微型涡喷发动机结构设计研究与制作

1、 毕 业 设 计(论文)题 目 微型涡喷发动机结构设计研究与制作院 系动力工程系专业班级热能与动力工程0801班学生姓名指导教师王庆五 二0一二年六月25微型涡喷发动机结构设计研究与制作摘要 微型涡喷发动机具有高能量密度和高推重比的优势，是满足先进低成本空中武器系统推动力需求的先进动力装置。开展微型涡轮发动机技术研究，对加速推进微型涡轮发动机的应用进程具有重要意义。 本文探讨了一种正在研制的推力为100 N，转速为10 rmin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，对这台发动机独有的结构特点进行了分析，如冷却润滑结构、电机布置、转子系统、结构稳定、燃烧室

2、；这些设计经验对于发展高推重比微型涡喷发动机具有参考价值。并介绍了某微型涡喷发动机的零部件制作过程以及工作原理，包括空气压缩机、扩压器、燃烧室、涡轮等。SolidWorks软件是世界上第一个基于Windows开发的三维CAD系统，功能强大，易学易用,是领先的、主流的三维CAD解决方案。能给制作加工带来很大的方便。 关键词：微型涡喷发动机；结构设计研究；制作过程；solidworksMICRO TURBOJET ENGINE STRUCTURE DESIGN RESEARCH AND PRODUCTIONAbstract Micro turbojet engine,with its merits

3、 in high power density and thrust-weight ratio,can be used as propul on system and satisfy the ruquirements of advanced micro vehicles at low payment. Development of micro turbine engine technique can contribute to the using process of micro turbine engine. The presented work is referred to the stru

4、ctural of a high power density micro-turbojet engine with a thrust of 100N and a rational speed 10r/min.First,the general overall tectonic characteristics of a micro engine are mentioned;Second,the particular structural design characteristics of this micro-turbojet engine are an-alyzed,such as cooli

5、ng and lubricating structure,motor arrangement,rotor system,structural stability,combustion chamber .The experiences in the design processes are valuable for the developing of a hing/weight ratio micro-turbojet engine.And intuoducted a micro-turbojet engine parts production process as well as works,

6、including air compressor, diffuser,combustor,turbine,etc.Solidworks software is the worlds first Windows-based development of three-dimensional CAD system.it is powerful and easy to use.It is a leading,mainstream 3D CAD solutions,It can give the production process a lot of convience.Keywords:micro-t

7、urbojet engine,structural design research,production process,solidworks目 录摘要IAbstractII第一章 绪论11.1选题背景及意义11.2国内外研究进展31.2.1微型发动机的研究现状31.2.2 部件设计技术的研究现状41.3 本文主要研究内容5第二章微型涡喷发动机结构设计研究62.1 总体构造特点62.2 冷却润滑结构特点62.2.1 冷却润滑系统72.2.2 中心冷却系统72.2.3 外围冷却系统82.3 电机布置82.4 转子系统82.5 结构稳定性92.6 燃烧室102.7 小结10第三章 涡喷发动机零件设

8、计原理及加工113.1 进气口113.2 压气机113.2.1 压气机制作及基本结构113.2.2 压气机的工作原理123.3 扩压器133.4 轴及轴套133.5 燃烧室143.5.1 燃烧室的制作过程143.5.2 对燃烧室的基本要求153.6 燃烧器153.7 涡轮153.7.1 涡轮的制作过程163.7.2 涡轮工作原理163.8 外壳163.9 后盖173.10 尾喷管173.11 小结18第四章 SolidWorks在微型涡喷发动机制作中的应用194.1 solidworks 简介194.2 solidworks 在制作过程中的应用194.2.1在机械工程图生产上的应用194.2.

9、2 在钣金零件设计上的应用20结 论22参考文献23致 谢25第一章 绪论1.1 选题背景及意义 微型涡轮发动机（MicroTurbine Engine，MTE）是推进动力/能源系统研究的新兴领域，具有尺寸小、重量轻、能量密度高、推重比大的优点。近年来，研究人员一般把直径为620厘米、推力51000N作为MTE的界限1。与常规航空涡轮发动机相比，微型涡轮发动机的推重比具有更大的发展空间，虽然其相关技术研究尚处于起步发展阶段，但目前已实现810的高推重比2。微型涡轮发动机具有广泛的应用前景，得到了国内外众多研究机构的高度重视和大力发展3，目前已有多个机型研制成功并投入实用。微型涡轮发动机的主要应

