微型渦噴發(fā)動機推力測量的新方法與驗證

劉智剛

(中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

微型渦噴發(fā)動機(即微發(fā))是指直徑范圍6～20 cm、推力在1 000 N以下的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機[1]，它既是熱機又是推進(jìn)器，能夠完整展現(xiàn)布萊頓定壓加熱循環(huán)的能量轉(zhuǎn)換過程和噴氣式發(fā)動機推力產(chǎn)生原理，并且具有體積小、重量輕、結(jié)構(gòu)緊湊、能量密度高的特點。隨著微加工技術(shù)、微測控技術(shù)及新材料技術(shù)的進(jìn)步，各種航空器呈現(xiàn)小型化、微型化的趨勢，與之匹配微型燃?xì)鉁u輪發(fā)動機得到了航空先進(jìn)國家的高度重視，應(yīng)用前景非常廣闊。軍用領(lǐng)域，微發(fā)可為靶機、巡航導(dǎo)彈、無人駕駛飛機等提供動力[2]；民用領(lǐng)域，微發(fā)可用作民航運輸機的輔助動力裝置(auxiliary power unit，APU)、航空模型動力裝置等[3]。

外國在微發(fā)領(lǐng)域起步早、技術(shù)成熟，已經(jīng)實現(xiàn)了產(chǎn)品的型號化及量產(chǎn)。美國Williams、Sundstrand Aerospace等企業(yè)針對無人飛行器的動力需求分別推出了WR、TJ等系列微型渦噴發(fā)動機，普遍具有轉(zhuǎn)速高、推重比大的特點。例如TJ90發(fā)動機轉(zhuǎn)速為102 000 r/min、推重比達(dá)到10.0[4]。英國Microjet公司的FXR系列發(fā)動機和法國Micro turbo公司的TRS18系列發(fā)動機主要應(yīng)用于機載彈藥、巡飛彈等軍事領(lǐng)域[5]。荷蘭Advanced Micro Turbine公司先后研發(fā)了Olympus(230 N)、Titan(390 N)、Nike(780 N)等多個型號微型渦噴發(fā)動機，在構(gòu)型上均采用單級離心壓氣機、直流式環(huán)形燃燒室、單級軸流渦輪和收縮形尾噴管[6]。出于結(jié)構(gòu)完整性和模型代表性的考慮，微型渦噴發(fā)動機在教學(xué)演示方面也有不錯的表現(xiàn)，例如比利時國立列日大學(xué)葉輪機械系于1997年引進(jìn)美國Chetek渦輪技術(shù)公司的SR-30發(fā)動機，多年來一直用于航空發(fā)動機原理教學(xué)，以及轉(zhuǎn)速、空氣流量等工作參數(shù)的采集與分析[7]。在中國，北京航空航天大學(xué)的MTE系列發(fā)動機達(dá)到了厘米級，并向毫米級微小型發(fā)動機發(fā)展[8]。此外，南京航空航天大學(xué)[9]、西北工業(yè)大學(xué)[10]、哈爾濱工業(yè)大學(xué)[11]等高校也有不同型號發(fā)動機研制報道。

推力是渦噴發(fā)動機的核心指標(biāo)，推力大小直接決定了發(fā)動機性能的優(yōu)劣。在飛行器空氣動力特性相同的條件下，發(fā)動機的推力越大，飛行器性能越優(yōu)異，可見推力的精確測量在發(fā)動機試驗和交付過程中十分關(guān)鍵，而搭建適合微發(fā)推力測量的試驗裝置是型號研制階段的重要任務(wù)。黃知濤等[12]搭建了W2P1微型渦噴發(fā)動機地面試車臺，分析了支撐滑軌式推力測量原理及其校準(zhǔn)方法；王潤明等[13]通過對比全支式、全掛式、前掛后支式、前支后掛式四種推力測量裝置，分析了發(fā)動機推力、動架支撐方式和臺架剛度系數(shù)之間的關(guān)系，并研究了推力測量臺架設(shè)計應(yīng)遵守的優(yōu)選原則；張有等[14]建立了支撐滑軌式測試臺力學(xué)模型，通過理論分析和仿真驗證對推力臺架進(jìn)行原理誤差研究，分析了推力角偏心等因素對誤差的影響；朱洪基等[15]模擬飛機吊架研究了懸掛滑軌式微發(fā)推力測量裝置，并分析了系統(tǒng)誤差。以上研究側(cè)重于推力測量原理和誤差分析，均未給出實際測量結(jié)果，缺乏試驗數(shù)據(jù)及理論驗證。

