某航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)啟閉特性分析

潘鐘鍵，鄒湘伏,2，周志東

(1.山河智能裝備股份有限公司 國(guó)家級(jí)企業(yè)技術(shù)中心，長(zhǎng)沙 410100) (2.中南大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410083)

某航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)啟閉特性分析

潘鐘鍵1，鄒湘伏1,2，周志東1

(1.山河智能裝備股份有限公司 國(guó)家級(jí)企業(yè)技術(shù)中心，長(zhǎng)沙 410100) (2.中南大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410083)

機(jī)械增壓器現(xiàn)已在汽車(chē)發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用，但其在航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用和研究較少。分析機(jī)械增壓器的工作過(guò)程，在簧片閥模型的基礎(chǔ)上，考慮旁通閥門(mén)啟閉壓力與渦輪增壓器壓比之間的線性關(guān)系并對(duì)其建模；搭建某型航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)GT-POWER數(shù)值仿真模型并進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，在整機(jī)模型的基礎(chǔ)上，研究不同轉(zhuǎn)速下通過(guò)旁通閥門(mén)的質(zhì)量流率以及不同高度下旁通閥門(mén)的通流面積。結(jié)果表明：巡航工況下，海拔2 680 m時(shí)閥門(mén)關(guān)閉；起飛工況下，海拔3 000 m閥門(mén)關(guān)閉，該結(jié)果可為發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際高空飛行提供理論支持。

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)；機(jī)械增壓器；旁通閥門(mén)；質(zhì)量流率；通流面積

0 引 言

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是輕型飛機(jī)、長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的動(dòng)力單元。隨著飛行高度的不斷增加，渦輪增壓技術(shù)也在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了越來(lái)越多的應(yīng)用[1]。而機(jī)械增壓器由于其動(dòng)態(tài)響應(yīng)好，在低速下也可獲得增壓效果，現(xiàn)已在汽車(chē)及船舶發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了較多應(yīng)用并逐漸推廣[2-3]，但關(guān)于將機(jī)械增壓器應(yīng)用于航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研究仍較少。劉厚根等[4]、K.Ilie等[5]和尹紫恒[6]分別研究了羅茨機(jī)械增壓器的響應(yīng)特性并對(duì)其加工工藝進(jìn)行了改進(jìn)，對(duì)旁通閥門(mén)開(kāi)啟與油耗的關(guān)系進(jìn)行了研究；潘鐘鍵等[7-8]對(duì)復(fù)合增壓技術(shù)在航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)行了理論分析，研究了機(jī)械增壓器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響；A.Romagnoli等[9]、A.P.Carlucci等[10]和P.Mahendra等[11]分別對(duì)機(jī)械增壓器的進(jìn)氣系統(tǒng)和增壓特性開(kāi)展研究，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

隨著通航市場(chǎng)的逐步開(kāi)放，增大了對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的需求。 由于人們對(duì)升限的不斷追求，機(jī)械增壓器在航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用也得到了越來(lái)越多的關(guān)注，但目前大多數(shù)活塞發(fā)動(dòng)機(jī)均采用一級(jí)渦輪增壓，并未采用復(fù)合增壓技術(shù)來(lái)提高升限。因此，本文首先建立某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值仿真模型，通過(guò)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性，并以該模型為基礎(chǔ)，研究某復(fù)合增壓發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)的啟閉特性，以期為提高航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)升限、進(jìn)行后續(xù)的增壓分析提供參考和借鑒。

1 機(jī)械增壓器結(jié)構(gòu)與工作原理

某型航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)采用復(fù)合增壓方式(渦輪增壓和機(jī)械增壓)，其羅茨式機(jī)械增壓器結(jié)構(gòu)如圖1所示，在進(jìn)氣口處有旁通閥門(mén)，增壓器內(nèi)部有一對(duì)轉(zhuǎn)子，由曲軸帶動(dòng)皮帶輪驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子進(jìn)行增壓，在增壓器底部有增壓后的空氣出氣口，最右端是皮帶輪，由發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)直接轉(zhuǎn)動(dòng)，機(jī)械增壓器的工作原理如圖2所示。

