微型涡轮喷气发动机发展综述

薛然然，李凤超

(中国航空工业集团公司 中国航空研究院，北京 100012)



微型涡轮喷气发动机发展综述

薛然然，李凤超

(中国航空工业集团公司 中国航空研究院，北京 100012)

100 daN以下推力的微型涡轮喷气发动机能为微小型飞行器提供优质和可靠的动力，已成为国内外研究的热点。微型涡轮喷气发动机具有尺寸小、转速高、零件数少、工作时间长、推力易调节、红外辐射低、能重复使用等优点。其推重比已经超过11.0，已在无人作战飞行器、防空武器靶标、精确打击弹药、试验飞行器等装备上大量应用。本文从研发机构与代表产品、性能与结构特点、应用现状等方面，对微型涡轮喷气发动机20世纪50年代以来的发展情况进行了综述，可为今后国内研制高性能微型涡轮喷气发动机提供参考。随着进一步降低成本、提高推重比，微型涡轮喷气发动机将有更强的竞争力和更广的发展前景。

航空发动机; 涡轮喷气; 微型; 技术参数; 应用

0 引 言

按照推力的大小，涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机可分为大型、中型、小型和微型等类型，通常将推力在100 daN以下的发动机称为微型发动机。由于结构复杂、成本较高，还没有真正实用的微型涡轮风扇发动机，而微型涡轮喷气发动机已经用于装备各种微小型无人机和制导弹药。随着飞行器对续航、机动、隐身等性能的更高需求，微型涡轮喷气发动机凭借其特有的优势受到越来越多的关注，已成为国内外研究的热点。

本文以详实的数据和丰富的实例为基础，对20世纪50年代以来国内外微型涡轮喷气发动机的发展进行了梳理和总结。介绍世界知名微型涡轮喷气发动机的主要研发机构及其代表产品，汇总大量中外典型机型的推力、推重比、耗油率、总压比、转速、长度和直径等技术参数，分析性能和结构的主要特点，归纳在各类微小型军、民用飞行器方面的应用情况，可为今后微型涡轮喷气发动机和微型涡轮风扇发动机的研究提供参考。

1 微型涡轮喷气发动机的主要研发机构及其代表产品

国外微型涡轮喷气发动机的研究可追溯到20世纪50年代末，先后建立了以Teledyne CAE、Williams International和Microturbo S A等为代表的一批实力雄厚的研发机构，并经过多年不断实践和发展，积累了丰富的经验，技术成熟，产品型号众多并呈系列化发展。

美国Continental Aviation and Engineering公司成立于1940年，最初是Continental Motors旗下的一个分公司，1969年并入Teledyne 公司，更名为Teledyne CAE，现称Teledyne Turbine Engines。20世纪70年代初曾为美国海军设计和生产了最早的巡航导弹用J402系列涡轮喷气发动机，以此奠定了其在小型航空发动机研发领域里的显赫地位。该公司在微型涡轮喷气发动机方面，先后推出了多种产品。Model 305是于20世纪80年代研发的低成本涡轮喷气发动机，在设计上大量借鉴了已有的成熟经验和技术[1]，其核心部件为单级离心压气机、甩油盘供油的折流环形燃烧室和单级轴流涡轮；305-4A是基本型号，推力为17.8 daN；305-7E是改进型号，在原有尺寸条件下，设计了更高性能的压气机，提高了总压比和进气量，从而使推力增至40 daN。Model 312(军方编号J700-CA-400)是该公司研发的另一种以成本低廉和结构简单为设计目标的涡轮喷气发动机，1995年安装在ITALD(ADM-141C)战术空射诱饵上进行了试飞，其推力79 daN，推重比4.7，总体结构形式与305系列相同。

美国Williams International公司成立于1955年，主要从事微小型涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的研制工作。1957年将WR1回热式自由涡轮发动机改为涡轮喷气发动机，推力约22 daN[2]。在此基础上，采用单级离心压气机、回流环形燃烧室和单级轴流涡轮的结构，设计了WR2涡轮喷气发动机，并于1962年完成了首次运转，产生31 daN的推力[3]，而其批生产型号WR2-6的推力可达到50 daN[4]。20世纪60年代中期，对WR2进行了改进，并于1968年开始生产WR24-6(J400-WR-400)发动机。之后，在原有1级离心压气机前增加了1级轴流压气机，相继研制出了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，该系列发动机仍被多种载人机、无人机和巡航导弹所使用。

