CN111927623A - 两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台及方法，该平台对进气模拟低温和低压，排气模拟低压，并可用辅助增压系统和排气背压控制系统在发动机不带增压器时模拟高空的增压边界条件，实现发动机和增压器的独立开发与优化；动力性能采集装置和优化的示踪气体法装置在平台中分别测量高空动力和换气性能。本发明的平台及方法不仅可以在地面模拟测量两冲程航空活塞发动机在高空最高8000米状态下的动力性能指标功率、扭矩、耗油率等，而且可以同时测量模拟高空的换气性能指标捕获率与充气效率，从而可以综合评价两冲程航空活塞发动机的高空性能，为提高高空性能的研究提供重要试验平台，并节约了试验时间与成本。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，涉及航空活塞发动机高空模拟试验技术，具体地说，是指一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台及方法。
背景技术
近年来，两冲程航空活塞发动机在无人机和通用航空领域扮演举足轻重的作用。换气性能决定了两冲程发动机废气被清扫的程度和留在气缸参与燃烧的新鲜充量，从而和发动机功率、燃油经济性以及排放有很大的关系；动力性能则是增加航空活塞发动机功重比和续航能力的关键；两冲程航空活塞发动机的换气和动力性能都随高度呈不同程度的下降，高空性能下降的机理和改善高空性能的方法成为了研究热点。因此，开发两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能试验平台和方法是十分必要的。
目前，航空活塞发动机的高空性能试验主要有两种方法。第一种是到海拔较高的地点做对应的真实高空试验，这种方法耗费大量时间与成本，便携式试验装置的精度不高，且受海拔限制无法得到更高如5000米以上的高空试验数据。另一种方法是在地面模拟高空的环境，这种方法成本较低，且能达到试验目的。传统的高空性能模拟试验平台，如中国发明专利CN102023096所公开的试验装置，其装置简单，没有辅助增压系统以至于无法在发动机缺少增压器的情况下模拟增压系统的边界压力温度状态，而且其只能模拟发动机在高空的动力性能，没有测量两冲程发动机换气性能的装置，无法获取两冲程发动机高空状态的换气性能。在换气性能测量试验方面，传统的缸内取样法试验，如CN111140351所公开，其装置较为复杂，需对气缸盖做结构改动，且试验成本较高，不适用于高空性能模拟试验平台；示踪气体法试验，如CN111140350所公开，其装置测量换气品质精度较高、易于实现，但在高空性能模拟试验平台中直接使用时容易出现示踪气体混合不均而影响测量精度，且需较长的进气管路以保证混合，容易改变发动机的进气环境。
上述已公开的试验平台和方法均不能很好地满足两冲程航空活塞发动机同时测量高空换气与动力性能的要求。基于上述原因，本发明提供了一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台及方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是克服上述已有测试技术存在的不足，提供一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台及方法，即对进气模拟低温和低压，排气模拟低压，并设有高空增压边界条件模拟装置，分别用动力性能采集装置和优化的示踪气体法在平台中测量发动机的高空动力和换气性能，因此可在地面模拟测量两冲程航空活塞发动机在高空最高8000米状态下的动力性能指标功率、扭矩、耗油率，并可以同时测量模拟高空的换气性能指标捕获率与充气效率，从而可以综合评价两冲程航空活塞发动机的高空性能，为其提高高空性能的研究提供重要试验平台，并节约了试验时间与成本。
为实现上述目的，本发明的一个方面，提供一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，具体实现方式为：
两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，包括：包括进气温度控制系统、辅助增压系统、发动机性能测试系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统。
所述进气温度控制系统连接辅助增压系统，发动机性能测试系统连接排气背压控制系统，排气背压控制系统连接气体抽吸系统。具体的结构描述如下：
1.1进气温度控制系统
所述的进气温度控制系统包括第一过滤器、冷凝机、换热器、进气总管、蒸汽发生器、第一温度和压力传感器。
第一过滤器后通过两路控制阀分别连接冷凝机和第一换热器，空气在控制阀的控制下分流进入冷凝机和第一换热器，空气通过冷凝机和第一换热器后在进气总管合流，蒸汽发生器通过调节阀连接进气总管，进气总管上设有第一温度和压力传感器。
所述的第一过滤器用于过滤新鲜空气中的杂质；空气在各自控制阀的控制下分流进入冷凝机和第一换热器，两支路控制阀的开度范围都应为0-100％，所述的冷凝机和第一换热器，以及各自支路上的控制阀，用于协调进入两支路的流量比，以控制连续进入新鲜空气的总温度，其控制总温度的范围为236.2K到288.1K，分别对应海平面和8000米高空的大气环境温度；
所述的蒸汽发生器可在进气需要一定湿度时产生水蒸气，由其控制阀所在的细管输送至进气总管并与新鲜空气充分混合。第一温度和压力传感器分别用于测量并监测冷凝后进气的温度和压力，并对冷凝机、第一换热器和控制阀进行反馈控制，以保证进气在经过进气温度控制系统后具备所需的温度与压力。
1.2辅助增压系统
所述的辅助增压系统包括第一空气腔、第二温度与压力传感器、辅助增压系统控制阀、机械增压泵、第二换热器、旁通阀与气体流量计。
第一空气腔连通进气温度控制系统的进气总管，第一空气腔后的辅助增压系统管路上设有第二温度与压力传感器，该辅助增压系统管路在第二温度与压力传感器后分成两路，其中第一路通过控制阀连接机械增压泵，机械增压泵连接第二换热器；第二路上设有旁通阀，并在第二换热器后与第一路汇合为汇合管路，该汇合管路上设有气体流量计，并连接发动机性能测试系统。
