微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析_郭渊
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飞航导弹 2010年第 12期
2) 和 TDI- J45G ( 见 图 3), 其推 力 分 别 为 133 N、 220 N 和 130 N。最后一轮 样机选 用的发 动机为 TD I- J45G。LOCAAS系统 已于 2005年开始进行系统验证 与研制, 并于 2008 年生 产出试 验样机。
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发动机转速高, 主燃油不能 采用传统发动机主轴带动油泵的 供油方式; 另外发动机的耗油量 小, 转速对燃油波动敏感, 要求 电子 控制器 实现小 流量 精确控 制, 才能保证发动机平稳工作。
通常的解决方案是采用电动 泵, 其关键技术为如何设计电动 泵的最大流量与最小流量比值, 以保证油泵供油量与发动机所需 流量的平衡。在 ECU 设计方面, 软件上主要是如何设计控制规律 实现转速平稳控制; 在硬件上主 要是涉及或选择可靠性高的微型 传感器、电磁阀。
综上所述, 微型涡喷发动机 的设计研制不能简单将航空涡喷 发动机进行比例缩放, 应当把微 型涡喷发动机作为一个独立的顶 层系统平台进行分析, 这个顶层 系统的组成明显区别于小型涡喷 发动机和航空涡喷发动机。全面 把握微型涡喷发动机的系统构成 要素和特点对于开展此类发动机 的研发十分重要。
3 微型涡喷发动机顶层系统分 析
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。
2 微型涡喷发动机设计难点与 关键技术
通过对国外微型涡喷发动机 的研 究及其 技术参 数的 统计发 现, 与大推力发动机相比, 微型 发动机在设计上具有以下要求、 特点及难点:
1) 首先考虑低成本设计要 求, 力 求 结 构 简单、零 件 数 目 少。因 此, 尺寸小、质量轻、工 作可靠、使用维护方便;
2) 先进微型涡喷发动机均 采用高速陶瓷轴承技术, 可以在 恶劣工况下工作, 采用燃油与滑 油混合润滑, 因此不再单独设置 滑油系统, 大大简化了附件;
3) 由于外形尺寸和成本的 限制, 一般为用单级离心压气机 和单级轴流涡轮转子, 增压比一 般在 3~ 5. 5; 由于受尺寸效应影 响, 压气机和涡轮的效率较低。
推进技术
图 2 T J-50微型涡喷发动机
美国最新研制 的几种微型涡喷发动机的技术规格
型号 长 /mm 宽 /mm 高 /mm 质量 /kg 推力 ( N ) 配用弹种 生产商
T J-30 22 9 11 4 11 4 6 13 3 LAM、LO CAA S H am ilton Sundstrand
微型涡喷发动机的顶层系统
构成包括: 微型发动机本体结构、 发动机性能参数、发动机燃油供 应与 控制 系 统、发 动 机启 动 系 统、点火系统以及发电系统等六 个方面。
1) 本体结构 微型涡轮喷气发动机由于其 自身与众不同的特性, 决定了其 结构必须简单、轻便, 零件数量 要做到最小化。结构做到最简化 的同时, 还要保证其可靠性和加 工精度。 2) 发动机性能参数 发动机性能参数可以分为两 组: a) 推力、空气流量、燃油流 量、转 速、增 压比、排 气温 度、 稳定裕度、抗畸变能力、启动加 速时间、一次连续工作时间、发 动机 工作 的 边界 限 制、速 度 特 性、高度特性、温度特性; b) 结构 过载 包线、自 然环 境要求、力学环境要求、累计工 作寿命、可靠性指标。 第一组参数可以理解为发动 机性能的核心参数, 是发动机研 制必须严格达标的, 或是必须准 确掌握 的 ( 如: 发动机 工作的 边 界限 制、速 度特性、高度特 性、 温度特性等 ) 。发动机 的研制就 是要实现这些重要参数, 如果这 些参数没有达到要求, 就要修改 发动机设计, 再次试验验证, 这 是发动机方案阶段和初样阶段研 制的主要内容。 第二组参数与发动机的具体 使用和用户的特定要求 相关联, 其中有些边界参数可以在发动机 研制后期考核验证, 如果验证不 达标, 可采用局部强化设计。关 飞航导弹 2010年第 12期
推进技术
微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析
郭 渊 刘科辉 郑 严