法国Microturbo S A公司成立于1961年，是世界知名的无人机和导弹用微小型涡轮喷气发动机的供应商。其微型涡轮喷气发动机的代表产品有TRS18、TR3和TR10等[5]。TRS18是20世纪70年代中期开始研制的轻质量系列涡轮喷气发动机，包括18-046、18-075、18-076、18-1、18-2等多种型号，采用单级离心压气机、折流环形燃烧室和单级轴流涡轮的结构，推力处于100～150 daN，主要为靶机提供动力；TR3是一种30 daN推力级的微型涡轮喷气发动机，直径130 mm，长度330 mm，质量4 kg，最大飞行马赫数0.8，最大飞行高度9 km，2005年开始研制，2009年进行了预生产，可用于无人机和轻型导弹；TR10型涡轮喷气发动机尚处于研制阶段，该发动机采用三级轴流压气机、直流环形燃烧室和单级轴流涡轮的结构，推力处于80～120 daN，可用于轻型反舰和空面导弹。

美国Hamilton Sundstrand公司由原Hamilton Standard和Sundstrand Corporation于1999年合并成立，现隶属于United Technologies公司。凭借丰富的飞机辅助动力装置研制经验，于20世纪80年代起开始发展微型涡轮发动机。GEMJET是其早期产品，设计推力17.8 daN，推重比3.0，耗油率1.22 kg/daN·h，涡轮前温度1 050 K，总压比3.6，最大转速9.35×104rpm。核心机由进气机匣、单转子和单静子三个部分组成，如图1所示[6]。该标志性的结构形式被其后续机型所继承，发展出TJ-90发动机，该发动机在1.02×104rpm转速下推力可达到48 daN。20世纪90年代以后，又研制了TJ-30、TJ-50、TJ-120和TJ-350等发动机。该系列涡轮喷气发动机主要应用于无人机和精确打击弹药。

图1 GEMJET的三大部件

美国Technical Directions公司从20世纪90年代起一直为美国军方设计和发展微型涡轮喷气发动机。其产品具有推力可调、成本低廉、结构紧凑、起动快捷、适用多种燃料、无需润滑油、全权限控制等特点。基于车载涡轮增压器技术采用单轴紧凑结构形式，核心部件包括单级离心压气机、回流环形燃烧室和单级向心涡轮。代表型号包括J45、J5和J7等，推力分别为13、25和45 daN，主要用于迷你型精确打击弹药。

荷兰Advanced Micro Turbines公司创建于1991年，主要为遥控飞机、试验飞机、教学飞机和滑翔机等设计生产微小型涡轮喷气发动机。1994年开始生产第一种产品Pegasus，推力17 daN。其后，又陆续推出推力为23 daN的Olympus、9 daN的Mercury、39 daN的Titan和78 daN的Nike微型涡轮喷气发动机，以及最新的推力为157 daN的Lynx小型涡轮喷气发动机。各型号均采用单级离心压气机、蒸发管供油的直流环形燃烧室、单级轴流涡轮和简单收缩尾喷管，以Olympus发动机结构为例，如图2所示[7]，通过压缩空气或电动机等方式启动。

图2 Olympus发动机结构

德国JetCat公司从事航空和舰船模型用微型涡轮喷气发动机的研制和销售，其产品型号多，深受航模爱好者们的推崇。早期推出的发动机推力较小，仅在25 daN以下，包括P20、P60、P100、P160和P200等型号。近几年研制的发动机推力有所提高，如2010年以后推出的30 daN级P300和40 daN级P400，进一步拓展了产品的使用范围。

除了上述公司之外，国外微型涡轮喷气发动机的研发机构(代表产品)还包括：美国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)，英国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)，俄罗斯Granit设计局(MD-45和MD-120)，塞尔维亚EDePro公司(TMM-040)，西班牙Artes Jet Turbines公司(KJ-66、JF-100、JF-160以及AJ-307)，丹麦Simjet公司(700AES、1200AES、2300AES、3000AES以及3600AES)，日本Sophia Precision公司(J450和J850)等。