所述的第一空气腔与气体抽吸系统相通，腔内空气被抽吸以形成低压，结合温度控制系统形成的低温，腔中空气的低温低压状态即为对应模拟高空高度的环境状态。腔中的压力范围为0.036MPa到0.101MPa，分别对应海平面和8000米高空的大气环境压力；所述第一空气腔后的第二温度和压力传感器分别用于测量并监测第一空气腔出口进气的温度和压力，并对第一空气腔和气体抽吸系统之间的止回阀进行调节以控制抽吸作用，最终保证第一空气腔出口的进气具备所需的温度和压力；所述的机械增压泵可为高空进气提供1-3.2之间的压比，可以在发动机不带增压器时模拟其高空的增压状态；所述机械增压泵后的第二换热器可调整增压后的进气温度，以更准确地模拟高空增压后的进气状态；所述的旁通阀在发动机自带增压系统时可打开，以减弱或不使用辅助增压系统；所述的气体流量计用于测量进气流量，根据所测流量和目标流量可调整所述的控制阀。
1.3发动机性能测试系统
发动机性能测试系统内设有发动机，发动机与辅助增压系统中，设有气体流量计的汇合管路连通，该汇合管路在气体流量计后同时设有第三温度和压力传感器；发动机性能测试系统还包括：动力性能测量装置、换气性能测量装置、以及机体状态与环境维持装置。
1.3.1动力性能测量装置
所述的动力性能测量装置包含与发动机相连的电力测功机和油耗仪，所述的电力测功机用于测量发动机在高空状态的功率和扭矩，所述的油耗仪用于测量耗油率；
1.3.2换气性能测量装置
所述的换气性能测量装置包括示踪气注射单元和示踪气采样与分析单元；
1.3.3机体状态与环境维持装置
所述的机体状态与环境维持装置包含与发动机相连自控水冷单元、润滑单元、燃油供给单元；以及机体低温强气流环境维持单元；所述的自控水冷单元、润滑单元、燃油供给单元分别控制发动机的冷却液温度、润滑油温度和压力、供给所需燃油；所述的低温强气流环境维持系统包含制冷设备和大流量风扇，用于维持发动机机体在高空所处的低温、强气流的环境，使性能模拟更为接近高空实际情况。
1.4排气背压控制系统
排气背压控制系统与发动机排气歧管相连，该排气歧管上设有第四温度和压力传感器，该排气歧管后的管路在排气背压控制系统分为两个支路，其中第一支路上设有蝶阀，第二支路上设有自由动力涡轮和控制阀，第一支路和第二支路在控制阀后汇合为排气背压控制系统输出管路，并连通到气体抽吸系统的水冷设备，该排气背压控制系统输出管路上设有第五温度和压力传感器。
所述的蝶阀可自动调节自身的开度，用于改变发动机在高空的排气背压状态；所述的自由动力涡轮在发动机不带涡轮增压器时可吸收发动机的排气功，帮助模拟涡轮前的压力状态，其吸功情况可评价排气能量的大小；所述的控制阀在发动机自带涡轮增压器时可关闭，以不使用自由动力涡轮。
1.5气体抽吸系统。
所述的气体抽吸系统含有水冷设备、第二空气腔、大气补偿支管、气压调节阀、控制阀和两台真空泵。
水冷设备连通第二空气腔，该第二空气腔与辅助增压系统的第一空气腔连通以联合制造高空低压环境，第二空气腔后分为两路，其中一路通过气体调节阀与大气补偿支管量筒，另一路通过控制阀连接两台真空泵。
由于发动机的排温较高，不能直接进入真空泵，因此所述的水冷设备用于冷却排气，使进入真空泵的排气温度降至150℃以下；所述的第二空气腔用于稳压，腔内的压力环境即为模拟的高空低压环境，该空气腔与辅助增压系统的第一空气腔连通以联合制造高空低压环境；所述的真空泵用于抽吸排气，以制造第二空气腔内的低压环境；所述的大气补偿支管、气压调节阀和控制阀用于平衡真空泵的抽吸状态，最终使第二空气腔的低压维持不变。
1.6示踪气体注射单元
所述的示踪气体注射单元包含依次串联的气瓶、气瓶开关、第二过滤器、流量控制阀、示踪气流量计和空气混合腔。所述空气混合腔与辅助增压系统相连，并实现示踪气体和来自辅助增压系统的高空状态的低温低压进气的充分混合，同时将混合后的气体连通至发动机。
所述的示踪气体为甲烷，因甲烷的引燃温度为538℃，在缸内燃烧温度下可以被完全分解，又能在进气系统、排气系统和采样系统中稳定存在而不会发生反应，其能明显区别于燃油和燃烧产物，低浓度能被气体分析仪准确检测；所述的气瓶为存储甲烷的容器；所述的气瓶开关用于打开或关闭示踪气体传输通道；所述的第二过滤器用于过滤甲烷气瓶中可能存在的水汽和杂质；所述的流量控制阀和示踪气流量计分别用于控制和监测甲烷的流量；所述的空气混合腔用于充分混合甲烷和高空状态的低温低压进气，同时分别用示踪气流量计和气体流量计监控进气与示踪气体注射单元流量，比较从进气系统采样的示踪气体与理论完全混合后的示踪气体浓度，确保达到在高空状态均匀混合的要求。
1.7示踪气采样与分析单元
所述的示踪气采样与分析单元包含红外气体分析仪，发动机进气道依次通过第一采样探头、第一精滤器、第一抽吸泵连接至红外气体分析仪。排气背压控制系统的排气歧管依次通过第二采样探头、冷凝器、油气分离器、第二精滤器和第二抽吸泵连接至红外气体分析仪。
所述的采样探头分别安装在进气道和排气歧管处，用于采集部分进气和排气；所述的精滤器用于精滤进排气的杂质和颗粒物；所述的冷凝器用于冷凝排气；所述的油气分离器用于分离排气中的部分油和水汽；所述的抽吸泵用于将采样进排气抽入红外气体分析仪；所述的红外气体分析仪用于分析进排气中甲烷的浓度，其量程为0-5000ppm，其浓度测量是实时的，测量精度与静态浓度分析的测量偏差小于2％。从进气歧管采集的样气无需冷凝，经过精滤后被抽入气体分析仪中进行分析；从排气管采样的样气需依次经过冷凝、油气分离、精滤，处理后的气体被抽进分析系统。甲烷与进气充分混合后持续进入缸内，被捕获在缸内的甲烷在燃烧过程中完全燃烧，发生扫气短路的甲烷随着排气流出，通过测定进气和排气系统中甲烷气体的浓度以及发动机的进气量可计算发动机在高空状态的换气性能指标捕获率与充气效率。
根据本发明的另一个方面，提供一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验方法，实施方式为：
