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全塑内燃机Polimotor缓和型小车车重量行当消息,

发布时间:2019-10-04 23:07编辑:明星企业浏览(121)

    中国德富塑料网讯:在制造业领域中,最新研究出的设备、工艺方法以及材料往往会由汽车整机制造厂或一级供应商首先进行测试。Polimotor发动机就是一个很好的例子,这是一种全塑发动机,发明家MattiHoltzberg已经对这项技术进行了近40年的研究。

    特性这种研究方法采用线性模型,用于功率控制且精度要求不高的情况下可以获得满意的结果此后,有斯特林发动机具有多种能源的广泛适应性和优良的环境特性,用途十分广泛如果用于水下动力、空间站动力等特殊场合,它具有独特的优势70年代以来,国内外有许多学者从事斯特林发动机的分析研究,但是有关动态特性的研究相对较少。对斯特林发动机进行动态分析,可以帮助提高发动机性能,确定控制系统的主要参数,优化最佳控制规律等,具有重要意义然而斯特林发动机的动态特性比较复杂,特别是基于非线性理论基础的动态系统的分析研究难度较大,人们往往采用线性模型或拟线性模型进行研究早期的研究从发动机功率控制的角度研究其动态些研究者提出了改进的计算模型,即拟线性模型,其精度比线性分析模型有所提高,但由于这些模型没有足够准确地描述非线性过程,用于斯特林发动机非线性系统的动态特性分析往往不能令人满意。为能准确地预测斯特林发动机的动态特性,本文采用非线性分析方法对斯特林发动机的动态系统进行分析研究1数学模型斯特林发动机动态系统的非线性数学模型包括:发动机本体模型、温度控制模型功率控制模型、负载基金项目:国家自然科学基金资助项目1:顾根香尤男博士主要研究方向为斯特林发动s机性能研究se.Allrightsreserved, 1.1发动机本体的非线性数学模型斯特林发动机具有以下特点:燃烧室和工作腔是两个独立的热力子系统,燃烧室中为稳定燃烧,燃烧压力不变;工作腔包括膨胀腔加热器、回热器冷却器压缩腔以及它们之间的连接通道;加热器管壁温度由外燃系统和工质循环系统的热力平衡决定。

    图片 1 资料图:使用DSI技术的歼31战机

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    斯特林发动机的燃烧模型是在化学反应动力学基础上建立的,燃气组分达到平衡时的方程为TA+UBVc+Wd压缩腔。

      探索飞机进气道与发动机的“和谐之美”

    工质泄漏工质泄漏按准稳定流动的概念处理,其泄漏量按一维等熵流的流量公式计算,即化学反应平衡常数Kc可由热力学性质图册查得由燃烧过程中的物质守恒规律,可以确定燃烧产物的数量和燃气温度。

      第二次世界大战后期,德国首次采用涡轮喷气发动机替代活塞发动机作为其战斗机动力,从而开创了航空技术发展的一个新时代。二战之后,美苏两大航空强国为了占领航空技术的高地,投入大量的人力、财力进行高性能飞机和大推力发动机的研制,并遵循飞机和发动机作为两个独立的部件单独设计研究的理念。

    斯特林发动机工作过程数学模型采用3阶分析模型。此模型是建立在一维准稳定流动理论基础上的非线性分析模型该模型将工作腔分成n个控制体,每个控制体的热力参数作均一化处理。对某个控制体:能量守恒方程dEi质量守恒方程dm=数,其值按下式计算:斯特林发动机的机械摩擦损失主要与发动机转速动量守恒方程应用上述热力学方程即可求解各控制体的热力参数,其边界条件如下活塞运动根据活塞连杆机构运动学可求得活塞位移有关由于其不易精确计算,本文采用试验法测定1.2功率控制模型改变斯特林发动机的运行参数,如工质循环压力、燃油流量等可改变发动机功率,本文以调节燃油流量控制发动机功率为例,建立发动机功率控制模型。功率控制系统的示意图见其中油泵和氧阀特性由试验确定。

