浅析米勒循环发动机

浅析米勒循环发动机

【摘要】米勒循环发动机又称转子发动机，它采用三角转子旋转运动来控制发动机自身的工作循环，与传统的往复活塞式发动机的工作形式有很大差异。这种相对的新式机器是由德国人发明（菲加士·汪克尔），在吸收总结的汽车前辈的研究成果基础上，解决了关键技术问题，正是这样世界上第一台米勒循环发动机（以下简称转子发动机）得以诞生。

【关键词】米勒循环；三角转子；转子发动机

1.转子发动机的诞生

实际上，在16世纪末期，在某些出版物上第一次出现了“连续运转内燃机”的说法。发动机的连杆、曲柄机构的发明人沃特·詹姆斯（1736~1819），也曾经研究过转子式内燃机，特别是在过去的150年间，许多发明家都相继提出过很多关于转子发动机结构的提案。在1846年，其中有一些发明家就画出了转子发动机工作室的几何形状，这是现代转子发动机结构的雏形，也是当时第一台概念发动机。但是这些概念发动机都没能真正实用化，直到1954年德国人提出了气密封系统的转子发动机方案，后来又经过华尔特·弗劳德从运动学上经过改良才得以突破了密封等技术的关键，这些结构的相继使用，使汪克尔型转子发动机得以实用化。在1957年研制出汪克尔转子发动机。

1964年，日内瓦的德法合资企业COMOBIL公司，首次把转子发动机应用到了轿车上，这引起了马自达公司很大的兴趣，因为马自达公司一向对新技术非常敏感而且情有独钟，这样的背景下，马自达公司投巨资从汪克尔公司买下了这项新技术，1967年，日本人将转子发动机装到马自达轿车上开始进行批量生产。

2.转子发动机的实际应用

由于这是一项高新技术，在当时懂得这项技术的人更是寥寥无几，转子发动机出现了故障很少有人会修，而且还有很多的弊端，比如油耗大等，汽车行业的很多人对这种发动机的市场前景产生了怀疑。20世纪70年代石油危机爆发，各国忙于应对各方面的困难而没有顾忌转子发动机，只有马自达公司仍然深信转子发动机的潜力，独自研究和生产转子发动机，并为此付出了相当大的代价。他们渐渐克服了转子发动机的缺陷，成功的由实验性生产过渡到商业性生产，并将装配了RX~7型马自达跑车打入了美国市场，令人刮目相看。

在世界环保意识日益强化，石油资源日渐枯竭的今天，以氢气做动力源的研究已成为一大课题。当年马自达坚持下来的转子发动机从结构上讲是最适合燃烧氢气的，而且最“干净”因为氢气燃烧完排放出来的是水蒸气，对环保没有任何污染。马自达公司改制了RX-7型跑车的转子发动机，是它可以用氢气做燃料。这种发动机装配在马自达HR-X汽车上，1立方米的燃料箱存储了相当43立方米的压缩氢气，以60km/hd的车速可以行使230km，引起了各界人士的关注。由于从生产装配到维护修理，转子发动机都与传统发动机大不一样，开发成本大。加上往复活塞发动机在功率、重量、排放、能耗等方面都比过去高出许多，转子发动机并没有显示出明显的优势，因此各大汽车企业都没有积极的去开发利用，只有马自达公司一家在苦苦支撑。

MAZDA旗下的当家跑车RX-7绝对是日本跑车中极具代表性的一款，这是全球唯一一款搭载转子发动机的量产车。

2003年马自达发布了新版本，马自达RX-8，该款车并不是RX-7的换代产

发动机部件计算公式

附录1 发动机部件计算公式 1 基础知识 1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。 2)气动函数()q λ、()πλ、τλ（） 、()f λ计算公式见附录3。 2 变循环发动机各部件的计算公式 2.1 进气道 2.1.1 已知：发动机飞行高度H 、飞行马赫数Ma 。 2.1.2 计算过程 1）计算标准大气条件下环境压力0p （静压），环境温度0T （静温）。 当高度H km ≤11时： 5.2553 00 1.01325144.308288.15 6.5H p T H ???=?-? ?????=-?? ( 2.1) 其中，高度H 的单位为km ，温度的单位为K ，压力的单位为bar 。 2）进气道进口的总温总压： 2020 T T Ma p p Ma γγγγ*-*?-??=+ ????? ? -???=+ ????? 10 112112 （2.2） γ:气体绝热指数，纯空气=1.4γ，燃气=1.33γ。 3）计算进气道总压恢复系数： i 1.35 i 1 1.0 1 1.00.075(1) H H H M M M σσ≤=??>=--?：： (2.3) 4）计算进气道出口总温总压: i T T p p σ**** ?=?=??1010 (2.4) 2.2 压气机 双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS 和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算法。