1)将发动机连接到高空性能模拟试验平台，包括将发动机输出轴连接至电力测功机，燃油路连接至油耗仪；将发动机的进气口与平台辅助增压系统密封管路相连；将排气口与平台排气背压控制系统密封管路相连；将示踪气注射单元与发动机进气系统连接；将示踪气采样探头分别安装至进气道和排气歧管；检查其他所有高空换气与动力性能测试相关设备完整连接、功能完好。
2)在地面进气条件下将发动机启动开车，待发动机运转至待测转速和负荷工况后，观测发动机在地面状态的各项性能指标与参数，包括功率、扭矩、耗油率、冷却液温度、滑油压力与温度、排气温度等，确保发动机状况正常。
3)确定模拟目标高度，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统，实现目标高度的进气低温与低压，以及排气的低压，确保辅助增压系统和排气背压控制系统的状态和高空时发动机的增压状态一致。
4)待发动机在该目标高度的运行工况稳定后，通过测功机和油耗仪测量目标高度的动力性能指标功率、扭矩和耗油率；并开始高空换气性能的测量：持续向进气道注射甲烷，采集甲烷的浓度控制在3000ppm以下以保证低浓度不影响发动机本身的性能，注射5分钟后，利用燃烧过程中的缸内压力数据计算缸内的燃烧温度，确保进入缸内的甲烷被完全燃烧，监测排温数据确保甲烷在排气道不会达到反应温度后，开始采集进排气中的甲烷并分析浓度。试验中取10组浓度数据求其平均值。
5)重复第三步和第四步，完成发动机在当前转速和负荷工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验。
6)改变发动机转速和负荷工况，重复第二步到第五步，完成发动机所有工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验。
7)依次关闭示踪气注射单元、示踪气采集与分析系统，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统回到地面状态，将发动机停车，结束试验。
本发明的优点在于：
(1)本发明可在地面状态模拟高空进气的低温低压环境，以及高空排气的低压环境，与到高海拔地点做对应真实高空试验对比，大幅度降低试验时间与成本，不受设备便携性要求限制，换气和动力性能试验装置的精度更高，且不受海拔限制，可随时在试验室中进行长期试验，高空环境模拟高度可达到8000米。
(2)本发明的平台带有辅助增压系统和排气背压控制系统，可以在发动机不带增压器时模拟高空增压系统的边界压力温度状态，实现发动机和增压器分系统的独立开发与性能优化，也可通过系统的调整对带有增压器的发动机进行全系统的高空性能模拟，其试验方案选择更为多元。
(3)本发明的平台和方法不仅可以模拟测量发动机在高空状态下的动力性能指标功率、扭矩、耗油率等，而且通过对示踪气体法的优化，可以同时准确测量模拟高空的换气性能指标捕获率与充气效率，从而可以综合评价两冲程航空活塞发动机的高空性能，为其提高高空性能的研究提供重要试验平台。
附图说明
图1是本发明的两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台的原理示意图。
图2是本发明的示踪气体法测量高空换气性能的原理示意图。
图3是本发明的两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的详细说明。
附图1是本发明的两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台的原理示意图。模拟试验平台包括进气温度控制系统1、辅助增压系统2、发动机性能测试系统3、排气背压控制系统4、以及气体抽吸系统5。新鲜空气的进气入口标为“新鲜空气”，图中各处的“P”和“T”分别代表压力传感器和温度传感器。各系统内部和系统之间的管路为密封连接，保证不出现漏气情况，管路内部应光滑，粗糙度为3.2以内，尽可能地减少压力沿程损失。
进气温度控制系统1包括第一过滤器101、冷凝机102、换热器103、蒸汽发生器104、进气温度控制系统控制阀105、温度和压力传感器106。新鲜空气首先进入第一过滤器以过滤掉其中的杂质，该第一过滤器要满足发动机在各高度各工况下的流量要求和过滤要求；空气在进气温度控制系统第一控制阀和进气温度控制系统第二控制阀的控制下分流进入冷凝机和换热器，两支路的控制阀的开度范围都应为0-100％，该冷凝机要满足发动机在各高度各工况下对应流量空气的冷凝要求，其最大冷凝能力要求能使进气最低温度持续低于230K；分流后的总流要求达到目标高度的环境温度(236.2K-288.1K)。蒸汽发生器可在进气需要一定湿度时产生水蒸气，由蒸汽调节阀所在的细管输送至进气总管并与新鲜空气充分混合，蒸汽发生器的流量等规格根据实际试验要求可选。温度和压力传感器分别用于测量并监测冷凝后进气的温度和压力，测量范围皆应保证在其量程内，并对冷凝机、换热器和进气温度控制系统第一、二控制阀进行反馈控制，以保证进气在经过进气温度控制系统后具备所需的温度与压力。
辅助增压系统2包括第一空气腔201、温度与压力传感器202、辅助增压系统控制阀203、机械增压泵204、换热器205、旁通阀206与气体流量计207。优选地，第一空气腔的容积不小于发动机总排量的100倍，腔内空气被抽吸时，腔内的低压和低温应保持稳定，波动范围皆不能超过5％，空气抽吸强度应能使腔内压力范围维持在0.036MPa到0.101MPa之间的某一值；第一空气腔后的温度和压力传感器分别用于测量并监测第一空气腔出口进气的温度和压力，并对第一空气腔和气体抽吸系统之间的止回阀进行调节以控制抽吸作用，测量范围皆应保证在其量程内；机械增压泵可以在发动机不带增压器时模拟其高空的增压状态，应能为进气提供1-3.2范围之间的压比，同时满足高空工况的进气流量要求，优选地，可采用罗茨泵或离心式机械泵实现；机械增压泵后的换热器调整增压后的进气温度以更准确地模拟高空增压后的进气状态，其应能满足正负30℃的调整范围；旁通阀在发动机自带增压系统时可打开，以减弱或不使用辅助增压系统，其开度范围应为0-100％；气体流量计用于测量进气流量，根据所测流量和目标流量可调整所述的辅助增压系统控制阀，测量范围皆应保证在其量程内。