以某微型渦噴發(fā)動機為對象，設(shè)計了一種擺架式推力測量機構(gòu)，通過發(fā)動機臺架試車進(jìn)行了驗證，試驗中測量了發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和推力，同時采集了發(fā)動機尾噴管進(jìn)口燃?xì)饪倻亍⒖倝旱葻崃?shù)，在此基礎(chǔ)上對理論推力、單位推力等性能指標(biāo)開展研究。

1 推力測量原理

流經(jīng)發(fā)動機的空氣或燃?xì)庥捎趧恿孔兓鴮Πl(fā)動機產(chǎn)生作用力，作用于發(fā)動機各個部件上的軸向力總和構(gòu)成了噴氣式發(fā)動機的推力。考慮到發(fā)動機吸、排氣特點，無法在發(fā)動機前后軸線方向直接布置測力裝置，而通常采用懸掛式臺架或支撐式臺架實現(xiàn)推力的測量，前者常見于大型渦噴或渦扇發(fā)動機試車臺，后者在高空模擬試驗或微小型發(fā)動機試車臺中比較常見。擺架式推力測量裝置采用支撐式臺架結(jié)構(gòu)，測量原理如圖1所示，圖2 為推力測量裝置三維模型。

O為鉸鏈；A為發(fā)動機軸線；G1為測力傳感器自由端；G2為測力傳感器固定端；F為發(fā)動機推力或標(biāo)定拉力；Fm為推力測量值；L1為發(fā)動機軸線至鉸鏈的距離；L2為豎直框架的自由端至鉸鏈的距離

黑色編號為固定機構(gòu)；紅色為運動機構(gòu)；綠色為測力傳感器；1為水平臺架；2為豎直固定架；3為鉸鏈和水平梁；4為擺動框架；5為發(fā)動機握持環(huán)(2個)；6為測力傳感器；7為固定端

推力測量裝置由與發(fā)動機軸線垂直的豎直框架2固定在水平測試平臺1上，主要元件包括發(fā)動機握持環(huán)5、與發(fā)動機軸線平行的擺動框架4、鉸鏈和水平梁3、位于發(fā)動機下方的測力傳感器6等。握持環(huán)與發(fā)動機機匣相接觸，接觸面表面作粗糙處理防止相對滑動。發(fā)動機產(chǎn)生的推力(作用于A點，設(shè)為F)通過握持環(huán)傳遞到水平框架，引起框架4以鉸鏈O為樞軸產(chǎn)生擺動，整體式擺架的自由端壓縮位于發(fā)動機正下方的測力傳感器，測量到壓力(作用于G1、G2點，設(shè)為Fm)。水平框架(即發(fā)動機軸線)、豎直框架的自由端(即測力傳感器位置)與鉸鏈的距離分別為L1和L2，則有：

Fm=F(L1/L2)

(1)

即測量值與發(fā)動機推力具有確定的比例關(guān)系，該裝置中L1=120 mm、L2=200 mm。

擺架式推力測量裝置運動部件為整體框架，無滑軌機構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡單。發(fā)動機試車試驗之前需要對推力測量裝置進(jìn)行校準(zhǔn)，其原理如圖1所示：由標(biāo)準(zhǔn)測力計沿發(fā)動機軸線方向牽拉發(fā)動機，同時采集測力傳感器的讀數(shù)，用標(biāo)準(zhǔn)值和實測值確定標(biāo)定系數(shù)。校準(zhǔn)及測試階段，需通過水平儀標(biāo)定相對位置，確保發(fā)動機、水平臺架與測力傳感器保持平行。圖3為推力測量框架和微型渦噴發(fā)動機實物。穩(wěn)態(tài)試車試驗中采集的參數(shù)有轉(zhuǎn)速n、推力F、尾噴管進(jìn)口總溫T*和總壓p*，傳感器參數(shù)如表1所示。