摘 要 分析 了 国外 微 型涡 喷 发动机的发 展现 状, 总结出 微型 涡喷 发动 机 的 特 点、设 计 难 点 与 关 键 技 术, 并重点介绍 了微 型涡喷 发动 机顶 层系统分析。
关键词 微型 涡喷 发动机 发动机系统 顶层 系统分析
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 -
推进技术
于可靠性指标, 主要通过方案和 初样阶段的设计中采用可靠性设 计技术来落实, 在发动机研制后 期开展可靠性试验验证和设计改 进。
3) 发动机燃油供应与控制 系统
燃油供应与控制系统是微型 涡喷发动机中最复杂的一个子系 统, 有硬件和软件两大部分。硬 件部分包括: ECU、电动燃油 泵 ( EFSU )、发 动 机 转速 传 感 器、 排气温度传感器、压气机进口温 度传感器、压气机出口压力传感 器以及相关的电缆。
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推进技术
度大, 如何调试并与压气机和涡 轮三者实现良好匹配, 需要进行 多轮的试验、调试、分析、再 试 验。
2) 高速转子支撑系统结构 设计和试验技术 ( 含陶瓷轴承技 术 )。
微型涡 喷 发动 机 体积 质 量 小, 转速高, 因此主轴较 细, 大 多属于柔性转子系统, 工作时转 子会正常挠曲; 在不同转速范 围, 转子振型不同, 这往往会引 起转子 ( 压气机、涡轮 )叶轮与静 子部件刮蹭。因此, 既要保证转 子、静 子 之 间 径 向 间 隙, 不 刮 蹭, 同时又 不会影响 气动效率, 是微型涡喷发动机技术的关键。
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。
发动机主控软件控制着发动 机启动、加速、减速、稳态巡 航 以及停车等全部工作过程。主控 软件分为两个子模块: 启动加速 模块和稳态巡航模块。
在启动加速模块中, 采用开 环控制。根据发动机的飞行任务 要求, 预先设置飞行任务所需的 加减速供油规律, 完成发动机加 减速过程。发动机的启动加速过 程的可靠性是微型涡喷发动机的 一个关键问题, 启动加速模块设 计要考虑烟火火焰的大小、燃油
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。
ECU 是系统中的关键部件, 一般情况下 ECU 有四个微处 理 器及其相关软件: 发动机控制 系 统处理器和主控软件系统、发动 机数据采集处理器及数据处理软 件系统、发动机数据存储处理器 及软件、发动机数据显示处理及 软件。用于遥控飞机时, ECU 还 须配置遥控接收与发射系统。为 了满足不同飞行任务要求, 发动 机主控软件可以通过数据接口进 行预先装订与设置。
飞航导弹 2010年第 12期
供油的初始转速、飞行器的起飞 速度、开环控制的供油数据表等 多种因素, 这些因素之间的优化 设计需要通过大量试验。
在稳态巡航模块中, 采用闭 环控制。 ECU 根据 飞行 器 的指 令, 变化燃油供油量, 改变发动 机工作状态, 提 供不同的 推力。 ECU 从控 制系 统配置 传感 器感 知飞行条件、发 动机进气 状态、 发动机转速状态的变化, 在燃油 供应量上做出调整与补偿, 保证 发动机工作状态稳定。在闭环控 制中, 可以采用不同的参数作为 控制参数, 从而形成多种闭环调 节规律, 如: 等 物理转 速、等折 合转速、等供油量、等压比、等 空速多种调节规律, 在飞行任务 中可以开展多种体调节规律组合 和相互间切换, 充分发挥发动机 的气动热力潜能, 实现智能化控 制。
的微型涡喷发动机的研究。近年 来, 又拓展了新的应用方向, 在 美 国, 以 罗 # 罗 公 司 的 AE2007H 发动机为动力的全球鹰侦 察机仍在研制; 以霍尼韦尔公司 F-1 24涡 轮喷 气 发 动 机 为 动 力 的 DARPA /空军 的 X-45 无 人战 斗 机, 于 2002年 7 月进行 了首次 飞行; LAM 巡飞弹、先进轻型攻 击系统 ( ALAS) 以及作为高超声
美国在 21 世纪初提出研 制 一种新型武器系统 ) ) ) 低成本自 主 攻 击 弹 药 ( LOCAAS ) ( 见 图 1) 。它是美国提出全球战略之后 的一个重点战略项目, 该项目由 洛马公司负责研制生产。在研制 过程中共使用了三种微型涡喷发 动机, 分别是 T J-30、T J-50(见图
1 微型涡Байду номын сангаас发动机发展现状 在 20 世 纪 60 年 代 初 期,
美、法、德、英和苏联等国家 就 开展了推 力为 400 N ~ 1 200 N