发动机性能测试系统3包括动力性能测量装置、换气性能测量装置304、以及机体状态与环境维持装置。动力性能测量装置包含电力测功机302和油耗仪303，其中电力测功机用于测量发动机301在高空状态的功率和扭矩，发动机转速和功率测量范围应在测功机量程内，优选地，功率和扭矩的测量误差应小于0.5％；油耗仪用于测量耗油率，油耗的测量范围应保证在其量程内，优选地，油耗的测量误差应小于1％；换气性能测量装置包括示踪气注射单元和示踪气采样与分析单元，具体实施方案在附图2中详细阐述；
机体状态与环境维持装置包含自控水冷单元305、润滑单元306、燃油供给单元307及机体低温强气流环境维持单元308；自控水冷单元给发动机供给循环冷却液并控制发动机的冷却液温度，其冷却液恒温控制范围应广于高空工况发动机内所需冷却液的温度范围，恒温控制误差在2℃以内；润滑单元供给发动机润滑油并控制滑油的温度和压力，其所供滑油温度压力应满足高空工况发动机的需求，供应流量稳定，波动在3％以内；燃油供给单元供给所需燃油，供应流量需稳定，相同工况下波动在3％以内；低温强气流环境维持系统包含制冷设备和大流量风扇，优选地，大流量风扇可采用轴流风机，用于维持发动机机体在高空所处的低温、强气流的环境，使机身周围空气能稳定在236.2K-288.1K之间，风速应满足高空工况的需求，使性能模拟更为接近高空实际情况。
排气背压控制系统4包括蝶阀401、另一支路上的自由动力涡轮402和排气背压控制系统控制阀403；蝶阀可自动调节自身的开度，用于改变发动机在高空的排气背压状态，其开度范围应为0-100％；自由动力涡轮在发动机不带涡轮增压器时可吸收发动机的排气功，帮助模拟涡轮前的压力状态，其吸功情况可评价排气能量的大小，优选地，自由动力涡轮的落压比、流量规格应与所测发动机的排量相匹配；排气背压控制系统控制阀在发动机自带涡轮增压器时可关闭，以不使用自由动力涡轮，其开度范围应为0-100％。
气体抽吸系统5含有水冷设备501、第二空气腔502、大气补偿支管503、气压调节阀504、气体抽吸系统控制阀505和两台真空泵506。由于发动机的排温较高，不能直接进入真空泵，水冷设备用于冷却排气，其应能使任何工况流量下进入真空泵的排气温度降至150℃以下；所述的第二空气腔用于稳压，腔内的压力环境即为模拟的高空低压环境，该第二空气腔与辅助增压系统的第一空气腔连通以联合制造高空低压环境，优选地，第二空气腔的容积不小于发动机总排量的100倍，腔内空气被抽吸时，腔内的低压和低温应保持稳定，波动范围皆不能超过5％，空气抽吸强度应能使腔内压力范围维持在0.036MPa到0.101MPa之间的某一值；真空泵用于抽吸排气，以制造第二空气腔内的低压环境，其总流量和吸真空能力应满足两个空气腔的要求；大气补偿支管、气压调节阀和气体抽吸系统控制阀用于平衡真空泵的抽吸状态，最终使第二空气腔的低压维持不变，气压调节阀和气体抽吸系统控制阀的开度范围皆应为0-100％。
附图2是本发明的示踪气体法测量高空换气性能的原理示意图。示踪气体注射单元6包含气瓶601、气瓶开关602、第二过滤器603、流量控制阀604、示踪气流量计605和空气混合腔606。示踪气体注射单元内所有装置和管路都必须符合防爆要求，保证在1MPa压力内密封良好，不发生泄漏；示踪气体为甲烷，所供甲烷应符合工业标准；气瓶为存储甲烷的容器，优选地，其容积应满足发动机运行20小时所需示踪气体量的要求；气瓶开关用于打开或关闭示踪气体传输通道，其开度范围应为0-100％；第二过滤器用于过滤甲烷气瓶中可能存在的水汽和杂质，满足发动机在各高度各工况下的示踪气体的供应流量要求和过滤要求；流量控制阀和示踪气流量计分别用于控制和监测甲烷的流量，阀门的开度范围应为0-100％，流量测量范围皆应保证在流量计量程内，测量误差不超过1％；空气混合腔用于充分混合甲烷和高空状态的低温低压进气，同时分别用示踪气流量计和气体流量计监控进气与示踪气体注射单元流量，比较从进气系统采样的示踪气体与理论完全混合后的示踪气体浓度，确保达到在高空状态均匀混合的要求，优选地，混合腔的容积应不小于发动机总排量的10倍。
示踪气采样与分析单元7包含采样探头701、精滤器702、冷凝器703、油气分离器704、抽吸泵705和红外气体分析仪706。采样探头分别安装在进气道和排气歧管处，用于采集部分进气和排气，优选地，探头的材料应为耐高温防腐蚀材料，如304不锈钢；精滤器用于精滤进排气的杂质和颗粒物，其满足示踪气体采样的流量要求和过滤要求；冷凝器用于冷凝排气，需保证冷却对应流量的排气至70℃以下；油气分离器用于分离排气中的部分油和水汽，其满足示踪气体采样的流量要求和油气分离要求；抽吸泵用于将采样进排气抽入红外气体分析仪，其满足示踪气体采样的流量要求，且流量应可调，优选地，范围应为最大流量的20％-100％；红外气体分析仪用于分析进排气中甲烷的浓度，其满足示踪气体采样的流量要求，优选地，其量程为0-5000ppm，其浓度测量是实时的，其本身的测量精度应小于1％，其测量值与静态浓度分析的测量值偏差应小于2％。从进气歧管采集的样气无需冷凝，经过精滤后被抽入气体分析仪中进行分析；从排气管采样的样气需依次经过冷凝、油气分离、精滤，处理后的气体被抽进分析系统。甲烷与进气充分混合后持续进入缸内，被捕获在缸内的甲烷在燃烧过程中完全燃烧，发生扫气短路的甲烷随着排气流出，通过测定进气和排气系统中甲烷气体的浓度以及发动机的进气量可计算发动机在高空状态的换气性能指标捕获率与充气效率。
高空工况的换气性能参数捕获率和充气效率的计算公式如下：
首先计算给气比。给气比l0定义为每循环流过进气门充量的总质量mi与进气状态下新鲜空气完全充满气缸有效工作容积的充量质量m0之比，它反映了循环进气量的多少，表征发动机在相应工作状态时的进气能力。根据给气比的定义，试验中的给气比通过以下测量参数计算获得：
其中Δt是发动机一个工作循环的时间；Veg是发动机的有效排量，ρs是进气状态下的气体密度，ms为气体流量计测量的发动机总进气流量。
