一种活塞发动机系统及其控制方法与流程

本发明涉及一种活塞发动机系统，尤其涉及一种应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统及其控制方法。

背景技术：

本发明涉及活塞发动机系统来源于高空无人机的发展。随着无人机技术的蓬勃发展，各种类型、功用、性能各不相同的无人机不断涌现。动力装置是无人机的关键技术之一，它直接影响到无人机性能、成本和可靠性。对于特定的高空长航时飞行器(升限大于20000m，续航大于2h)，要求具有长航时、低油耗、长寿命、大负荷、高可靠性的特点，动力系统一般采用涡轮风扇发动机或活塞发动机，而活塞发动机具有油耗低的特点。

对于活塞发动机，由于高空环境下空气稀薄，密度和温度下降，导致进入缸内的空气量减小，发动机充量系数下降，热负荷增加，排温升高，使得燃烧过程恶化。涡轮增压技术的出现很好的解决了这一问题，单级增压技术已经比较成熟。涡轮增压技术的使用，提高了发动机的输出功率，实现了高海拔发动机的功率恢复，从而使飞行器的飞行速度和实用升限得以明显提高。

研究表明，带一级增压的活塞发动机在5000米空中可以保持其最大功率持续工作，但超过8000米以上的高空运行无法满足进气需求量，造成动力输出不足甚至引发熄火。而二级增压则可以将这一高度提高到11000米。

对于要求升限在20000m的高空飞行器，涡轮增压要达到三级，从而带来很多问题。多级涡轮增压的采用，进气随着经过前面叶轮的压缩，后面气体温度升高，在压比和流量一样情况下，温度和叶轮功耗成正比，导致后面级叶轮功耗大大增加。与此同时，排气在推动一级涡轮做功之后，会导致温度下降很快，乏气不能保证后两级涡轮的出功，另对于工作在从地面到20000m高空的宽高度范围的动力系统，如何保证不同高度情况下来涡轮增压的高效率工作等，都为活塞发动机系统应用于高空长航时飞行器带来了挑战。

技术实现要素：

为了克服现有技术的上述缺点和不足，本发明旨在提供一种应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统及其控制方法，有利于宽高度范围保证功率输出、高效、低油耗。

为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案是：

一种应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统，包括活塞发动机、ⅰ级涡轮增压器、ⅱ级涡轮增压器和ⅲ级涡轮增压器，所述ⅰ级涡轮增压器、ⅱ级涡轮增压器和ⅲ级涡轮增压器依次设置在所述活塞发动机的主排气管线的下游，各级涡轮增压器均包括一排气涡轮和一增压叶轮，其中，所述排气涡轮设置在所述活塞发动机的主排气管线上，由所述活塞发动机的排气驱动；所述增压叶轮设置在所述活塞发动机的主进气管线上，由排气涡轮驱动并对所述活塞发动机的进气进行增压，其特征在于，

所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮的进气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级空气三通阀，所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮的排气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级中冷器，所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器排气涡轮的进气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级燃气三通阀，

所述主进气管线的进气口依次经所述ⅲ级空气三通阀的进口和第一出口、ⅱ级空气三通阀的进口和第一出口、ⅰ级涡轮增压叶轮与所述活塞发动机的进气口连通，所述ⅱ、ⅲ级空气三通阀的第二出口分别对应与所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮的进气口连通，所述ⅱ、ⅲ级中冷器的排气口均与所述主进气管线连通，

所述活塞发动机的出口依次经所述ⅰ级涡轮增压器排气涡轮、ⅱ级燃气三通阀的进口和第一出口、ⅲ级燃气三通阀的进口和第一出口与所述主排气管线的出气口连通，所述ⅱ、ⅲ级燃气三通阀的第二出口分别对应与所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器排气涡轮的进气口连通，所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器排气涡轮的排气口均与所述主排气管线连通，

