潘鐘鍵，何清華，2，張祥劍

（1.中南大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，湖南長沙410083；2.山河智能裝備股份有限公司技術(shù)中心，湖南長沙410100）

活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合增壓技術(shù)仿真分析

潘鐘鍵1，何清華1，2，張祥劍1

（1.中南大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，湖南長沙410083；2.山河智能裝備股份有限公司技術(shù)中心，湖南長沙410100）

為研究復(fù)合增壓條件下活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空性能，建立某型活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合增壓GT－POWER仿真模型并驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性，對(duì)不同增壓條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)高空特性進(jìn)行分析。僅在一級(jí)渦輪增壓條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)在5 000 m高空時(shí)，和地面工況相比，壓力峰值降低26%且后燃現(xiàn)象嚴(yán)重，同時(shí)缸內(nèi)溫度上升，發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷顯著增加，發(fā)動(dòng)機(jī)功率下降。在復(fù)合增壓條件下，高空時(shí)缸內(nèi)壓力得到恢復(fù)，缸內(nèi)溫度趨于地面工況，發(fā)動(dòng)機(jī)功率得到恢復(fù)。該發(fā)動(dòng)機(jī)搭載某輕型飛機(jī)進(jìn)行高空試飛后，在7 600 m高空功率仍可保持80%的功率，驗(yàn)證復(fù)合增壓技術(shù)滿足高空飛行的需求。

活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪增壓；后燃；復(fù)合增壓；壓力峰值；功率恢復(fù)

活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)目前主要用于無人機(jī)、初級(jí)教練機(jī)、行政機(jī)、輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的動(dòng)力裝置，使用航空汽油（含鉛）或車用汽油作為燃料。由于汽油閃點(diǎn)低且經(jīng)濟(jì)性差，使用重油（航空煤油或者柴油）替代航空汽油，對(duì)軍事和通用航空領(lǐng)域具有重大意義［1］。在高空條件下，活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要利用廢氣渦輪增壓，提高進(jìn)氣量，來恢復(fù)功率［2-3］。目前，國外對(duì)活塞式航空汽油機(jī)的增壓技術(shù)比較成熟，其中美國國家航空航天局（NASA）研究的三級(jí)渦輪增壓活塞發(fā)動(dòng)機(jī)飛行海拔高度達(dá)到24 km。國內(nèi)對(duì)活塞航空汽油機(jī)的增壓技術(shù)主要還在模擬方面［4-6］?；钊娇罩赜桶l(fā)動(dòng)機(jī)的研制是先進(jìn)技術(shù)，國外對(duì)其技術(shù)嚴(yán)格保密，資料甚少［7］，國內(nèi)研制活塞航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)的報(bào)道較少，一些科研單位在國防項(xiàng)目支持下，在汽油機(jī)的基礎(chǔ)上改用煤油燃料做過實(shí)驗(yàn)研究［8-10］，對(duì)其增壓技術(shù)的研究文獻(xiàn)相對(duì)較少。復(fù)合增壓技術(shù)成本高、難度大，能幫助發(fā)動(dòng)機(jī)恢復(fù)功率［11］，目前主要用于部分汽車［12］。本文以國外某型活塞航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)為例，采用復(fù)合增壓技術(shù)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的高低空性能進(jìn)行對(duì)比研究，表明在高空條件下，復(fù)合增壓能提升缸內(nèi)壓力，降低發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷，發(fā)動(dòng)機(jī)功率得到恢復(fù)。

1 增壓器數(shù)學(xué)模型

1.1 壓氣機(jī)模型

壓氣機(jī)利用高速旋轉(zhuǎn)的葉片給空氣作功以提高空氣壓力，其效率、轉(zhuǎn)速、空氣質(zhì)量流量、壓比之間具有一定的函數(shù)關(guān)系，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量為壓氣機(jī)的流量為

式中：n為發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，Z為氣缸數(shù)，Vh氣缸工作容積，φc為充量系數(shù)，τ為沖程數(shù)。壓氣機(jī)自身工作過程中消耗的扭矩Mc：

壓氣機(jī)出口氣體溫度：

式中：R為氣體常數(shù)，κ為等熵指數(shù)，T0為環(huán)境溫度，ηc為壓氣機(jī)等熵效率，πc增壓壓比［13－14］。

1.2 渦輪模型

徑流式渦輪通常采用在小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)上，其效率特性常用無因次特性來表示。渦輪的流量：

