《Drones》：A Review of Micro Gas Engines for UAV Propulsion: Fundamentals and Emerging Technologies
无人机（UAV）在民用和军事领域的应用迅速扩展，加剧了对能够提供更高速度、更长续航和更大有效载荷能力的推进系统的需求。虽然电池电力推进仍在小尺寸无人机（UAV）平台中占主导地位，但其有限的能量密度限制了操作航程和任务灵活性。因此，微燃气发动机已成为需要高功率重量比和持续高速运行的应用的可行替代方案。本综述研究了用于无人机（UAV）应用的微燃气轮机推进系统的基础、缩放效应和分类，重点介绍了微涡轮喷气发动机及相关混合动力配置。论文讨论了控制微燃气发动机的热力学原理，并分析了与小型化相关的空气动力学、热学和燃烧挑战，包括低雷诺数效应、叶尖泄漏损失、热管理限制和燃烧不稳定性。此外，研究还回顾了不同推进架构在侦察无人机（UAV）、高速无人机（UAV）包括侦察和巡逻平台、靶机和混合电力空中平台中的操作特性和任务适用性。研究人员还评估了涉及增材制造、先进控制系统、回热循环和混合电力集成的最新进展，将其视为下一代无人机（UAV）推进的使能技术。研究结果表明，尽管微燃气轮机在缩小尺寸后仍面临重要的效率和制造挑战，但它们对于超出纯电力推进系统能力的任务剖面仍然是必不可少的。
1. 引言
无人机（UAV）的快速发展已将其从利基军事资产转变为国防和民用领域普遍存在的工具。全球无人机市场目前正经历前所未有的激增，预计到2025年容量将增长三倍[1]。这种扩张由软件集成商和硬件制造商的复杂生态系统推动[2]。在欧洲，军用无人机市场已显著成熟，这得益于对先进情报、监视和侦察（ISR）能力的需求[3]。虽然最初的无人机开发集中于大型平台，但对印度和全球无人机商业行业在多样化商业应用领域的发展兴趣日益浓厚[4]。
图1说明了一款多旋翼无人机（UAV）的主要子系统，突出了推进系统与机身、电源、飞行控制器和通信模块的集成。在这些组件中，推进系统在很大程度上决定了有效载荷能力、续航能力、操作航程和任务性能，使其成为无人机（UAV）设计中最关键的子系统之一。尽管图1展示了整体无人机（UAV）系统架构而非单独的推进技术，但其被保留用于说明推进系统在更广泛的机身、电源、飞行控制和通信子系统中的集成。这种系统级视角为后续关于推进架构及其对整体无人机（UAV）性能影响的讨论提供了背景。
尽管具有多功能性，现代无人机（UAV）在其推进系统方面面临着一个关键的“瓶颈”。大多数小型无人机依赖电池电力系统，但这些系统受到低能量密度的严重限制，通常导致飞行时间少于15到30分钟[6]。锂聚合物电池虽然是民用标准，但存在快速耗尽的缺点，这仍然是任务连续性的一个主要障碍[7]。相比之下，活塞发动机提供了更好的航程，但通常因机械复杂性以及与新兴替代方案相比更低的功率重量比而受到惩罚[8]。对更高能量密度的需求已将焦点转向碳氢燃料，其每单位质量提供的能量远超当前电化学储能[9]。
对长航程、高速和高有效载荷无人机（UAV）日益增长的需求加速了紧凑型燃气轮机发动机的发展。自主高速飞行和物体跟踪的最新进展需要能够提供快速油门响应，同时在宽操作包线内保持稳定运行的推进系统[10,11]。凭借其高功率重量比、紧凑尺寸和连续功率输出，微燃气轮机已成为此类应用的有吸引力的候选[12]。过去四分之一世纪中微燃气轮机的发展见证了推力重量效率的稳步提升，使其成为短寿命、高性能无人机（UAV）的首选[13]。
在现代军事应用中，高性能推进的重要性变得尤为明显。高速无人机（UAV），包括侦察和巡逻平台以及高速侦察无人机（UAV），需要能够结合高效巡航性能和终端飞行阶段快速加速的推进系统[14]。最近的冲突进一步加速了针对速度、续航能力和成本效益生产进行优化的紧凑型推进技术的发展[15,16,17]。尽管军用和民用无人机（UAV）在操作要求上存在显著差异，但两者都受益于推进效率、热管理、系统集成和功率重量比的改进。
