风冷活塞式发动机（通用5篇）
风冷活塞式发动机 篇1
摘要：建立了冷却系统传热模型和边界条件计算模型。以缸内燃气压力和温度试验数据为基础, 利用经验公式计算了气缸体内壁与燃气、外部与冷却空气间的传热边界条件。以气缸体温度场计算为切入点对发动机热状态进行研究, 计算并分析了不同飞行高度下气缸体的温度分布;研究了螺旋桨转速对气缸体温度的影响;同时还计算了最大功率工况下保持热状态稳定需要的螺旋桨转速;试验测取了不同高度时的气缸体特征点温度。计算和试验结果表明:在最大功率工况下, 螺旋桨转速不变时, 随着飞行高度的增加发动机热状态逐渐升高;同一飞行高度下, 螺旋桨转速越高, 发动机热状态越低;调节螺旋桨转速能够使气缸体温度稳定在某一范围内;试验与仿真结果的误差小于5%, 满足工程需要。
关键词：内燃机,航空,风冷活塞式发动机,冷却系统,传热模型,热状态
0概述
与涡扇发动机相比, 涡轮-活塞组合发动机具有经济性好、推重比大和研制成本低等特点［１］, 是执行空中通讯、地面海洋侦查、同温层研究等科学任务的高空长航时无人机平台最具吸引力的动力系统。它由1个活塞发动机、1~3级涡轮增压器和1个螺旋桨组成, 根据涡轮的级别有时还包含1个中间冷却器［２］。风冷活塞式发动机是涡轮活塞组合动力系统的主要动力型式, 其冷却系统主要由螺旋桨 (冷却风扇) 、冷却风道及发动机气缸体和气缸盖外部的散热片等组成。随着飞行高度的增加, 大气密度和压力降低, 散热条件恶化, 发动机热状态发生变化, 从而导致其性能下降。因此, 为保证无人机安全飞行, 对不同飞行高度下发动机热状态的研究具有重要意义［３］。
目前, 对活塞发动机热状态的研究基本上停留在子系统仿真和部件试验阶段, 而系统级的热管理研究刚起步, 且这些研究主要面向汽车发动机, 没有涉及高空工作环境下温度、压力、空气密度等大范围变化对发动机热状态的影响［４－５］。本文以某低空无人机用二冲程风冷活塞式发动机冷却系统为研究对象, 以热端部件气缸体的温度场计算为切入点, 建立冷却系统传热模型和边界条件计算模型, 利用Abaqus软件仿真分析冷却系统运行参数对气缸体温度的影响, 为航空用风冷活塞式发动机热管理系统研究奠定理论基础并进行数据积累。
1 风冷活塞式发动机冷却系统传热模型
航空用风冷活塞式发动机冷却系统主要由螺旋桨、发动机气缸盖和气缸体外部散热片等组成, 以空气为冷却介质, 如图1所示。燃料在气缸内燃烧产生的热量为热源, 传递到热端部件 (气缸盖和气缸体) 的热量为Q, 热端部件经冷却空气散失的热量为q, 驱动螺旋桨所需要的功率为P。
1.1 风冷活塞式发动机缸内传热模型
燃料在气缸中燃烧产生的热量, 约30%左右由工质传递给热端部件［６］。工质向气缸壁面的传热方式主要是对流和辐射, 工程上常将两者统一在传热系数中进行考虑。借用一维准定常受迫紊流传热公式, 缸内传热模型［７］为
式中, Q为工质向热端部件传热量, W;αｇ为瞬时传热系数, W/ (m２·K) ;Aｇ为热端部件与燃气接触面积, m２;Tｇ为燃气温度, K;Tｗ为与燃气接触的壁面温度, K。热端部件包括气缸盖和气缸体, 气缸体传热量约占热端部件传热量的55%［８］。
1.2 热端部件传热模型
对于风冷活塞式发动机, 为了使热端部件在合适的温度范围工作, 通常在其外表面设置不同尺寸的散热片以增加散热面积。散热片的总面积主要由发动机功重比决定。冷却空气通过散热片进行传热时, 传热量q的计算模型为
式中, q为热端部件向冷却空气的传热量, J;C为总传热系数, ;A;垂直于热流方向的平均传热面积, m２;Tｗ和Tｆ分别为热端部件温度和冷却空气温度, K;δｉ为第i个散热片厚度, m;λｉ为第i个散热片的导热系数, W/ (m·K) ;αｆ为热端部件与冷却空气的传热系数, W/ (m２·K) 。
1.3 冷却系统传热模型
由图1所示的热量传递方式, 建立冷却系统传热模型, 即系统的热平衡方程为
式中, c为热端部件比热容, J/ (kg·℃) ;m为热端部件质量, kg;Δt为热端部件温升, ℃。
1.4 螺旋桨模型
本文研究的低空无人机推进系统中, 螺旋桨与发动机曲轴直接相连, 其转速与发动机转速相同, 是冷却空气的唯一动力源。为研究无人机飞行速度对热端部件温度的影响, 建立螺旋桨模型:
式中, n为螺旋桨转速, r/min;K为与结构有关的系数;v为飞行速度, m/s。
2 风冷活塞式发动机传热边界条件
为研究气缸体热状态, 首先要确定燃气侧和空气侧的传热边界条件。发动机工作时, 气缸体内侧温度高达2500℃, 而外侧为冷却空气, 冷却空气温度与无人机飞行高度有关, 通常在零下几十度到几十度范围内变化。燃气侧和冷却空气侧均以对流为主要传热方式, 故采用第三类边界条件。因此, 应首先确定燃气温度、燃气与缸壁的传热系数、散热片与冷却空气的传热系数和冷却空气温度等。
2.1 气缸内燃气侧传热边界条件
