多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统及控制方法
【专利摘要】本发明涉及适用于多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统及控制方法，包括气缸、排气口、扫气口、复合环量导叶、导叶驱动装置、涡轮增压器、电子控制器、节气门位置传感器、压力传感器、流量传感器、转速传感器、大气压力传感器和桨距传感器。所述扫气口至少有一个扫气口，所述扫气口侧边缘与直径小于缸径的同心圆相切。所述扫气口至少有一个所述复合环量导叶。通过预先标定，对于适用燃料、螺旋桨桨距、海拔高度和发动机节气门位置，形成复合环量导叶最优位置图谱族。发动机实际工作中，根据传感器信号给定复合环量导叶位置的目标值，由电子控制器对导叶驱动装置的步进电机旋转角进行反馈调节。
【专利说明】多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统及控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空活塞发动机领域，具体涉及到一种航空重油发动机双环量旋流扫气系统及控制方法。
【背景技术】
[0002]在轻型通用飞机及中小型无人机的动力装置中，航空活塞发动机占据着统治地位。传统的航空活塞发动机一般以汽油为燃料，但随着社会需求发展，其发展受到极大限制。一方面，随着原油价格上升以及石油炼制成本上升，航空汽油价格变得高昂；另一方面，军事领域为了降低物流成本和安全风险，倾向采用航空煤油作为活塞发动机燃料。这些情况造成传统航空活塞汽油机使用受限，使得以柴油、航空煤油、生物柴油为燃料的压燃式多燃料二冲程航空重油活塞发动机成为中小型航空器替代动力装置之一。
[0003]扫气过程是二冲程发动机工作过程的关键部分之一，扫气过程极大地影响了进入发动机新鲜充量的质量和缸内气流组织，影响发动机的燃烧品质及整体性能指标。按照气流在气缸内的流动形式可分为以下基本类型:(I)横流扫气方式，即扫气口与排气口对置，扫气气流由扫气口进入气缸后，横越过气缸轴线，经排气口排出，缺点是扫气易短路溢出，扫气效率较低；(2)回流扫气方式，扫气气流先横越气缸轴线至排气口对侧的半个气缸内，而后再折回气缸轴线驱赶废气自排气口排出，扫气呈回线状流动；(3)直流扫气方式，分为气口 -气门式和对置活塞式两种，扫气口与排气门(口)分别布置在气缸两端，扫气在缸内形成涡流，沿气缸轴线排出废气，扫气流动沿气缸轴线是单向的。直流扫气短路损失少，扫气效率高。目前，回流扫气方式和直流扫气方式应用较为广泛。
[0004]如专利CN102996227A公开了一种对置活塞式二冲程发动机，属于直流扫气方式；又如专利CN103573383A公开了一种带有扫气通路的二冲程发动机，属于回流扫气方式；又如专利CN103291448A公开了一种自由活塞内燃发电机回流扫气系统气口参数设计方法，面向于回流扫气方式。
[0005]但是，上述装置及方法对于多燃料航空重油发动机具有一定局限性，不能充分适应多燃料航空重油发动机的工作需求。首先，由于多燃料航空重油发动机采用非预混燃烧，一般需要适当的进气涡流提高燃料雾化及燃烧品质。其次，由于柴油、航空煤油、生物柴油的燃料物理性质不同，因此，不同燃料所需的最佳进气涡流涡流比也不同。再次，对于航空应用，发动机必须尽量降低装置重量，提高功重比，同时降低装置的复杂程度。最后，多燃料航空重油发动机必须适应螺旋桨的速度负载特性，且符合高度特性需求。综合以上需求及基本扫气方式的特点，横流扫气方式和回流扫气方式均无法产生进气涡流，而直流扫气方式则需增加气门或者活塞，增加了装置重量及复杂程度，并且进气涡流涡流比不能调节。因此，需要针对多燃料航空重油发动机提出相应的扫气方式、扫气系统及控制方法，以满足发动机性能指标的目的。
【发明内容】
