浅谈阿特金森循环发动机

浅谈阿特金森循环发动机

文：Botzi摄影：图鸣谢：审编：健

关键词：阿特金森循环米勒循环奥托循环混合动力压缩比

图：阿特金森循环发动机

自四冲程内燃机诞生至今，如何提高发动机的效率是发动机工程师们一直努力研究的课题。提到发动机效率，“压缩比”就自然而然地成为了讨论的主角了。一直以来，“高压缩比=高效率、高功率”已经成为了内燃机学当中不变的信条。由进气、压缩、膨胀、排气四个冲程循环构成的四冲程内燃机，是奥托历时14年于1876年研发成功的，该发动机原理，被称为奥托循环。而其中能提高内燃机效率最具关键性的一环——压缩冲程，由原理变为机械的过程，曾困扰了奥托十数年之久。

图：阿特金森循环发动机活塞行程示意图，黄红绿四个色块依次表示：吸气、压缩、膨胀、排气四个活塞冲程。

因为当时的技术限制，压缩比不能作出更大的提升，因此发动机的效率也不能进一步地提升。1882年，英国工程师James At kinson（詹姆斯?阿特金森）在使用奥托循环内燃机的基础上，通过一套复杂的连杆机构，使得发动机的压缩行程大于膨胀行程，这种巧妙的设计，不仅改善了发动机的进气效率，也使得发动机的膨胀比高于压缩比，有效地提高了发动机效率，这种发动机的工作原理被称为阿特金森循环。

图：复杂的连杆机构不仅影响了活塞行程，也使得作用在曲轴上的力矩发生了改变。

然而，采用了阿特金森循环的发动机虽然在热效率方面得到了提高，但是，过于复杂的连杆机构使其工作的稳定性和可靠性相对较低，所以并不能得到广泛应用。到了1940年，美国工程师Ralph Miller（拉夫?米勒）研发出一款膨胀比高于压缩比的发动机。但是，这款发动机摒弃此前由阿特金森研采用复杂的连杆机构来实现的形式，而是采用了在吸气冲程结束，进入压缩冲程时，令进气门延迟关闭，迫使原本已经吸入气缸内的可燃混合气有一部分通过进气门“吐”出气缸，再关闭气门。令引擎的实际压缩行程不是从活塞下止点就开始，而是在下止点在往上某个点（或许是只有0.7倍的活塞行程）才开始，降低了活塞的实际压缩行程，也就达到了压缩行程小于膨胀行程的目的了。而由于有部分油气混合物返回进气道，使得压缩过程的实际油气混合物的量较少，因此阿特金森/米勒发动机的理论压缩比设计都比较高，令较稀疏的油气混合物有充分的压缩量。以丰田的2ZR-FXE引擎为例，理论压缩比高达13.0:1，但实际压缩比相当于10：1左右（因实际压缩行程被缩短所致）。

图：奥拓循环发动机配气相位

这种基于阿特金森循环理论改良而来的发动机，称为米勒循环发动机，也是目前近现代阿特金森循环发动机的基本工作原理。采用米勒循环的发动机，因摒弃了复杂的连杆机构，在工作的稳定性和可靠性方面得到了很好的保证，但是，为什么米勒循环发动机不能够得到广泛的应用呢？这就由其自身的特性确定的。

图：米勒循环配气相位，从动态图可以看出，进气门的开启时间比一般引擎要长，为的就是让新鲜混合气逃逸掉一点，以缩减压缩行程。

阿特金森/米勒循环发动机的特性主要有两点：独特的进气方式让低速扭矩很差；长活塞行程不利于高转速运转。在低速时，本来就稀薄的混合气在“反流”之后变得更少，这让该类发动机低速扭矩表现很差，用于车辆起步显然动力不够。而较长的活塞行程确实可以充分的利用燃油的能量，提升经济性，但也因此限制了转速的升高，加速性能也变差，在民用车上，为了平衡，通常行程与缸径两个数据是接近的。这导致阿特金森/米勒循环发动机“升功率”这个性能指标会很低，以丰田2ZR-FXE为例，1.8L引擎的输出仅有98匹/14.5Kgm，与奥托循环1.8L发动机相比，性能参数差距太大，作为汽车动力系统没有竞争力。

图：阿特金森循环发动机的扭矩不足的问题由电动机弥补，充分发挥其经济性。

话虽如此，到了提倡环保节能的今天，汽车厂商为顺应这一主题，开发出不少油电混合动力汽车。而电动机低扭大的特性恰好能弥补阿特金森/米勒循环发动机低扭差的特性，而且阿特金森/米勒循环发动机的热效率高，燃油经济性好的特性也能更好地满足此类环保车型自身的特点，所以，油电混合动力汽车的发动机大多采用阿特金森/米勒循环发动机。