燃气与气缸内壁的传热系数经验公式有很多, 本文选用航空活塞发动机瞬时传热系数随曲轴转角变化的经验公式［７］:
式中, pｇ为燃气压力, MPa;Tｇ为燃气温度, K;Cｍ为活塞平均速度, m/s。
由式 (5) 可知, 瞬时传热系数与燃气压力和温度密切相关。为精确计算边界条件, 试验测量了燃气压力和温度随曲轴转角的变化, 并由此计算燃气瞬时传热系数随曲轴转角的变化, 如图2所示。
由于活塞的往复运动使燃气与气缸壁面的接触时间不同, 因此沿气缸中心线方向传热系数并非常数。本文选择文献[9]提出的经验公式计算距离气缸体顶端h处的平均传热系数αｍ (h) 和燃气平均温度Tｒｅｓ (h) :
式中, h为零点对应于上止点的轴向距离;β=h/S, S为活塞行程;k１、k２为与发动机结构参数有关的常数, k１=0.537 (S/D) ０．２４, k２=1.45k１, 其中D为气缸直径, 代入算例发动机参数计算得k１=0.518, k２=0.751;αｍ (0) 和Tｒｅｓ (0) 分别为始终与燃气接触的上止点处平均传热系数和燃气平均温度。
对于二冲程活塞发动机, 1个循环内燃气平均温度和平均传热系数计算式［９－１０］为
施加边界条件时, 把气缸体内壁面沿轴线方向分成m个区域。验证表明当m≤5时各区域传热系数值差别较大, 当m≥7时远离上止点的几个区域传热系数值基本相同。故选取m=6, 由式 (6) 和式 (7) 计算得到不同区域的缸内平均传热系数αｍ (h) 和燃气平均温度Tｒｅｓ (h) 值见表1, 每个区域的底边至气缸体顶端的距离h也列于表1。
2.2 气缸体外部传热边界条件
冷却空气在气缸体外部散热片之间的流动状态与无人机飞行速度有关。散热片传热系数αｆ计算公式［７］为:
式中, Re为雷诺数, Re=vde/vf, 其中v为空气流速, vf为空气运动黏度, Re<2200时空气流动为层流, 2200<Re<10 000时为过渡流, Re>10 000时为湍流;Pr为普朗特数, Pr=vf/a, 其中a为热扩散率;λc为空气导热系数, W/ (m·K) ;de为散热片当量直径, , mm, 其中F和U分别为散热片面积和周长;εR为弯管修正系数, ;εT为温度修正系数, ;εL为流道长度修正系数, εL=1.13;L为流道长度, m;R为流道曲率半径, m。
当飞行高度变化时, 冷却空气状态参数发生变化, 散热片传热系数随之变化, 图3为某飞行速度下计算得到的传热系数随飞行高度H的变化曲线。迎风面是指冷却空气来流的方向, 背风面则指冷却空气流出的方向。
3 发动机热状态仿真计算与试验验证
3.1飞行高度对发动机热状态的影响
为研究无人机飞行高度对发动机热状态的影响, 以气缸体为研究对象, 建立几何模型并进行网格划分, 采用流固耦合技术计算气缸体温度场。考虑到进排气口部分的流线形几何形状和散热片端部小圆角形状, 主要采用四面体和六面体混合网格, 少部分五面体网格衔接和过渡, 最终生成20 651个网格, 30 719个节点, 如图4所示。
依据前文建立的传热边界条件, 利用Abaqus软件对气缸体进行有限元计算和分析。图5为最大功率工况下飞行高度为0km时气缸体的温度云图。由图5可见:最高温度为483K, 出现在气缸体顶部背风侧;最低温度为374K, 位于迎风侧散热片端部。
起飞后, 随着飞行高度的增加, 冷却空气的温度、密度和运动黏度发生变化, 散热片与冷却空气间的传热系数逐渐减小 (图3) ;同时, 由于空气密度减小, 实际进气量减小, 使得发动机最大功率Pｍａｘ有所降低。不同飞行高度下发动机最大功率、最高温度Tｍａｘ和最低温度Tｍｉｎ的计算结果见表2, 其中最大功率数值由GT-Power软件计算得到。
由表2可以看出, 随着飞行高度的增加, 发动机最大功率逐渐减小, 但由于散热条件恶化, 气缸体最高温度和最低温度都有所升高。0km时气缸体温度最低, 3.5km时最高, 由0km变化到3.5km气缸体的最大温差为14℃, 出现在迎风侧气缸体下部的散热片端部。
图6为3.5km时气缸体温度云图。由图6 可以看出, 最高温度和最低温度的部位与0km时相同, 最高温度为495.1K, 最低温度为388.0K。
3.2 螺旋桨转速对发动机热状态的影响
由式 (4) 可知, 螺旋桨转速与飞行速度成正比, 而飞行速度决定冷却空气流速。图7为最大功率工况下螺旋桨转速对气缸体最高温度的影响。由图7可见:同一飞行高度下, 螺旋桨转速越高, 气缸体温度越低;当螺旋桨转速不变时, 随着飞行高度的增加气缸体温度逐渐升高, 最大温差为12℃, 出现在螺旋桨转速较低 (4000r/min) 时。
3.3 气缸体热状态对螺旋桨转速的影响
实际运行中, 随着飞行高度的增加, 气缸体温度逐渐升高, 需要调节冷却系统, 防止温度过高影响发动机的性能和运行安全, 并防止温度过低使燃油经济性恶化。因此, 发动机冷却系统应能够维持气缸体温度不变或变化很小, 这可以通过调节气缸体外部散热片与冷却空气间的传热边界条件来实现, 其基本调节量为螺旋桨转速。