其中，

所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器还分别对应设置有ⅱ、ⅲ级补燃装置，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置的进气口分别对应与所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮的排气口连通，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置的进油口均与所述活塞发动机的油箱连通，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置的燃气出口分别对应与所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器排气涡轮的进气口连通，在设定工况下，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置可分别从所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮的出口引气，从所述活塞发动机的油箱引出燃油至补燃装置，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置的燃气出口和所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器排气涡轮的进气口会合。

优选地，本发明的应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统包括中低空、中高空、高空等三种控制模式，其中，

在中低空控制模式下，所述ⅱ、ⅲ级空气三通阀以及所述ⅱ、ⅲ级燃气三通阀的进口均与对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，此时，只有所述ⅰ级涡轮增压器工作，所述ⅲ、ⅱ级涡轮增压器不工作；

在中高空控制模式下，所述ⅲ级空气三通阀、ⅲ级燃气三通阀的进口均与其对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，所述ⅱ级空气三通阀、ⅱ级燃气三通阀的进口均与其对应的第二出口连通，而断开与第一出口的连通，所述ⅱ级中冷器工作，所述ⅱ级补燃装置从ⅱ级涡轮增压器增压叶轮出口引气，并喷入燃油点燃，高温燃气汇入ⅱ级涡轮增压器排气涡轮入口前燃气，此时，所述ⅰ、ⅱ级涡轮增压器工作，所述ⅲ级涡轮增压器不工作；

在高空控制模式下，所述ⅱ、ⅲ级空气三通阀以及所述ⅱ、ⅲ级燃气三通阀的进口均与对应的第二出口连通，而断开与第一出口的连通，ⅲ、ⅱ级中冷器工作，ⅲ、ⅱ级补燃装置从ⅲ、ⅱ级涡轮增压器增压叶轮出口引气，并喷入燃油点燃，高温燃气汇入ⅲ、ⅱ级涡轮增压器排气涡轮入口前燃气，所述ⅰ、ⅱ、ⅲ级涡轮增压器均工作。

优选地，本发明将飞行器升限20000m分成中低空、中高空、高空三部分，中低空和中高空的界线为5000m～8000m之间某高度，中高空和高空界线为11000m～15000m之间某高度。

优选地，所述ⅱ、ⅲ级补燃装置从所述ⅱ、ⅲ级涡轮增压器增压叶轮出口的引气量占增压叶轮出口气量的2％到20％。

优选地，各级涡轮增压器中的增压叶轮采用离心叶轮，排气涡轮采用向心涡轮，所述离心叶轮和向心涡轮采用共轴背靠背结构。

优选地，所述ⅱ、ⅲ级中冷器均采用气冷冷却方式。

优选地，各所述空气三通阀和燃气三通阀均为电磁阀，或其他流量分配装置。

优选地，所述活塞发动机为四冲程航空活塞发动机。

优选地，三级涡轮增压总增压比≥15，单级压比≥2.0。

根据本发明的另一方面，还提供了上述应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统的控制方法，其特征在于，

当所述飞行器处于中低空时，所述活塞发动机系统采用中低空控制模式，所述ⅱ、ⅲ级空气三通阀以及所述ⅱ、ⅲ级燃气三通阀的进口均与对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，此时，只有所述ⅰ级涡轮增压器工作，所述ⅲ、ⅱ级涡轮增压器不工作；

当所述飞行器处于中高空时，所述活塞发动机系统采用中高空控制模式，所述ⅲ级空气三通阀、ⅲ级燃气三通阀的进口均与其对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，所述ⅱ级空气三通阀、ⅱ级燃气三通阀的进口均与其对应的第二出口连通，而断开与第一出口的连通，所述ⅱ级中冷器工作，所述ⅱ级补燃装置从ⅱ级涡轮增压器增压叶轮出口引气，并喷入燃油点燃，高温燃气汇入ⅱ级涡轮增压器排气涡轮入口前燃气，此时，所述ⅰ、ⅱ级涡轮增压器工作，所述ⅲ级涡轮增压器不工作；