阿特金森循环发动机的应用及优缺点

阿特金森循环 目前油电混合动力汽车中，基本上对于发动机进行了重新设计或重大改进。如丰田Prius的1.5升汽油机（1NZ-FXE）采用了阿特金森循环，它是在1NZ-FE的基础上改造得到的。这种循环发动机具有高热效率、高膨胀比、紧凑型倾斜挤气燃烧室（以形成有利于燃烧的挤气涡流）以及铝合金缸体，其主要目的是追求高的热效率而不是高功率。由于电机承担了功率调峰的作用，发动机可以舍弃非经济工作区的动力性能而追求经济工作区的高效率。如，日本丰田Prius所用的发动机的工作区域设定在1000~4500rpm。 在常规奥拓发动机的做功冲程完成后，封闭在汽缸内的气体压力仍然有3~5个大气压。在排气冲程中，这部分气体的热量白白的排放到大气中。如果提高做功行程的做功量，在膨胀行程末，汽缸内的压力降为稍高于大气压，再将排气气门打开，则会提高燃油效率，这种工作循环被称之为阿特金森循环，具有这种循环的发动机被称之为阿特金森循环发动机。 阿特金森循环发动机的热效率较之传统的奥拓循环发动机的提高有赖于控制泵气损失和在保持压缩比不变的前提下增大了膨胀比。 在1885年，阿特金森循环的实现是通过曲柄和气门等机构，其燃烧室的容积用以保持固定的压缩比，而膨胀比是随着载荷变化而变动以此来优化燃油效率。在二十世纪初，工程师试图通过复杂的连杆机构以期实现不同的冲程，事实证明这种做法并不适用。后随着电子技术的发展，可变气门配气相位（VVT）使得阿特金森循环真正成为可能。福特和丰田公司已经将阿特金森循环发动机商品化，应用于其混合动力汽车上。 这类发动机的缺陷： 有了可变进气正时技术，这种技术是非常容易实现的，但为什么这种技术未能普及广泛发动机之上呢？其原因如下： 1、独特的进气方式让低速扭矩很差 在低速时，本来就稀薄的混合气在“反流”之后变得更少，这让该类发动机低速扭矩表现很差，用于车辆起步显然动力不够，谁都不愿意自己的爱车输在起跑线上，厂商也不愿因此而让自己的商品落后于别家。 2、长活塞行程不利于高转速运转 较长的活塞行程确实可以充分的利用燃油的能量，提升经济性，但也因此限制了转速的升高，加速性能也变差，并且“升功率”这个性能指标会很低。而追求性能，尤其是追求高速性能的赛车发动机，往往行程与活塞直径的比值会很低。在民用车上，为了平衡，通常行程与缸径两个数据是接近的。

变循环发动机性能数值模拟

第25卷第6期2010年6月 航空动力学报 Journal of Aerospace Pow er Vol.25No.6 J un.2010 文章编号:100028055(2010)0621310206 变循环发动机性能数值模拟 刘增文1,王占学1,黄红超1,2,蔡元虎1 (1.西北工业大学动力与能源学院,西安710072; 2.中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院,成都610500) 摘 要:在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.关　键　词:变循环发动机;双外涵;核心风扇级;数值模拟;性能特性中图分类号:V231 文献标识码:A 收稿日期:2009205211;修订日期:2009212214 作者简介:刘增文(1983-),男,山东泰安人,博士生,主要从事航空发动机总体设计方面研究. Numerical simulation on performance of variable cycle engines L IU Zeng 2wen 1,WAN G Zhan 2xue 1,HUAN G Hong 2chao 1,2,CA I Yuan 2hu 1 (11School of Power and Energy , Nort hwestern Polytechnical University ,Xi πan 710072,China ; 21China Gas Turbine Establishment , Aviation Industry Corporation of China ,Chengdu 610500,China ) Abstract :Based on a general gas t urbine performance simulation software ,a double by 2pass VCE (variable cycle engine )performance simulation software was developed wit h intro 2duction of selector valve ,forward VABI (variable area bypass injector )and rear VABI and core bypass duct modules.The cycle operating parameters of VCE were given ,such as low pressure t urbine nozzle area ,co mpressor inlet guide vane angle ,fan inlet guide vane angle and core 2driven fan stage inlet guide vane angle.A double bypass VCE characteristics were calculated and analyzed wit h altit ude velocity and t hrottling in t his https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html,pared wit h single bypass mode ,t he specific t hrust and specific f uel consumption (SFC )of double bypass mode were low.The total bypass ratio increased and t he SFC decreased wit h t he decline of rotate speed.Under a complicated condition ,it is necessary to match t he engine wit h appro 2priate variable parameters. K ey w ords :variable cycle engines ;double bypass ;core 2driven fan stage ; numerical simulation ;performance 近年来,战斗机正朝多用途、宽包线方向发展,对于超声速、格斗和机动飞行,需要高单位推 力的涡喷循环,对于亚声速巡航、待机和空中巡 逻,需要低耗油率的涡扇循环.这一发展趋势,促

