一种航空涡轮增压内燃机.pdf

本发明涉及一种航空涡轮增压内燃机，属于发动机技术领域。本发明航空涡轮增压内燃机基于ROTAX914F发动机本体(简称原机)进行改进，保持原机基本结构形式和最大功率不变，通过与涡轮增压器、涡轮增压控制器以及中冷器的优化匹配，提高了发动机本体的高空功率，从而使得涡轮增压内燃机整体能够适应高空长航时无人机的高空飞行任务。

1.  一种航空涡轮增压内燃机，其特征在于，包括发动机本体、 涡轮增压器、中冷器和涡轮增压控制器。
所述涡轮增压器用于对待进入发动机本体的空气进行压缩，并将 压缩后的空气传送至中冷器；还用于利用自于发动机本体的废气进行 做功；
所述中冷器用于对来自涡轮增压器的空气进行冷却后，传送给发 动机本体；
所述发动机本体用于对来自中冷器的空气进行处理，形成油气混 合物燃烧后，推动活塞做功，并将气缸内燃烧后产生的废气通过排气 管路排出发送给涡轮增压器；
所述涡轮增压控制器用于调节涡轮增压器的工作状态，得到预期 的发动机空气盒压力，从而得到所需的发动机功率。

2.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，所 述发动机本体为ROTAX914F。

3.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，所 述内燃机还包括空滤器，用于对外界空气进行过滤后发送给涡轮增压 器。

4.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，所 述内燃机还包括消音器，用于将发动机本体排出的废气经过涡轮增压 器后排到空气中，并在工作过程中实现消音功能。

5.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，所 述发动机本体与涡轮增压器满足以下匹配目标：通过内燃机仿真软件 建立发动机本体匹配涡轮增压器的数学仿真模型，调整涡轮增压器与 发动机本体的匹配工作性能，使得驱动涡轮增压器中的涡轮所需要的 能量与发动机本体排气可提供的能量相平衡，且涡轮增压器中的压气 机流量特性与各工况下发动机本体所需的流量相一致。

6.  如权利要求5所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，通 过以下结构设计达到发动机本体匹配涡轮增压器的目的：所述涡轮增 压器的压气机设计为弯掠叶型，且对压气机的机匣做抽吸环槽处理， 使得泄漏涡被抽吸环槽吸取走，泄漏流动的通道被阻断，其泄漏涡涡 线在抽吸环槽处消失，从而实现发动机本体在小流量工况下扩稳。

7.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，通过 以下结构设计实现中冷器与发动机本体的匹配设计：所述中冷器包括 封头体(1)和芯体(3)，所述封头体(1)焊接在芯体(3)上，用 于对热流进行导流；所述芯体(3)由多组冷边翅片、多组热边翅片、 多个隔板、两个侧板，多个冷边封条，以及多个热边封条组成；所述 冷边翅片和热边翅片均为三角形平直翅片，且冷边翅片与热边翅片交 叉放置实现叉流换热，相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设 置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设 置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面，每个冷边翅 片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复单元称为一节，每一节的 纵截面为三角形；在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热边、冷 边翅片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头体(1)材料 为5A06的条件下，计算芯体(3)，热边、冷边翅片，隔板，热边、 冷边封条以及侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率达 到≥0.51，热边阻力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。

8.  如权利要求1所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，通 过以下方式实现涡轮增压控制器与发动机本体的匹配设计：所述涡轮 增压控制器按照预设的控制规律，根据环境参数、发动机的工作状态 以及空气盒参数的信号变化，通过调节尾气门舵机的位置，进而调节 涡轮增压器的工作状态，得到预期的空气盒压力，从而得到所需的发 动机功率，以满足不同飞行器及各飞行工况的性能要求。

9.  如权利要求8所述的航空涡轮增压内燃机，其特征在于，所 述预设的控制规律为包括以下控制步骤：
S1、上电后，控制系统进行初始化；
S2、控制系统进行自检，包括尾气门舵机自检和告警灯控制；
S3、控制系统根据采样值进行空气盒压力给定值计算；
S4、控制系统将空气盒压力给定值与空气盒压力实际值比较作 差，得到尾气门舵机位置的修正值；
S5、控制系统根据空气盒温度、大气压力和空气盒压力给定值查 表得到尾气门舵机位置的基准值，根据尾气门舵机位置的修正值和尾 气门舵机位置的基准值计算得到尾气门舵机位置的给定值；
S6、控制系统将尾气门舵机位置的给定值与尾气门舵机的实际位 置比较作差，根据作差结果控制尾气门舵机向指令位置旋转；
S7、根据空气盒压力的限幅滤波值控制电磁阀。

