高空活塞發動機2級渦輪增壓系統匹配分析

徐 斌，堯 輝，薄 東，于鯨躍

（北京航空航天大學交通科學及工程學院,北京 100191）

高空活塞發動機2級渦輪增壓系統匹配分析

徐 斌，堯 輝，薄 東，于鯨躍

（北京航空航天大學交通科學及工程學院,北京 100191）

為滿足無人機高性能動力要求，改進了某型渦輪增壓活塞式發動機2級渦輪增壓系統。根據發動機工作過程模擬計算原理，利用CFD軟件建立了該型發動機1級渦輪增壓模型，并驗證了該模型的準確性；確定了2級渦輪增壓參數及高、低壓氣機的壓比分配,討論了2級增壓器和中冷器的布置方案,分析了2級渦輪增壓的高空特性,為2級渦輪增壓系統選配了合適的增壓器。

增壓系統；匹配；性能；活塞發動機；仿真模型；無人機

1 引言

隨著無人機飛行高度的提高，對其主要動力裝置之一的增壓活塞發動機的研究也向提高高空性能方向發展。飛行高度提高，高空環境中大氣的壓力、溫度、密度都會大幅度減小，從而對發動機的動力性能產生很大影響。為了消除對發動機在高空運行的不利影響，進一步提高其動力性能，可采用發動機2級渦輪增壓技術。

本文對活塞發動機的關鍵技術之一——高空2級渦輪增壓技術進行了研究。在建立發動機1級渦輪增壓仿真模型的基礎上，對2級渦輪增壓系統進行了改進，解決了發動機高空運行的匹配問題。

2 1級渦輪增壓系統發動機仿真分析

2.1 發動機主要參數

活塞發動機主要參數見表1。

表1 活塞發動機主要參數

2.2 1級渦輪增壓仿真模型的建立和驗證

根據發動機幾何結構，以及發動機在特定工況下的大量特性試驗數據等，建立1級渦輪增壓CFD模型。

設定發動機試驗和計算環境狀態。溫度為20℃，壓力為100.7kPa；計算的工況點：負荷為100%，轉速為 2500～5500r/min，中間間隔為500r/min。

功率、扭矩隨轉速變化的計算結果與試驗對比情況如圖1、2所示。

經計算驗證，1級渦輪增壓仿真模型的功率、扭矩的絕對誤差均小于5%，說明該模型可靠、準確，發動機參數選擇合理。

2.3 1級渦輪增壓發動機高空特性計算

隨著海拔高度的增加，各項環境參數相應地發生變化，對發動機工作狀況產生很大影響。通過1級渦輪增壓仿真模型計算得到的輸出功率和轉矩隨飛行高度的變化曲線如圖3、4所示。

仿真分析顯示，1級渦輪增壓發動機飛行高度達到約4750m以后，發動機整體動力性能明顯下降，已經不能滿足更高的飛行要求。其主要原因是在5000m高空以上，大氣環境（大氣溫度、壓力、密度）惡化，已經超出單級渦輪增壓器的有效工作范圍。

3 2級渦輪增壓系統建立

鑒于1級渦輪增壓發動機不能滿足更高的飛行要求，為了提高該型發動機的高空使用極限，重新設計了渦輪增壓系統，即采用2級渦輪增壓系統，使發動機在10000m高度時，仍然能夠保持地面功率狀態。

2級渦輪增壓系統的總體設計目標是：在10000m高空、100%負荷、額定轉速為5500r/min時，輸出功率為70.5kW。確定總增壓參數是保證發動機與增壓器能夠良好匹配的重要環節。

2級渦輪增壓系統增壓參數見表2。

表2 2級渦輪增壓系統增壓參數

3.1 高、低壓級增壓器布置方案

將2個增壓器串聯或并聯成1個2級渦輪增壓系統，對發動機進行增壓。通過比較和仿真分析，確定采用高、低壓級壓氣機串聯，渦輪機并聯的設計方案，作為在2級渦輪增壓系統中高、低壓級渦輪增壓的布置方案；該方案具有廢氣利用率高、旁通閥控制響應快和發動機參數變化有規律等優點。