外部EGR技术在高压缩比米勒循环发动机上的试验研究_吴学松

网络出版时间：2014-03-14 13:49 网络出版地址：https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html,/kcms/detail/https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html,.20140314.1349.001.html 外部EGR技术在高压缩比米勒循环发动机上的试验研 究 吴学松1，詹樟松1，尚宇1，刘斌1，胡铁刚1，裴毅强2 (1.重庆长安汽车股份有限公司动力研究院，重庆401120，2.天津大学,天津300072) Experimental study about external EGR technology in a high compression ratio Miller cycle engine WU Xue-song1，ZHAN Zhang-song1，SHANG Yu1，LIU Bin1，HU Tie-gang1，PEI Yi-qiang2 (1. Powertrain Engineering R&D Center, Chongqing Changan Automobile co., LTD.，Chongqing 401120，China 2.Tianjin University, Tianjin 300072,China) Abstract: Under the same intake air mass, Miller cycle, realized by LIVC and EIVC, can reduce the pumping loss. Meanwhile, more heat energy is converted to mechanical energy because the expansion ratio is higher than the effective compression ratio. In this way, Miller cycle can improve the fuel economy. Considered the power output at the high load, the effective compression ratio should not be too small. Then the fuel economy at the low load is sacrificed by this effect. In order to solve this issue, external Exhaust Gas Recirculation (EGR) technology is introduced in a high compression ratio Miller cycle engine. The exhaust gas is reintroduced into the cylinder to optimize the combustion process in the partial load and improve the fuel economy and emission. In this study, different ratio of EGR is used to explore the effect of EGR technology on the engine performance and emission on a high compression ratio Miller cycle engine. Results show that external EGR can obviously reduce the pumping loss and improve the fuel economy. Vehicle fuel consumption can be reduced by 2.11% . Meanwhile, NOx emission is reduced because of the reduced maximum gas temperature and oxygen content. In some partial load, the NOx emission can be reduced by 88.5%. Key words: Pumping Loss, External EGR, High compression ratio, Miller cycle, NOx 摘要：米勒循环通过进气门早关或晚关，在相同进气量的条件下增大节气门开度，降低泵气损失，同时实现膨胀比大于有效压缩比，使更多的热能转换为机械能，改善燃油经济性。考虑到高负荷的动 力性，有效压缩比不能太小，因此，部分负荷燃油经济性改善程度受到限制。为解决这一难题，在高 压缩比米勒循环发动机上应用外部EGR技术，通过将发动机的部分废气重新引入气缸，实现对部分 负荷燃烧过程的优化控制，改善发动机的燃油经济性和排放性能。在一台高压缩比米勒循环发动机上， 将不同比率的废气重新引入气缸，探究外部EGR技术对高压缩比米勒循环发动机的性能和排放的影 响。结果表明，在高压缩比米勒循环发动机上应用外部EGR技术，可有效降低发动机部分负荷下的 泵气损失，改善燃油经济性，整车百公里油耗改善2.11%；同时可降低缸内最高燃烧温度及含氧量， 大量减少NOx排放，部分工况点甚至可降低88.5%。 关键词：泵气损失、外部EGR、高压缩比、米勒循环、NOx排放 中图文类号：TK411+.7 文献标识码：A 收稿日期：2013-07-08

三涵道变循环发动机的发展前景

十一的悠闲这么快就走了，紧张的学习生活又要到来了，小瓜在此又要开始推送发动机知识了。航空发动机是飞机的心脏，一个优秀的航空发动机是飞机可以拥有优秀性能的前提，这次要向大家介绍一个比现役最强发动机还要强大的发动机，他就是第六代战斗机迫切需要的，三涵道变循环发动机。 美军早在2006年就开始了第六代发动机的论证工作。根据美国空军研究实验室的研制计划，第六代发动机共分两个阶段进行技术研发。 第一阶段开发“自适应通用发动机技术”（ADVENT）项目。由罗尔斯·罗伊斯公司和通用电气公司承担，共耗资5.24亿美元，目的是演示第六代战斗机的动力装置技术，该技术的主要用途是为下一代亚声速轰炸机提供动力。 这个项目分两步进行：第一步，在2007~2008年，进行为期一年的概念探索研究，初步设计出发动机并进行关键部件试验；第二步，从2009年9月开始，进行为期3年的研制。要在风扇、压气机和涡轮等核心部件上取得重大突破。 如今，第一阶段的项目任务已基本完成，通用电气公司已经完成自适应风扇技术的演示实验工作，并进行了首台核心机的测试，发动机的核心机已实现变流量工作，并进行了技术验证，2013年还将进行整机试车。 第二阶段是“自适应发动机技术开发”(AETD）项目。由通用电气公司和普惠公司承担，重点是为超声速战斗机提供动力。该项目从2013年开始，为期4年，计划2015年前进行环形燃烧室和高压压气机装置试验，2016年进行自适应风扇和核心机验证机试验，并完成地面演示验证，2017年进行整机地面试验。 美军认为，这两个项目对于保持美国在发动机技术领域的优势地位十分重要，其意义如同由涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的进步，对于全面提升飞机的性能具有里程碑意义。据美国《航宇日报》报道，美国通用电气和普惠公司获得了价值超过6.8亿美元的演示验证变循环战斗机发动机合同。美国空军希望这两家公司继续完善“自适应发动机技术开发”项目，通过大幅度提高发动机的燃烧效率、大幅度增加发动机推力和飞机航程，生产出第六代作战飞机所需的发动机。 正当人们惊叹第四代、第五代飞机及其发动机的卓越性能时，美国第六代发动机即将面世。第六代发动机对于全面提升飞机性能具有里程碑意义。长期以来，美国坚信先进武器装备是战争胜负的“决定性”因素，因而十分注重先进军事技术的研发。近年来, 由于俄罗斯等国大力开发第五代战机和先进防空系统，美军预测，到本世纪20年代中期，美国将会失去对俄罗斯的空战优势。出于这种考虑，美国军方下定决心：停止第五代战机F-22的生产，把资金用于第六代战机的研制。目的是使自己始终处于航空技术的最前沿，保持对潜在敌人

