一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法与流程

1.本发明属于航空活塞二冲程发动机增压系统设计技术领域，涉及一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法。


背景技术：

2.面对多场景、多功能的应用需求，无人机对高升限、高最大平飞速度、长航时的要求与日俱增。随起飞地海拔高度和飞行高度的增加，受环境压力降低影响，自然吸气发动机存在进气压力降低、功率显著衰减、高空动力性差等问题，严重影响无人机的升限、最大平飞速度及航时等性能。应用增压系统可有效增加航空活塞二冲程发动机的进气压力、恢复其高空功率、提升动力性与经济性。
3.现有的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法存在多种不足与缺陷，增压器的选配和谐振管结构尺寸的设计缺乏基于发动机多运行工况的性能优化计算，通常基于工作经验针对个别工况进行设计。采用该方法设计的增压系统存在设计周期长、试制成本高、测试试验量大，难以实现航空活塞二冲程发动机在全运行工况的动力性与经济性多目标参数最优设计。采用科学、高效的增压系统设计方法，使航空活塞二冲程发动机装配增压系统后，在全工况具备高综合性能同时，缩短设计周期、降低试制成本、减少测试试验量，是研发设计人员亟需解决的重要问题。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的不足，本发明提供一种通过遗传算法与航空活塞二冲程发动机增压系统基础理论计算相结合的方式，确定增压系统多参数优化设计，提升航空活塞二冲程发动机综合性能的增压系统设计方法。该方法可避免传统经验设计的盲目性与单一性，缩短研发周期、降低试制成本、减少测试试验量，提高设计效率。
5.为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
6.一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
7.步骤1：确定航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能强化目标参数；
8.步骤2：根据所述航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能优化目标参数，进行增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计；
9.步骤3：确定航空活塞二冲程发动机的常用工况参数及各工况的使用加权值；
10.步骤4：通过遗传算法优化所述谐振管的结构参数，并确定所述航空活塞二冲程发动机的控制目标参数；
11.步骤5：根据所述增压器和优化后的谐振管，为所述航空活塞二冲程发动机加工、装配增压系统，并进行试验校验。
12.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤1中，所述基本参数为航空活塞二冲程发动机在未装配增压系统时的结构与性能参数，具体包括：发动机的排量v、进排气相位、航空活塞二冲程发动机在未装配增压系统时的最大功率(kw)
p
max
及此时的进气流量(kg/h)q
air,max
。
13.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤1中，所述性能优化目标参数为航空活塞二冲程发动机待进行优化的目标性能参数，具体包括：装配增压系统后发动机的目标最大功率(kw)p'
max
和发动机目标最大进气压力p'
max
。
14.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤2中，所述增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计，具体包括：
15.根据航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能优化目标参数，估算增压器所需提供的最大压气流量q'
air,max
和最大压比π
l,max
，其中，
16.q'
air,max
＝q
air,max
·
p'
max
/p
max
17.π
l,max
＝q'
air,max
/q
air,max
；
18.选配性能满足所述π
l,max
、q'
air,max
和p'
max
需求的增压器；
19.根据航空活塞二冲程发动机的基本参数，初步设计谐振管的结构参数，使谐振管激发的排气压力波相位与发动机的进排气相位相符。
20.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述谐振管的结构参数包括：谐振管总长l、谐振管入口段的直径d
in
和长度l
in
、谐振管扩张段的扩张角度θ
dif
和长度l
dif
、谐振管谐振段的直径d
res
和长度l
res
、谐振管收缩段的收缩角度θ
red
和长度l
red
以及谐振管出口段的直径d
out
和长度l
out
。
21.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤3中，所述常用工况参数为航空活塞二冲程发动机n个常用工况下的转速ni、功率pi、比燃油消耗率b
e,i
；各工况的使用加权值ai用以表征所述n个常用工况在航空活塞二冲程发动机一个使用周期内的平均运行频率。其中，i＝1,2,3,
…
,n，表示第i个常用工况。
22.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤4中，所述通过遗传算法优化所述谐振管的结构参数，具体包括：
23.步骤41：确定谐振管结构优化参数集和发动机与增压系统控制参数集；