一种航空涡轮增压内燃机
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种航空涡轮增压内燃 机。
背景技术
高空长航时无人机由于续航时间长，工作高度高，可执行侦查、 地质勘测、侦查巡逻和通讯中继等任务，可收集比较完整的情报信息， 可以提供比卫星更为详细的情况而且飞行轨迹比卫星系统要灵活得 多，是无人机发展的重要方向。
高空长航时无人机的研究重点是与高空飞行的有关技术，特别是 推进系统技术。据统计，高空长航时无人机采用的推进装置主要是涡 轮发动机或内燃机。与涡轮发动机相比，以螺旋桨为推进装置的内燃 机在低速情况下具有更高的推进效率，发动机油耗更低，且成本很低。 只要为这些内燃机配上先进的高增压涡轮增压系统就能提高发动机 工作高度，为高升限无人机提供动力。高增压比的涡轮增压组合发动 机是高空长航时无人机的理想动力装置。
与车用发动机增压方式不同，高空动力在地面增压度很低(约 1.2)，甚至可以不增压，增压系统工况很低。随着高度的不断增加， 环境压力降低，增压系统不断提高工况，逐渐达到最高增压比，以保 持发动机进气压力达到海平面的水平，发动机高空输出功率不衰减。 因此增压系统与发动机的匹配必须在高空条件下进行。而目前，常用 的涡轮增压内燃机无法适应高空长航时无人机的高空飞行任务。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何设计一种适应高空长航时无人 机的高空飞行任务的涡轮增压内燃机。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空涡轮增压内燃 机，包括发动机本体、涡轮增压器、中冷器和涡轮增压控制器。
所述涡轮增压器用于对待进入发动机本体的空气进行压缩，并将 压缩后的空气传送至中冷器；还用于利用自于发动机本体的废气进行 做功；
所述中冷器用于对来自涡轮增压器的空气进行冷却后，传送给发 动机本体；
所述发动机本体用于对来自中冷器的空气进行处理，形成油气混 合物燃烧后，推动活塞做功，并将气缸内燃烧后产生的废气通过排气 管路排出发送给涡轮增压器；
所述涡轮增压控制器用于调节涡轮增压器的工作状态，得到预期 的发动机空气盒压力，从而得到所需的发动机功率。
优选地，所述发动机本体为ROTAX914F。
优选地，所述内燃机还包括空滤器，用于对外界空气进行过滤后 发送给涡轮增压器。
优选地，所述内燃机还包括消音器，用于将发动机本体排出的废 气经过涡轮增压器后排到空气中，并在工作过程中实现消音功能。
优选地，所述发动机本体与涡轮增压器满足以下匹配目标：通过 内燃机仿真软件建立发动机本体匹配涡轮增压器的数学仿真模型，调 整涡轮增压器与发动机本体的匹配工作性能，使得驱动涡轮增压器中 的涡轮所需要的能量与发动机本体排气可提供的能量相平衡，且涡轮 增压器中的压气机流量特性与各工况下发动机本体所需的流量相一 致。
优选地，通过以下结构设计达到发动机本体匹配涡轮增压器的目 的：所述涡轮增压器的压气机设计为弯掠叶型，且对压气机的机匣做 抽吸环槽处理，使得泄漏涡被抽吸环槽吸取走，泄漏流动的通道被阻 断，其泄漏涡涡线在抽吸环槽处消失，从而实现发动机本体在小流量 工况下扩稳。
优选地，通过以下结构设计实现中冷器与发动机本体的匹配设 计：所述中冷器包括封头体1和芯体3，所述封头体1焊接在芯体3上， 用于对热流进行导流；所述芯体3由多组冷边翅片、多组热边翅片、 多个隔板、两个侧板，多个冷边封条，以及多个热边封条组成；所述 冷边翅片和热边翅片均为三角形平直翅片，且冷边翅片与热边翅片交 叉放置实现叉流换热，相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设 置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设 置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面，每个冷边翅 片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复单元称为一节，每一节的 纵截面为三角形；在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热边、冷 边翅片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头体1材料为5A06 的条件下，计算芯体3，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条以 及侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率达到≥0.51，热 边阻力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。