汽车发动机原理试题库及答案

一、发动机的性能 一、解释术语 1、指示热效率：是发动机实际循环指示功与消耗燃料的热量的比值. 2、压缩比：气功容积与燃烧室容积之比 3、燃油消耗率：发动机每发出1KW有效功率,在1h内所消耗的燃油质量 4、平均有效压力：单位气缸工作容积所做的有效功 5、有效燃料消耗率：是发动机发出单位有效功率时的耗油量 6、升功率：在标定工况下，发动机每升气缸工作容积说发出的有效功率 7、有效扭矩：曲轴的输出转矩 8、平均指示压力：单位气缸容积所做的指示功 2、示功图：发动机实际循环常用气缸内工质压力P随气缸容积V（或曲轴转角）而变化的曲线 二、选择题 1、通常认为，汽油机的理论循环为（ A ） A、定容加热循环 B、等压加热循环

C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的膨胀过程是一个多变过程。在膨胀过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热 2、发动机的整机性能用有效指标表示，因为有效指标以（ D ） A、燃料放出的热量为基础 B、气体膨胀的功为基础 C、活塞输出的功率为基础 D、曲轴输出的功率为基础 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ） A、定容加热循环 B、定压加热循环 C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的压缩过程是一个多变过程。在压缩过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热

2、发动机工作循环的完善程度用指示指标表示，因为指示指标以（ C ） A、燃料具有的热量为基础 B、燃料放出的热量为基础 C、气体对活塞的做功为基础 D、曲轴输出的功率为基础 2、表示循环热效率的参数有（ C ）。 A、有效热效率 B、混合热效率 C、指示热效率 D、实际热效率 3、发动机理论循环的假定中，假设燃烧是（ B ）。 A、定容过程 B、加热过程 C、定压过程 D、绝热过程 4、实际发动机的压缩过程是一个（ D ）。 A、绝热过程 B、吸热过程 C、放热过程 D、多变过程 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ）加热循环。 A、定容 B、定压 C、混合 D、多变

丰田发动机系列及全参数

丰田车系 5A-FE 直列四缸 1.5L 16 气门DOHC 威驰9.8 68/6000 124/3200 8A-FE 直列四缸 1.3L 16 气门DOHC 威驰9.3 64/6000 110/3200 丰田5A FE发动机目前国内天津一汽04年至05年 1ZZ-FE 直列四缸 1.8L 16气门DOHC、DIS （含铅汽油）花冠9.5 94/6000 162/4400 3ZZ-FE 直列四缸 1.6L 16 气门DOHC、VVT-i、DIS （无铅汽油）10.5 81/6000 146/4400 1NZ-FE 直列四缸 1.5L 16 气门DOHC、VVT-i、DIS （无铅汽油）威驰花冠 2NZ-FE 直列四缸 1.3L 16气门DOHC、DIS （含铅汽油）威驰花冠 1MZ-FE V 型6 缸 3.0L 24气门DOHC，10.5 188/5200 203/4400 佳美94年后 1AZ-FE 直列四缸 2.0L 16气门DOHC、VVT-i、 DIS、ETCS-I 凯美瑞、RAV49.8 108/6000 190/6000 2AZ-FE 直列四缸 2.4L 16气门DOHC、VVT-i、 DIS、ETCS-I 凯美瑞大霸王RAV49.8 123/6000 224/4000 2TR-FE 直列4缸 2.7L双凸轮轴16气门（VVT-i）霸道、海狮 1GR-FE V型六缸4.0L 霸道、兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰）2GR-FE V 型六缸 3.5L 24 气门DOHC、双VVT-i、DIS、 ACIS、ETCS-i新款凯美瑞10.8 204/6200 346/4700/ 3GR-FE V 型六缸 3.0L 24 气门DOHC、双VVT-i、DIS 2005款皇冠、锐志10.5 170/6200 300/4400 5GR-FE V 型六缸 2.5L 24 气门DOHC、双VVT-i、DIS 锐志10.0 145/6200 242/4400 1FZ-FE 直列六缸 4.5L 陆地巡洋舰（第六代） 2UZ-FE V型八缸 4.7L 兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰） 1NZ-FXE 1.5升4缸直列双凸轮轴16气门普锐斯