图8为最大功率工况下螺旋桨转速n随飞行高度的变化情况, 它是维持气缸体最高温度为483K (0km时最高温度) 所需要的螺旋桨转速, 计算精度为±2K。计算时首先设定边界条件, 然后按照要求的边界条件由式 (8) ~式 (10) 和式 (4) 换算得到不同飞行高度下的螺旋桨转速。
由图8可见, 为了使气缸体热状态维持在0km时的温度水平, 螺旋桨转速应随飞行高度的增加而降低, 且H<1.5km降低速率较大, 超过1.5km时逐渐减小。这主要是因为当飞行高度由1.5km升高到3.5km时, 发动机功率明显减小 (表2) , 缸内燃料燃烧释放的热量减少, 发动机本身的温度水平有所降低, 但由于空气密度和黏度随高度增加而减小, 使得气缸体与冷却空气间的传热系数减小, 散热条件恶化。因此, 为了使气缸体热状态保持不变, 应适当调整螺旋桨转速。
3.4 试验验证
仿真结果的准确性与传热边界条件的精确计算密切相关, 而确定边界条件时有许多与发动机结构有关的经验系数。为验证本文传热模型的有效性和热状态计算结果的准确性, 对气缸体特征点温度进行了测量。图9为某航空用风冷活塞式发动机台架试验测试现场, 台架试验测取了0km时的特征点温度, 安装在某型号无人机上测取了不同飞行高度下的特征点温度。试验中采用K型热电偶, 用电容焊将其焊接在气缸体的特征点上。
依据仿真结果, 最高温度483K出现在背风侧的气缸体上边缘附近 (记作A点) , 最低温度374K出现在迎风侧气缸体下部最后一个散热片的端部附近 (记作B点) 。把A、B点作为特征点, 此外还选取其他特征点, 本文中不做介绍。测量结果见表3。对比表3和表2数据可见, 计算得到最高温度和最低温度的最大误差分别为4.5%和3.3%, 能够满足工程计算的要求。
4 结论
(1) 建立的航空用风冷活塞式发动机冷却系统传热模型, 能够预测不同飞行高度下螺旋桨转速对气缸体温度的影响, 或同一飞行高度不同螺旋桨转速时的气缸体温度。经试验验证, 最高温度和最低温度的误差分别为4.5%和3.3%, 能够满足工程计算的要求。
(2) 无人机飞行高度从0~3.5km变化时, 可通过调节螺旋桨转速使气缸体温度维持在0km时的温度水平。本文建立的冷却系统传热模型可以作为未来航空用风冷活塞式发动机热管理系统电控单元编程的主要依据。
参考文献
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风冷活塞式发动机 篇2
1 PLC控制系统的特点
以常见的八台 (两台为一组) 活塞式制冷压缩机组成的制冷系统为例, 配套控制系统选用西门子S7—200系列中型号为CPU226可编程控制器作为控制核心。具体特点如下:
(1) 温度传感器采用EM231热电阻模块来采集并传递温度信号, 配以铂电阻形成的模拟量采集模块, 并采用12位A/D转换器, 转换后的数据即被测温度实际值, 在PLC控制器中就可直接运用。
(2) 以西门子文本显示器TD200作为操作和显示界面。该显示器经济好用, 编程方便。
(3) 采用RS485作为PLC和TD200的通信协议。这使得PLC和TD200可以达到1200米远的通信距离。
2 活塞式风冷热泵机组的功能及控制要求
(1) 压缩机能量调节。控制系统根据被调房间实际温度与设定温度比较结果判断热负荷大小来改变压缩机工作的台数, 以此实现压缩机能量输出的调节, 当能量等于某一压缩机组的0%时控制当前机组停机, 当能量大于本机组的100%时控制另一压缩机组启动。并且要求控制多组压缩机组启动的次数与运行的时间基本均衡。
(2) 故障保护和报警。当活塞式风冷热泵机组运行时, 设置在各故障检测点的传感器将检测到的物理量信号传递给信号转换器转变成开关信号并输入PLC控制系统, 由PLC控制系统实现对各类故障信号应产生的相应的动作控制, 保护机组的其它部分不受到损害, 并给出报警信号。同时监测各类模拟量和温度模块的工作状态。
(3) 启动和停机控制。控制系统应按照要求的开机与停机顺序和时间间隔依次完成对压缩机组各功能部件的开机与停机控制, 实现开机程序控制和停机程序控制的控制功能。
3 PLC控制系统的设计
3.1 机组被控参数的确定和控制器端口的设置
活塞式风冷热泵机组的对象保护包括:压缩机机组的高压保护与低压保护、风机过载保护、压缩机过热过电流保护、润滑油液位保护、油压压差保护等。机组系统保护包括:载冷剂水断流故障保护、载冷剂水温保护、系统外接故障保护、传感器线路检测及模拟量模块电路检测等。控制器端口设置包括:机组开启与停机控制、制冷制热模式转换控制 (四通换向阀换向控制) 、压缩机能量调节控制、喷液阀开启度控制等。系统输出包括:水泵控制信号的输出和报警信号的输出。模拟量模块的检测包括:出水温度检测、回水温度检测、各组压缩机吸排气温度检测, 各组冷凝温度检测等。
3.2 控制功能程序设计