10、用领域有以下三个： （1）微小型飞行器推进动力。微型涡轮发动机可作为微小型无人机、巡航导弹及其它各类微型飞行器的动力装置，与该类飞行器常用动力装置如活塞式发动机、蓄电池等相比，微型涡轮发动机具有重量轻、功率大、能量密度高的优点，可以显著提高微型飞行器的航程、续航时间和载重量，大大提升飞行器的机动性，进一步拓展飞行器的应用领域范围。目前推力100-500N级别的微型涡轮发动机已经在微型无人机上得到了广泛的应用，如：美国Lockheed-Martin公司研制的LOCAAS低成本自主攻击系统（图1-1）重约45kg，采用美国Hamilton-Sundstrand公司直径112mm、推力250N的TJ

11、50发动机（图1-2），航程可达200km。与现役AGM-ll4“海尔法”导弹相比，LOCASS的长度缩短一半，射程增加23倍，大大提高了“动力低成本自主攻击系统”的火力圈外攻击能力，未来还可能装备到F-22战斗机和F-35联合攻击战斗机上，以满足这两种隐身飞机对内置弹药的需求4。瑞典萨伯公司研制的SHARC验证机，发动机采用荷兰AMT公司直径131mm、推力230N的Olympus微型发动机，安装在机体后部。SHARC起飞重量50千克，机长2.5米，翼展长2.1米，舱内可装大量传感器，也可装备武器系统，因此既可用于侦察和监视，又可用作无人战斗机（UCAV）。以MTE为核心还可以研制微型涡轮风

12、扇发动机、微型涡轮轴发动机、微型火箭涡轮发动机等适用于不同作战任务的军用飞行器。 图1-1 LOCAAS无人攻击/侦察机 图1-2 TJ50微型涡轮发动机 （2）发电装置。微型涡轮发动机可独立或与燃料电池结合，发展为高能量密度军民用电源系统（提供100W100KW的功率），具有功率密度高、热效率高、污染排放小的优点，可作为分布式能源系统（图1-3），应用于偏远山区，野外施工，应急抢险或医院、银行等对能源安全要求高的场所，缓解用电压力；可作为军用野战电源，为野战医院、移动雷达车、移动通信车、移动指挥所等提供电力供应，提高军队的野外生存能力。图1-4对比了不同动力装置的能量密度。如图可知，当前常规

13、电池技术在此图中是储能水平相对最低的，大约是150Wh/kg左右，即使是采用将来改进的LiMnO2电池系统，其存储能量的水平也只能到230Wh/kg左右，燃料电池和目前国外研究人员通过初期开发获得的微型燃气轮机系统的储能水平相当，约为800Wh/kg左右。但是燃料电池由于辅助系统重量限制，在小能量需求时储能密度大大降低，而微型燃气轮机系统的储能水平在这种情况下远高于燃料电池和常规电池系统4。基于微型涡轮发动机技术的发电装置，对实现我国的可持续化战略发展具有重要意义。 图1-3 Capstone C30微型燃气涡轮机 图1-4 微型涡轮发动机与电池系统能量密度对比（3）辅助动力装置。MTE主要部

14、件技术与APU技术具有一定的相似性，可作为核心动力单元拓展应用到飞机辅助动力装置中。当前用于150200座大型飞机的辅助动力装置与推力为400N左右的微型涡轮发动机具有相当的功率。两类动力系统主要部件的设计和制造技术都具有相似性，微型涡轮发动机的部件性能指标更高，而辅助动力装置通过略保守的设计来获得高可靠性、经济性和长寿命。针对目前我国缺乏APU研发经验但具备一定MTE技术的现状，基于已掌握的MTE技术为基础来开展APU研制可以加速推进辅助动力装置的研究进展1。另外，推重比大、噪音低的微型涡轮发动机用于诸如短程垂直起飞的发动机的辅助推进系统也比较有吸引力。 微型涡轮发动机具有广泛的军民用前景，

15、大力发展微型涡轮发动机技术能带来科技、经济、社会和国防等多方面效益。目前，微型涡轮发动机技术尚处于起步发展阶段，其总体及部件设计技术还有待进一步的发展和完善，针对微型涡轮发动机的特点，大力发展新结构、新设计方法，深入研究部件设计技术，可以进一步提升微型发动机的部件及整机性能，拓展其应用范围。同时，整机试验对MTE的研究具有重要意义5，能够真实地反映其工况，整机实验结果包含了部件间的相互影响与匹配，具有部件实验达不到的效果，发动机的研制和改进效果都必须要通过最后的整机实验来验证，它是确定改进方案效果的决定性步骤。1.2 国内外研究进展1.2.1微型发动机的研究现状 微型涡轮发动机在国外得到了高度