第二步求捕获率。捕获率ηtr定义为换气结束时留在气缸内新鲜充量的质量ma与每循环流过进气门充量的总质量mi之比，它表示了新鲜充量留在气缸以及发生短路直接从排气门跑出的质量比例，直接反映了换气的短路损失情况和充量的有效使用情况，试验中捕获率由下式计算获得：
其中(F/A)ov为油气比，根据试验中耗油率与进气流量计算获得；Xt,e为示踪气体在进气管中的摩尔浓度；Xt,i为示踪气体在排气管中的摩尔浓度；Mair和Mexh分别是进气和排气气体的摩尔质量。
最后计算充气效率。充气效率ηs定义为换气结束时留在气缸内的新鲜充量的质量ma与进气状态下新鲜空气完全充满气缸有效工作容积的充量质量m0的比值，它直观反映该高空工况下换气的综合能力：
可见充气效率可用下式计算获得：
ηs＝l0·ηtr (13)
附图3是本发明的两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验方法的流程图，
具体实施方式为：
1)将发动机连接到高空性能模拟试验平台，包括将发动机输出轴连接至电力测功机，燃油路连接至油耗仪；将发动机的进气口与平台辅助增压系统密封管路相连；将排气口与平台排气背压控制系统密封管路相连；将示踪气注射单元与发动机进气系统连接；将示踪气采样探头分别安装至进气道和排气歧管；检查其他所有高空换气与动力性能测试相关设备完整连接、功能完好。
2)在地面进气条件下将发动机启动开车，待发动机运转至待测转速和负荷工况后，观测发动机在地面状态的各项性能指标与参数，包括功率、扭矩、耗油率、冷却液温度、滑油压力与温度、排气温度等，确保发动机状况正常。
3)确定模拟目标高度，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统，实现目标高度的进气低温与低压，以及排气的低压，确保辅助增压系统和排气背压控制系统的状态和高空时发动机的增压状态一致。
4)待发动机在该目标高度的运行工况稳定后，通过测功机和油耗仪测量目标高度的动力性能指标功率、扭矩和耗油率；并开始高空换气性能的测量：持续向进气道注射甲烷，采集甲烷的浓度控制在3000ppm以下以保证低浓度不影响发动机本身的性能，注射5分钟后，利用燃烧过程中的缸内压力数据计算缸内的燃烧温度，确保进入缸内的甲烷被完全燃烧，监测排温数据确保甲烷在排气道不会达到反应温度后，开始采集进排气中的甲烷并分析浓度。试验中取10组浓度数据求其平均值。
5)重复第三步和第四步，完成发动机在当前转速和负荷工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验。
6)改变发动机转速和负荷工况，重复第二步到第五步，完成发动机所有工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验。
7)依次关闭示踪气注射单元、示踪气采集与分析系统，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统回到地面状态，将发动机停车，结束试验。
以上申请的仅为本申请的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请创造构思的前提下，还可以做出若干变型和改进，这些都属于本申请的保护范围。
Claims (9)
1.一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，包括：包括进气温度控制系统、辅助增压系统、发动机性能测试系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统；
所述的进气温度控制系统包括第一过滤器、冷凝机、换热器、进气总管、蒸汽发生器、第一温度和压力传感器；第一过滤器后通过进气温度控制系统第一控制阀连接冷凝机，通过进气温度控制系统第二控制阀连接第一换热器，空气在两支路控制阀的控制下分流进入冷凝机和第一换热器，空气通过冷凝机和第一换热器后在进气总管合流，蒸汽发生器通过蒸汽调节阀连接进气总管，进气总管上设有第一温度和压力传感器；
所述的辅助增压系统包括第一空气腔、第二温度与压力传感器、辅助增压系统控制阀、机械增压泵、第二换热器、旁通阀与气体流量计；
第一空气腔连通进气温度控制系统的进气总管，第一空气腔后的辅助增压系统管路上设有第二温度与压力传感器，该辅助增压系统管路在第二温度与压力传感器后分成两路，其中第一路通过辅助增压系统控制阀连接机械增压泵，机械增压泵连接第二换热器；第二路上设有旁通阀，并在第二换热器后与第一路汇合为汇合管路，该汇合管路上设有气体流量计，并连接发动机性能测试系统；
发动机性能测试系统内设有发动机，发动机与辅助增压系统中，设有气体流量计的汇合管路连通，该汇合管路在气体流量计后同时设有第三温度和压力传感器；发动机性能测试系统还包括：动力性能测量装置、换气性能测量装置、以及机体状态与环境维持装置；所述的动力性能测量装置包含与发动机相连的电力测功机和油耗仪，所述的换气性能测量装置包括示踪气注射单元和示踪气采样与分析单元；所述的机体状态与环境维持装置包含与发动机相连自控水冷单元、润滑单元、燃油供给单元；以及机体低温强气流环境维持单元；
排气背压控制系统与发动机排气歧管相连，该排气歧管上设有第四温度和压力传感器，该排气歧管后的管路在排气背压控制系统分为两个支路，其中第一支路上设有蝶阀，第二支路上设有自由动力涡轮和排气背压控制系统控制阀，第一支路和第二支路在排气背压控制系统控制阀后汇合为排气背压控制系统输出管路，并连通到气体抽吸系统的水冷设备，该排气背压控制系统输出管路上设有第五温度和压力传感器；
所述的气体抽吸系统含有水冷设备、第二空气腔、大气补偿支管、气压调节阀、气体抽吸系统控制阀和两台真空泵。水冷设备连通第二空气腔，该第二空气腔与辅助增压系统的第一空气腔连通以联合制造高空低压环境，第二空气腔后分为两路，其中一路通过气体调节阀与大气补偿支管量筒，另一路通过气体抽吸系统控制阀连接真空泵；
所述的示踪气体注射单元包含依次串联的气瓶、气瓶开关、第二过滤器、流量控制阀、示踪气流量计和空气混合腔。所述空气混合腔与辅助增压系统相连，并实现示踪气体和来自辅助增压系统的高空状态的低温低压进气的充分混合，同时将混合后的气体连通至发动机进气道；