国内微型涡轮喷气发动机的研究起步相对较晚。“八五”期间，西北工业大学微型航空发动机研究所自行设计和研制了我国第一台微型涡轮喷气发动机原理样机W2P-1，设计推力108 daN，耗油率1.15 kg/daN·h。1993年进行调试，发动机性能达到预期结果并略优于设计指标，与国外20世纪80年代的同类产品相当[8]。进入21世纪以后，多家军工单位、科研院校、甚至民营企业开始从事微型涡轮喷气发动机的研制工作，并相继设计和推出了多款产品。

从公开发表的文献和航展发布的信息来看，国内微型涡轮喷气发动机的研发机构(代表产品)主要包括：中国人民解放军总参谋部第六十研究所(CYS-40WP和CYS-80WP)、中国航天科工集团第三研究院(20、40、60以及110 daN推力级)、中国航天科技集团公司第七研究院(以下简称为航天科技七院)(25、40以及80 daN推力级)、中国科学院工程热物理研究所(60和80 daN推力级)、南京航空航天大学(MTE-60、MTE-110、MTE-120以及MTE-160)、北京航空航天大学(10、23以及40 daN推力级)、西北工业大学(51 daN推力级)和中国台湾KingTech Turbines公司(K60、K100以及K210)等。

20世纪80年代以来国内外典型微型涡轮喷气发动机产品的研发状况，如图3所示。

图3 国内外典型微型涡轮喷气发动机的研发状况

2 微型涡轮喷气发动机的性能和特点

国内外典型微型涡轮喷气发动机的主要技术参数如表1所示。与大型发动机相比，微型涡轮喷气发动机具有以下四个显著特点。

(1) 推力小、尺寸小。国内外40余个微型涡轮喷气发动机产品的推力、转速随直径变化的曲线如图4所示，并拟合出趋势线。从图4(a)可以看出：100 daN以下推力的发动机，其直径为分米量级，在250 mm以内；而10 daN以下推力，直径为厘米量级，例如推力10 daN的P100直径为97 mm，2.4 daN的P20直径为60 mm，0.62 daN的Midge直径为39.9 mm[9]，0.012 5 daN的ME直径为12 mm[10]。

表1 国内外典型微型涡轮喷气发动机的技术参数

(a) 发动机推力随直径的变化

(b) 发动机转速随直径的变化

(2) 为了获得更优的性能，转子的转速较高。从图4(b)可以看出：40～100 daN推力的发动机，其转速为万转/分钟量级，并集中在6.0×104～1.0×105rpm范围内；40 daN以下推力，转速增至十万转/分钟量级，甚至达到百万转/分钟量级，例如Midge的试验转速已达到4.2×105rpm，而其设计转速为8.0×105rpm[11]，ME的设计转速更是高达2.4×106rpm。

(3) 为了降低成本，微型涡轮喷气发动机在设计上一直力求结构简单，零件数目少。TJ-50采用单轴结构，压气机为单级离心式，涡轮为单级向心式，燃烧室采用回流环形。核心机只有11个零件，即进气罩、永磁电机、进气机匣、转子、扩压器、燃烧室机匣、火焰筒、涡轮导向器、尾喷管和2个轴承，如图5所示[12]。Model 312也是单轴结构，只有包括压气机、扩压器、涡轮和整铸框架在内的10个主要零件[13]。

(4) 由于尺寸较小，使得粘性效应增强，间隙泄漏相对显著，因此通常认为微型发动机性能较差。然而通过设计高效率的核心部件，优化发动机结构，采用一次成型加工技术，也能够获得较高的性能。例如从作为发动机重要性能指标之一的推重比上看，TJ-90达到了10.0[14]；AT-1700在基本型AT-1500原有质量的基础上提高了推力，推重比可达10.5[15]；在不计及油泵、控制单元、热传感器等附件的情况下，Titan发动机的净质量为3.56 kg，表明其推重比已超过11.0[7]；JetCat公司2014年发布的产品宣传资料显示，P300净质量为2.63 kg，P400净质量为3.55 kg，二者的推重比均达到11.5左右[16]。

图5 TJ-50核心机的主要零件

3 微型涡轮喷气发动机的应用现状

早期的涡轮喷气发动机由于尺寸较大，成本较高等原因，很少被选作微小型飞行器的动力装置。近些年，随着自身小型化和低成本化的发展，以及飞行器对长航程、高机动、低辐射等性能的需求，微型涡轮喷气发动机的使用日益普遍，已经装备各种无人作战飞行器、防空武器靶标、精确打击弹药、试验飞行器、动力滑翔机和航空模型。