除了纯燃气轮机推进，混合电力架构已成为一种有前景的解决方案，用于延长飞行续航能力，同时保留液体燃料的高能量密度[18]。在这些配置中，微型涡轮轴发动机可以作为发电机运行，为电池或电力推进系统供电，从而结合了碳氢燃料的续航优势与电力推进的可控性[19]。最近的研究已经实施了先进的能量管理策略，甚至考虑了涡轮轴的排气温度（EGT）以确保发动机耐久性[20]。其他混合动力概念结合了质子交换膜燃料电池（PEMFC）和电池系统，以进一步增加特定无人机（UAV）任务的续航能力[21,22]。
图2展示了一个单质子交换膜燃料电池（PEMFC）的示意图，说明了其内部架构和能量转换所需的电化学过程。该电池由膜电极组件（MEA）组成，其中质子交换膜（PEM）夹在阳极和阴极之间，每个电极由气体扩散层（GDL）支撑。在阳极，氢燃料发生氧化反应，分解成质子（H
+）和电子（e
-）。虽然膜只允许质子通过到达阴极，但电子被迫通过外部电路以产生电力。最后，在阴极，这些质子和电子与氧气结合产生水（H
2O）和废热，作为唯一的副产品[23]。
尽管无人机（UAV）常被作为一个技术类别来讨论，但其推进要求根据任务目标而有显著差异。民用无人机（UAV）通常强调续航能力、可靠性、可维护性、降噪、排放和法规遵从性，而军用平台可能优先考虑速度、快速部署、低声学或红外特征、有效载荷能力或成本效益的可消耗性。然而，与微燃气轮机推进相关的基本工程挑战，包括空气动力学缩放效应、热管理、燃烧稳定性、组件效率和系统集成，在很大程度上独立于预期任务。因此，从推进系统的角度来看，对微燃气发动机技术的共同评估仍然有意义，同时承认不同无人机（UAV）类别的性能指标和设计优先级有所不同。
在本综述中，术语“微燃气发动机”指的是用于无人机（UAV）推进的小型燃气轮机系统，包括微型涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和混合电力配置。重点放在中小型无人机（UAV）推进上，涡轮喷气发动机的推力范围通常约为20-500 N，轴基系统的功率范围从几千瓦到几百千瓦，具体取决于平台尺寸和任务需求。仅在需要讨论混合电力集成和能量管理更广泛趋势时，才会提及更大的功率等级，而主要范围仍是针对无人机（UAV）的推进概念，而非有人驾驶飞机系统。
本文对基于涡轮和混合电力的无人机（UAV）推进系统进行了全面综述，重点强调了热力学性能、空气动力学设计、组件技术、燃烧特性、混合能量管理策略和新兴推进架构。虽然讨论电力推进和燃料电池技术是为了给混合配置提供背景，但主要焦点仍然是微燃气轮机推进系统及其在现代无人机（UAV）平台上的应用。
本综述的新颖之处在于其对新兴低空经济中当代微燃气发动机技术的全面比较。通过整合最近的实验研究、数值研究和技术发展，本文建立了一个结构化的框架，用于根据任务特定要求（包括续航能力、功率重量比、热限制和高速运行能力）选择无人机（UAV）推进系统。
2. 微燃气发动机基础
本章介绍微型燃气轮机发动机的基本工作原理，为理解其在无人机（UAV）推进中的独特作用提供必要的技术基础。虽然它们与大型航空涡轮机共享共同的热力学谱系，但微燃气发动机在显著不同的物理约束下运行。
2.1. 基本工作原理
微燃气轮机（MGT）的运行从根本上基于布雷顿循环（Brayton cycle），这是一种连续流动的热力学过程，旨在将热能转化为高速排气或机械轴功率，如图3所示。
图3. 基本（开式）布雷顿循环（Brayton Cycle）：1-2 等熵压缩，2-3 可逆定压加热，3-4 等熵膨胀，4-1 可逆定压排热（开式循环中的排气和进气）[24]。