2.2.1 已知 压气机进口总温T in *、总压P in *、压气机的压比函数值zz 、物理转速n 、压气机导叶角度α。 2.2.2 计算过程 1）计算压气机换算转速： cor n = (2.5) 其中，风扇：*,=288.15in d T ，CDFS ：*,=428.56862609in d T ,高压压气机:* , 473.603961in d T =。*in T 为压气机进口总温。 2）计算压气机增压比、效率和换算流量 压气机的增压比c pr 、效率c η和换算流量c W 分别是其换算转速和压比函数值及导叶角α的函数。 (,,)(,,) (,,) c cor c cor c cor pr prc n zz n zz W W n zz αηηαα=?? =??=? （2.6） 压气机增压比、效率和换算流量的求法如下： （1） 附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为cor n 、压比函数值为zz 时的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 。 （2） 将（1）求的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量： ,,2 ,(1)(1)1100(1) 100(1) 100pr c pr c map w c W c map c c map k pr C pr k W C W k C ηηααηηα? =-++?? ? =+?? ?=+?? (2.7) pr w k k k η、、分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS 、高压压气机 pr w k k k η、、这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS 导叶角变化围：-535α≤≤，风 扇和高压压气机的导叶角变化围：-515α≤≤ ；风扇： 2.3894 =0.4950 1.0684pr W C C C η =?? ??=?，CDFS:

变循环发动机性能数值模拟

第25卷第6期2010年6月 航空动力学报 Journal of Aerospace Pow er Vol.25No.6 J un.2010 文章编号:100028055(2010)0621310206 变循环发动机性能数值模拟 刘增文1,王占学1,黄红超1,2,蔡元虎1 (1.西北工业大学动力与能源学院,西安710072; 2.中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院,成都610500) 摘 要:在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.关　键　词:变循环发动机;双外涵;核心风扇级;数值模拟;性能特性中图分类号:V231 文献标识码:A 收稿日期:2009205211;修订日期:2009212214 作者简介:刘增文(1983-),男,山东泰安人,博士生,主要从事航空发动机总体设计方面研究. Numerical simulation on performance of variable cycle engines L IU Zeng 2wen 1,WAN G Zhan 2xue 1,HUAN G Hong 2chao 1,2,CA I Yuan 2hu 1 (11School of Power and Energy , Nort hwestern Polytechnical University ,Xi πan 710072,China ; 21China Gas Turbine Establishment , Aviation Industry Corporation of China ,Chengdu 610500,China ) Abstract :Based on a general gas t urbine performance simulation software ,a double by 2pass VCE (variable cycle engine )performance simulation software was developed wit h intro 2duction of selector valve ,forward VABI (variable area bypass injector )and rear VABI and core bypass duct modules.The cycle operating parameters of VCE were given ,such as low pressure t urbine nozzle area ,co mpressor inlet guide vane angle ,fan inlet guide vane angle and core 2driven fan stage inlet guide vane angle.A double bypass VCE characteristics were calculated and analyzed wit h altit ude velocity and t hrottling in t his https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html,pared wit h single bypass mode ,t he specific t hrust and specific f uel consumption (SFC )of double bypass mode were low.The total bypass ratio increased and t he SFC decreased wit h t he decline of rotate speed.Under a complicated condition ,it is necessary to match t he engine wit h appro 2priate variable parameters. K ey w ords :variable cycle engines ;double bypass ;core 2driven fan stage ; numerical simulation ;performance 近年来,战斗机正朝多用途、宽包线方向发展,对于超声速、格斗和机动飞行,需要高单位推 力的涡喷循环,对于亚声速巡航、待机和空中巡 逻,需要低耗油率的涡扇循环.这一发展趋势,促