16、的重视，美国、英国、德国、日本、西班牙、澳大利亚、荷兰、丹麦等国多家公司正在进行研制，其中美国在此领域处于领先地位，并积极推动性能指标更先进的相关技术研究。综合分析国外现有的研究工作，微型涡轮发动机可按尺寸量级划分如下：1、推力1N以下的超微型涡轮发动机。麻省理工学院燃气涡轮试验室的微型涡轮发动机以硅为结构材料，直径约21mm，厚度约3.7mm，重1.5g，每小时消耗约20g燃料，转速1200krpm，产生约0.1N的推力或发出20W的功率6-7，如图1-5。2、直径5cm、推力10N以下的微型涡轮发动机。典型代表为美国斯坦福大学的快速成型试验室和亚利桑那州的M-DOTAerospace公司正

17、在合作研制的微型涡轮发动机。发动机长76mm，外径41mm，重85g，推力大约5N。2000年的转动测试中转速达到了456krpm，该研究组的目标是转速达到1000krpm8-9，如图1-6。3、直径520cm、推力30500N的微型涡轮发动机。该类发动机尺寸和推力较大，技术最为成熟，目前国外已有些大学和公司研制出了产品，应用于微小型无人靶机、侦察机、高级航模飞机和微型巡航导弹中。 1-5 麻省理工学院的MTE 图1-6 斯坦福大学的MTE国内对微型涡轮发动机的研究起步相对较晚，但“十五”以来有关研究单位、国家主管机构及国防、电力等应用部门都正在加强对微型涡轮发动机研究的关注和支持。中科院工程

18、热物理研究所、西安交通大学等单位从民用分布式能源系统的需要出发，目前正对作为分布式电源核心的微型燃气轮机开展研究工作。中国一航燃气涡轮研究院近年来也非常重视微型、超微型涡轮发动机技术研究。北京航空航天大学进行了直径13.5厘米、推力100N的微型涡轮发动机主要部件设计和研究，并开展了微型单叶轮涡扇发动机总体研究10-11。中航二集团370厂近年来也倾向发展微型涡轮发动机技术，在制造工艺等方面积累了一定的经验。南京航空航天大学在微型发动机方面开展了深入的研究，目前已发展出直径分别为6cm、11cm、12cm和16cm的4款微发样机，并开展了大量的试验研究工作。综合分析，由于设计技术、加工工艺等各

19、方面的原因，国内对微型涡轮发动机的研究以第三类为主，目前的研究状况已接近国外先进水平。1.2.2 部件设计技术的研究现状微型涡轮发动机受当前材料和加工工艺限制，只能采用单转子单级叶轮结构。为了使发动机具有更好的经济性，微型发动机均采用单级离心压气机，为了实现更高的压比，压气机转子直径占发动机径向尺寸的比例越来越大，扩压器流路长度变短，增加了扩压器设计难度。 目前的微型涡轮发动机中，通常采用单级叶片式扩压器（图1-7），叶片式扩压器由径向叶片扩压段、无叶转弯段、轴向扩压整流段三个部分组成。由于气流先在径向叶片扩压段内以较大的程度扩压，流出径向叶片段后在无叶转弯段内掺混并实现气流的轴向转折，最后在

20、轴向扩压整流段内完成气流的大角度转折，因此叶片式扩压器内的流动相当复杂，具有很强的非定常性和较大的流动损失。尺寸微型化将使得扩压器内流动损失增大：微型扩压器流道尺度的减小，会降低雷诺数，使得扩压器内黏性作用加强；在微型发动机中，压气机的最大直径和长度受到了严格的限制，同时高压比、高效率的需要使得叶轮需要更大的直径，从而导致微型发动机扩压器的流路很短，流道曲率大，通道扩张程度大，流动的逆压力梯度大；微型扩压器流道面容比大，边界层占过流截面的比例大，摩擦损失将随着尺寸的减小而增大；随着尺度的减小，零部件的加工精度将显著降低，加工误差引起的流动损失会逐渐增加12。 为了降低扩压器内的流动损失，提高发

21、动机性能，南京航空航天大学微发研究所提出了保形通道式扩压器这一新型设计理念，采用整体式叶片完成气体的整流、转向和扩压过程，降低扩压器内的流动损失13。该技术已成功运用到MTEA和MTEB原理样机的改型设计中，两个改型扩压器的总压恢复系数接近甚至超过0.914-15，MTEA原理样机进行了整机试验验证，结果表明换装保形通道式扩压器后，发动机推力提高11，耗油率下降916。 图1-7 叶片式扩压器实物 图1-8 保形通道式扩压器实物向心涡轮用导向器一般可分为无叶导向器和叶片导向器两种。无叶导向器流程长，损失大，但是结构简单，流量范围较宽，其涡轮变工况性能的改善能使发动机的扭矩特性得到改善，故基本使