虽然概念架构与大型航空涡轮机相似，但微型发动机专门设计用于机械简单性和高功率重量比，以适应无人机（UAV）平台的严格要求[17]。基本循环通过发动机的核心部件执行四个不同的阶段：进气口/压缩机、燃烧室、涡轮机和排气喷嘴。在微型涡轮喷气发动机中，离心式（径向）压缩机几乎总是优于轴流式设计，因为其在小尺寸下具有更强的结构鲁棒性和更高的单级压比[25]。压缩机的性能对压比高度敏感，压比随战术无人机（UAV）典型飞行高度和运行状态而变化[26]。火用分析表明，虽然中型涡轮螺旋桨发动机的压缩机效率可达85-87%，但由于粘性损失增加，微型单元的效率通常显著下降[27]。
压缩后，高压空气进入燃烧室，在那里燃料以理论上的恒定压力喷入并点燃。除了传统的Jet A-1，最近关于微型涡轮螺旋桨发动机的实验研究调查了乙醇-Jet A1混合燃料的可行性，强调了富氧分子结构如何影响燃烧效率和氮氧化物（NO
x）排放[28]。尽管燃烧室处于核心地位，但由于高传热速率和化学反应固有的不可逆性，它通常被认为是发动机内热力学损失的主要来源[29]。高焓气体随后进入膨胀阶段，通过涡轮盘，该涡轮盘提取足够的能量，通过共用机械轴驱动压缩机。在这些小型化系统中，旋转组件必须承受极端的离心力和热载荷，通常以超过100,000 RPM的转速运行[30]。在先进的混合架构中，涡轮机不仅维持压缩过程，还提供额外的轴功率来驱动发电机或螺旋桨[12]。循环在排气阶段结束，气流中剩余的能量通过喷嘴加速，将势能转化为动能以产生推力。
创新配置，如逆布雷顿循环（IBC），提出了一种重新排列，即膨胀发生在压缩之前，以利用紧凑型热交换器提高小型机身的热效率[31]。如图4示意图所示，逆布雷顿循环（IBC）推进系统的结构布置偏离了传统燃气轮机布局，通过重新排列热力学过程的顺序来优化小型应用中的性能[31]。在这种配置中，循环从进气的加热（1-2）开始，然后首先进入涡轮机膨胀至低于大气压（2-3）。这种膨胀在显著降低气体温度的同时提取功。为了确保下游压缩机能够有效地将气流恢复到大气压，在涡轮机出口和压缩机入口之间（3-5）使用了一个专用的热交换器，将多余的热量排放到环境中[31]。这种模块化方法对于高续航无人机（UAV）特别有吸引力，因为它允许集成紧凑的传热表面，理论上可以减轻通常与小型化离心组件相关的效率损失[11,32]。
此外，对于专门的高空或低噪声任务，研究探索了使用氦气作为工作流体的闭式循环燃气轮机，以绕过开式循环燃烧的限制[29]。这些推进架构的选择是在任务需求（如有效载荷能力和声学特征）与系统的技术就绪水平（TRL）之间进行权衡[32]。尽管电动机在短程无人机中占主导地位，但微燃气轮机仍是高速、长续航任务的标准，尽管其巡航条件下的平均火用效率通常徘徊在23%左右[30]。
2.2. 小型化涡轮机中的缩放效应
将燃气轮机技术小型化到毫米和厘米尺度，引入了一系列复杂的物理和操作挑战，统称为缩放效应。这些现象确保了微型发动机不仅仅是大型航空涡轮机的几何缩小版，而是受不同主导物理力支配的独特系统[32]。最关键的因子是雷诺数（Re）的显著降低，根据公式（1）[33]定义，对于微型无人机（UAV）组件，
Re通常低于10
4，而大型发动机的
Re范围在10
6-10
7[34]。
Re = ρ·V·L / μ （1）
在这些低雷诺数下，粘性力主导惯性力，导致在翼型表面形成层流分离泡（LSB）[35]。这些气泡增加了压差阻力，并可能导致过早的流动分离，严重降低涡轮叶片的升阻比和微型压缩机的增压能力[36,37]。
这种空气动力学损失的物理表现如图5所示，该图说明了微型升力面上的层流分离泡（LSB）的典型结构。当层流边界层遇到逆压梯度时，它会从表面分离（分离点），形成一个停滞的“死气”区域，显著增厚了叶片的有效轮廓[34,37]。在这个气泡内，流动保持层流直到转捩发生，随后是湍流再附着，闭合循环。这个过程在微型尺度下效率极低，因为气泡大小可能成为弦长的一个相当大的部分，导致“气泡破裂”现象，引发突然失速并急剧降低压缩机级的压力恢复潜力[36,37]。
图5. 低雷诺数下因边界层再附着而形成的分离泡。y方向上的边界层厚度远小于整个分离泡的大小[38]。
