微型渦噴發動機推力測量的新方法與驗證

劉智剛

(中國民航大學航空工程學院，天津 300300)

微型渦噴發動機(即微發)是指直徑范圍6～20 cm、推力在1 000 N以下的燃氣渦輪發動機[1]，它既是熱機又是推進器，能夠完整展現布萊頓定壓加熱循環的能量轉換過程和噴氣式發動機推力產生原理，并且具有體積小、重量輕、結構緊湊、能量密度高的特點。隨著微加工技術、微測控技術及新材料技術的進步，各種航空器呈現小型化、微型化的趨勢，與之匹配微型燃氣渦輪發動機得到了航空先進國家的高度重視，應用前景非常廣闊。軍用領域，微發可為靶機、巡航導彈、無人駕駛飛機等提供動力[2]；民用領域，微發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]。

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

推力是渦噴發動機的核心指標，推力大小直接決定了發動機性能的優劣。在飛行器空氣動力特性相同的條件下，發動機的推力越大，飛行器性能越優異，可見推力的精確測量在發動機試驗和交付過程中十分關鍵，而搭建適合微發推力測量的試驗裝置是型號研制階段的重要任務。黃知濤等[12]搭建了W2P1微型渦噴發動機地面試車臺，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，分析了發動機推力、動架支撐方式和臺架剛度系數之間的關系，并研究了推力測量臺架設計應遵守的優選原則；張有等[14]建立了支撐滑軌式測試臺力學模型，通過理論分析和仿真驗證對推力臺架進行原理誤差研究，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推力測量裝置，并分析了系統誤差。以上研究側重于推力測量原理和誤差分析，均未給出實際測量結果，缺乏試驗數據及理論驗證。

以某微型渦噴發動機為對象，設計了一種擺架式推力測量機構，通過發動機臺架試車進行了驗證，試驗中測量了發動機的轉速和推力，同時采集了發動機尾噴管進口燃氣總溫、總壓等熱力參數，在此基礎上對理論推力、單位推力等性能指標開展研究。

1 推力測量原理

流經發動機的空氣或燃氣由于動量變化而對發動機產生作用力，作用于發動機各個部件上的軸向力總和構成了噴氣式發動機的推力?？紤]到發動機吸、排氣特點，無法在發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推力的測量，前者常見于大型渦噴或渦扇發動機試車臺，后者在高空模擬試驗或微小型發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構，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為發動機推力或標定拉力；Fm為推力測量值；L1為發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；紅色為運動機構；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為發動機握持環(2個)；6為測力傳感器；7為固定端

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

即測量值與發動機推力具有確定的比例關系，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，結構簡單。發動機試車試驗之前需要對推力測量裝置進行校準，其原理如圖1所示：由標準測力計沿發動機軸線方向牽拉發動機，同時采集測力傳感器的讀數，用標準值和實測值確定標定系數。校準及測試階段，需通過水平儀標定相對位置，確保發動機、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動機實物。穩態試車試驗中采集的參數有轉速n、推力F、尾噴管進口總溫T*和總壓p*，傳感器參數如表1所示。

圖3 微型渦噴發動機和測試臺架

表1 傳感器參數和信號采集

2 發動機臺架試車試驗

試驗系統包括：①一部微型燃氣渦輪噴氣式發動機，由進氣裝置、單級離心式壓氣機、環形燃燒室、單級軸流式渦輪和尾噴管組成，發動機能夠按照油門調節指令完成完整的啟停循環，由轉速傳感器測量發動機轉速；②擺架式推力測量裝置，測量發動機運行過程中產生的推力；③尾噴管進口總溫、總壓傳感器，用于后期計算發動機排氣速度、工質質量流量和理論推力；④啟動系統和燃油供應及控制系統，由點火器、電子啟動機和引燃氣供應裝置、油門控制裝置組成，用于發動機的啟動和運行狀態控制。

試驗準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動機，首先由電子啟動機帶動轉子運轉、向燃燒室供應丙烷氣和航空燃油、點火器產生高能火花，點火器先將丙烷點燃，再由燃氣將燃油引燃，而后由增壓吸熱后的燃氣與電子啟動機共同帶動轉子轉速上升。此時密切關注轉速，當轉速上升到慢車轉速(約36 000 r/min)啟動過程結束，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氣使發動機維持慢車轉速運行，圖4為慢車轉速下的排氣狀態。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%的減速行程進行完整的啟停循環。在啟動、加速、減速的各個階段時時采集轉速、渦輪出口溫度和壓強等參數(圖5、圖6)。