當(dāng)飛機(jī)起飛或者高速巡航時(shí)，前端渦輪增壓器產(chǎn)生的進(jìn)氣壓力較高，高壓氣體直接將旁通閥門(mén)打開(kāi)，此時(shí)旁通閥門(mén)開(kāi)啟，空氣直接進(jìn)入掃氣箱，曲軸帶動(dòng)機(jī)械增壓器空轉(zhuǎn)，機(jī)械增壓器內(nèi)部的轉(zhuǎn)子不做功；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低或者飛機(jī)處于高海拔飛行時(shí)，渦輪增壓器產(chǎn)生的進(jìn)氣壓力較低，壓縮空氣不足以打開(kāi)旁通閥門(mén)，此時(shí)旁通閥門(mén)關(guān)閉，機(jī)械增壓器內(nèi)部的轉(zhuǎn)子對(duì)進(jìn)入的空氣進(jìn)行二次增壓，以增加進(jìn)入氣缸的燃燒工質(zhì)。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立

某型發(fā)動(dòng)機(jī)是一款V型布局的壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，其結(jié)構(gòu)緊湊，和同功率發(fā)動(dòng)機(jī)相比，重量較輕、功重比高；和同級(jí)別發(fā)動(dòng)機(jī)相比，具有較低的燃油消耗率，渦輪增壓與機(jī)械增壓串聯(lián)，高空性能優(yōu)異，在5 000 m高空仍可維持最大起飛功率。該型發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)

GT-POWER是符合發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)的模擬仿真軟件，現(xiàn)已被世界上多數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)和汽車(chē)制造廠家及供應(yīng)商應(yīng)用，涵蓋了發(fā)動(dòng)機(jī)本體、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、燃油供給系統(tǒng)、曲軸機(jī)構(gòu)、配氣機(jī)構(gòu)等六方面。GT-POWER軟件具有強(qiáng)大的輔助建模前處理工具，自帶豐富的燃燒模型和優(yōu)化設(shè)計(jì)功能，可直接優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)主要系統(tǒng)，是發(fā)動(dòng)機(jī)仿真分析的重要工具。

旁通閥門(mén)采用機(jī)械彈簧結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)啟閉，由進(jìn)氣壓力的大小控制閥門(mén)的開(kāi)合。建模過(guò)程中，在軟件自帶的簧片閥模型基礎(chǔ)上，通過(guò)改變開(kāi)啟力和通流面積的對(duì)應(yīng)關(guān)系，模擬旁通閥門(mén)的啟閉。開(kāi)啟力由前級(jí)渦輪增壓器提供，閥門(mén)兩側(cè)的壓力差與閥門(mén)面積之間通過(guò)計(jì)算可以轉(zhuǎn)化成閥門(mén)表面上的作用力，因此需要充分考慮前級(jí)渦輪增壓壓比與閥門(mén)開(kāi)啟之間的線性關(guān)系。在簡(jiǎn)易實(shí)驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，用彈簧秤勾住閥門(mén)，記錄彈簧秤讀數(shù)、旁通閥門(mén)的開(kāi)啟程度以及流通面積，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)如表2所示。雖然閥門(mén)的開(kāi)啟作用力較小，但在實(shí)際工作過(guò)程中，需要渦輪增壓器提供足夠的進(jìn)氣壓力才能形成一定的壓差以打開(kāi)閥門(mén)。

表2 閥門(mén)開(kāi)啟實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

將旁通閥門(mén)實(shí)驗(yàn)的多組數(shù)據(jù)、發(fā)動(dòng)機(jī)其他實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)和廠商提供的設(shè)計(jì)參數(shù)，輸入到發(fā)動(dòng)機(jī)模型中，對(duì)部分參數(shù)進(jìn)行調(diào)試校核，建立該發(fā)動(dòng)機(jī)的GT-POWER一維仿真物理模型，如圖3所示。

