活塞航空發(fā)動機復合增壓技術仿真分析

潘鐘鍵，何清華，2，張祥劍

（1.中南大學機電工程學院，湖南長沙410083；2.山河智能裝備股份有限公司技術中心，湖南長沙410100）

活塞航空發(fā)動機復合增壓技術仿真分析

潘鐘鍵1，何清華1，2，張祥劍1

（1.中南大學機電工程學院，湖南長沙410083；2.山河智能裝備股份有限公司技術中心，湖南長沙410100）

為研究復合增壓條件下活塞航空發(fā)動機高空性能，建立某型活塞航空發(fā)動機復合增壓GT－POWER仿真模型并驗證模型的準確性，對不同增壓條件下的發(fā)動機高空特性進行分析。僅在一級渦輪增壓條件下，發(fā)動機在5 000 m高空時，和地面工況相比，壓力峰值降低26%且后燃現(xiàn)象嚴重，同時缸內溫度上升，發(fā)動機熱負荷顯著增加，發(fā)動機功率下降。在復合增壓條件下，高空時缸內壓力得到恢復，缸內溫度趨于地面工況，發(fā)動機功率得到恢復。該發(fā)動機搭載某輕型飛機進行高空試飛后，在7 600 m高空功率仍可保持80%的功率，驗證復合增壓技術滿足高空飛行的需求。

活塞航空發(fā)動機；渦輪增壓；后燃；復合增壓；壓力峰值；功率恢復

活塞航空發(fā)動機目前主要用于無人機、初級教練機、行政機、輕型運動飛機的動力裝置，使用航空汽油（含鉛）或車用汽油作為燃料。由于汽油閃點低且經(jīng)濟性差，使用重油（航空煤油或者柴油）替代航空汽油，對軍事和通用航空領域具有重大意義［1］。在高空條件下，活塞航空發(fā)動機主要利用廢氣渦輪增壓，提高進氣量，來恢復功率［2-3］。目前，國外對活塞式航空汽油機的增壓技術比較成熟，其中美國國家航空航天局（NASA）研究的三級渦輪增壓活塞發(fā)動機飛行海拔高度達到24 km。國內對活塞航空汽油機的增壓技術主要還在模擬方面［4-6］?；钊娇罩赜桶l(fā)動機的研制是先進技術，國外對其技術嚴格保密，資料甚少［7］，國內研制活塞航空重油發(fā)動機的報道較少，一些科研單位在國防項目支持下，在汽油機的基礎上改用煤油燃料做過實驗研究［8-10］，對其增壓技術的研究文獻相對較少。復合增壓技術成本高、難度大，能幫助發(fā)動機恢復功率［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)動機為例，采用復合增壓技術，對發(fā)動機的高低空性能進行對比研究，表明在高空條件下，復合增壓能提升缸內壓力，降低發(fā)動機熱負荷，發(fā)動機功率得到恢復。

1 增壓器數(shù)學模型

1.1 壓氣機模型

壓氣機利用高速旋轉的葉片給空氣作功以提高空氣壓力，其效率、轉速、空氣質量流量、壓比之間具有一定的函數(shù)關系，發(fā)動機進氣量為壓氣機的流量為

式中：n為發(fā)動機轉速，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)。壓氣機自身工作過程中消耗的扭矩Mc：

壓氣機出口氣體溫度：

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)動機上，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為當量流通面積，μ為流量系數(shù)，R為燃料燃氣氣體常數(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 機械增壓器模型

機械增壓器需要消耗發(fā)動機自身的功率來提高進氣量，和渦輪增壓器相比，具有很高的響應特性。理想狀態(tài)下，機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)動機的平均有效壓力，Ta為氣缸內充量溫度，l0為化學計量比，ηe為發(fā)動機有效效率，Hμ為燃燒低熱值。

增壓過程中，考慮內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為機械增壓器壓比，T1為壓氣機出口溫度，ηV為容積效率［15］。

2 某型活塞煤油航空發(fā)動機復合增壓模擬

目前世界范圍內具備生產(chǎn)活塞航空重油發(fā)動機能力的主要有6家公司。以國外研究的某型活塞重油發(fā)動機為例［16］，搭建GT－POWER模型。輸入該機型相關參數(shù)，對其增壓技術進行模擬。表1為該發(fā)動機的基本參數(shù)。

表1 發(fā)動機基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of the engine

對該發(fā)動機進行建模仿真，輸入各部分的主要數(shù)據(jù)參數(shù)以及相關物理參量，其中氣缸內部采用woschni傳熱模型。仿真前作如下假設：1）工質為理想氣體；2）氣缸內工質分布均勻；3）將壓縮氣體流入氣缸和流出氣缸的過程視為準態(tài)流動，且忽略進出口時的動能；4）大氣壓力、溫度等外部環(huán)境均按國際大氣標準執(zhí)行；5）系統(tǒng)邊界內同一瞬時，各點的化學成分、熱力狀態(tài)完全相同。整機模型如圖1所示。

對該模型進行驗證，在地面工況下測量發(fā)動機不同轉速下的燃油消耗率，與實測值進行對比，如圖2所示，結果表明，模擬值與實測值之間的誤差為3%～5%，可認同該模型具有一定的準確性。