当所述飞行器处于高空时，所述活塞发动机系统采用高空控制模式，所述ⅱ、ⅲ级空气三通阀以及所述ⅱ、ⅲ级燃气三通阀的进口均与对应的第二出口连通，而断开与第一出口的连通，ⅲ、ⅱ级中冷器工作，ⅲ、ⅱ级补燃装置从ⅲ、ⅱ级涡轮增压器增压叶轮出口引气，并喷入燃油点燃，高温燃气汇入ⅲ、ⅱ级涡轮增压器排气涡轮入口前燃气，所述ⅰ、ⅱ、ⅲ级涡轮增压器均工作。

同现有技术相比，本发明的应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统及其控制方法，其显著优点在于：通过对空气三通阀和燃气三通阀进行控制，实现控制接入系统的涡轮增压装置的级数，保证活塞发动机系统在从地面到20000m高空的宽工作范围内正常工作，同时增压级间增加中冷器、涡轮级间增加补燃装置，减少下游增压的耗功，增加下游涡轮的出功，提高多级涡轮增压的效率，降低耗油率。

附图说明

图1为本发明所采用的单级涡轮增压器的结构示意图；

图2为本发明的应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

如图1所示，本发明所采用的单级涡轮增压器由离心叶轮202和向心涡轮201共轴组成，采用背靠背的方式。空气轴向进气，径向排气，进入活塞发动机或下级增压；燃气径向进气，轴向排气，燃气来自活塞发动机燃烧后或经过上级涡轮后。

如图2所示，本发明的应用于高空长航时飞行器的活塞发动机系统，包括ⅰ级涡轮增压器101、ⅱ级涡轮增压器102、ⅲ级涡轮增压器103、ⅱ级燃气三通阀104、ⅲ级燃气三通阀105、活塞发动机106、ⅲ级空气三通阀107、ⅱ级空气三通阀109、ⅲ级中冷器108、ⅱ级中冷器110、ⅱ级补燃装置111、ⅲ级补燃装置112等。

ⅰ级涡轮增压器101、ⅱ级涡轮增压器102和ⅲ级涡轮增压器103依次设置在活塞发动机106的主排气管线的下游，各级涡轮增压器101、102、103均包括一排气涡轮和一增压叶轮，其中，排气涡轮设置在活塞发动机106的主排气管线上，由活塞发动机106的排气驱动；增压叶轮设置在活塞发动机106的主进气管线上，由排气涡轮驱动并对活塞发动机106的进气进行增压。

ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103的增压叶轮的进气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级空气三通阀109、107，ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103的增压叶轮的排气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级中冷器110、108，ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103的排气涡轮的进气管路上分别对应设置ⅱ、ⅲ级燃气三通阀104、105。

主进气管线的进气口依次经ⅲ级空气三通阀107的进口和第一出口、ⅱ级空气三通阀109的进口和第一出口、ⅰ级涡轮增压叶轮101与活塞发动机106的进气口连通，ⅱ、ⅲ级空气三通阀109、107的第二出口分别对应与ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103增压叶轮的进气口连通，ⅱ、ⅲ级中冷器110、108的排气口均与主进气管线连通。

活塞发动机106的出口依次经ⅰ级涡轮增压器101排气涡轮、ⅱ级燃气三通阀104的进口和第一出口、ⅲ级燃气三通阀105的进口和第一出口与主排气管线的出气口连通，ⅱ、ⅲ级燃气三通阀104、105的第二出口分别对应与ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103排气涡轮的进气口连通，ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103排气涡轮的排气口均与主排气管线连通。

ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103还分别对应设置有ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112，ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112的进气口分别对应与ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103增压叶轮的排气口连通，ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112的进油口均与活塞发动机106的油箱连通，ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112的燃气出口分别对应与ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103排气涡轮的进气口连通，在设定工况下，ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112可分别从ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103增压叶轮的出口引气，从活塞发动机106的油箱引出燃油至补燃装置111、112，ⅱ、ⅲ级补燃装置111、112的燃气出口和ⅱ、ⅲ级涡轮增压器102、103排气涡轮的进气口会合。