图 1 LOCAA S作战系统示意图
本文 2010-08-30收到, 作者分别系中国 航天科工集团三院三十一所硕士生、工程师、研究员
2) 和 TDI- J45G ( 见 图 3), 其推 力 分 别 为 133 N、 220 N 和 130 N。最后一轮 样机选 用的发 动机为 TD I- J45G。LOCAAS系统 已于 2005年开始进行系统验证 与研制, 并于 2008 年生 产出试 验样机。
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发动机转速高, 主燃油不能 采用传统发动机主轴带动油泵的 供油方式; 另外发动机的耗油量 小, 转速对燃油波动敏感, 要求 电子 控制器 实现小 流量 精确控 制, 才能保证发动机平稳工作。
通常的解决方案是采用电动 泵, 其关键技术为如何设计电动 泵的最大流量与最小流量比值, 以保证油泵供油量与发动机所需 流量的平衡。在 ECU 设计方面, 软件上主要是如何设计控制规律 实现转速平稳控制; 在硬件上主 要是涉及或选择可靠性高的微型 传感器、电磁阀。
综上所述, 微型涡喷发动机 的设计研制不能简单将航空涡喷 发动机进行比例缩放, 应当把微 型涡喷发动机作为一个独立的顶 层系统平台进行分析, 这个顶层 系统的组成明显区别于小型涡喷 发动机和航空涡喷发动机。全面 把握微型涡喷发动机的系统构成 要素和特点对于开展此类发动机 的研发十分重要。
3 微型涡喷发动机顶层系统分 析
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。
2 微型涡喷发动机设计难点与 关键技术
通过对国外微型涡喷发动机 的研 究及其 技术参 数的 统计发 现, 与大推力发动机相比, 微型 发动机在设计上具有以下要求、 特点及难点:
1) 首先考虑低成本设计要 求, 力 求 结 构 简单、零 件 数 目 少。因 此, 尺寸小、质量轻、工 作可靠、使用维护方便;
2) 先进微型涡喷发动机均 采用高速陶瓷轴承技术, 可以在 恶劣工况下工作, 采用燃油与滑 油混合润滑, 因此不再单独设置 滑油系统, 大大简化了附件;
3) 由于外形尺寸和成本的 限制, 一般为用单级离心压气机 和单级轴流涡轮转子, 增压比一 般在 3~ 5. 5; 由于受尺寸效应影 响, 压气机和涡轮的效率较低。
推进技术
图 2 T J-50微型涡喷发动机
美国最新研制 的几种微型涡喷发动机的技术规格
型号 长 /mm 宽 /mm 高 /mm 质量 /kg 推力 ( N ) 配用弹种 生产商
T J-30 22 9 11 4 11 4 6 13 3 LAM、LO CAA S H am ilton Sundstrand
微型涡喷发动机的顶层系统
构成包括: 微型发动机本体结构、 发动机性能参数、发动机燃油供 应与 控制 系 统、发 动 机启 动 系 统、点火系统以及发电系统等六 个方面。
1) 本体结构 微型涡轮喷气发动机由于其 自身与众不同的特性, 决定了其 结构必须简单、轻便, 零件数量 要做到最小化。结构做到最简化 的同时, 还要保证其可靠性和加 工精度。 2) 发动机性能参数 发动机性能参数可以分为两 组: a) 推力、空气流量、燃油流 量、转 速、增 压比、排 气温 度、 稳定裕度、抗畸变能力、启动加 速时间、一次连续工作时间、发 动机 工作 的 边界 限 制、速 度 特 性、高度特性、温度特性; b) 结构 过载 包线、自 然环 境要求、力学环境要求、累计工 作寿命、可靠性指标。 第一组参数可以理解为发动 机性能的核心参数, 是发动机研 制必须严格达标的, 或是必须准 确掌握 的 ( 如: 发动机 工作的 边 界限 制、速 度特性、高度特 性、 温度特性等 ) 。发动机 的研制就 是要实现这些重要参数, 如果这 些参数没有达到要求, 就要修改 发动机设计, 再次试验验证, 这 是发动机方案阶段和初样阶段研 制的主要内容。 第二组参数与发动机的具体 使用和用户的特定要求 相关联, 其中有些边界参数可以在发动机 研制后期考核验证, 如果验证不 达标, 可采用局部强化设计。关 飞航导弹 2010年第 12期
推进技术
微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析
郭 渊 刘科辉 郑 严
摘 要 分析 了 国外 微 型涡 喷 发动机的发 展现 状, 总结出 微型 涡喷 发动 机 的 特 点、设 计 难 点 与 关 键 技 术, 并重点介绍 了微 型涡喷 发动 机顶 层系统分析。
