微型燃气发生器性能及试验研究

吴 晴

（中国电子科技集团公司 第三十八研究所，安徽 合肥 230000）

0 引言

微型涡轮发动机（Micro Turbine Engine，MTE）具有成本低、体积小、重量轻、易于维护与存储等优点，在推进系统、能源系统等领域受到高度重视与广泛应用[1-2]。尽管其相关技术研究目前仍处于起步发展阶段，却已实现了8～10的推重比，因此，相比常规发动机，微型涡轮发动机的推重比具有更大的发展空间[3]。特别是直径5cm～10cm的微型涡轮发动机，近年来得到了国内外研究机构的高度重视。其主要的应用领域有三类:飞行器推进动力、发电装置、辅助动力装置[4]。

微型涡轮发动机由其质量轻、体积小、易于燃料补充等优点[5-7]，除了作为推进动力，在热能供应和利用上具有很高的价值，因此，采用微型涡轮发动机进行空气加热器性能及试验研究，具有一定的工程意义和经济效益。

1 MTE-C发动机结构

发动机的主要部件结构如图1，该微型涡轮发动机采用0-2-0的轴承支撑形式[8]，微型涡轮发动机的工作原理与常规航空发动机相同，采用的都是布莱顿循环。气流经离心/斜流压气机压缩，在燃烧室内，以恰当的油气比与燃油混合，燃烧产生高温燃气，冲击向心/轴流涡轮。涡轮获得足够的功率，并带动联轴的压气机旋转工作。作为燃气发生器，由于不需要提供推力，将涡喷发动机的收敛喷管改成直筒式，获得最多的热流量。

Fig.1 Micro turbine engine configuration

2 试验系统及测试流程

2.1 试验系统介绍

Fig.2 Ground operation system

该试验系统主要由起动装置、点火装置、转速测量装置、供气（丙烷气）装置、供油及油流量测量装置、气动热力参数测量系统等组成，图2为试车系统的原理图，图中ECU为电子控制单元，可以采集并传输以下几个信号:转速信号、温度、推力，另外通过信号控制油泵、油阀、气阀的开关，ECU的执行通过相匹配的软件进行控制操作，如图3。

Fig.3 ECU

点火器:点火器为电热式陶瓷点火器，实验表明该点火器体积小，重量轻，可以重复多次工作，性能稳定可靠，基本不需要维护。该点火器工作电压为9～12V，点火器内部为电热丝，外面包裹了一层耐高温导热陶瓷材料，起到保护电热丝的作用，表面工作温度可达800℃以上，如图4。

Fig.4 Ceramic ignitor

转速传感器:开关磁阻传感器；磁性材料安装在压气机前螺母中，其安装角度尽量正对磁阻传感器，磁极相反，开关磁阻传感器和调理电路固定于压气机罩壳安装边上；当转子旋转时，作用于开关磁阻传感器上的磁场强度发生周期性变化，在磁场作用下其输出电压发生变化，经调理电路输出正弦电压信号，电压信号经过放大、比较整形，产生方波信号。转子每旋转一周，产生一个波形。实验表明，该转速测量装置性能较稳定可靠，结构简单，体积小巧重量轻，如图5。

Fig.5 Speed sensor

启动电机:启动电机部分包含强磁高速动力强劲直流电机,电机扭矩大，采用12V锂电池或蓄电池供电，空转转速16500rpm。

Fig.6 Oil supply system

Fig.7 Rotating speed spectrum

供油系统:主要包括齿轮泵系统（见图6）、控制盒、油滤、油管等。控制盒实质为旋钮控制内置电位器，通过改变电位电压控制齿轮泵运转转速；燃油由齿轮泵系统驱动，齿轮泵系统包含齿轮泵、电源与控制器。

2.2 试验测试流程

基本试验操作过程如下进行:

2.2.1 电机启动和丙烷点火

打开电机，电机带转发动机转子至2000rpm左右，打开点火器（进行预热），同时关闭启动电机。转速为1600rpm左右时，打开气阀，供入丙烷点火，再次打开电机，转速至3000rpm时供油点火，完成点火。

2.2.2 加速

点火成功后，待燃烧稳定，增大油门杆，加大转速。到15000rpm时，关闭气阀，并关闭丙烷气罐阀门。待电机自动脱离发动机时，关闭电机电源。至需要的转速，稳定油门杆，停止加速。

2.2.3 缓慢加大油门杆，至65000rpm左右稳定1分钟，然后慢推至80000rpm。

2.2.4 停车:快速减小油门杆，并关闭油阀。

Fig.8 Tertiary lobe ejector

Fig.9 Straight ejector

通过加热性能试验、长时间运转可靠性试验和引射试验得到以微型涡轮发动机作为原型的燃气发生器的加热性能、多状态下运转特性和可靠性，并探索该型燃气发生器采用两种引射器的引射效果。

加热性能试验通过在燃气发生器中测量了带直喷管的微型燃气发生器耗油量和排气温度与转速的对应关系。

长时间点火运转试验，为适应不同需求状态，试验按照预先设定的转速谱进行试验（如图7），进行4个小时的试车测试，了解该型燃气发生器多状态下长时间运转的可靠性，分四个不同的转速谱进行，验证该型燃气发生器的可靠性。

