微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析_郭渊

合集下载

基于快速原型化的小型涡喷发动机起动过程控制

收稿日期：２０２２－１１－０７基金项目：国家科技重大专项（Ｊ２０１９Ｖ０００３００９４）引用格式：王灿森，李睿超，赵万里，等．基于快速原型化的小型涡喷发动机起动过程控制［Ｊ］．测控技术，２０２４，４３（１）：５０－５４．ＷＡＮＧＣＳ，ＬＩＲＣ，ＺＨＡＯＷＬ，ｅｔａｌ．ＳｔａｒｔｉｎｇＰｒｏｃｅｓｓＣｏｎｔｒｏｌｏｆＳｍａｌｌＴｕｒｂｏｊｅｔＥｎｇｉｎｅＢａｓｅｄｏｎＲａｐｉｄＣｏｎｔｒｏｌＰｒｏｔｏｔｙｐｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２４，４３（１）：５０－５４．基于快速原型化的小型涡喷发动机起动过程控制王灿森，李睿超，赵万里，徐建强，郭迎清（西北工业大学动力与能源学院，陕西西安　７１０１２９）摘要：为快速验证小型涡喷发动机起动过程控制规律，基于快速原型化技术搭建了半物理试验平台。

设计了快速原型试验系统整体架构，对控制系统的软硬件设计和智能节点的工作原理进行了说明，使用ＳｐｅｅｄｇｏａｔＭｏｂｉｌｅ实时目标机作为电子控制器，以ＳＴＭ３２为核心设计智能节点，选用Ｍｏｄｂｕｓ协议对信号进行编码，实现电子控制器和智能节点之间的数据通信。

针对小型涡喷发动机的起动过程设计了一种控制规律，利用自动代码生成技术生成电子控制器可执行程序，部署到实时目标机中，完成了起动过程控制规律的试验验证。

仿真结果表明，电子控制器和智能节点通信正常，工作可靠稳定，起动过程平稳迅速、不熄火、不超温、不超转，提出的快速原型化控制技术能够有效地缩短开发周期，具有良好的工程实用价值。

关键词：小型涡喷发动机；快速原型化技术；智能节点；Ｍｏｄｂｕｓ协议中图分类号：Ｖ２１６；Ｖ２３文献标志码：Ａ文章编号：１０００－８８２９（２０２４）０１－００５０－０５ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２３．０１．２０３ＳｔａｒｔｉｎｇＰｒｏｃｅｓｓＣｏｎｔｒｏｌｏｆＳｍａｌｌＴｕｒｂｏｊｅｔＥｎｇｉｎｅＢａｓｅｄｏｎＲａｐｉｄＣｏｎｔｒｏｌＰｒｏｔｏｔｙｐｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＷＡＮＧＣａｎｓｅｎ牞ＬＩＲｕｉｃｈａｏ牞ＺＨＡＯＷａｎｌｉ牞ＸＵＪｉａｎｑｉａｎｇ牞ＧＵＯＹｉｎｇｑｉｎｇ牗ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｏｗｅｒａｎｄＥｎｅｒｇｙ牞ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｘｉａｎ７１０１２９牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｑｕｉｃｋｌｙｖｅｒｉｆｙｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｏｆｓｍａｌｌｔｕｒｂｏｊｅｔｅｎｇｉｎｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓ牞ａｓｅｍｉｐｈｙｓｉｃａｌｔｅｓｔｐｌａｔｆｏｒｍｉｓｂｕｉｌｔｂａｓｅｄｏｎｒａｐｉｄｐｒｏｔｏｔｙｐｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｔｈｅｏｖｅｒａｌｌａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅｏｆｔｈｅｒａｐｉｄｐｒｏｔｏｔｙｐｅｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｉｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｔｈｅｓｏｆｔｗａｒｅａｎｄｈａｒｄｗａｒｅｄｅｓｉｇｎｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍａｎｄｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｐｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆｔｈｅｓｍａｒｔｎｏｄｅａｒｅｄｅｓｃｒｉｂｅｄ．ＴｈｅＳｐｅｅｄｇｏａｔＭｏｂｉｌｅｒｅａｌｔｉｍｅｔａｒｇｅｔｍａｃｈｉｎｅｉｓｕｓｅｄａｓｔｈｅｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ牞ａｎｄｔｈｅＳＴＭ３２ｉｓｕｓｅｄａｓｔｈｅｃｏｒｅｔｏｄｅｓｉｇｎｔｈｅｓｍａｒｔｎｏｄｅ．Ｍｏｄｂｕｓｐｒｏｔｏｃｏｌｉｓｓｅｌｅｃｔｅｄｔｏｅｎｃｏｄｅｔｈｅｓｉｇｎａｌｔｏｒｅａｌｉｚｅｔｈｅｄａｔａｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒａｎｄｔｈｅｓｍａｒｔｎｏｄｅ．Ａｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｉｓｄｅｓｉｇｎｅｄｆｏｒｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆａｓｍａｌｌｔｕｒｂｏｊｅｔｅｎｇｉｎｅ．Ｔｈｅｅｘｅｃｕｔａｂｌｅｐｒｏｇｒａｍｏｆｔｈｅｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｉｓｇｅｎｅｒａｔｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅａｕｔｏｍａｔｉｃｃｏｄｅｇｅｎｅｒａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄｄｅｐｌｏｙｅｄｔｏｔｈｅｒｅａｌｔｉｍｅｔａｒｇｅｔｍａｃｈｉｎｅｔｏｒｕｎ．Ｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｏｆｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｉｓｃｏｍｐｌｅｔｅｄ．Ｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒａｎｄｓｍａｒｔｎｏｄｅｗｏｒｋｒｅｌｉａｂｌｙａｎｄｓｔａｂｌｙ牞ａｎｄｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｉｓｓｔａｂｌｅａｎｄｒａｐｉｄ牞ｗｉｔｈｏｕｔｓｔａｌｌｉｎｇ牞ｏｖｅｒｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ牞ａｎｄｏｖｅｒｒｕｎｎｉｎｇ．Ｔｈｅｒａｐｉｄｃｏｎｔｒｏｌｐｒｏｔｏｔｙｐｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｓｈｏｒｔｅｎｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｃｙｃｌｅ牞ａｎｄｈａｓｇｏｏｄｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｐｒａｃｔｉｃａｌｖａｌｕｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ｓｍａｌｌｔｕｒｂｏｊｅｔｅｎｇｉｎｅ牷ｒａｐｉｄｃｏｎｔｒｏｌｐｒｏｔｏｔｙｐｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ牷ｓｍａｒｔｎｏｄｅ牷Ｍｏｄｂｕｓｐｒｏｔｏｃｏｌ航空发动机的起动过程是指燃气发生器转子转速从零加速到地面慢车转速的过程［１］。

