活塞式航空发动机的优化和仿真

整理文档很辛苦,赏杯茶钱您下走!

免费阅读已结束,点击下载阅读编辑剩下 ...

阅读已结束,您可以下载文档离线阅读编辑

资源描述

作业名称:活塞式航空发动机的仿真与优化目录:一、摘要………………………………………………………………2二、背景知识…………………………………………………………2三、零件建模与装配…………………………………………………4四、活塞式发动机的工作原理………………………………………8五、机构的优化………………………………………………………9六、有限元分析………………………………………………………16七、参考资料…………………………………………………………18一.摘要早在一百多年前,活塞式航空发动机曾风靡全球。虽然活塞式发动机逐渐退出了航空业的主战场,但活塞式发动机仍在初级教练机、小型直升机等小型飞机广泛使用。研究活塞式航空发动机的原理在今天仍然有一定的意义,对它进行优化设计仍然很有价值。关键词:活塞式航空发动机、研究原理、优化二.背景知识2.1航空发动机的起源与发展很早以前,我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔,也曾作过各种尝试,但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试,但因为发动机太重,都没有成功。到19世纪末,在内燃机开始用于汽车的同时,人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源,并着手这方面的试验。1903年,莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后,成功地用到他们的飞行者一号飞机上进行飞行试验。从此以后活塞式航空发动机进入了鼎盛时期。第二个时期从第二次世界大战结束至今。60年来,航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机,开创了喷气时代,居于航空动力的主导地位。在技术发展的推动下,涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用,使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。2.2航空发动的分类2.3活塞式的盛极必衰。由于发动机的功率与飞机飞行速度的三次方成正比,随着飞行速度的进一步提高,发动机的功率进一步增大,活塞发动机的重量也迅速增大,已经不能满足高速飞行的要求。另一方面,螺旋桨的效率在飞行速度大于700km/h后急剧下降,这两面均限制了飞机飞行速度的提高。因此,采用活塞式航空发动机—螺旋桨组合的飞机,其飞行速度不可能接近声速,当然更不可能达到或者超过声速。这个时候喷气式发动机和燃气涡轮发动机应运而生。虽然活塞式发动机逐渐退出了航空业的主战场,但由于活塞发动机具有油耗低、结果简单,价格便宜等优点,在功率小于270马力(200kw)的小型发动机上仍有一定优势。目前在初级教练机,超轻型飞机、小型直升机、小型无人驾驶的靶机以及农林要你用小型飞机仍广泛采用。2.4空气喷气式发动机三.零件建模与装配3.1芯的建模刚开始我是这么设计的(见图一)(图一)装配后的样子是这样的:(见图二)(图二)结果我发现运动不唯一,仿真时出现很混乱的运动。于是我算了下自由度。自由度公式F=3N-2P1-Ph其中N为活动部件个数,P1为低副,Ph为高副。所以这里N=12(1个芯,1个曲轴,5个连杆,5个活塞)P1=17P2=0所以F=3×12-2×17=2,自由度不等于1,所以是错了。于是我就改了模型。芯改成了这样:(见图三)(图三)装配体也变成了这样:(见图四)(图四)此时N=11,P1=16F=3×11-2×16=1,自由度就等于1了,有了唯一的运动。