在發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)架上對(duì)本文所建立的發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行測(cè)試，繪制其萬(wàn)有特性曲線，記錄不同轉(zhuǎn)速下的發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩，實(shí)驗(yàn)值與模擬值的對(duì)比如圖4所示，可以看出：最大誤差在5%以內(nèi)，表明所建立的模型具有一定的準(zhǔn)確性，可在該模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行后續(xù)研究。

3 旁通閥門(mén)啟閉特性分析

應(yīng)用上文建立的發(fā)動(dòng)機(jī)模型，研究旁通閥門(mén)開(kāi)啟特性與轉(zhuǎn)速、爬升高度之間的關(guān)系。通過(guò)對(duì)機(jī)械增壓器工作原理的分析可知，旁通閥門(mén)的開(kāi)啟與否直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)是否需要進(jìn)行二次增壓。在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)GT-POWER建模中，采用簧片閥單元對(duì)旁通閥門(mén)建模，輸入開(kāi)啟力與通流面積的對(duì)應(yīng)參數(shù)。通過(guò)數(shù)值模擬，得到不同轉(zhuǎn)速下旁通閥門(mén)質(zhì)量流率曲線，如圖5所示。

從圖5可以看出：閥門(mén)的開(kāi)啟時(shí)刻與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、飛行高度等參數(shù)有關(guān)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低時(shí)，渦輪增壓器的效果不能充分體現(xiàn)，旁通閥門(mén)兩側(cè)的壓差不足以打開(kāi)閥門(mén)，此時(shí)流經(jīng)閥門(mén)的空氣質(zhì)量流率幾乎為0，而模擬所得的數(shù)據(jù)在低速時(shí)有少量空氣流通，原因是發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)以及某一時(shí)刻的壓力波動(dòng)導(dǎo)致閥門(mén)輕微開(kāi)啟；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在1 200～1 900 r/min時(shí)，空氣質(zhì)量流率以5 g/s左右的速度流經(jīng)閥門(mén)，可以認(rèn)為閥門(mén)沒(méi)有開(kāi)啟，即當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為1 900 r/min及以下時(shí)，流經(jīng)閥門(mén)的空氣質(zhì)量流率很小，表明此時(shí)閥門(mén)沒(méi)有打開(kāi)；而當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速升至2 000 r/min及以上時(shí)，流經(jīng)閥門(mén)的空氣質(zhì)量流率逐漸增大，且隨著轉(zhuǎn)速的增加，閥門(mén)開(kāi)啟量突變，當(dāng)轉(zhuǎn)速為2 200 r/min時(shí)，閥門(mén)幾乎全部打開(kāi)，表明此時(shí)機(jī)械增壓器不起增壓效果，空氣經(jīng)渦輪增壓器增壓后直接流經(jīng)旁通閥門(mén)進(jìn)入掃氣箱，而后進(jìn)入汽缸。

不同轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)不同的飛行工況。通常，發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)起飛工況；空中巡航時(shí)，根據(jù)油耗、飛行速度等多種指標(biāo)確定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，該轉(zhuǎn)速值可以為一個(gè)區(qū)間，本文所指巡航工況以飛行速度為指標(biāo)，定義2 400 r/min為飛機(jī)的巡航工況。對(duì)不同轉(zhuǎn)速下旁通閥門(mén)的開(kāi)啟特性進(jìn)行仿真，研究飛行高度與旁通閥門(mén)流通面積的關(guān)系，如圖6所示。選擇發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為2 300 r/min開(kāi)始進(jìn)行模擬，確保在該轉(zhuǎn)速下，地面工況條件旁通閥門(mén)正常開(kāi)啟。

