本文研究了二冲程发动机的模型DLE170有两个对立的双气缸和主要包括两个气缸空气室,两个活塞,一个曲轴箱,一个曲轴。如图 1,每个气缸扫气通道和一个排气孔,和所有的端口没有阀门。这意味着打开和关闭缸上的洞室取决于活塞的运动。此外,航空发动机的主要参数如表所示 1。

当二冲程发动机开始工作,在第一次中风,首先,燃料混合物的吸进曲轴箱,清除端口被打开当活塞从下死点的曲轴旋转(BDC),直到进气阀关闭(IVC)角度,可以看到在图 2。打开排气口从下死点到曲轴旋转的排放阀关闭(EVC)角;然后,燃料混合物被压缩,在上死点之前的点火提前角(TDC),发动机是引发。活塞动力过程之前,排气阀打开(EVO)角、排气和清除端口关闭,气缸腔密封,可以确保活塞获得最大功率。点火角(<我t一个lic> θ)通常设置为5∼15度领先TDC。因为发动机的压缩比是相对较高的,额定转速快,点火先进角度设置为15度。曲轴箱的燃料来自于电子注射器作为特定的空气燃料比(<我t一个lic> λ),是由比平均摄入量燃料流量(<我nline-formula> 米 ˙ f )和空气流入歧管(<我nline-formula> 米 ˙ 男人。 ),它是由注入燃料脉冲宽度(<我t一个lic> P_w),注入燃油压力(<我t一个lic> p_f)和节气门开度(<我t一个lic> α)。还可以看到在表的相关参数 1。

发动机工作过程设计,如图 3根据一维仿真软件GT-Power的工作原理。在这幅图中,可以看出,连接到入口有两个对称的曲轴箱钱伯斯数字1和2。流入曲轴箱燃料混合物时,通常假定两个石油和天然气均匀坐骑是除以曲轴然后流入两个汽缸。此外,还有对称的扫气通道,摄取港口、汽缸室、排气港口,和排气通道。打开和关闭度的两种确定港口的摄入时间排放的燃料混合物和排气时间。根据实测结果,开放的地区曲轴角度如图 4(一)和 4 (b)。应该指出,这些数字的范围<我t一个lic> x坐标是0到180度的工作行程。改变区域的轴角是对称的第二个工作冲程。

然后,二冲程发动机的一维GT-Power模型可以设置,如图 5根据航空发动机工作过程。航空发动机的结构是基于实际的测量结果。

主要设置参数的喷油器<我t一个lic> ṁ_f和设置空气燃料比(<我t一个lic> λ_集)。在实践中,ECU控制喷油器工作和突破与一定宽度的脉冲信号。之间的关系<我nline-formula> 米 ˙ f ,<我t一个lic> λ_集,注入燃料脉冲宽度(<我t一个lic> P_w)所示以下方程: (1) 米 ˙ f = η v ρ 裁判 V D λ 集 # 共青团 P w , 在哪里<我nline-formula> η v 是容积效率,<我t一个lic> ρ_裁判参考空气密度是用来计算容积效率,<我t一个lic> V_D是发动机排量,<我t一个lic> #共青团是气缸的数量。从这个方程,我们可以看到<我t一个lic> P_w直接决定了燃料流量注入。为了提高航空发动机的综合性能,注入燃料流率在不同工作条件下校准。所以,使安装更直观,本文校准标准是基于预期的空气燃料比,然后是ECU可以计算输出<我t一个lic> P_w在现实实践。然而,由于喷射器由电磁力,针阀的动态行为应考虑补偿的脉冲宽度。

喷油器工作进展主要包括三个步骤:从ECU注入器接收到脉冲信号,电磁线圈逐渐活跃,和针阀开始移动时克服弹簧预加载;电磁线圈磁化饱和时,针阀止于机械极限位置;当脉冲信号变成零,电磁线圈的磁通量逐渐减少,和针阀将返回到正常位置。基本上,所有的喷嘴电磁式以这种方式工作,和响应延迟影响动态注入燃料流量造成的机械因素不容忽视。为了深入分析动态注入和制定校正策略,喷油器的动态模型建立如下: (2) U 0 = R 我 + N d Φ b d t , 当带电 , 0 = R + R 0 我 + N d Φ b d t , 当没有通电 。

