微型涡喷发动机推力测量的新方法与验证

刘智刚

(中国民航大学航空工程学院，天津 300300)

微型涡喷发动机(即微发)是指直径范围6～20 cm、推力在1 000 N以下的燃气涡轮发动机[1]，它既是热机又是推进器，能够完整展现布莱顿定压加热循环的能量转换过程和喷气式发动机推力产生原理，并且具有体积小、重量轻、结构紧凑、能量密度高的特点。随着微加工技术、微测控技术及新材料技术的进步，各种航空器呈现小型化、微型化的趋势，与之匹配微型燃气涡轮发动机得到了航空先进国家的高度重视，应用前景非常广阔。军用领域，微发可为靶机、巡航导弹、无人驾驶飞机等提供动力[2]；民用领域，微发可用作民航运输机的辅助动力装置(auxiliary power unit，APU)、航空模型动力装置等[3]。

外国在微发领域起步早、技术成熟，已经实现了产品的型号化及量产。美国Williams、Sundstrand Aerospace等企业针对无人飞行器的动力需求分别推出了WR、TJ等系列微型涡喷发动机，普遍具有转速高、推重比大的特点。例如TJ90发动机转速为102 000 r/min、推重比达到10.0[4]。英国Microjet公司的FXR系列发动机和法国Micro turbo公司的TRS18系列发动机主要应用于机载弹药、巡飞弹等军事领域[5]。荷兰Advanced Micro Turbine公司先后研发了Olympus(230 N)、Titan(390 N)、Nike(780 N)等多个型号微型涡喷发动机，在构型上均采用单级离心压气机、直流式环形燃烧室、单级轴流涡轮和收缩形尾喷管[6]。出于结构完整性和模型代表性的考虑，微型涡喷发动机在教学演示方面也有不错的表现，例如比利时国立列日大学叶轮机械系于1997年引进美国Chetek涡轮技术公司的SR-30发动机，多年来一直用于航空发动机原理教学，以及转速、空气流量等工作参数的采集与分析[7]。在中国，北京航空航天大学的MTE系列发动机达到了厘米级，并向毫米级微小型发动机发展[8]。此外，南京航空航天大学[9]、西北工业大学[10]、哈尔滨工业大学[11]等高校也有不同型号发动机研制报道。

推力是涡喷发动机的核心指标，推力大小直接决定了发动机性能的优劣。在飞行器空气动力特性相同的条件下，发动机的推力越大，飞行器性能越优异，可见推力的精确测量在发动机试验和交付过程中十分关键，而搭建适合微发推力测量的试验装置是型号研制阶段的重要任务。黄知涛等[12]搭建了W2P1微型涡喷发动机地面试车台，分析了支撑滑轨式推力测量原理及其校准方法；王润明等[13]通过对比全支式、全挂式、前挂后支式、前支后挂式四种推力测量装置，分析了发动机推力、动架支撑方式和台架刚度系数之间的关系，并研究了推力测量台架设计应遵守的优选原则；张有等[14]建立了支撑滑轨式测试台力学模型，通过理论分析和仿真验证对推力台架进行原理误差研究，分析了推力角偏心等因素对误差的影响；朱洪基等[15]模拟飞机吊架研究了悬挂滑轨式微发推力测量装置，并分析了系统误差。以上研究侧重于推力测量原理和误差分析，均未给出实际测量结果，缺乏试验数据及理论验证。

以某微型涡喷发动机为对象，设计了一种摆架式推力测量机构，通过发动机台架试车进行了验证，试验中测量了发动机的转速和推力，同时采集了发动机尾喷管进口燃气总温、总压等热力参数，在此基础上对理论推力、单位推力等性能指标开展研究。

1 推力测量原理

流经发动机的空气或燃气由于动量变化而对发动机产生作用力，作用于发动机各个部件上的轴向力总和构成了喷气式发动机的推力。考虑到发动机吸、排气特点，无法在发动机前后轴线方向直接布置测力装置，而通常采用悬挂式台架或支撑式台架实现推力的测量，前者常见于大型涡喷或涡扇发动机试车台，后者在高空模拟试验或微小型发动机试车台中比较常见。摆架式推力测量装置采用支撑式台架结构，测量原理如图1所示，图2 为推力测量装置三维模型。

O为铰链；A为发动机轴线；G1为测力传感器自由端；G2为测力传感器固定端；F为发动机推力或标定拉力；Fm为推力测量值；L1为发动机轴线至铰链的距离；L2为竖直框架的自由端至铰链的距离

黑色编号为固定机构；红色为运动机构；绿色为测力传感器；1为水平台架；2为竖直固定架；3为铰链和水平梁；4为摆动框架；5为发动机握持环(2个)；6为测力传感器；7为固定端