(1) 控制程序主流程设计。控制系统接到开机指令后, 模拟量模块首先对机组进行故障检测, 如有故障, 系统发出报警信号, 同时显示器上显示出故障代码。
(2) 开机、停机及能量调节程序设计。机组开机检测无故障之后首先开启水泵, 同时模拟量模块检测出回水温, 如果水温温差大于设定范围则依次控制打开风机和压缩机, 在压缩机以占总能量25%比例运行30秒后系统自动进人压缩机能量调节程序控制。
活塞式风冷热泵机组的能量调节一般是控制系统根据检测到的水温来判断热负荷的大小, 进而控制三个电磁阀的开启或关闭, 使压缩机组在25%、50%、75%、100%四个能量等级运行。热负荷变化引起压缩机制冷量需求改变, 当达到某一组压缩机制冷量需求的0%时控制当前压缩机组停机, 大于100%时开启另一组压缩机, 水温升高则依次增加能量等级, 直至四组压缩机全部开启;水温降低则依次减少能量等, 直至四组压缩机全停。能量调节过程中水泵继续运行。当机组接到停机指令后, 控制系统首先控制所有压缩机组停机, 再延时2min关闭水泵, 5min后关闭风机。
(3) 故障保护程序设计。当出现故障时, 与各种故障相应的端口和参数输送给控制系统, 控制系统根据不同的端口和参数的类型不同延长不同的时间后产生相应的故障信号, 这可以防止某些干扰以确保故障的真实性。例如:当某一压缩机组出现故障时控制机组停止运行, 并将启动信号输送给另一组压缩机;当系统出现故障时整个机组全部停机。同时会在TD200文本显示器上显示出故障信息, 故障排除后方可在TD200上复位, 否则无法进行。
(4) 融霜程序设计。当蒸发器结霜时机组性能变差, 使得出回水温差变小。为此, 在进行融霜程序设计时, 须将下几个条件纳入考虑范围:机组以制热模式运行、压缩机连续运行30分钟、回出水温差小于2℃、翅片温度低于-2℃, 当系统同时满足以上条件时系统方进入融霜状态。
4 结束语
PLC控制系统在活塞式风冷热泵机组中的实际工程应用证明了采用PLC控制系统控制活塞式风冷热泵机组, 机组的可靠性和适用性得到了提高, 控制过程也更具有可调性。
参考文献
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航空活塞式发动机的燃油管理 篇3
1 航空汽油的概念
目前, 所使用的航空燃料主要有两大类:航空汽油和航空煤油, 分别适用不同类型的飞机发动机, 航空汽油是用在活塞式航空发动机的燃料。
1.1 航空汽油的辛烷值
燃料当中, 有一种抗爆性很强的燃料, 叫异辛烷, 将它的辛烷值规定为100, 还有一种抗爆性很弱的燃料, 叫正庚烷, 辛烷值规定为0。将这两种燃料按不同的容积比例混合, 这些燃料就具有不同的抗爆性。辛烷数是指混合燃料中异辛烷所占容积的百分数。
航空汽油的辛烷值是由试验比较法确定的。将被测定的汽油和上述按某种比例混合燃料的余气系数调整到1, 如果它们都使用同一台发动机在相同的压缩比下发生爆震, 就说明两种燃料的抗震性相同, 混合燃料的辛烷数就定为被测定汽油的辛烷值。余气系数为1的混合气相对于发动机来说, 是相对贫油的范围, 因此, 辛烷值可以表示发动机贫油时的抗爆性。
1.2 航空汽油的级数
航空汽油富油时燃料的抗爆性是用级数来表示的。将被测定汽油和纯异辛烷分别作为同一台增压发动机的燃料, 将两种燃料混合气的余气系数都调整到0.6, 增加进气压力, 直到发动机刚发生爆震时记下汽缸的平均指示压力。若发动机用纯异辛烷工作, 记得的平均指示压力为20kgf/cm2;若发动机用被测汽油工作时, 平均指示压力为26kgf/cm2, 那么该汽油的级数为:26/20×100=130。
从以上介绍中, 可以看出辛烷数和级数越高的航空汽油抗爆性越好。但我们在使用中必按发动机的要求加相应标号的燃油, 以保证正常工作。
2 活塞式发动机飞行过程中的燃油管理
2.1 飞机启动
对于冷发启动的发动机, 由于温度低, 燃油的汽化质量较差, 启动前注油时应当适当地多注一些燃油。在热发下, 发动机机舱温度较高, 管路中的燃油易汽化并进入进气总管。因此, 可能需要稍微“加注”一些燃油以便使喷嘴管路有油, 并使发动机在开始转动后能够继续运转。
2.2 地面滑行
在地面小转速滑行时, 我们一般采用适当将混合比调贫油的办法, 以避免火花塞被污染。
2.3 起飞
发动机大转速工作状态, 一般用于飞机起飞、爬升和复飞。此时, 余气系数应为最大功率余气系数, 一般设置为0.85左右。既可以保证发动机输出较大功率, 同时较为富油的混合气也可防止发动机过热。
当发动机在最大功率状态下工作时, 单位时间产生热量最多, 发动机温度很高;同时发动机各机件承受的负荷也最大。因此, 起飞工作状态连续工作时间一般不能超过5分钟。
2.4 爬升
飞机爬升阶段一般采用最大连续工作状态。下面, 以赛斯纳 (CESSNA) 172为例, 介绍活塞式发动机飞机在爬升过程中如何获取最好的爬升性能。