24.步骤42：对所述谐振管结构优化参数集和发动机与增压系统控制参数集进行位串编码，并根据增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计结果，分别生成初始种群：第一位串种群和第二位串种群；
25.步骤43：分别根据种群规模、杂交概率和变异概率，对第一位串种群和第二位串种群依次进行复制、杂交、变异操作，挑选各工况条件下满足ni和pi、全工况比燃油消耗率加权值b
e,a
最低的第一位串种群个体和第二位串种群个体，并以遗传代数为单轮遗传算法计算终止条件，输出b
e,a
的最优解及该条件下的第一位串种群和第二位串种群各参数值，其中，b
e,a
＝σai·be,i
(i＝1,2,3,
…
,n)；
26.步骤44：若本轮遗传算法计算中，输出的b
e,a
最优解相比初始种群的b
e,a
降低率小于等于1％，则认为b
e,a
收敛于该最优解，并将输出的第一位串种群各参数值作为优化后的谐振管结构参数，将输出的第二位串种群各参数值作为发动机的控制目标参数；否则，以本轮遗传算法计算输出的第一位串种群和第二位串种群参数值为初始值，进行下一轮遗传算法计算。
27.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤41中，谐振管结构优化参数集包括：d
in
、θ
dif
、d
res
、l
res
、θ
red
、d
out
。
28.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤41中，发动机与增压系统控制参数集包括n个发动机常用工况下的发动机节气门开度α
thr,i
和增压器喷嘴环开度α
vgt,i
，i＝1,2,3,
…
,n，表示第i个常用工况。
29.如上述的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进一步，所述步骤43中，所述种群规模不低于50；杂交概率取值为0.5～0.8；变异概率取值为0.001～0.01；遗传代数不低于25。
30.本发明与现有技术相比，其有益效果在于：
31.⑴
本发明提出了一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，该设计方法按照性能强化目标确定、增压系统初步设计、发动机常用工况条件确定、遗传算法优化设计和试验校验的步骤，实现了航空活塞二冲程发动机增压系统的科学高效设计，可有效避免传统经验设计方法的盲目性与单一性，缩短增压系统研发周期、降低样件试制成本、减少测试试验量与成本，提高增压系统设计效率；
32.⑵
该设计方法的操作步骤通用性强，可为不同型号、不同增压动力强化需求和不同常用运行工况范围的航空活塞二冲程发动机提供科学高效的增压系统设计方案；
33.⑶
该设计方法的最显著优势在于通过遗传算法对增压系统的谐振管结构参数及发动机控制目标参数进行优化与匹配，实现了谐振管结构参数与发动机、增压器控制参数耦合作用对发动机综合性能影响的显著性分析，进而科学高效地给出发动机在全运行工况下的最佳增压系统设计方案及相应控制策略，使航空活塞二冲程发动机在装配所设计增压系统并应用相应控制策略后，获得全工况的综合性能提升。
附图说明
34.图1为本发明的航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法流程图；
35.图2为本发明中航空二冲程活塞发动机及其增压系统结构示意图；
36.图3本发明中谐振管结构参数示意图；
37.图4本发明中基于遗传算法的增压系统多参数耦合优化设计方法流程图。
具体实施方式
38.下面结合附图和具体实施例对本发明的技术方案做进一步说明。
39.本发明提供一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，通过本发明可使增压系统设计过程在保证航空活塞二冲程发动机最优综合性能的前提下，缩短研发周期、降低试制成本、减少测试试验量，提高设计效率。
40.如图1所示，按照本发明航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法设计流程，具体包括以下步骤：
41.确定航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能强化目标参数；
42.根据所述航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能优化目标参数，进行增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计；
43.确定航空活塞二冲程发动机的常用工况参数及各工况的使用加权值；
44.通过遗传算法优化所述谐振管的结构参数，并确定航空活塞二冲程发动机的控制目标参数；
45.根据增压器和优化后的谐振管，为所述航空活塞二冲程发动机加工、装配增压系统，并进行试验校验。
46.优选地，基本参数为航空活塞二冲程发动机在未装配增压系统时的结构与性能参数，具体包括：发动机进排气相位、不同转速、功率条件下的比燃油消耗率、进气流量和进气压力。
47.优选地，性能优化目标参数为航空活塞二冲程发动机待进行优化的目标性能参数，具体包括：发动机的最大功率及其对应的转速、进气流量和进气压力。
48.优选地，增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计，具体包括：
49.根据航空活塞二冲程发动机的基本参数与性能优化目标参数，估算增压器所需提供的最大压气流量q'
air,max
和最大压比π
l,max
，其中，
50.q'
air,max
＝q
air,max
·
p'
max
/p
max
51.π
l,max
＝q'
air,max
/q
air,max
52.式中，p和q
air,max
分别为航空活塞二冲程发动机在未装配增压系统时的最大功率(kw)及此时的进气流量(kg/h)；p'
max
为发动机装配增压系统进行性能优化后的目标最大功率(kw)；
53.选配性能满足最大压比和最大压气流量需求的增压器；