[0006]本发明的目的在于提供一种适用于多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统及控制方法，为实现上述目的，本发明采用以下系统装置和控制方法。
[0007]本发明的系统装置，包括气缸、排气口、扫气口、复合环量导叶、导叶驱动装置、涡轮增压器、电子控制器、节气门位置传感器、压力传感器、流量传感器、转速传感器、大气压力传感器和桨距传感器。所述扫气口经进气管与所述涡轮增压器的压气机相连，所述排气口经排气管与所述涡轮增压器的涡轮相连。所述复合环量导叶安装在扫气口内，可在所述导叶驱动装置驱动下沿气缸轴线方向移动。所述节气门位置传感器、所述压力传感器、所述流量传感器、所述转速传感器、所述大气压力传感器和所述桨距传感器所测得的信号经信号线传至所述电子控制器。所述电子控制器发出控制信号控制所述导叶驱动装置。
[0008]所述扫气口和所述排气口位于气缸远离缸盖的一端。所述扫气口至少有一个气口，所述扫气口上边缘与缸壁(或气缸轴线)所成的锐角夹角小于70度，所述扫气口侧边缘与直径小于缸径的同心圆相切。所述扫气口至少有一个所述复合环量导叶，所述复合环量导叶与直径小于缸径的同心圆相切，所述与扫气口侧边缘相切同心圆的直径等于与复合环量导叶相切同心圆的直径。所述排气口上边缘与缸盖的距离小于所述扫气口上边缘与缸盖的距离。
[0009]所述导叶驱动装置包括步进电机、丝杆和导叶座构成，所述复合环量导叶固定于所述导叶座。所述步进电机带动所述丝杆转动，所述丝杆的转动带动所述导叶座沿气缸轴线方向移动，所述导叶座带动所述复合环量导叶沿气缸轴线方向移动，所述步进电机旋转角决定复合环量导叶沿气缸轴线方向的位置。
[0010]本发明的控制方法，首先，所述电子控制器通过对所述节气门位置传感器、所述压力传感器、所述流量传感器、所述转速传感器、所述大气压力传感器和所述桨距传感器所测得的信号进行处理，得到节气门位置信号、增压器出口压力信号、增压器出口流量信号、发动机转速信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号。然后，通过复合环量导叶位置计算方法给定复合环量导叶位置的目标值，由电子控制器对所述导叶驱动装置的步进电机旋转角进行反馈调节。
[0011]所述复合环量导叶位置计算方法，对于某种适用燃料，在给定的螺旋桨桨距、海拔高度条件下，通过预先试验，在发动机的转速范围内预先标定出发动机节气门位置及复合环量导叶最优位置，形成一组复合环量导叶最优位置图谱；依次改变螺旋桨桨距、海拔高度，形成复合环量导叶最优位置图谱族。对于不同燃料时，形成相应的复合环量导叶最优位置图谱族。在发动机工作前，调取相应燃料的复合环量导叶最优位置图谱族。在发动机工作过程中，通过接受节气门位置信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号，对复合环量导叶最优位置图谱族插值处理，得到复合环量导叶位置的目标值。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]图1为本发明的多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统示意图。
[0013]图2为本发明的气口、复合环量导叶和导叶驱动装置示意图。
【具体实施方式】
[0014]下面结合附图及实施例，对本发明做更详细的描述。
[0015]本发明的系统装置，包括气缸1、排气口 2、扫气口 3、复合环量导叶4、导叶驱动装置5、涡轮增压器6、电子控制器7、节气门位置传感器8、压力传感器9、流量传感器10、转速传感器11、大气压力传感器12和桨距传感器13。所述扫气口 3经进气管与所述涡轮增压器6的压气机相连，所述排气口 2经排气管与所述涡轮增压器6的涡轮相连。所述复合环量导叶4安装在扫气口 3内，可在所述导叶驱动装置5驱动下沿气缸I轴线方向移动。所述节气门位置传感器8、所述压力传感器9、所述流量传感器10、所述转速传感器11、所述大气压力传感器12和所述桨距传感器13所测得的信号经信号线传至所述电子控制器7。所述电子控制器7发出控制信号控制导叶驱动装置5。