3.1 无人作战飞行器的动力装置

微小型无人作战飞行器广泛应用于执行战场侦察、干扰、诱骗、甚至攻击等任务，其动力主要包括固体火箭发动机、活塞发动机和涡轮喷气发动机等。相比而言，采用涡轮喷气发动机的飞行器在续航时间、飞行速度、使用升限、机动突防、红外隐身等方面具有更好的综合性能。用于无人作战飞行器的微型涡轮喷气发动机包括MALD及其改进型的TJ-50系列、Sperwer HV的TRS18-076等，其主要技术参数如表2所示。

表2 用于无人作战飞行器的微型涡轮喷气发动机的技术参数

MALD全称为Miniature Air-Launched Decoy，即微型空射诱饵，军方编号ADM-160，是Northrop Grumman公司于20世纪90年代中期研制的一次性使用低成本有动力飞行器。通过模拟B52、F16等母机的飞行状态、雷达反射面，用“自我牺牲”的方式引开敌方雷达、导弹或战机的追踪，从而保护母机的安全。A型长度2.38 m，翼展0.65 m，直径0.152 m，质量45 kg，飞行距离超过460 km，飞行时间不低于20 min。1999年进行了首次飞行测试，巡航速度达到0.75马赫。其动力为TJ-50发动机，如图6所示[12]，其最大推力25 daN，推重比4.1。MALI是带有战斗部的改进型，在完成诱饵任务后可作为攻击预定目标。其发动机为改进的TJ-50M，推力增大到54 daN，从而使诱饵具有了短时超音速飞行能力，最大马赫数可达到1.1。C型(MAID-J)是最新改进型，具有雷达干扰功能。动力升级为推力67 daN的TJ-120发动机，飞行距离增加至900 km以上。

图6 TJ-50发动机实物

Sperwer HV是法国SAGEM公司研制的高速突防无人机，用于战场监视、目标识别和电子干扰，是Sperwer标准型的涡轮喷气动力改型，计划取代老式CL-289无人机。2001年6月亮相于第44届法国巴黎航展。其长度4.2 m，翼展2.4 m，最大发射质量450 kg。主动力为一台法国Microturbo公司的TRS18-076发动机，推力113 daN，推重比3.1，可保证航程800 km，续航时间1.5 h，巡航速度200 m/s，使用升限10 km。

3.2 防空武器靶标的动力装置

防空武器靶标是用于高射炮、对空导弹等防空武器系统训练和评估的必要装备。涡轮喷气发动机凭借推力可调、抗畸变能力强、可重复使用等特点，已成为高亚音、高机动、高升限、可回收靶标动力系统的优先选择。用于防空武器靶标的微型涡轮喷气发动机包括Chukar的WR24系列、Dani的MD-120、S-200的CYS-40WP和“蓝狐”的60 daN推力级等，其主要技术参数如表3所示。

表3 用于防空武器靶标的微型涡轮喷气发动机的技术参数

Chukar是Northrop Grumman公司20世纪60年代起研制的涡轮喷气动力亚音速靶机。MQM-74A(Ⅰ型)是最初生产型，由地面或水上发射，装有Williams International公司的J400-WR-400发动机。20世纪70年代改进为MQM-74C(Ⅱ型)，主动力换为更大推力的J400-WR-401。20世纪70年代末开始生产多用途BQM-74C(Ⅲ型)，可由空中发射，最初采用J400-WR-402发动机，20世纪80年代中期升级为J400-WR-403。20世纪90年代初BQM-74E开始服役，长度3.95 m，翼展1.75 m，高度0.71 m，最大发射质量270 kg，最大航程960 km，由J400-WR-404提供动力。BQM-74F是最新发展型，已于2005年8月首飞。通过改装更大推力的高性能发动机提高了速度和机动性，增加了航程，能够更有效、更真实的模拟新型反舰巡航导弹的威胁。该系列靶机一直是美国海军的主推产品，并出口多个国家，目前仍在大量使用中。