外部EGR技术在高压缩比米勒循环发动机上的试验研究_吴学松

网络出版时间：2014-03-14 13:49 网络出版地址：https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html,/kcms/detail/https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html,.20140314.1349.001.html 外部EGR技术在高压缩比米勒循环发动机上的试验研 究 吴学松1，詹樟松1，尚宇1，刘斌1，胡铁刚1，裴毅强2 (1.重庆长安汽车股份有限公司动力研究院，重庆401120，2.天津大学,天津300072) Experimental study about external EGR technology in a high compression ratio Miller cycle engine WU Xue-song1，ZHAN Zhang-song1，SHANG Yu1，LIU Bin1，HU Tie-gang1，PEI Yi-qiang2 (1. Powertrain Engineering R&D Center, Chongqing Changan Automobile co., LTD.，Chongqing 401120，China 2.Tianjin University, Tianjin 300072,China) Abstract: Under the same intake air mass, Miller cycle, realized by LIVC and EIVC, can reduce the pumping loss. Meanwhile, more heat energy is converted to mechanical energy because the expansion ratio is higher than the effective compression ratio. In this way, Miller cycle can improve the fuel economy. Considered the power output at the high load, the effective compression ratio should not be too small. Then the fuel economy at the low load is sacrificed by this effect. In order to solve this issue, external Exhaust Gas Recirculation (EGR) technology is introduced in a high compression ratio Miller cycle engine. The exhaust gas is reintroduced into the cylinder to optimize the combustion process in the partial load and improve the fuel economy and emission. In this study, different ratio of EGR is used to explore the effect of EGR technology on the engine performance and emission on a high compression ratio Miller cycle engine. Results show that external EGR can obviously reduce the pumping loss and improve the fuel economy. Vehicle fuel consumption can be reduced by 2.11% . Meanwhile, NOx emission is reduced because of the reduced maximum gas temperature and oxygen content. In some partial load, the NOx emission can be reduced by 88.5%. Key words: Pumping Loss, External EGR, High compression ratio, Miller cycle, NOx 摘要：米勒循环通过进气门早关或晚关，在相同进气量的条件下增大节气门开度，降低泵气损失，同时实现膨胀比大于有效压缩比，使更多的热能转换为机械能，改善燃油经济性。考虑到高负荷的动 力性，有效压缩比不能太小，因此，部分负荷燃油经济性改善程度受到限制。为解决这一难题，在高 压缩比米勒循环发动机上应用外部EGR技术，通过将发动机的部分废气重新引入气缸，实现对部分 负荷燃烧过程的优化控制，改善发动机的燃油经济性和排放性能。在一台高压缩比米勒循环发动机上， 将不同比率的废气重新引入气缸，探究外部EGR技术对高压缩比米勒循环发动机的性能和排放的影 响。结果表明，在高压缩比米勒循环发动机上应用外部EGR技术，可有效降低发动机部分负荷下的 泵气损失，改善燃油经济性，整车百公里油耗改善2.11%；同时可降低缸内最高燃烧温度及含氧量， 大量减少NOx排放，部分工况点甚至可降低88.5%。 关键词：泵气损失、外部EGR、高压缩比、米勒循环、NOx排放 中图文类号：TK411+.7 文献标识码：A 收稿日期：2013-07-08