圖4 實驗照片

圖5 油門指令和轉速響應

圖6 尾噴管進口T*與p*

發動機轉速(圖5)顯示，在啟動和關停兩個階段，轉速對油門指令的響應具有局部突躍的現象，即轉速突然上升并急速降低到慢車(啟動階段)或0(關停階段)，啟動階段發生在第30秒、關停階段發生在第273秒。在這兩個階段需要向轉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子卡死，為滿足潤滑油供應所需的甩油壓差，轉速會發生突增并迅速降為正常值。由圖6可知，每當給定一個新油門位置，壓強均能夠及時穩定在新的數值上，而溫度的穩定則存在一定的滯后性，特別是在啟動轉速激增之后、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 結果與分析

測量尾噴管進口總溫、總壓目的是計算發動機理論推力，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為尾噴管排氣質量流量，kg/s；Ve為尾噴管出口排氣速度，m/s；Wa為進氣道空氣質量流量，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，需判斷工質在尾噴管是否完全膨脹(即pe與p0的關系)，進而確定其數值。在試車啟停循環的全部工況中，滿負荷工作狀態下(100%轉速)噴管進口總壓最高、可用落壓比最大。燃氣在尾噴管內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，根據等熵馬赫數判斷噴管出口截面燃氣流動狀態：

(3)

式(3)中：Mae為噴管出口截面馬赫數；p*為噴管進口燃氣總壓，Pa；γ為定熵指數，是物性參數，取決于工質組分、溫度、壓強等參數，其數值可通過熱力過程計算與燃氣表[17]確定。將測得的總溫T*、總壓p*和γ數值代入式(3)，計算得到滿負荷工作狀態下出口截面等熵馬赫數Mae,max=0.73，可見在試驗工況范圍內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)

根據馬赫數Ma、速度系數λe和臨界音速acr關系計算排氣速度Ve：

(5)

(6)

式(6)中：Rg為氣體常數，J/(kg·K)。

Ve=λeacr

(7)

依據一維流動流量公式計算尾噴管排氣質量流量Wg：

(8)

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

(9)

(10)

分析可知測量參數足夠計算理論推力，具體流程如下。

(1)查熱力過程計算與燃氣表，確定定熵指數γ、定壓比熱cp和定容比熱cv3個物性參數，根據邁耶公式Rg=cp-cv計算氣體常數Rg。

(2)利用噴管進口總壓p*和環境壓強p0由式(3)計算排氣馬赫數Mae。

(3)由式(5)計算排氣速度系數λe。

(4)由式(6)計算燃氣臨界音速acr。

(5)利用步驟(3)、步驟(4)計算結果由式(7)得到排氣速度Ve。

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

(7)由式(8)計算質量流量Wg。

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

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，由于轉速低、空氣流量小，發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動機循環性能的好壞，因為循環性能相同的情況下可以通過加大發動機的尺寸以增大工質流量從而使推力增加，但是會引起發動機體積、質量增加，對發動機結構緊湊性、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，也稱迎風推力)更能體現發動機性能的優劣，其定義分別為

圖8 單位推力

圖9 推重比

圖10 迎風推力

(11)

(12)

(13)

式中：Wa為空氣質量流量，kg/s，Wa≈Wg；G為發動機自重，N，已知質量m=2.850 kg；A為迎風面積，m2，迎風直徑dA為130 mm。

單位推力是絕對推力與流經發動機的工質質量流量的比值，在給定的發動機推力條件下，單位推力越大，空氣流量可以越小，發動機的外廓尺寸及質量都可以相應的減小。計算結果顯示，單位推力隨發動機轉速提高而上升，高轉速(折合轉速高于0.8)工況下推力上升速率加快，表明發動機高速性能優于低速性能，滿負荷工作狀態下單位推力達到230 N·s/kg。推重比和迎風推力具有類似的變化趨勢。推重比是機動性指標，該發動機推重比(含電子啟動機)達到7.4，在渦噴發動機中處于中等偏上水平。迎風推力是阻力指標，在一定推力條件下，發動機迎風面積越小則迎風推力越大，越有利于降低飛行器阻力，該發動機迎風推力最高為15 kN/m2，在結構緊湊性方面有進一步優化空間。

4 結論

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

(1)與傳統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，結構簡單。試驗結果顯示該裝置能夠時時測量發動機推力，工作有效。

(2)基于一維氣動原理和試車數據計算得出了發動機理論推力，結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)結合發動機自身質量、迎風面積等參數分析了單位推力、推重比、迎風推力等核心指標，進一步評估發動機性能。結果表明該發動機推重比達到7.4，并且高速性能優于低速性能。