圖3 微型渦噴發(fā)動機和測試臺架

表1 傳感器參數(shù)和信號采集

2 發(fā)動機臺架試車試驗

試驗系統(tǒng)包括：①一部微型燃?xì)鉁u輪噴氣式發(fā)動機，由進(jìn)氣裝置、單級離心式壓氣機、環(huán)形燃燒室、單級軸流式渦輪和尾噴管組成，發(fā)動機能夠按照油門調(diào)節(jié)指令完成完整的啟停循環(huán)，由轉(zhuǎn)速傳感器測量發(fā)動機轉(zhuǎn)速；②擺架式推力測量裝置，測量發(fā)動機運行過程中產(chǎn)生的推力；③尾噴管進(jìn)口總溫、總壓傳感器，用于后期計算發(fā)動機排氣速度、工質(zhì)質(zhì)量流量和理論推力；④啟動系統(tǒng)和燃油供應(yīng)及控制系統(tǒng)，由點火器、電子啟動機和引燃?xì)夤?yīng)裝置、油門控制裝置組成，用于發(fā)動機的啟動和運行狀態(tài)控制。

試驗準(zhǔn)備階段需測定大氣溫度T0、大氣壓強p0和相對濕度φ。采取間接引燃式啟動方式啟動發(fā)動機，首先由電子啟動機帶動轉(zhuǎn)子運轉(zhuǎn)、向燃燒室供應(yīng)丙烷氣和航空燃油、點火器產(chǎn)生高能火花，點火器先將丙烷點燃，再由燃?xì)鈱⑷加鸵迹笥稍鰤何鼰岷蟮娜細(xì)馀c電子啟動機共同帶動轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升。此時密切關(guān)注轉(zhuǎn)速，當(dāng)轉(zhuǎn)速上升到慢車轉(zhuǎn)速(約36 000 r/min)啟動過程結(jié)束，電子啟動機、丙烷氣退出啟動程序，完全由空氣、燃油混合燃燒之后的高溫高壓燃?xì)馐拱l(fā)動機維持慢車轉(zhuǎn)速運行，圖4為慢車轉(zhuǎn)速下的排氣狀態(tài)。然后按照圖5所示，令控制油門按照10%、20%、30%、50%、60%、80%、100%的加速行程和100%、90%、70%、50%、40%、20%的減速行程進(jìn)行完整的啟停循環(huán)。在啟動、加速、減速的各個階段時時采集轉(zhuǎn)速、渦輪出口溫度和壓強等參數(shù)(圖5、圖6)。

圖4 實驗照片

圖5 油門指令和轉(zhuǎn)速響應(yīng)

圖6 尾噴管進(jìn)口T*與p*

發(fā)動機轉(zhuǎn)速(圖5)顯示，在啟動和關(guān)停兩個階段，轉(zhuǎn)速對油門指令的響應(yīng)具有局部突躍的現(xiàn)象，即轉(zhuǎn)速突然上升并急速降低到慢車(啟動階段)或0(關(guān)停階段)，啟動階段發(fā)生在第30秒、關(guān)停階段發(fā)生在第273秒。在這兩個階段需要向轉(zhuǎn)子軸承輸送潤滑油實施潤滑和冷卻，保證在本次運行及下次啟動時有足夠的潤滑油以防止轉(zhuǎn)子卡死，為滿足潤滑油供應(yīng)所需的甩油壓差，轉(zhuǎn)速會發(fā)生突增并迅速降為正常值。由圖6可知，每當(dāng)給定一個新油門位置，壓強均能夠及時穩(wěn)定在新的數(shù)值上，而溫度的穩(wěn)定則存在一定的滯后性，特別是在啟動轉(zhuǎn)速激增之后、減速行程階段，由于需要冷卻至新的平衡溫度，這種滯后性更加明顯。