微型涡喷发动机引射特性研究

微型涡喷发动机引射特性研究饶珠明;王兵【摘要】组合循环动力发动机是实现空天融合的重要推进方式,引射是涡轮基组合循环发动机(TBCC)的关键模态,其实际工作过程十分复杂.为了分析引射模态特性,文中基于CFD技术辅以地面实验测量,以微型涡喷发动机作为基础发动机,分别研究了引射管的长度、直径和相对位置对引射作用的影响规律.研究结论对TBCC引射模态设计具有参考价值,为提出有效掺混和减小总压损失的方案提供借鉴.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2017(037)004【总页数】4页(P106-108,127)【关键词】引射;微型涡喷发动机;TBCC;CFD【作者】饶珠明;王兵【作者单位】清华大学航天航空学院,北京100084;清华大学航天航空学院,北京100084【正文语种】中文【中图分类】V236;TJ010 引言随着新军事变革和国防科技的发展[1-2],组合循环发动机成为空天融合的重要动力推进方式,主要包括涡轮基组合循环发动机(turbine based combined cycle,TBCC)和火箭基组合循环发动机(rocket based combined cycle,RBCC)[3]。

TBCC通常由燃气涡轮发动机和冲压发动机组合而成,其工作过程大致分3个阶段:涡轮加速阶段(Ma≤2.5),涡轮发动机和冲压发动机共同工作阶段(2.5<Ma<3.0,引射模态),冲压工作阶段(Ma≥3.0)[4]。

从TBCC的不同工作模态来看,引射模态最为关键和复杂[5],一方面,一次流(涡轮尾气)与二次流(从冲压进气道进来的空气)在混合室掺混,总压的损失会造成推力性能下降;另一方面,由于混合室出口就是冲压发动机的燃烧室,掺混的均匀程度直接影响到二次燃烧的稳定性。

因此,尽量减少引射过程的总压损失并获得均匀的掺混气体,是设计引射掺混段时需要解决的关键问题[5]。

West等[6]从数值模拟和试验两方面研究了DAB燃烧方式下影响混合特性的原因;Lineberry等[7]对双喷管与单喷管、非轴对称与轴对称的引射性能进行了对比研究;刘佩进、王国辉等[8-9]对不同的混合室构型、来流工况以及补燃模式进行了数值模拟研究,并设计了混合室试验模型。

小型涡喷发动机喷管隔热方法研究

小型涡喷发动机喷管隔热方法研究陈召涛1，马德有2（1．南京模拟技术研究所，江苏南京210016；2．中国白城兵器试验中心，吉林白城137001）摘要：小型高速无人机动力系统多采用基于离心压气机的小型涡喷发动机，受高速无人机低阻力设计要求限制，通常发动机采用较长的尾喷管。

发动机工作时，尾喷管在机体内散发大量热量，对无人机系统正常工作造成威胁。

目前常见的尾喷管热防护措施，是引进外部气流进行冷却，或者在发动机喷管外表面及飞机结构内表面涂敷隔热材料。

本文提出了一种加装隔热套管解决尾喷管热防护问题的方法，该方法将发动机喷管散发的热量限制在隔热套管内，并利用发动机喷流的引射作用将热量带到机体外。

文章对该热防护方法进行了数值仿真计算和简单测试，验证了方法的有效性。

关键词：小型无人机小型涡喷尾喷管隔热仿真中图分类号：TK124文献标识码：A文章编号：1002－6886（2019）04－0029－03Study on the heat insulation method of the nozzle of a mini－type turbojet engineCHEN Zhaotao，MA DeyouAbstract：Mini－type turbojet engines，based on a centrifugal compressor，are commonly used in power systems of high－speed UAVs．Due to the low－drag requirements of high－speed UAVs，long tail nozzles are usually used in engines．When the engine works，the tail nozzle emits a lot of heat in the body，which threatens the normal operation of the UAV．At present，the heat protection measures of the nozzle mostly are introducing external airflow，or coating the insulation materials on the outer sur-face of engine nozzle and the inner surface of aircraft structure．This paper presents a method of installing thermal insulation casing to solve the thermal protection problem of the tail nozzle．This method limits the heat emitted by the engine nozzle to the heat insulation casing，and takes the heat out of the body by using the ejection effect of the engine jet．The numerical sim-ulation and simple test of the thermal protection method are carried out to verify the effectiveness of the method．Keywords：UAV，small turbojet，jet nozzle，insulation，simulation0引言现代中小型高速无人机多采用基于离心压气机的涡喷发动机作为动力，相对于基于轴流压气机的大型涡喷发动机，基于离心压气机的小型涡喷发动机直径大，长度短［1－2］，喷管直径小，横截面积变化剧烈，对涡喷发动机在无人机体内的合理布置带来了很大困难。