发动机部件计算公式

附录1 发动机部件计算公式 1 基础知识 1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。 2)气动函数()q λ、()πλ、τλ（） 、()f λ计算公式见附录3。 2 变循环发动机各部件的计算公式 2.1 进气道 2.1.1 已知：发动机飞行高度H 、飞行马赫数Ma 。 2.1.2 计算过程 1）计算标准大气条件下环境压力0p （静压），环境温度0T （静温）。 当高度H km ≤11时： 5.2553 00 1.01325144.308288.15 6.5H p T H ???=?-? ?????=-?? ( 2.1) 其中，高度H 的单位为km ，温度的单位为K ，压力的单位为bar 。 2）进气道进口的总温总压： 2020 T T Ma p p Ma γγγγ*-*?-??=+ ????? ? -???=+ ????? 10 112112 （2.2） γ:气体绝热指数，纯空气=1.4γ，燃气=1.33γ。 3）计算进气道总压恢复系数： i 1.35 i 1 1.0 1 1.00.075(1) H H H M M M σσ≤=??>=--?：： (2.3) 4）计算进气道出口总温总压: i T T p p σ**** ?=?=??1010 (2.4) 2.2 压气机 双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS 和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算方法。

2.2.1 已知 压气机进口总温T in *、总压P in *、压气机的压比函数值zz 、物理转速n 、压气机导叶角度α。 2.2.2 计算过程 1）计算压气机换算转速： cor n = (2.5) 其中，风扇：*,=288.15in d T ，CDFS ：*,=428.56862609in d T ,高压压气机:* , 473.603961in d T =。*in T 为压气机进口总温。 2）计算压气机增压比、效率和换算流量 压气机的增压比c pr 、效率c η和换算流量c W 分别是其换算转速和压比函数值及导叶角 α的函数。 (,,) (,,) (,,) c cor c cor c cor pr prc n zz n zz W W n zz αηηαα=?? =??=? （2.6） 压气机增压比、效率和换算流量的求法如下： （1） 附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为cor n 、压比函数值为zz 时的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 。 （2） 将（1）求的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量： ,,2 ,(1)(1)1100(1) 100(1) 100pr c pr c map w c W c map c c map k pr C pr k W C W k C ηηααηηα? =-++?? ? =+?? ?=+?? (2.7) pr w k k k η、、分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS 、高压压气机pr w k k k η、、这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS 导叶角变化范围：-535α≤≤， 风扇和高压压气机的导叶角变化范围：-515α≤≤ ；风扇： 2.3894 =0.4950 1.0684pr W C C C η =?? ??=?，CDFS:

变循环发动机重量预估方法研究_张韬_王占学_刘增文_张晓博

变循环发动机重量预估方法研究 张韬，王占学，刘增文，张晓博 （西北工业大学动力与能源学院， 陕西西安710072）来稿日期： 2014-01-10作者简介：张韬，（1988-），男，江西人，硕士生，主要研究方向：推进系统气动热力学； 王占学，（1969-），男，陕西西安人，博士后，博士生导师，主要研究方向：推进系统气动热力学 1引言 重量是航空发动机最重要的性能指标之一， 同时在飞机研制发展的方案论证阶段，发动机重量预估是关键和不可少的工作[1]。20世纪七十年代末，美国刘易斯研究中心在其总体性能程序的基础上建立了涡喷发动机的重量预估方法[2-3]，文献[4]也形成了常规的涡扇发动机独特的重量预估方法，但是对于新型的变循环发动机的重量预估，这个方面的工作还不够。变循环发动机可以在同一台发动机上通过改变某些部件的几何形状、尺寸或位置，从而改变发动机的热力循环参数，使发动机在各种工作状态下都具有良好的性能，变循环发动机是未来航空发动机发展的一个重要趋势[5-6]。介绍了一种变循环发动机重量预估方法，根据变循环发动机部件法的思想，利用基于统计的变循环发动机各部件气动—结构经验关系模型，如增压比与相应轴转速关系模型、轮盘载荷与轮盘几何分布关系模型、承力系统中机匣几何结构与总重量关系模型，结合变循环发动机结构设计关键尺寸，建立了变循环发动机重量尺寸预估方法。 2变循环发动机重量预估方法 变循环发动机有多种形式，其中受到高度重视的是带有核 心机驱动风扇级（core driven fan stage ，简称CDFS ）的双外涵变循 环发动机（double bypass engine ，简称DBE ） [5-6] ，DBE 与传统的发动机在结构上的主要差异就是增加了CDFS ，风扇分成前两部分，如图1所示。 内涵道 外涵道前段风扇 核心机驱动风扇级 高压压气机高压涡轮低压涡轮 图1CDFS 示意图 Fig.1CDFS Schematic 发动机重量的预估方法主要有两种： （1）利用统计数据拟合的经验公式计算法；（2）根据初始构形设计结果计算重量。第一种分析方法，基于现有的发动机设计数据，通过回归分析，拟合某些重要设计参数与重量之间的函数关系。这种方法速度快，算法简 摘 要：重量是航空发动机设计必须控制的一个重要指标，重量预估在航空发动机结构方案设计阶段不可或缺。根据 发动机部件法的思想，建立了基于统计的各部件气动—结构经验关系模型，结合变循环发动机结构设计关键几何参数和部件气动热力参数，发展了变循环发动机重量预估方法，采用C++语言开发了变循环发动机重量预估程序，计算了双外涵变循环发动机重量和尺寸。结果表明此方法能够预估双外涵变循环发动机重量，重量尺寸误差满足飞机和发动机工程需求。 关键词：变循环；双外涵；涡扇发动机；部件法；重量预估中图分类号：TH16 文献标识码：A 文章编号：1001-3997（2014）08-0015-04 Method Research of Variable Cycle Engine Weight Estimate ZHANG Tao ， WANG Zhan-xue ，LIU Zeng-wen ，ZHANG Xiao-bo （School of Power and Energy ， Northwestern Polytechnical University ，Shannxi Xi ’an 710072，China ）Abstract ：Weight is an important control indicator of aircraft engine design ，and weight estimate is unavoidable in the initial design phase of aeroengine.According to the idea of engine element -method ，statistic -based aerodynamic and structure empirical relationship of every assembly models were https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html,bined with the key geometric parameters and aerothermodynamics parameters of assembly of variable cycle engine structure design ，variable cycle engine weight estimate method was developed.Based on C++program language variable cycle engine weight forecast program was developed and the weight and size of a double bypass variable cycle engine was calculated.Results show that the method could estimate the double bypass variable cycle engine weight and error could satisfy the plane and engine engineering demands.Key Words ：Variable Cycle ；Double Bypass ；Turbofan Engine ；Element-Method ；Weight Estimate Machinery Design ＆Manufacture 机械设计与制造 第8期 2014年8月 15

对过度膨胀(米勒循环)的发动机的热力学分析

对过度膨胀的发动机的热力学分析 Jorge J. G. Martins Dept. Eng. Mecanica – Un. Minho Krisztina Uzuneanu Universitatea “Dunarea de Jos” of Galati Bernardo Sousa Ribeiro Universidade do Minho Ondrej Jasasky Thecnical University of Liberec 摘自: 点火燃烧发动机模型 All rights reserved. No part of this publication may be reproduced, stored in a retrieval system, or transmitted, in any form or by any means, electronic, mechanical, photocopying, recording, or otherwise, without the prior written permission of SAE. For permission and licensing requests contact: SAE Permissions 400 Commonwealth Drive Warrendale, PA 15096-0001-USA Email: permissions@https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html, Fax: 724-772-4891 Tel: 724-772-4028 For multiple print copies contact: SAE Customer Service Tel: 877-606-7323 (inside USA and Canada) Tel: 724-776-4970 (outside USA) Fax: 724-776-1615 Email: CustomerService@https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html, ISBN 0-7680-1319-4 Copyright ? 2004 SAE International Positions and opinions advanced in this paper are those of the author(s) and not necessarily

阿特金森循环(Atkinson cycle)

