航空活塞发动机

摘要： 航空活塞发动机配置螺旋桨是目前低速中低空无人机中最为常见的一类动力推进系统,本文对这类动力推进系统的设备选型和性能匹配方法进行了研究,通过数学模型和经验数据计算分析发动机和螺旋桨的性能匹配参数,并以某型中空长航时无人机为例,对动力推进系统性能匹配的关键参数如发动机最大可用功率、发动机最高转速、起飞滑跑过程的推力水平和螺旋桨效率进行了评估和量化分析。

摘要： 某型航空活塞发动机在运行中多次发生爆震故障,已有研究认为该型发动机全油门燃油流量低于64 L/h是其爆震的主要诱因,但实践中将该型发动机全油门燃油流量增大至71.9 L/h后仍然有爆震故障出现,表明该型发动机的爆震并非单一诱因。为探索该型发动机爆震的可靠抑制方法,利用EGView软件分析典型故障例数据,查找可能的隐藏诱因并采用控制变量法进行实践测试,结果表明:发动机巡航转速偏低是该型发动机爆震的另一重要诱因,并证实了全油门偏富油对该型发动机的大功率爆震倾向具有抑制作用。根据实践测试结果提出控制该型发动机全油门燃油流量不低于66 L/h和发动机巡航转速不低于手册规定2500~2525 r/min(推荐按上限设置)的解决方案,经6万余飞行小时的实践验证表明该型发动机的爆震故障已被可靠解决。

摘要： 为了解决某飞行器平台多次出现航空活塞发动机起动故障,首先梳理故障树,逐级逐项对潜在失效原因进行排查,分析定位出起动故障原因,然后研究起动系统和点火系统对起动性能的影响,通过改进起动电路、起动控制逻辑和起动操作流程等方面优化了起动性能,最后验证了改进措施的有效性。研究结果为解决此类故障提供了可行的思路和方法。

摘要： 以某型中空长航时无人机用航空活塞发动机冷却系统为研究对象,考虑各种传热过程,建立了发动机冷却水套、散热器、节温器和冷却液泵的热平衡微分方程组,构建了发动机冷却系统的一维仿真模型,并应用VB语言对该仿真模型进行开发。通过仿真值与试验值的对比,验证了所开发的发动机冷却系统传热模型的可信度。在发动机热负荷及流经散热器空气速度一定的条件下,研究了该发动机冷却系统的温度特性及高度特性,结果表明:对于所研究的发动机冷却系统,当环境温度从40°C下降至-40°C时,冷却水套出水温度从108.8°C下降至89.4°C;发动机冷却系统的散热性能随着工作高度的增加而下降,当工作高度分别为4000m、 6000m、 8000m时,相对于海平面状态的散热能力分别降低了5%、 12%、 22%。

摘要： 无人机对高实用升限的迫切需求推动了航空活塞发动机增压系统的发展,进而衍生出中冷系统的设计需求。中冷系统可大幅提高发动机的动力性、燃油经济性及系统可靠性。本文从中冷系统对发动机性能影响、中冷系统设计方法以及中冷系统测试方法三个方面展开论述,明确了中冷系统设计指标、设计流程、测试方法及评价指标,对中冷系统的规范设计与评测具有指导意义。

摘要： 燃油喷射技术作为航空活塞发动机的关键技术之一,其结构形式及特性直接影响航空活塞发动机的整机性能,随着通用航空对发动机性能要求的不断提升,燃油喷射技术的发展也在不断延续。综述了当前各种重油航空活塞发动机采用的燃油供给系统,对其适用的经典机型进行了梳理,总结了各种燃油供给系统的优缺点。阐述了研究重油喷射技术采用的前沿理论、仿真计算及试验方法,分析了研究重油雾化过程存在的难点,给出了研究重油喷射技术的相关建议。提出了未来重油航空活塞发动机发展思路和关键技术,重点希望对重油航空活塞发动机的正向研制提供技术指导,推动中国通用航空的可持续发展。

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： 在航空汽油中添加四乙基铅可有效提高汽油的抗爆震性能,其燃烧产物却给发动机带来了一系列故障,极大地降低了发动机的可靠性.目前,国内通航飞机虽已广泛使用低含铅量的100LL航空汽油,但由积铅导致的发动机故障依然存在.本文对含铅航空汽油的主要燃烧沉积物类型及影响进行分析,探讨发动机使用和维护预防措施,为保障通航飞机运行安全提供一定的参考.

