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。５４微型双组元火箭发动机高速、高能量密度的微...
