微型飞机发动机

1、篇一：北航小型航空发动机整机试验报告 北京航空航天大学 研究生课程实验报告 小型航空发动机整机试验报告 共12页（含封面） 学生姓名学生学号任课老师联系方式 能源与动力工程学院 年月 、试验简介 1试验目的 了解小型航空发动机整机试验过程,熟悉发动机试车台结构和发动机上下台 架操作步骤,了解发动机整机测试系统掌握发动机试车过程操作方法,学习发动 机试验数据处理及总体性能计算。 2试验内容 a）发动机上下台架操作;b）发动机试车过程控制操作； c）发动机试验数据处理及总体性能计算。 3发动机、试车台以及CAT系统简介 1发动机简介 本次试验所用的WPXX发动机是一台小型、单轴、不带加力燃烧室的涡

2、轮喷 气发动机,主要由以下几部分构成 a）压气机组合式压气机,由一级跨音轴流压气机和一级单面离心压气机组 成；b）燃烧室轴内供油式环形燃烧室，使用靠离心力甩油的甩油盘供油；c）涡 轮单级轴流式涡轮； d）尾喷管简单收敛式不可调节的尾喷管。 发动机的主要技术参数为海平面静止最大推力为850公斤,空气流量 15kg/s ,压气机增压比5 ,涡轮前遍度1200k ,转速22000r/mino 发动机的主要工作状态划分 2试车台系统 a）燃油系统；b）数字控制系统； c）油滤、油路、起动供油系统；d）滑油系统;e）起动系统； f）电气系统测试附件。 3计算机辅助测试系统（CAT ） 1）传感器选型原则

3、 a）灵敏度高,输入和输出之间应具有良好的线性关系；b）噪声小，滞后、 漂移误差小； c）常用的测量值大小约为传感器最大量程的2/3左右，最小值不低于1/3 ; d）动态特性好； e）接入测量系统时对测量产生的影响小；2 ）数据采集系统的主要评定指标 a）分辨率b）采集速度c）线性度d）误差限3 ） CAT系统 与一般系统相比,CAT系统包含了数采数据又高于数采系统。 二数据处理 1相关理论知识 发动机工作参数对标准大气条件的换算公式a） 发动机转速nc?b）发动机推力Fc?F微型飞机发动机. r/min） ; 微型飞机发动机. 10325 （daN） ; p0微型飞机发动机. 288 (K)

4、； 273?t0 c)发动机涡轮后燃气遍度Tt5c?Tt5d) 发动机燃油消耗量Wfc?Wf kg/h); WfcFc (kg/daNgh)o e)发动机单位推力燃油消耗量sfc? 2发动机性能曲线 根据相关公式将转速、推力、燃气温度等参数进行折合得到标准大气条件下 的转速、推力、燃气温度和耗油率，结果如图1所示。微型飞机发动机. 折合推力(daN ) 折合转速(rpm ) (a) 折合推力 折合燃气温度(C) 折合转速(rpm ) (b) 折合燃气温度 h )折合耗油率(kg/daN- 折合转速(rpm ) (c) 折合耗油率 图1发动机性能曲线 3发动机性能拟合曲线 本文使用Matlab软

5、件中的polyfit（xy3）函数进行拟合。该拟合函数可以使 用最小二乘法计算给定数据组的多项式关系”对于本次数据处理使用三次多项式 进行拟合,可以得到三条三次方拟合曲线。详细的拟合步骤参见附录。 通过Matlab的计算得到三条曲线的函数关系式为a）推力曲线 篇二：活塞式航空发动机 活塞式航空发动机 + 组成 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机,通过带动螺旋桨高速转动而产生推 力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料,每一循环包括四个冲程,即进气冲 程、压缩冲程、做功（膨胀）冲程、排气冲程。在进气冲程,活塞从上死点运动到 F死点

6、,进气活门开放而 排气活门关闭,雾化了的汽油和空气的混合气体被下行的活塞吸入气缸内。 在压缩冲程,活塞从下死点运动到上死点,进气活门和排气活门都关闭,混合气 体在气缸内被压缩,在上死点附近,由装在气缸头部的火花塞点火。在做功（膨 胀）冲程,混合气体点燃后,具有高温高压的燃气开始膨胀,推动活塞从上死点 向下死点运动。在此行程,燃烧气体所蕴 含的内能转变为活塞运动的机械能,并有连杆传给曲轴,成为带动螺旋桨转 动的动力。在排气冲程,活塞从下死点运动到上死点,排气活门开放,燃烧后的 废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后,排气活门关闭,此时就完成了四个 冲程的循环。为满足功率要求,航空发动机一般都是由