因此，小型化组件的空气动力学效率固有地低于其全尺寸对应物。虽然大型压缩机的多变效率超过90%，但由于边界层和表面摩擦的不成比例影响，微型径向压缩机的效率通常在60-70%范围内[39]。数值研究表明，随着弦长的减小，对表面粗糙度的敏感性增加，进一步加剧了粘性损失并减小了发动机的稳定运行范围（喘振裕度）[40,41]。此外，高速微型涡轮机械经历了显著的鼓风损失——由旋转组件和静止壳体之间的流体摩擦引起的功率耗散——其与转速的立方成比例，并在超高转速下成为主导损失因素[31]。
在微型尺度下，实现高效压缩所需的高马赫数需要超高转速[13]。随着输入压力的增加，涡轮机经历非线性的转速增加，将转子组件推向其结构和轴承极限。这种高速运行是一把双刃剑；虽然它允许这些发动机典型的高比功率，但它也成倍增加了鼓风损失和寄生阻力，如果压比没有精确控制，这些损失可能迅速超过净功率增益[33,34]。
与大型燃气轮机不同，用于无人机（UAV）推进的微燃气轮机经历了与小型化相关的更大效率损失，包括增加的热量相对损失、制造公差和较低的组件效率。因此，它们通常表现出比大型发动机更高的比油耗，使得续航能力对可用燃料质量和推进系统的整体热力学效率特别敏感。因此，微燃气轮机的实际运行持续时间主要由燃料容量、发动机效率、热约束和任务功率需求之间的平衡决定。通过回热或优化组件设计等方法提高循环效率，可以在保持可接受推力水平的同时显著增加续航能力。
热管理是另一个主要的缩放障碍。大型发动机得益于高体积表面积比，有效地将“热端”与“冷端”隔离。在微型涡轮机中，这个比率是相反的；相对于气体体积的表面积增加导致通过共用轴和壳体的大量热回流[32,42]。这种寄生热传递预热了进入压缩机的空气，降低了其密度并增加了压缩所需的功，最终降低了循环的净功率输出和热效率[42,43]。
实现精确的制造公差和保持最佳的叶尖间隙是微型发动机制造中最困难的方面。在标准喷气发动机中，叶片尖端与机匣之间的间隙只是叶片高度的一小部分。然而，随着发动机缩小，保持这个比率需要亚微米级精度，这通常超过传统加工甚至先进激光粉末床熔融（LPBF）增材制造的极限[44]。大的叶尖间隙允许高压空气通过叶片尖端泄漏回去（叶尖泄漏流），这可能导致微型尺度下级效率下降10-15%[35,45]。这种现象如图6所示，该图说明了微型径向叶轮内叶尖泄漏流的特定路径。由叶片压力面（PS）和吸力面（SS）之间的压差驱动，工作流体被迫通过狭窄的间隙[44,45]。这种转移的空气没有对级中的功提取或压力升高做出贡献，反而产生了与主流流动相反的二次流。在微型尺度下，绝对间隙尺寸相对于叶片展长通常不成比例地大，这种泄漏不仅仅代表体积损失；它产生了显著的空气动力学堵塞和熵，这构成了小型化涡轮机械中观察到的显著效率损失的基础[35,45]。
图6. 离心叶轮中叶尖泄漏流的路径示意图。压力面（PS）和吸力面（SS）之间的压差迫使工作流体通过狭窄的叶尖间隙，产生与主流流动相反的二次流[46]。
操作稳定性进一步因燃烧不稳定性而复杂化。燃料空气混合和点火所需的化学时间尺度与发动机尺寸无关，但停留时间——混合物在燃烧室内的持续时间——随着体积缩小而减少[32]。如果停留时间短于化学反应时间，火焰将“熄灭”，导致不完全燃烧或完全熄火。为了应对这一点，微型燃烧室必须在更高温度下运行，或采用多孔介质或回热室等先进设计以维持稳定燃烧[46]。
这种缩放差异通过达姆科勒数（Da）进一步量化，公式（2）[47]定义，即流动停留时间τ
flow与化学反应时间τ
chem之比；当Da接近1时，火焰熄灭的概率显著增加[47,48]。与宏观尺度燃烧室不同，其中火焰通过大的回流区稳定，微型燃烧室由高表面积体积比主导，这促进了向燃烧室壁的快速散热。如果这种热损失超过化学放热速率，火焰温度将降至绝热阈值以下，达到淬熄直径，对于传统碳氢燃料，淬熄直径可能高达几毫米，通常与微型无人机（UAV）发动机的整个燃烧室宽度相当[47]。
