● 摘要
小型航空活塞发动机是近两年无人机动力系统的发展趋势，特别是气冷发动机，由于其自身具有结构简单、适应力强、使用维护简便等优势，越来越受到各方面的关注。但随着海拔高度的提升，作为气冷发动机的冷却源——大气也在发生着明显的变化，因此有关气冷发动机的高空冷却性能的改变这个问题就变得突出起来。本文针对BH265型发动机进行结构分析，重点放在缸体的散热分析中。提出以缸体气流雷诺数来衡量发动机冷却水平，并通过试验对模拟计算分析进行了验证，研究内容主要如下：首先，基于BH265型发动机的设计参数，对缸内燃烧过程进行了模拟，预估了发动机的性能参数，并通过燃烧模型的计算，得到了缸内瞬时换热温度和瞬时换热系数，这两个参数是后面模拟计算中非常重要的边界条件。对气冷发动机的换热过程进行了研究，将换热过程分为三个阶段，分析了每个换热阶段的机理和影响参数，为后面的模拟计算提供数学基础。建立了缸体外对流换热的控制方程，为缸体与冷却气流的共轭传热分析奠定了基础。其次，设计小型航空活塞发动机综合试验台并在此试验台上对BH265型发动机进行试验。此试验台集合了发动机扭矩、拉力、温度、振动、油耗等多方面的测量功能，能够对发动机的性能进行有效的摸底试验。在试验过程建立的完整的操作规范与流程，保证了试验结果的一致性。同时，为发动机匹配不同规格的定距螺旋桨，通过对应的螺旋桨特性曲线，得到了发动机的外特性曲线，满足了对动力性的设计要求。同时监测了重点区域的温度和发动机的振动情况，保证了所有参数均在发动机正常工作状态下获得。第三，对于地面状态的发动机缸体热状态及流场进行了模拟计算。详细叙述了边界条件的划分和选取，采取流体与固体共轭传热耦合的计算方法。将所得的模拟计算结果与试验结果进行对比，证实了模拟计算能够清晰准确的反应发动机的真实换热过程与换热水平。第四，在前面模拟计算与试验数据结合的基础上，按照飞行器对发动机的要求，在完整的飞行包线内对发动机在不同海拔高度的换热情况进行了模拟。分析了大气中与海拔高度有关的参数，如气体密度、气体温度、气体动力粘度对发动机性能和换热的影响。以及随海拔变化，当发动机飞行速度不变的情况下，螺旋桨所产生的冷却气流的变化，因为，通常来说，气冷发动机都是由螺旋桨所产生的气流来进行冷却的。揭示了非增压活塞发动机的功率高度特性和散热水平的变化。最后，对发动机进行高空飞行的冷却状况进行了分析。分析了在高空低雷诺数条件下，发动机翅片散热能力的变化，提出了采用错位翅片来提高低雷诺数条件下翅片换热的效能。通过模拟分析，证实了这种改型翅片形式能够很好的完成高空低雷诺数条件下的散热工作，为高空气冷发动机散热系统的设计奠定了基础。