推力测量装置由与发动机轴线垂直的竖直框架2固定在水平测试平台1上，主要元件包括发动机握持环5、与发动机轴线平行的摆动框架4、铰链和水平梁3、位于发动机下方的测力传感器6等。握持环与发动机机匣相接触，接触面表面作粗糙处理防止相对滑动。发动机产生的推力(作用于A点，设为F)通过握持环传递到水平框架，引起框架4以铰链O为枢轴产生摆动，整体式摆架的自由端压缩位于发动机正下方的测力传感器，测量到压力(作用于G1、G2点，设为Fm)。水平框架(即发动机轴线)、竖直框架的自由端(即测力传感器位置)与铰链的距离分别为L1和L2，则有：

Fm=F(L1/L2)

(1)

即测量值与发动机推力具有确定的比例关系，该装置中L1=120 mm、L2=200 mm。

摆架式推力测量装置运动部件为整体框架，无滑轨机构，结构简单。发动机试车试验之前需要对推力测量装置进行校准，其原理如图1所示：由标准测力计沿发动机轴线方向牵拉发动机，同时采集测力传感器的读数，用标准值和实测值确定标定系数。校准及测试阶段，需通过水平仪标定相对位置，确保发动机、水平台架与测力传感器保持平行。图3为推力测量框架和微型涡喷发动机实物。稳态试车试验中采集的参数有转速n、推力F、尾喷管进口总温T*和总压p*，传感器参数如表1所示。

图3 微型涡喷发动机和测试台架

表1 传感器参数和信号采集

2 发动机台架试车试验

试验系统包括：①一部微型燃气涡轮喷气式发动机，由进气装置、单级离心式压气机、环形燃烧室、单级轴流式涡轮和尾喷管组成，发动机能够按照油门调节指令完成完整的启停循环，由转速传感器测量发动机转速；②摆架式推力测量装置，测量发动机运行过程中产生的推力；③尾喷管进口总温、总压传感器，用于后期计算发动机排气速度、工质质量流量和理论推力；④启动系统和燃油供应及控制系统，由点火器、电子启动机和引燃气供应装置、油门控制装置组成，用于发动机的启动和运行状态控制。

试验准备阶段需测定大气温度T0、大气压强p0和相对湿度φ。采取间接引燃式启动方式启动发动机，首先由电子启动机带动转子运转、向燃烧室供应丙烷气和航空燃油、点火器产生高能火花，点火器先将丙烷点燃，再由燃气将燃油引燃，而后由增压吸热后的燃气与电子启动机共同带动转子转速上升。此时密切关注转速，当转速上升到慢车转速(约36 000 r/min)启动过程结束，电子启动机、丙烷气退出启动程序，完全由空气、燃油混合燃烧之后的高温高压燃气使发动机维持慢车转速运行，图4为慢车转速下的排气状态。然后按照图5所示，令控制油门按照10%、20%、30%、50%、60%、80%、100%的加速行程和100%、90%、70%、50%、40%、20%的减速行程进行完整的启停循环。在启动、加速、减速的各个阶段时时采集转速、涡轮出口温度和压强等参数(图5、图6)。

图4 实验照片

图5 油门指令和转速响应

图6 尾喷管进口T*与p*

发动机转速(图5)显示，在启动和关停两个阶段，转速对油门指令的响应具有局部突跃的现象，即转速突然上升并急速降低到慢车(启动阶段)或0(关停阶段)，启动阶段发生在第30秒、关停阶段发生在第273秒。在这两个阶段需要向转子轴承输送润滑油实施润滑和冷却，保证在本次运行及下次启动时有足够的润滑油以防止转子卡死，为满足润滑油供应所需的甩油压差，转速会发生突增并迅速降为正常值。由图6可知，每当给定一个新油门位置，压强均能够及时稳定在新的数值上，而温度的稳定则存在一定的滞后性，特别是在启动转速激增之后、减速行程阶段，由于需要冷却至新的平衡温度，这种滞后性更加明显。

3 结果与分析

测量尾喷管进口总温、总压目的是计算发动机理论推力，通过与实测推力的对比验证推力测量装置的合理性。涡喷发动机理论推力计算公式[16]如式(2)所示：

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

(2)

式(2)中：Wg为尾喷管排气质量流量，kg/s；Ve为尾喷管出口排气速度，m/s；Wa为进气道空气质量流量，kg/s；V0为飞行速度，m/s；pe为尾喷管出口静压，Pa；p0为尾喷管出口反压，即环境压强，Pa；Ae为喷口面积，喷口直径d为65 mm。

式(2)中，WgVe、WaV0为动量推力，地面台架试车条件下，V0=0。(pe-p0)Ae为压力推力，需判断工质在尾喷管是否完全膨胀(即pe与p0的关系)，进而确定其数值。在试车启停循环的全部工况中，满负荷工作状态下(100%转速)喷管进口总压最高、可用落压比最大。燃气在尾喷管内的流动是典型的顺压梯度、简单通道流动，可视为等熵过程，即总压、总温保持不变，根据等熵马赫数判断喷管出口截面燃气流动状态：