從圖6可以看出：①當(dāng)飛行高度在1 800 m以下時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)通流面積約為0.46×10-2m2，表明渦輪增壓器提供的進(jìn)氣壓力足以打開(kāi)機(jī)械增壓器的旁通閥門(mén)；繼續(xù)提升飛行高度，旁通閥門(mén)的通流面積急劇下降，在2 600 m時(shí)通流面積接近于0，表明此時(shí)旁通閥門(mén)已經(jīng)關(guān)閉，機(jī)械增壓器內(nèi)部轉(zhuǎn)子開(kāi)始工作，對(duì)進(jìn)氣進(jìn)行二次增壓。②當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速分別為2 400和2 500 r/min時(shí)，旁通閥門(mén)的關(guān)閉時(shí)間隨飛行高度的增加而有所延遲，轉(zhuǎn)速為2 400 r/min時(shí)，飛行高度為2 680 m時(shí)旁通閥門(mén)關(guān)閉，轉(zhuǎn)速為2 500 r/min時(shí)，飛行高度為2 850 m左右時(shí)旁通閥門(mén)關(guān)閉；③當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為2 600 r/min時(shí)，在飛行高度為3 000 m時(shí)旁通閥門(mén)關(guān)閉，表明在較高轉(zhuǎn)速下，機(jī)械增壓器起到二次增壓效果，在高海拔環(huán)境下，能夠提供足夠的進(jìn)氣壓力。綜上所述，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的升高，旁通閥門(mén)的開(kāi)啟時(shí)間有所延遲。

對(duì)不同飛行高度下的功率進(jìn)行記錄分析，如圖7所示。

從圖7可以看出：渦輪增壓能夠滿足一定高海拔條件下的飛行，僅渦輪增壓在海拔3 300 m左右仍能保證100%的功率，而復(fù)合增壓能在海拔5 000 m左右維持發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率，表明復(fù)合增壓技術(shù)在高海拔條件下能夠很好地提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能，機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的高空功率恢復(fù)起到了良好效果。

4 結(jié) 論

本文分析了某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)的開(kāi)啟過(guò)程，在此基礎(chǔ)上搭建了其數(shù)值仿真模型，通過(guò)實(shí)驗(yàn)臺(tái)架驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性；在該模型的基礎(chǔ)上研究旁通閥門(mén)的開(kāi)啟特性。

巡航工況下，飛行高度為2 680 m時(shí)，機(jī)械增壓器旁通閥門(mén)關(guān)閉，機(jī)械增壓器二次增壓。起飛工況下，飛行高度為3 000 m時(shí)，機(jī)械增壓器起到二次增壓效果。旁通閥門(mén)的啟閉對(duì)高空狀況下飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率恢復(fù)具有較大影響。

[1] 徐斌，譚龍興，楊世春, 等. 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)使用升限分析[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)， 2013, 39(12)： 1568-1572.

Xu Bin, Tan Longxing, Yang Shichun, et al. Analysis of service ceiling on piston aero-engine[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 39(12)： 1568-1572.(in Chinese)

[2] Sakellaridis N F, Raptotasios S I, Antonopoulos A K, et al. Development and validation of a new turbocharger simulation methodology for marine two stroke diesel engine modelling and diagnostic applications[J]. Energy, 2015, 91: 952-966.

[3] 劉厚根. 機(jī)械增壓器的研究現(xiàn)狀與開(kāi)發(fā)建議[J]. 車(chē)用發(fā)動(dòng)機(jī)， 2004(5)： 1-3.

Liu Hougen. Study status and development suggestion of supercharger[J]. Vehicle Engine, 2004(5): 1-3.(in Chinese)

[4] 劉厚根， 秦貞國(guó)， 吳元興. 基于CFD的機(jī)械增壓器進(jìn)、排氣口的結(jié)構(gòu)優(yōu)化[J]. 機(jī)械設(shè)計(jì)， 2016， 33(7)： 49-53.