优选地，通过以下方式实现涡轮增压控制器与发动机本体的匹配 设计：所述涡轮增压控制器按照预设的控制规律，根据环境参数、发 动机的工作状态以及空气盒参数的信号变化，通过调节尾气门舵机的 位置，进而调节涡轮增压器的工作状态，得到预期的空气盒压力，从 而得到所需的发动机功率，以满足不同飞行器及各飞行工况的性能要 求。
优选地，所述预设的控制规律为包括以下控制步骤：
S1、上电后，控制系统进行初始化；
S2、控制系统进行自检，包括尾气门舵机自检和告警灯控制；
S3、控制系统根据采样值进行空气盒压力给定值计算；
S4、控制系统将空气盒压力给定值与空气盒压力实际值比较作 差，得到尾气门舵机位置的修正值；
S5、控制系统根据空气盒温度、大气压力和空气盒压力给定值查 表得到尾气门舵机位置的基准值，根据尾气门舵机位置的修正值和尾 气门舵机位置的基准值计算得到尾气门舵机位置的给定值；
S6、控制系统将尾气门舵机位置的给定值与尾气门舵机的实际位 置比较作差，根据作差结果控制尾气门舵机向指令位置旋转；
S7、根据空气盒压力的限幅滤波值控制电磁阀。
(三)有益效果
本发明航空涡轮增压内燃机基于ROTAX914F发动机本体(简称 原机)进行改进，保持原机基本结构形式和最大功率不变，通过与涡 轮增压器、涡轮增压控制器以及中冷器的优化匹配，提高了发动机本 体的高空功率，从而使得涡轮增压内燃机整体能够适应高空长航时无 人机的高空飞行任务。
附图说明
图1为本发明的航空涡轮增压内燃机原理图；
图2为本发明的中冷器结构平面示意图；
图3为本发明的中冷器中芯体结构示意图；
图4为涡轮增压控制器原理框图；
图5为高空试验验证数据曲线图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实 施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
为了使得涡轮增压内燃机整体能够适应高空长航时无人机的高 空飞行任务，本发明的内燃机需要在以下约束条件下进行设计：首先， 由于无人机主要执行侦察、勘测等任务，故其载重能力成为衡量其优 劣的重要指标之一。这就要求发动机在保证高水平功率输出的同时， 发动机整机结构须实现紧凑、小型和轻量化的目标。其次，为了使无 人机能够应用于高原地区，飞行升限须达到8200m，起飞高度须达到 4300m以上，故发动机整机须同时兼顾平原与高原工作性能，满足发 动机高空功率指标要求。因此为了实现上述目标，本发明设计了一种 全新结构的航空涡轮增压内燃机，并进行了总体匹配设计。
如图1所示，本发明提供了一种航空涡轮增压内燃机，包括发动 机本体、涡轮增压器、中冷器和涡轮增压控制器。所述涡轮增压器用 于对待进入发动机本体的空气进行压缩，并将压缩后的空气传送至中 冷器；还用于利用自于发动机本体的废气进行做功；所述中冷器用于 对来自涡轮增压器的空气进行冷却后，传送给发动机本体；所述发动 机本体用于对来自中冷器的空气进行处理，形成油气混合物燃烧后， 推动活塞做功，并将气缸内燃烧后产生的废气通过排气管路排出发送 给涡轮增压器；所述涡轮增压控制器用于调节涡轮增压器的工作状 态，得到预期的发动机空气盒压力，从而得到所需的发动机功率。所 述发动机本体为ROTAX914F。所述内燃机还包括空滤器，用于对外 界空气进行过滤后发送给涡轮增压器。所述内燃机还包括消音器，用 于将发动机本体排出的废气经过涡轮增压器后排到空气中，并在工作 过程中实现消音功能。发动机本体与涡轮增压器的润滑系统为一体。
在匹配工作时发动机本体与涡轮增压器之间仅存在气动联系，由 于发动机本体为往复式机械，涡轮增压器则是叶片机械，两者的特性 固有的本质差异，匹配复杂，必须从系统的角度来进行研究，从而得 到系统的最佳性能。由于高空增压发动机的匹配技术尚无任何经验借 鉴，考虑使用仿真加试验的模式进行。通过内燃机仿真软件建立发动 机本体匹配涡轮增压器的数学仿真模型，调整涡轮增压器与发动机本 体的匹配工作性能，保证驱动增压器中的涡轮所需要的能量与本体排 气可提供能量相平衡，涡轮增压器中的压气机流量特性与各工况下本 体所需流量相一致，得到满足设计要求的可行方案，而且，为了匹配 适用于高空环境下的高增压比压气机设计点，需要为涡轮增压器设计 高效率向心涡轮，使得在高空环境条件下工作的涡轮增压器其增压比 达到最大值，且涡轮增压器不发生喘振。本发明中，利用GT-power 软件搭建该型涡轮增压内燃机的一维仿真平台。在设置各部分模型的 参数时，结构布局和尺寸严格按测绘数据设置，缺少的结构参数按照 经验设置相应值，计算边界条件等针对实际的应用工况设置，其他参 数在对计算结果不产生较大影响的情况下进行简化处理。本发明最终 通过地面以及高空台性能试验的多轮调试与标定，对设计方案反复迭 代优化，实现了最终设计方案。