水下S-CO2循环部分进气轴

水下S-CO 2循环部分进气轴/径向涡轮机对比研究王瀚伟 1, 姜晓鹏 2, 罗　凯 1, 张佳楠 1, 党建军 1, 秦　侃1*(1. 西北工业大学航海学院, 陕西西安, 710072; 2. 中国船舶集团有限公司第705研究所, 陕西西安, 710077)摘要: 将超临界二氧化碳(S-CO 2)循环动力系统合理应用于无人水下航行器(UUV), 有助于解决现有 UUV蒸汽动力循环系统尤其是针对小功率等级应用效率低的问题。

为合理选型水下 S-CO 2系统涡轮机, 结合损失模型的一维方法获得了设计空间内的最佳几何参数, 并基于 RANS 方程的三维数值仿真方法验证了一维设计方法的合理性, 进一步对比分析了轴/径向涡轮机的气动性能及流动特性。

结果表明, 设计工况下径向涡轮机内效率比轴向涡轮机高5.41%, 但尺寸较大, 约为轴向涡轮机的2倍; 径向涡轮机的主要损失集中在喷管和转子非工作段, 而轴向涡轮机则主要为转子处产生的二次流损失。

通过变工况分析发现, 轴向涡轮机更适用于低速比工况, 但在同一转速下径向涡轮机效率更高。

文中研究结果可为应用于UUV 的S-CO 2系统动力主机的研制提供参考。

关键词: 无人水下航行器; 轴/径向涡轮机; 超临界二氧化碳; 气动性能中图分类号: TJ630.34; U674 文献标识码: A 文章编号: 2096-3920(2024)01-0087-10DOI: 10.11993/j.issn.2096-3920.2023-0037Comparison of Partial Admission Axial and Radial Inflow Turbines forUnderwater S-CO 2 Power Cycle SystemWANG Hanwei 1,　JIANG Xiaopeng 2,　LUO Kai 1,　ZHANG Jianan 1,　DANG Jianjun 1,　QIN Kan1*(1. School of Marine Science and Technology, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 2. The 705Research Institute, China State Shipbuilding Corporation Limited, Xi’an 710077, China)Abstract: The reasonable application of supercritical carbon dioxide(S-CO 2) power cycle systems to unmanned undersea vehicles(UUVs) can help address the problem of low efficiency for the existing UUV steam power cycle systems, especially for small-power applications. In order to select the optimal turbine for the underwater S-CO 2 system, the one-dimensional approach combined with the loss model was used to obtain the best geometric parameters within the design space. In addition,the three-dimensional numerical simulation method based on the RANS equation was adopted to verify the rationality of the one-dimensional design method. The aerodynamic performance and flow characteristics of the axial/radial turbine were further compared. The results show that the internal efficiency of the radial turbine is 5.41% higher than that of the axial turbine under the design conditions, but the size of the radial turbine is larger, about twice that of the axial turbine. The main loss of the radial turbine is from the nozzle and the rotor non-working section, while that of the axial turbine is mainly concentrated in the secondary flow losses generated at the rotor. Through the analysis of variable operating conditions, it is found that the axial turbine is more suitable for the low velocity ratio operating conditions. Nevertheless, the radial turbine has higher efficiency at the same speed. This research can provide a reference for the development of the S-CO 2 system power unit applied in UUVs.收稿日期: 2023-04-14; 修回日期: 2023-06-05.基金项目: 国家自然科学基金资助项目(51805435).作者简介: 王瀚伟(1994-), 男, 在读博士, 主要研究方向为水下航行器动力推进技术.* 通信作者简介: 秦　侃(1988-), 男, 副教授, 主要研究方向为水下航行器动力推进技术.第 32 卷第 1 期水下无人系统学报Vol.32 N o.12024 年 2 月JOURNAL OF UNMANNED UNDERSEA SYSTEMS Feb. 2024[引用格式] 王瀚伟, 姜晓鹏, 罗凯, 等. 水下S-CO 2循环部分进气轴/径向涡轮机对比研究[J]. 水下无人系统学报, 2024, 32(1):87-96.Keywords: unmanned undersea vehicle; axial and radial turbine; supercritical carbon dioxide; aerodynamic performance0　引言无人水下航行器(unmanned undersea vehicle, UUV)因其耐用性和机动性在海洋装备中发挥着越来越重要的作用[1]。

微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析_郭渊

5) 发动机与飞行器一体化设计技术。
由于使用的特殊要求, 发动机设计应考虑导弹 /发动机匹配或者飞行器 /发动机匹配设计, 主要包括飞行器与发动机的约束分析、性能匹配分析、进排气系统结构与安装损失等。一次性使用的导弹、靶机与重复使用的无人机对发动机要求又有区别。
速飞行器 X-43亚声速飞行验证阶段的动力装置均采用微型涡喷发动机。其中, LAM 巡飞弹采用的发动机质量仅 7. 25 kg, 直径小于 18 cm, 推力 445 N。
随着加工工艺和材料、高速陶瓷轴承等相关技术的发展, 一批先进的微型涡喷发动机不断呈现, 其推重比已超过 10。像美国精密自动化公司研制的 AT -
引言一般把推力量级在 1 000 N
及以下的涡喷发动机称为微型涡喷发动机 ( M icro Turbo jet Eng ine, 简称 MTE )。微型涡喷发动机具有成本低、性能高、尺寸小、质量轻、易于维护与存贮等优点, 已成为无人机、巡飞弹、小型战术导弹、靶机以及航模等小型飞行器动力装置的首选。目前世界上许多国家, 如美国、俄罗斯、欧洲、以色列、印度、日本和塞尔维亚等, 都在积极开展微型涡喷发动机的研究。
为了降低制造成本, 微型涡喷发动机通常直接选用涡轮增压器级压气机和涡轮转子, 但为了提高发动机推重比, 又希望零件加工性能好, 一次成型。其中压气机和涡轮的精铸和无余量快速成型加工技术是微型涡喷发动机发展的关键和方向。
4) 发动机控制系统及配套的附件, 包括微型化的电子燃油控制器 ( ECU )、燃油电动泵、传感器等。
T J-50 3 05 1 37 1 75 4. 5 2 20 LOCAA S H am ilton Sundstrand