3.2曲轴上设计了飞轮(图五)在曲轴上设计了飞轮,增大了转动惯量,使运动更加平稳。调节了周期性速度波动。(见图五)3.3标准件的建模轴承和齿轮都是直接调用设计库画的(见图六、图七)(图六)(图七)3.4缸头的建模为了散热,设计成这样,看似复杂的建模,其实不难,就是先旋转一段,然后再线性阵列。(见图八)(图八)3.5总装配为了减小装配工作量,不运动的并且是成圆周分布的部件用了圆形阵列来装配。(图九)四、发动机工作原理4.1四冲程原理(见图十)(图十)4.2五个气缸的冲程时间先后关系与点火顺序(图11)(曲轴逆时针旋转,某时刻的各个缸的工作状态)由图11可知,每个气缸均按上述四个冲程顺序进行工作循环,然而各不同气缸的相同冲程都是错开时间完成的,各不同气缸的点火亦是如此。五个缸的编号是1,2,3,4,5,为使五个气缸内的碰撞冲程均匀错开,曲轴每转144度就应有一个气缸点火,当发动机的曲轴由后向前看是按逆时针旋转时,气缸的点火顺序是1—3—5—2—4,然后又轮到1号缸开始点火,继续同样的点火顺序。这样活塞驱动曲轴的力量均匀分布,发动机平稳运转。五、机构的优化5.1配气机构的优化5.1.1理论计算与仿真结果对比(图12)曲轴把扭矩传给外齿轮1,外齿轮1再把扭矩传给双联齿轮中的3,齿轮4再传给内齿轮2,再传给凸轮。(见图12)N(齿轮1)=22,N(齿轮2)=59,N(齿轮3)=22,N(齿轮4)=15.ω(曲轴)/ω(凸轮)=(-22/22)×(59/15)=--59/15≈-4即曲轴转4圈,凸轮转1圈。负号表示凸轮和曲轴的旋转方向相反。SolidWorks软件模拟一下。(图13)由图13可知,右边的是曲轴的角速度(我自定义的10r/min,即60度/S)-60度/S,左边的是凸轮的角速度15.3度/S。-60/15.3≈-4.和我们推算的结果一样,再一次验证了建模和仿真的准确性和正确性。5.1.2,凸轮轮廓设计的依据配气机构确保一个工作循环,即曲轴每旋转两周内,使进、排气门各适时开、关一次。所以一个周期内,曲轴转4圈,则凸轮转1圈,进、排气门要各开、关2次。所以凸轮的轮廓应该在对称的两端有两个远心段,并且进气凸轮的轮廓和排气凸轮的轮廓有时间错位。如图14.(图14)凸轮的旋转正好满足星型分布的气缸,旋转的凸轮依次顺序顶开各个气门。这里提一下,曲轴和凸轮的转速比决定了凸轮的轮廓情况,如果曲轴和凸轮的转速比是2,则凸轮只有一个远心端。如果曲轴和凸轮的转速比是6,则凸轮必须有3个远心端。而且曲轴和凸轮的转速比必须大于1,因为曲轴是旋转两圈一个周期。5.1.3气门定时分析为使发动机尽量多发功率,重要措施是使进气冲程尽可能多地充入新鲜油气混合物,同时使排气冲程尽可能把废气排除干净,这就要求尽可能地延长进气时间和排气时间,亦即要求配气机构尽可能地使进、排气门早开和晚关。在进气初期和排气末期,进、排气门是同时打开着的,此现象称作气门同开。在气门同开时,新鲜油气混合物可以帮组扫除气缸中的残留废气,有助于要更多新鲜油气混合物进入汽缸。5.2汽缸压缩比的优化5.2.1压缩比的计算(图15)(曲轴角速度设定为60度/S即10r/min,速度设定小些看得清楚)由图15可知,活塞的运动是往复运动。上面是位移图像,下面是速度图像。活塞的行程是21.5mm。当活塞在下死点时,汽缸内体积最大,当活塞在上死点时,汽缸内体积最小,气体处于高度压缩状态。在我的模型里,V(max)≈27.26mm×S(底面积),V(min)≈5.76mm×S(底面积)。则压缩比≈4.73,有点略小。通常汽油机的压缩比为6—10,柴油机的压缩比较高,一般为16—22.5.2.2压缩比的选择压缩比与发动机性能有很大关系。当密闭容器中的气体受到压缩时,压力是随着温度的升高而升高。