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

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

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

隨著飛行高度的不斷爬升，壓氣機壓比逐漸升高，工作范圍變窄，排氣溫度升高，發(fā)動機熱負荷增大；渦輪軸轉速增加，對發(fā)動機的潤滑系統(tǒng)和降溫系統(tǒng)都提出了更為苛刻的要求，同時發(fā)動機缸內平均有效壓力降低，燃油消耗率增大，動力性和經(jīng)濟性變差，發(fā)動機功率下降，發(fā)動機高空性能受到制約。

機械增壓器和渦輪增壓器聯(lián)合使用被稱為復合增壓，機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 機械增壓器三維模型Fig.3 3D model of supercharger

該機械增壓器與渦輪增壓器串聯(lián)安裝，由發(fā)動機直接驅動，空氣經(jīng)渦輪增壓器壓縮后進入機械增壓器，然后進入掃氣箱，機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氣壓力和流量時，閥門在氣壓的作用下打開，氣體直接進入掃氣箱，機械增壓器不進行二次增壓，在皮帶的驅動下空轉。同時在低速情況下，機械增壓器內部轉子與發(fā)動機轉速同步，起到良好的瞬態(tài)響應效果。

2）當飛機爬升一定高度，渦輪增壓器不能提供足夠的進氣壓力來，此時閥門關閉，機械增壓器內轉子工作，起到二次增壓效果。

以5 km高空、地面為外部環(huán)境，對高空復合增壓、高空一級渦輪增壓、地面工況3種情況下缸內溫度進行模擬，溫度曲線如圖4所示。地面工況為發(fā)動機正常狀態(tài)，缸內溫度1 780 K。高空一級渦輪增壓工況下，發(fā)動機缸內溫度2 266 K，缸內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。機械增壓器在高空起到二次增壓的作用，提升進氣量，使得進入燃燒室的工質量增多，氣缸內燃燒趨于正常，高空環(huán)境下缸內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3種工況下的缸內壓力進行模擬，如圖5所示。高空環(huán)境下僅一級渦輪增壓，缸內最大壓力僅6.1 MPa，壓力下降26%，平均有效壓力降低，發(fā)動機指示功率下降，且后燃現(xiàn)象嚴重，發(fā)動機動力不足。在內部壓差作用下閥門關閉，機械增壓器起到二次增壓效果，缸內壓力為地面壓力的94%，氣缸內平均有效壓力提升，發(fā)動機功率得到恢復。

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

圖5 不同工況下缸內壓力對比Fig.5 The pressure curve of cylinder on different conditions

通過模擬分析對比，普通的一級渦輪增壓技術難以滿足小型飛機高空飛行需求，容易降低缸內平均有效壓力導致功率下降。主要由于高空環(huán)境過量空氣系數(shù)降低，壓氣機進入不穩(wěn)定工作狀態(tài)，工作效率降低，同時排氣背壓降低，渦輪軸轉速升高，壓氣機壓比增大，氣缸內燃燒溫度升高，發(fā)動機熱負荷增加，燃油消耗率增加。機械增壓器內部閥門的設計，在高空環(huán)境下起到了二次增壓的效果，雖然消耗發(fā)動機的部分能量，但能補償發(fā)動機的驅動功率損失，提高了進氣效率，從總體上能夠提升發(fā)動機在高空的性能。

3 實驗驗證

對發(fā)動機進行地面臺架實驗，如圖6所示，通過實驗記錄發(fā)動機扭矩、馬力、轉速參數(shù)值，如表3所示。由于沒有特殊設置來模擬高空環(huán)境，該發(fā)動機直接搭載某輕型飛機進行高空試飛，飛行中記錄發(fā)動機的轉速等實驗數(shù)據(jù)，計算不同高度下發(fā)動機的功率，發(fā)動機搭載不同的機型測試的數(shù)據(jù)會有所不同。飛行實驗數(shù)據(jù)表明，使用復合增壓后發(fā)動機不失功率飛行高度可達5 480 m，7 600 m處發(fā)動機仍能保持80%的功率，僅安裝一級渦輪增壓器時不失功率高度為3 050 m左右，其最大升限能力為6 km，如圖7所示，說明復合增壓能滿足輕型飛機高空飛行的需求。

圖6 發(fā)動機地面臺架實驗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 實驗記錄數(shù)據(jù)Table 3 The experiment data

4 結束語

以某型活塞重油發(fā)動機為研究對象，建立該四缸發(fā)動機GT－POWER模型，考慮機械增壓器內部閥門的開啟，分析復合增壓對飛機飛行能力的影響。通過對高空環(huán)境和地面環(huán)境進行模擬，結果表明，在5 km高空環(huán)境下，一級渦輪增壓壓氣機效率下降，渦輪軸轉速升高，壓比系數(shù)增大，后燃現(xiàn)象嚴重，缸內平均指示壓力降低，發(fā)動機功率下降，同時熱負荷增加。使用復合增壓技術后，在高空狀態(tài)下，發(fā)動機氣缸內壓力提升到地面工況的94%，且燃燒正常，發(fā)動機功率得到提升，飛行實驗證明發(fā)動機在高空狀況下飛行狀況良好，復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)絡出版時間：2014-12-08.

國家863計劃資助項目（2009AA045103）.

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

何清華，E-mail：hqh＠m(xù)ail.csu.edu.cn.