高推重比微型涡喷发动机关键技术分析

高推重比微型涡喷发动机关键技术分析作者：宁大军来源：《无人机》2018年第07期高推重比微型涡喷发动机是中小型高速无人机的核心部件，压气机、燃烧室、涡轮和轴承等是微型涡喷发动机的关键部件。

某微型涡喷发动机采用单级离心压气机、向心式径向涡轮以及蒸发管式环行燃烧室的总体结构方案，实现了发动机的小型化、高推重比，已经成功应用在多个型号无人机上。

目前，国内外中小型无人机广泛采用的动力装置包括活塞发动机和涡喷发动机。

相比于活塞发动机，涡喷发动机推力较大，可以实现无人机高速飞行，是中小型高速无人机动力装置的较优选择。

通常认为，发动机推力在100daN以下的喷气式发动机为微型涡喷发动机，其关键部件为压气机、燃烧室、涡轮和轴承。

微型涡喷发动机的工作原理：空气通过进气道被吸入压气机;压气机中高速旋转的叶片对空气进行压缩，以提高空气的压力;高压空气在燃烧室内和燃油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压燃气;高温高压燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，带动压气机;然后燃气在尾喷管内继续膨胀，并以较高的速度喷出，从而产生推力。

微型涡喷发动机设计原则及关键技术微型涡喷发动机设计原则涡喷发动机的设计受到无人机功能的约束，必须满足无人的功能需求。

小型涡喷发动机主要用于中小型高速无人机，其主要设计要求是：结构简单、迎风面积小、零件少、可靠性高、成本低。

为满足设计要求，设计过程中应遵循以下原则：最大限度利用成熟技术。

小型涡喷发动机的研制是一项十分复杂的系统工程，研制周期长，为了降低风险，提高可靠性，小型发动机的设计必须最大限度利用已有成熟技术，在满足任务需求的前提下可以在原有型号基础上通过衍生发展，得到性能更好、可靠性更高、的发动机，这样可以有效缩短研制周期，所需经费相对较少、技术风险相也较低。

要具备多种起动方式。

涡喷发动机起动是一个非稳态过程，存在诸多不确定因素，是涡喷发动机故障多发区，目前小型涡喷发动机的起动方式主要有三种。

微型涡喷发动机顶层设计研究

= J 9 @ = J 9 @ = J 9 @
型涡轮发动机的研究近两年刚刚起步 ( 南京航空航天大学正在对第 " 类 %& 目标是 0 $ ’进行研究 ( 掌握研制 %& 的主要关键技术并研制原理样 ’ 机 2 中科院热物理所目前也正对作为分布式电源核心的微型燃气轮机开展研究工作 2 在 %& 首先碰到的关键问题就是 ’研究中 ( 顶层设计 ( 包括确定发动机尺寸和大体技术方案 7 气动热力循环分析和优化设计等 2 对此本文主要开展了下述工作 2
6 1 寸最大的第三类 / 2
上述三类发动机的工作原理相同( 但加工制造的工艺方法却各不相同 ( 各组成部件及相关学科面临的技术问题也有所不同 2 不过 ( 这三类发动机都是当前航空动力技术研究刚开始探索的新领从国际上最新研究进展来看 ( 即使是技术相对域( 成熟的第 " 类微型发动机 ( 也仍有待进一步深入 4 $
I I H HK HL = J 9 @K H 9 F L M 0 N K 0
而更大一些的 %& 直径 # 4 $ ( +) . 2" ’ * 左右 ( / 3 ( 6 1 目前已有些国外大学和推力从 3 +.54 + +. 2
/ 4 ( 1
公司研制出了产品 ( 用于微小型无人靶机 7 侦察机以及高级航模飞机中 2 另外在电力行业 ( 近年来获得高度重视的分布式电源系统也以微型燃气涡轮机为核心 ( 其涡轮机尺寸也属于上述发动机中尺
/ # ( 0 1
用单转子结构 ( 压气机和涡轮均为一级G 在下 " $ 述计算中不考虑流动损失和传热影响 G 近似认 " 3 $ 为尺寸变化对燃烧过程没有影响 ( 燃烧产生的总焓增加为定值2若燃烧室采用相同热值的燃料如! 碳氢燃料 $ 在油气比相同且正常燃烧时( 此 " ( 假设成立 2 燃料种类 7 燃烧组织方式 7 燃气驻留时间等均直接影响是否正常燃烧 2 如恰当地采用蒸发燃烧 7 预掺混等技术 ( 使用液态燃料的燃烧室长度大于 # 这也是 + 50 +** 则可能实现正常燃烧 2 以下发动机性能和尺寸关系分析中 ( 尺寸微小化的界限 2 首先 ( 由假设 " 可以知道 ! 3 $