变循环发动机重量预估方法研究_张韬_王占学_刘增文_张晓博

变循环发动机重量预估方法研究 张韬，王占学，刘增文，张晓博 （西北工业大学动力与能源学院， 陕西西安710072）来稿日期： 2014-01-10作者简介：张韬，（1988-），男，江西人，硕士生，主要研究方向：推进系统气动热力学； 王占学，（1969-），男，陕西西安人，博士后，博士生导师，主要研究方向：推进系统气动热力学 1引言 重量是航空发动机最重要的性能指标之一， 同时在飞机研制发展的方案论证阶段，发动机重量预估是关键和不可少的工作[1]。20世纪七十年代末，美国刘易斯研究中心在其总体性能程序的基础上建立了涡喷发动机的重量预估方法[2-3]，文献[4]也形成了常规的涡扇发动机独特的重量预估方法，但是对于新型的变循环发动机的重量预估，这个方面的工作还不够。变循环发动机可以在同一台发动机上通过改变某些部件的几何形状、尺寸或位置，从而改变发动机的热力循环参数，使发动机在各种工作状态下都具有良好的性能，变循环发动机是未来航空发动机发展的一个重要趋势[5-6]。介绍了一种变循环发动机重量预估方法，根据变循环发动机部件法的思想，利用基于统计的变循环发动机各部件气动—结构经验关系模型，如增压比与相应轴转速关系模型、轮盘载荷与轮盘几何分布关系模型、承力系统中机匣几何结构与总重量关系模型，结合变循环发动机结构设计关键尺寸，建立了变循环发动机重量尺寸预估方法。 2变循环发动机重量预估方法 变循环发动机有多种形式，其中受到高度重视的是带有核 心机驱动风扇级（core driven fan stage ，简称CDFS ）的双外涵变循 环发动机（double bypass engine ，简称DBE ） [5-6] ，DBE 与传统的发动机在结构上的主要差异就是增加了CDFS ，风扇分成前两部分，如图1所示。 内涵道 外涵道前段风扇 核心机驱动风扇级 高压压气机高压涡轮低压涡轮 图1CDFS 示意图 Fig.1CDFS Schematic 发动机重量的预估方法主要有两种： （1）利用统计数据拟合的经验公式计算法；（2）根据初始构形设计结果计算重量。第一种分析方法，基于现有的发动机设计数据，通过回归分析，拟合某些重要设计参数与重量之间的函数关系。这种方法速度快，算法简 摘 要：重量是航空发动机设计必须控制的一个重要指标，重量预估在航空发动机结构方案设计阶段不可或缺。根据 发动机部件法的思想，建立了基于统计的各部件气动—结构经验关系模型，结合变循环发动机结构设计关键几何参数和部件气动热力参数，发展了变循环发动机重量预估方法，采用C++语言开发了变循环发动机重量预估程序，计算了双外涵变循环发动机重量和尺寸。结果表明此方法能够预估双外涵变循环发动机重量，重量尺寸误差满足飞机和发动机工程需求。 关键词：变循环；双外涵；涡扇发动机；部件法；重量预估中图分类号：TH16 文献标识码：A 文章编号：1001-3997（2014）08-0015-04 Method Research of Variable Cycle Engine Weight Estimate ZHANG Tao ， WANG Zhan-xue ，LIU Zeng-wen ，ZHANG Xiao-bo （School of Power and Energy ， Northwestern Polytechnical University ，Shannxi Xi ’an 710072，China ）Abstract ：Weight is an important control indicator of aircraft engine design ，and weight estimate is unavoidable in the initial design phase of aeroengine.According to the idea of engine element -method ，statistic -based aerodynamic and structure empirical relationship of every assembly models were https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html,bined with the key geometric parameters and aerothermodynamics parameters of assembly of variable cycle engine structure design ，variable cycle engine weight estimate method was developed.Based on C++program language variable cycle engine weight forecast program was developed and the weight and size of a double bypass variable cycle engine was calculated.Results show that the method could estimate the double bypass variable cycle engine weight and error could satisfy the plane and engine engineering demands.Key Words ：Variable Cycle ；Double Bypass ；Turbofan Engine ；Element-Method ；Weight Estimate Machinery Design ＆Manufacture 机械设计与制造 第8期 2014年8月 15

三涵道变循环发动机的发展前景

十一的悠闲这么快就走了，紧张的学习生活又要到来了，小瓜在此又要开始推送发动机知识了。航空发动机是飞机的心脏，一个优秀的航空发动机是飞机可以拥有优秀性能的前提，这次要向大家介绍一个比现役最强发动机还要强大的发动机，他就是第六代战斗机迫切需要的，三涵道变循环发动机。 美军早在2006年就开始了第六代发动机的论证工作。根据美国空军研究实验室的研制计划，第六代发动机共分两个阶段进行技术研发。 第一阶段开发“自适应通用发动机技术”（ADVENT）项目。由罗尔斯·罗伊斯公司和通用电气公司承担，共耗资5.24亿美元，目的是演示第六代战斗机的动力装置技术，该技术的主要用途是为下一代亚声速轰炸机提供动力。 这个项目分两步进行：第一步，在2007~2008年，进行为期一年的概念探索研究，初步设计出发动机并进行关键部件试验；第二步，从2009年9月开始，进行为期3年的研制。要在风扇、压气机和涡轮等核心部件上取得重大突破。 如今，第一阶段的项目任务已基本完成，通用电气公司已经完成自适应风扇技术的演示实验工作，并进行了首台核心机的测试，发动机的核心机已实现变流量工作，并进行了技术验证，2013年还将进行整机试车。 第二阶段是“自适应发动机技术开发”(AETD）项目。由通用电气公司和普惠公司承担，重点是为超声速战斗机提供动力。该项目从2013年开始，为期4年，计划2015年前进行环形燃烧室和高压压气机装置试验，2016年进行自适应风扇和核心机验证机试验，并完成地面演示验证，2017年进行整机地面试验。 美军认为，这两个项目对于保持美国在发动机技术领域的优势地位十分重要，其意义如同由涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的进步，对于全面提升飞机的性能具有里程碑意义。据美国《航宇日报》报道，美国通用电气和普惠公司获得了价值超过6.8亿美元的演示验证变循环战斗机发动机合同。美国空军希望这两家公司继续完善“自适应发动机技术开发”项目，通过大幅度提高发动机的燃烧效率、大幅度增加发动机推力和飞机航程，生产出第六代作战飞机所需的发动机。 正当人们惊叹第四代、第五代飞机及其发动机的卓越性能时，美国第六代发动机即将面世。第六代发动机对于全面提升飞机性能具有里程碑意义。长期以来，美国坚信先进武器装备是战争胜负的“决定性”因素，因而十分注重先进军事技术的研发。近年来, 由于俄罗斯等国大力开发第五代战机和先进防空系统，美军预测，到本世纪20年代中期，美国将会失去对俄罗斯的空战优势。出于这种考虑，美国军方下定决心：停止第五代战机F-22的生产，把资金用于第六代战机的研制。目的是使自己始终处于航空技术的最前沿，保持对潜在敌人