为了获得性能、对外可视度以及发动机冷却的最佳组合, 正常的航路爬升应以襟翼收上位、全油门以及大于最佳爬升率速度5~10节的速度进行。密度高度低于3000英尺, 混合比应使用全富油, 密度高度超过3000英尺时应调贫油, 以获得更平稳的运转或最大转速。要获得最大爬升率, 使用最佳爬升率速度。速度低于最大爬升率速度的爬升应在短时间内进行, 以便改善发动机的冷却。
2.5 巡航
为了保证巡航飞机的航程和续航时间, 此时发动机功率通常选择较小, 一般为额定功率的30%~75%。对具体发动机而言, 在巡航功率设置上, 发动机制造商都有其推荐的进气压力和转速值。
在实际巡航时, 当发动机的巡航功率设置好后, 根据飞行的实际需要, 还可通过发动机混合比杆设置发动机的最佳功率状态或最佳经济状态, 以进一步发挥发动机的性能, 具体方法见各飞机的《飞行手册》。
除了功率设定以外, 恰当的调贫油技巧也有助于增大航程。为了实现所推荐的燃油消耗, 应使用排气温度 (EGT) 指示器来对混合比调贫油, 在最高排气温度时, 可以提供最佳燃油经济性。
2.6 下降阶段与进近着陆阶段
飞机的下降阶段与进近着陆阶段一般都采用小转速或慢车状态。
发动机小转速或慢车状态工作时, 混合气较为富油, 发动机温度较低, 电嘴容易积炭;同时发动机工作的稳定性较差。所以, 应适当调贫油或尽可能缩短该状态的使用时间。
2.7 关于转换油箱供油
对于无交输供油装置的燃油系统, 巡航飞行时应交叉左、右油箱的燃油, 不能在一侧油箱的燃油用完后再转换到另一侧的油箱, 这样极易造成供油中断。装有电动增压泵的还应将打开以保证供油稳定。在起飞、着陆阶段或低空飞行时, 不要进行不必要的油箱转换, 转换时, 有电动泵的应该打开电动泵。
3 常见的不正常燃烧和工作情况以及处置方法
3.1 爆震
在一定条件下, 汽缸内混合气的正常燃烧遭到破坏而在未燃混合气的局部出现具有爆炸性的燃烧, 叫做爆震燃烧, 简称爆震。
我们可以通过以下现象来判断爆震的产生:
A.发动机内出现不规则的金属敲击声, 这是由爆震冲击气缸内部组件所致。
B.排气总管周期性的冒黑烟。
C.发动机剧烈振动工作不稳定。
D.发动机功率显著减小, 转速下降。
E.缸局部温度急剧升高, 活塞气门等机件过热或烧毁。
如果发动机一旦发生爆震, 应果断采取措施。首先, 把变矩杆前推, 使其变小矩, 减轻螺旋桨负荷, 加大发动机转速, 其次, 后拉油门杆, 减小进气压力, 这样混合气的充填量减小, 降低了压缩气体的温度与压力;再次, 加强发动机散热, 通过这些措施可减弱或消除爆震。如果发动机被严重损害, 不能继续正常工作时, 应果断进行迫降。
3.2 早燃
压缩过程中, 如果在电嘴跳火以前, 混合气的温度已达到着火温度, 混合气就会自行燃烧。这种发生在点火以前的自燃现象, 叫做早燃。引起发动机早燃的原因主要是汽缸头温度过高和汽缸内部积炭。早燃发生后, 发动机功率减小, 经济型性变差。对多气缸发动机, 如果某些汽缸发生早燃, 因曲拐机构受力不均匀, 会引起发动机强烈振动。若发动机在小转速时发生早燃, 此时曲轴转动惯性较小, 过大的燃气压力将会引起曲轴倒转, 损坏机件。
从早燃发生的特点来看, 对于刚停车的热发动机, 不能随意扳动螺旋桨。因为此时发动机汽缸头温度还很高, 如果扳动螺旋桨, 汽缸中残余的混合气受压缩后可能自燃, 使螺旋桨转动起来, 有伤人的危险。
3.3 过贫油燃烧
如果混合气的余气系数a>1.1, 则为过贫油燃烧。
过贫油燃烧时的现象:
A.发动机功率减小, 经济性变差。
B.汽缸头温度降低。
C.发动机振动。
D.排气管发出短促而尖锐的声音。
E.汽化器回火。
防止过贫油燃烧, 除了正确调整贫富油设置以外, 还应注意发动机在低温条件下启动时, 由于温度低, 汽油不易汽化, 混合气容易过贫油, 易回火, 所以发动机低温启动注油应稍多些。一旦发生汽化器回火, 应立即前推油门杆开大节气门, 使进气气体流速增加, 将火焰吸入汽缸, 消除回火。
3.4 过富油燃烧
如果混合气的余气系数a<0.6, 则为过富油燃烧。
混合气过富油燃烧的现象是发动机功率减小, 经济性变差, 汽缸头温度降低。过富油混合气也存在混合不均, 富油程度不一致。最终使汽缸内燃气压力大小不等, 也会引起发动机振动。
但过富油燃烧与过贫油燃烧比较, 过富油燃烧也有其不同的现象:
A.汽缸内部积炭, 使发动机功率减小, 经济性变差, 严重时还会导致发动机故障。
B.排气管冒黑烟和“放炮”。
防止过富油燃烧, 除了正确调整贫富油设置以外, 还应注意在飞行中, 若收油门过猛, 此时节气门迅速关小, 空气量骤然减少, 而燃油量因系统惯性使其减小滞后, 容易造成暂时的混合气过富油, 而发生排气管“放炮”现象。所以操纵油门要柔和。
4 结语
风冷活塞式发动机 篇4