54.根据航空活塞二冲程发动机的基本参数，初步设计谐振管的结构参数，使谐振管激发的排气压力波相位与发动机的进排气相位相符。
55.其中，航空二冲程活塞发动机及其增压系统结构如图2所示。发动机燃烧后的高温高能尾气从排气道经过谐振管通向增压器的涡轮机，进而驱动压气机运转；进气空气经过所选配增压器的压气机加压后，为航空二冲程发动机提供增压进气；发动机的进气量通过节气门调整，高温高能尾气驱动增压器涡轮机的作用力通过喷嘴环调整，谐振管对尾气的谐振作用影响着发动机的进排气特性。
56.进一步，如图3所示所述谐振管的结构参数包括：谐振管总长l、谐振管入口段的直径d
in
和长度l
in
、谐振管扩张段的扩张角度θ
dif
和长度l
dif
、谐振管谐振段的直径d
res
和长度l
res
、谐振管收缩段的收缩角度θ
red
和长度l
red
以及谐振管出口段的直径d
out
和长度l
out
，其中，
57.l
dif
＝(d
res
－d
in
)/(2
×
tanθ
dif
)
58.l
red
＝(d
res
－d
out
)/(2
×
tanθ
red
)
59.l
in
＝l
out
＝(l－l
dif
－l
res
－l
red
)/2
60.优选地，常用工况参数为航空活塞二冲程发动机n个常用工况下的转速ni、功率pi、比燃油消耗率b
e,i
；各工况的使用加权值ai用以表征所述n个常用工况在航空活塞二冲程发动机一个使用周期内的平均运行频率。其中，i＝1,2,3,
…
,n，表示第i个常用工况。
61.优选地，通过遗传算法优化所述谐振管的结构参数，其优化流程如图4所示，具体包括：
62.确定谐振管结构优化参数集(z1)和发动机与增压系统控制参数集(z2)，其中，z1包括：d
in
、θ
dif
、d
res
、l
res
、θ
red
、d
out
；z2包括n个发动机常用工况下的发动机节气门开度α
thr,i
和增压器喷嘴环开度α
vgt,i
(i＝1,2,3,
…
,n，表示第i个常用工况)；
63.对z1和z2进行位串编码，并根据增压器的选配和谐振管的结构参数初步设计结果，
生成初始种群；
64.利用遗传算法理论，分别根据种群规模(根据计算设备的硬件条件设定，通常不低于50)、杂交概率(通常取值为0.5～0.8)和变异概率(通常取值为0.001～0.01)，对z1位串种群和z2位串种群依次进行复制、杂交、变异操作，挑选各工况条件下满足ni和pi、全工况比燃油消耗率加权值b
e,a
最低的z1位串种群个体和z2位串种群个体，并以遗传代数(根据计算设备的硬件条件设定，通常不低于25)为单轮遗传算法计算终止条件，并输出b
e,a
的最优解及该条件下的z1和z2各参数值，其中，b
e,a
＝σai·be,i
(i＝1,2,3,
…
,n)；
65.若本轮遗传算法计算中，输出的b
e,a
最优解相比初始种群的b
e,a
降低率小于等于1％，则认为b
e,a
收敛于该最优解，并将输出的z1各参数值作为优化后的谐振管结构参数，将输出的z2各参数值作为各工况下发动机节气门与增压器喷嘴环的目标控制值；否则，以本轮遗传算法计算输出的z1和z2参数值为初始值，进行下一轮遗传算法计算。
66.最终，本实施例根据待设计增压系统的航空活塞二冲程发动机基本参数与性能强化目标参数，选择了符合要求的增压器，并经过遗传算法优化得到了谐振管结构参数：谐振管总长l＝1205mm、谐振管入口段的直径d
in
＝62mm和长度l
in
＝180mm、谐振管扩张段的扩张角度θ
dif
＝4.7
°
和长度l
dif
＝430mm、谐振管谐振段的直径d
res
＝132mm和长度l
res
＝140mm、谐振管收缩段的收缩角度θ
red
＝7.3
°
和长度l
red
＝335mm以及谐振管出口段的直径d
out
＝46mm和长度l
out
＝120mm。
67.对本实施例航空活塞二冲程发动机进行试验验证，试验结果显示，该发动机加装依照本发明设计方法设计的增压系统后，其最大功率从58kw增长至76kw，符合设计要求；相比谐振管结构参数的初步设计方案，发动机装配经过遗传算法优化后的谐振管结构参数设计方案后，全工况比燃油消耗率加权值b
e,a
降低23.6％，全工况比燃油消耗率最低值达280g/(kw
·
h)。
68.以上对本技术实施例所提供的一种航空活塞二冲程发动机增压系统设计方法，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本技术的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本技术的限制。
69.如在说明书及权利要求书当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求书并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求书当中所提及的“包含”、“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含/包括但不限定于”。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。说明书后续描述为实施本技术的较佳实施方式，然所述描述乃以说明本技术的一般原则为目的，并非用以限定本技术的范围。本技术的保护范围当视所附权利要求书所界定者为准。
70.还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。
71.应当理解，本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
72.上述说明示出并描述了本技术的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本技术并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本技术的精神和范围，则都应在本技术所附权利要求书的保护范围内。