7、多气缸组合构成,多 个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式 多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调,不能 在运动中互相牵制。微型飞机发动机. 活塞式发动机的运转速度很高,气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压 的工作条件使得气缸壁温度很高,因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采 用液体冷却,在发动机外壳内有散热套,具有一定压力的冷却液在套内循环流动 带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等,结构 复杂而笨重,因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心,排 成星形,气缸外面有很多散热片,飞行时产生的高

8、速气流将气缸壁的热量散去, 达到冷却目的。微型飞机发动机 辅助系统 进气系统进气系统内常装有增压器来增大进气压力,以此改善高空性能。 燃料系统燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油 压入汽化器，汽油在此雲化并与空气混合进入气缸。点火系统点火系统由磁电机 产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。冷却系统发 动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能 外,还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。冷却系统的作用就是将这些 热量散发出去,以保证发动机正常工作。 启动系统将发动机发动起来,需要借助外来动力,通常用电动机带动曲轴转 动使发

9、动机启动。 定时系统定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂,定时将进气活门和 排气活门开启和关闭的系统。 主要性能指标 活塞式发动机的主要要求是重量轻、功率大、尺寸小和耗油省等,因此活塞 式发动机的主要性能指标有以下几个 发动机功率 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。功率重量比 发动机提供的功率和发动机重量之比。功率重量比越大,越有利于改善飞机 的飞行性能。燃料消耗率 燃料消耗率耗油率展衡量发动机经济性的一项指标。一般定义为产生1KW 功率在每小时所消耗的燃料的质量。 活塞发动机的发展在二战期间达到了顶峰,飞机喷气化以后用得越来越少。 在1000m高度上,816km/h的飞行速度已是

10、活塞发动机的极限飞行速度。由于 活塞发动机功率小,重量大”外形阻力大,螺旋桨高速旋转时效率低,且桨尖易 产生激波,因此战后随看涡轮喷气、涡轮螺桨和涡轮风扇发动机的发展,它逐渐 退出了大中型飞机领域。 尽管活塞式发动机有如上致命弱点。但是对低速飞机而言,它具有喷气式发 动机无可比拟的优点,即效率高、耗油率低和价格低廉等。另外,由于燃烧较完 全，对环境的污染相对较小，噪音也比喷气发动机小。因此,目前活塞式发动机 在小型低速飞机上，如小型公务机、农业飞机、支线和一些小型多用途运输机（森 林灭火、搜索、救援和巡逻等），仍被广泛地采用。 篇三：超影”微型涡轮喷气发动机 项目名称 ”超影”微型涡轮喷气发动

11、机 来源 第十一届挑战杯国赛作品 小类 机械与控制 大类 科技发明制作A类 简介 “超影”微型涡轮喷气发动机结合机械、材料科学、运动控制、流体力学等 多学科理论,进行技术创新与综合设计,完成了微型离心压气机,微型蒸发管式 环形燃烧室,微型轴流涡轮，保形通道式扩压器以及微型控制器等的设计,用仅 仅20个零部件就实现了发动机8 级的推重比。超影可以直接装备到高级 喷气航模、应急和科学实验平台以及高速靶机、微小型导弹等微小型无人武器系 统,同时,以本作品为基础可以发展出用于分布式能源的发电装置和大飞机必备 的APU核心组件。随看本作品工程化、产业化的推进必将产生良好的经济和社 会绘。（收起） 详细介

12、绍 本作品旨在通过设计一台微型涡轮喷气发动机”超影”,并将其改进发 展成为飞行验证机型，促进该微型发动机在微小型无人机方面的应用,推进产业 化。”超影”可以直接装备到高级喷气航模、应急和科学实验平台以及高速靶机等 微小型无人武器系统,同时,以本作品为基础可以发展出用于分布式能源的发电 装置和大飞机必备的APU核心组件。随看本作品工程化、产业化的推进必将产 生良好的经济和社会效益。微型涡轮喷气发动机涉及了微型涡轮发动机总体设 计、机械、材料科学、运动控制、流体力学等多学科理论,超影的研制中通过 技术创新,解决了微型化所带来的零部件气动、结构以及控制系统设计等方面的 部分技术难题,形成了多项专利技