22、用在落压比较小，效率要求不高的车用增压器上。而国内外各不同尺度量级的微型涡轮发动机中大都采用叶片式导向器与向心涡轮匹配。目前国内外对于向心涡轮地研究主要集中在对叶轮或者涡轮整级性能和设计方法等的研究，专门对导向装置的研究为数甚少。1.3 本文主要研究内容本文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，分别分析了它的冷却润滑、电机布置、结构稳定、燃烧室等特点。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品。此外，还介绍了本次毕业设计的工作重点：涡喷发动机的零件制作过程及其工作原理，重点介绍压

23、气机、燃烧室及涡轮的工作原理。最后简单地介绍了solidworks在微型涡喷发动机制作过程中的运用。第二章 微型涡喷发动机结构设计研究 本章主要介绍微型涡喷发动机的结构特点，分析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，主要分析它的冷却润滑系统、电机布置、转子系统、结构稳定性以及燃烧室。2.1 总体构造特点微型涡喷发动机要求结构简单、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、润滑油系统和起动系统。例如采用油雾润滑、油脂润滑，取消润滑油；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

24、电机等。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上17。这可以通过增大旋转速度、减 表2-1微型涡喷发动机总设计参数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：增大旋转速度会增大转子系统的离心力；减小体积将增大制造难度；增加涡轮进口温度会使涡轮工作环境恶化。这给设计带来了很大的难度。线速度越大，增压比越高，循环效率也就越高。线速度，在线速度不变的情况下，半径越小就意味着转速的增加。而惯性离心加速度，离心力以转速的平方成正比地增加。如果转速提高10倍，离心力就增加100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

25、，而且推重比按23次方定律提高因此，随着尺寸缩小，重量下降得比推力快18。所以减小发动机的尺寸是设计者在维持发动机功率不变的前提下一直追求的目标。图2-1 总体结构2.2 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2-1、总设计参数如表2-1所示。该发动机在结构上最大的特点体现在简易离心盘的运用上。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。以下几个部分分析了这些结构设计的特点，它们正在北京航空航天大学进行试验。2.2.1 冷却润滑系统 图2-2为轴承到甩油盘部分示图，这部分能够起到冷却、润滑的作用。燃油从孔A 进到

26、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做成具有一定的倾斜角。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2-2 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简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，

27、进入甩油盘内部的油会进入燃烧室而不会从轴向间隙渗出。2.2.2 中心冷却系统图2-3 前螺母因为轴是空心的，既可以提供气流通道用于冷却涡轮，同时也减轻了发动机的重量。为了加强冷却，在轴前套的前螺母上开两个斜向上的小孔A，如图2-3这两个孔的出口通向前螺母的退刀槽。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。2.2.3 外围冷却系统 在保证功率不变的情况下，为了增大通过甩油盘小孔中的气流，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2

28、-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旋转的轴承向后进行冷却。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 图2-4 涡轮支撑环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19。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2-4)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

29、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 。虽然处于燃烧室出口，但是静子内部有通气孔A，其中的气流提供了静子冷却、火焰筒内壁冷却和主燃区进气功能。 2.3 电机布置电机的布置是一个新的特点。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。设计时将轴做成空心轴，从前螺母进来的空气经过轴心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。2.4 转子系统 图2-5 转子系统转子系统包括压气机叶轮、涡轮、转轴

30、、支撑及前后锁紧螺母等。 其设计过程包括零件设计和部件设计: 压气机叶轮叶型及轮盘外形设计和涡轮叶型设计；叶轮、涡轮、转轴的强度设计；转子组合件( 除轴承) 全速动平衡；系统稳定性设计等。图2-5为发动机转子系统结构, 其中轴承采用微型涡喷发动机广泛采用的混合陶瓷轴承( 滚珠为陶瓷材料Si3N4 ) 。航空发动机转子系统设计一般还包括以下几方面:确定临界转速。对高于最大工作转速和低于慢车转速的有害共振状态,转速裕度至少是20%。当设计工作转速不变时,通过改变转子或支撑的结构刚度达到调整临界转速的目的。校核承力件结构强度。主要校核压气机叶轮和涡轮在热负荷和机械负荷联合作用下,能否满足强度要求。是

31、影响整机可靠性和寿命的重要因素。转子系统工作稳定性考核。这是影响整机可靠性的关键因素,主要包括两方面内容:一方面是由不平衡质量引起的强迫振动响应,即稳态响应或频率响应,主要评价转子在工况转速下强迫振动水平,影响因素主要为剩余不平衡质量和振动控制水平；另一方面是系统对瞬态冲击的响应,即瞬态响应,包括转子质量丢失、瞬态碰磨力、飞行来流扭矩等。主要评价转子在随机瞬态力作用下抗失稳能力,可以通过涡动控制措施得到提高。转子失稳的主要表现是轴心轨迹发散,转定子碰磨等。转子支撑(主要是轴承)的失效形式。轴承不仅影响转子系统动力学特性,也是整机中最容易失效的零件之一。因此,有必要考察轴承的失效形式和原因,进而

