高空活塞发动机2级涡轮增压系统匹配分析

徐 斌，尧 辉，薄 东，于鲸跃

（北京航空航天大学交通科学及工程学院,北京 100191）

高空活塞发动机2级涡轮增压系统匹配分析

徐 斌，尧 辉，薄 东，于鲸跃

（北京航空航天大学交通科学及工程学院,北京 100191）

为满足无人机高性能动力要求，改进了某型涡轮增压活塞式发动机2级涡轮增压系统。根据发动机工作过程模拟计算原理，利用CFD软件建立了该型发动机1级涡轮增压模型，并验证了该模型的准确性；确定了2级涡轮增压参数及高、低压气机的压比分配,讨论了2级增压器和中冷器的布置方案,分析了2级涡轮增压的高空特性,为2级涡轮增压系统选配了合适的增压器。

增压系统；匹配；性能；活塞发动机；仿真模型；无人机

1 引言

随着无人机飞行高度的提高，对其主要动力装置之一的增压活塞发动机的研究也向提高高空性能方向发展。飞行高度提高，高空环境中大气的压力、温度、密度都会大幅度减小，从而对发动机的动力性能产生很大影响。为了消除对发动机在高空运行的不利影响，进一步提高其动力性能，可采用发动机2级涡轮增压技术。

本文对活塞发动机的关键技术之一——高空2级涡轮增压技术进行了研究。在建立发动机1级涡轮增压仿真模型的基础上，对2级涡轮增压系统进行了改进，解决了发动机高空运行的匹配问题。

2 1级涡轮增压系统发动机仿真分析

2.1 发动机主要参数

活塞发动机主要参数见表1。

表1 活塞发动机主要参数

2.2 1级涡轮增压仿真模型的建立和验证

根据发动机几何结构，以及发动机在特定工况下的大量特性试验数据等，建立1级涡轮增压CFD模型。

设定发动机试验和计算环境状态。温度为20℃，压力为100.7kPa；计算的工况点：负荷为100%，转速为 2500～5500r/min，中间间隔为500r/min。

功率、扭矩随转速变化的计算结果与试验对比情况如图1、2所示。

经计算验证，1级涡轮增压仿真模型的功率、扭矩的绝对误差均小于5%，说明该模型可靠、准确，发动机参数选择合理。

2.3 1级涡轮增压发动机高空特性计算

随着海拔高度的增加，各项环境参数相应地发生变化，对发动机工作状况产生很大影响。通过1级涡轮增压仿真模型计算得到的输出功率和转矩随飞行高度的变化曲线如图3、4所示。

仿真分析显示，1级涡轮增压发动机飞行高度达到约4750m以后，发动机整体动力性能明显下降，已经不能满足更高的飞行要求。其主要原因是在5000m高空以上，大气环境（大气温度、压力、密度）恶化，已经超出单级涡轮增压器的有效工作范围。

3 2级涡轮增压系统建立

鉴于1级涡轮增压发动机不能满足更高的飞行要求，为了提高该型发动机的高空使用极限，重新设计了涡轮增压系统，即采用2级涡轮增压系统，使发动机在10000m高度时，仍然能够保持地面功率状态。

2级涡轮增压系统的总体设计目标是：在10000m高空、100%负荷、额定转速为5500r/min时，输出功率为70.5kW。确定总增压参数是保证发动机与增压器能够良好匹配的重要环节。

2级涡轮增压系统增压参数见表2。

表2 2级涡轮增压系统增压参数

3.1 高、低压级增压器布置方案

将2个增压器串联或并联成1个2级涡轮增压系统，对发动机进行增压。通过比较和仿真分析，确定采用高、低压级压气机串联，涡轮机并联的设计方案，作为在2级涡轮增压系统中高、低压级涡轮增压的布置方案；该方案具有废气利用率高、旁通阀控制响应快和发动机参数变化有规律等优点。