      上世纪50年代中期,美国的F-102飞机在进行大速度机动飞行时,飞机头部产生强烈爆音,进气道内部“嘟嘟”作响,发动机转速极不稳定、推力时大时小,为了避免重大飞行事故的发生,飞行员最终放弃了预定的飞行计划。在之后几个架次的飞行中,间断性地发生类似现象的飞行故障,而每次地面检查的结果都表明飞机和发动机正常。这个结果让人大惑不解,经过研究人员的仔细分析、研究,终于找到这一故障的主要罪魁祸首——飞机进气道与发动机之间的匹配性问题。至此,飞机进气道与发动机相容性设计、验证开始作为关键环节纳入到飞机和发动机的研发体系中,并成为航空业者重点研究的内容之一。

    个无惯性的联接轴所组成由于不考虑系统的扭振,故可以忽略2个旋转质量之间的角速度之差。于是该系统的扭矩平衡方程可表示为dk由此得到斯特林发动机转速n随时间的变化率为轮、活塞连杆机构及辅助传动系统等,并换算到发动机转速的惯性矩;1r为负载的惯性矩,同样也要相对于发动机转速进行换算。

      揭秘飞机进气道与发动机相容性问题

    2动态特性的仿真分析运用斯特林发动机非线性数学模型,编制发动机的动态仿真软件,并进行动态计算以发动机升负荷时的动态响应曲线为例,如所示当发动机升负荷时,燃油流量加一档,为保持加热管壁温恒定,工质系统迅速向发动机进气,使得加热管壁温下降。在燃烧室斯特林发动机升负荷时的动态响应曲线传热的影响下,随之渐趋稳定发动机功率先有少许下降,后迅速上升到下一个工况的稳定值3试验结果与计算结果的对比本文选取某型号的斯特林发动机试验样机进行试验。由可知,仿真结果与试验曲线基本吻合可见,本文建立的非线性动态系统的数学模型具有较高的精度,对斯特林发动机及其系统的研究具有重要意义4结论采用非线性分析方法对斯特林发动机的动态系统进行了分析研究,建立了发动机的非线性数学模型应用数学模型对斯特林发动机进行了仿真研究以试验样机为对象,开展了动态试验研究,验证了本文所建立的非线性模型的有效性。

      现代飞机上配装的涡轮风扇发动机在运行时需要吸入大量的空气,其中部分提供给发动机的燃烧室,用以和航空煤油进行混合燃烧,产生机械能来驱动发动机风扇高速旋转;另外部分空气经发动机风扇叶片的高速旋转、压缩成高压气体从发动机尾喷口排出,给飞机提供向前的推力,而飞机进气道正是这段为发动机提供空气的管道。在喷气式飞机发展之初,设计者对飞机进气道并不重视,认为其仅是为发动机提供足够数量空气的管道而已,很少对进气道内部流场特性进行研究和优化,加之当时飞机进气道气动构型简单,且飞机本身追求高空、高速的飞行性能,对机动性要求也比较低,因此早期并未出现由于进气道的原因导致飞行故障的发生。而随着飞机气动构型的复杂、机动性能的日益提高,进气道出口流场品质对发动机工作影响的作用逐渐显现,并成为影响发动机工作稳定性的主要因素之一。

    通过开展本文的工作,对斯特林发动机及其控制系统的研究具有重要指导意义

      所谓进气道出口流场品质,简而言之就是从进气道出来提供给发动机的空气在整个流道截面上压力、温度以及气流方向等特性的均匀性,如果均匀性不佳,会导致发动机风扇叶片振动,压缩效率降低,发动机整体推力减小,甚至造成发动机空中喘振停车等重大飞行故障。因此,飞机进气道出口流场品质随着航空技术的发展逐渐引起了航空研究人员的极大关注,并投入大量的人力、财力进行研究和技术攻关。