32、提出有效预防措施,提高整机使用寿命。2.5 结构稳定性微型涡喷发动机转子常工作在超临界区, 转子属于柔性转子, 试车前需进行全转速动平衡, 以获得高转速下最小的剩余不平衡量。 在确定了转子工作转速与固有频率的位置关系后可进行转子结构稳定性考核: 包括稳态特性和瞬态特性两方面。 前者考察不平衡质量响应, 反映结构在没有外界影响下的动力特性；后者考察瞬态冲击响应, 反映结构抵抗突变因素影响, 维持稳定工作状态的能力。 为控制转子振动, 采用增加系统阻尼的办法减振。在不改变现有发动机结构的前提下, 利用自由安装式干摩擦片技术对振动能量进行耗散, 达到减振的目的。 图2-6是带有减振结构的转子系统示意

33、图。利用轴向间隙调整垫片的空间, 在轴套和压气机端轴承间布置若干干摩擦垫片和弹垫。工作原理为: 通过轴向预紧力使弹性垫圈产生初始变形, 弹性回复力即为 图2-6 转子减振结构产生摩擦力所需的正压力。 转子涡动过大时带动摩擦片和弹垫做横向位移, 此时各摩擦片间产生相对运动, 从而产生摩擦阻尼效果耗散振动能量。 2.6 燃烧室燃烧室主要包括供油管路和火焰筒两部分。设计目标为: 供油管路保证供油连续、燃油雾化良好、燃油空间分配均匀等；火焰筒要保证气流分布合理, 以利于点火范围宽广和组织较为有序的燃烧。同时, 两者还要满足高温环境下疲劳寿命周期内的工作可靠性。航空涡轮发动机的燃烧室按供油方式通常可主要

34、分为三类,即压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式。根据发动机的结构和性能特点、未来的用途及对燃烧室的主要性能要求,所设计的燃烧室采用蒸发管环形的结构方案比较合适,其理由是:1)结构简单,火焰筒长度短,供油压力较低。这对减轻发动机的重量,提高其推重比,降低制造成本十分有利；2)燃烧效率高,火焰清洁,不易积碳和冒烟,对火焰筒壁面的辐射热量少。当然,蒸发管环形燃烧室也存在着一些缺陷,如火焰稳定范围窄、燃油控制反应慢、设计和调试困难以及管壁有过热、烧蚀的危险。但因为无人飞行器的飞行包线范围一般较小,飞行状态相对单一,因此燃烧室的稳定边界范围可以适当降低。目前,蒸发管环形燃烧室的使用可靠性已不存在问题,因为

35、在大小航空涡轮发动机上已有许多设计成功的先例。2.7 小结本次介绍的微型涡喷结构具有以下几大优点， 冷却润滑结构简单、高效； 尾喷管布置电机使得结构更加紧凑； 干摩擦片的运用使结构更加稳定； 燃烧室的设计使燃烧更高效。 第三章 涡喷发动机零件设计原理及加工 这一章主要介绍微型涡喷发动机零件的制作过程及工作原理（或作用）。主要的零件包括微型涡喷发动机前部的进气口、压气机、扩压器；中部的轴及轴套、燃烧室、燃烧器；后部的涡轮、后盖以及尾喷管。3.1 进气口 进气口的材质是铝，用直径为110mm的铝棒在数控机床上加工而成。如图3-1所示，进气口流道为收扩张型流道，它的作用是引导外界空气进入压气机。对它

36、的要求是尽可能地减小气流经过时的压力损失，并使气流在进气道出口处有尽可能的均匀气体流场，对它的最基本要求是发动机在任何工作状况下，进气道都以最小的压力损失满足发动机对空气流量的需求。 图3-1 进气口3.2 压气机3.2.1 压气机制作及基本结构由于压气机结构复杂，在普通机床上无法加工，因此买了一个相同型号的压气机，在本次制作的发动机中用的是离心式压气机（如图3-2）。气体沿着和轴线垂直的半径方向流动。其特点是空气流量小，效率较低，但单级压比高。在叶轮的前一部分称为导风轮，叶片向着旋转方向前弯，以迎合来流的相对速度。空气从进气道流入转动的工作轮 后，沿着工作轮叶片构成的通道流动。 图3-2 压