所述的示踪气采样与分析单元包含红外气体分析仪，发动机进气道依次通过第一采样探头、第一精滤器、第一抽吸泵连接至红外气体分析仪。排气背压控制系统的排气歧管依次通过第二采样探头、冷凝器、油气分离器、第二精滤器和第二抽吸泵连接至红外气体分析仪。
2.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述进气温度控制系统中，所述的第一过滤器用于过滤新鲜空气中的杂质；空气在进气温度控制系统第一控制阀和进气温度控制系统第二控制阀的控制下分流进入冷凝机和换热器，两支路上进气温度控制系统第一、二控制阀的开度范围都为0-100％，所述的冷凝机和第一换热器，以及各自支路上的进气温度控制系统第一、二控制阀，用于协调进入两支路的流量比，以控制连续进入新鲜空气的总温度，其控制总温度的范围为236.2K到288.1K，分别对应海平面和8000米高空的大气环境温度；所述的蒸汽发生器可在进气需要一定湿度时产生水蒸气，由其蒸汽调节阀所在的细管输送至进气总管并与新鲜空气充分混合；第一温度和压力传感器分别用于测量并监测冷凝后进气的温度和压力，并对冷凝机、第一换热器和进气温度控制系统第一、二控制阀进行反馈控制，以保证进气在经过进气温度控制系统后具备所需的温度与压力。
3.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述辅助增压系统中，所述的第一空气腔与气体抽吸系统相通，腔内空气被抽吸以形成低压，结合温度控制系统形成的低温，腔中空气的低温低压状态即为对应模拟高空高度的环境状态。腔中的压力范围为0.036MPa到0.101MPa，分别对应海平面和8000米高空的大气环境压力；所述第一空气腔后的第二温度和压力传感器分别用于测量并监测第一空气腔出口进气的温度和压力，并对第一空气腔和气体抽吸系统之间的止回阀进行调节以控制抽吸作用，最终保证第一空气腔出口的进气具备所需的温度和压力；所述的机械增压泵可为高空进气提供1-3.2之间的压比，可以在发动机不带增压器时模拟其高空的增压状态；所述机械增压泵后的第二换热器可调整增压后的进气温度，以更准确地模拟高空增压后的进气状态；所述的旁通阀在发动机自带增压系统时可打开，以减弱或不使用辅助增压系统；所述的气体流量计用于测量进气流量，根据所测流量和目标流量可调整所述的辅助增压系统控制阀。
4.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述发动机性能测试系统中，所述的电力测功机用于测量发动机在高空状态的功率和扭矩，所述的油耗仪用于测量耗油率；所述的自控水冷单元、润滑单元、燃油供给单元分别控制发动机的冷却液温度、润滑油温度和压力、供给所需燃油；所述的低温强气流环境维持系统包含制冷设备和大流量风扇，用于维持发动机机体在高空所处的低温、强气流的环境，使性能模拟更为接近高空实际情况。
5.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述排气背压控制系统中，所述的蝶阀可自动调节自身的开度，用于改变发动机在高空的排气背压状态；所述的自由动力涡轮在发动机不带涡轮增压器时可吸收发动机的排气功，帮助模拟涡轮前的压力状态，其吸功情况可评价排气能量的大小；所述的排气背压控制系统控制阀在发动机自带涡轮增压器时可关闭，以不使用自由动力涡轮。
6.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述气体抽吸系统中，所述的水冷设备用于冷却排气，使进入真空泵的排气温度降至150℃以下；所述的第二空气腔用于稳压，腔内的压力环境即为模拟的高空低压环境，该空气腔与辅助增压系统的第一空气腔连通以联合制造高空低压环境；所述的真空泵用于抽吸排气，以制造第二空气腔内的低压环境；所述的大气补偿支管、气压调节阀和气体抽吸系统控制阀用于平衡真空泵的抽吸状态，最终使第二空气腔的低压维持不变。
7.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述示踪气体注射单元中，所述的示踪气体为甲烷，所述的气瓶为存储甲烷的容器；所述的气瓶开关用于打开或关闭示踪气体传输通道；所述的第二过滤器用于过滤甲烷气瓶中可能存在的水汽和杂质；所述的流量控制阀和示踪气流量计分别用于控制和监测甲烷的流量；所述的空气混合腔用于充分混合甲烷和高空状态的低温低压进气，同时分别用示踪气流量计和气体流量计监控进气与示踪气体注射单元流量，比较从进气系统采样的示踪气体与理论完全混合后的示踪气体浓度，确保达到在高空状态均匀混合的要求。
8.根据权利要求1所述的一种两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验平台，其特征在于，所述的示踪气采样与分析单元中，所述的采样探头分别安装在进气道和排气歧管处，用于采集部分进气和排气；所述的精滤器用于精滤进排气的杂质和颗粒物；所述的冷凝器用于冷凝排气；所述的油气分离器用于分离排气中的部分油和水汽；所述的抽吸泵用于将采样进排气抽入红外气体分析仪；所述的红外气体分析仪用于分析进排气中甲烷的浓度，其量程为0-5000ppm，其浓度测量是实时的，测量精度与静态浓度分析的测量偏差小于2％。从进气歧管采集的样气无需冷凝，经过精滤后被抽入气体分析仪中进行分析；从排气管采样的样气需依次经过冷凝、油气分离、精滤，处理后的气体被抽进分析系统。甲烷与进气充分混合后持续进入缸内，被捕获在缸内的甲烷在燃烧过程中完全燃烧，发生扫气短路的甲烷随着排气流出，通过测定进气和排气系统中甲烷气体的浓度以及发动机的进气量可计算发动机在高空状态的换气性能指标捕获率与充气效率。
9.一种采用权利要求1-8任一项所述平台进行两冲程航空活塞发动机高空换气与动力性能模拟试验的方法，其特征在于：包括如下步骤：