摘要： 在航空汽油中添加四乙基铅可有效提高汽油的抗爆震性能,其燃烧产物却给发动机带来了一系列故障,极大地降低了发动机的可靠性。目前,国内通航飞机虽已广泛使用低含铅量的100LL航空汽油,但由积铅导致的发动机故障依然存在。本文对含铅航空汽油的主要燃烧沉积物类型及影响进行分析,探讨发动机使用和维护预防措施,为保障通航飞机运行安全提供一定的参考。

摘要： 针对无人机用某小型航空活塞发动机,建立三维简化模型,通过仿真研究不同点火系统参数对发动机燃烧过程的影响规律,初步确定点火系统最佳参数.仿真研究结果表明,活塞发动机在346°CA的点火时刻下性能最佳,有利于发动机获得更大的功率输出,提高发动机整机性能;采用双火花塞的布置方式时燃烧更为迅速,需适当推迟点火时刻以获得更高的功率输出.

摘要： 多级增压航空活塞发动机是高空超长航时无人机的理想动力形式,然而由于增压压比设计指标高,发动机进气流动损失对增压性能的影响较大.本文采取模拟仿真结合试验验证的方法,对结构管路设计及优化方式进行研究分析,试验结果显示采取的措施有效,支撑了发动机动力性能的实现.

摘要： 针对磁电机故障和点火电嘴故障会使发动机失去动力引起飞行事故,高压导线破损放电可能引燃发动机带来重大防火安全隐患,本文利用紫外探测技术和虚拟仪器技术设计了航空活塞发动机点火强度均衡性测试系统,利用该测试系统完成航空活塞发动机点火系统的安全隐患检测.以正常点火、高压导线微破损漏电和点火电嘴积碳三种点火系统作为测试对象,完成不同转速下点火强度和点火强度均衡性变化测试.实测得到,在不同转速下点火电嘴积碳的点火系统点火强一直表现不均衡;存在高压导线破损漏电的各点火电嘴点火强度不均衡随转速增大越显著且大大低于正常点火强度值,但与点火电嘴积碳故障的点火系统有着显著区别,可作为判断航空活塞发动机点火系统性能衰退还是可能存在高压导线破损放电电气火灾隐患点的技术依据.

摘要： 本文介绍了航空活塞发动机及其附件在磨合期、磨合期后、汽化器结冰,冬季发动机的操作及发动机起动各阶段的使用特点、要求及注意事项.正确掌握发动机及其附件设备的使用特点,制定合理飞行程序,发挥发动机的最大经济效应.

摘要： 进气歧管是航空活塞发动机进气系统的重要组成部分,其性能直接影响到发动机的动力性、燃油经济性和排放性.本文对某型航空活塞发动机进气歧管进行了CFD分析,通过稳态计算得到的进出口压力差,分析了进气歧管的流通性;通过计算得到的出口流量系数,分析了发动机的进气不均匀性,指出原机进气管的进气不均匀性较大，其中1缸和2缸进气量低于平均值，与实验结果所反映的情况相吻合。改进后的进气管进气均匀性人幅度提高，压力损失也有了明显的降低，可以满足工程上的需求，说明优化方案管路设计合理，歧管有较好的性能。

摘要： 本文以某航空活塞发动机为研究对象,通过在发动机桨台上的曲轴扭转振动试验,测试并分析了在整个曲轴转速和发动机功率范围内的曲轴扭转振动特性;使用测量点的实测振幅,按照自由振动理论计算的相应固有振型推算曲轴的最大扭振应力.试验结果表明:曲轴的扭转振动应力低于材料持久极限,在单缸熄火非正常工作状态下发动机也能够安全使用.本文为评估该发动机曲轴的安全性和可靠性提供依据,对航空活塞发动机的通航取证具有一定参考价值.

