活塞式发动机

摘要： 国产C919大飞机实现了中国人的大飞机梦,发动机是大飞机的心脏.以涡轮喷气发动机的产生和发展为载体,在与活塞发动机比较的基础上,分析涡轮喷气发动机的物理原理,探讨了不同类型的发动机对飞机飞行效率的影响,可以增加中学生“物理·技术·社会”的认识.

摘要： 活塞式发动机是现代航空器上应用最早的动力装置,其主要用在中低速航空器上。目前,随着涡轮燃气发动机技术日渐成熟,具有高性能的燃气涡轮发动机逐渐应用于通用航空飞机,活塞式航空发动机的最大优点就是其经济价值更高,因此占据了较大的市场比例,目前在轻型低速飞机上仍普遍采用。随着通用航空近几年的飞速发展,通航所属的飞行训练学校飞机数量和训练时间迅速增长。

摘要： 在F1P活塞式发动机动力模型飞机项目比赛中,非常关键的一步是发动机点火:操纵者要一手拿着模型,一手启动发动机。如果有队友在一旁协助,这个过程会容易很多。就像图中这两位小选手,初赛时互为助手、配合默契,最终携手进入决赛。

摘要： 2017年在笔者的书面建议下,经过航空模型专家会议讨论决定,小级别活塞式发动机模型滑翔机(代号F1P)项目被列入全国青少年航空航天模型锦标赛(以下简称“国青赛”)。随后笔者指导北京交通大学附属中学的学生们在全国率先开展了F1P项目的学习和训练,并在当年国青赛中带队取得了F1P立项以来的首个冠军。

摘要： 基于一台压缩比可变的单缸热力学发动机,使用自主开发的空气辅助喷射系统,在全负荷条件下开展了活塞式航空煤油发动机性能优化及爆震抑制的试验研究.探究了采用双点火、降低压缩比及使用CO2辅助喷射对航空煤油发动机的性能及爆震抑制的影响研究.结果表明,采用双点火可以有效提高航空煤油火焰传播速率,提高燃烧相位,降低循环波动,并且有抑制爆震的作用;通过降低压缩比有效实现了爆震抑制,解决在较高压缩比下航空煤油发动机只能运行在低负荷区间的难题,压缩比降至6,发动机实现全负荷运行,动力性、经济性较好,且不易发生爆震;采用CO2辅助航空煤油喷射时,随着CO2脉宽的增加,同一点火提前角下,发动机的动力性经济性下降,但由于CO2的抑制爆震的作用,最大制动转矩点火时刻最大可提前至上止点前14°,使得燃烧相位提前,发动机燃烧效率提高.

摘要： 上一期咱们介绍了一种有趣的航空发动机。那么,比活塞式发动机迟一些出现,更为先进的航空发动机又是什么呢?它就是大名鼎鼎的涡(wō)轮喷气发动机。“涡喷”的历史涡轮喷气发动机通常简称为“涡喷发动机”。咱们先来看看它的历史。随着航空业的不断发展,世界上许多飞机设计师都在探索使飞机飞得更快的办法。他们在实践中发现,使用活塞式发动机的飞机飞行能力已达到极限。要使飞机飞得更快更高,必须更换发动机。

摘要： 中空长航时无人机具有诸多优点,可用于执行多种军事及民用任务,已成为各国的研发热点.为使中空长航时无人机在各个飞行阶段均具有良好的动力性能和经济性能,提出为航空活塞式发动机匹配恒速螺旋桨的方法;根据发动机速度特性曲线、耗油率特性曲线选出发动机各经济工况点,在无人机飞行高度-速度包线内对比分析各螺旋桨在选定发动机经济工况点的效率,并进行全尺寸发动机-螺旋桨风洞试验.结果表明:本文研究方法适用于为已初步选定的活塞式发动机选配最佳的恒速螺旋桨.