微型涡喷发动机起动控制系统设计

（１．ＴｅｓｔＣｅｎｔｅｒｏｆＯｒｄｎａｎｃｅ，Ｂａｉｃｈｅｎｇ１３７００１，Ｃｈｉｎａ；
２．ＮａｎｊｉｎｇＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｎａｎｊｉｎｇ２１００１６，Ｃｈｉｎａ）
的起动控制系统。通过采用基于多传感器的自适应控制方法，减小发动机建模误差和外界干扰的影响，以提高起动过程中系统的鲁棒性。试车实验结果表明：该方法使微型涡喷发动机在一定外界条件下快速、平稳地起动，降低了发动机贫油、富油和喘振的可能性，保证发动机可靠起动。关键词：微型涡喷发动机，自适应控制，ＭＲＡＣ中图分类号：ＴＰ２７３．２文献标识码：Ａ
Ｖ０１．３８．Ｎｏ．８
火力与指挥控制
ＦｉｒｅＣｏｎｔｒｏｌ＆ＣｏｍｍａｎｄＣｏｎｔｏｌｒ
第３８卷
第８期
Ａｕｇ，２０１３
２０１３年８月
文章编号：１００２ — ０６４０（２０１３）０８ — ０１４４ — ０４
ＤｅｓｉｇｎｏｆＳｔａｒｔ－ｕｐＣｏｎｔｒｏｌＳｙｓｔｅｍｆｏｒａＭｉｃｒｏＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅ
ＭＡＤｅ－ｙｏｕ，ＳＵＪｕｎ，ＨＵＡＮＧＪｉａｎ，ＷＡＮＪｉａ－ｑｉｎｇ。