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一步提高進氣密度，必須在增壓系統中加裝中冷器。通過比較和仿真分析，確定在低壓級與高壓級之間加裝1個中冷器。

3.3 建立2級渦輪增壓系統仿真模型

基于2級渦輪增壓系統模型的基本結構和參數分析，利用BOOST軟件建立了2級渦輪增壓系統仿真模型，如圖5所示。

4 2級渦輪增壓系統高空特性計算

根據設計目標及增壓器特性參數，選定高壓級壓比為2、低壓級壓比為2.6、增壓器總效率為0.5、壓氣機效率為0.78、增壓器機械效率為0.98、渦輪等效流量系數為0.16。

高空環境因素對發動機動力性能可產生很大影響，所以對發動機在10000m以上飛行海拔高度時的性能應該適當關注；如圖6、7所示。

從圖6、7中可見，發動機在10000m飛行高度的輸出功率和輸出轉矩比地面額定轉速下的要低一些，在9000m以下的工作情況良好。由此可以說，2級渦輪增壓系統基本上達到了設計目標。

5 2級渦輪增壓系統與發動機匹配

在2級渦輪增壓系統設計中，所謂匹配主要包括發動機與壓氣機、發動機與渦輪和壓氣機與渦輪的匹配。最重要的是發動機與壓氣機的匹配。

研究資料表明，國外2級渦輪增壓技術已經非常成熟。而在國內，這方面的研究還處于空白，對具體采用什么方法來匹配2級渦輪增壓系統，目前還沒有明確的結論。

本文探討了在滿足發動機目標工作功率的基礎上選配最佳渦輪增壓器的匹配方法，而未采用根據壓氣機特性曲線選配發動機的傳統匹配思路。

5.1 高、低壓級2級增壓器選配

根據模擬計算和壓氣機特性曲線進行匹配。在壓比分配為6:4的前提下，低壓級壓比從2.6開始以0.1的間隔逐漸減小到2.0；高壓級按照4：6的原則與低壓級對應。此時，發動機工作特性下各工況點的進氣質量與壓比的關系表現為發動機耗氣特性線在高、低壓級壓氣機的折合流量，如圖8所示。

發動機外特性線基本上在如圖8中所示的區域內變化，應穿過高壓級壓氣機和低壓級壓氣機的高效率區。經過對GT系列壓氣機特性圖的分析、對比、計算，選定GT1241為高壓級渦輪增壓器，GT2259為低壓級渦輪增壓器。

5.2 與2級增壓器匹配的發動機理論外特性

高、低壓級壓氣機特性曲線下的發動機理論外特性位置如圖9所示。

從圖9中可見，發動機外特性曲線在高壓級壓氣機（圖中藍色區域）的高效率區域內，發動機外特性曲線也在低壓級壓氣機（圖中紅色區域）的高效率區內。

匹配工作結束后，就可以對原發動機進行實際改進，對選配加裝的渦輪增壓器進行試驗。

6 結論

（1）以模擬仿真方法對原1級渦輪增壓發動機進行了建模分析，從仿真計算數據來看，該模型是可靠的。

（2）1級渦輪增壓發動機在5000m高空的動力性能急劇下降，使得對原機型進行第2級渦輪增壓改進成為必然。最終，采用高、低壓級壓氣機串聯，渦輪并聯和在高、低壓級壓氣機之間加裝中冷器的設計方案，對該方案進行了仿真，結果表明在12000m以下的高空發動機都有較好的動力性能。

（3）選用合適的渦輪增壓器，得到了發動機與渦輪增壓器的性能匹配特性曲線，為進行發動機實地試驗的高空運行研究提供了一定的參考依據。

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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，從事航空發動機增壓技術研究。