[0016]所述扫气口 3和所述排气口 2位于气缸I远离缸盖的一端。所述扫气口 3至少有一个气口，所述扫气口 3上边缘与缸壁(或气缸I轴线)所成的锐角夹角小于70度，所述扫气口 3侧边缘与直径小于缸径的同心圆相切，所述复合环量导叶4与直径小于缸径的同心圆相切，所述与扫气口 3侧边缘相切同心圆的直径等于与复合环量导叶4相切同心圆的直径。所述排气口 2上边缘与缸盖的距离小于所述扫气口 3上边缘与缸盖的距离。
[0017]所述导叶驱动装置5包括步进电机、丝杆和导叶座构成，所述复合环量导叶4固定于所述导叶座。所述步进电机带动所述丝杆转动，所述丝杆的转动带动所述导叶座沿气缸I轴线方向移动，所述导叶座带动所述复合环量导叶4沿气缸I轴线方向移动。
[0018]当活塞下行至排气口 2上边缘时，排气口 2打开，缸内高温高压废气经排气口 2排出，缸内压力下降。当活塞下行至扫气口 3上边缘时，扫气口 3打开，新鲜充量经扫气口 3，并在复合环量导叶4导流作用下进入气缸I。由于所述扫气口 3侧边缘与直径小于缸径的同心圆相切并且所述复合环量导叶4与直径小于缸径的同心圆相切，沿气缸I圆周方向，扫气气流具有非零入口速度环量。进入气缸I后，扫气气流在气缸I内外围形成扫气涡流。同时由于扫气口 3上边缘与缸壁(或气缸I轴线)所成的夹角，所述扫气涡流在气缸I内外围流向缸盖方向流动。进入缸内的新鲜充量迫使废气继续通过排气口 2排出，同时，由于此时扫气涡流只存在于气缸I内外围区域，因此在气缸I中心区域形成高浓度中心废气区域。扫气涡流在抵达缸盖前，受壁面约束作用，扫气涡流向气缸I中心聚集，并同时向排气口 2流动，此时，扫气涡流推动中心废气区域的高浓度废气向排气口 2排出。缸内扫气气流的流动形式呈现双向的旋流流动，这样，在扫气过程中，形成了进气涡流。
[0019]当复合环量导叶4占据气口部分高度时，复合环量导叶4对气口内不同高度气体的导流作用程度不同，沿气缸I圆周方向，气口内不同高度气体的入口速度环量大小也不同。在复合环量导叶4未占据的高度，复合环量导叶4对该区域气体的导流作用程度较弱，扫气气流以较小的入口速度环量进入气缸I ;而在复合环量导叶4占据的高度,复合环量导叶4对该区域气体的导流作用程度较强，扫气气流以较大的入口速度环量进入气缸I。因此，沿气口高度方向，扫气气流进入气缸I的速度具有复合环量。
[0020]根据双向旋流流动的特性，扫气气流的速度环量会改变扫气涡流外围区域的大小以及进气涡流涡流比。当扫气气流的速度环量较大时，扫气涡流外围区域尺寸较小，中心废气区域尺寸较大，充量系数降低，适用于螺旋桨工况的高负荷区域。当扫气气流的速度环量较小时，扫气涡流外围区域尺寸较大，中心废气区域尺寸较小，充量系数升高，适用于螺旋桨工况的低负荷区域。对于适用于空气螺旋桨工况的多燃料航空重油发动机，不同的工作点所需的扫气气流的速度环量不同，需要根据发动机的工作点对扫气气流流量进行控制。
[0021]本发明的控制方法，对于某种适用燃料，在给定的螺旋桨桨距、海拔高度条件下，通过预先试验，在发动机的转速范围内预先标定出发动机节气门位置及复合环量导叶最优位置，形成一组复合环量导叶最优位置图谱；依次改变螺旋桨桨距、海拔高度，形成复合环量导叶最优位置图谱族。对于不同燃料时，形成相应的复合环量导叶最优位置图谱族。在发动机工作前，调取相应燃料的复合环量导叶最优位置图谱族。在发动机工作过程中，所述电子控制器7通过对所述节气门位置传感器8、所述压力传感器9、所述流量传感器10、所述转速传感器11、所述大气压力传感器12和所述桨距传感器13所测得的信号进行处理，得到节气门位置信号、增压器出口压力信号、增压器出口流量信号、发动机转速信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号。通过接受节气门位置信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号，对复合环量导叶最优位置图谱族插值处理，得到复合环量导叶位置的目标值。由电子控制器7进行对所述导叶驱动装置5的步进电机旋转角进行反馈调节。
