带前置螺旋桨的小型涡喷动力装置结构

　　该动力装置的设计核心围绕小型航空推进场景展开，适配轻小型载人飞行器、中大型航测无人机、靶机等对推重比、燃油效率有均衡要求的空中载具，也可经过参数调整后作为地面高速试验台的动力输出单元、小型高速艇的推进动力源使用。从结构布局来看，整体采用轴流式涡轮核心机搭配前置拉力螺旋桨的组合形式，前端螺旋桨承担低速工况下的主要拉力输出，核心机尾喷口在高转速工况下补充喷气推力，兼顾低速起降阶段的大拉力需求与高速巡航阶段的推进效率，相比纯涡喷结构在亚音速段的燃油消耗率可降低近三成，相比纯活塞螺旋桨结构的高空功率衰减幅度更小，能在三千米海拔高度仍保持九成以上的额定输出功率。设计过程中首先确定了核心机的气流通道尺寸，进气道采用收敛式环形入口，

　　入口处做了圆角钝化处理，避免大迎角飞行时进气道内壁出现气流分离，压气机段采用多级轴流叶片布局，叶片叶型按照等环量设计准则做了扭转变形，保证不同叶高位置的气流攻角处于高效区间，减少压气机喘振的发生概率。燃烧室采用环形回流结构，燃油喷嘴沿周向均匀布置，保证燃油与压缩空气的充分混合，火焰筒壁面设计了多排冷却气膜孔，引入压气机出口的低温空气对壁面进行冷却，将火焰筒壁面工作温度控制在材料耐受范围内，延长核心机的连续工作时长。涡轮段与压气机采用同轴直连结构，涡轮叶片采用空心气冷结构设计，承受燃烧室出口的高温燃气冲击，将燃气的热能与压力能转化为旋转机械能，驱动压气机与前端螺旋桨同步转动，转速匹配通过内置的行星减速机构完成，

　　将核心机的高转速降低至螺旋桨适配的工作转速区间，避免螺旋桨叶尖速度超过音速产生额外的激波阻力。前置螺旋桨采用两叶定距布局，桨叶翼型选用低速高升力的层流翼型，桨根位置做了加厚处理，满足离心载荷与气动弯矩的强度要求，桨叶与桨毂的连接采用螺栓压紧结构，可根据不同使用场景的拉力需求更换不同桨距、不同直径的螺旋桨，拓展装置的适配范围。整机的安装边界采用前后两点式安装布局，前端安装节位于减速器机匣位置，后端安装节位于涡轮后机匣位置，两个安装面的平面度公差控制在0.05mm以内，安装时需保证整机轴线与载具的推力轴线重合度偏差不超过0.2°，避免工作时产生额外的偏航力矩。整机的外部机匣采用分段式拼接结构，各段机匣之间通过法兰边加耐高温密封垫片连接，

　　既保证机匣的连接强度与密封性，也方便后续对内部压气机、燃烧室、涡轮部件进行检修维护。外部管路布局沿机匣周向均匀布置，燃油管路、滑油管路、传感器线缆分别设置独立的走线槽，避免管路之间相互干涉，同时在管路与机匣的连接位置设置减震衬套，降低整机工作振动对管路连接可靠性的影响。尾喷口采用收敛型结构，喷口出口面积经过匹配计算，保证涡轮后燃气的膨胀比处于最优区间，最大化喷气推力的输出效率，喷口内壁做了耐高温陶瓷涂层处理，降低高温燃气对喷口壁面的烧蚀。在结构强度校核阶段，对整机的临界转速进行了计算，将工作转速区间避开转子系统的各阶临界转速，避免工作时出现共振问题，同时对机匣、叶片、安装节等关键承力部件做了极限载荷下的应力仿真，保证在最大工况、极限过载条件下各部件的应力水平低于材料的屈服强度，满足结构安全裕度要求。