另外，试验尝试使用两种引射方案，一种为三级波瓣式引射器（如图8），另一种为直筒式引射器（如图9），使出口燃气获得一定的速度和燃烧火焰稳定性，保证燃气发生器产生的热流。

3 试验结果与分析

3.1 加热性能试验

试验过程中记录了微型涡喷发动机的转速、燃气出口温度、发动机进口静压和燃油消耗量；图10为转速（N）、涡轮前温度（T3*）、燃气出口温度（T9*）随时间的变化趋势:

从图10中可以看出，发动机在65000rpm左右的时候稳定了约1分钟，这个时候的燃气出口温度大概有620摄氏度，可以看出，在45000rpm到65000rpm发动机喷管出口燃气温度变化幅度并不大，保持在600-700摄氏度之间，作为燃气发生器，这是有利的条件。

Fig.10 The trends of N,T3＊and T9＊

通过试验实测，发动机在40000rpm至65000rpm时可以稳定工作，并基本呈线性输出热功率。发动机燃烧室燃烧效率高于90%，燃油燃烧率 （实际参与燃烧的燃油）约80%，传导到外界大气的热量约5%，燃油热值42MJ/kg。

在65000rpm时，燃油消耗率27.36kg/h，考虑各种效率，能够产生的热流为:

q=42×106×27.36×0.9×0.8×（1.0－0.05）＝786MJ／h

在40000rpm时，燃油消耗率14.18kg/h，考虑各种效率，能够产生的热流为:

q=42×106×14.18×0.9×0.8×（1.0－0.05）＝407MJ／h

可以得到以下结论:

微型发动机转速达到40000rpm时，理想状态下其加热能力能达到407MJ/h。最大设计状态65000rpm时，其加热能力能达到786MJ/h。

微型发动机转速在40000rpm至65000rpm之间，其加热能力可认为是线性变化。

3.2 长时间运转试验

试验按照正常试车方式进行，试验检测尾喷管出口燃气温度、转速和对应燃油消耗量。初次试车阶段，在第二个小时后期，出现转速波动，并且转速出现缓慢降低的现象，加大油门杆，转速恢复后依然出现转速缓慢降低的现象，分析发现，长时间工作小油滤被累积的杂质堵塞，导致供油减少，转速缓慢降低，试验中止。

第二次试验，事先将燃油进行了两次过滤，并将小油滤从油路中除去，从图11中可以看出，发动机起动过程时温度呈线性上升，稳定后温度下降，发动机排气温度在25000rpm时温度可达650摄氏度，并且看出在25000rpm-35000rpm温度保持比较稳定，在40000rpm以后温度随转速升高而线性下降，65000rpm时温度最低至550摄氏度。

3.3 燃气发生器引射试验

采用三级波瓣式引射器时，由于燃气发生器出口截面较小，装有波瓣引射器后有较明显的气流堵塞现象，导致发动机出口背压增大，温度升高，引射器二、三级引射效率低，并出现了二级波瓣局部烧红的现象。

采用直筒式引射器，试验持续18分钟（包括起动慢车阶段），窄缝外表面测点温度达到200摄氏度，可以起到增大出口流量作用，火焰较为稳定，该方案较为可靠，但是在混合均匀燃气和低温空气的作用上还有待提升。

Fig.11 The data mapping of operation reliability test

4 结论

本文通过对以MTE-C微型涡轮发动机为原型的燃气发生器地面试车试验研究，进行试验系统的搭建，进行了加热性能试验、长时间运转可靠性试验和引射试验，描述了试验中遇到的故障并分析了产生的原因，提出解决的方案:

4.1 经过性能试验和参数记录分析，以发动机转速40000rpm至65000rpm为连续工作状态，以65000rpm为最大连续工作状态，最大连续工作状态下，按实际加热情况分析，可至少产生541.9MJ/h的热流，按燃油热值计算，则可以达到786MJ/h热流，发动机来流的空气流量为0.475kg/s，喷管出口温度为620摄氏度。

4.2 发动机可按规定转速谱连续工作4小时以上，并且可以随时通过调节油门杆改变发动机转速，以满足不同加热工况需求。

4.3 通过两种引射方案，发现采用直筒式引射器，可以起到较好的引射作用，并应用于微型涡轮机作为引射设备。

［1］黄国平，梁德旺，温泉.微型涡喷发动机顶层设计研究[J].航空动力学报，2003，18(6):832-838.

［2］黄国平，梁德旺，何志强.大型飞机辅助动力装置与微型涡轮发动机技术特点对比[A]//大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会2007年学术年会论文集[C].2007.

［3］梁德旺，黄国平.厘米级微型涡轮喷气发动机主要研究进展[J].燃气涡轮实验与研究，2004,17(2):9-13.

［4］张强.微型发动机整机环境下的性能测试与分析[D].2009.

［5］N Chigier,T Gemci.A review of micro propulsion technology[R].AIAA,2003-670,2003.

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［7］Gerendas M,Pfister R.Development of a very small aeroengine [R].ASME,2000-GT-0536,2000.

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