Da = τ
flow / τ
chem （2）
为了克服这些热淬熄极限，必须采用创新的稳定策略。对40 daN微型涡轮机的实验研究表明，传统的燃料喷嘴通常被创新的蒸发器（例如，六蒸发器环形配置）取代，以确保在极其紧凑的体积内实现高度的燃料雾化和混合[48]。此外，向贫预混（LP）燃烧的转变经常被用来最小化峰值温度和NO
x排放，尽管这引入了脉冲式火焰爆发和回火（火焰速度超过局部流速）的额外风险[47,49]。回热架构的集成——利用废气预热反应物——已被证明在扩展这些可燃极限方面至关重要，有效地“人为”增加了停留时间，并确保即使在小型化飞行平台典型较低压比下也能稳定运行[43,46]。
转子组件的机械支撑引入了极端约束。为了维持高效压缩所需的必要叶尖速度（马赫数），微转子必须以极高的转速旋转，通常在150,000到500,000 RPM之间[50,51]。标准滚动轴承无法承受这些速度下产生的离心应力和热量。这需要使用专门的空气箔片轴承或混合陶瓷轴承，虽然它们能够进行高速运行，但引入了显著的转子动力学挑战，包括次同步涡动和临界转速跃迁，必须精确管理以避免灾难性的结构失效[42,52]。
如表1所总结，微燃气轮机的性能限制主要源于与缩放相关的空气动力学、热学、燃烧和机械现象。与常规燃气轮机不同，小型化发动机在粘性力、热损失和制造公差对性能产生更大比例影响的范围内运行。此外，高空运行通过降低空气密度和降低雷诺数放大了许多这些效应，导致推力生成减少，并在维持稳定燃烧和压缩机性能方面面临更大挑战。因此，微燃气轮机的设计需要同时优化空气动力学效率、热管理、燃烧稳定性和制造精度。
表1. 影响微燃气轮机性能的主要缩放效应总结。
3. 微燃气发动机分类
微燃气轮机发动机（MGT）代表了一类高度专业化的用于无人机（UAV）应用的小型推进系统，包括微型涡轮喷气发动机和配置为通过适应紧凑尺度的布雷顿循环产生推力或轴功率的小型燃气轮机[53]。在此背景下，发动机架构的选择由无人机（UAV）任务需求驱动，需要在快速油门响应和长续航效率之间进行权衡[54]。数字增材制造的最新进展加速了小型燃气轮机（SGT）和微型涡轮喷气发动机系统的发展，与类似尺度的往复式内燃机相比，它们提供了高推力重量比[55]。同时，现代研究引入了数据驱动的方法用于这些发动机的性能估计和状态监测。诸如长短期记忆网络（LSTM）和支持向量回归（SVR）等机器学习方法越来越多地被用于根据操作飞行数据预测关键参数，包括推力和排气温度（EGT），从而能够在高度非线性运行条件下进行改进的性能跟踪[56]。
3.1. 微型涡轮喷气发动机
微型涡轮喷气发动机（MTE）是高性能无人机（UAV）、靶机和高速无人机（UAV）包括侦察和巡逻平台的主要动力装置，其特点是紧凑的架构，通常包括一个单级离心式压缩机、一个直流环形燃烧室和一个单级轴流式涡轮机[57]。这种配置反映了旨在最小化尺寸和成本，同时为小型高速应用保持足够性能的设计选择。通过收敛喷嘴加速废气产生直接推力；这个过程与转子速度固有地相关，在高性能模型中转子速度通常超过100,000 RPM，以维持必要的压比[55]。如此极端的转速需要精密的数字控制系统，如全权限数字发动机控制（FADEC）或自适应单神经元PID控制器，以在快速机动期间管理发动机的时变性和强非线性[58]。这些核心组件——从进气口和离心式压缩机到高温涡轮机和排气喷嘴——的物理布置详见图7所示的结构示意图[58]。
图7. 涡轮喷气发动机结构示意图[58]。
在操作上，微型涡轮喷气发动机对于像DIANA系统这样的空中靶机是不可或缺的，它们必须模拟敌方战斗机的超高速剖面和热特征[54]。对于高速无人机（UAV），包括侦察和巡逻平台以及高速侦察无人机（UAV），发动机必须确保从高能量发射（通过弹射器或火箭助推起飞RATO）到超过150 m/s的高亚音速巡航速度的无缝过渡[55]。虽然这些发动机为在6000米以上高度运行提供了必要的功率密度，但其整体热效率仍然是一个主要限制，由于显著的传热损失和小型化组件的较低效率，通常记录在3.4%到12%之间[53]。