3 結(jié)果與分析

測量尾噴管進(jìn)口總溫、總壓目的是計算發(fā)動機理論推力，通過與實測推力的對比驗證推力測量裝置的合理性。渦噴發(fā)動機理論推力計算公式[16]如式(2)所示：

F=WgVe-WaV0+(pe-p0)Ae

(2)

式(2)中：Wg為尾噴管排氣質(zhì)量流量，kg/s；Ve為尾噴管出口排氣速度，m/s；Wa為進(jìn)氣道空氣質(zhì)量流量，kg/s；V0為飛行速度，m/s；pe為尾噴管出口靜壓，Pa；p0為尾噴管出口反壓，即環(huán)境壓強，Pa；Ae為噴口面積，噴口直徑d為65 mm。

式(2)中，WgVe、WaV0為動量推力，地面臺架試車條件下，V0=0。(pe-p0)Ae為壓力推力，需判斷工質(zhì)在尾噴管是否完全膨脹(即pe與p0的關(guān)系)，進(jìn)而確定其數(shù)值。在試車啟停循環(huán)的全部工況中，滿負(fù)荷工作狀態(tài)下(100%轉(zhuǎn)速)噴管進(jìn)口總壓最高、可用落壓比最大。燃?xì)庠谖矅姽軆?nèi)的流動是典型的順壓梯度、簡單通道流動，可視為等熵過程，即總壓、總溫保持不變，根據(jù)等熵馬赫數(shù)判斷噴管出口截面燃?xì)饬鲃訝顟B(tài)：

(3)

式(3)中：Mae為噴管出口截面馬赫數(shù)；p*為噴管進(jìn)口燃?xì)饪倝海琍a；γ為定熵指數(shù)，是物性參數(shù)，取決于工質(zhì)組分、溫度、壓強等參數(shù)，其數(shù)值可通過熱力過程計算與燃?xì)獗韀17]確定。將測得的總溫T*、總壓p*和γ數(shù)值代入式(3)，計算得到滿負(fù)荷工作狀態(tài)下出口截面等熵馬赫數(shù)Mae,max=0.73，可見在試驗工況范圍內(nèi)噴管出口氣流均完全膨脹，即pe=p0，因此式(2)可簡化為

F=WgVe

(4)

根據(jù)馬赫數(shù)Ma、速度系數(shù)λe和臨界音速acr關(guān)系計算排氣速度Ve：

(5)

(6)

式(6)中：Rg為氣體常數(shù)，J/(kg·K)。

Ve=λeacr

(7)

依據(jù)一維流動流量公式計算尾噴管排氣質(zhì)量流量Wg：

(8)

式(8)中：K為常數(shù)，取決于氣體常數(shù)Rg和定熵指數(shù)γ；q(λ)為無量綱密流函數(shù)，取決于速度系數(shù)λ。K和q(λ)確定方法為

(9)

(10)

分析可知測量參數(shù)足夠計算理論推力，具體流程如下。

(1)查熱力過程計算與燃?xì)獗恚_定定熵指數(shù)γ、定壓比熱cp和定容比熱cv3個物性參數(shù)，根據(jù)邁耶公式Rg=cp-cv計算氣體常數(shù)Rg。

