一种航空涡轮增压内燃机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种航空涡轮增压内燃机。
【背景技术】
[0002]高空长航时无人机由于续航时间长，工作高度高，可执行侦查、地质勘测、侦查巡逻和通讯中继等任务，可收集比较完整的情报信息，可以提供比卫星更为详细的情况而且飞行轨迹比卫星系统要灵活得多，是无人机发展的重要方向。
[0003]高空长航时无人机的研宄重点是与高空飞行的有关技术，特别是推进系统技术。据统计，高空长航时无人机采用的推进装置主要是涡轮发动机或内燃机。与涡轮发动机相比，以螺旋桨为推进装置的内燃机在低速情况下具有更高的推进效率，发动机油耗更低，且成本很低。只要为这些内燃机配上先进的高增压涡轮增压系统就能提高发动机工作高度，为高升限无人机提供动力。高增压比的涡轮增压组合发动机是高空长航时无人机的理想动力装置。
[0004]与车用发动机增压方式不同，高空动力在地面增压度很低(约1.2)，甚至可以不增压，增压系统工况很低。随着高度的不断增加，环境压力降低，增压系统不断提高工况，逐渐达到最高增压比，以保持发动机进气压力达到海平面的水平，发动机高空输出功率不衰减。因此增压系统与发动机的匹配必须在高空条件下进行。而目前，常用的涡轮增压内燃机无法适应高空长航时无人机的高空飞行任务。
【发明内容】
[0005](一 )要解决的技术问题
[0006]本发明要解决的技术问题是:如何设计一种适应高空长航时无人机的高空飞行任务的涡轮增压内燃机。
[0007]( 二)技术方案
[0008]为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空涡轮增压内燃机，包括发动机本体、涡轮增压器、中冷器和涡轮增压控制器。
[0009]所述涡轮增压器用于对待进入发动机本体的空气进行压缩，并将压缩后的空气传送至中冷器；还用于利用自于发动机本体的废气进行做功；
[0010]所述中冷器用于对来自涡轮增压器的空气进行冷却后，传送给发动机本体；
[0011]所述发动机本体用于对来自中冷器的空气进行处理，形成油气混合物燃烧后，推动活塞做功，并将气缸内燃烧后产生的废气通过排气管路排出发送给涡轮增压器；
[0012]所述涡轮增压控制器用于调节涡轮增压器的工作状态，得到预期的发动机空气盒压力，从而得到所需的发动机功率。
[0013]优选地，所述发动机本体为R0TAX914F。
[0014]优选地，所述内燃机还包括空滤器，用于对外界空气进行过滤后发送给涡轮增压器。
[0015]优选地，所述内燃机还包括消音器，用于将发动机本体排出的废气经过涡轮增压器后排到空气中，并在工作过程中实现消音功能。
[0016]优选地，所述发动机本体与涡轮增压器满足以下匹配目标:通过内燃机仿真软件建立发动机本体匹配涡轮增压器的数学仿真模型，调整涡轮增压器与发动机本体的匹配工作性能，使得驱动涡轮增压器中的涡轮所需要的能量与发动机本体排气可提供的能量相平衡，且涡轮增压器中的压气机流量特性与各工况下发动机本体所需的流量相一致。
[0017]优选地，通过以下结构设计达到发动机本体匹配涡轮增压器的目的:所述涡轮增压器的压气机设计为弯掠叶型，且对压气机的机匣做抽吸环槽处理，使得泄漏涡被抽吸环槽吸取走，泄漏流动的通道被阻断，其泄漏涡涡线在抽吸环槽处消失，从而实现发动机本体在小流量工况下扩稳。
[0018]优选地，通过以下结构设计实现中冷器与发动机本体的匹配设计:所述中冷器包括封头体I和芯体3，所述封头体I焊接在芯体3上，用于对热流进行导流；所述芯体3由多组冷边翅片、多组热边翅片、多个隔板、两个侧板，多个冷边封条，以及多个热边封条组成；所述冷边翅片和热边翅片均为三角形平直翅片，且冷边翅片与热边翅片交叉放置实现叉流换热，相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面，每个冷边翅片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复单元称为一节，每一节的纵截面为三角形；在中冷器外廓尺寸为326X247.5X90mm、热边、冷边翅片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头体I材料为5A06的条件下，计算芯体3，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条以及侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率达到多0.51，热边阻力达到(3.0kPa，冷边阻力达到彡1.5kPa。
[0019]优选地，通过以下方式实现涡轮增压控制器与发动机本体的匹配设计:所述涡轮增压控制器按照预设的控制规律，根据环境参数、发动机的工作状态以及空气盒参数的信号变化，通过调节尾气门舵机的位置，进而调节涡轮增压器的工作状态，得到预期的空气盒压力，从而得到所需的发动机功率，以满足不同飞行器及各飞行工况的性能要求。
[0020]优选地，所述预设的控制规律为包括以下控制步骤:
[0021]S1、上电后，控制系统进行初始化；
[0022]S2、控制系统进行自检，包括尾气门舵机自检和告警灯控制；
[0023]S3、控制系统根据采样值进行空气盒压力给定值计算；
[0024]S4、控制系统将空气盒压力给定值与空气盒压力实际值比较作差，得到尾气门舵机位置的修正值；
[0025]S5、控制系统根据空气盒温度、大气压力和空气盒压力给定值查表得到尾气门舵机位置的基准值，根据尾气门舵机位置的修正值和尾气门舵机位置的基准值计算得到尾气门舵机位置的给定值；
[0026]S6、控制系统将尾气门舵机位置的给定值与尾气门舵机的实际位置比较作差，根据作差结果控制尾气门舵机向指令位置旋转；
[0027]S7、根据空气盒压力的限幅滤波值控制电磁阀。
[0028](三)有益效果
[0029]本发明航空涡轮增压内燃机基于R0TAX914F发动机本体(简称原机)进行改进，保持原机基本结构形式和最大功率不变，通过与涡轮增压器、涡轮增压控制器以及中冷器的优化匹配，提高了发动机本体的高空功率，从而使得涡轮增压内燃机整体能够适应高空长航时无人机的高空飞行任务。
【附图说明】
[0030]图1为本发明的航空涡轮增压内燃机原理图；
[0031]图2为本发明的中冷器结构平面示意图；
[0032]图3为本发明的中冷器中芯体结构示意图；
[0033]图4为涡轮增压控制器原理框图；
[0034]图5为高空试验验证数据曲线图。
【具体实施方式】
[0035]为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的【具体实施方式】作进一步详细描述。
[0036]为了使得涡轮增压内燃机整体能够适应高空长航时无人机的高空飞行任务，本发明的内燃机需要在以下约束条件下进行设计:首先，由于无人机主要执行侦察、勘测等任务，故其载重能力成为衡量其优劣的重要指标之一。这就要求发动机在保证高水平功率输出的同时，发动机整机结构须实现紧凑、小型和轻量化的目标。其次，为了使无人机能够应用于高原地区，飞行升限须达到8200m，起飞高度须达到4300m以上，故发动机整机须同时兼顾平原与高原工作性能，满足发动机高空功率指标要求。因此为了实现上述目标，本发明设计了一种全新结构的航空涡轮增压内燃机，并进行了总体匹配设计。
[0037]如图1所示，本发明提供了一种航空涡轮增压内燃机，包括发动机本体、涡轮增压器、中冷器和涡轮增压控制器。所述涡轮增压器用于对待进入发动机本体的空气进行压缩，并将压缩后的空气传送至中冷器