二冲程发动机初始喷油脉谱图的仿真及验证

以提高某小型二冲程发动机的动力性、经济性和稳定性为研究目标,运用发动机热力学数值计算软件建立原型机数学模型,通过全负荷条件下的缸内压力示功图、总功率和燃油消耗率对模型进行验证。在此基础上计算得到进气空气质量流量,确定各工况空燃比条件下的发动机初始喷油量,获得初始喷油脉谱图,由此开发了电控燃油喷射系统。经台架试验验证,发动机运转正常。     

一种航空发动机SVM模型辨识方法与仿真

航空发动机是一个十分复杂的气动热力过程系统,具有很强的非线性,为了对航空发动机进行有效的控制及故障诊断,研究其工作特性,必须建立其数学模型。依据某型航空发动机试验数据,采用基于将试验数据代入对象方程的算法进行系统辨识,建立了该型发动机某一稳态点的状态变量数学模型(State Variable Model)。验模表明,所建模型精度较高,鲁棒性好,能够实时准确反映发动机性能,满足后续控制系统的研究和设计。     

基于模型的标定在DVVT+EGR汽油机标定中的应用

为了解决多自由度(控制变量)发动机的标定优化的难题,采用了基于模型的标定(MBC)思路和方法,通过科学的试验设计(DoE),减少发动机的测量数据量,建立基于试验测试数据的发动机数学模型,并进行多目标优化,选择出最优化的控制变量。结果表明:基于模型的标定方法大幅降低了DVVT+EGR汽油发动机的标定测试工作量和数据处理分析工作量,成功建立了发动机模型,发动机的模型精度达到了标定要求,并解决了复杂的多变量优化选点难题,发动机的燃油经济性、稳定性均达到最佳。     

小型航空二冲程活塞发动机建模及控制器在回路仿真研究

针对某小型航空二冲程发动机,采用机理建模和试验建模相结合的方法建立了该发动机的平均值数学模型,并在MATLAB/Simulink环境下对该模型进行了仿真研究,发现发动机转速、输出扭矩以及功率等外特性数据的仿真结果与实际的发动机台架试验数据基本吻合。在VC环境下编写仿真软件,通过调用MATLAB引擎实现了模型与控制器的对接,将原控制器和开发的快速原型控制器用发动机模型进行了硬件在回路仿真试验,并进行对比分析,结果表明,快速原型控制器和原发动机ECU喷油脉宽偏差不超过0.050ms。     

喷油时刻和摩托车发动机排放关系分析

对燃油喷射时刻与发动机污染物排放间的关系进行研究,借助数学实验方法解决动态压力问题,建立喷油模型,运用MATLAB软件对热传量进行分析计算,根据气体状态方程建立解百纳喷油脉宽数学模型,仿真发动机电控汽油喷射系统的初始喷油MAP图。仿真得出的MAP图与实测喷油及点火MAP进行对比,实验结果与理论分析一致。适当提前时刻能降低发动机CO与HC的排放。     

液压挖掘机动力系统功率匹配及其节能控制

为使液压挖掘机在负载多变条件下节能降耗,需使发动机与变量泵系统实现功率匹配。建立发动机外部特性与变量泵调节装置的数学模型,并提出动力系统功率匹配节能控制策略以及实现该策略的模糊控制算法,得到节能控制系统的理论模型。通过采用Matlab/Simulink建立发动机与变量泵功率匹配节能控制系统仿真模型,模拟挖掘机在不同负载下节能控制系统的运行状态。将控制算法写入主控制器的电子控制单元(Electronic control unit,ECU),在试验样机上进行试验。模拟仿真和试验结果表明,采用该节能控制算法后,发动机转速能稳定在目标转速附近,并降低燃油消耗率,达到节能效果。     

航空发动机质量特性参数建模与分析

为准确掌握航空发动机整机质量特性,基于齐次坐标变换方法,建立了一种发动机整机质量特性参数的数学模型。根据合力之矩定理,建立了发动机整机质量特性参数的基础理论模型,分析了影响整机质心计算精度的特征参数;采用机器人学中的齐次坐标变换方法,建立了任意局部坐标系下零部件质心的空间几何模型,建立了局部坐标系相对于主坐标系的变换矩阵,从而建立了精确的零部件质心数学模型。采用算例对模型进行了验证与分析,分析结果表明:该数学模型能够精确的计算发动机各零部件质心参数,模型简单,计算精度高。     

