微型涡喷发动机结构设计研究

　收稿日期:2002211221

　作者简介:黄治国(1978-),男,重庆人,硕士生,zg h2002@https://www.wendangku.net/doc/902694986.html,.

微型涡喷发动机结构设计研究

黄治国 单　鹏 王延荣

(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100083)

摘 要:探讨了一种正在研制的推力为100N ,转速为105r/min 的微型涡喷

发动机的结构设计特点.首先介绍了微型涡轮发动机的总体构造特点;其次,又对这台发动机独有的结构特点进行了分析;最后,对它的旋转部件进行了强度、振动分析.最终结果表明旋转部件的结构设计满足要求.这些设计经验对于发展高推重比微型涡喷发动机有参考价值.

关　键　词:涡轮喷气发动机;结构设计;微型发动机;整体叶盘;冷却;润滑中图分类号:V 23

文献标识码:A 文章编号:100125965(2004)0320206204

Structural de sign study of a micro 2turbojet engine

Huang Zhiguo Shan Peng Wang Y anrong

(School of Jet Propulsion ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100083,China )

Abstract :The presented w ork is referred to the structural design of a high power density micro 2turbojet engine with a thrust 100N and a rotational speed 105r/min.First ,the general overall tectonic characteristics of a micro 2engine are mentioned.Secondly ,the particular structural design characteristics of this micro 2turbojet engine are an 2alyzed.Finally ,the intensity validation of tw o rotating com ponents is introduced.The analytic results show that the structural designs of rotating com ponents satis fied the demands of structural integrity.The experiences in the design processes are valuable for the developing of a high thrust/weight ratio micro 2turbojet engine.

K ey words :turbojet engines ;structural design ;microengine ;blisk ;cooling ;lubrication

小型、微型跨音速无人驾驶飞机、靶机、巡航

导弹及其它各类微型飞行器在未来无人电子空战、军事侦察、对地精确攻击、环境监测、甚至反恐作战等方面,必将扮演越来越重要的角色.随着近十年来微型无人飞行器发展的需求,微型涡轮类发动机相应地也得到了很大的发展.1960年,威廉斯国际公司研制出了世界上最早的265N 推力的微型涡喷发动机WR221.它也是当今美国战斧式巡航导弹用涡扇发动机F1072WR 2100的先驱机型.1990年至今,Hamilton Sundstrand T echnologis C om pany ,JetCat G ermany and US A 以及其他几个美国和英国的公司相继生产出了不同推力、不同类

型的航空用微型涡喷发动机[1]

.

本文首先对微型涡轮发动机的总体构造进行了分析;然后,对北京航空航天大学动力工程系新

近设计完成的100N 推力级微型涡喷发动机的结构设计特点进行了分析,提出了微涡喷发动机的设计新思想;最后,对其涡轮整体叶盘和压气机整体叶盘的强度设计进行了分析.在高达105r/min 的转速和1000℃的涡轮进口温度条件下,该发动机的设计最终满足了结构完整性要求.本文介绍的微涡喷发动机是目前国内尚没有研制先例的发动机产品.

1　微型涡轮发动机总体构造特点

表1介绍了该发动机的总体参数.

设计微型发动机时要求结构简单、尺寸小、重量轻、零件数目少.因此,微型发动机越来越多地采用单元体设计技术,尽量减化燃、滑油系统和起

2004年3月第30卷第3期北京航空航天大学学报

Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics March 2004V ol.30　N o 13

动系统.例如采用油雾润滑、油脂润滑,取消滑油泵;采用微型起动电机,或者起动后电机撤离发动机,或地面压缩空气起动而不装备起动电机等.

表1　微涡喷发动机总体设计参数

参　数数　值

总长/mm230

最大直径/mm135

推力/N100

最大转速/(r?m in-1)105

质量流量/(kg?s-1)0.157

涡轮前温度/℃1000

耗油率/(1.49kg?(daN,h)-1) 1.49

目前对微型涡轮喷气发动机的研究,主要体现在改进发动机的燃油消耗率和推重比[2].这可以通过增大旋转速度、减小发动机体积和增加涡轮进口温度来实现.但是,要完全实现这3个方面很困难:①增大旋转速度会增大转子系统的离心力;②减小发动机体积会使制造困难;③增加涡轮进口温度会使涡轮转子的工作环境变得恶劣.如何克服这些困难,研制出实用的微型涡轮发动机,这对设计提出了很高的要求.