微型涡喷发动机燃烧室的设计研究

第24卷第1期2009年1月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.24No.1J an.2009文章编号:100028055(2009)0120070205微型涡喷发动机燃烧室的设计研究黎　明,吴二平,索建秦(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘要:为某微型涡喷发动机设计了一个蒸发管环形燃烧室.根据发动机对燃烧室的性能要求,设计了燃烧室的主要部件,对燃烧室的流量分配及流程参数进行了数值计算.参照发动机的总体结构,设计了燃烧室的试验器,对燃烧室进行了一定的性能试验.结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求.关　键　词:微型涡喷发动机;燃烧室;蒸发管;主要部件;数值计算;性能试验中图分类号:V235.11 文献标识码:A收稿日期:2008207224;修订日期:2008211228基金项目:西北工业大学科技创新基金(2003CR070001)作者简介:黎明(1965-),男,贵州德江人,副教授,硕士,主要从事航空发动机燃烧室的性能研究.Design and study of combustor for micro 2turbojet engineL I Ming ,WU Er 2ping ,SUO Jian 2qin(School of Power and Energy ,Nort hwestern Polytechnical U niversity ,Xi ’an 710072,China )Abstract :An annular combustor wit h evaporation t ubes was designed for certain micro 2t urbojet engine.According to performance requirement s of t he engine ,designed main com 2ponent s of t he combustor ,calculated flow dist ribution and flowage parameters of t he com 2bustor.Refers to overall struct ure of t he engine ,designed test apparatus of the combustor and carried out the several performance experiments.The results show that the designed combustor meets the demand for structural project ,main components and overall performance.K ey w ords :micro 2t urbojet engine ;co mbustor ;evaporatio n t ube ;main component ;numerical calculation ;performance experiment 小型及微型无人飞行器在执行诸如空中侦察、打靶训练、电子干扰、通信中继、环境监测、核辐射采样以及对地攻击等方面,今后必将扮演越来越重要的角色.随着近年来对无人飞行器发展的需求,微型涡轮类发动机也相应地得到了很大的发展[122].美国是世界上最先开展小型及微型涡轮类发动机技术研究的国家,也是型号品种最多和技术最先进的国家.1960年,美国Williams 国际公司研制出了世界上最早的265N 推力的微型涡喷发动机WR221,它也是当今美国战斧式巡航导弹用涡扇发动机F1072WR 2100的先驱机型[3].经过几十年不断地改进,世界上航空技术发达国家的小型及微型喷气发动机技术获得了突飞猛进的发展.这类发动机在设计上具有尺寸小、重量轻、结构简单、成本低、寿命短及使用维护方便等特点,其燃烧室的供油方式主要采用压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式,而燃烧室多以回流和直流环形结构为主.国内在消化吸收国外十多种型号燃烧室的基础上,多年来进行了大量的相关研究,也已能够自行研制出性能较高的小型及微型喷气发动机燃烧室.针对西北工业大学研制中的一种推力为510　第1期黎　明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究N,转速为76000r/min的微型涡喷发动机,本文介绍了其蒸发管环形燃烧室的设计过程,该发动机的主要结构为:带整流罩的亚声速轴向进气机匣、单级离心式压气机、火药点火器、带5个T型蒸发管的直流环形燃烧室、单级混流式涡轮、简单收敛尾喷管,如图1所示.根据发动机的总体结构和对燃烧室的性能要求,该燃烧室的主要设计参数如表1所示.图1　微型涡喷发动机的总体结构Fig.1　Overall structure of micro2turbojet engine表1　燃烧室的主要设计参数T able1　Main design parameters of combustor参　数数　值最大直径/mm186空气流量/(kg/s)0.94进口压力/MPa0.41进口总温/K484出口总温/K1130燃烧效率0.97总压恢复系数0.951　燃烧室结构设计1.1　结构方案选择航空涡轮发动机的燃烧室按供油方式通常可主要分为三类,即压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式.根据发动机的结构和性能特点、未来的用途及对燃烧室的主要性能要求,所设计的燃烧室采用蒸发管环形的结构方案比较合适,其理由是:1)结构简单,火焰筒长度短,供油压力较低.这对减轻发动机的重量,提高其推重比,降低制造成本十分有利.2)燃烧效率高,火焰清洁,不易积碳和冒烟,对火焰筒壁面的辐射热量少.当然,蒸发管环形燃烧室也存在着一些缺陷,如火焰稳定范围窄、燃油控制反应慢、设计和调试困难以及管壁有过热、烧蚀的危险.但因为无人飞行器的飞行包线范围一般较小,飞行状态相对单一,因此燃烧室的稳定边界范围可以适当降低.目前,蒸发管环形燃烧室的使用可靠性已不存在问题,因为在大小航空涡轮发动机上已有许多设计成功的先例[4].1.2　主要零部件1.2.1　火焰筒火焰筒采用高温合金(GH39)板料冲压焊接而成,最大外径为168mm,长度为150mm.筒体分前后两段,共设4排进气孔,依次为头部孔、主燃孔、补燃孔和掺混孔,如图2所示.火焰筒的开孔面积可根据燃烧室流量分配的计算结果来确定.对于环形燃烧室,火焰筒与燃烧室横截面积之比的最佳值一般在0.6～0.7之间[5],由于燃烧室的直径已作为设计参数给出,从而可确定出火焰筒的径向尺寸.火焰筒的容热强度一般为1200～6500kJ/(m3・h・Pa)[6],通过适当选取火焰筒容热强度的数值并考虑和发动机的装配关系,可确定出火焰筒的轴向尺寸.为了防止火焰筒过热和烧蚀,必须采取一定17航　空　动　力　学　报第24卷的冷却措施.燃烧室共设置了3道冷却气膜,分别在火焰筒的头部、中部和尾部,全部采用总压进气的波纹环引气方式,从而对火焰筒进行保护.图2　火焰筒Fig.2　Flametube1.2.2　蒸发管和燃油喷嘴蒸发管的结构形式通常可分为L 型和T 型两种,为了获得良好的头部匹配,目前对环形燃烧室有从L 型逐渐向T 型发展的趋势.根据布局安装的方法,可分为头部安装和火焰筒外筒腰部沿径向安装两种.头部安装的优点是蒸发管较短,结构紧凑,不占用径向尺寸.由于所研制的发动机对径向尺寸和重量均有严格的限制,因此在设计中采用了头部安装的T 型蒸发管.5个沿周向均布的T 型蒸发管依靠锁紧螺母与火焰筒头部联接在一起,每个蒸发管的安装座上有两个对称分布的固定销,对蒸发管进行周向定位.蒸发管采用不锈钢(1Cr18Ni9Ti )管材拼焊而成.