活塞式发动机指的是借住气体膨胀产生的空气压力, 推动活塞杆上下运动, 从而带动曲柄的运转, 从而把机械能转化为动能的一种发动机产品。这种发动机由于设计简单, 而且应用起来比较方便、维修也不是很复杂, 所以在世界各国的机器装备中都离不开, 应用范围较其他的发动机要广泛的许多。然而一个东西总有两方面, 活塞式发动机汽缸头在使用的过程中经常会出现一些裂纹, 这些裂纹严重的损害了其使用寿命和使用性能, 更严重的可能会引发事故, 尤其是在航天航空、航运船只中。因此, 解决活塞式发动机汽缸头裂纹已经成为首要的问题。在本文中笔者就这一问题进行探讨。
1产生活塞式发动机汽缸头裂纹的主要原因分析
1.1外部因素——操作人员操作存在不当
虽然自从改革开放以来我国的机械制造行业获得了大幅度的提升, 机械行业的技术水平和人员的水平都已经成功地迈上了一个崭新的台阶。但是, 就目前来说我国很多技术人员在水平上还不是很完善, 对于一些基本的技术手段还没有能够很好的掌握。在使用过程中如果操作人员油门杆同变距的手柄存在两者上的操作不配合现象, 就会导致活塞式发动机气缸产生大的空气压力、转速小的工作环境, 这样燃气压力比较高、温度也比较高, 从而出现爆震的现象, 导致汽缸头出现裂纹。
1.2外部因素——检修人员操作存在不当
目前, 我国针对检修这一环节还缺乏专业的、高水平的技术人员。有一些检修人员在检修的过程中没有严格的按照说明书进行, 而是很随意的进行操作, 一出现问题不进行分析首先就打开发动机的外包装部分, 拆卸电阻或者排除问题。这一问题尤其在冬天比较容易产生, 活塞式发动机气缸在工作的过程中温度非常高, 突然打开外包皮, 容易导致温差过大, 温度压力较大, 内外受力迅速发生变化从而产生裂纹。
1.3内部因素——活塞式发动机本身存在出现裂纹的风险
在平时笔者观察了我国的两种主要的发动机, 研究了这些活塞式发动机的工作原理, 笔者发现这些系列的发动机大都是使用宽度较大的气缸 (指的是气缸的内壁直径要比活塞的整个行程要大) , 这样的话火焰传播的距离也会变得更长, 火焰在燃烧的过程中和活塞式发动机内部的氧气反应生成一定的氧化物, 可能会产生一些微小的爆炸现象[1]。气体燃烧时气缸内的温度和压力都会迅速的上升, 高温高压同时作用于气缸内各种机械原件会对各种机械原件造成较大的冲击载荷, 从而迫使汽缸头出现裂纹。
2活塞式发动机汽缸头裂纹潜在性的风险
2.1可能会引发一系列的事故
活塞式发动机在我国使用的非常广泛, 从民用到军用、从飞行行业到陆地领域都离不开活塞式发动机的动力支持。国际社会上也经常会报道一些飞机的失事、轮船的倾覆都是由于活塞式发动机气缸头出现了裂纹。严重的引发了一些事故的发生, 尤其是在跨国交流越来越广泛、交通越来越发达的现代社会, 这些事故更是容易发生, 如果不高度关注裂纹问题, 就会引发一系列的危险事故, 给人民和国家带来危害。
2.2导致其他部件损坏, 浪费资源
活塞式发动机气缸并不是单独进行工作的, 在工作的过程中所有的机械设备构成了一个有机的整体, 共同进行作用, 从而才能够保障一个机械设备的正常运行。因此, 每一个小零部件之间都具有密切而又广泛的联系, 正所谓牵一发而动全身。如果在实际运行的过程中活塞式发动机汽缸头出现了裂纹, 将会首先引起气缸内其他的部件出现损害, 比如活塞杆等, 从而产生剧烈的振动。在机械设备运行的过程中最惧怕的就是振动, 进一步的振动会导致其他的部件也出现相应的损坏, 造成了资源的浪费。
3解决活塞式发动机汽缸头裂纹问题的相关对策
3.1加强对操作人员的技术培训
任何一种小的失误都可能会给活塞式发动机气缸造成一定的本质性影响。所以在操作的过程前, 首先应该对操作人员进行系统的培训。应该要求厂家及时对操作人员进行专门的培训, 检查操作人员在模拟操作中出现的问题, 及时的纠正这些问题, 不把问题留到真正的运行过程总。
3.2检修人员在检修过程中要严格的遵循手册
在使用过程中难免要进行正常的检修, 检修工作相比于其他工作来说要复杂许多, 面临着不同的环境活塞式发动机气缸会出现不同的情况, 检修人员需要具备大量的经验才能够进行正常的检修工作。检修人员的工作环境处于多变的状态, 检修人员的工作态度非常重要。一般发动机厂家都会提供相应的维修手册或者维修人员。因此, 在实际过程中应该严格的遵循手册进行检修, 切勿随意操作。
3.3努力研发新型的、不易产生裂纹的材料
这几十年来我国的材料科学也得到了很大的发展, 一些新型的材料被广泛的应用于社会各个领域中。在平时的生活过程中活塞式发动机操作和检修人员应该密切关注这些新型的材料, 用于创新, 把这些新材料用于活塞式发动机气缸中[2]。当然, 这涉及到很多的技术创新, 需要国家有关部门的支持。
4总结语
在本文中笔者主要分析了产生活塞式发动机汽缸头裂纹的主要原因, 主要包括内外两方面的因素。如果在使用的过程中活塞式发动机汽缸头产生裂纹可能会导致一系列的不利因素。因此, 要采用一系列方法努力解决裂纹问题, 才能提高使用的安全性和经济性。
参考文献
[1]史学本.浅谈轮船发动机汽缸裂纹粘贴[J].中国水运 (下半月刊) , 2010 (09) :112-117.