(1)将发动机连接到高空性能模拟试验平台，包括将发动机输出轴连接至电力测功机，燃油路连接至油耗仪；将发动机的进气口与平台辅助增压系统密封管路相连；将排气口与平台排气背压控制系统密封管路相连；将示踪气注射单元与发动机进气系统连接；将示踪气采样探头分别安装至进气道和排气歧管；
(2)在地面进气条件下将发动机启动开车，待发动机运转至待测转速和负荷工况后，观测发动机在地面状态的各项性能指标与参数，包括功率、扭矩、耗油率、冷却液温度、滑油压力与温度、排气温度等，确保发动机状况正常；
(3)确定模拟目标高度，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统，实现目标高度的进气低温与低压，以及排气的低压，确保辅助增压系统和排气背压控制系统的状态和高空时发动机的增压状态一致；
(4)待发动机在该目标高度的运行工况稳定后，通过测功机和油耗仪测量目标高度的动力性能指标功率、扭矩和耗油率；并开始高空换气性能的测量：持续向进气道注射甲烷，采集甲烷的浓度控制在3000ppm以下以保证低浓度不影响发动机本身的性能，注射5分钟后，利用燃烧过程中的缸内压力数据计算缸内的燃烧温度，确保进入缸内的甲烷被完全燃烧，监测排温数据确保甲烷在排气道不会达到反应温度后，开始采集进排气中的甲烷并分析浓度。试验中取10组浓度数据求其平均值；
(5)重复第(3)步和第(4)步，完成发动机在当前转速和负荷工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验；
(6)改变发动机转速和负荷工况，重复第(2)步到第(5)步，完成发动机所有工况下所有目标高度的换气与动力性能的模拟试验；
(7)依次关闭示踪气注射单元、示踪气采集与分析系统，同步调整进气温度控制系统、辅助增压系统、排气背压控制系统、以及气体抽吸系统回到地面状态，将发动机停车，结束试验。
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112684718A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-04-20 | 南京航空航天大学 | 一种航空发动机燃油调节器背压模拟装置 |
| CN113532868A (zh) * | 2021-05-27 | 2021-10-22 | 中国航发南方工业有限公司 | 涡轴型发动机试车台进气加温系统 |
| ES2875173A1 (es) * | 2021-03-11 | 2021-11-08 | Univ Valencia Politecnica | Dispositivo y procedimiento de emulacion de sistemas de sobrealimentacion |
| CN113849987A (zh) * | 2021-11-03 | 2021-12-28 | 中国民用航空飞行学院 | 一种活塞发动机的性能测试方法、装置、电子设备及介质 |
| CN114109616A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-03-01 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种发动机高空起动供油调节方法、装置和系统 |
| CN114755018A (zh) * | 2022-04-07 | 2022-07-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法 |
Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101231215A (zh) * | 2008-02-28 | 2008-07-30 | 北京航空航天大学 | 航空发动机燃油系统高空性能试验装置及其试验方法 |
| CN101672729A (zh) * | 2009-10-14 | 2010-03-17 | 清华大学 | 高空低气压内燃机压气机特性模拟试验台 |
| CN102023096A (zh) * | 2010-11-15 | 2011-04-20 | 北京航空航天大学 | 一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置及其试验方法 |
| CN102221467A (zh) * | 2011-04-02 | 2011-10-19 | 北京航空航天大学 | 一种活塞式发动机高空模拟试验系统 |
| CN102252854A (zh) * | 2011-04-27 | 2011-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种高空模拟系统中发动机进、排气压力控制方法 |
| CN102338700A (zh) * | 2011-05-19 | 2012-02-01 | 北京航空航天大学 | 一种活塞式发动机高空模拟试验发动机排气冷却系统 |
| CN104634578A (zh) * | 2015-03-09 | 2015-05-20 | 北京动力机械研究所 | 航空用涡轮增压内燃机全环境高空试验系统及试验方法 |
| CN205333312U (zh) * | 2016-01-08 | 2016-06-22 | 北京象限空间科技有限公司 | 一种模拟高空环境下发动机起动的测试系统 |
| US20180088004A1 (en) * | 2015-03-17 | 2018-03-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Fuel system smart node |
| CN208520586U (zh) * | 2018-07-06 | 2019-02-19 | 山东飞奥航空发动机有限公司 | 一种小型活塞式内燃机高空试车台 |
| CN208672312U (zh) * | 2018-09-03 | 2019-03-29 | 陕西核普机电科技有限公司 | 模拟高空的低温低压试验舱 |