摘要： 在通用航空领域,特别是低(空)、慢(速)、小(型)的飞行器,活塞式发动机依然占据主导地位,其中的绝大部分(>95%)是以航空汽油为燃料的火花塞点燃活塞式发动机。但从2000年左右开始,航空界又重新掀起了以航空重油为燃料的活塞式发动机的研发和生产的热潮。

摘要： 分析了无人机用活塞式发动机随海拔升高时性能下降规律,从进气、点火、喷油三个方面提出了无人机用活塞式发动机性能提升技术,如单级或多级涡轮增压技术、高能点火技术、双火花塞点火技术以及缸内直喷技术.研究表明,单级涡轮增压技术、双火花塞技术已成熟应用于航空发动机高空性能恢复,而多级增压、高能点火以及缸内直喷技术在未来必定会成为高空性能恢复技术的重要研究方向.

摘要： 不同用途的无人机由于其任务使命不同,对动力装置的要求也有较大差异.活塞式发动机的油耗优势和良好的高空适应性,使其一直在中低速无人机、长航时无人机领域占据主导地位.国外生产无人机用活塞式发动机的具有代表性的制造商有奥地利的罗泰克斯公司(Rotax系列活塞发动机)、德国利姆巴赫公司以及英国RCV无人机发动机公司.近年来,美国积极开展高空长航时无人机重油发动机的应用研究,使其成为高空长航时无人机动力装置的研究热点.美国猛禽涡轮增压柴油机公司、三角洲之鹰发动机公司等多家发动机公司积极参与航空发动机竞争,研发功率75kW～170kW的航空发动机,并在轻型运动飞机、无人机等领域得到应用.

摘要： 介绍了俄罗斯和美国航空活塞式发动机润滑油的研制和发展过程,以及发动机油规范更新换代情况.总结了国内航空活塞式发动机油的发展和使用情况.归纳了各种航空活塞式发动机油在使用过程中存在的问题,提出了一些关于航空活塞式发动机油发展趋势的相关看法.

摘要： 介绍了研究活塞式发动机功率传输机构的必要性．对往复活塞式、旋转活塞式和其他活塞式发动机功率传输机构的最新发展状况进行了归纳和总结．展望了活塞式发动机功率传输机构的未来发展．

摘要： 舰载无人机不便使用汽油机做动力,因为汽油上舰的火灾危险性太大.然而目前的低速小型无人机装备的旋转活塞式或往复活塞式发动机都是汽油机,要使它们有可能在舰船上使用,就必须更换燃油.作者对汽油机进行改造、用煤油取代汽油使活塞式发动机工作的专题试验研究进行了五年之久.本文简要介绍了汽油机烧煤油或柴油的关键技术和实现汽油机以煤油或柴油为燃料的技术途径。

摘要： 简述了世界无人机动力装置的种类和应用状况，介绍了活塞式发动机、转子发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、电驱动系统等多种类型的动力装置。分析了无人机动力装置的发展趋势。

摘要： 动力系统是无人涵道共轴双旋翼飞行器的关键部件之一,针对特定的新概念无人飞行器平台,本文分析了与无人飞行器平台相适配的动力系统,估算了飞行器安全飞行所需的功率需求,完成了发动机选型,设计了发动机控制系统的硬件结构、控制策略和软件架构及程序,应用经典控制理论探讨了油门开环控制、转速闭环控制和总距前馈补偿控制,并在飞行器试验台架上进行了试车验证,表明所设计的无人飞行器动力系统是可行的.

摘要： 动力系统是无人涵道共轴双旋翼飞行器的关键部件之一,针对特定的新概念无人飞行器平台,本文分析了与无人飞行器平台相适配的动力系统,估算了飞行器安全飞行所需的功率需求,完成了发动机选型,设计了发动机控制系统的硬件结构、控制策略和软件架构及程序,应用经典控制理论探讨了油门开环控制、转速闭环控制和总距前馈补偿控制,并在飞行器试验台架上进行了试车验证,表明所设计的无人飞行器动力系统是可行的.