阿特金森循环发动机的应用及优缺点

阿特金森循环 目前油电混合动力汽车中，基本上对于发动机进行了重新设计或重大改进。如丰田Prius的1.5升汽油机（1NZ-FXE）采用了阿特金森循环，它是在1NZ-FE的基础上改造得到的。这种循环发动机具有高热效率、高膨胀比、紧凑型倾斜挤气燃烧室（以形成有利于燃烧的挤气涡流）以及铝合金缸体，其主要目的是追求高的热效率而不是高功率。由于电机承担了功率调峰的作用，发动机可以舍弃非经济工作区的动力性能而追求经济工作区的高效率。如，日本丰田Prius所用的发动机的工作区域设定在1000~4500rpm。 在常规奥拓发动机的做功冲程完成后，封闭在汽缸内的气体压力仍然有3~5个大气压。在排气冲程中，这部分气体的热量白白的排放到大气中。如果提高做功行程的做功量，在膨胀行程末，汽缸内的压力降为稍高于大气压，再将排气气门打开，则会提高燃油效率，这种工作循环被称之为阿特金森循环，具有这种循环的发动机被称之为阿特金森循环发动机。 阿特金森循环发动机的热效率较之传统的奥拓循环发动机的提高有赖于控制泵气损失和在保持压缩比不变的前提下增大了膨胀比。 在1885年，阿特金森循环的实现是通过曲柄和气门等机构，其燃烧室的容积用以保持固定的压缩比，而膨胀比是随着载荷变化而变动以此来优化燃油效率。在二十世纪初，工程师试图通过复杂的连杆机构以期实现不同的冲程，事实证明这种做法并不适用。后随着电子技术的发展，可变气门配气相位（VVT）使得阿特金森循环真正成为可能。福特和丰田公司已经将阿特金森循环发动机商品化，应用于其混合动力汽车上。 这类发动机的缺陷： 有了可变进气正时技术，这种技术是非常容易实现的，但为什么这种技术未能普及广泛发动机之上呢？其原因如下： 1、独特的进气方式让低速扭矩很差 在低速时，本来就稀薄的混合气在“反流”之后变得更少，这让该类发动机低速扭矩表现很差，用于车辆起步显然动力不够，谁都不愿意自己的爱车输在起跑线上，厂商也不愿因此而让自己的商品落后于别家。 2、长活塞行程不利于高转速运转 较长的活塞行程确实可以充分的利用燃油的能量，提升经济性，但也因此限制了转速的升高，加速性能也变差，并且“升功率”这个性能指标会很低。而追求性能，尤其是追求高速性能的赛车发动机，往往行程与活塞直径的比值会很低。在民用车上，为了平衡，通常行程与缸径两个数据是接近的。

汽车发动机原理试题库及答案

一、发动机的性能 一、解释术语 1、指示热效率：是发动机实际循环指示功与消耗燃料的热量的比值. 2、压缩比：气功容积与燃烧室容积之比 3、燃油消耗率：发动机每发出1KW有效功率,在1h内所消耗的燃油质量 4、平均有效压力：单位气缸工作容积所做的有效功 5、有效燃料消耗率：是发动机发出单位有效功率时的耗油量 6、升功率：在标定工况下，发动机每升气缸工作容积说发出的有效功率 7、有效扭矩：曲轴的输出转矩 8、平均指示压力：单位气缸容积所做的指示功 2、示功图：发动机实际循环常用气缸内工质压力P随气缸容积V（或曲轴转角）而变化的曲线 二、选择题 1、通常认为，汽油机的理论循环为（ A ） A、定容加热循环 B、等压加热循环

