小型航空二冲程活塞发动机建模及控制器在回路仿真研究

针对某小型航空二冲程发动机,采用机理建模和试验建模相结合的方法建立了该发动机的平均值数学模型,并在MATLAB/Simulink环境下对该模型进行了仿真研究,发现发动机转速、输出扭矩以及功率等外特性数据的仿真结果与实际的发动机台架试验数据基本吻合。在VC环境下编写仿真软件,通过调用MATLAB引擎实现了模型与控制器的对接,将原控制器和开发的快速原型控制器用发动机模型进行了硬件在回路仿真试验,并进行对比分析,结果表明,快速原型控制器和原发动机ECU喷油脉宽偏差不超过0.050ms。

航空活塞二冲程发动机排气结构对换气过程的影响研究

为了解决航空活塞二冲程发动机排气系统对发动机性能及换气效率的影响问题,基于GT-Power的一维流动仿真对比研究了航空活塞二冲程发动机直排、直排-渐扩和渐扩-渐缩三种形式排气系统谐振状态对发动机性能及换气效率的影响。结果表明,三种不同排气系统谐振状态对发动机换气效率的影响非常明显。相比直排管和直排-渐扩形式,采用渐扩-渐缩形式的发动机在高转速和中低转速均呈现出较好性能。合理的排气谐振通过提高背压达到提高捕获率及优化扫气效率的效果,进而影响发动机的油耗和性能。

航空二冲程活塞发动机分层扫气优化

针对二冲程活塞发动机常规扫气短路损失大、油耗高的问题,提出了一种分层扫气方案并进行了优化。以某发动机为研究对象,采用数值模拟方法建立了分层扫气模型,并对分层扫气过程进行了3维CFD仿真,其计算所需的边界条件通过发动机整体性能1维仿真获得,采用该模型研究了分层扫气发动机扫气机理,对不同容积扫气道进行了仿真,并对二冲程扫气过程的过量充气系数、扫气效率等参数进行对比。在仿真优化研究的基础上加工优化后的扫气道盖实物,并结合发动机巡飞工况状态开展发动机性能对比试验。结果表明:采用分层扫气过程的短路损失相比于常规扫气过程的减小42%,扫气道容积提高到1.3倍可使扫气效率提高2%,相比原型机测试数据,配置1.3倍扫气道容积的发动机在巡航转速范围内,燃油消耗率降低10%,但发动机功率略有降低。

二冲程航空活塞发动机增压匹配研究和优化

针对二冲程航空活塞发动机高空功率下降问题开展增压匹配的相关研究。建立二冲程非增压航空活塞发动机的一维仿真模型,并对仿真模型进行了实验验证;以校验后的非增压发动机模型为基础匹配了增压器,建立增压发动机模型。通过废气涡轮增压匹配进行不同海拔高度条件下的匹配计算;研究高空环境下二冲程增压发动机的工作情况,提出利用排气系统结构优化拓宽增压器的工作范围,利用废气旁通阀控制增压程度方法对增压系统进行优化。获得了在7000 m海拔高度能够实现76%功率恢复的增压型二冲程航空活塞发动机,满足某无人机平台飞行任务剖面对发动机的需求。

某型二冲程航空活塞发动机缸头热负荷研究

某型二冲程航空活塞发动机缸头的冷却形式为风冷,影响缸头热负荷的主要因素包括缸头外部冷却空气流速、缸头燃烧室内燃气温度。以某型二冲程航空活塞发动机缸头为对象,研究缸头在极限工况下的热负荷,分析缸头温度场分布特点,为缸头的散热片结构优化设计提供参考依据。以缸内燃气瞬时温度和缸内燃气瞬时传热系数为基础,利用经验公式计算了缸内燃气与缸头内壁的换热边界条件以及缸头外部与冷却空气的换热边界条件。利用有限元数值仿真分析软件对某型二冲程航空活塞发动机缸头热负荷进行了仿真计算,获得缸头的温度场分布。通过对发动机进行地面台架试验测取了缸头在该工况下的特征点温度,试验测量值与仿真值对比,可见仿真结果与试验的误差小于5%,满足工程需要。

小型航空活塞发动机二级增压方案的仿真分析

根据某小型航空活塞发动机功率恢复的需要,提出了两种不同的二级增压系统方案,即可调二级增压系统和带旁通阀的可调二级增压系统。研究结果表明,两种二级增压系统方案均能较大幅度提升发动机的运行高度;相比较,带旁通阀的可调二级增压系统在提升发动机性能方面具有更大的优越性。