(3)

式(3)中：Mae为喷管出口截面马赫数；p*为喷管进口燃气总压，Pa；γ为定熵指数，是物性参数，取决于工质组分、温度、压强等参数，其数值可通过热力过程计算与燃气表[17]确定。将测得的总温T*、总压p*和γ数值代入式(3)，计算得到满负荷工作状态下出口截面等熵马赫数Mae,max=0.73，可见在试验工况范围内喷管出口气流均完全膨胀，即pe=p0，因此式(2)可简化为

F=WgVe

(4)

根据马赫数Ma、速度系数λe和临界音速acr关系计算排气速度Ve：

(5)

(6)

式(6)中：Rg为气体常数，J/(kg·K)。

Ve=λeacr

(7)

依据一维流动流量公式计算尾喷管排气质量流量Wg：

(8)

式(8)中：K为常数，取决于气体常数Rg和定熵指数γ；q(λ)为无量纲密流函数，取决于速度系数λ。K和q(λ)确定方法为

(9)

(10)

分析可知测量参数足够计算理论推力，具体流程如下。

(1)查热力过程计算与燃气表，确定定熵指数γ、定压比热cp和定容比热cv3个物性参数，根据迈耶公式Rg=cp-cv计算气体常数Rg。

(2)利用喷管进口总压p*和环境压强p0由式(3)计算排气马赫数Mae。

(3)由式(5)计算排气速度系数λe。

(4)由式(6)计算燃气临界音速acr。

(5)利用步骤(3)、步骤(4)计算结果由式(7)得到排气速度Ve。

(6)由式(9)计算常数K，利用步骤(3)结果由式(10)计算喷口无量纲密流函数q(λe)。

(7)由式(8)计算质量流量Wg。

(8)利用步骤(5)、步骤(4)计算结果由式(4)得到发动机理论推力F，图7给出了理论推力计算结果和推力台架测量结果。

图7 推力测量和理论推力

在加速行程中，测量值与理论值吻合得很好，说明摆架式推力测量装置是合理、有效的。同时可以看到，在启动慢车阶段，由于转速低、空气流量小，发生了短时的启动超温，理论推力低于测量值。减速行程阶段由于冷却降温的滞后性，理论推力略高于测量值。

绝对推力不能完全代表发动机循环性能的好坏，因为循环性能相同的情况下可以通过加大发动机的尺寸以增大工质流量从而使推力增加，但是会引起发动机体积、质量增加，对发动机结构紧凑性、机动性等总体性能是不利的。与绝对推力相比，单位推力Fs(图8)、推重比Fm(图9)和单位迎面推力FA(图10，也称迎风推力)更能体现发动机性能的优劣，其定义分别为

图8 单位推力

图9 推重比

图10 迎风推力

(11)

(12)

(13)

式中：Wa为空气质量流量，kg/s，Wa≈Wg；G为发动机自重，N，已知质量m=2.850 kg；A为迎风面积，m2，迎风直径dA为130 mm。

单位推力是绝对推力与流经发动机的工质质量流量的比值，在给定的发动机推力条件下，单位推力越大，空气流量可以越小，发动机的外廓尺寸及质量都可以相应的减小。计算结果显示，单位推力随发动机转速提高而上升，高转速(折合转速高于0.8)工况下推力上升速率加快，表明发动机高速性能优于低速性能，满负荷工作状态下单位推力达到230 N·s/kg。推重比和迎风推力具有类似的变化趋势。推重比是机动性指标，该发动机推重比(含电子启动机)达到7.4，在涡喷发动机中处于中等偏上水平。迎风推力是阻力指标，在一定推力条件下，发动机迎风面积越小则迎风推力越大，越有利于降低飞行器阻力，该发动机迎风推力最高为15 kN/m2，在结构紧凑性方面有进一步优化空间。

4 结论

针对微型涡喷发动机推力的测量，研究了一种推力测量的新方法——摆架式推力测量装置，阐述了机构组成、测量原理和校准方法，并开展了台架试车试验和理论推力计算，得出以下结论。

(1)与传统的支撑滑轨式推力测量方案相比，摆架式测力装置的运动部件为整体框架，取消了滑轨机构，结构简单。试验结果显示该装置能够时时测量发动机推力，工作有效。

(2)基于一维气动原理和试车数据计算得出了发动机理论推力，结果显示实测推力与理论推力基本吻合，证明测量装置及试验方法是合理性的。

(3)结合发动机自身质量、迎风面积等参数分析了单位推力、推重比、迎风推力等核心指标，进一步评估发动机性能。结果表明该发动机推重比达到7.4，并且高速性能优于低速性能。