摘要： 依据ROTAX公司有关润滑油的规定,ROTAX系列航空活塞发动机滑油系统的特性,以及用汽车发动机润滑油存在的问题,推荐使用长城SJ级5W-40合成内燃机油(HKZY).并将该油与原装进口油及目前在用普通车用润滑油进行了性能对比评价,验证油品的性能.SJ5W-40合成内燃机油具有优良的高低温性能和剪切安定性、良好的润滑性能和适宜的摩擦特性，以及良好的热氧化安定性，其综合性能超过了在用SG15W-40发动机油，大部分性能优于进口油。专用油在普通车用油的基础上强化了油品的高温氧化性能，有利于延缓油品变质和延长油品使用寿命。选择专用油品可避免买到假货，供应商将通过专用军品渠道供货。相反，选用普通车用油，则不采用专供渠道，一些地方就有可能因为缺货等而使油品采购得不到保障。

摘要： 在基础试验燃料(航空煤油)中加入少量燃料添加剂,研究燃料添加剂对煤油燃烧尤其是对爆震现象的影响.试验分别在航空煤油内添加体积分数为0.05％、0.1％、0.2％的燃料添加剂(甲基环戊二烯三羰基锰),配置成三种不同的试验燃料,在一台火花塞点燃式航空活塞发动机上进行试验研究.试验结果表明,不同配比的燃料添加剂的加入可使缸内燃烧的缸压和放热率峰值逐渐增加,燃烧持续期逐渐缩短,煤油爆震负荷范围略有增大;燃料添加剂对煤油爆震有一定缓解作用.

摘要： 航空发动机排气门是活塞发动机的重要组成部分之一,排气门-气门座系统经历高频冲击、高低温波动、燃气化学腐蚀以及振动磨损等复杂工况条件,其工作状态直接影响发动枧的动力性能,危及飞行安全.本文针对某型发动机在使用某类燃油后频繁出现的排气门烧蚀现象展开研究,通过对比燃油成分、排气门的构造,分析气门和气门座的损伤特征和沉积物类型,明确气门密封面失效的主要原因。

摘要： 针对煤油黏度高、表面张力大导致的雾化困难问题,开展低压夹气燃油系统雾化特性试验研究.首先进行夹气燃油系统的设计,包括调压块总成、夹气块总成以及其他子系统的设计.同时在MATLAB上进行喷雾图像处理程序设计,研究不同喷气脉宽、喷油压力和环境背压下喷雾贯穿距和喷雾锥角的变化.试验结果表明,自主研发设计的低压夹气燃油系统有利于改善煤油的雾化,且随着喷气脉宽和喷油压力的增大,喷雾锥角均有所增大,贯穿距随着环境背压的增大而减小.

摘要： 针对煤油黏度高、表面张力大导致的雾化困难问题,开展低压夹气燃油系统雾化特性试验研究.首先进行夹气燃油系统的设计,包括调压块总成、夹气块总成以及其他子系统的设计.同时在MATLAB上进行喷雾图像处理程序设计,研究不同喷气脉宽、喷油压力和环境背压下喷雾贯穿距和喷雾锥角的变化.试验结果表明,自主研发设计的低压夹气燃油系统有利于改善煤油的雾化,且随着喷气脉宽和喷油压力的增大,喷雾锥角均有所增大,贯穿距随着环境背压的增大而减小.

摘要： 为了改进在轴向活塞发动机处的效率，本发明提出一种轴向活塞发动机，其带有至少一个压缩机缸、带有至少一个工作缸并且带有至少一个通过其将压缩的燃烧剂从压缩机缸导引至工作缸的压力管路，其中，从燃烧室至工作缸的燃烧剂流经由至少一个由控制驱动所驱动的控制活塞来控制，并且其中，除了由控制驱动所施加的力之外，控制活塞在其背向燃烧室的侧面处以与燃烧室压力相反地指向的补偿力来加载。

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： 本发明公开了一种航空活塞发动机用断电器、磁电机及航空活塞发动机。航空活塞发动机用断电器，包括固接于断电器壳体上的固定机构、固接于固定机构上的固定轴、套设于固定轴上并沿固定轴周向往复转动的枕块以及用于限制枕块沿固定轴轴向移动的限位机构，枕块的两侧分别沿固定轴的轴向伸出有用于防止枕块两侧受潮吸水后发生膨胀变形的延伸护套，延伸护套与枕块为一体成型的整体结构。避免了枕块周边部件由于受潮膨胀影响而使得枕块无法满足间隙要求的问题；取消了绝缘垫圈的设置，减少了装配的零件数量，从而使得结构更加简单、装配更加容易；增加了磁电机的安全性。适用于航空活塞发动机的点火装置。