当代研究的一个重要领域涉及替代燃料对微型涡轮喷气发动机（MTE）性能和环境影响的影响。排放减少的相关性取决于预期的无人机（UAV）应用：对于民用无人机（UAV），环境法规和城市空气质量是关键驱动因素，而对于国防导向的无人机（UAV）——特别是可消耗平台——任务性能、成本和可靠性通常是比排放合规更重要的考虑因素。使用Jet A-1与加氢处理酯和脂肪酸（HEFA）或高级醇（如丙醇、丁醇和辛醇）混合物的实验研究表明，虽然生物组分可以减少CO和颗粒物排放，但由于其较低的热值，它们通常会导致比油耗（SFC）增加[59]。例如，已发现正丁醇混合物减少排放的固体颗粒数量，尽管颗粒尺寸分布仍然是环境合规的关键问题[60]。微型涡轮喷气发动机排放中颗粒数（PN）的测量方法揭示了颗粒的对数正态分布，这受到发动机运行状态和燃料芳烃含量的强烈影响[61]。
这些发动机的非设计点性能通常通过修正的性能图进行评估，其中像Beta因子和修正转速这样的参数被调整以匹配来自精密测试台方的实验数据[62]。这些测试台方能够实时记录多达45个基本参数，包括推力、振动、燃料流量以及各个发动机站位的压力[63]。瞬态过程分析进一步表明，在不同环境温度下使用柴油等燃料代替煤油，会显著影响加速时间，并可能导致危险的排气温度（EGT）峰值，这可能危及涡轮机完整性[64]。为了减轻这些风险，使用NARX（具有外部输入的非线性自回归）神经网络或Hammerstein-Wiener模型进行数学建模，以创建用于高级控制器设计的“黑箱”表示。研究表明，数据协调识别算法可以可靠地提高微型喷气发动机性能评估的一致性和准确性，使偏差保持较低（最大7.2%），同时提供可靠的热力学循环结果，并验证热成像作为热损失评估的有效工具[65]。
从结构角度来看，微型涡轮喷气发动机（MTE）组件必须由耐高温材料制成，如Inconel或特种耐火钢（例如，AISI 310S），以承受离心应力和热疲劳的联合效应[56]。进气道和喷嘴的设计通过质量建模和CFD模拟进行优化，以最小化压力损失并最大化产生的净推力[56]。尽管燃料消耗高，但机械简单性以及将这些发动机集成到细长、空气动力学机身的能力，使其在优先考虑速度和尺寸的任务中不可替代[54]。发动机性能参数（即推力和比油耗）的实证行为，特别是指数推力增长和SFC曲线，进一步通过从400 N微型涡轮喷气发动机原型机获得的实验数据（如下文图8所示）得到说明[66]。
图8. 微型发动机作为转速函数的实验性能特性。(a) 净推力（F
N）和比油耗（SFC）的变化。发动机在转速为96,000 rpm时达到最大推力39.58 daN，对应最小SFC为1.62 kg/(daN·h)。(b) 燃料质量流量（?
fuel）和排气温度（EGT）的变化。在峰值转速时最大燃料流量达到1295 mL/min，排气温度（EGT）在大约69,000 rpm时达到局部最小值517°C后，峰值达到743°C[66]。
未来趋势指向混合电力配置甚至固态推进技术，如电空气动力学（EAD）推力，以消除小型无人机中的旋转部件，尽管微型涡轮喷气发动机今天仍然是高速反作用推进的黄金标准[67]。压缩机扩压器的持续改进以及使用波转子进行循环顶置的可能性也在探索中，以弥合微型和大型燃气轮机之间的效率差距[68]。从操作角度来看，预测性维护模型和实时飞行数据监控的集成可以通过支持基于状态的维护策略和更准确地估计推进单元剩余使用寿命（RUL），来提高机队可用性和任务准备度[56]。
3.2. 微型涡轮风扇发动机