      导致进气道出口流场品质问题逐渐凸显并日趋严重的原因有以下几个方面:首先,现代先进战斗机为了达到较好的隐身和机身完美的气动性能,往往广泛采用无附面层隔道,短“S”弯进气道,这种构型使得进气道流道长度缩短、曲率加大,进气道内部极易产生气流分离,从而容易导致进气道出口的流场畸变,特别是旋流畸变;其次,新一代战斗机往往追求大攻角、大侧滑角等高机动飞行性能,以增强其空中格斗和规避导弹打击的能力,这种高机动的飞行也容易诱使进气道出口产生压力、温度等流场畸变;最后,侧风、结冰气象条件以及飞机编队飞行、发射导弹、发动机反推力构型、弹射起飞等条件也会使得进气道出口气流产生畸变。

      当然,进气道与发动机相容性问题的根节不仅仅体现在进气道和飞机外部环境方面,发动机自身的设计也是其中关键的因素之一。现代飞机配装的高性能涡轮风扇发动机往往为了追求大推力和精确的适应性控制能力,发动机的燃油调节、放气防喘、气动调节等控制系统较为复杂,如果在上述方面控制欠佳,会反过来影响到进气道的流场特性,也会诱发进气道与发动机之间的匹配问题。

      总之,飞机进气道和发动机之间就如同鞋和脚之间的关系,只有相互匹配好,才能走起路来舒适、轻松,才能发挥出各自更佳的效果,展现出“和谐之美”。

      飞机进气道流场畸变与发动机工作稳定性

      一辆行驶中的汽车,如果发动机出现问题,仅仅会导致汽车无法行驶,而高空中飞行的飞机,如果出现发动机故障,飞机动力不稳定甚至失去动力,很可能会造成机毁人亡的严重事故。因此,发动机被称为飞机的“心脏”,在飞行中必须保持这颗“心脏”稳定、正常的工作,能在各种飞行工况、气象条件、发动机状态下都能保持转子转速稳定、排气温度不超温,能够满足正常飞行所需的推力恒定。

      发动机由成千上万个零件组成,各个零件之间必须紧密配合,以空气为工质,重复进行气体压缩、喷油加热、膨胀作功和放热的循环程序,通过该循环程序进行气体动能、燃料热能及机械能之间的相互转换,并保持在发动机内部的气体流动、热力产生与传热、机械力传动等方面的动平衡,可以说飞机发动机是迄今为止人类创造的最复杂的机械装置。飞行中如果发动机任何环节出现问题甚至微小的波动,则可能会牵一发而动全身,影响到整个发动机系统的稳定工作。

      影响发动机工作稳定性的因素有多种,可分为发动机内部因素和外部因素两类。外部因素主要为进气道出口流场畸变,导致发动机的风扇进口处产生局部进气攻角、压力及温度的不均匀性而使风扇偏离原有的设计工作点,进而影响甚至打破发动机后续循环过程中气、热、机械力之间的平衡性,影响发动机稳定性,使之出现喘振、叶片振动及涡轮部件超温,甚至导致发动机空中停车,严重威胁着飞行安全。因此,进气道与发动机相容性的研究必须贯彻到飞机和发动机的设计、后续试验及试飞鉴定等整个环节中。

      航空界对于飞机进气道流场畸变的研究是一个不断发现、不断探索、不断解决问题的过程。从20世纪50年代至今共经历了进气道出口流场压力畸变、温度畸变及旋流畸变等三个阶段不同类型的研究,不同进气畸变对发动机工作稳定性影响的机理、研究和试验的方法以及对发动机的影响程度是不同的。