这些方程是磁通当喷射器带电和不带电,在哪里<我t一个lic> R是带电线圈回路的基本阻力,<我t一个lic> R₀是保护电阻,Ф_b代表总磁路,<我t一个lic> N线圈的数量,<我t一个lic> 我是当前的循环,然后呢<我t一个lic> U₀是驱动电压。电磁力(<我t一个lic> F_米)针阀线圈充电时如下: (3) F 米 = μ 0 我 N 2 年代 2 δ 2 , 在哪里<我t一个lic> μ₀代表了真空的渗透性,<我t一个lic> 年代横截面的气隙,<我t一个lic> δ意味着工作气隙的长度。动力学方程的磁针阀 (4) F 米 − F 0 − k x + F 燃料 = 米 v d 2 x d t 2 , 在哪里<我t一个lic> F₀是春天的初张力,<我t一个lic> k弹簧刚度,<我t一个lic> x针阀的位移,<我nline-formula> 米 v 针阀的质量,<我t一个lic> F_燃料是燃料在针阀压力。针阀打开时,高压燃油爆发和生产喷雾管汇。燃料流量的方程根据孔补偿原则如下: (5) 米 ˙ fi = C d 一个 0 2 ρ f p f − p 米 , 在哪里<我nline-formula> 米 ˙ fi 是瞬时注入燃料质量流量,<我t一个lic> C_d流量系数,<我t一个lic> 一个₀孔径面积,<我t一个lic> ρ_f是燃料密度,<我t一个lic> P_米是大气压力。在方程的基础上,针阀的动态位移计算在不同弹簧刚度值。如图 6(一),当最初的弹簧张力<我t一个lic> F₀设置在5.5 N,阀的响应位移不会跟上控制信号。然而,当<我t一个lic> F₀设置在9.5 N,脉冲宽度的针位移比控制信号要短得多,它可以如图 6 (b),这将导致注入燃料的不足。因此,脉冲宽度可以调整阀门的位移是相同的与控制信号通过设置弹簧张力<我t一个lic> F₀。如图 6 (c)脉冲宽度,针阀的动态位移的近似控制信号除了一开始的时期,那里是一个上升的过程导致注入控制错误。

提出了一种补偿方法注入控制误差。如图 7可以看出,位移补偿时间等于当前的延迟时间。薪酬上升过程近似为一个三角形的面积。因此,薪酬的宽度(<我t一个lic> P_c)所示以下方程: (6) P c = D 我 2 , 在哪里<我t一个lic> D_我是当前时间延迟。方程( 1)可以修改如下: (7) 米 ˙ f = η v ρ 裁判 V D λ 集 # 共青团 P w + P c 。

螺旋桨负载可以根据不同的工作条件计算基于标准带分析。众所周知的计算、负载转矩的螺旋桨主要取决于发动机转速(<我t一个lic> n)和螺旋桨转子直径(<我t一个lic> r_p)。转矩的主要公式如下: (8) 米 R = ∑ Δ D 因为 β + Δ l 罪 β r p , 在哪里<我t一个lic> 米_R螺旋桨转矩,Δ吗<我t一个lic> D微分形式的阻力,Δ<我t一个lic> l微分形式的升力,<我t一个lic> β是进气气流角,<我t一个lic> r_p螺旋桨是半径。然后,根据叶片参数确认材料;然后,我们可以得到转矩映射在不同工况下的水平方向,如图所示 8。从图 8,我们可以看到,负载转矩不增加线性增加发动机转速和转子无人机螺旋桨直径。然而,我们可以用转矩映射到一维模型的线性插值方法。

数值模拟不能完全取代实验分析,如果我们想使仿真结果尽可能准确地反映发动机的机制,应该结合数学模拟和实验分析。实验结果验证了数学模型需要,主要包括两个部分:发动机结构和燃烧模型。发动机结构可以通过进气气流的实验验证。这是因为引擎是由石油和天然气的燃烧,如果检测到空气流在不同的条件下,与仿真结果是一致的,我们可以看到,建立发动机模型结构可以提供一个平等的进气质量流量。此外,燃烧模型应该由气缸压力测试证明。原因是内燃机的输出功率主要来自于缸内的压力,如果压力检测与仿真结果,可以看出燃烧模拟预测模型是有效的。因此,发动机进气空气流量计与进气歧管,和一个高频压力传感器安装在发动机汽缸。然后,我们可以得到空气质量流量和汽缸压力曲线进行比较,如图 9(一个)和 9 (b)。从这两张图片,我们可以看到,结果误差不超过5%,可以证明数学模型是有效的。