高的线速度可以保证高增压比、高循环功率.但是,如果微型发动机的压气机、涡轮的线速度不低于大型发动机的线速度,即

ω小R

tip,小=

ω大R tip,大(1)这时,在轮缘功L u不变情况下,可保证载荷系数

H=L u/U2(2)不变,则对于微型机将有

ω2小R

tip,小μω2大R tip,大(3)即微型机的惯性离心力将远远大于大型机的惯性离心力.例如,如果大发动机的转速是104r/min,那么105r/min的微型发动机的离心力就是大发动机的10倍,这就对微型发动机的强度设计提出了更高的要求.

小尺寸使结构的刚性更好,而且推重比按2/ 3次方定律提高.因此,随着尺寸缩小,重量下降得比推力快[3].在理想情况下,单从这点考虑,发动机直径缩小为1/10时,推重比提高到10倍.所以减小发动机的尺寸是设计者在维持发动机功率目标的前提下一直追求的.但是,微型机由于制造困难,又追求结构简单,也希望降低制造成本,并经常一次性使用.基于这些原因,

其设计增压比低,热力循环效率低.这一点又使得微型机的推重比降低.因此,综合以上两方面的结果,微型机将有与大型机不相上下的推重比.2　冷却润滑结构特点

该发动机采用空心轴,总共约30个零件,大量采用整体结构.发动机的总体结构如图1所示.

图1　总体结构

该发动机在结构上最大的特点体现在简易离心泵的运用上.这主要表现在两个方面:冷却和润滑.所以,没有单独的泵驱动的冷却和润滑系统.以下4个部分分析了这些结构设计专利,它们正在北京航空航天大学进行试验验证.

2.1　冷却润滑系统

图2为轴承到甩油盘部分,这部分能够起到冷却、润滑的作用.燃油从孔A进到压气机支承环,一部分从右边进入甩油盘的空腔,另一小部分从孔B渗出,形成一定的油雾.虽然油雾含油量很少,

但它仍然可以润滑左边的轴承.部分油雾还会从甩油盘中的孔C向后加速甩出,润滑并冷却后面的轴承,对涡轮也有冷却作用.为了加速燃油的甩出,甩油盘的孔C也做成一定的倾斜角.所以,只要适当调节供油量,并对孔B的直径尺寸进行控制,就可以控制对前后轴承进行的润滑效果.

图2　冷却润滑系统

在送油方式上,与一般的管式送油不同,本系统采用环形送油.整个压气机支承环和送油套筒

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第3期 黄治国等:微型涡喷发动机结构设计研究

之间的环形腔都是送油通道,扩大了送油的油量.压气机支承环和送油套筒都伸到甩油盘内部,而

且他们与甩油盘的径向间隙都很小,在离心甩油作用下,进入甩油盘内部的油会进入燃烧室而不会从周向间隙渗出.2.2　中心冷却系统因为轴是空心的,既可以提供气流通道用于冷却涡轮,同时也可以减轻发动机的重量.由于涡轮温度约1000℃,为了加强冷却,在轴前套用的前螺母上开两个斜向上的小孔A ,如图3.这两个孔A 的出口通向前螺母的退刀槽,这样,气流在流经它的时候就会加速.在尾喷管内壁出口不封闭,气流就可以从前向后贯穿整台发动机,从而冷却涡轮和装在尾喷管里的电机.在主视图中可以看到另外还有一个孔B ,它与空心轴相通,这个小孔的作用是拧紧前螺母,它与孔A 不相通

.

图3　前螺母

2.3　外围冷却系统

在保证功率目标的情况下,为了增大通过甩

油盘中小孔的气流,在压气机出口和压气机支承环之间留有一个称为发夹形的“]”空腔(见图1).由于离心压气机转子出口压力比较高,气流可以从出口进入到这个空腔,即使在有离心力的作用下,部分气体仍然会通过高速轴承向后进行冷却.

发动机的燃烧室采用折流环形燃烧室.为了加强燃油的参混,主燃区的气流主要是由前后旋流板和进气斗(在火焰筒前段)中空气流量的1/4组成[4].经过试验验证,该燃烧室的各项参数能够达到预定的性能指标.为了保证后旋流板的进气量和涡轮盘的冷却气,做几个进气斗从火焰筒外壁直通到火焰筒内壁、燃烧室内壁以及涡轮支承环(图4)之间的空腔.在涡轮支承环上有气孔B ,冷气就能对涡轮盘进行冷却.