C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的膨胀过程是一个多变过程。在膨胀过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热 2、发动机的整机性能用有效指标表示，因为有效指标以（ D ） A、燃料放出的热量为基础 B、气体膨胀的功为基础 C、活塞输出的功率为基础 D、曲轴输出的功率为基础 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ） A、定容加热循环 B、定压加热循环 C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的压缩过程是一个多变过程。在压缩过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热

2、发动机工作循环的完善程度用指示指标表示，因为指示指标以（ C ） A、燃料具有的热量为基础 B、燃料放出的热量为基础 C、气体对活塞的做功为基础 D、曲轴输出的功率为基础 2、表示循环热效率的参数有（ C ）。 A、有效热效率 B、混合热效率 C、指示热效率 D、实际热效率 3、发动机理论循环的假定中，假设燃烧是（ B ）。 A、定容过程 B、加热过程 C、定压过程 D、绝热过程 4、实际发动机的压缩过程是一个（ D ）。 A、绝热过程 B、吸热过程 C、放热过程 D、多变过程 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ）加热循环。 A、定容 B、定压 C、混合 D、多变

变循环与自适应循环发动机技术发展

54 航空制造技术·2014 年第 1/2 期 NEW VIEWPOINT MBD。 北京航空航天大学能源与动力工程学院?李?斌中航工业沈阳发动机设计研究所?赵成伟 变循环与自适应循环发动机 技术发展 Consider on Variable Cycle Engine and Adaptive Cycle Engine Technology De-velopment 动机（Adaptive Cycle Engine, 简称 ACE）。其独特之处在于它是在典型的类似YF120发动机的双外涵变循环发动机布局基础上又增加了一个外涵道而构成，即在双外涵变循环发动机风扇上采用一个“Flade”（风扇叶尖风扇）级延伸出第3外涵道，见图1。Flade 是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。因为采用Flade 和多个外涵道，自适应循环发动机能够实现更大幅度的变循环能力，是变循环发动机技术发展重要的前沿方向。 变循环发动机技术进化分析 变循环发动机（Variable Cycle Engine，简称VCE）的研究由来已久。从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行VCE 的概念和方案设计以及相关技术的 本文所论及的变循环发动机是指实际使用中能通过（但不限于）控 制调整发动机相关部件的几何形状、尺寸或者位置等手段，改变流路结构和相应热力循环参数（流量、压比、涵道比等）、获得预期性能的航空燃气涡轮发动机。广义上看，能够通过再燃、电功转换等途径实现工作循环过 程中能量的可控“迁移”的发动机，也可以归为变循环发动机的范畴。与常规循环发动机相比，变循环发动机在配装飞行包线宽广、任务剖面复杂多样的飞机时，可以有针对性地采用不同的工作模式，最大限度地兼顾超声速飞行的高推力性能和亚声速巡航低耗油率的矛盾性要求，适应多用途飞机的各种任务需求。并且与 进气道的流量匹配性能好，减小飞机在低速飞行时因发动机深度节流而产生的溢流阻力，从而降低推进系统 的安装损失， 提高飞行器性能。现役发动机中，变循环技术的应用还不广泛， 早期的黑鸟侦察机用的J58发动机 （具有连续放气模式）和美第五代F-35B 用带升力风扇的F135发动机可认为具有一定的变循环技术特征。 变循环发动机家族中构型最为新颖的最新一代是自适应循环 发 李?斌 自然科学研究员，工学硕士，从事航空发动机规划论证和总体设计研究 工作。