喷射燃油补偿可以通过ECU演示实验。ECU会触发信号和输出脉冲信号与一定的脉冲宽度。根据以上研究结果,注入燃料脉冲补偿是通过带电线圈电流的延迟时间循环。根据图 10上述函数的ECU设计和测试。当前信号以及控制电压通过喷油器测试。根据图 11,我们可以获得当前延迟时间是大约4 ms。因此,在模型中,我们补偿注入脉冲2 ms。用不同的控制信号宽度进行重复实验,并根据实际应用程序中,信号宽度控制在3.5到5.0女士,女士,我们获得当前延迟时间是相同的。这是因为他们降低当前的过程是相同的。所以,在仿真模型中,我们可以设置当前延迟时间常数2 ms。

通过仿真基于上述模型,可以计算出相关工作参数。基本的仿真参数设置油门开度(<我t一个lic> α)和设置空气燃料比(<我t一个lic> λ_集)。一般来说,最关心的发动机的特点和评价指标主要包括发动机转速(<我t一个lic> n),输出功率(<我t一个lic> P_o)、功率效率(<我t一个lic> η)和旋转燃料消耗(<我t一个lic> γ)。<我t一个lic> η和<我t一个lic> γ可以计算如下: (9) η = P o P 我 = n T o 9550年 米 ˙ f H u , γ = n 米 ˙ f , 在哪里<我t一个lic> P_我输入功率的引擎,<我t一个lic> T_o发动机的输出转矩,<我t一个lic> H_u是气体热值约为46000焦每千克。通过改变设置参数<我t一个lic> α和<我t一个lic> λ_集,一群输出参数。

如表所示 2- - - - - - 4,有几个数组的输入和输出参数。此外,所有的参数记录,当发动机模拟趋向于稳定。

表 2- - - - - - 4代表一个仿真结果的一部分。在这篇文章中,节气门开度(<我t一个lic> α)改变从10°- 90°,发动机转速是根据实际从2500转到6000转的应用程序。需要说明的是,根据我们的大量实验结果,发动机的输出误判率只能控制在精度为0.5,并在发动机工作过程中误判率的一般范围从12到15.5。因此,在仿真中,输入误判率值设置为每0.5从12到15.5。

三个表中所示,<我t一个lic> T_o反映了承载力,通常被认为是爬坡能力的主要指标在该地区的汽油。然而,在旋翼无人机的应用领域,升力的无人机主要是由发动机转速。因此,参数<我t一个lic> T_o主要是考虑在启动和加速进程。<我t一个lic> P_o是发动机的输出功率,在相同的位移的情况下,应该更大的输出功率。然而,在这篇文章中,燃油经济性作为优先考虑,在发动机燃油喷射控制、重量<我t一个lic> η应该把更多的。考虑到无人机的发动机转速直接影响电梯,转动燃料消耗<我t一个lic> γ反映了燃料消耗在恒定速度。此外,<我t一个lic> P_c是一个曲轴旋转周期的最高气缸压力。

因为这些输出特性互相影响,影响注入参数规则应该分析以协助制定优化策略。集误判率直接影响到喷油流量,和它的价值总是结合节流阀开度(<我t一个lic> α)。在这里,<我t一个lic> α控制稳定40°因为单一开度值可以反映整个原则。发动机转速(<我t一个lic> n),作为最终控制无人机的数量应该模拟电力系统阶段。根据应用程序的要求,时间间隔设置为从2500转到6000转每分钟500转。然后,趋势图显示输入参数和输出之间的关系特征,如图 12- - - - - - 15。

如数据所示 12和 13可以看出,当油门开度不变,输出扭矩曲线和输出功率曲线将以相同的速度峰值。然而,很难找到一组正则规则之间的误判率和输出这两个特点。这是因为当油门开度设置,必须有一个原始的误判率设定值与不同工作条件是按照发动机外部特征。根据结算重量,优化应该全面考虑。此外,从这两个数字,曲线趋势几乎是一样的,所以只有一个项目时可以考虑设置权重,以减少计算量。