航空二冲程煤油发动机数值仿真研究

在无人机燃用航空煤油燃料效能问题的研究中,以小型二冲程汽油发动机为动力装置的无人机燃用航空煤油燃料具有重要的军事意义。煤油在内燃机中的研究和应用相对较少,所以研究煤油发动机性能参数的变化规律及爆震特性,为煤油发动机的参数优化匹配提供依据。通过建立航空二冲程发动机工作循环数值模型及爆震模型,改变模型中的压缩比、空燃比、点火提前角及反映高空特性变化的进气压力和进气温度等参数,分析主要结构参数和调整参数对煤油发动机性能的影响情况。研究结果表明,在相同的条件下,二冲程发动机燃用航空煤油燃料时性能差别不大,爆震倾向加大。可为小型二冲程汽油发动机燃用航空煤油燃料时爆震特性的研究提供参考。

小型航空活塞发动机起飞工况冷却水道流场及冷却特性分析

发动机缸盖冷却的研究对于提高发动机工作可靠性和发动机综合性能具有重要的意义。根据某型小型航空活塞发动机研发的需要,利用CFX软件对发动机起飞工况下冷却水道流场及其冷却特性进行了仿真研究,分析了缸内极端高温时冷却水道和缸盖的安全区域,对不同海拔高度标准环境温度起飞工况下冷却水道流场及冷却特性进行了分析。研究结果表明,该型航空活塞发动机缸盖冷却水道的设计基本能够满足发动机的冷却要求,但缸盖冷却水道的结构还有进一步改进空间。

小型无人直升机活塞式电喷发动机冲速段的控制策略

针对小型无人直升机使用的活塞式电喷发动机的冲速段特性,给出了折线法的转速指令控制策略,并与常用的固定斜率转速指令增量的方法进行比较。通过开车试验数据分析,折线法能够有效地解决冲速段的富油和冲速问题,实现冲速段的转速控制,并且具备较强的鲁棒性。

重油航空活塞发动机燃油喷射技术

燃油喷射技术作为航空活塞发动机的关键技术之一,其结构形式及特性直接影响航空活塞发动机的整机性能,随着通用航空对发动机性能要求的不断提升,燃油喷射技术的发展也在不断延续。综述了当前各种重油航空活塞发动机采用的燃油供给系统,对其适用的经典机型进行了梳理,总结了各种燃油供给系统的优缺点。阐述了研究重油喷射技术采用的前沿理论、仿真计算及试验方法,分析了研究重油雾化过程存在的难点,给出了研究重油喷射技术的相关建议。提出了未来重油航空活塞发动机发展思路和关键技术,重点希望对重油航空活塞发动机的正向研制提供技术指导,推动中国通用航空的可持续发展。

二冲程重油发动机技术现状及发展方向

小型活塞式航空发动机是军用及民用低速轻型飞行器采用的主要动力装置。概述了燃油一体化背景下二冲程航空重油发动机的技术优势及应用前景,总结了国内外小型二冲程重油发动机所采取的技术方案及研究成果。针对国内研究现状中的薄弱环节提出我国未来二冲程航空重油发动机发展的方向,并对可能的创新型式及技术难点进行了分析说明。

小型无人直升机发动机控制系统设计

发动机转速控制是无人直升机飞行控制的基础,针对小型无人直升机使用的活塞式发动机,给出了一个发动机转速控制系统.通过对发动机输出功率特性、负载特性和动力学特性的分析,建立了发动机的数学模型.采用前馈与反馈的复合控制策略,并通过半物理实时仿真和发动机开车数据的验证,该控制系统具有较好的效果.