式中：qt為渦輪流量，ATeq為當(dāng)量流通面積，μ為流量系數(shù)，R為燃料燃?xì)鈿怏w常數(shù)，κ空氣比熱比，πt為渦輪的膨脹比。渦輪的輸出扭矩MT：

式中：T3為氣缸排氣溫度，ηt為渦輪效率［13］。

1.3 機(jī)械增壓器模型

機(jī)械增壓器需要消耗發(fā)動(dòng)機(jī)自身的功率來提高進(jìn)氣量，和渦輪增壓器相比，具有很高的響應(yīng)特性。理想狀態(tài)下，機(jī)械增壓器與外部無熱交換，按等熵過程分析。其出口壓力：

式中：Pe為發(fā)動(dòng)機(jī)的平均有效壓力，Ta為氣缸內(nèi)充量溫度，l0為化學(xué)計(jì)量比，ηe為發(fā)動(dòng)機(jī)有效效率，Hμ為燃燒低熱值。

增壓過程中，考慮內(nèi)泄漏和定容壓縮過程產(chǎn)生的溫度變化，溫升值：式中：γ為絕熱指數(shù)，πc為機(jī)械增壓器壓比，T1為壓氣機(jī)出口溫度，ηV為容積效率［15］。

2 某型活塞煤油航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合增壓模擬

目前世界范圍內(nèi)具備生產(chǎn)活塞航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)能力的主要有6家公司。以國外研究的某型活塞重油發(fā)動(dòng)機(jī)為例［16］，搭建GT－POWER模型。輸入該機(jī)型相關(guān)參數(shù)，對(duì)其增壓技術(shù)進(jìn)行模擬。表1為該發(fā)動(dòng)機(jī)的基本參數(shù)。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of the engine

對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行建模仿真，輸入各部分的主要數(shù)據(jù)參數(shù)以及相關(guān)物理參量，其中氣缸內(nèi)部采用woschni傳熱模型。仿真前作如下假設(shè)：1）工質(zhì)為理想氣體；2）氣缸內(nèi)工質(zhì)分布均勻；3）將壓縮氣體流入氣缸和流出氣缸的過程視為準(zhǔn)態(tài)流動(dòng)，且忽略進(jìn)出口時(shí)的動(dòng)能；4）大氣壓力、溫度等外部環(huán)境均按國際大氣標(biāo)準(zhǔn)執(zhí)行；5）系統(tǒng)邊界內(nèi)同一瞬時(shí)，各點(diǎn)的化學(xué)成分、熱力狀態(tài)完全相同。整機(jī)模型如圖1所示。

對(duì)該模型進(jìn)行驗(yàn)證，在地面工況下測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)不同轉(zhuǎn)速下的燃油消耗率，與實(shí)測(cè)值進(jìn)行對(duì)比，如圖2所示，結(jié)果表明，模擬值與實(shí)測(cè)值之間的誤差為3%～5%，可認(rèn)同該模型具有一定的準(zhǔn)確性。

圖1 某型活塞航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)GT－POWER增壓模型Fig.1 The GT－POWER model of a certain piston aviation heavy oil engine

圖2 不同轉(zhuǎn)速下燃油消耗率Fig.2 Brake specific fuel consumption of different rotational speeds

僅考慮一級(jí)渦輪增壓，改變進(jìn)排氣環(huán)境，當(dāng)海拔達(dá)到5 km，氣壓和溫度下降，環(huán)境參數(shù)如表2所示，此時(shí)過量空氣系數(shù)下降，空氣密度低，雷諾系數(shù)減小，排氣背壓降低，壓氣機(jī)壓比升高。在地面環(huán)境下，壓氣機(jī)工作在高效率區(qū)，壓比值為2.25左右。當(dāng)環(huán)境工況改變到5 km高空，壓氣機(jī)壓比升高，接近壓氣機(jī)的極限增壓比，且此時(shí)壓氣機(jī)穩(wěn)定性下降，壓氣機(jī)工作效率低下。

隨著飛行高度的不斷爬升，壓氣機(jī)壓比逐漸升高，工作范圍變窄，排氣溫度升高，發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷增大；渦輪軸轉(zhuǎn)速增加，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的潤滑系統(tǒng)和降溫系統(tǒng)都提出了更為苛刻的要求，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)平均有效壓力降低，燃油消耗率增大，動(dòng)力性和經(jīng)濟(jì)性變差，發(fā)動(dòng)機(jī)功率下降，發(fā)動(dòng)機(jī)高空性能受到制約。