(2)利用噴管進(jìn)口總壓p*和環(huán)境壓強p0由式(3)計算排氣馬赫數(shù)Mae。

(3)由式(5)計算排氣速度系數(shù)λe。

(4)由式(6)計算燃?xì)馀R界音速acr。

(5)利用步驟(3)、步驟(4)計算結(jié)果由式(7)得到排氣速度Ve。

(6)由式(9)計算常數(shù)K，利用步驟(3)結(jié)果由式(10)計算噴口無量綱密流函數(shù)q(λe)。

(7)由式(8)計算質(zhì)量流量Wg。

(8)利用步驟(5)、步驟(4)計算結(jié)果由式(4)得到發(fā)動機理論推力F，圖7給出了理論推力計算結(jié)果和推力臺架測量結(jié)果。

圖7 推力測量和理論推力

在加速行程中，測量值與理論值吻合得很好，說明擺架式推力測量裝置是合理、有效的。同時可以看到，在啟動慢車階段，由于轉(zhuǎn)速低、空氣流量小，發(fā)生了短時的啟動超溫，理論推力低于測量值。減速行程階段由于冷卻降溫的滯后性，理論推力略高于測量值。

絕對推力不能完全代表發(fā)動機循環(huán)性能的好壞，因為循環(huán)性能相同的情況下可以通過加大發(fā)動機的尺寸以增大工質(zhì)流量從而使推力增加，但是會引起發(fā)動機體積、質(zhì)量增加，對發(fā)動機結(jié)構(gòu)緊湊性、機動性等總體性能是不利的。與絕對推力相比，單位推力Fs(圖8)、推重比Fm(圖9)和單位迎面推力FA(圖10，也稱迎風(fēng)推力)更能體現(xiàn)發(fā)動機性能的優(yōu)劣，其定義分別為

圖8 單位推力

圖9 推重比

圖10 迎風(fēng)推力

(11)

(12)

(13)

式中：Wa為空氣質(zhì)量流量，kg/s，Wa≈Wg；G為發(fā)動機自重，N，已知質(zhì)量m=2.850 kg；A為迎風(fēng)面積，m2，迎風(fēng)直徑dA為130 mm。

單位推力是絕對推力與流經(jīng)發(fā)動機的工質(zhì)質(zhì)量流量的比值，在給定的發(fā)動機推力條件下，單位推力越大，空氣流量可以越小，發(fā)動機的外廓尺寸及質(zhì)量都可以相應(yīng)的減小。計算結(jié)果顯示，單位推力隨發(fā)動機轉(zhuǎn)速提高而上升，高轉(zhuǎn)速(折合轉(zhuǎn)速高于0.8)工況下推力上升速率加快，表明發(fā)動機高速性能優(yōu)于低速性能，滿負(fù)荷工作狀態(tài)下單位推力達(dá)到230 N·s/kg。推重比和迎風(fēng)推力具有類似的變化趨勢。推重比是機動性指標(biāo)，該發(fā)動機推重比(含電子啟動機)達(dá)到7.4，在渦噴發(fā)動機中處于中等偏上水平。迎風(fēng)推力是阻力指標(biāo)，在一定推力條件下，發(fā)動機迎風(fēng)面積越小則迎風(fēng)推力越大，越有利于降低飛行器阻力，該發(fā)動機迎風(fēng)推力最高為15 kN/m2，在結(jié)構(gòu)緊湊性方面有進(jìn)一步優(yōu)化空間。

4 結(jié)論

針對微型渦噴發(fā)動機推力的測量，研究了一種推力測量的新方法——擺架式推力測量裝置，闡述了機構(gòu)組成、測量原理和校準(zhǔn)方法，并開展了臺架試車試驗和理論推力計算，得出以下結(jié)論。

(1)與傳統(tǒng)的支撐滑軌式推力測量方案相比，擺架式測力裝置的運動部件為整體框架，取消了滑軌機構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡單。試驗結(jié)果顯示該裝置能夠時時測量發(fā)動機推力，工作有效。

(2)基于一維氣動原理和試車數(shù)據(jù)計算得出了發(fā)動機理論推力，結(jié)果顯示實測推力與理論推力基本吻合，證明測量裝置及試驗方法是合理性的。

(3)結(jié)合發(fā)動機自身質(zhì)量、迎風(fēng)面積等參數(shù)分析了單位推力、推重比、迎風(fēng)推力等核心指標(biāo)，進(jìn)一步評估發(fā)動機性能。結(jié)果表明該發(fā)動機推重比達(dá)到7.4，并且高速性能優(yōu)于低速性能。