风冷活塞式发动机 篇5
关键词：内燃机,液压自由活塞发动机,快速压缩-膨胀机,运动规律,指示效率,爆震
0概述
液压自由活塞发动机(hydraulic free piston engine,HFPE)是一种将内燃机和液压泵集成为一体的特种发动机。它以液压油为工作介质实现动力非刚性传输,具有结构简单、压缩比灵活可变、活塞无侧向力等优点,发动机可以始终工作于最佳工况[1,2,3,4]。与传统发动机一样,均质混合气火花点燃方式(SI)是HFPE发动机的主要燃烧方式之一。
快速压缩-膨胀机(rapid compression-expansion machine,RCEM)是一种用于模拟内燃机单循环过程的设备,被广泛应用于均质充量压燃、爆震现象的观测及不同燃料燃烧反应机理的探索验证等研究中[5,6,7,8,9,10]。本文所开发的液压快速压缩-膨胀机与实际液压自由活塞发动机区别在于简化了换气和供油机构,只能单次循环工作。使用液压快速压缩-膨胀机模拟液压自由活塞发动机进行研究,其优点是便于燃烧条件(燃烧室温度、混合气浓度、活塞运动规律)的精确控制,并为将来的光学可视化研究打下基础。
通过改变驱动液压源压力、点火提前相位、混合气浓度和火花塞个数等因素,分析了各个因素对SI-HFPE活塞运动规律和燃烧过程的影响,为实现SI-HFPE的高效运转提供理论依据。
1 试验设备仪器与试验方法
1.1 液压快速压缩-膨胀机
快速压缩-膨胀机系统主要由液压驱动系统、燃烧室和加热系统、数据采集和控制系统等组成。其结构原理图及具体参数如图1和表1所示。
快速压缩-膨胀机基于液压驱动原理,工作过程如下:活塞和液压柱塞初始时刻都处于最右端(下止点),此时节流阀的阀口被柱塞密封,出油球阀和补油球阀关闭,左边柱塞腔内充满低压油。打开进油球阀,通过ECU打开电磁阀,液压油进入柱塞腔缓慢推动柱塞运动,经过一定距离后节流阀打开,液压油快速进入柱塞腔,推动液压柱塞带动活塞左行,冲向上止点,同时挡板可以提供机械限位,保证活塞不会运动超位。到达预设点火相位时火花塞点火,燃烧室内混合气燃烧,缸内压力升高推动活塞下行做功。关于液压RCEM更详细的结构特征及工作过程请参考文献[8]中的介绍。
1.2 试验使用仪器设备
本试验系统的实物图如图2所示,所使用的仪器设备及其技术参数见表2。
1.3 试验方法
试验中采用甲醇(CH3OH)作为燃料,甲醇沸点64.5℃,自燃温度为465℃,理论空燃比为6.45,辛烷值为110,具有良好的抗爆性。为了使快速压缩-膨胀机的工作条件更加接近实际运行的发动机,试验前开启加热系统加热缸壁至80℃,并通过PID控制保持试验过程中温度恒定。
本文分别采用不同的混合气浓度、驱动液压源压力和点火提前相位进行试验,采集各个工况条件下位移和缸压的同步信号,结合RCEM的结构参数及试验初始条件,可以计算得到各个工况下活塞运动规律、燃烧放热及指示效率等参数。
2 试验结果与分析
2.1 不同点火时刻的影响
由于不存在曲柄连杆机构且活塞每次工作上止点位置也不固定,所以在RCEM中并不适合使用点火提前角。为了方便参数的调整并保证数据的对比性,在试验中采用了点火提前相位的概念,即点火时活塞所处的位置与活塞运动机械限位的距离。
保持液压源压力9MPa、过量空气系数为1.1不变,测得不同点火提前相位时位移变化曲线及其与活塞行程101mm、连杆比为0.278的曲柄连杆发动机在1 200r/min转速下活塞位移变化的对比如图3所示。图4为所测得不同点火提前相位时缸内压力变化曲线。与曲柄连杆发动机相比,自由活塞的压缩行程和工作行程并不对称,压缩行程的时间比膨胀行程要长,特别是在上止点附近活塞位移变化迅速,呈现出先急减速后急加速的特点。
为提高活塞在上止点附近运动的时间,从而为SI-HFPE燃烧提供更充分的时间,本文所开发的RCEM的活塞组质量为15kg,较高的质量降低了活塞运动的加速度,使活塞在上止点附近速度变化更慢,发动机燃烧更加充分,从而提高了SI-HFPE的效率。但较长的循环时间会影响发动机功率的提升,因此采用较大活塞质量的SI-HFPE发动机仅适合用在功率要求不高的场合,能够保证系统较高的经济性。
