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美国麻省理工学院(MIT) 微型发动机(涡喷)研究计划

归档日期:07-13       文本归类:火箭发动机      文章编辑:爱尚语录

  美国麻省理工学院(MIT) 微型发动机(涡喷)研究计划._幼儿读物_幼儿教育_教育专区。美国麻省理工学院(MIT) 微型发动机(涡喷)研究计划.

  第 3 期微型热机、燃气涡轮、火箭发动机一美国麻省理工学院(MIT 微型发动 机研究计划 47 图 265W 微涡轮 2.5 涡轮机与流体力学 高效、高速涡轮机是微热机的心脏。在非常小的尺度上采用与目前微加工工艺 局限性相兼容的方法研制高效微流体机械对流体力学提出了新的挑战。当长度尺寸 未小到非连续流体力学的范畴时,雷诺数比常规涡轮机中的小若干个数量级。目前 加工的难点就是要解决大量构造三维结构的方法。因此,微型涡轮机不能通过按比 例缩小常规涡轮机而实现。 微热机的这些约束为流体机械设计者提出了一些新的挑战。首先,高效燃气涡 轮每级所需的相对较高的压比意味着圆周马赫数必须在超声速范围之内。即使在如 此高的速度下,冷组件的雷诺数仅为千分之十,而热机涡轮的雷诺数仅为几千,在该工 况下流体是层流的,流体动能转化为静态压力是困难的。这种雷诺数低、马赫数高 的设计命题既无设计经验、经验数据又无合适的流体设计和分析工具可参考。第二 个挑战是目前微机械工艺还不具备加工非平面、类似“冲压”件的结构。因此,根壁 轮廓线和气流螺旋运动不能用于控制流体动能与静态压力的转化以及减小流体边界 层的分离。第三个挑战是使推进剂流动方向偏离加工面方向(如图 1 中的火焰稳定 器,从而不会造成压力损失和堵塞。通常用于完成该项功能的旋转叶片和轮廓线不 易微加工。微领域的一个特点是在宏观界公认的相对较高强度的材料可获得每单位 压升较高的圆周速度。因此,在这种情况下,与其它因素相比,对流体动能转化为静态 压力的要求就可降低。 该项研究计划要求设计和研制四台不同的涡轮机:压比为 4:1 的压缩机和“热”燃 气入口燃气涡轮机,“冷”入口涡轮发生器,压比为 2:1 的电动压缩机。四种设计方案 有一个共同的设计意图,就是采用叶片型面来控制通道面积分布状态,因此扩散速率 均在恒定的通道高度上。四种涡轮机组件设计均采用二维数字层叠码完成,并用三 维有限容积 N—s 方程解来评估其性能。设计结果为独特型面的叶片和可使流体高 速旋流的转子。数字分析预测:压缩机级间效率为 60~65%,“冷”涡轮在转子效率为 75%时产生的功率为 65W。在所有工况下,用三维法预测的效率损失均比用二维法 预测的大一倍,这一结果可与大尺寸涡轮机的相比较。压力损失与尺寸(雷诺数关系 如图 3 所示。数据计算结果表明:影响该涡轮机效率的主要因素并非是低雷诺数下 工作的固有物理过程造成的,而是由二维微加工产生的局限性造成的。总之,预测的 这些性能参数是令人鼓舞的,因为对一个可行的微热机来说,这些性能参数是充足 的。这些是首次设计的迭代结果,而且通过再次设计有可能实现性能更高的微热机 设计。 图 3 图 2 所示涡轮的压力损失(△ P 一 1/2p 扩 与雷诺数的函数关系 当模拟计算结果较好时,在热机中仅需考虑硬件试验结果。作为研究手段,研制 出了比微热机大 75 倍的涡轮机试验台。按比例放大的试验台允许使用常规金属制 仪器仪表进行快速测量。当保持圆周速度为常量,通过流量将压力缩小 75 倍来匹配 雷诺数和马赫数。设计的试验台适用于压缩机和涡轮试验。因为压缩机的气动设计 比涡轮 的困难,所以该试验台只进行压缩机试验。 万方数据 万方数据 万方数据 万方数据 万方数据 52 火箭推进 2004年第30卷 心。如果微热机的性能更加优越,那么它 们将会 十分有用。 微型双组元火箭发动机与目前装置相比,单 一晶片上的整个发 动机(包括燃烧室、泵和控制 器)每单元成本很低。对用户来讲,在该技术领 域 内双组元发动机在复杂性或成本方面仅比单组 元系统稍微复杂或稍高一些。加工 工艺一旦成熟, 采用半导体生产工艺控制缺陷的标准,则意味着 将会取得很高的 可靠性。另一个优点是微型发动 机的推重比很大。通过提高比冲和减小由单组元 压力开关供给变为双组元泵供给而带来的贮箱和 供给系统重量,减小了整个系统 的重量。因为发 动机重量和成本非常低,所以冗余发动机带来的 损失就非常小。 单台发动机可用于航天器姿态控制和轨道保 持。