高空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)匹配分析

徐 斌，堯 輝，薄 東，于鯨躍

（北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)及工程學(xué)院,北京 100191）

高空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)匹配分析

徐 斌，堯 輝，薄 東，于鯨躍

（北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)及工程學(xué)院,北京 100191）

為滿足無人機(jī)高性能動(dòng)力要求，改進(jìn)了某型渦輪增壓活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程模擬計(jì)算原理，利用CFD軟件建立了該型發(fā)動(dòng)機(jī)1級(jí)渦輪增壓模型，并驗(yàn)證了該模型的準(zhǔn)確性；確定了2級(jí)渦輪增壓參數(shù)及高、低壓氣機(jī)的壓比分配,討論了2級(jí)增壓器和中冷器的布置方案,分析了2級(jí)渦輪增壓的高空特性,為2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)選配了合適的增壓器。

增壓系統(tǒng)；匹配；性能；活塞發(fā)動(dòng)機(jī)；仿真模型；無人機(jī)

1 引言

隨著無人機(jī)飛行高度的提高，對(duì)其主要?jiǎng)恿ρb置之一的增壓活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研究也向提高高空性能方向發(fā)展。飛行高度提高，高空環(huán)境中大氣的壓力、溫度、密度都會(huì)大幅度減小，從而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力性能產(chǎn)生很大影響。為了消除對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在高空運(yùn)行的不利影響，進(jìn)一步提高其動(dòng)力性能，可采用發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)渦輪增壓技術(shù)。

本文對(duì)活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一——高空2級(jí)渦輪增壓技術(shù)進(jìn)行了研究。在建立發(fā)動(dòng)機(jī)1級(jí)渦輪增壓仿真模型的基礎(chǔ)上，對(duì)2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)進(jìn)行了改進(jìn)，解決了發(fā)動(dòng)機(jī)高空運(yùn)行的匹配問題。

2 1級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)仿真分析

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)

活塞發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)見表1。

表1 活塞發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)

2.2 1級(jí)渦輪增壓仿真模型的建立和驗(yàn)證

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)幾何結(jié)構(gòu)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)在特定工況下的大量特性試驗(yàn)數(shù)據(jù)等，建立1級(jí)渦輪增壓CFD模型。

設(shè)定發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和計(jì)算環(huán)境狀態(tài)。溫度為20℃，壓力為100.7kPa；計(jì)算的工況點(diǎn)：負(fù)荷為100%，轉(zhuǎn)速為 2500～5500r/min，中間間隔為500r/min。

功率、扭矩隨轉(zhuǎn)速變化的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)對(duì)比情況如圖1、2所示。

經(jīng)計(jì)算驗(yàn)證，1級(jí)渦輪增壓仿真模型的功率、扭矩的絕對(duì)誤差均小于5%，說明該模型可靠、準(zhǔn)確，發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇合理。

2.3 1級(jí)渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)高空特性計(jì)算

隨著海拔高度的增加，各項(xiàng)環(huán)境參數(shù)相應(yīng)地發(fā)生變化，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀況產(chǎn)生很大影響。通過1級(jí)渦輪增壓仿真模型計(jì)算得到的輸出功率和轉(zhuǎn)矩隨飛行高度的變化曲線如圖3、4所示。

仿真分析顯示，1級(jí)渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行高度達(dá)到約4750m以后，發(fā)動(dòng)機(jī)整體動(dòng)力性能明顯下降，已經(jīng)不能滿足更高的飛行要求。其主要原因是在5000m高空以上，大氣環(huán)境（大氣溫度、壓力、密度）惡化，已經(jīng)超出單級(jí)渦輪增壓器的有效工作范圍。

3 2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)建立

鑒于1級(jí)渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)不能滿足更高的飛行要求，為了提高該型發(fā)動(dòng)機(jī)的高空使用極限，重新設(shè)計(jì)了渦輪增壓系統(tǒng)，即采用2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)，使發(fā)動(dòng)機(jī)在10000m高度時(shí)，仍然能夠保持地面功率狀態(tài)。

2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)目標(biāo)是：在10000m高空、100%負(fù)荷、額定轉(zhuǎn)速為5500r/min時(shí)，輸出功率為70.5kW。確定總增壓參數(shù)是保證發(fā)動(dòng)機(jī)與增壓器能夠良好匹配的重要環(huán)節(jié)。

2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)增壓參數(shù)見表2。

表2 2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)增壓參數(shù)

3.1 高、低壓級(jí)增壓器布置方案

將2個(gè)增壓器串聯(lián)或并聯(lián)成1個(gè)2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行增壓。通過比較和仿真分析，確定采用高、低壓級(jí)壓氣機(jī)串聯(lián)，渦輪機(jī)并聯(lián)的設(shè)計(jì)方案，作為在2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)中高、低壓級(jí)渦輪增壓的布置方案；該方案具有廢氣利用率高、旁通閥控制響應(yīng)快和發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化有規(guī)律等優(yōu)點(diǎn)。

3.2 中冷器布置方案

為了降低增壓后入氣缸的空氣溫度和進(jìn)一步提高進(jìn)氣密度，必須在增壓系統(tǒng)中加裝中冷器。通過比較和仿真分析，確定在低壓級(jí)與高壓級(jí)之間加裝1個(gè)中冷器。

3.3 建立2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)仿真模型

基于2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)模型的基本結(jié)構(gòu)和參數(shù)分析，利用BOOST軟件建立了2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)仿真模型，如圖5所示。

4 2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)高空特性計(jì)算

根據(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)及增壓器特性參數(shù)，選定高壓級(jí)壓比為2、低壓級(jí)壓比為2.6、增壓器總效率為0.5、壓氣機(jī)效率為0.78、增壓器機(jī)械效率為0.98、渦輪等效流量系數(shù)為0.16。