Atkinson循环在混合动力汽车中应用的优势 姓名：邓忠伟 学号：0140209108 1. Otto 循环发动机不利于节能的因素 1.1 部分负荷燃油消耗率高 车辆在正常运行时所需要的功率是很小的, 但实际使用中为了保证加速与爬坡能力, 需要选配较大功率的发动机, 这就使得发动机在经常运转部分负荷工况下的燃油消耗率远高于最佳燃油消耗率,造成整车能量利用率低、燃油经济性差。 1.2 泵气损失 泵气损失是造成Otto 循环发动机低负荷工况运转时燃油消耗率高的主要原因。节气门在部分开度时造成节流, 以及曲轴箱和进气管的压差对活塞下行造成阻力, 都造成了能量损失。采用节气门控制负荷的发动机即使在高速路行驶时也存在泵气损失, 只有在全力加速或爬坡时节气门全开, 不存在额外的进气管节流损失。Otto循环在部分负荷时的能量损失是和发动机参数联系在一起的: 泵气损失与进气节流相联系、热效率的降低与不合适的压缩比和膨胀比相联系。 1.3 小膨胀比 发动机将燃油化学能以热能形式释放出, 并转化为机械功。热能转化为机械功的比率由膨胀比决定。膨胀比为排气门打开时气缸容积与混合气被点燃时气缸容积比值。膨胀比越高, 转化为机械功的热能越多。在Otto循环发动机中膨胀比和压缩比基本相当。而压缩比有一上限, 超过此上限便会产生爆震, 给汽油机造成很大危害。因而对于给定燃油辛烷值的汽油机来说要避免爆震就不能有大的膨胀比。 1.4 过浓的混合气 传统Otto 循环发动机通过加浓混合气满足输出功率增加的需要。浓混合气在发动机内并不能完全被利用, 作为HC排放物被排到大气中或者在催化转化器中被氧化掉, 降低了燃油利用率。 2. Atkinson循环的原理及优势 2.1 Atkinson循环发动机的工作原理 1884年James Atkinson发明了Atkinson 循环发动机。Atkinson循环发动机是在Otto循环发动机的基础上多了一个回流过程, 包括进气、回流、压缩、膨胀和排气五个过程。Atkinson循环利用了进气门晚关来控制负荷而不是节气门的节流作用。进气门晚关时刻由气缸内充量的多少来决定的, 即根据负荷的大小来确定气门的关闭时刻。气门关闭后才是压缩冲程的实际开始点, 而膨胀冲程还是和原Otto循环相似或稍长, 这就减少了进气过程的泵气损失和压缩冲程的压缩功; 而膨胀比大于压缩比便能够更大程度地将热能转换为机械能, 提高发动机的指示热效率, 降低燃油消耗。另外进气门晚关使实际压缩比降低, 使得缸内燃烧温度降低, 有利于改善NOx的排放。 图1为Atkinson循环示意图: 其中1- 2为绝热压缩过程; 2- 3为定容加热过程; 3-4为绝热膨胀过程;4 - 1为定压放热过程。与传统Otto循环相比,Atkinson循环压缩起点较Otto循环晚; Otto循环4-1过程为定容放热, 而Atkinson循环为定压过程, 在相同工质数量和加热量条件下, 它有较大的膨胀功,所以热效率高。

丰田发动机系列及参数完整版

丰田发动机系列及参数标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]

丰田车系 5A-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC 威驰 9.8 68/6000 124/3200 8A-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC 威驰 9.3 64/6000 110/3200 丰田5A FE发动机目前国内天津一汽04年至05年 1ZZ-FE 直列四缸1.8L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）花冠 9.5 94/6000 162/4400 3ZZ-FE 直列四缸1.6L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油） 10.5 81/6000 146/4400 1NZ-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油）威驰花冠

2NZ-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）威驰花冠 1MZ-FE V型6缸 3.0L 24气门 DOHC， 10.5 188/5200 203/4400 佳美94年后 1AZ-FE 直列四缸2.0L 16气门 DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞、RAV4 9.8 108/6000 190/6000 2AZ-FE 直列四缸2.4L 16气门 DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞大霸王RAV4 9.8 123/6000 224/4000 2TR-FE 直列4缸 2.7L 双凸轮轴16气门（VVT-i）霸道、海狮 1GR-FE V型六缸 4.0L 霸道、兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰） 2GR-FE V型六缸 3.5L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS、ACIS、ETCS-i 新款凯美瑞 10.8 204/6200 346/4700/ 3GR-FE V型六缸 3.0L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS 2005款皇冠、锐志 10.5

变循环与自适应循环发动机技术发展

54 航空制造技术·2014 年第 1/2 期 NEW VIEWPOINT MBD。 北京航空航天大学能源与动力工程学院?李?斌中航工业沈阳发动机设计研究所?赵成伟 变循环与自适应循环发动机 技术发展 Consider on Variable Cycle Engine and Adaptive Cycle Engine Technology De-velopment 动机（Adaptive Cycle Engine, 简称 ACE）。其独特之处在于它是在典型的类似YF120发动机的双外涵变循环发动机布局基础上又增加了一个外涵道而构成，即在双外涵变循环发动机风扇上采用一个“Flade”（风扇叶尖风扇）级延伸出第3外涵道，见图1。Flade 是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。因为采用Flade 和多个外涵道，自适应循环发动机能够实现更大幅度的变循环能力，是变循环发动机技术发展重要的前沿方向。 变循环发动机技术进化分析 变循环发动机（Variable Cycle Engine，简称VCE）的研究由来已久。从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行VCE 的概念和方案设计以及相关技术的 本文所论及的变循环发动机是指实际使用中能通过（但不限于）控 制调整发动机相关部件的几何形状、尺寸或者位置等手段，改变流路结构和相应热力循环参数（流量、压比、涵道比等）、获得预期性能的航空燃气涡轮发动机。广义上看，能够通过再燃、电功转换等途径实现工作循环过 程中能量的可控“迁移”的发动机，也可以归为变循环发动机的范畴。与常规循环发动机相比，变循环发动机在配装飞行包线宽广、任务剖面复杂多样的飞机时，可以有针对性地采用不同的工作模式，最大限度地兼顾超声速飞行的高推力性能和亚声速巡航低耗油率的矛盾性要求，适应多用途飞机的各种任务需求。并且与 进气道的流量匹配性能好，减小飞机在低速飞行时因发动机深度节流而产生的溢流阻力，从而降低推进系统 的安装损失， 提高飞行器性能。现役发动机中，变循环技术的应用还不广泛， 早期的黑鸟侦察机用的J58发动机 （具有连续放气模式）和美第五代F-35B 用带升力风扇的F135发动机可认为具有一定的变循环技术特征。 变循环发动机家族中构型最为新颖的最新一代是自适应循环 发 李?斌 自然科学研究员，工学硕士，从事航空发动机规划论证和总体设计研究 工作。