20~50台发动机阵列可用于 远地点起动,较 大阵列可用于非常小火箭的主推进,通过阵列中 的各种调节可提 供推力矢量控制,可以相信,许 多民用和军事用户能够认识到具有该量级推重 比、尺寸和成本的发动机。 5 4微型双组元火箭发动机 高速、高能量密度的微型 涡轮机也是微型液 体火箭发动机的技术基础。上述小尺寸涡轮机的 液体高压泵流 量为20~50∥s。将泵与再生冷却燃 烧室、喷管、阀、控制器以及管路相结 合就构成 了全“晶片火箭发动机”。 设计中的概念性二维发动机,当液氧和酒精 消 耗率为5∥s时,可产生15N推力。该发动机由 再生冷却燃烧室、喷管、泵、 控制器和管路组成。 与高性能微加工材料相结合的微机械技术能力和 局限性使得 设计非同寻常。发动机结构是与目前 加工工艺相兼容的二维柱状结构,这就要求 全部 喷管必须在平面内膨胀,所以除了推进剂泵效率 外喷管出口面积制约了晶片 发动机的功率。有一 些提高推力的方法,它们是:发动机层叠(用该 方法生产出 了0.55N/mm2推力的发动机叠层);在 晶片上仅安装泵、控制器以及燃 烧室并将一个或 更多的晶片安装在常规加工的大的喷管上;或仅 将泵和控制器安 装在晶片上并与传统燃烧室和喷 管相连接。 因为设计精细几乎达到了理论比冲, 所以在 如此小的尺寸量级上,燃烧室压力必须很高,达 到100~200at m。需要高的燃烧室压力有三个原 因。第一个原因是质量流与压力成线性正比关 系, 所以对给定尺寸的发动机,较高的压力意味着推 力较大。第二个原因是对于 再生冷却设计方案, 随着燃烧室压力升高质量流也增大,推进剂的冷 却效能将会 比室壁热负荷上升得快。该能量平衡 了为保持室壁冷却所需建立的最小燃烧室压 力, 对于硅材料燃烧室壁该压力大约为120atIn。振动 弛豫时间的建立需 要高室压,这是第三个需要高 室压的原因。如果喷管流在反应产物振动弛豫时 间 的量级,那么大部分内能不能用于推进而产生 低的比冲,因为在1atm下振动 弛豫时间与喷管流 时间一样,均为l郴量级,所以室压必须远远大 于1atm。 初步微型火箭发动机设计泵出口压力为 300atm,燃烧室压力为150at IIl。 结论 从设计、分析和实验可知,该微型热机是可 行的。对微型热机开展 研究代表了对所包含的所 有学科的一种挑战,所以该项目取得阶段性成果 是必然 的和令人鼓舞的。此外,制造MEMs基高 速旋转机械的能力也开辟了一个包括 热力机械在 内的新天地。MEMS基高能量密度概念性热机非 常具有吸引力而且 在物理上是可行的。在该领域 的知识投入是十分正确的。 参考文献: Bryze k J,Petersen K,McCulley W.Micromacllin es tlle March.mEE [1】 on Spec咖m,May Chen KS. 1994,pp.20-3 1. [2】 Spearing S M, Mic ro-Gas Turbine at Engine Material a11d S tmctures.Presented Cocoa Beach C0nfbre nce AdVaIlced aIld me 21st Annual Exposi tion Composites, Cer锄ics, Mat甜al Stmctu res,JaIluary 1997. 万 方数据 微型热机、烯气涡轮、火箭发动机--美国麻省理工学院(MIT 微型发动机研究 计划 作者: 作者单位: 刊名: 英文刊名: 年,卷(期: 被引用次数: 宁建华 中 国航天科技集团公司第六研究院十一所 火箭推进 JOURNAL OF ROCKET PROPULSION 2004,30(3 2 次 参考文献(2 条 1.Spearing S M;Chen K S Micro-Gas Turbine Engine Material and Structures.Presented at the 21st Annual Cocoa Beach Conference and Exposition on Composites, Advanced Ceramics 1997 2.Bryzek J;Petersen K;McCulley W Micromachines on the March[外文期刊] 1994 引证文献(2 条 1.谢展强 厘米级整体构件数控电解加工的技术研究[期刊论文]-科技创新导报 2008(33 2.李聪.方蜀州.张平 微型涡喷发动机燃烧室数值模拟[期刊论文]-推进技术 2008(5 本文链接:

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