在上述数学仿真模型设计中，本发明通过先进的流动控制技术， 考虑雷诺数效应的气动设计，采用机匣处理扩稳设计等措施，实现高 效率和满足要求的稳定裕度设计，同时通过一体化的仿真设计与优 化，实现涡轮增压器的压气机、涡轮和发动机本体参数的最佳匹配， 以实现小流量高压比增压器设计。涡轮增压器的压气机设计为弯掠叶 型，压气机的机匣做抽吸环槽处理，使得泄漏涡被抽吸环槽吸取走， 泄漏流动的通道被阻断，其泄漏涡涡线在抽吸环槽处消失，从而实现 本体在小流量工况下扩稳，克服了高空低雷诺数条件下跨声速压气机 效率低、稳定工作范围窄的难题，实现了高性能跨声速压气机的设计。
本发明根据某型发动机各部分结构的测绘数据，利用建立好的仿 真模型对发动机地面状态的外特性工况进行了校核计算，计算结果与 试验结果吻合较好，发动机各性能参数的计算误差均小于5％。海拔 8500m环境下的涡轮增压内燃机性能仿真计算表明，功率为62.8kW， 增压比为3.50。从海平面到8500m高空的最大持续功率转速工况性能 及4500m以下起飞工况仿真结果表明，满足升限8500m的飞行器动力 指标要求。
中冷器是高空涡轮增压内燃机中增压系统的关键部件之一，本质 是一种空-空换热器。其作用一是防止发动机爆燃。通过飞行冷风来 流对增压后的高温热空气进行换热冷却，使进气温度降低到发动机可 承受的范围，确保汽油发动机不发生爆振燃烧；作用二是保证发动机 高空功率。增压中冷器的作用是降低增压空气的温度，进一步提高增 压空气的密度，确保增压器在匹配设计点工作，不发生喘振和堵塞， 发动机达到所需的高空功率。
为使得中冷器与发动机本体匹配，本发明将中冷器设计为空-空 换热器，依据中冷器最大工况，即无人机进行低速爬升至最大升限的 条件下，压气机出口参数以及冷风来流速度，设计结构的紧凑型中冷 器。确定冷、热边流比为1.1时，冷却效率以及冷、热边阻力达到匹 配值。之后可通过中冷器部件高空性能试验以及整机高空匹配性能试 验加以验证。
如图2所示，中冷器包括封头体1和芯体3，所述封头体1焊接在芯 体3上，用于对热流进行导流；所述中冷器还包括焊接在芯体3上的连 接法兰4，用于与外部部件连接。所述中冷器还包括接头2，所述接头 2与芯体3采用氩弧焊连接。
如图3所示，所述芯体3由8组冷边翅片304(即传热芯体的冷通道 的传热翅片)、7组热边翅片306(传热芯体3的热通道的传热翅片)、 多个隔板305、两个侧板301，多个冷边封条302，以及多个热边封条 303组成；为保证效率和阻力等指标都满足设计要求，本发明热边采 用传热效率较高、节距较小的三角形平直翅片，冷边采用阻力损失较 小、节距较大的三角形平直翅片，每个冷边翅片或热边翅片包括多个 重复单元，每个重复单元称为一节，每一节的纵截面为三角形。冷边 翅片与热边翅片交叉放置实现叉流换热。相邻的两个翅片之间设有隔 板；其中一侧板设置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的 下侧；冷边封条设置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的 侧面。采用这种单流程叉流板翅式结构方案，空气从芯体的两个交叉 通道中各自流过实现换热，其实现功能的基本原理是冷、热边流体存 在温差，通过翅片和隔板导热，从而达到热量传递的效果。具体而言， 热流先通过其中一个封头体1均匀引导到热边翅片的通道中，冷流直 接进入冷边翅片的通道中，冷、热流换热，热流温度被降低后形成低 温流从另一封头体1流出。在结构基本确定以后，由于尺寸受到安装 空间的限制，冷、热边进出口连接形式已定，结构外廓尺寸改变的自 由度很小。所以只能在限定的尺寸范围中，根据实际空间布局按最大 迎风面尺寸设计，对热边翅片、冷边翅片及隔板等进行选择。依据飞 行器在高升限进行低速爬升时的冷风来流条件，设计该型中冷器，满 足性能指标如下：在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热边、冷 边翅片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头材料为5A06 的条件下，计算芯体，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条以及 侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率(换热效率)达 到≥0.51，热边阻力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。