对过度膨胀(米勒循环)的发动机的热力学分析

对过度膨胀的发动机的热力学分析 Jorge J. G. Martins Dept. Eng. Mecanica – Un. Minho Krisztina Uzuneanu Universitatea “Dunarea de Jos” of Galati Bernardo Sousa Ribeiro Universidade do Minho Ondrej Jasasky Thecnical University of Liberec 摘自: 点火燃烧发动机模型 All rights reserved. No part of this publication may be reproduced, stored in a retrieval system, or transmitted, in any form or by any means, electronic, mechanical, photocopying, recording, or otherwise, without the prior written permission of SAE. For permission and licensing requests contact: SAE Permissions 400 Commonwealth Drive Warrendale, PA 15096-0001-USA Email: permissions@https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html, Fax: 724-772-4891 Tel: 724-772-4028 For multiple print copies contact: SAE Customer Service Tel: 877-606-7323 (inside USA and Canada) Tel: 724-776-4970 (outside USA) Fax: 724-776-1615 Email: CustomerService@https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html, ISBN 0-7680-1319-4 Copyright ? 2004 SAE International Positions and opinions advanced in this paper are those of the author(s) and not necessarily

变循环发动机简介

F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE 和ManTech等一系列计划的产物。F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。它能够以单涵和双涵模式工作。在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET 计划的一项重要技术目标。

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景 王占学１，刘增文１，２，王 鸣２，李斌２ （１．西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２；２．中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１１００１５） 摘要：涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术，并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求，分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。 关键词：涡轮基组合循环发动机；高超声速推进技术；亚／超燃冲压发动机 Future Development and Application Prospect of Turbine Based Combined Cycle Engine WANG Zhan-xue 1,LIU Zeng-wen 1,2,WANG Ming 2,LI Bin 2 （1.College of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072, China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institution,Shenyang 110015,China ） Abstract:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）engine is the main power plant of future hypersonic vehicle.Aiming at the necessity for spatial loadings,high-speed transportation,and long-range fast attack,the present development status of TBCC engine was analyzed in the world.Some key technologies including the temperature resistance,performance,compatibility,and aircraft and engine integration were studied in the process of developing TBCC engine.The potential technical advantages and possible application direction of TBCC engine were discussed in https://www.sodocs.net/doc/5011760187.html,bined with the requirement of future military and civil hypersonic vehicles,the necessity for making further research of TBCC engine technology was analyzed in China. Key words:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）Engine;hypersonic propulsion technology;ramjet/scramjet engine 航空发动机 Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ 图１吸气式发动机性能随马赫数的变化 王占学（１９６９），男，博士，教授，研究方向为航空发动机气动热力学及新概念喷气推进技术。 收稿日期：２０１３－０４－２２ 第３９卷第３期２０１３年６月 Ｖｏｌ．３９Ｎｏ．３Ｊｕｎ．２０１３ ０引言 空间载荷的快速低成本投送、对超远距离目标的 快速打击以及全球范围的高速运输等诸如此类的应用目标，使得世界各航空航天技术发达国家对远程、高速飞行器的需求日益膨胀。２１世纪以来，各国在２０世纪高超声速技术研究的基础上，开展了数目繁多的高超声速飞行器发展计划，在这些研究中，吸气式高超声速推进技术始终是核心技术，并已成为高超声速飞行技术能否取得突破性进展的关键。 本文重点针对ＴＢＣＣ发动机的研究现状、关键技术特征、应用前景和中国开展ＴＢＣＣ发动机研究的可行性和必要性进行分析。 １国内外ＴＢＣＣ发动机技术发展现状 从当前的推进技术水平来看，尚未有１种吸气式 发动机能够满足高超声速飞行器的宽广工作范围（亚声速、跨声速、超声速和高超声速），如图１所示。因此，为实现高超声速飞行，必须结合各类型发动机有效工作范围的特点，采用以涡轮、火箭、冲压等发动机为基础的不同形式组合循环发动机。考虑到组合循环发动机的结构复杂性和技术成熟性， 目前比较常用的

米勒循环与阿特金森循环

阿特金森和米勒循环 [技术讲堂]怎样有效地利用燃油产生的能源，是提升压缩比效率的一大关键，自压缩比诞生之日起，这个课题就一直在进行。从19世纪末的阿特金森循环，到上世纪40年代的米勒循环，压缩比这个原本恒定的数值，被一种“另类”的运转机制打破。 话题又一次扯到“压缩比”这个问题上。想要提升动力，提高压缩比是一个手段。想要提高燃油经济型，提高压缩比也是一个手段。但压缩比不能无限提升，而且在压缩比历史中的“远古时代”，这个问题就更难解决了。不过人类的智慧经常另辟蹊径，既然无法提高压缩比，那就把“膨胀比”搞大。 ● 阿特金森循环压缩比 1882年，James Atkinson发明了一款压缩比，与当时的奥托循环压缩比不同的是，这款压缩比压缩行程和做功行程时，活塞的位移是不一样的。阿特金森压缩比使用了较为复杂的连杆作为动力从活塞到曲轴的输出，而活塞实际行程如下图所示（阿特金森压缩比活塞行程较长，动画中未予表现）。 『活塞行程由蓝黄红绿四个色块表示，依次为：吸气、压缩、做功、排气四个行程』 这种设计很巧妙，用不同的连杆机制协同工作，使得各个行程幅度不同，不仅有效的改良了进排气情况，膨胀比大于压缩比更是阿特金森压缩比最大的特点。更长的膨胀行程可以更有效的利用燃烧后废气仍然存有的高压，所以燃油效率也比奥托循环更高一些。