機(jī)械增壓器和渦輪增壓器聯(lián)合使用被稱為復(fù)合增壓，機(jī)械增壓器三維模型如圖3所示。

表2 環(huán)境參數(shù)Table 2 Environmental parameters

圖3 機(jī)械增壓器三維模型Fig.3 3D model of supercharger

該機(jī)械增壓器與渦輪增壓器串聯(lián)安裝，由發(fā)動(dòng)機(jī)直接驅(qū)動(dòng)，空氣經(jīng)渦輪增壓器壓縮后進(jìn)入機(jī)械增壓器，然后進(jìn)入掃氣箱，機(jī)械增壓器工作原理為：

1）地面工況下，渦輪增壓器提供足夠的進(jìn)氣壓力和流量時(shí)，閥門在氣壓的作用下打開，氣體直接進(jìn)入掃氣箱，機(jī)械增壓器不進(jìn)行二次增壓，在皮帶的驅(qū)動(dòng)下空轉(zhuǎn)。同時(shí)在低速情況下，機(jī)械增壓器內(nèi)部轉(zhuǎn)子與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速同步，起到良好的瞬態(tài)響應(yīng)效果。

2）當(dāng)飛機(jī)爬升一定高度，渦輪增壓器不能提供足夠的進(jìn)氣壓力來，此時(shí)閥門關(guān)閉，機(jī)械增壓器內(nèi)轉(zhuǎn)子工作，起到二次增壓效果。

以5 km高空、地面為外部環(huán)境，對(duì)高空復(fù)合增壓、高空一級(jí)渦輪增壓、地面工況3種情況下缸內(nèi)溫度進(jìn)行模擬，溫度曲線如圖4所示。地面工況為發(fā)動(dòng)機(jī)正常狀態(tài)，缸內(nèi)溫度1 780 K。高空一級(jí)渦輪增壓工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)溫度2 266 K，缸內(nèi)溫度較地面工況升高34%，氣缸套、氣缸頭部、渦輪增壓器熱疲勞增大。機(jī)械增壓器在高空起到二次增壓的作用，提升進(jìn)氣量，使得進(jìn)入燃燒室的工質(zhì)量增多，氣缸內(nèi)燃燒趨于正常，高空環(huán)境下缸內(nèi)溫度略高于地面工況溫度。

以5 km高空、地面為外部環(huán)境，對(duì)3種工況下的缸內(nèi)壓力進(jìn)行模擬，如圖5所示。高空環(huán)境下僅一級(jí)渦輪增壓，缸內(nèi)最大壓力僅6.1 MPa，壓力下降26%，平均有效壓力降低，發(fā)動(dòng)機(jī)指示功率下降，且后燃現(xiàn)象嚴(yán)重，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力不足。在內(nèi)部壓差作用下閥門關(guān)閉，機(jī)械增壓器起到二次增壓效果，缸內(nèi)壓力為地面壓力的94%，氣缸內(nèi)平均有效壓力提升，發(fā)動(dòng)機(jī)功率得到恢復(fù)。

圖4 不同工況下缸內(nèi)溫度曲線比較Fig.4 The temperature curve of cylinder on different conditions

圖5 不同工況下缸內(nèi)壓力對(duì)比Fig.5 The pressure curve of cylinder on different conditions

通過模擬分析對(duì)比，普通的一級(jí)渦輪增壓技術(shù)難以滿足小型飛機(jī)高空飛行需求，容易降低缸內(nèi)平均有效壓力導(dǎo)致功率下降。主要由于高空環(huán)境過量空氣系數(shù)降低，壓氣機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)，工作效率降低，同時(shí)排氣背壓降低，渦輪軸轉(zhuǎn)速升高，壓氣機(jī)壓比增大，氣缸內(nèi)燃燒溫度升高，發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷增加，燃油消耗率增加。機(jī)械增壓器內(nèi)部閥門的設(shè)計(jì)，在高空環(huán)境下起到了二次增壓的效果，雖然消耗發(fā)動(dòng)機(jī)的部分能量，但能補(bǔ)償發(fā)動(dòng)機(jī)的驅(qū)動(dòng)功率損失，提高了進(jìn)氣效率，從總體上能夠提升發(fā)動(dòng)機(jī)在高空的性能。