这有点混乱的人物 14代表引擎系统的效率。曲线在图 14几乎有高峰值,高峰值基本上独立于输出转矩和功率。因此,功率效率的特点可以被认为是独立的。燃油经济性提高功率效率具有重要意义。然而,它应该是二次扭矩和功率的启动和加速过程以确保无人机飞行的安全。

由于发动机转速是保持稳定的飞行期间,石油消费的旋转速度(<我t一个lic> γ)是最节约燃料和飞行耐力扩展的重要特征。如图 15在相同速度点,曲线槽转矩和功率曲线。然而,在图 15,安排定期的不同设置误判率值的曲线不同于那些数字 12和 13。因此,在优化工作,石油消费的旋转速度(<我t一个lic> γ独立)可以考虑根据设置在稳定的无人机飞行过程。

通过改进的模型,进行优化工作。几个关键性能参数选择的多个优化目标,如输出功率(<我t一个lic> P_出),输出速度(<我t一个lic> n)、功率效率(<我t一个lic> η),石油消费的旋转速度(<我t一个lic> γ)。在本文中,首先,我们计算的关键特征利用发动机模型而改变输入发动机控制参数。然后,根据用户的需求,我们可以人为设置发动机控制参数根据发动机的工作条件。优化的基本原理是以下方程: (10) n α 1 < n α 2 < · · · · · · < n α n α 1 < α 2 < · · · · · · < α n , 在哪里<我t一个lic> n(<我t一个lic> α _我)(<我t一个lic> 我= 1,2,…<我t一个lic> n)意味着发动机转速和油门的程度<我t一个lic> α _我。方程( 10)代表,发动机转速越高增加,节气门开度越大。燃油喷射参数设置的评价体系依赖于发达的评价函数<我t一个lic> f(<我t一个lic> θ,<我t一个lic> n): (11) f θ , n = W 1 θ , n T o + W 2 θ , n P o + W 3 θ , n η + W 4 θ , n γ , 在哪里 W _我(<我t一个lic> θ,<我t一个lic> n)(<我t一个lic> 我= 1,2,3,4)代表评价权函数<我t一个lic> T_o,<我t一个lic> P_o,<我t一个lic> η,<我t一个lic> γ,分别。摘要权重计算可以表示为矩阵 W₁, W₂, W₃, W₄, W _我(<我t一个lic> 我= 1,2,3,4)∈<我t一个lic> R ^{一个×<我t一个lic> b},在那里<我t一个lic> 一个和<我t一个lic> b的数字是不同的节气门开度值和发动机转速值,分别。然后,评价函数的矩阵可以表示为 F(<我t一个lic> θ,<我t一个lic> n)∈<我t一个lic> R ^{一个×<我t一个lic> b}。矩阵 一个是一组误判率矩阵。优化方法的基本原理如图 16。

最重要的一步是步骤2旨在获得权重矩阵。本文应用一个著名的多准则决策方法层次分析法(AHP)来获得评价权重不同组的节气门开度和发动机转速 20.]。相互比较上述四个备选方案基于自我界定的Saaty规模,如表所示 5。

根据实验经验的航空发动机在飞机飞行的应用特点,设置权重的原则如下: (一)

航空发动机启动时,速度进入空闲状态,和油门的程度相对小,发动机的输出功率应首先保证,和石油消费应该足够的,以避免发动机转速突然下降。

通过层次分析法优化计算,可以获得燃油喷射参数的校准结果,如表所示 6和燃油喷射地图如图 17。

从图 17,结果输出的控制目标误判率的二冲程发动机的无人机可以概括如下: (1)

发动机工作条件对应于不同的控制值以达到最优的优化指标。

航空发动机的实验设计,以真实的应用程序中测试的最优结果。在图 19分析计算机是连接到数据采集卡可以从误判率比收集实时数据和发动机转速传感器。石油消费的旋转速度可以计算根据收集到的数据包括速度和燃料消耗在一段时间内。根据航空发动机的特点,负载的功率是恒定在一定的发动机转速。因此,在实验中,节气门开度的阶梯状,和相应的石油消费记录。

从图 20.,航空发动机实验结果通过比较之前的开环控制不断注入宽度时为4.5 ms。当发动机转速变化从3000年到3500 RPM,石油消费的最优结果率高于以往,因为低级速度引擎需要更多的燃料,保证发动机启动时输出功率。航空发动机速度高于4000 RPM时,油耗率的结果优化方法比原始结果高10%到27%。