摘要： 动力系统是无人涵道共轴双旋翼飞行器的关键部件之一,针对特定的新概念无人飞行器平台,本文分析了与无人飞行器平台相适配的动力系统,估算了飞行器安全飞行所需的功率需求,完成了发动机选型,设计了发动机控制系统的硬件结构、控制策略和软件架构及程序,应用经典控制理论探讨了油门开环控制、转速闭环控制和总距前馈补偿控制,并在飞行器试验台架上进行了试车验证,表明所设计的无人飞行器动力系统是可行的.

摘要： 动力系统是无人涵道共轴双旋翼飞行器的关键部件之一,针对特定的新概念无人飞行器平台,本文分析了与无人飞行器平台相适配的动力系统,估算了飞行器安全飞行所需的功率需求,完成了发动机选型,设计了发动机控制系统的硬件结构、控制策略和软件架构及程序,应用经典控制理论探讨了油门开环控制、转速闭环控制和总距前馈补偿控制,并在飞行器试验台架上进行了试车验证,表明所设计的无人飞行器动力系统是可行的.

摘要： 本发明公开了一种适用于活塞式航空发动机的油泵总成，包括第一低压油泵、第二低压油泵、箱体、与所述第一低压油泵的出油口连接的第一单向阀、与所述第二低压油泵的出油口连接的第二单向阀、与第一单向阀和第二单向阀连接的燃油蓄压油轨、设置于燃油蓄压油轨上的燃油压力传感器以及与燃油蓄压油轨的出油口连接的压力调节阀，第一低压油泵、第二低压油泵、第一单向阀、第二单向阀和压力调节阀设置于箱体内部。本发明适用于活塞式航空发动机的油泵总成，可以降低系统复杂性，集成度高。本发明还提供了一种活塞式航空发动机。

摘要： 本实用新型公开了一种适用于活塞式航空发动机的油泵总成，包括第一低压油泵、第二低压油泵、箱体、与所述第一低压油泵的出油口连接的第一单向阀、与所述第二低压油泵的出油口连接的第二单向阀、与第一单向阀和第二单向阀连接的燃油蓄压油轨、设置于燃油蓄压油轨上的燃油压力传感器以及与燃油蓄压油轨的出油口连接的压力调节阀，第一低压油泵、第二低压油泵、第一单向阀、第二单向阀和压力调节阀设置于箱体内部。本实用新型适用于活塞式航空发动机的油泵总成，可以降低系统复杂性，集成度高。本实用新型还提供了一种活塞式航空发动机。

摘要： 为了改进带有以传热的方式相互联结的燃烧剂供给部和废气排出部的轴向活塞式发动机的效率，提出一种带有至少两个热交换器的轴向活塞式发动机。

摘要： 本发明涉及一种在瞬时负载变化下操作内燃活塞式发动机(10)的方法，所述方法包括以下步骤：将含有氧气的气体引入发动机的燃烧室，将气态燃料引入发动机的燃烧室，将液态燃料引入发动机的燃烧室，通过利用氧气在燃烧室内燃烧第一和液态燃料，产生指示发动机负载的一个或更多个信号。基于所述指示发动机负载的一个或更多个信号，确定被引入燃烧室的气态燃料量和液态燃料量的比值。本发明还涉及控制系统和设置有该控制系统(100)的发动机。

摘要： 本发明涉及操作内燃活塞式发动机的方法和内燃活塞式发动机。所述方法包括在发动机运转同时执行下列步骤：打开进气门，以将进气空气经由进气导管引入发动机的汽缸中，在进气冲程期间，在活塞到汽缸中的下止点之前，关闭进气门，将燃料供给至发动机的汽缸中并燃烧汽缸中的燃料，产生废气，在燃烧燃料之后，打开汽缸的排气门，以将废气从汽缸引导到排气导管中，并且在进气冲程期间，在下止点之前，打开排气门，以将废气的一部分从排气导管引导回汽缸中，从而形成内部废气再循环。该方法还包括：在内部废气再循环阶段将包含还原剂的水基溶液引入汽缸中，以及通过布置在发动机下游的排气导管中的选择性催化还原阶段控制废气中的排放物。