3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行地面臺(tái)架實(shí)驗(yàn)，如圖6所示，通過實(shí)驗(yàn)記錄發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩、馬力、轉(zhuǎn)速參數(shù)值，如表3所示。由于沒有特殊設(shè)置來模擬高空環(huán)境，該發(fā)動(dòng)機(jī)直接搭載某輕型飛機(jī)進(jìn)行高空試飛，飛行中記錄發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速等實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，計(jì)算不同高度下發(fā)動(dòng)機(jī)的功率，發(fā)動(dòng)機(jī)搭載不同的機(jī)型測(cè)試的數(shù)據(jù)會(huì)有所不同。飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，使用復(fù)合增壓后發(fā)動(dòng)機(jī)不失功率飛行高度可達(dá)5 480 m，7 600 m處發(fā)動(dòng)機(jī)仍能保持80%的功率，僅安裝一級(jí)渦輪增壓器時(shí)不失功率高度為3 050 m左右，其最大升限能力為6 km，如圖7所示，說明復(fù)合增壓能滿足輕型飛機(jī)高空飛行的需求。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架實(shí)驗(yàn)Fig.6 The engine bench test

圖7 飛行高度和功率百分比Fig.7 Percentage of power and altitude

表3 實(shí)驗(yàn)記錄數(shù)據(jù)Table 3 The experiment data

4 結(jié)束語

以某型活塞重油發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，建立該四缸發(fā)動(dòng)機(jī)GT－POWER模型，考慮機(jī)械增壓器內(nèi)部閥門的開啟，分析復(fù)合增壓對(duì)飛機(jī)飛行能力的影響。通過對(duì)高空環(huán)境和地面環(huán)境進(jìn)行模擬，結(jié)果表明，在5 km高空環(huán)境下，一級(jí)渦輪增壓壓氣機(jī)效率下降，渦輪軸轉(zhuǎn)速升高，壓比系數(shù)增大，后燃現(xiàn)象嚴(yán)重，缸內(nèi)平均指示壓力降低，發(fā)動(dòng)機(jī)功率下降，同時(shí)熱負(fù)荷增加。使用復(fù)合增壓技術(shù)后，在高空狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)氣缸內(nèi)壓力提升到地面工況的94%，且燃燒正常，發(fā)動(dòng)機(jī)功率得到提升，飛行實(shí)驗(yàn)證明發(fā)動(dòng)機(jī)在高空狀況下飛行狀況良好，復(fù)合增壓起到良好效果。

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Simulation analysis of composite supercharging technology of aircraft piston engines

PAN Zhongjian1，HE Qinghua1，2，ZHANG Xiangjian1
（1.College of Mechanical Engineering，Central South University，Changsha 410083，China；2.Research and Development Center，Sunward Intelligent Equipment Co.，Ltd.，Changsha 410100，China）

In order to investigate the high altitude performance of aircraft piston engines under composite supercharging conditions，the GT-POWER model of a composite supercharged system used on a certain aircraft piston engine was established to analyze its altitude characteristics under different supercharging conditions and its accuracy was validated.Based on the simulation results，it was concluded that when the engine was merely under level-one turbocharging condition，compared with the working condition on the ground，its maximum pressure in cylinder declined by 26 percent and the after-burning phenomenon became severe when it was operated at 5 000 meters above ground.In addition，the temperature in cylinder rose，resulting in apparent increase of thermal load，which ultimately leaded to power decrease of the engine.However，if the engine worked under composite supercharging condition，the pressure and power of the engine would recover in the high altitude，and the temperature in the cylinder approached to the level of ground working condition.When the engine was applied to a certain light aircraft，it could still maintain 80 percent of power even at the height of 7 600 meters，which verified that the composite supercharged system can satisfy the demand of high-altitude flight perfectly.

aircraft piston engine；turbocharging；after-burning；composite supercharging；maximum pressure；power recovery

10.3969／j.issn.1006-7043.201309004

http：／／www.cnki.net／kcms／detail／23.1390.U.20141208.0948.001.html

TK421

A

1006-7043（2014）12-1543-05

2013-09-02.網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2014-12-08.

國家863計(jì)劃資助項(xiàng)目（2009AA045103）.

潘鐘鍵（1983-），男，博士研究生；何清華（1946-），男，教授，博士生導(dǎo)師.

何清華，E-mail：hqh＠m(xù)ail.csu.edu.cn.