涡轮支承环一周有16个静子叶片,它们不但起静子的作用,同时也是发动机后部支承结构的传力件.静子由铸造成形,以避免国外早期曾出现的强度不足的现象[5].虽然处于燃烧室出口,

但是

图4　涡轮支承环

静子内部有通气孔A ,其中的气流综合提供了静子冷却、火焰筒内壁冷却、主燃区进气功能.2.4　电机布置

对电机的布置也是一个新的特点.该微型发动机首次设计了将电机装在尾喷管内部的方案.将电机安置在尾喷管内部可以充分利用空间,减小了发动机的体积.然而,由于尾喷管内壁的温度很高,这就需要冷却电机.设计时将轴做成筒轴,从前螺母进来的空气经过筒轴可以对电机进行冷却.因为尾喷管内壁出口是低压区,因此气流通道会很顺畅,这对冷却电机是有利的.

3　旋转部件分析

轴流涡轮叶片的外形是通过与气动外形设计的多次迭代生成的.最初的涡轮叶片基元级结构设计中,为减少微型机的加工难度,曾取微型叶片叶尖基元级的最大厚度与叶根基元级的近似相等.但强度分析发现叶根局部应力过大,则象大型机一样,改用了叶尖最大厚度约是叶根的一半的变截面叶片.另外在应力分析中也发现,微叶片的罩量设计与大型机的同样重要,需要精心安排.气动2强度迭代最终得到的涡轮级总体气动参数如表2.下面将给出最终叶片的结构强度分析,所用软件为MSC 2MARC .

表2　涡轮级总体气动参数(CFD 模拟结果)

参数绝热效率

质量流量/(kg ?s -1)

落压比

数值

01894

01189

1149

3.1　涡轮整体叶盘强度分析

涡轮叶片的基元级是由两段圆弧和两条曲线拟合而成的,整个叶片为变截面叶片,叶尖的基元级的最大厚度约是叶根基元级的一半.涡轮盘的腹板外形是直线加两段圆弧,设计变量数少,可以使用常规机床加工,同时也完全克服了型面曲线

802北京航空航天大学学报 2004年

的波动性.转子叶片的展高为8.6mm,弦长为9.7mm,转子展弦比为0.887.相应静子展弦比为0.625.这类小展弦比涡轮叶片是考虑到尽量消除微型叶片的小雷诺数效应而采用的.涡轮整体叶盘的材料是镍基铸造高温合金K403.

采用八节点六面体单元.取单个叶盘进行弹性分析,要加离心力和热应力.同时,对盘的周向两边应该加上位移协调条件.

此时的应力分析结果如图5所示.

图5　涡轮整体叶盘的径向应力

从图5可以看出,最大Mises应力出现在轮心的中部,这与理论分析的结果是一致的.大小为825MPa,此处的温度约为600℃,而材料在600℃时的拉伸强度是912MPa,满足强度设计的要求.在叶片部分,虽然工作环境温度约为1000℃,但是应力比较小.叶片部分的最大应力为317MPa,小于1000℃的拉伸强度538MPa.由于设计的微型发动机是短寿命设计,所以该发动机的设计是满足强度设计的要求的.

3.2　压气机整体叶盘强度分析

压气机采用单级离心式压气机.压气机盘做成空心.轮心后部做一个倒角.选取的材料为LD7,该材料是一种铝合金,在200℃时的强度极限是315MPa.

采用八节点六面体单元,取单个叶盘进行研究.计算应力时,需要加上轴向约束和105r/min 的离心力,另外,只取了单个叶片进行研究,因此要加上周向约束.计算结果如图6所示.

从图6中可以看出,压气机最大应力位于轮心的尖角处,大小为225.8MPa,这与理论分析的结果完全符合.除此之外的其他部分,应力都比较小.在最大应力处,应力下降很快,因此其他部分的应力就比较小.

3.3　振动分析

对涡轮整体叶盘和压气机整体叶盘进行模态

图6　压气机叶盘的径向应力

分析,各阶频率值见表3.

表3　各阶频率r/m in 阶数第一阶第二阶第三阶第四阶第五阶

涡轮叶盘521535521539584910584920599675压气机叶盘407998408262474920836016917664

发动机工作平衡转速为105r/min,小于发动机的一阶频率值,发动机可以平稳工作.

4　结　论

从以上可以看出,微型涡喷发动机的设计有以下几个特点:①微型发动机将有与大型发动机相同的推重比;②简易离心泵的运用可以减少冷却系统和润滑系统,这也就可以减少发动机零部件的数量,从而使发动机结构更简单;③微型涡喷发动机的转速虽然比较高,但是在满足性能要求的情况下,发动机转动部件的尺寸做得很小时,产生的Mises应力并不是很大;④本设计中的叶轮机满足了强度、振动要求.

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