摘要： 发明涉及一种用于向内燃活塞式发动机供给气体燃料的燃料系统(10)，该燃料系统包括：一个或更多个燃料喷射器，该一个或更多个燃料喷射器被构造为将液态气体燃料喷射到发动机中；燃料入口管路(26)，该燃料入口管路从燃料箱(18)经由高压泵(28)延伸到一个或更多个燃料喷射器(20)；以及燃料返回管路(30)，该燃料返回管路用于处理来自一个或更多个燃料喷射器的所谓返回燃料，其特征在于：燃料返回管路(30)包括：‑分离单元，该分离单元被构造为分离返回燃料的气态部分和液态部分；‑第一返回管路段(30.1)，该第一返回管路段被构造为返回来自分离单元的返回燃料的液态部分，以便用于高压泵(28)中；‑第二返回管路段(30.2)，该第二返回管路段被构造为将返回燃料的气态部分引导到发动机的进气系统(12)，以与增压空气一起供给到发动机。

摘要： 本发明涉及一种内燃活塞式发动机(10)，该发动机(10)包括用于将附加含氧气体引入所述发动机(10)的气缸(14)中的装置(20)。用于引入附加含氧气体的装置(20)包括用于将压力介质引入喷射阀(24)的气动操作致动器装置(28)的控制流体导管(36)，控制流体导管(36)设置有第一控制阀(30)和第二控制阀(32)，第一控制阀(30)和第二控制阀(32)并联布置在控制流体导管(36)中，以控制通向喷射阀(24)的气动操作致动器装置(28)的流体连通，并且控制流体导管(36)设置有切换阀(34)，切换阀(34)被布置成提供控制流体导管(36)择一地与第一控制阀(30)和第二控制阀(32)中的一者的流动连接。本发明还涉及启动内燃活塞式发动机(10)的方法和控制单元(70)。

摘要： 为了改进带有以传热的方式相互联结的燃烧剂供给部和废气排出部的轴向活塞式发动机的效率，提出一种带有至少两个热交换器的轴向活塞式发动机。

摘要： 本发明涉及一种在瞬时负载变化下操作内燃活塞式发动机(10)的方法，所述方法包括以下步骤：将含有氧气的气体引入发动机的燃烧室，将气态燃料引入发动机的燃烧室，将液态燃料引入发动机的燃烧室，通过利用氧气在燃烧室内燃烧第一和液态燃料，产生指示发动机负载的一个或更多个信号。基于所述指示发动机负载的一个或更多个信号，确定被引入燃烧室的气态燃料量和液态燃料量的比值。本发明还涉及控制系统和设置有该控制系统(100)的发动机。

摘要： 本发明涉及一种用于往复活塞式发动机的活塞，该活塞(2)界定工作腔(5)并可在气缸套(3)中移动，活塞和气缸套之间的间隙(13)通过活塞环组(9)覆盖，该活塞环组具有多个前后顺序设置的、分别设置在活塞(2)的对应活塞环槽(10、11、12)中的活塞环(6、7、8)，活塞环能由来自工作腔的气体加载，可这样实现功率损失的高度降低和活塞环的使用寿命基本上均衡：活塞与气缸套之间的间隙通过距工作腔最远的活塞环(8)向下气密地封闭，在每个设置在距工作腔最远的活塞环前面的活塞环(6、7)上允许受控的泄漏，泄漏气体的压力在到达距工作腔最远的活塞环之前通过在至少一个为此设置的膨胀室(17)中的膨胀而降低。