摘要： 本发明提供一种航空活塞发动机起动活门及具有其的航空活塞发动机。该航空活塞发动机起动活门包括：活门壳体，活门壳体具有容纳腔，活门壳体的第一端具有与容纳腔连通的第一端口，第一端口具有锥形面，活门壳体上设置有沿径向贯穿活门壳体并与容纳腔连通的进气孔；活门体，活门体可移动地设置在容纳腔内，活门体的第一端具有与第一端口的锥形面配合的密封锥面，活门体具有密封锥面与第一端口脱离的打开位置和密封锥面与第一端口贴合的关闭位置；预紧件，预紧件连接在活门体和活门壳体之间，并对活门体施加向关闭位置移动的力。通过该航空活塞发动机起动活门能够严密密封，保护航空活塞发动机运行安全。

摘要： 本发明公开了一种航空活塞发动机用断电器、磁电机及航空活塞发动机。航空活塞发动机用断电器，包括固接于断电器壳体上的固定机构、固接于固定机构上的固定轴、套设于固定轴上并沿固定轴周向往复转动的枕块以及用于限制枕块沿固定轴轴向移动的限位机构，枕块的两侧分别沿固定轴的轴向伸出有用于防止枕块两侧受潮吸水后发生膨胀变形的延伸护套，延伸护套与枕块为一体成型的整体结构。避免了枕块周边部件由于受潮膨胀影响而使得枕块无法满足间隙要求的问题；取消了绝缘垫圈的设置，减少了装配的零件数量，从而使得结构更加简单、装配更加容易；增加了磁电机的安全性。适用于航空活塞发动机的点火装置。

摘要： 本发明提供一种航空活塞发动机起动活门及具有其的航空活塞发动机。该航空活塞发动机起动活门包括：活门壳体，活门壳体具有容纳腔，活门壳体的第一端具有与容纳腔连通的第一端口，第一端口具有锥形面，活门壳体上设置有沿径向贯穿活门壳体并与容纳腔连通的进气孔；活门体，活门体可移动地设置在容纳腔内，活门体的第一端具有与第一端口的锥形面配合的密封锥面，活门体具有密封锥面与第一端口脱离的打开位置和密封锥面与第一端口贴合的关闭位置；预紧件，预紧件连接在活门体和活门壳体之间，并对活门体施加向关闭位置移动的力。通过该航空活塞发动机起动活门能够严密密封，保护航空活塞发动机运行安全。

摘要： 本发明公开了一种发动机活塞，包括活塞本体和活塞燃烧室，所述活塞燃烧室包括设置于所述活塞本体的顶面上的导流槽和双涡流凹坑，导流槽与双涡流凹坑连通。本发明的发动机活塞，采用导流槽+双涡流凹坑的形状，通过合理设置气缸盖预燃室与活塞燃烧室的位置，达到改善扫气效率、提升火焰传播效率，从而提升发动机动力性和经济性的目的。本发明还公开了一种二冲程压燃式航空活塞发动机。

摘要： 本申请公开了一种航空活塞发动机散热片结构、航空活塞发动机及无人机，发动机的气缸表面设有散热翅片，气缸外壁设有排气口及辅助扫气道，排气口与辅助扫气道相对设置；所述散热片结构包括两片相邻的第一散热翅片和第二散热翅片，及连接在第一散热翅片和第二散热翅片之间的肋板；第一散热翅片、第二散热翅片和肋板之间形成半封闭腔体；第一散热翅片和第二散热翅片位于气缸的辅助扫气道侧壁，且与所述排气口对应设置。采用上述结构可以有效降低热损失，摩擦损失，提高发动机生命周期、可靠性。同时，也为改善无人机动力系统装置热管理系统设计提供辅助。

摘要： 本实用新型提供一种航空活塞发动机复合活门及具有其的航空活塞发动机。该航空活塞发动机复合活门包括：壳体，壳体内设置有第一流道和第二流道，第一流道具有第一流道口；活门片，活门片可移动地设置在壳体内，且活门片具有回油位置和泄油位置，活门片处于回油位置时，活门片贴合在第一流道口并隔断第一流道与第二流道，活门片处于泄油位置时，活门片远离第一流道口并使第一流道与第二流道连通；喷嘴，喷嘴伸入第一流道内，喷嘴具有中心通孔，中心通孔连通第一流道与第二流道。通过该航空活塞发动机复合活门能够解决增压器有积油的问题。