『连杆的引入不仅影响了活塞行程，作用在曲轴上的力矩发生了改变』 但复杂的连杆在体积上和故障情况都不如奥托压缩比，所以在汽车上未能普及，不过船用、发电等大型柴油机在很大程度上借鉴了阿特金森压缩比这种特性，可谓失之东隅收之桑榆。至于用晚闭进气门的方式，让压缩比小于膨胀比的形式是否存在于阿特金森压缩比，目前无从考证（很多文献都认为阿特金森循环运用了晚闭进气门这个方式，但并无依据，连杆机构对压缩比的调整和较长的活塞行程才是阿特金森压缩比的特色），但真真正正运用这种技术的，是下面这种压缩比。 ● 米勒循环压缩比 1940年，miller重拾这种不对等膨胀/压缩比压缩比，但舍弃了复杂的连杆结构，而是采用配气时机来制造这种效果。其解决方式为：在吸气冲程结束时，推迟气门的关闭，这就将吸入的混合气又“吐”出去一部分，再关闭气门，开始压缩冲程。 上图为常规奥拓循环压缩比配气相位，下图为米勒循环配气相位』

汽车发动机原理复习题

1、汽油机实际循环与下列（）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 2、汽油机常用的压缩比在（）范围内。 A、4 ～7 B、7 ～11 C、11 ～15 D、15 ～22 3、车用柴油机实际循环与下列（）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 4、非增压发动机在一个工作循环中，缸内压力最低出现在（） A、膨胀结束 B、排气终了 C、压缩初期 D、进气中期 5、发动机实际换气过程完善程度的评价参数有（） A、机械效率 B、热效率 C、进气马赫数 D、充气效率 6、四冲程发动机换气过程中存在气门叠开现象的原因是（） A、进气门早开和排气门早开 B、进气门晚关和排气门早开 C、进气门早开和排气门晚关 D、进气门晚关和排气门晚关 7、汽油机的火焰速度是（） A、燃烧速度 B、火焰锋面移动速度 C、扩散速度 D、气流运动速度 8、提高压缩比使汽油机的爆震倾向加大，为此，可采取（）的措施。 A、减小喷油提前角 B、减小点火提前角 C、加大喷油提前角 D、加大点火提前角 9、评价速燃期的重要指标中有（） A、温度升高率 B、最大压力出现时刻 C、最高温度 D、压力升高时刻 10、下列措施中，不能够消除汽油机爆震的是（） A、增大点火提前角 B、推迟点火提前角 C、加强冷却 D、选用高牌号的汽油 11、下面列出的（）属于柴油机燃烧特点。 A、缺氧 B、空气过量 C、扩散燃烧 D、混合气预先形成 12、柴油机混合气形成过程中，存在燃料燃烧、燃料（）、燃料与空气之间的扩散同步进行现象。 A、燃烧 B、凝结 C、蒸发 D、混合 13、球形油膜燃烧室属于柴油机（）燃烧室。 A、涡流式 B、预燃室 C、间接喷射式 D、直接喷射式 14、下列四种燃烧室对喷射系统要求最高的是（） A、开式燃烧室 B、半开式燃烧室 C、涡流室燃烧室 D、预燃室燃烧室 15、在发动机试验装置中，（）是发动机试验台架的基本设备。 A、发动机 B、试验台 C、测功机 D、测量系统 17、万有特性图中，最内层的区域是（） A、功率最高区域 B、油耗最小区域 C、转矩最大区域 D、转速最小区域 18、发动机的有效燃油消耗率和下面哪个参数成反比（） A、机械效率 B、指示热效率 C、两个都是 D、两个都不是 19、三元催化转换器要求的空燃比范围是（）理论空燃比。 A、小于 B、小于并接近 C、大于 D、大于并接近