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Key words : micro turbine engine ; compressor ; heat transfer ; running test ; modeling
　　微型渦輪發動機 (MTE)重量輕、功率大、能量性 :一方面 ,因為微型化而產生的低雷諾數流動、密度高 ,可作為各種微小型導彈、無人機、乃至未來燃燒駐留時間短、制造工藝限制等問題對 MTE單兵飛行器的推進系統 ,是一種具有很好應用前景的主要部件的設計和工作特性都產生了顯著的影的新興噴氣推進動力 [1]。目前 ,國內外均已研制出響 ;另一方面 ,由于 MTE整機結構緊湊、尺度小 ,了實用的機型 ,并且國外已將之投入了實用 :美國 因此其部件尺度 (如盤體厚度 )、部件與部件的間Lockheed2Martin公司研制的 LOCAAS無人機 /智距都盡量縮短 (達到毫米量級 ),這樣一來整機環能導彈 (質量約為 45 kg,航程 200 km)采用了推力境下的部件特性受其他部件或環境影響的程度就約 140 N的 TJ250系列 MTE[2] ;美國海軍武器實會很明顯 [1 ,5]。目前關注 MTE設計特殊性的研驗室和 Titan公司研制中的微小型巡航導彈 [3] (質究多集中在第一方面 ,對整機環境下各部件相互量約為 300 kg,推力約 500 N ,射程超過 1 000 km)。 影響及匹配工作的研究還不多。德國亞琛大學的 MTE還可用于發電裝置 ,例如與燃料電池結合 ,構D1Bohn等率先對車載渦輪增壓器的厘米級壓氣成高能量密度的分布式電源系統 ,具有熱效率高、機開展了研究 (2003) ,通過 CFD計算 [6]和實驗測污染物排放量小等優點 [4]。量[7]說明了高溫渦輪向壓氣機的傳熱會顯著影響
MTE設計具有不同于常規發動機的特殊循環工況、使效率明顯降低。該研究中壓氣機與渦輪之間未安裝燃燒室 ,渦輪所需燃氣由外部氣
收稿日期 :2007206206 ;修訂日期 :2007212215

基金項目 “:十一五”國防重點基礎科研項目源供給 ,渦輪成為向壓氣機傳熱的主要高溫部件 ,通訊作者 :黃國平 E2mail :hgp @nuaa. edu. cn這與微型渦輪噴氣發動機不同。此外 ,該研究只

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驗證了傳熱對壓氣機的影響 ,并沒有對隔熱措施及改善效果做深入研究。作為航空動力的微型渦輪噴氣發動機 ,主要通過燃燒室向壓氣機傳熱 ,且由于燃燒室內溫度更高 ,其傳熱程度更加嚴重 ,對壓氣機及整機性能的影響更為顯著。但目前還未見到這方面研究的報道。
本文針對南京航空航天大學研制的微型渦輪噴氣發動機 MTE2110 ,并在此基礎上著重分析了燃燒室向壓氣機可能的傳熱效應 ,通過性能建模分析和整機運轉實驗研究證實了傳熱對壓氣機和整機性能的影響 ,并提出了一種在壓氣機靜子上采用的隔熱技術 ,顯著改善了微型發動機性能。
1　MTE及其性能建模
21 1　MTE2110簡介
MTE2110
是由南京航空航天大學研制的第

一臺 MTE ,直徑 11 cm,設計轉速 121 5 ×104 min。如圖 1所示 ,其主要部件包括 :進氣整流罩、單級離心壓氣機、蒸發管式環形直流燃燒室、單級軸流渦輪、收縮噴管。發動機以丙烷氣為點火預熱燃料 ,以航空煤油為主燃料 ,有電機和壓縮空氣兩種起動方式 ,單轉子支承形式為 0212120式。該機的燃燒室位于壓氣機和渦輪之間 ,這是主要可能向壓氣機傳熱的高溫部件 ,設計燃燒室平均總溫為 1 100 K,而壓氣機轉子輪盤和靜子盤體的厚度約為 2 mm左右。

圖 1　MTE2110發動機平面圖及各截面編號 Fig1 1　MTE2110 engine ’s ichnography and section numbers
本文首先建立了 MTE的性能模型 ,以期通過建模分析發動機各部件的匹配工作情況和總體性能特點 ,然后再根據模型分析的結果開展臺架試車實驗研究。
基于 MTE2110的部件特性 ,可以建立發動機的總體性能仿真數學模型 ,并可計算出各主要氣動熱力截面 (見圖 1)和整機的性能參數。各個部件模塊的部件級特性通過實驗或 CFD計算給出。利
用各部件的共同工作條件可以在各轉速下確定發動機的工作點 ,并由此得到該點的穩態性能。 MTE2110的 5個主要部件中 ,壓氣機特性由三維湍流 CFD數值模擬為基礎得到 (見圖 2) ,渦輪部件特性也是依靠三維湍流 CFD數值模擬結果得出 ,
燃燒室特性由部件實驗給出。進氣整流罩為亞聲順壓管道 ,且流路較短 ,損失很小 ;尾噴管為亞聲收斂管道 ,也是順壓部件 ,損失較小。按保守估計 ,總壓恢復系數均取為 0198。按照常規發動機性能建模方法 ,可以得出各部件的匹配工作線 ,圖 2中的
方塊連線就是按常規方法得到的壓氣機特性圖上的發動機各轉速穩態工作線。
圖 2　壓氣機轉子特性曲線
Fig1 2　Performance curves of compressor rotor
11 2　考慮傳熱效應的發動機總體性能建模分析
常規的大型航空發動機中多數是將壓氣機的壓縮近似作為絕熱過程。但是在 MTE中 ,因為處于燃燒室等高溫件和壓氣機通道之間的結構件基
本上也隨發動機同比微型化 (MTE2110的尺寸與常規發動機尺寸之比 RL約為 1/ 10),而高低溫件的溫差雖小于大發動機卻也是相同量級的 ;此外 ,微型化后流動通道壁面的面積與容積的比例大致是 R -1L。綜合這兩個因素 ,向壓氣機的傳熱效應大約會增大 R -2L倍 (對 MTE2110即是 100倍)。在發動機的工熱循環上 ,壓縮過程如有可觀的熱量傳入將使壓氣機出口總溫明顯大于絕熱壓縮的出口總溫 ,這將使壓氣機的效率明顯下降。若壓氣機絕熱狀
態下工作的效率為 Δ T 3T13 c k-11)
k
iso (π -
ηad == (1)
Δ Tad 32ad T13
T 3-
那么在傳熱使總溫增加 Δ Ttran 3= 2real -T 3
T 32ad且壓
比不變時 ,實際效率變為

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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)
有傳熱效率與絕熱效率的關系如下 : Δ Tad 3
ηreal = ηad = ηad Rtran (3)
Δ T 3+Δ T 3
tran ad
這里不妨先假設具有顯著傳熱的情況來進行分析 ,取兩種不同強度傳熱 ,分別是 Rtran = 01 9和 Rtran =01 8 ,即Δ T 3ad的 11 %和 25 %。
　
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