二冲程航空活塞发动机空燃比控制

以某型号二冲程航空活塞发动机为研究对象,通过建立一维、三维发动机模型、喷油器模型和空燃比控制模型,辨析进气量和喷油量的主要影响参数,基于递归神经网络进气量预测和喷油模型,在变工况下对二冲程发动机空燃比控制进行研究。在节气门开度变化的瞬态工况下,将空燃比控制的超调量控制在4.6%以内,能在变工况停止后较短的时间0.3 s内将缸内混合气恢复至当量比。在不同海拔工况的仿真研究下,随着海拔的增高,空燃比控制模型的超调量和回调时间适当减小并逐渐稳定。

航空活塞二冲程汽油机可变排气阀控制策略研究

采用可变排气阀结构设计可以改善某航空活塞二冲程汽油机在不同工况条件下的性能,然而,可变排气阀的开启策略对发动机动力性能和经济性能有很大影响。通过实验研究了排气阀的控制策略对汽油机性能的影响规律,提出了可变排气阀控制策略的优化途径,并通过仿真进行了验证。结果表明,优化后的控制策略可实现改善该汽油机性能的目标。

无人直升机发动机恒转速广义预测控制

采用基于受控自回归积分滑动平均值模型的广义预测控制和总距前馈补偿相结合的复合控制策略设计恒转速控制器,实现进入恒转速闭环控制模式发动机的恒转速控制。针对实际中的几种典型情况进行仿真,与传统PID控制进行对比,并做地面系留试验。离线仿真和地面系留试验结果表明,所设计的控制器鲁棒性强,能满足小型无人直升机对发动机的跟踪性、抗干扰性要求,保证直升机主旋翼在各种飞行状态下恒速运转,以获得最佳的气动效率。

基于隐式广义预测算法的无人直升机发动机恒转速控制

小型无人直升机要求按设定转速在各种功率状态下保持输出轴转速恒定。基于受控自回归积分滑动平均值模型的隐式广义预测控制和总距前馈补偿相结合的复合控制策略设计恒转速控制器,实现进入恒转速闭环控制模式发动机的恒转速控制。针对实际中的几种典型情况进行仿真,并做地面系留试验。离线仿真和地面系留试验结果表明,所设计的控制器鲁棒性强,能满足小型无人直升机对发动机的跟踪性、抗干扰性要求,保证直升机主旋翼在各种飞行状态下恒速运转以获得最佳的气动效率。

航空二冲程汽油发动机均值模型的试验与仿真

采用机理建模和试验建模相结合的方法建立了航空二冲程汽油发动机平均值模型.二冲程汽油机平均值模型主要分为3个动态子模块:燃油蒸发与油膜动态子模块、进气道与曲轴箱扫气子模块和动力输出子模块.建模中考虑了簧片阀的建模,同时考虑了扫气过程中的短路损失,进行了空燃比的计算.对发动机动力输出、转速和空燃比进行了Matlab/Simulink仿真,仿真结果和实验数据吻合,证明了该均值模型的正确性.

异步点火相位对二冲程发动机爆震燃烧的影响

为了了解异步点火相位对二冲程航空活塞发动机燃用煤油时的爆震影响问题,使用Fire软件建立了发动机燃烧室的计算模型,并通过试验验证了该模型,研究了异步点火相位对发动机缸内燃烧以及火焰面密度分布、爆震强度的影响等.结果表明:在转速为5000r/min、全负荷工况、混合气当量比为1.1、点火能量为35.64mJ条件下,当其中一个火花塞点火时刻固定在上止点前曲轴转角为29°,另一个火花塞相对其分别提前曲轴转角为1°,3°,5°时点火,随着双火花塞异步点火相位差的增大,缸内平均压力、放热率及累积放热量均呈现减小的趋势,两个火花塞附近的湍动能增大,火焰传播速度加快,火焰发展期缩短,爆震强度表征物的浓度逐步减小,二冲程煤油发动机爆震发生的倾向减小.

以产业金融助推中小型航空发动机产业集群培育发展

中小型航空发动机技术壁垒高、研发周期长、资金投入大、市场集中度高,国际上仅有少数几家整机生产企业拥有该市场的支配地位。我国已形成4个中小型航空发动机产业集群雏形,通过产业金融的创新服务将助推这些产业集群的培育发展。中小型航空发动机一般指5000kW级以下涡轴、涡桨、活塞式发动机及50kN级以下涡扇、涡喷发动机[1]。

小型无人机动力装置建模与仿真研究

针对小型无人机广泛使用的二冲程活塞式航空发动机螺旋桨动力装置,研究了发动机的速度、高度特性及定距螺旋桨的拉力系数、功率系数及效率随前进比变化等问题,建立了二冲程活塞式发动机螺旋桨动力装置模型。动力装置模型应用于无人机非线性飞行仿真平台中,进一步研究了无人机风门-高度、升降舵-速度保持/控制等问题,结果表明动力装置模型合理可行,满足小型无人机飞行控制仿真的要求。