程资源减少三分之二。基于模型的系统工程、人工智能辅助设计、自动化优化算法等技术将广泛应用于小型发动机研发，大幅降低研发成本和周期。智能控制与健康管理系统可实时监控发动机状态、优化工作参数、预测剩余寿命，在保证任务可靠性的同时降低维护成本。

5.2 市场布局展望

军用无人机市场是当前最主要需求来源，全球已有近百个国家和地区拥有军用无人机，察打一体无人机、无人侦察机、无人作战飞机、电子战无人机等多种类型为小型涡扇发动机提供广阔市场空间。可消耗型无人机概念的普及使低成本动力需求更加迫切。

巡航导弹市场虽单型号采购量有限，但作为战略威慑力量地位不可替代。高超音速技术发展推动巡航导弹向更高速度、更远射程演进，低成本可消耗动力仍是基本特征，同时需兼顾高速性能和宽速域工作能力。

民用无人机市场快速兴起，工业级无人机在测绘、巡检、物流、农业等领域应用日益广泛，对长航时、大载荷能力需求持续增长。小型涡扇发动机可为大型工业无人机提供动力解决方案，拓展作业半径和任务能力。低空经济政策逐步放开，城市空中交通、eVTOL飞行器等领域将催生新的动力需求。

公务机与通用航空市场是传统应用领域，小型涡扇发动机在这一市场的成熟应用为无人机领域提供技术储备，形成军民用相互促进的良性循环。中国应坚持自主创新与开放合作并重，突破核心关键技术，形成自主可控技术体系，积极参与国际合作，融入全球产业链，满足国防需求的同时拓展民用市场。

六、小型低成本低耗油率涡扇发动机结论

（1）在同等水平总体循环参数与发动机外廓尺寸约束下，方案B（风扇+增压级+离心压气机）比方案A（风扇+斜流-离心组合压气机）耗油率更低：设计点降低0.66%，地面非设计点降低1.10%，高空非设计点降低1.18%。与国外典型发动机相比，方案B耗油率较IET单轴涡扇系列降低61.41%，较F415降低45.67%，与长寿命低耗油率FJ44-1C仅相差7.48%，验证了方案B的低耗油率优势。

（2）方案B低耗油率的热力学机理在于增压级引入改变了功率分配关系，使低压压气机总压升提高，低压涡轮做功增加，燃气焓降增大，排气损失减少，热效率提升。方案B在设计点、地面非设计点及高空非设计点热效率较方案A分别提高2.56%、2.37%和2.64%。

（3）通过一体化结构设计、内嵌式电机、燃油/滑油混合冷却、短环形回流燃烧室等低成本技术，在保持双转子构型热力学优势的同时大幅降低制造成本。效费比分析表明，方案B效费比较IET单轴涡扇系列高出12.7%，较FJ44高出101.16%-116.25%，较F415高出11.97%-28.15%，较方案A高出11.7%，实现了低成本与低耗油率的统一。

（4）小型低成本低耗油率双转子涡扇发动机在巡航导弹和无人机领域具有广阔应用前景。未来技术将向构型创新、先进材料工艺、混合动力和数字智能方向发展，市场布局呈现军用民用并举、国内国际双循环的多元化格局。

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