从微型涡轮喷气发动机到微型涡轮风扇发动机（MTF）技术的转变代表了小型推进工程的一次重大飞跃，尽管与涡轮喷气发动机相比，真正的微型涡轮风扇发动机在商业和军事市场上仍然非常罕见[69]。这种罕见源于缩放风扇空气动力学和在小尺度下管理双转子系统机械复杂性的严重技术挑战[70]。微型涡轮风扇发动机主要由其涵道比（BPR）定义，该比值描述了绕过核心机的质量流量与进入燃烧室的质量流量之比[71]。通过风扇加速更大体积、更低速度的空气，发动机实现了比纯涡轮喷气发动机高得多的推进效率[72]。效率优势是显著的，研究表明微型涡轮风扇发动机可以将比油耗（SFC）降低20%到30%，同时增加静推力，使其成为长续航高速无人机（UAV）的理想选择，包括侦察和巡逻平台以及持续监视无人机（UAV）[72]。尽管有这些效率提升，微型涡轮风扇发动机的机械实现需要创新的架构来克服“尺度效应”——在小型无人机（UAV）中，传统的双转子设计变得过于沉重或复杂。现代研究已转向自适应设计，例如使用通过无级变速器（CVT）或回热循环耦合的风扇转化现有微型涡轮喷气发动机核心机。这些配置旨在平衡核心机高速需求与风扇低速需求，同时管理无人机（UAV）机身的严格体积约束[73]。图9展示了微型涡轮风扇发动机的概念性内部布局及其随后在飞翼布局（BWB）无人机（UAV）中的集成，突出了推进系统、燃料箱和有效载荷之间的空间竞争。
图9. 微型涡轮风扇发动机（MTF）系统的架构与集成。(a) 自适应微型涡轮风扇发动机的内部横截面，显示涡轮喷气发动机核心机、风扇组件以及为优化热力学性能而集成的无级变速器（CVT）和回热器。(b) 双发无人机（UAV）的内部布局，展示了在高密度机身内微型涡轮风扇发动机（MTF）、燃料储存和航电设备之间的空间关系[73]。
然而，这些系统的复杂性是实现广泛采用的主要障碍。传统的微型涡轮风扇发动机存在“组件失配”问题，即风扇和核心涡轮机由于固定在同一根轴上而无法同时在其峰值效率下运行[69]。为了解决这个问题，前沿研究——例如在涡轮机械与传热实验室进行的研究——提出了一种使用无级变速器（CVT）的自适应循环方法[71]。这允许风扇和核心机在独立的最佳速度下运行，有效地解耦了它们的旋转约束[73]。此外，集成低压压缩系统的空气动力学性能是一个主要障碍；小型化风扇叶片通常在跨声速条件下运行，其中激波损失和叶尖间隙效应会显著降低性能[70]。这些风扇的结构完整性也至关重要，因为它们必须承受高离心应力以及潜在的异物吸入，例如鸟击或无人机碎片撞击，这需要使用显式动力学进行广泛的数值模拟[74,75]。尽管增加了风扇模块和旁路管道重量，但开发多功能自适应微型涡轮风扇发动机仍然是下一代无人机系统（UAS）的优先事项，这些系统需要喷气发动机的高速冲刺能力与涡轮螺旋桨发动机的燃油经济性相结合[72]。
3.3. 微型涡轮螺旋桨发动机
微型涡轮螺旋桨发动机（m-TPE）代表了无人机（UAV）的一个关键推进类别，其运行在高速涡轮喷气动力平台和高效但受高度限制的往复式发动机之间的空白区域。这些系统由一个燃气发生器核心机组成——包括压缩机、燃烧室和燃气发生器涡轮机——该核心机驱动一个动力涡轮机。这个动力涡轮机又通过一个减速齿轮箱驱动螺旋桨，将热能转化为推进推力[27]。这种架构在中空长航时（MALE）和高空长航时（HALE）平台中特别普遍，其中任务需要高功率重量比和续航能力的复杂平衡[76]。
微型涡轮螺旋桨发动机的主要应用涉及续航无人机和专用侦察平台，这些平台必须长时间保持对目标区域的持续存在。诸如边境监视、海岸控制、森林火灾监测和大规模土地勘探等任务受益于微型涡轮螺旋桨发动机（m-TPE）在约40,000英尺（约12,200米）的高空长时间（超过24小时）保持运行的能力[76]。例如，像捕食者B（Predator B）[77]这样的平台利用涡轮螺旋桨推进来满足既需要高空能力又需要为侦察传感器提供显著有效载荷能力的任务剖面[78]。此外，对超低成本涡轮螺旋桨模块的研究已将其应用扩展到小型遥控飞行器（RPV）和可消耗系统，在这些系统中，它们作为传统汽油动力活塞发动机的更可靠、重油燃烧替代品[79]。