关键词 微型 涡喷 发动机 发动机系统 顶层 系统分析
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 -
推进技术
于可靠性指标, 主要通过方案和 初样阶段的设计中采用可靠性设 计技术来落实, 在发动机研制后 期开展可靠性试验验证和设计改 进。
3) 发动机燃油供应与控制 系统
燃油供应与控制系统是微型 涡喷发动机中最复杂的一个子系 统, 有硬件和软件两大部分。硬 件部分包括: ECU、电动燃油 泵 ( EFSU )、发 动 机 转速 传 感 器、 排气温度传感器、压气机进口温 度传感器、压气机出口压力传感 器以及相关的电缆。
# 87#
推进技术
度大, 如何调试并与压气机和涡 轮三者实现良好匹配, 需要进行 多轮的试验、调试、分析、再 试 验。
2) 高速转子支撑系统结构 设计和试验技术 ( 含陶瓷轴承技 术 )。
微型涡 喷 发动 机 体积 质 量 小, 转速高, 因此主轴较 细, 大 多属于柔性转子系统, 工作时转 子会正常挠曲; 在不同转速范 围, 转子振型不同, 这往往会引 起转子 ( 压气机、涡轮 )叶轮与静 子部件刮蹭。因此, 既要保证转 子、静 子 之 间 径 向 间 隙, 不 刮 蹭, 同时又 不会影响 气动效率, 是微型涡喷发动机技术的关键。
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。
发动机主控软件控制着发动 机启动、加速、减速、稳态巡 航 以及停车等全部工作过程。主控 软件分为两个子模块: 启动加速 模块和稳态巡航模块。
在启动加速模块中, 采用开 环控制。根据发动机的飞行任务 要求, 预先设置飞行任务所需的 加减速供油规律, 完成发动机加 减速过程。发动机的启动加速过 程的可靠性是微型涡喷发动机的 一个关键问题, 启动加速模块设 计要考虑烟火火焰的大小、燃油
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。
ECU 是系统中的关键部件, 一般情况下 ECU 有四个微处 理 器及其相关软件: 发动机控制 系 统处理器和主控软件系统、发动 机数据采集处理器及数据处理软 件系统、发动机数据存储处理器 及软件、发动机数据显示处理及 软件。用于遥控飞机时, ECU 还 须配置遥控接收与发射系统。为 了满足不同飞行任务要求, 发动 机主控软件可以通过数据接口进 行预先装订与设置。
飞航导弹 2010年第 12期
供油的初始转速、飞行器的起飞 速度、开环控制的供油数据表等 多种因素, 这些因素之间的优化 设计需要通过大量试验。
在稳态巡航模块中, 采用闭 环控制。 ECU 根据 飞行 器 的指 令, 变化燃油供油量, 改变发动 机工作状态, 提 供不同的 推力。 ECU 从控 制系 统配置 传感 器感 知飞行条件、发 动机进气 状态、 发动机转速状态的变化, 在燃油 供应量上做出调整与补偿, 保证 发动机工作状态稳定。在闭环控 制中, 可以采用不同的参数作为 控制参数, 从而形成多种闭环调 节规律, 如: 等 物理转 速、等折 合转速、等供油量、等压比、等 空速多种调节规律, 在飞行任务 中可以开展多种体调节规律组合 和相互间切换, 充分发挥发动机 的气动热力潜能, 实现智能化控 制。
的微型涡喷发动机的研究。近年 来, 又拓展了新的应用方向, 在 美 国, 以 罗 # 罗 公 司 的 AE2007H 发动机为动力的全球鹰侦 察机仍在研制; 以霍尼韦尔公司 F-1 24涡 轮喷 气 发 动 机 为 动 力 的 DARPA /空军 的 X-45 无 人战 斗 机, 于 2002年 7 月进行 了首次 飞行; LAM 巡飞弹、先进轻型攻 击系统 ( ALAS) 以及作为高超声
美国在 21 世纪初提出研 制 一种新型武器系统 ) ) ) 低成本自 主 攻 击 弹 药 ( LOCAAS ) ( 见 图 1) 。它是美国提出全球战略之后 的一个重点战略项目, 该项目由 洛马公司负责研制生产。在研制 过程中共使用了三种微型涡喷发 动机, 分别是 T J-30、T J-50(见图
1 微型涡Байду номын сангаас发动机发展现状 在 20 世 纪 60 年 代 初 期,
美、法、德、英和苏联等国家 就 开展了推 力为 400 N ~ 1 200 N
图 1 LOCAA S作战系统示意图
本文 2010-08-30收到, 作者分别系中国 航天科工集团三院三十一所硕士生、工程师、研究员