高空環(huán)境因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性能可產(chǎn)生很大影響，所以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在10000m以上飛行海拔高度時(shí)的性能應(yīng)該適當(dāng)關(guān)注；如圖6、7所示。

從圖6、7中可見，發(fā)動(dòng)機(jī)在10000m飛行高度的輸出功率和輸出轉(zhuǎn)矩比地面額定轉(zhuǎn)速下的要低一些，在9000m以下的工作情況良好。由此可以說，2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)基本上達(dá)到了設(shè)計(jì)目標(biāo)。

5 2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配

在2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，所謂匹配主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)與壓氣機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪和壓氣機(jī)與渦輪的匹配。最重要的是發(fā)動(dòng)機(jī)與壓氣機(jī)的匹配。

研究資料表明，國外2級(jí)渦輪增壓技術(shù)已經(jīng)非常成熟。而在國內(nèi)，這方面的研究還處于空白，對(duì)具體采用什么方法來匹配2級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)，目前還沒有明確的結(jié)論。

本文探討了在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)工作功率的基礎(chǔ)上選配最佳渦輪增壓器的匹配方法，而未采用根據(jù)壓氣機(jī)特性曲線選配發(fā)動(dòng)機(jī)的傳統(tǒng)匹配思路。

5.1 高、低壓級(jí)2級(jí)增壓器選配

根據(jù)模擬計(jì)算和壓氣機(jī)特性曲線進(jìn)行匹配。在壓比分配為6:4的前提下，低壓級(jí)壓比從2.6開始以0.1的間隔逐漸減小到2.0；高壓級(jí)按照4：6的原則與低壓級(jí)對(duì)應(yīng)。此時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性下各工況點(diǎn)的進(jìn)氣質(zhì)量與壓比的關(guān)系表現(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)耗氣特性線在高、低壓級(jí)壓氣機(jī)的折合流量，如圖8所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)外特性線基本上在如圖8中所示的區(qū)域內(nèi)變化，應(yīng)穿過高壓級(jí)壓氣機(jī)和低壓級(jí)壓氣機(jī)的高效率區(qū)。經(jīng)過對(duì)GT系列壓氣機(jī)特性圖的分析、對(duì)比、計(jì)算，選定GT1241為高壓級(jí)渦輪增壓器，GT2259為低壓級(jí)渦輪增壓器。

5.2 與2級(jí)增壓器匹配的發(fā)動(dòng)機(jī)理論外特性

高、低壓級(jí)壓氣機(jī)特性曲線下的發(fā)動(dòng)機(jī)理論外特性位置如圖9所示。

從圖9中可見，發(fā)動(dòng)機(jī)外特性曲線在高壓級(jí)壓氣機(jī)（圖中藍(lán)色區(qū)域）的高效率區(qū)域內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)外特性曲線也在低壓級(jí)壓氣機(jī)（圖中紅色區(qū)域）的高效率區(qū)內(nèi)。

匹配工作結(jié)束后，就可以對(duì)原發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行實(shí)際改進(jìn)，對(duì)選配加裝的渦輪增壓器進(jìn)行試驗(yàn)。

6 結(jié)論

（1）以模擬仿真方法對(duì)原1級(jí)渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了建模分析，從仿真計(jì)算數(shù)據(jù)來看，該模型是可靠的。

（2）1級(jí)渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)在5000m高空的動(dòng)力性能急劇下降，使得對(duì)原機(jī)型進(jìn)行第2級(jí)渦輪增壓改進(jìn)成為必然。最終，采用高、低壓級(jí)壓氣機(jī)串聯(lián)，渦輪并聯(lián)和在高、低壓級(jí)壓氣機(jī)之間加裝中冷器的設(shè)計(jì)方案，對(duì)該方案進(jìn)行了仿真，結(jié)果表明在12000m以下的高空發(fā)動(dòng)機(jī)都有較好的動(dòng)力性能。

（3）選用合適的渦輪增壓器，得到了發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪增壓器的性能匹配特性曲線，為進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)地試驗(yàn)的高空運(yùn)行研究提供了一定的參考依據(jù)。

[1]朱大鑫.渦輪增壓與渦輪增壓器[R].兵器工業(yè)第70研究所,1997:166-177,457-528.

[2]蔣德明.內(nèi)燃機(jī)的渦輪增壓[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社,1986.

[3]何義團(tuán),馬朝臣,魏明山,等.二級(jí)增壓系統(tǒng)壓氣機(jī)性能試驗(yàn)研究[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào),2007,27（6）:496-500.

[4]陳妍,王洪明.一種帶渦輪增壓器的活塞發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)及其特性 [J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),1998,24（1）:16-20.

[5]徐斌,魏鈴,趙鵬.活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)二級(jí)渦輪增壓系統(tǒng)匹配分析.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2008（5）:551-554.

Matching Analysis of Two Stage Turbocharging System of High Altitude Piston Engine

XU Bin,YAO Hui,BO Dong,YU Jing-yue
（School of Traffic,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing,100191）

Two stage turbocharging system for a piston engine was improved to meet higher performance requirements of propulsion system for unmanned aircraft.Based on aeroengine operation process calculation theory first stage turbocharger model was built using CFD software and its accuracy was also validated.The parameters of the two stage turbocharger and the pressure ratio matching of high pressure and low pressure compressor were determined.The arrangement concepts of two stage turbocharger and intercooler were discussed.The high altitude characteristics of the two stage turbocharger were analyzed.The acceptable.turbocharger were selected for the two stage turbocharging system

turbocharging system;match;performance;piston engine;simulation model;unmanned aircraft

徐斌（1962），男，教授，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)增壓技術(shù)研究。