37、气机这时，空气在离心力的作用下被压缩，压力增加，流速也明显提高。随后，空气进入扩压器，扩压器将空气的动能转变为压力能，进一步提高空气的压力。在单独的压气机或扩压器中，压缩后的空气经过蜗壳排出；在发动机中，这直接经排气管排入燃烧室。通常，为了保证在工作轮的进口获得均匀的流场，常将进气道做成收敛形。因此，气流通过进气道后，流速略有增加，静压与静温略有下降。工作轮为半开式，一侧与轮盘相连，另一侧是敞开的，它的流动损失比闭式叶轮大，但是强度与刚性好，制造也相对简单。采用后弯式叶片，使出口流场比较均匀，可以改善扩压器的进口条件。3.2.2 压气机的工作原理 （1）速度三角形在工作轮进口处，以半径为r的圆

38、柱面切割工作轮，展开成平面叶栅，如图所示。工作叶轮进口的气流绝对速度是,并有预旋，相对速度是，叶片的进气部分按照的方向弯曲，弯曲以后的进气部分称为导向轮。图中还有工作轮出口处的气流速度三角形。其中为工作轮出口的圆周速度，相对速度的方向以相对速度和圆周速度反方向的夹角表示。 图3-3 速度三角形（2） 滑差系数 气流在进入叶轮通道之前，绝对涡度为零。当气流通过旋转的叶片通道时，由于气体的惯性作用，气流仍力图保持绝对涡度为零，因而形成与叶轮旋转方向相反的相对旋转运动，称为轴向涡。 滑差系数是表示通道内轴向涡强度的参数。滑差系数的定义式：当工作轮的数目是无限多时，工作轮内的气流被分成无限薄的流束，这

39、时气流的运动与叶片形状保持一致，因而出口相对速度的方向就与叶片的出口安装角一致，对应的速度加上注角t。实际的叶轮通道是由有限的叶片构成的，由于轴向涡的附加速度，使出口相对速度的周向分速由增加到，而出口绝对速度的周向分量由减小到。未加t者表示实际流速。（3）加功量叶片对一千克气体做的功即加功量，在叶片数Z=时，为 （3-1）式中注角m表示进口平均半径处的参数。在叶片数为有限时，为 （3-2）若，则 （3-3）这说明，轴向涡使工作轮的做功能力降低。3.3 扩压器 扩压器是由直径为110mm的铝棒加工而成，根据图纸尺寸在数控机床上做成。扩压器的作用是将流出叶轮的空气动能转化成静压力。由于扩压器的尺寸

40、通常严格受限，扩压器又要有很大的扩压度，因此，工作条件很差。当正压力梯度很大时，常造成边界层从壁面分离，严重时，气体仍保留着很高的流速，而达不到提高静压的目的。扩压器的扩张度一般以当量扩张角衡量，它是指与扩压器具有相同进出口面积和长度的圆锥的锥角。当量扩张角一般小于12°，通常是810°。扩压器分为无叶扩压器和叶片扩压器。无叶扩压器是指工作轮外缘与叶片扩压器之间的 图3-5 扩压器径向环形空间。气体在这环形空间内，除去与机壳壁面的摩擦外，没有外力矩传入。叶片扩压器由一圈叶片组成若干个径向的扩张通道，由于叶片迫使气流按叶片方向流动，故不同于无叶扩压器。在同样的扩压度下，叶片扩

41、压器的尺寸比无叶扩压器小，由于气流在叶片扩压器内的流动轨迹较短，因此损失减小，效率较高，在设计工况下，一般可比无叶扩压器的效率高3%5%20。3.4 轴及轴套轴是高速旋转的部件，它的作用是连接旋转部件并传递力矩。涡喷发动动机运行时，要同时承受高温和很大的力矩，所以选用不锈钢棒做原材料。它材质硬，加工起来比较费劲，而且相对较长，在车床上加工时容易晃动，这给加工带来不少难度。加工时首先用车刀将整个钢棒车为与轴最大直径处相同的尺寸；在根据各段的尺寸要求分别车出对应的形状。由于与轴承连接处有特殊的要求，需要根据粗糙度及配合公差用相应精度的磨具磨成；轴两端的螺纹为左旋螺纹，攻丝时选用左旋攻丝。轴套的原材

42、料是直径为40mm的铝棒，用数控机床加工。铝材相对质软，加工起来比较容易。它的作用保护轴和安装轴承，使轴在高温条件下仍能正常运转。 图3-6 轴与轴套 3.5 燃烧室 燃烧室位于压气机与涡轮之间，是涡喷的三大部件之一。它将扩压器增压后的空气与燃料混合燃烧，把燃料的化学能转化为燃气的热能，使工质的焓值升高，在涡轮中膨胀做功的能力增大。燃烧室的工作情况对涡喷发动机的性能有重要的影响。3.5.1 燃烧室的制作过程 燃烧室的内壁是由0.5mm厚的不锈钢板做成。先用线切割将不锈钢板切为内壁展开的矩形钢块，用纸铺盖在钢块上划出需要打孔的位置；再用钉子在上面对应的孔位置钉个小印，以方便钻孔；这两步完成后，将