3.2 中冷器布置方案

为了降低增压后入气缸的空气温度和进一步提高进气密度，必须在增压系统中加装中冷器。通过比较和仿真分析，确定在低压级与高压级之间加装1个中冷器。

3.3 建立2级涡轮增压系统仿真模型

基于2级涡轮增压系统模型的基本结构和参数分析，利用BOOST软件建立了2级涡轮增压系统仿真模型，如图5所示。

4 2级涡轮增压系统高空特性计算

根据设计目标及增压器特性参数，选定高压级压比为2、低压级压比为2.6、增压器总效率为0.5、压气机效率为0.78、增压器机械效率为0.98、涡轮等效流量系数为0.16。

高空环境因素对发动机动力性能可产生很大影响，所以对发动机在10000m以上飞行海拔高度时的性能应该适当关注；如图6、7所示。

从图6、7中可见，发动机在10000m飞行高度的输出功率和输出转矩比地面额定转速下的要低一些，在9000m以下的工作情况良好。由此可以说，2级涡轮增压系统基本上达到了设计目标。

5 2级涡轮增压系统与发动机匹配

在2级涡轮增压系统设计中，所谓匹配主要包括发动机与压气机、发动机与涡轮和压气机与涡轮的匹配。最重要的是发动机与压气机的匹配。

研究资料表明，国外2级涡轮增压技术已经非常成熟。而在国内，这方面的研究还处于空白，对具体采用什么方法来匹配2级涡轮增压系统，目前还没有明确的结论。

本文探讨了在满足发动机目标工作功率的基础上选配最佳涡轮增压器的匹配方法，而未采用根据压气机特性曲线选配发动机的传统匹配思路。

5.1 高、低压级2级增压器选配

根据模拟计算和压气机特性曲线进行匹配。在压比分配为6:4的前提下，低压级压比从2.6开始以0.1的间隔逐渐减小到2.0；高压级按照4：6的原则与低压级对应。此时，发动机工作特性下各工况点的进气质量与压比的关系表现为发动机耗气特性线在高、低压级压气机的折合流量，如图8所示。

发动机外特性线基本上在如图8中所示的区域内变化，应穿过高压级压气机和低压级压气机的高效率区。经过对GT系列压气机特性图的分析、对比、计算，选定GT1241为高压级涡轮增压器，GT2259为低压级涡轮增压器。

5.2 与2级增压器匹配的发动机理论外特性

高、低压级压气机特性曲线下的发动机理论外特性位置如图9所示。

从图9中可见，发动机外特性曲线在高压级压气机（图中蓝色区域）的高效率区域内，发动机外特性曲线也在低压级压气机（图中红色区域）的高效率区内。

匹配工作结束后，就可以对原发动机进行实际改进，对选配加装的涡轮增压器进行试验。

6 结论

（1）以模拟仿真方法对原1级涡轮增压发动机进行了建模分析，从仿真计算数据来看，该模型是可靠的。

（2）1级涡轮增压发动机在5000m高空的动力性能急剧下降，使得对原机型进行第2级涡轮增压改进成为必然。最终，采用高、低压级压气机串联，涡轮并联和在高、低压级压气机之间加装中冷器的设计方案，对该方案进行了仿真，结果表明在12000m以下的高空发动机都有较好的动力性能。

（3）选用合适的涡轮增压器，得到了发动机与涡轮增压器的性能匹配特性曲线，为进行发动机实地试验的高空运行研究提供了一定的参考依据。

[1]朱大鑫.涡轮增压与涡轮增压器[R].兵器工业第70研究所,1997:166-177,457-528.

[2]蒋德明.内燃机的涡轮增压[M].北京：机械工业出版社,1986.

[3]何义团,马朝臣,魏明山,等.二级增压系统压气机性能试验研究[J].北京理工大学学报,2007,27（6）:496-500.

[4]陈妍,王洪明.一种带涡轮增压器的活塞发动机调节及其特性 [J].北京航空航天大学学报,1998,24（1）:16-20.

[5]徐斌,魏铃,赵鹏.活塞式航空发动机二级涡轮增压系统匹配分析.北京航空航天大学学报，2008（5）:551-554.

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，从事航空发动机增压技术研究。