13、术。超影微型涡轮发动机采用了先进的保 形通道式扩压器、微型发动机热管理与微型控制器等技术,并采用创新技术对发 动机匹配进行工作调试。对压气机、燃烧室、涡轮等主要部件及总体设计的多次 改进,使超影达到了 85N的推力，实现了 8 级的推重比。超影”微型涡 轮发动机已经替换某模型飞机的活塞发动机,进行了飞行验证,积累了对现有无 人机进行发动机直接换装的经验,可以大大加速我国无人机性能提升。通过上述 内容的研究获得了动力强劲的微型涡轮喷气发动机,它能够给微型飞行器带来真 正日行万里的速度。（收起） 作品专业信息 设计、发明的目的和基本思路、创新点、技术关键和主要技术指标 为了突破微型涡轮发动机在部件

14、气动设计、发动机控制、结构设计和加工制 造工艺等方面存在的技术难题，促进微型涡轮发动机在微小型飞行器、分布式发 电系统、辅助动力装置等方面的应用,推进微型涡轮发动机的产业化进程,我们 设计制作了 ”超影微型涡轮发动机，并将其发展成为飞行验证机型。本作品主 要工作内容包括微型涡轮发动 机总体及部件设计、发动机试验及改进设计和飞行平台验证三方面。主要创 新点1、微型保形通道式扩压器技术，减小了流动损失，提高了压气机性能；2、 微型发动机热管理技术，减小了高低温部件间相互干扰引起的性能下降；3、微 型发动机控制技术及微型控制器,实现了复杂起动、多状态可靠工作；4、综合 多项先进技术于整机,将微型发动

15、机应用于飞行验证。技术关键1、性能优越 的部件设计技术；2、简单可靠的结构设计；3、优越的部件匹配技术;4、快 速可靠的起动、变工况控制技术；5、微型发动机的飞行验证技术。主要技术 指标直径14cm ;长度22cm ;转速125000Rpm ;推力85N ;推重比8 ;最大 转速耗油率0.06g/（N*s）o （收起）科学性、先进性 1、基于多学科理论的微型涡轮发动机总体设计微型涡轮发动机总体方案设 计包括压气机、涡轮、燃烧室等主要部件的气动与结构设计、发动机总体结构设 计、发动机控制系统设计等。遵循简单可靠的设计原则,将作品的零部件总数减 少至约20个，并实现了 8 级的大推重比。在发动机控

16、制系统设计方面,完成 了控制系统的集成化与微型化,克服了起动过程容易出现悬挂的困难，实现了发 动机复杂起动、多状态工作的可靠控制。2、发动机整机试验及改进设计根据 整机试验结果,在压气机静子上采用了隔热技术,并结合发动机部件匹配技术, 对发动机进行改进,显著改善了发动机总体性能,使发动机推力增加20% ,耗油 率下降10%。3、飞行平台验证替换模型飞机原有螺旋桨动力实现飞行验证， 检验了 ”超影”的各项性能以及实际应用的工程指标。完成了 ”超影”批量应用 时与现有大量以活塞发动机为动力的无人机系统融合的探索工作。（收起）获奖情 况及鉴定结果 2008年11月获校科技节特等奖 作品所处阶段 已完

17、成参数检验,进入工程化阶段。 技术转让方式 作品可展示的形式 实物、现场演示、图片、录像 使用说明，技术特点和优势，适应范围，推广前景的技术性说明，市场分析，经济 效益预测 技术特点采用保形通道式扩压器减小流动损失，提高压气机效率；采用热管 理技术，减小燃烧室向压气机的传热，改善了微型发动机性能;采用全权限数字电 控系统、微型控制器,结合燃油精确计量技术实现了可靠控制;通过台架实验调 试实现了各项技术协调运用和发动机的匹配工作。应用前景1、用于应急、科 学实验平台及无人武器系统等微小型飞行器,可获得更好的高度速度性能和飞行 包线。2、结构简单，容易维护,成本低,是航模爰好者可承受的航模动力。3

18、、 用作分布式发电系统及军用野战电源，可实现高功率密度、高热电效率、小污染 排放。4、核匕、机设计技术可以运用到辅助动力装置的研制中。效益预测环境 监测、道路监控、农业勘测、航空摄影、微小型武器等方面对微型飞行器的需求 日趋扩大,超影可直接作为微小型无人机飞行器的动力，具有广阔的市场前景 和显著的经济、社会、国防效益,并可推进相关学科的发展。（收起）同类课题研 究水平概述 国外研究概况国外在微型涡轮发动机（MTE ）方面的研究涵盖了较大的尺 度范围,麻省理工学院燃气涡轮实验室研制了直径2cm的超微型涡轮发动机； 斯坦福大学的快速成型实验室和亚利桑那州的M-DOT公司研制了外径约5cm 的MTE ;而夕卜径6cm以上MTE的相关研究更为丰富，如Wen Turbines公司 的 MW54 , Turbine Technologies 公司的 SR-30 , Simjet 公司的 Sim