微型涡轮螺旋桨发动机的一个主要优势是在中等亚音速下具有卓越的燃油效率。与为高速“冲刺”段优化的微型涡轮喷气发动机相比，涡轮螺旋桨发动机提供了低得多的推力比油耗（TSFC）。这种效率是通过螺旋桨以较低速度加速大量空气来实现的，对于盘旋任务来说，这从根本上比涡轮喷气发动机的高速、低质量流量排气更高效[27,80]。对中型涡轮螺旋桨发动机的详细热力学评估表明，虽然燃烧室仍然是火用破坏的主要来源，但整个系统提供了适合长时间飞行的可持续效率因子[76]。事实上，使用遗传算法的优化研究表明，通过调整压缩机压比和燃烧室出口温度等参数，涡轮螺旋桨无人机（UAV）的盘旋时间可以比基准配置提高多达17.5%[80]。无人机（UAV）涡轮螺旋桨发动机的热力学和机械效率通过图10所示组件的相互作用进行分析。无人机（UAV）的高空任务剖面需要一个推进系统，其尺寸能够平衡燃油消耗（SFC）与最大比功率。与之前讨论的优先考虑高亚音速冲刺能力的微型涡轮风扇发动机不同，这种涡轮螺旋桨架构通过最大化较低速度下通过螺旋桨法兰（9）提供的轴功率的推进效率，针对长时间无人驾驶飞行进行了优化。
图10. 无人机（UAV）涡轮螺旋桨发动机示意图。该图说明了中型涡轮螺旋桨发动机的核心组件和热力学站位：AC代表空气压缩机；CC代表燃烧室；GT代表燃气轮机；ED代表排气管；MS代表主轴。数字1到6标识特定的热力学站位，而7、8和9追踪通过主轴向螺旋桨法兰的机械功率传输[81]。
然而，这种效率伴随着巡航速度较低的权衡。涡轮螺旋桨驱动的无人机（UAV）通常限于亚音速飞行，通常低于马赫数0.6，这是由于螺旋桨叶片的空气动力学限制，当叶尖接近超音速时，其效率会下降[76,79]。尽管有这种限制，对于几百千瓦的功率，涡轮螺旋桨发动机通常因其显著更高的功率密度和更低的振动而成为优于往复式发动机的选择，这对于高分辨率侦察设备的稳定性至关重要[82]。虽然柴油发动机因其低油耗而成为长时间飞行的有力竞争者，但涡轮螺旋桨发动机仍然是需要高空性能和标准化重油（如JP-8）后勤简单性的任务的主导解决方案[82,83]。
3.4. 微型涡轮轴发动机
微型涡轮轴发动机（m-TSE）代表了一类专门设计用于提供高轴功率密度的燃气轮机，使其成为旋翼无人机（UAV）和直升机无人机的理想推进选择[84]。与依赖排气推力的涡轮喷气发动机不同，m-TSE旨在从气流中提取最大可能的能量以驱动动力涡轮机，该涡轮机然后通过减速齿轮箱连接到主旋翼和辅助系统[85]。这种配置对于复杂的任务剖面（如精准农业）是不可或缺的，其中无人直升机需要管理大量有效载荷，包括大型喷洒罐，同时保持恒定功率和稳定性[86]。微型涡轮轴发动机的功能核心基于布雷顿循环运行，类似于其他燃气轮机，但其能量输出针对扭矩而非喷气推力进行了优化。空气通过进气口吸入，通常由高效离心式压缩机压缩，然后进入燃烧室[87]。在燃烧室中，燃料被喷入并点燃，产生高温高压气流。这股气流首先膨胀通过燃气发生器涡轮机，该涡轮机提供保持压缩机运转所需的功率。然而，涡轮轴发动机的定义性特征是其后的“自由”动力涡轮机。气流中的剩余能量由这个次级涡轮机提取，该涡轮机在机械上独立于燃气发生器核心机。这个动力涡轮机高速旋转，并连接到减速齿轮箱，该齿轮箱将高转速降低为直升机无人机旋翼桨叶可用的扭矩[85,88]。
图11展示了微型发动机测试台方的系统架构以及由核心控制器实现的相关控制方案。
图11. 微型发动机测试台方的系统架构和控制原理图。核心控制器作为中心枢纽，通过模拟和数字信号管理来自发动机传感器（N
g/N
p转速、EGT和进气温度）和台方传感器（扭矩、位置和压力）的数据采集。控制器通过专门的执行器执行命令，包括可变距机构和由电磁阀、启动马达和点火器组成的发动机执行器模块。通过燃料泵控制器的异步串行通信调节燃料输送，而高级监控和数据记录则通过以太网通信与主计算机进行[89]。
对于无人系统，m