      试飞是评定进气道与发动机相容性最权威的环节

      随着飞机进气道与发动机相容性问题的日益严重,飞机和发动机设计单位都对此问题日益关注,并进行了大量的研究工作。通常情况下,在飞机和发动机设计环节,飞机设计单位对设计的进气道进行数值仿真计算和缩比模型下的风洞吹风试验,以分析和评定进气道性能和特性,并将此结果提供给发动机设计单位。发动机设计单位再根据结果,在地面台架条件下用畸变插板模拟进气道畸变特性,通过试验来验证所配装发动机在进气畸变条件下的工作稳定性。试验研究虽然获得进气道与发动机相容性的初步结果,但其研究试验结果无法成为最终、最准确的结论。原因在于数值模拟、风洞试验和地面台架条件下的进发匹配试验都始终无法全面模拟出真实飞行条件下的进气道畸变特性,更没有进行全尺寸的飞机进气道和配装发动机在真实气象环境、飞行工况、发动机状态、使用条件下进行匹配性试验和相关分析鉴定。

      飞行试验是在真实飞行条件下进行的科学研究和产品检验,是航空产品研制和鉴定的必须环节,尤其对于飞机进气道与发动机相容性科目来说,飞行试验是唯一、真实、全面的验证和评定途径,也是考核飞机进气道与发动机相容性最准确、最权威的环节,之所谓飞机进气道这双“鞋”适不适合发动机这双“脚”必须得“穿上走几步”。

      我国飞机进气道与发动机相容性试飞技术与世界接轨

      我国的飞机进气道与发动机相容性技术研究始于上世纪70年代,其中,中航工业试飞中心以飞机、发动机型号试飞为依托,进行了大量的相关研究和试飞鉴定工作,为型号定型设计提供了宝贵的科研数据。

      早在上世纪80年代初,试飞中心结合某歼击机型号试飞,首次进行了飞机进气道出口稳态压力畸变测量、强度计算以及在进气畸变条件下发动机稳定性等试飞研究,取得了重要的研究成果。之后在1989年,在国内首次采用人工风源,进行了某型飞机配装某型涡喷发动机的地面侧风试验,该试验分别在不同风速、风向、发动机状态条件下考核该型飞机进气道性能、进气道出口流场品质及其对发动机工作稳定性影响,为后续相关研究提供了技术支持。

      “九五”期间,随着加力式涡轮风扇发动机的普遍使用、飞机性能的提高,飞机进气道动态压力畸变、温度畸变对发动机工作稳定的影响日益严重。试飞中心进行了进气道动态压力畸变的模拟、测量等研究工作,同时研制了进气道压力畸变插板模拟器、动态压力测量耙,并首次在地面试车台上进行了动态压力畸变条件下发动机逼喘、退喘技术及试验验证,为后续该项技术的试飞验证进行了技术储备。

      “十五”期间,试飞中心进一步开展进气道压力畸变和温度畸变对发动机稳定性影响评定方法的研究。利用在某型发动机飞行试验台试飞等手段,解决了发动机进口流场畸变的可控性、涡轮风扇发动机的逼喘等关键试飞技术,并为进气畸变的数据处理提供了比较完整的算法、数据处理软件和科学的试飞方法。

      “十一五”期间,针对大攻角、大侧滑角飞行及紧凑的“S”弯进气道等造成的进气旋流畸变问题,试飞中心通过数值计算、风洞试验逐步建立并验证了旋流模拟方法、测试方法、评定指标的有效性和可行性,建立了适用于飞行试验的旋流评定体系;国内首次在地面试车台上利用某型涡喷发动机进行了全尺寸量级的旋流模拟、测试及评定验证试验,取得了圆满成功。研究建立的旋流模拟方法、测试方法及适用于飞行试验的评价体系可直接应用于新型号飞行试验。

      试飞中心以型号试飞为依托,借助飞行试验这一特有手段,先后成功进行不同畸变条件下的进气道与发动机稳定性地面试验和试飞验证,开展了发动机逼喘、退喘,旋流抑制等方面技术研究,完成专业基础的对标一流研究,并制定了关键技术攻关谱。相关技术研究和设备研制水平已经达到了世界先进水平,并掌握了关键技术,引领了国内该领域的专业发展。(中航工业试飞中心)

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