Dani是俄罗斯Sokol试验设计局研制的一种可回收式靶机，1993年初进行了首次飞行，同年末进入生产阶段。长度4.65 m，翼展2.68 m，高度1.05 m，最大发射质量395 kg。主动力为一台Granit设计局设计的MD-120涡轮喷气发动机，安装在机体背部。该发动机采用1级轴流加1级离心的组合式压气机、直流环形燃烧室和单级轴流涡轮，如图7所示[17]，净推力118 daN，可使靶机实现最大平飞速度200 m/s、海平面最大爬升率1.4 km/min、飞行高度50～9 000 m、续航时间25～40 min[13]。2005年起，改进型Dani-M开始批量生产。为了降低靶机的造价，设计局计划更换发动机，改装捷克PBS公司的TJ100发动机是可选方案之一。

图7 MD-120发动机结构

近些年，国内也研制出多种以微型涡轮喷气发动机为动力的高性能靶标。2011年9月，中国人民解放军总参谋部第六十研究所S-200高亚音速无人靶机亮相第十四届北京国际航空展，主动力为一台CYS-40WP发动机。该发动机采用单级离心压气机、环形燃烧室和单级向心涡轮，推力40 daN，直径154 mm，长度420 mm，推重比5.8，最大耗油率1.45kg/daN·h，使用升限8 km，寿命20 h，采用混合油料和数字式燃调控制系统。

在2012年11月举行的第九届珠海航展上，中航工业江西洪都航空工业集团有限责任公司展出了“蓝狐”高机动靶机。该机最大平飞马赫数为0.75，使用升限8 km，以两台由中科院工程热物理研究所研制的微型涡轮喷气发动机为主动力装置。该发动机亮相2014年珠海航展，宣传资料显示其最大推力60 daN，推重比6.5，最大耗油率1.4 kg/daN·h，寿命20 h，已经累计完成地面试验800余小时，进入小批量生产阶段。在此基础上研发出80 daN的升级型号，推重比达到7.8，最大耗油率1.2 kg/daN·h，寿命30 h，已经完成地面台架试验、耐久性试验和高原试验。

3.3 精确打击弹药的动力装置

在精确打击呈现常态化的过程中，各种轻型弹药大量出现。固体火箭发动机曾几乎一度是其主动力的唯一选择，虽然结构简单、使用可靠，但也具有工作时间短、推力不易控制等缺点。涡轮喷气发动机在减小尺寸、降低成本之后，显著提高了竞争力，逐步打破了固体火箭发动机的垄断局面。与固体火箭发动机相比，涡轮喷气发动机特别适用于巡飞时间长、射程远的轻型弹药。用于精确打击弹药的微型涡轮喷气发动机，例如LOCAAS的TDI-J45、ALAS的TMM-040等，其主要技术参数如表4所示。

表4 用于精确打击弹药的微型涡轮喷气发动机的技术参数

LOCAAS全称为Low Cost Autonomous Attack System，即低成本自主攻击系统，是美国Lockheed Martin公司于20世纪90年代中期开始研制的一种防区外发射的小型精确制导弹药。其动力型长度914 mm，翼展1 190 mm，质量43 kg，可采用多种方式发射。利用一台微型涡轮喷气发动机飞行至作战区域上空后，在230 m高度巡航，自主寻找、捕获并伺机攻击装甲车辆、导弹发射系统等目标。试验型的动力装置为TJ-50发动机，可保证弹体飞行30 min左右、射程约200 km。生产型则采用Technical Directions Incorporation的TDI-J45涡轮喷气发动机，如图8所示[18]，最大推力13 daN，推重比3.2，耗油率1.3 kg/daN·h。该发动机已成为“明星”产品，还是LAM(巡飞攻击导弹)和SMACM(微型监视攻击巡航导弹)等弹药的首选动力装置。

图8 TDI-J45发动机实物

JSOW(AGM-154)全称为Joint Standoff Weapon，即联合防区外武器，是美国Raytheon公司于20世纪80年代起开始研制的一种模块化高杀伤性防区外精确打击弹药。初期型号均为无动力滑翔型，低空投放射程为22 km，高空投放射程为130 km。为了增加射程和突防能力，发展了有动力型。1995年9月，安装有WR24-8发动机的D/E型进行了第一次飞行试验，高空投放射程增至200 km以上。2009年11月，增程型JSOW-ER进行了首次自由飞行演示试验，动力为TJ-120发动机。新型发动机显著提高了射程，在试验中弹体就飞行了480 km，而预计其最大射程更是可以达到560 km[19]。

