航空学报08大飞机专刊(105)_航空信息_民用航空_通用航空

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Key words : micro turbine engine ; compressor ; heat transfer ; running test ; modeling
　　微型涡轮发动机 (MTE)重量轻、功率大、能量性 :一方面 ,因为微型化而产生的低雷诺数流动、密度高 ,可作为各种微小型导弹、无人机、乃至未来燃烧驻留时间短、制造工艺限制等问题对 MTE单兵飞行器的推进系统 ,是一种具有很好应用前景的主要部件的设计和工作特性都产生了显著的影的新兴喷气推进动力 [1]。目前 ,国内外均已研制出响 ;另一方面 ,由于 MTE整机结构紧凑、尺度小 ,了实用的机型 ,并且国外已将之投入了实用 :美国因此其部件尺度 (如盘体厚度 )、部件与部件的间Lockheed2Martin公司研制的 LOCAAS无人机 /智距都尽量缩短 (达到毫米量级 ),这样一来整机环能导弹 (质量约为 45 kg,航程 200 km)采用了推力境下的部件特性受其他部件或环境影响的程度就约 140 N的 TJ250系列 MTE[2] ;美国海军武器实会很明显 [1 ,5]。目前关注 MTE设计特殊性的研验室和 Titan公司研制中的微小型巡航导弹 [3] (质究多集中在第一方面 ,对整机环境下各部件相互量约为 300 kg,推力约 500 N ,射程超过 1 000 km)。影响及匹配工作的研究还不多。德国亚琛大学的 MTE还可用于发电装置 ,例如与燃料电池结合 ,构D1Bohn等率先对车载涡轮增压器的厘米级压气成高能量密度的分布式电源系统 ,具有热效率高、机开展了研究 (2003) ,通过 CFD计算 [6]和实验测污染物排放量小等优点 [4]。量[7]说明了高温涡轮向压气机的传热会显著影响
MTE设计具有不同于常规发动机的特殊循环工况、使效率明显降低。该研究中压气机与涡轮之间未安装燃烧室 ,涡轮所需燃气由外部气
收稿日期 :2007206206 ;修订日期 :2007212215

基金项目 “:十一五”国防重点基础科研项目源供给 ,涡轮成为向压气机传热的主要高温部件 ,通讯作者 :黄国平 E2mail :hgp @nuaa. edu. cn这与微型涡轮喷气发动机不同。此外 ,该研究只

验证了传热对压气机的影响 ,并没有对隔热措施及改善效果做深入研究。作为航空动力的微型涡轮喷气发动机 ,主要通过燃烧室向压气机传热 ,且由于燃烧室内温度更高 ,其传热程度更加严重 ,对压气机及整机性能的影响更为显著。但目前还未见到这方面研究的报道。
本文针对南京航空航天大学研制的微型涡轮喷气发动机 MTE2110 ,并在此基础上着重分析了燃烧室向压气机可能的传热效应 ,通过性能建模分析和整机运转实验研究证实了传热对压气机和整机性能的影响 ,并提出了一种在压气机静子上采用的隔热技术 ,显著改善了微型发动机性能。
1　MTE及其性能建模
21 1　MTE2110简介
MTE2110
是由南京航空航天大学研制的第

一台 MTE ,直径 11 cm,设计转速 121 5 ×104 min。如图 1所示 ,其主要部件包括 :进气整流罩、单级离心压气机、蒸发管式环形直流燃烧室、单级轴流涡轮、收缩喷管。发动机以丙烷气为点火预热燃料 ,以航空煤油为主燃料 ,有电机和压缩空气两种起动方式 ,单转子支承形式为 0212120式。该机的燃烧室位于压气机和涡轮之间 ,这是主要可能向压气机传热的高温部件 ,设计燃烧室平均总温为 1 100 K,而压气机转子轮盘和静子盘体的厚度约为 2 mm左右。

图 1　MTE2110发动机平面图及各截面编号 Fig1 1　MTE2110 engine ’s ichnography and section numbers
本文首先建立了 MTE的性能模型 ,以期通过建模分析发动机各部件的匹配工作情况和总体性能特点 ,然后再根据模型分析的结果开展台架试车实验研究。
基于 MTE2110的部件特性 ,可以建立发动机的总体性能仿真数学模型 ,并可计算出各主要气动热力截面 (见图 1)和整机的性能参数。各个部件模块的部件级特性通过实验或 CFD计算给出。利
用各部件的共同工作条件可以在各转速下确定发动机的工作点 ,并由此得到该点的稳态性能。 MTE2110的 5个主要部件中 ,压气机特性由三维湍流 CFD数值模拟为基础得到 (见图 2) ,涡轮部件特性也是依靠三维湍流 CFD数值模拟结果得出 ,
燃烧室特性由部件实验给出。进气整流罩为亚声顺压管道 ,且流路较短 ,损失很小 ;尾喷管为亚声收敛管道 ,也是顺压部件 ,损失较小。按保守估计 ,总压恢复系数均取为 0198。按照常规发动机性能建模方法 ,可以得出各部件的匹配工作线 ,图 2中的
方块连线就是按常规方法得到的压气机特性图上的发动机各转速稳态工作线。
图 2　压气机转子特性曲线
Fig1 2　Performance curves of compressor rotor
11 2　考虑传热效应的发动机总体性能建模分析
常规的大型航空发动机中多数是将压气机的压缩近似作为绝热过程。但是在 MTE中 ,因为处于燃烧室等高温件和压气机通道之间的结构件基
本上也随发动机同比微型化 (MTE2110的尺寸与常规发动机尺寸之比 RL约为 1/ 10),而高低温件的温差虽小于大发动机却也是相同量级的 ;此外 ,微型化后流动通道壁面的面积与容积的比例大致是 R -1L。综合这两个因素 ,向压气机的传热效应大约会增大 R -2L倍 (对 MTE2110即是 100倍)。在发动机的工热循环上 ,压缩过程如有可观的热量传入将使压气机出口总温明显大于绝热压缩的出口总温 ,这将使压气机的效率明显下降。若压气机绝热状
态下工作的效率为 Δ T 3T13 c k-11)
k
iso (π -
ηad == (1)
Δ Tad 32ad T13
T 3-
那么在传热使总温增加 Δ Ttran 3= 2real -T 3
T 32ad且压
比不变时 ,实际效率变为

k-1 k-1 k
Δ T 3T13 (πk-1)T13 (π -1)
iso c c
ηreal == =
ΔTr3eal (T 3-) tran ad 2real T13 ΔT 3+ΔT 3
(2)
有传热效率与绝热效率的关系如下 : Δ Tad 3
ηreal = ηad = ηad Rtran (3)
Δ T 3+Δ T 3
tran ad
这里不妨先假设具有显著传热的情况来进行分析 ,取两种不同强度传热 ,分别是 Rtran = 01 9和 Rtran =01 8 ,即Δ T 3ad的 11 %和 25 %。
　
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