随着点火时刻的提前,活塞所能达到的最大位移也在减小。当点火提前相位为2mm时,活塞行程可以达到0.100 8m,实际压缩比为17.6;点火提前相位为40m时,活塞行程仅为0.090 0m,实际压缩比为6.5。这是因为火花塞点火之后,由于燃料的燃烧缸内压力迅速增加,压力作用在活塞上使活塞后撤。更早的点火会造成活塞更早后撤,因此使用较早的点火时刻会使SI-HFPE的实际压缩比更小。
由各个工况采集所得的位移和缸压数据绘制示功图,通过计算可以得到各个工况的指示效率。驱动液压源压力为9MPa时,不同点火时刻条件下所对应的指示效率如图5所示。对于固定的混合气浓度,均存在一个最佳效率的点火相位,提前或推迟点火均会导致指示效率的降低。
根据文献[11,12,13]所提供的模型和方法,用Matlab可计算出各个工况下燃烧放热率曲线,驱动液压源压力为9MPa、过量空气系数为1.1时,不同点火时刻所对应的燃烧放热率及累计放热率曲线如图6和图7所示。经过分析可知,点火提前相位为40、30、20、10、2mm时最大燃烧放热率分别为630.8、584.3、543.1、537.3、541.0kJ/s,燃烧持续期(燃烧放热量5%到放热量90%所需要的时间)分别为5.05、5.36、5.77、6.15和6.14ms,即点火相位越接近上止点,燃烧速度越慢,燃烧持续期越长。
2.2 不同混合气浓度的影响
图5同时给出了不同混合气浓度的情况下指示效率的变化情况。随着混合气浓度增加,指示效率最高点所在的点火时刻更推迟,过量空气系数为1.0、1.1、1.2条件下效率最高时的点火提前相位分别为20、25和30mm。产生这一现象的原因是混合气越浓并接近当量比时,燃料的燃烧会更迅速。图8和图9为驱动液压源压力为9MPa不变,过量空气系数分别为1.0、1.1、1.2时最高指示效率工况下的燃烧放热率和累计放热率变化图。随着过量空气系数从1.0增加至1.2,最大燃烧放热率分别为645、504和356kJ/s,燃烧持续期分别为5.1、5.7和6.3ms。
2.3 不同驱动液压源压力的影响
过量空气系数为1.0时不同点火相位下的压缩比变化曲线如图10所示。不同驱动液压源压力、不同点火相位下的指示效率分布如图11所示。由图11可见:驱动液压源压力越大,实际压缩比越大,燃烧的指示效率也越高,但液压源压力超过9MPa时,在使用较浓混合气的某些点火提前相位范围内会出现图12中压力剧烈震荡现象。经分析可知,缸内压力最高峰值可达15.4 MPa,最大压力波动频率为14.2kHz,属于典型的爆震现象。液压源压力越高,发生爆震的趋势越大,图12中阴影部分即为发生爆震的工况。与曲柄连杆发动机不同,SI-HFPE发生爆震的区域只是在某些点火时刻范围,按照指示效率分布图中效率分布曲线可以得知,这些点火时刻即是效率本应比较高的区域。爆震现象的发生,不仅降低了发动机的效率,同时也对发动机的安全运行造成了影响。所以爆震现象也是影响SI-HFPE发动机压缩比和效率进一步提高的重要因素。
2.4 双火花塞同时点火的结果
为了进一步提高燃烧速度,改善缸内燃烧情况,提高效率和抑制爆震,提出了使用双花活塞点火同时点火的方案。图13为驱动液压源压力为10MPa时采用双火花塞点火的指示效率分布图。与图11(c)中仅采用单个火花塞进行点火时相比,采用双火花塞点火发生爆震的工况明显减少,并略微提高了大多数工况的指示效率,在某些工况能够实现实际压缩比达到18且效率超过45%而不发生爆震。
3 结论
(1)当液压源压力和混合气浓度不变时,随着点火提前相位从大到小变化,燃烧放热率峰值变小,燃烧持续期变长,指示效率先变大再变小,存在一个指示效率最高的最佳点火相位。
(2)混合气浓度越高,最佳点火提前相位越小,越接近上止点。
(3)实际压缩比主要受液压源压力和点火提前相位的影响,液压源压力越高或者点火提前相位越小,则实际压缩比越大。
(4)当液压源压力增大到9MPa时,在最佳点火提前相位附近出现爆震现象,过量空气系数越接近1,液压源压力越高则爆震倾向越严重。
(5)使用两个火花塞同时点火可以提高指示效率,并使爆震区域面积减少。