Liu Hougen， Qin Zhenguo， Wu Yuanxing. Structure optimization of inlet/outlet of supercharger based on CFD[J]. Journal of Machine Design, 2016， 33(7)： 49-53.(in Chinese)

[5] Ilie K， Subic A. Parametric modelling of helical rotors for efficient design of twin-screw superchargers[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, 2007, 221(2)： 267-272.

[6] 尹紫恒. 機(jī)械增壓器旁通閥控制方式與油耗及試驗(yàn)研究[J]. 內(nèi)燃機(jī)與配件， 2014(5): 1-5.

Yin Ziheng. Research and the fuel consumption and the test valve to control the mechanical supercharger bypass[J]. Internal Combustion Engine amp; Parts, 2014(5): 1-5.(in Chinese)

[7] 潘鐘鍵， 何清華， 張祥劍. 活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合增壓技術(shù)仿真分析[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào)， 2014, 35(12)： 1543-1547.

Pan Zhongjian, He Qinghua, Zhang Xiangjian. Simulation analysis of composite supercharging technology of aircraft piston engines[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2014, 35(12)： 1543-1547.(in Chinese)

[8] Pan Zhongjian, He Qinghua, Zhang Xiangjian, et al. Numerical simulation of 2-stroke diesel engine for light aircraft[J]. IEEE Aerospace and Electronic Systems Magazine, 2015, 30(3): 4-10.

[9] Romagnoli A, Vorraro G, Rajoo S, et al. Characterization of a supercharger as boosting amp; turbo-expansion device in sequential multi-stage systems[J]. Energy Conversion and Management, 2017, 136(3): 127-141.

[10] Carlucci A P, Ficarella A, Laforgia D, et al. Multiobjective optimization of the breathing system of an aircraft two stroke supercharged diesel engine[J]. Energy Procedia, 2015, 82(5): 31-37.

[11] Mahendra P, Olsen M G. Unsteady velocity field measurements at the outlet of an automotive supercharger using particle image velocimetry(PIV)[J]. Experimental Thermal and Fluid Science, 2009, 33(3): 405-423.

潘鐘鍵(1983-)，男，博士，工程師。主要研究方向：航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬。

鄒湘伏(1975-)，男，博士，講師。主要研究方向：輕型航空器氣動(dòng)分析。

周志東(1989-)男，工程師。主要研究方向：航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析。

(編輯：馬文靜)

AnalysisofBypassValveOpeningandClosingCharacteristicsforSuperchargeinAviationPistonEngine

Pan Zhongjian1, Zou Xiangfu1,2, Zhou Zhidong1

(1.National Certified Enterprise’s Technical Center, Sunward Intelligent Equipment Co., Ltd., Changsha 410100, China) (2.College of Mechanical and Electrical Engineering, Central South University, Changsha 410083, China)

Supercharger is widely used in vehicle engines because of its good response characteristics while the application in aircraft piston engines is still very rare. The working process of the supercharger is analyzed, and considering the linear relationship between the opening and closing pressure of the bypass valve and the turbocharger pressure ratio, the supercharger is modeled on the basis of the reed valve model. The GT-POWER numerical simulation model of a certain type of air piston engine is established and verified. Based on the whole model, the mass flow rate of the bypass valve and the flow area of the bypass valve at different heights are studied. The results show that under the cruise condition, the valve is closed at 2 680 m above sea level, and the valve is closed at 3 000 m above sea level under taking off condition, which provides the theoretical basis for the actual high altitude flight of the engine.

air piston engine; supercharger; bypass valve; mass flow rate; flow area

2017-06-16；

2017-09-06

湖南省科技廳重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃國(guó)際與區(qū)域科技合作項(xiàng)目(2016WK2032)

鄒湘伏,xfzou32@126.com

1674-8190(2017)04-438-06

V234

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.011