燃油喷嘴采用多头直射式喷嘴,在输油圈上共焊有5个与蒸发管相匹配的喷油嘴,每个喷油嘴上分别带有3个内径为0.5mm 的喷油针,3个喷油针互成60o 角均匀分布,以保证喷入蒸发管内的燃油散布均匀.1.2.3　火药点火器为了满足所研制的发动机对燃烧室重量和径向尺寸的严格要求,专门为该发动机的燃烧室研制出了一次性使用的火药点火器,如图3所示.火药点火器通过24伏直流点火电源引爆发火,具有结构简单、体积小、质量轻、点火可靠、点火能量大及更换方便的特点,其平均发火时间不低于8秒,火焰长度不小于50mm.通过控制装药种类、数量及装药压力,可对点火器的点火能量、火焰长度及发火时间进行调整.点火器装在点火器盒内,点火器盒同时还起着火焰筒轴向和周向的定位作用.图3　火药点火器Fig.3　Gunpowder ignitor1.2.4　燃烧室内外壳体燃烧室内外壳体均采用结构钢(30CrMnSiA )机械加工而成.外壳体的前安装边与扩压器机匣的后安装边相联接,其后端与涡轮导向器机匣和尾喷管的安装边相联接.内壳体的前后端分别为前后轴承的轴承座,其前端与扩压器机匣的锥形支板相联接,后端与涡轮导向器机匣内支板的内孔相配合,见图1.2　燃烧室流量分配及流程参数计算燃烧室的理论设计只能是初步的、近似的,其工作过程的性能指标能否达到设计要求,最终还需要通过燃烧室的性能调试试验来完成.但在总体结构设计的基础上通过一定的气动热力计算,并借此确定出火焰筒进气孔的尺寸和分布,可以有效地减少其性能调试试验的次数,缩短试验周期,节约试验成本,并可大大提高设计的成功率.根据燃烧室的总体结构和火焰筒的进气情况,在燃烧室中选取8个计算截面作为计算模型,从121截面到828截面依次为蒸发管出口、头部气膜孔、头部孔、主燃孔、补燃孔、中间气膜孔、掺混孔及尾部气膜孔,如图4所示.图4　计算模型示意图Fig.4　Sketch of calculation model27　第1期黎　明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究表2　流量分配及流程参数计算结果T able2　C alculation result of flow distribution and parameters截面序号余气系数各排孔流量/(kg/s)各排孔叠加流量/(kg/s)各截面流速/(m/s)各截面总温/K各截面总压/MPa10.2690.0650.065 5.321413.20.399 20.3770.0260.091 6.361413.20.399 30.5960.0520.1438.831413.20.3994 1.3220.1760.31929.872145.70.3945 1.6830.0870.40632.431897.30.3896 1.9440.0750.48133.371814.10.3897 3.5610.3780.85946.371151.70.3888 3.9350.0810.940114.291130.30.388 借助一套适用于工程设计的自编程序,采用流阻法和一元流法对燃烧室的流量分配和流程参数进行计算.首先用流阻法初步确定流过火焰筒各排射流孔的流量,以其结果作为一元流法计算的初值,然后利用一元流法依次计算火焰筒各截面的相关参数,并对最后计算出的叠加流量进行校核.如果所计算的各排孔流量的总和与燃烧室的进口流量之差达不到精度要求,则应对火焰筒头部各排孔的流量进行调整,然后根据重新分配的流量关系,重复上述计算过程直到满足精度要求为止,计算结果如表2所示.从表2可见,各截面的余气系数、各排射流孔的流量百分数及火焰筒内的温度分布和压力损失均处于合理范围内,符合统计资料的要求.3　燃烧室性能试验由于燃烧过程的复杂性,目前燃烧室的性能设计还只能依靠在整机和部件试验的基础上,采取半理论和半经验的方法进行.燃烧室性能调试试验的目的就是要在保证燃烧室的设计方案不变和燃烧室总体结构尺寸也不发生大的改动前提下,以检验其性能指标是否满足设计要求.以一台罗茨风机作为气源,在燃烧室进口压力为0.12M Pa、进口温度为484K、进口流量为0.28kg/s、出口温度为815～1162K的条件下,对燃烧室进行了燃烧效率特性和出口温度场均匀度试验,实验系统如图5所示.根据蒸发管燃烧室的特点,试验中采用了进口速度、余气系数、进出口温度相等的条件来模拟燃烧室的设计工作状态.为了尽可能真实模拟燃烧室的性能,试验器的火焰筒、蒸发管、喷嘴组件、点火器及内流道的结构均与燃烧室的相同.由于是地面台架试验,因此试验器外壳和进口段的尺寸允许与燃烧室的稍有差别,见图6.由于结构上的限制,燃烧室出口温度场的测量截面选在涡轮通道后进行,测量截面距燃烧室出口75mm,采取四点周向均布并按图5　实验系统示意图Fig.5　Sketch of experiment system37航　空　动　力　学　报第24卷等环面规律测量温度场,每支温度耙设4个测点.虽然测量截面相当于无涡轮焓降的涡轮出口截面,但根据以往的试验经验,对燃烧室出口温度场的影响不大,试验结果如图7和图8所示.图6　台架状态的试验器Fig.6　Test apparatus onplatform图7　燃烧效率特性Fig.7　Characteristic of combustionefficiency图8　温度场均匀度Fig.8　Evenness of temperature field由图7可以看出,在试验范围内,燃烧效率曲线几乎成为一条直线,这完全符合蒸发管环形燃烧室的工作特点,即在一定的余气系数范围内,燃烧效率较高,几乎不随余气系数变化.图8反映出燃烧室良好的出口温度场均匀度,温度系数(O T 2DF )低于20%,说明火焰筒内气流组织合理,燃烧均匀,火焰较短.4　结　论通过对一台微型涡喷发动机燃烧室的设计研究,本文可以得出以下结论:1)燃烧室的总体结构方案是正确的,燃烧室的流量分配及火焰筒的开孔规律也是合理的;2)一定的性能试验结果表明,蒸发管直流环形燃烧室和火药点火器用于微型涡喷发动机是完全可行的;3)燃烧室的各项性能要求之间往往是有矛盾的,需要根据发动机的用途,燃烧室的工作特点和性能要求,统筹兼顾,综合考虑.由于阶段性研究工作比较有限并受气源条件的限制,只能选做一些模化试验,而燃烧室的性能最终还需要经过全工况试验和整机试验的检验.参考文献:[1]　郑涛.弹用涡喷、涡扇发动机发展概况[J ].推进技术,1995,16(1):729.ZH EN G Tao.An introduction to development of turbojetand t urbofan engines for missiles [J ].Journal of Propul 2sion Technology ,1995,16(1):729.(in Chinese )[2]　田宝林.世界无人机和巡航导弹用发动机发展概况[J ].航空发动机,2003,29(4):51254.TIAN Baolin.A survey of t he development of engine for t he unmanned aircraft and t he cruise missile in t he world [J ].Aeroengine ,1995,29(4):51254.(in Chinese )[3]　黄治国,单鹏,王延荣.微型涡喷发动机结构设计研究[J ].北京航空航天大学学报,2004,30(3):2062209.HUAN G Zhiguo ,SHAN Peng ,WAN G Yanrong.Struc 2tural design study of a micro 2turbojet engine [J ].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,2004,30(3):2062209.(in Chinese )[4]　侯晓春.高性能航空燃气轮机燃烧技术[M ].北京:国防工业出版社,2002.[5]　焦树建.燃气轮机燃烧室[M ].北京:机械工业出版社,1988.[6]　彭泽琰.航空燃气轮机原理[M ].北京:国防工业出版社,2000.47。