如图4所示，涡轮增压控制器的作用是按照预设的控制规律，根 据环境参数、发动机的工作状态以及空气盒参数的信号变化，通过调 节尾气门舵机的位置，进而调节发动机涡轮增压器的工作状态，得到 预期的空气盒压力，从而得到所需的发动机功率，以满足不同飞行器 及各飞行工况的性能要求。其与发动机本体的匹配设计主要体现在其 所使用的控制规律。匹配设计完成后，可根据涡轮增压控制器软硬件 功能设计仿真器进行功能调试，通过数学仿真、地面和高空试验进行 功能验证。
发动机本体与涡轮增压器匹配对涡轮增压器控制策略提出了很 高的要求。如果控制不当，将会造成涡轮增压器工作异常，进而导致 发动机熄火或损坏。本发明利用积累的涡轮增压器的控制方法，对涡 轮增压器的控制原理进行深入的理论分析，研究控制的快速性、准确 性等对系统匹配的影响，最终设定了如下的控制规律：
S1、上电后，控制系统进行初始化；
S2、控制系统进行自检，包括尾气门舵机自检和告警灯控制；
S3、控制系统根据采样值进行空气盒压力给定值计算；
S4、控制系统将空气盒压力给定值与空气盒压力实际值比较作 差，得到尾气门舵机位置的修正值；
S5、控制系统根据空气盒温度、大气压力和空气盒压力给定值查 表得到尾气门舵机位置的基准值，根据尾气门舵机位置的修正值和尾 气门舵机位置的基准值计算得到尾气门舵机位置的给定值；
S6、控制系统将尾气门舵机位置的给定值与尾气门舵机的实际位 置比较作差，根据作差结果控制尾气门舵机向指令位置旋转；
S7、根据空气盒压力的限幅滤波值控制电磁阀。
涡轮增压控制器采用内环舵机闭环控制与外环空气盒压力闭环 控制相结合的控制方案，内环采用PI控制，外环采用PID反馈控制与 前馈控制相结合的控制策略，能够较好地实现涡轮增压器的低、高空 空气盒压力跟随，从而实现系统的快速响应、低超调和零稳态误差， 控制性能较好。
经过以上设计的航空涡轮增压内燃机的工作过程如下：首先，空 滤器对空气进行过滤，然后通过涡轮增压器压气机对待进入本体的空 气进行压缩，压缩后的空气通过中冷器进行冷却，进入本体形成油气 混合物燃烧后，推动活塞做功，气缸内燃烧后的废气通过本体上的排 气管路排出，利用该废气驱动涡轮增压器涡轮做功，以提高发动机进 气密度，实现功率提升，然后废气经消音器排出。发动机控制系统根 据预设的规律以及环境参数、发动机工作状态以及发动机空气盒参数 的变化，调节涡轮增压器的工作状态，得到预期的空气盒压力，从而 得到所需的发动机功率。所述预设的规律根据无人机的飞行状态设 定。
本发明还利用全环境高空试验台进行了内燃机整机高空试验验 证：
全环境高空试验台需模拟10km高空低温低气压条件，测量发动 机功率、油耗及增压系统的参数。涡轮增压内燃机全环境高空试验是 将内燃机置于模拟高空环境压力之内，比传统的进排气模拟低压技术 更接近真实高空飞行情况。通过高压气引射使高空舱内形成高空低压 的环境，使内燃机整体置于高空全环境内，通过膨胀涡轮台制冷产生 低温，模拟温度可达-50℃，真实模拟高空环境温度。9km高空性能试 验验证得出的涡轮增压器典型匹配工况点在压气机MAP图上的运行 曲线见图5。8.5km高度内燃机最大持续功率达到65.4kw，对应增压比 3.45，效率大于70％，稳定工作范围大于20％，满足设计指标。另有 试验结果表明，本发明的内燃机随无人机还可完成包括升限、最大航 时和最大速度等科目的考核，飞行架次17次，总计飞行时间达到121h。 飞行高度达到8500m，最大航时40h，满足无人机在海拔4500m高原的 起降要求，内燃机全程工作良好，性能满足无人机技术指标要求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领 域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以 做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。