| CN210690062U (zh) * | 2019-10-27 | 2020-06-05 | 楼蓝科技(江苏)有限公司 | 一种用于燃气轮机空气流量调试的流量台系统 |
-
2020
- 2020-06-22 CN CN202010576846.5A patent/CN111927623B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101231215A (zh) * | 2008-02-28 | 2008-07-30 | 北京航空航天大学 | 航空发动机燃油系统高空性能试验装置及其试验方法 |
| CN101672729A (zh) * | 2009-10-14 | 2010-03-17 | 清华大学 | 高空低气压内燃机压气机特性模拟试验台 |
| CN102023096A (zh) * | 2010-11-15 | 2011-04-20 | 北京航空航天大学 | 一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置及其试验方法 |
| CN102221467A (zh) * | 2011-04-02 | 2011-10-19 | 北京航空航天大学 | 一种活塞式发动机高空模拟试验系统 |
| CN102252854A (zh) * | 2011-04-27 | 2011-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种高空模拟系统中发动机进、排气压力控制方法 |
| CN102338700A (zh) * | 2011-05-19 | 2012-02-01 | 北京航空航天大学 | 一种活塞式发动机高空模拟试验发动机排气冷却系统 |
| CN104634578A (zh) * | 2015-03-09 | 2015-05-20 | 北京动力机械研究所 | 航空用涡轮增压内燃机全环境高空试验系统及试验方法 |
| US20180088004A1 (en) * | 2015-03-17 | 2018-03-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Fuel system smart node |
| CN205333312U (zh) * | 2016-01-08 | 2016-06-22 | 北京象限空间科技有限公司 | 一种模拟高空环境下发动机起动的测试系统 |
| CN208520586U (zh) * | 2018-07-06 | 2019-02-19 | 山东飞奥航空发动机有限公司 | 一种小型活塞式内燃机高空试车台 |
| CN208672312U (zh) * | 2018-09-03 | 2019-03-29 | 陕西核普机电科技有限公司 | 模拟高空的低温低压试验舱 |
| CN210690062U (zh) * | 2019-10-27 | 2020-06-05 | 楼蓝科技(江苏)有限公司 | 一种用于燃气轮机空气流量调试的流量台系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 袁领双: "航空活塞发动机高空模拟试验台温度系统研究", 《中国工程科学》 * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112684718A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-04-20 | 南京航空航天大学 | 一种航空发动机燃油调节器背压模拟装置 |
| ES2875173A1 (es) * | 2021-03-11 | 2021-11-08 | Univ Valencia Politecnica | Dispositivo y procedimiento de emulacion de sistemas de sobrealimentacion |
| WO2022189684A1 (es) * | 2021-03-11 | 2022-09-15 | Universitat Politecnica De Valencia | Dispositivo y procedimiento de emulación de sistemas de sobrealimentación |
| CN113532868A (zh) * | 2021-05-27 | 2021-10-22 | 中国航发南方工业有限公司 | 涡轴型发动机试车台进气加温系统 |
| CN113849987A (zh) * | 2021-11-03 | 2021-12-28 | 中国民用航空飞行学院 | 一种活塞发动机的性能测试方法、装置、电子设备及介质 |
| CN113849987B (zh) * | 2021-11-03 | 2022-06-14 | 中国民用航空飞行学院 | 一种活塞发动机的性能测试方法、装置、电子设备及介质 |
| CN114109616A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-03-01 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种发动机高空起动供油调节方法、装置和系统 |
| CN114109616B (zh) * | 2021-11-05 | 2023-09-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种发动机高空起动供油调节方法、装置和系统 |
| CN114755018A (zh) * | 2022-04-07 | 2022-07-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111927623B (zh) | 2021-06-04 |
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