一种小型涡喷发动机快速上机安装结构及方法[发明专利]

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201810828798.7(22)申请日 2018.07.25(71)申请人中国科学院工程热物理研究所地址 100190 北京市海淀区北四环西路11号(72)发明人尚栢荣　王文剑　凡洪林　陈万里　李珂　赵帅　(51)Int.Cl.B64F 5/10(2017.01)B64D 27/20(2006.01)(54)发明名称一种小型涡喷发动机快速上机安装结构及方法(57)摘要本发明公开了一种小型涡喷发动的机快速上机安装结构及方法，包括可拆卸蒙皮块、主安装节点口盖、吊挂点口盖、主承力隔框、吊挂隔框上半框、吊挂隔框下半框、燃烧室后部隔框下半框等零部件。

进行发动机的上机安装操作，需将可拆卸蒙皮块、吊挂隔框下半框、燃烧室后部隔框下半框拆下，然后将发动机放置至机体内。

拆掉主安装节点口盖和两个吊挂点口盖，便可以进行主安装节点和吊挂点的连接操作，最后将可拆卸零部件重新安装至机体上即可快速完成发动机的上机安装。

本发明解决了小型涡喷发动机上机安装操作复杂且所需空间较大的问题，同时又具有使用维护方便和制造成本低等优点。

权利要求书2页说明书4页附图4页CN 108820246 A 2018.11.16C N 108820246A1.一种小型涡喷发动机的快速上机安装结构，所述发动机安装在无人机机身尾部的发动机舱中，其特征在于，所述安装结构包括机体外部可拆卸口盖和机体内部承力骨架，其中，--所述机体外部可拆卸口盖结构包括与无人机的机身主体可拆卸地连接的吊挂点口盖、可拆卸蒙皮块和主安装节点口盖，其中，所述可拆卸蒙皮块设置在所述机身尾部的下方，拆下所述可拆卸蒙皮块后形成一主安装开口，用于将所述发动机安装至所述机身尾部的发动机舱中；所述主安装节点口盖设置在所述机身主体的侧壁上，拆下所述主安装节点口盖后形成一开口，用于发动机前端主安装节点的连接操作；所述吊挂点口盖设置在所述机身尾部的背部，拆下所述吊挂点口盖后形成一开口，用于发动机中部吊挂点的安装操作；--所述机体内部承力骨架包括主承力隔框、吊挂隔框和燃烧室后部隔框，其中，所述主承力隔框为一整体隔框，所述吊挂隔框、燃烧室后部隔框均包括可拆卸连接的上下两个半框，上下两个半框连接后形成一个隔框，所述主承力隔框、吊挂隔框的上半框、燃烧室后部隔框的上半框，从前到后依次固定设置在所述机身尾部的发动机舱中，所述主承力隔框用于固定连接所述发动机前端主安装节点，所述吊挂隔框的上半框用于吊挂连接所述发动机中部吊挂点，所述燃烧室后部隔框的上半框用于固定连接发动机尾部安装节点，拆下所述吊挂隔框的下半框、燃烧室后部隔框的下半框后，可用于将发动机置于安装位置。

微型涡喷发动机电子系统设计

１．微型涡喷发动机电子系统方案设计
微型涡喷发动机具有独特的设计结构，在控制方法和性能特性上都有别于大型的航空发动机。首先，微型涡喷发动机没有专门的点火装置，所以启动时必须先用起动电机将转子带到一定的转速，且微型涡喷发动机起动过程相当复杂，需要五个执行机构的协同工作。其次，微型涡喷发动机对供油量的变化十分敏感，因此发动机在运行的时候非常容易受到干扰，控制起来不易稳定；另外，微型涡喷发动机的控制主要是通过判断转速的大小来调节供油量。为了稳定的控制涡喷发动机，设计了一套发动机电子系统，涡喷发动机电子系统可分为三部分：控制系统、采集卡和驱动卡。其中控制系统选择了ＳＴＭ３２Ｆ４０７作为控制器；采集卡主要是采集转速和温度的信息；驱动卡主要是对起动电机、点火器、油泵及油阀进行驱动。根据上述特点，微型涡喷发动机电子控制器需要实现以下功能：
ＥＬＥＣＴＲＯＮＩＣＳＷＯＲＬＤ ·技术交流
微型涡喷发动机电子系统设计
沈阳建筑大学黄利兵
【摘要】微型涡喷发动机电子系统的设计对于发动机的启动和运行有着重要意义。本文在某微型涡喷发动机的基础上，设计了一套完整的电子系统，对发动机转速及温度进行采集和存储，根据输入量对发动机进行控制，并且在发动机故障时做出相应的处理。【关键词】微型涡喷发动机；数据采集；启动过程；故障处理

弹用小型涡喷发动机涡轮部件研制特点

弹用小型涡喷发动机涡轮部件研制特点摘要：本文旨在分析小型涡喷发动机涡轮部件的研发特征。

研究表明，小型涡喷发动机涡轮部件具有节能效率高、制造成本低和微调性强等特点，为低排放汽车提供技术支持。

重点探讨了小型涡喷发动机涡轮部件研发的流程,并对研究成果进行了总结。

关键词：小型涡喷发动机涡轮部件，研发特征，节能效率，制造成本，微调性正文：随着世界经济的快速发展，汽车已经成为了人们日常生活中不可缺少的一部分，其中最重要的汽车组成部分是发动机。

发动机的发展将直接影响到节能减排能力。

小型涡喷发动机的涡轮部件是其最重要的组成部分，因此，研制小型涡喷发动机涡轮部件的研发特点具有重要的意义。

首先，小型涡喷发动机涡轮部件的节能效率很高，可以将燃料的转换效率提高到35%左右，比传统发动机的转换效率高出10%以上。

其次，小型涡喷发动机涡轮部件的制造成本低，可大大减轻汽车制造厂商的经济负担。

此外，小型涡喷发动机涡轮部件的微调性也很强，可以根据使用环境和燃料类型的不同来调整涡轮压气机的性能，使发动机更加灵活和可靠。

研制小型涡喷发动机涡轮部件的研发工作主要包括三个步骤: 理论分析、模拟试验和实验室验证。

首先，应对研制小型涡喷发动机涡轮部件的基本性能进行理论分析，如压气机的比转换率、涡轮的进-出口面积比，等等。

其次，需要进行模拟试验，验证理论计算的可靠性和准确性，衡量小型涡喷发动机涡轮部件的性能。

最后，在实验室条件下，使用真实发动机样机进行实验，并对其发动机系统进行测试和验证，以确保涡轮部件的最终性能和可靠性。

本文分析了小型涡喷发动机涡轮部件的研发特征，为实现低排放发动机技术的提高提供了支持。

小型涡喷发动机涡轮部件具有节能效率高、制造成本低和微调性强等特点。

研发过程包括理论分析、模拟试验和实验室验证3个步骤。

未来研究可以更多地关注涡轮部件的可靠性和节能性能，并尝试更多新技术。

小型涡喷发动机的涡轮部件的应用正在受到越来越多的关注，它可以用于多种车辆上。