[0022]对于多燃料航空重油发动机，本发明的旋流扫气系统及控制方法能够调节入口速度环量，并形成复合速度环量，提高燃料雾化及燃烧品质，提高功重比，适应多种燃料并且适应螺旋桨的速度负载特性，且符合高度特性需求。
【权利要求】
1.一种多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统，其特征在于，包括气缸、排气口、扫气口、复合环量导叶、导叶驱动装置、润轮增压器、电子控制器、节气门位置传感器、压力传感器、流量传感器、转速传感器、大气压力传感器和桨距传感器。所述扫气口经进气管与所述涡轮增压器的压气机相连，所述排气口经排气管与所述涡轮增压器的涡轮相连。所述复合环量导叶安装在扫气口内，可在所述导叶驱动装置驱动下沿气缸轴线方向移动。所述节气门位置传感器、压力传感器、流量传感器、转速传感器、大气压力传感器和桨距传感器所测得的信号经信号线传至所述电子控制器。所述电子控制器发出控制信号控制所述导叶驱动装置。所述扫气口和所述排气口位于气缸远离缸盖的一端，所述扫气口具有至少一个气口。所述扫气口上边缘与气缸轴线所成的锐角夹角小于70度，所述扫气口侧边缘与直径小于缸径的同心圆相切。所述扫气口中安装有至少一个所述复合环量导叶，所述排气口上边缘与缸盖的距离小于所述扫气口上边缘与缸盖的距离。
2.根据权利要求1所述的扫气系统，其特征在于，所述复合环量导叶与直径小于缸径的同心圆相切，所述与复合环量导叶相切同心圆的直径等于与扫气口侧边缘相切同心圆的直径。
3.根据权利要求1所述的扫气系统，其特征在于，所述导叶驱动装置包括步进电机、丝杆和导叶座，所述复合环量导叶固定于所述导叶座。所述步进电机带动所述丝杆转动，所述丝杆的转动带动所述导叶座沿气缸轴线方向移动，所述导叶座带动所述复合环量导叶沿气缸轴线方向移动。
4.根据权利要求1一 3中任一项所述的一种多燃料航空重油发动机复合环量旋流扫气系统的控制方法，其特征在于:所述控制方法包含以下步骤: (1)所述电子控制器通过对所述节气门位置传感器、压力传感器、流量传感器、转速传感器、大气压力传感器和桨距传感器所测得的信号进行处理，得到节气门位置信号、增压器出口压力信号、增压器出口流量信号、发动机转速信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号。 (2)通过复合环量导叶位置计算方法给定复合环量导叶位置的目标值，由电子控制器对所述导叶驱动装置的步进电机旋转角进行反馈调节。
5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，所述复合环量导叶位置计算方法包含如下步骤: (1)对于某种适用燃料，在给定的螺旋桨桨距、海拔高度条件下，通过预先试验，在发动机的转速范围内预先标定出发动机节气门位置及复合环量导叶最优位置，形成一组复合环量导叶最优位置图谱； (2)依次改变螺旋桨桨距、海拔高度，形成复合环量导叶最优位置图谱族。 (3)对于不同燃料，形成相应的复合环量导叶最优位置图谱族。 (4)在发动机工作前，调取相应燃料的复合环量导叶最优位置图谱族。在发动机工作过程中，通过接受节气门位置信号、大气压力及海拔高度信号和螺旋桨桨距信号，对复合环量导叶最优位置图谱族插值处理，得到复合环量导叶位置的目标值。
【文档编号】F02B31/06GK104389675SQ201410476658
【公开日】2015年3月4日 申请日期:2014年9月18日 优先权日:2014年9月18日
【发明者】丁水汀, 杜发荣, 曹娇坤 申请人:北京航空航天大学