本发明将飞行器升限20000m分成中低空、中高空、高空三部分，中低空和中高空的界线为5000m～8000m之间某高度，中高空和高空界线为11000m～15000m之间某高度。

当飞行器飞行在中低空高度范围内，调节ⅲ、ⅱ级空气三通阀107、109的进口均与对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，使空气不经过ⅱ级涡轮增压器102、ⅲ级涡轮增压器103，空气经过ⅰ级涡轮增压器101的离心叶轮后进入活塞发动机106，保证活塞发动机106进口的空气量和功率；调节燃气三通阀104、燃气三通阀105的进口均与对应的第一出口连通，而断开与第二出口的连通，使活塞发动机106排出的燃气经过ⅰ级涡轮增压器101的向心涡轮后排出，不经过ⅱ级涡轮增压器102、ⅲ级涡轮增压器103。

当飞行器飞行在中高空范围内，外界空气的密度和温度下降，调节ⅱ级空气三通阀109的进口与其对应的第二出口连通，使进气经过ⅱ级涡轮增压器102的离心叶轮。离心叶轮的径向排气分为两部分，少量进入ⅱ级补燃装置111作为进气；大部分经ⅱ级中冷器110对气流进行冷却后进入ⅰ级涡轮增压器101，这样可以减少ⅰ级涡轮增压器离心叶轮的耗功，提高效率。ⅰ级涡轮增压器101离心叶轮排气进入活塞发动机106，活塞发动机106排燃气进入ⅰ级涡轮增压器101推动涡轮做功。调节ⅱ级燃气三通阀104的进口与其对应的第二出口连通，燃气进入ⅱ级涡轮增压器102推动涡轮做功，与此同时，为保证ⅱ级涡轮的效率，ⅱ级给补燃装置111供油并点燃，产生的高温燃气和ⅰ级涡轮增压器101涡轮排燃气混合以提高ⅱ级涡轮增压器102的涡轮进气温度，ⅱ级涡轮增压器102排燃气直接进入大气，不经过ⅲ级涡轮增压器103。

当飞行器飞行在高空范围内，外界空气的密度和温度进一步减小，调节ⅲ级空气三通阀107的进口与对应的第二出口连通，使进气经过ⅲ级涡轮增压器103的离心叶轮。离心叶轮的径向排气分为两部分，少量进入ⅲ级补燃装置112作为进气；大部分经ⅲ级中冷器108对气流进行冷却后进入ⅱ级涡轮增压器102，减少ⅱ级涡轮增压器102离心叶轮耗功。进气继续经过ⅱ级涡轮增压器102的离心叶轮，离心叶轮的径向排气分为两部分，少量进入ⅱ级补燃装置111作为进气；大部分经ⅱ级中冷器110对气流进行冷却后进入ⅰ级涡轮增压器101。ⅰ级涡轮增压器101离心叶轮排气进入活塞发动机106，活塞发动机106排燃气进入ⅰ级涡轮增压器101推动涡轮做功。ⅰ级涡轮增压器101排燃气进入ⅱ级涡轮增压器102推动涡轮做功，与此同时，为保证ⅱ级涡轮的效率，给ⅱ级补燃装置111供油并点燃，产生的高温燃气和ⅰ级涡轮增压器101涡轮排燃气混合以提高ⅱ级涡轮增压器102的涡轮进气温度，调节ⅲ级燃气三通阀105，给ⅲ级补燃装置112供油并点燃，使ⅱ级涡轮增压器102后排燃气和ⅲ级补燃装置112产生的高温燃气混合，提高温度后进入到ⅲ级涡轮增压器103，推动涡轮做功后排入大气。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。