若发动机的压缩比较高,压缩时所产生的气缸压力与温度相对地提高,混合气中的汽油分子能汽化得更完全,颗粒能更细密,再加上涡流和紊流效果和高压缩比所得到的密封效果,使得在下一刻运动中,当火花塞跳出火花时就能使得这混合气在瞬间内完成燃烧的动作,释放出最大的爆发能量,来成为发动机的动力输出。反之,燃烧的时间延长,能量会耗费并增加发动机的温度而并非参与发动机动力的输出,所以我们就可以知道,高压缩比的发动机就意味着可具有较大的动力输出。但压缩比太高也不好,假若压缩压力太高,则燃烧室内的混合气,会由于分子聚集,其中的汽油分子吸收了足够的热量之后,在达到它的燃点时,此时若燃烧室内存有积炭或某个角落恰有热点出现,吸收足够热量的汽油分子便会自行燃烧起来,或在火花塞欲点火之前就自行燃烧了,这样的结果就往往是我们所讲的爆震(或爆缸)了。爆震会严重损坏发动机,直接影响飞行安全。燃料、发动机的机构、工作状况都会影响爆震。为了防止爆震一定要根据发动机的压缩比补充适合的燃料。5.3螺旋桨的优化活塞式发动机和螺旋桨构成飞机的活塞式动力装置。发动机曲轴输出的功率,直接传给螺旋桨使其旋转拉着飞机向前飞行。直接把螺旋桨安装在发动机前面,可以利用螺旋桨转动引起的气流流动冷却发动机,即为风冷。5.3.1桨叶角、攻角、螺旋角的知识(图16)由于叶剖面的合成速度取决于螺旋桨的转速和前进速度,所以,叶剖面的攻角亦取决于转速和前进速度。图16在转速一定的条件下,由于飞行速度不同所引起的攻角变化,随飞行速度的增加,攻角变小。攻角过大和过小都会使叶剖面的气动性能变坏,所以,任意一个叶剖面只可能有一个气动性能最好的最佳攻角,该攻角对应最佳转速与飞行速度比,或最佳旋转速度与飞行速度比。5.3.2变距(恒速)螺旋桨分析(图17)飞机在飞行中的飞行状态是多变的,桨叶相对气流的方向经常改变,若要随时获得较高的螺旋桨效率,应当随时调节桨叶角(即随时变距),以使攻角尽量接近最有利攻角。能够调节桨叶角,使螺旋桨在任何飞行条件下都能在接近最有利攻角下恒速运转,此种螺旋桨称为变距螺旋桨或恒速螺旋桨。在飞行中,驾驶员选定转速后,随飞行条件的变化,在很大前进速度范围内,恒速系统随时自动调节桨叶角,使螺旋桨能在最有利攻角下工作,并保持转速不变。5.3.3变距螺旋桨的结构设计如下图六、有限元分析6.1曲轴的有限元分析曲轴材料取AISI4340钢,正火热处理。设定活塞连杆给曲轴的驱动扭矩是400n·m,曲柄和中心轴的中心距离是13.94mm。所以曲柄受到的扭转力F=M/L=400/0.01394=28694.4N。曲轴受到的凸轮轴阻力扭矩设设定为10n·m。等效到轴表面受到的扭转力F=M/L=10/0.0085=1176.5N曲轴受到的螺旋桨的阻力矩设定为390n·m,等效到轴表面受到的扭转力F=M/L=390/0.00492=79268.3N。分析的结果:根据指定的参数,在您设计中所找到的最低安全系数(FOS)为0.016279,。比较低,所以还有很多待改进和优化地方。分析出的应力分布:(图18)由图18可知,曲轴在安装螺旋桨的部位受得应力最大。大概可知δ(max)=29.076MPa,δ(min)=3.635MPa,应该增大此部位的机械强度,选取合适的热处理方法,增加曲轴的可靠性。分析出的变形分布:(图19)由图19可知,曲轴曲柄部位(即连接芯)受力变形最大,所以该部位应该提高机械强度,增大刚度,减小受力变形,选取合适的热处理方式,比如淬火和渗氮处理,可以增大刚度。七、参考资料1,《SolidWorks及COSMOSMotion机械仿真设计》,张晋西郭学琴编著,清华大学出版社。2,《活塞式航空动力装置》,李汝辉吴一黄编著,北京航空航天大学出版社。3,《航空发动机—飞机的心脏》,刘大响陈光等编著,航空工业出版社。

1 / 18
下载文档,编辑使用

©2015-2020 m.777doc.com 三七文档.

备案号:鲁ICP备2024069028号-1 客服联系 QQ:2149211541

×
保存成功