43、钢块放到摇臂式钻床上进行钻孔；钻孔完成后将矩形钢块卷为圆桶形，并用点焊机使其牢固连接。燃烧室外壁是用直径为100mm、厚度为0.5mm的不锈钢杯制成。首先用线切割使其达到所需的高度；其余步骤和燃烧室 图3-7 燃烧室内壁加工过程一样。上图的右图是燃烧器保护套，用不锈钢管做成。其作用是提供燃烧器冷却气通道，以使燃烧器不被烧坏。除此之外还能固定燃料供应管（如图3-7）。3.5.2 对燃烧室的基本要求 （1）燃烧效率高。由于存在着化学和物理的不完全燃烧损失以及对外散热损失，燃料蕴含的热能不能完全用来加热空气。常用燃烧效率来衡量燃烧完全程度和散热的大小： （3-4）式中，为燃料实际用于加热工质的热量，

44、为燃料完全燃烧时释放的热量。 （2）点火可靠，燃烧稳定。点火可靠是使涡喷发动机迅速启动的必要条件。影响点火可靠的因素主要是燃料和空气的比例。点火以后不发生熄火及火焰脉动现象的稳定燃烧，是保证涡喷发动机可靠工作的关键。（3）压力损失小。燃烧室中的压力损失包括热流和热阻引起的压损，它使涡轮进气口总压下降，减小了涡轮发出的功率，增大了燃料消耗量，因此应力求降低。（4）出口温度场符合要求。火焰要短，不能烧到涡轮中。（5）燃烧热强度高。燃烧热强度是单位容积的燃烧空间，在单位时间内，折合到单位压力下，能够释放出来的热量。它是一个燃烧室尺寸是否紧凑的指标。其值高，就说明燃烧室尺寸小，重量轻。它主要与燃烧室的

45、结构形式、寿命要求、燃料种类等因素有关。（6）排气污染小。为了保护环境，必须严格控制燃烧室排气中的污染物。（7）寿命适当，便宜维修。燃烧室工作条件恶劣，常出现过热、变形、开裂掉块等致命故障。影响燃烧室寿命的主要因素是火焰管壁温，所以应该合理选择材料，优化空气冷却条件，防止严重积炭，是火焰壁温不超过该金属材料长期工作的允许限度。（8）燃烧室的结构要求便于使用孔探仪作日常维护检修，也要便于更换易损零件。3.6 燃烧器 因为铜比较容易加工，所以燃烧器选择用铜管制成（如图3-8）。燃料母管的外径为4mm，截取所需长度后，用虎钳将两端夹紧使其密封，在上面相隔相同距离取6个点，在选取的6个点上先用锉子挫出

46、一个小口，再用2mm的钻头钻出小孔。供油管是外径为2mm的铜管，安到燃料母管上之前，先用锉子挫出利于燃料流动的接口，最后用高温胶将他们之间的接口处密封并使其固定。燃烧器的作用是向燃烧室提供稳定适量的燃料。 图3-8 燃烧器 3.7 涡轮 3.7.1 涡轮的制作过程 导气部分元件全部是用线切割切成相应大小的钢片，内环和外环的材料是0.5mm厚的钢板，喷嘴叶片是2mm厚的钢板，再用点焊机使其连接牢固。安装静叶前先在内环和外环上磨出装配孔。由于加工工艺的限制，无法加工动叶叶片，先用铣床加工相应的尺寸；再用线切割切出19块相同大小的叶片；最后用钳子把叶片加工成实际工作叶轮的形状。3.7.2 涡轮工作原

47、理 在涡轮级里，工质的热能和压力能转变为轴上的机械工，这一能量转换过程是在静止的喷嘴和旋转的动叶中完成的。喷嘴和有动叶的工作轮是组成涡轮级的两个主要元件，一列静叶和一列动叶组成一个最基本的单元，称为“级”。如果整台涡轮只有一级，称之为单级涡轮，本次制作的就是单元级。假如包括几个级的话，称之为多级涡轮。工质在喷嘴中膨胀，把热能转变为动能，这时燃气的温度和压力都降低。然后，工质图3-9 涡轮以很高的速度流向动叶，然后在动叶的流道中顺着流道的形状逐渐改变其流动方向。气流转向的原因是叶片有一个力作用于气流，于是气流也必然有一个力相应的作用在动叶上。这个力在径向的分力就推动着工作轮不断地旋转并发出机械功