ALAS全称为Advanced Light Attack System，即先进轻型攻击系统，是塞尔维亚Engine Development and Production公司研制的一种远程多用途高杀伤性导弹系统。可从轻型车辆、小型舰艇或者直升机上发射，用于攻击军事和建筑目标。由固体燃料助推器加速至最大150 m/s左右的初始速度后，主涡轮喷气发动机TMM-040继续提供动力。该发动机推力40 daN，推重比7.3，可使导弹达到200 m/s左右的最大飞行速度。其为单轴结构，压气机采用结构较为复杂的三级跨音轴流形式，而燃烧室和涡轮都是常规的直流环形和单级轴流形式，如图9所示[20]。

图9 TMM-040发动机结构

3.4 试验飞行器等装备的动力装置

微型涡轮喷气发动机还被用于多种试验飞行器、动力滑翔机和航空模型，如X-43系列低速试验机的AT-1500与SWB-100、X-48系列试验机的P200与Titan等，其主要技术参数如表5所示。

表5 用于试验飞行器、动力滑翔机和航空模型的微型涡轮喷气发动机的技术参数

Hyper-X是美国NASA近年来开展的高超声速技术研究计划，试验飞行器代号X-43。A型试验机采用升力体式设计，以超然冲压发动机为动力，设计飞行马赫数为10。为了开发低速飞行测试数据库并验证控制规律，2001年9月对其全尺寸低速试验机X-43A-LS进行了飞行测试。动力装置采用1台Aviation Microjet Technology公司的AT-1500涡轮喷气发动机，推力约61 daN，推重比7.5，耗油率1.2 kg/daN·h[21-22]。B型试验机采用组合循环发动机推进，飞行速度为7马赫。2002年其低速试验机X-43B-LS完成飞行试验，动力装置采用3台SWB Turbines公司的SWB-100涡轮喷气发动机，单台推力48.5 daN，推重比9.5，耗油率1.31 kg/daN·h。核心部件采用先进的设计方法，压气机、涡轮和燃烧室的效率分别达到了73.3%、84.4%和99%[15]。

X-48是美国Boeing公司和NASA共同研制的演示验证无人机，用于测试翼身融合和飞翼布局技术。A型试验机翼展10.7 m，质量1 130 kg，最大速度70 m/s，安装有3台WR24-8发动机，单台推力107 daN，推重比4.3。B型试验机翼展6.2 m，质量227 kg，最大速度60 m/s，以3台JetCat公司的P200发动机作为动力。该发动机推力23 daN，推重比9.2，耗油率1.5 kg/daN·h，总压比4.0，最大转速1.12×105rpm。C型试验机与B型相似，原计划安装2台用于驱动涵道风扇的新型发动机[23]，但由于技术原因改用了Titan发动机。该发动机于2006年起开始研制，推力39 daN，耗油率1.6 kg/daN·h。可以清晰地看见安装在机体尾部硕大涵道内的Titan发动机[24]，如图10所示。

图10 X-48C试验机上的Titan发动机

4 结束语

(1) 微型涡轮喷气发动机具有推力小、尺寸小、转速高、结构简单等特点。通过设计高效部件、简化机体结构、减少零件数目，获得了较高的性能，目前推重比已经突破11.0。进一步降低成本、提高推重比仍是其今后重要的发展方向。

(2) 微型涡轮喷气发动机具有工作时间长、推力易调节、红外辐射低、能重复使用等综合优势，已经大量装备于各类军、民用飞行器。未来，随着先进微小型无人战机、高精度制导弹药更加普遍的使用，作为其核心装备，微型涡轮喷气发动机必将有着更加广阔的发展空间。

(3) 经过二十余年的努力与摸索，我国在微型涡轮喷气发动机研究方面积累了一定经验，也取得了一些成绩，但与西方发达国家仍有不小差距。因此，国内科技工作者们应当继续深入开展相关工作，研发出性能更加先进、谱系更加完备的微型涡轮喷气发动机产品，以避免动力装置成为制约我国各类微小型先进无人飞行器发展的短板。

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(编辑：赵毓梅)

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

李凤超,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，硕士，工程师。主要研究方向：燃烧试验与数值模拟。

李凤超(1983-)，男，博士，高级工程师。主要研究方向：叶轮机械气动优化设计。