丰田发动机系列及全全参数

丰田车系 5A-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC 威驰9.8 68/6000 124/3200 8A-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC 威驰9.3 64/6000 110/3200 丰田5A FE发动机目前国天津一汽04年至05年 1ZZ-FE 直列四缸1.8L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）花冠9.5 94/6000 162/4400 3ZZ-FE 直列四缸1.6L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油）10.5 81/6000 146/4400 1NZ-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油）威驰花冠 2NZ-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）威驰花冠 1MZ-FE V型6缸3.0L 24气门DOHC，10.5 188/5200 203/4400 佳美94年后 1AZ-FE 直列四缸2.0L 16气门DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞、 RAV4 9.8 108/6000 190/6000

2AZ-FE 直列四缸2.4L 16气门DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞大霸王 RAV4 9.8 123/6000 224/4000 2TR-FE 直列4缸 2.7L 双凸轮轴16气门（VVT-i）霸道、海狮 1GR-FE V型六缸4.0L 霸道、兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰） 2GR-FE V型六缸3.5L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS、ACIS、ETCS-i 新款凯美瑞10.8 204/6200 346/4700/ 3GR-FE V型六缸3.0L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS 2005款皇冠、锐志10.5 170/6200 300/4400 5GR-FE V型六缸2.5L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS 锐志10.0 145/6200 242/4400 1FZ-FE 直列六缸4.5L 陆地巡洋舰（第六代） 2UZ-FE V型八缸4.7L 兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰） 1NZ-FXE 1.5升4缸直列双凸轮轴16气门普锐斯

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景 王占学１，刘增文１，２，王 鸣２，李斌２ （１．西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２；２．中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１１００１５） 摘要：涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术，并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求，分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。 关键词：涡轮基组合循环发动机；高超声速推进技术；亚／超燃冲压发动机 Future Development and Application Prospect of Turbine Based Combined Cycle Engine WANG Zhan-xue 1,LIU Zeng-wen 1,2,WANG Ming 2,LI Bin 2 （1.College of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072, China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institution,Shenyang 110015,China ） Abstract:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）engine is the main power plant of future hypersonic vehicle.Aiming at the necessity for spatial loadings,high-speed transportation,and long-range fast attack,the present development status of TBCC engine was analyzed in the world.Some key technologies including the temperature resistance,performance,compatibility,and aircraft and engine integration were studied in the process of developing TBCC engine.The potential technical advantages and possible application direction of TBCC engine were discussed in https://www.wendangku.net/doc/5c5754592.html,bined with the requirement of future military and civil hypersonic vehicles,the necessity for making further research of TBCC engine technology was analyzed in China. Key words:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）Engine;hypersonic propulsion technology;ramjet/scramjet engine 航空发动机 Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ 图１吸气式发动机性能随马赫数的变化 王占学（１９６９），男，博士，教授，研究方向为航空发动机气动热力学及新概念喷气推进技术。 收稿日期：２０１３－０４－２２ 第３９卷第３期２０１３年６月 Ｖｏｌ．３９Ｎｏ．３Ｊｕｎ．２０１３ ０引言 空间载荷的快速低成本投送、对超远距离目标的 快速打击以及全球范围的高速运输等诸如此类的应用目标，使得世界各航空航天技术发达国家对远程、高速飞行器的需求日益膨胀。２１世纪以来，各国在２０世纪高超声速技术研究的基础上，开展了数目繁多的高超声速飞行器发展计划，在这些研究中，吸气式高超声速推进技术始终是核心技术，并已成为高超声速飞行技术能否取得突破性进展的关键。 本文重点针对ＴＢＣＣ发动机的研究现状、关键技术特征、应用前景和中国开展ＴＢＣＣ发动机研究的可行性和必要性进行分析。 １国内外ＴＢＣＣ发动机技术发展现状 从当前的推进技术水平来看，尚未有１种吸气式 发动机能够满足高超声速飞行器的宽广工作范围（亚声速、跨声速、超声速和高超声速），如图１所示。因此，为实现高超声速飞行，必须结合各类型发动机有效工作范围的特点，采用以涡轮、火箭、冲压等发动机为基础的不同形式组合循环发动机。考虑到组合循环发动机的结构复杂性和技术成熟性， 目前比较常用的