48、，轴向的分力就是涡喷的推力。这就是工质的热能转换成轴上机械功的过程。气体作加速运动时，相应的损失较小1。因此在设计中往往使得气流在动叶的流道中同样也有一定的加速度，即让燃气在动叶流道中继续膨胀，使之加速。这样一股加速气流自工作轮动叶片出口喷出，给动叶一个反作用力，增加推力。所以燃气在动叶中加速，不仅可以改善流动状态，同时也能获得推力。3.8 外壳外壳是用直径为110mm，壁厚为0.5mm的不锈钢杯做成（如图3-10）。加工时先用线切割切去杯口的圆角，由于杯子的高度达不到要求，需要用另一个相同的钢杯切一段补上，用点焊机使其接稳，有缝的地方用耐高温胶粘上，使其密封。外壳的作用主要是密封和支撑涡喷发

49、动机内部元件，并提供合理的气体流道。 图3-10 外壳3.9 后盖 后盖的原材料是直径为110mm的铝棒，用数控机床加工而成（如图3-11）。它的作用有两个：一是密封，使外壳内侧的气体不能流出；二是连接排气缸固定圈和涡喷发动机外壳，使其成为一个整体。 图3-11 后盖3.10 尾喷管尾喷管内圈由厚度为0.5mm的不锈钢板制成（如图3-12），首先用线切割将钢板切为图 3-12 尾喷管图3-12中的左图形状，然后将其弯折为圆锥形尾喷管内圈，类似于扇形片的两条边用点焊机连接，这样就完成了尾喷管内圈的制作。图3-12的中间图为尾喷管外圈展开视图，它也是用0.5mm厚的不锈钢板线切割而成，将两边卷起并

50、用点焊机固定，再调整使其横截面为圆形，这就得到了尾喷外圈。尾喷管内圈与外圈之间用不锈钢片连接，成型后就得到了最右图所示的零件。尾喷管有排气和增加涡喷发动机推力的作用，它的横截面积逐渐缩小，气体在其内部流动的过程中压力减小，速度增加，排气以很高速度离开尾喷管。根据动量守恒定律，气体流出排气缸时会给涡喷发动机一个反作用力，从而增加了涡喷发动机的推力。 3.11 小结压气机、燃烧室和涡轮是涡喷发动机的三大部件。压气机耗的功率占整个发动机功率的很大份额，设计时需要多加考虑压气机的效率；设计燃烧室时要充分考虑对燃烧室的基本要求；涡轮是将燃气热能转化为机械能的部件，设计时应该使动叶具有一定的反动度。第四章

51、 SolidWorks在微型涡喷发动机制作中的应用4.1 solidworks 简介 SolidWorks软件是世界上第一个基于Windows开发的三维CAD系统, Solidworks软件功能强大，组件繁多。 Solidworks 功能强大、易学易用和技术创新是SolidWorks 的三大特点，使得SolidWorks 成为领先的、主流的三维CAD解决方案。SolidWorks 能够提供不同的设计方案、减少设计过程中的错误以及提高产品质量。SolidWorks 不仅提供如此强大的功能，同时对每个工程师和设计者来说，操作简单方便、易学易用。对于熟悉微软的Windows系统的用户，基本上就可以用

52、SolidWorks 来搞设计了。SolidWorks独有的拖拽功能使用户在比较短的时间内完成大型装配设计。SolidWorks资源管理器是同Windows资源管理器一样的CAD文件管理器，用它可以方便地管理CAD文件。使用SolidWorks ，用户能在比较短的时间内完成更多的工作，能够更快地将高质量的产品投放市场。 在目前市场上所见到的三维CAD解决方案中，SolidWorks是设计过程比较简便而方便的软件之一。美国著名咨询公司Daratech所评论：“在基于Windows平台的三维CAD软件中，SolidWorks是最著名的品牌，是市场快速增长的领导者。在强大的设计功能和易学易用的操作（

53、包括Windows风格的拖/放、点/击、剪切/粘贴）协同下，使用SolidWorks ，整个产品设计是可百分之百可编辑的，零件设计、装配和工程图之间是完全相关的。4.2 solidworks 在制作过程中的应用 SolidWorks采用基于特征的三维参数化建模。所谓参数化建模是指使用参数快速构造和修改几何模型的造型方法。这也是与二维CAD软件的根本区别。二维CAD虽然也可以通过计算机绘制工程图样来描述零件的几何形状、尺寸、公差和技术条件，但由于缺乏完整的实体模型，工程图上的视图仍然由人工判断，特别是复杂零件，因此有可能造成输出的工程图不能反映真实实体结构。同时，很多二维CAD软件不具备参数化功能，尺寸的修改不能做到实时驱动，造成标注尺寸与绘制实际尺寸脱节，不利于设计和装配检验。4.2.1在机械工程图生产上的应用 SolidWorks完全能生成符合国标的工程图，这一点对