摩托车动力性和燃油经济性的计算机仿真

利用最小二乘法和线性回归原理建立了摩托车发动机外特性和万有特性模型，并建立了摩托车动力性和燃油经济性的数学模型。用Matlab编程，对某国产摩托车进行了动力性和燃油经济性计算机仿真，及试验验证。     

基于飞行试验的某涡扇发动机加速性能建模及优化

以某涡扇发动机飞行试验为依托,研究航空发动机简化模型的建模方法和思路,并通过飞行试验对模型进行验证。运用所建立的发动机加速实时模型对发动机加速性能进行优化,并通过飞行试验验证优化方法的有效性。结果显示,基于飞行试验所建立的发动机加速模型精度满足要求,能够有效指导发动机加速性能优化措施的制定。     

激光选区熔化制备负泊松比椭圆多孔AlSi10Mg合金性能的数值模拟

将椭圆孔的长/短轴之比、短轴半轴长和初始胞元的边长作为设计参数,提出了一种简化的负泊松比椭圆多孔材料设计方法,通过几何关系建立了材料泊松比与设计参数间的数学模型,基于Gibson-Ashby模型建立了弹性模量与设计参数间的数学模型;通过准静态压缩试验对采用激光选区熔化技术制备的负泊松比椭圆多孔AlSi10Mg合金的泊松比数学模型进行验证,并确定弹性模量数学模型中的常数C。结果表明:采用所建立的泊松比与设计参数数学模型计算得到负泊松比椭圆多孔AlSi10Mg合金的泊松比与试验值相吻合,相对误差在10%~15%;椭圆长/短轴之比、短轴半轴长与泊松比呈负相关,而初始胞元边长与泊松比呈正相关;计算得到泊松比椭圆多孔AlSi10Mg合金弹性模量数学模型中的常数C约为4.123。     

某轮主机润滑油进水故障原因分析及排除

本文分析了一起船舶主推力柴油机润滑油进水故障原因,说明了排除故障的方法与步骤,总结了老旧船舶管理要点和经验教训.     

基于故障代码的高压共轨柴油机的故障检修

根据目前国内电控柴油机的使用和维修现状,结合企业维修实际,总结了高压共轨柴油机的检修经验,提出了基于故障代码的高压共轨柴油机的故障检修方法,并针对某一典型故障进行排查和修理,以供同行参考.     

五十铃6HK1发动机典型故障分析及排除

简要的阐述了电喷柴油机的原理及共轨喷射技术,针对日立ZX330—3挖掘机上使用的五十铃6HK1电喷发动机的典型故障．进行重点分析并给出相应的解决方案。     

基于瞬态CFD分析优化汽油机进气道研究

为降低某四气门汽油机的油耗,利用三维流体软件Star-CD对原进气道和改进气道气道在1500r／min全负荷进行了缸内瞬态CFD分析,分析结果表明,改进气道较原进气道滚流比在进气门全开时刻提高230％左右,在点火时刻710℃A湍动能增加一倍。原气道与改进的气道进行了整机性能试验验证,试验结果表明,在2000r／min,2bar部分负荷工况改进进气道油耗较原气道降低了3．45％,适当提高进气道滚流比有利于降低部分负荷的油耗。     

HPDI技术推动发动绿色环保进程

自1872年天然气发动机问世,三十年代初由意大利人率先采用天然气作为汽车燃料;七十年代燃气汽车技术逐渐发展;九十年代后天然气汽车数量迅速增加.目前,两用燃料单点喷射系统和单一燃料(天然气或液化石油气)闭环多点顺序喷射系统相继问世,而闭环多点顺序喷射系统是当今燃气发动机电控技术发展的主流和方向.     

通用小型汽油机188F尾气排放现状分析

本文选取四台典型的通用小型汽油机进行了尾气排放系统分析,找出了国内外同类产品的排放差异,以及与美国EPAⅢ阶段尾气排放限值的差距.通过贡献率分析找出了影响NOx、THC的主要工况,同时利用统计分析手段系统分析了65台国产188F发动机排放水平,得出了当前国产188F的排放现状.这对指导国内通用小型汽油机企业找出自身产品差异和排放现状,选择竞争机型和机内净化技术路线提供了有力的依据.     

柴油机喷油泵传动装置轴承失效分析

本文针对某喷油泵传动装置的轴承在工作200—300小时后发现散套失效,采用硬度检验、热酸洗检验、非金属夹杂物及碳化物不均匀性检验、淬回火组织及碳化物网状检验和扫描电镜检验等方法对散套原因进行分析。通过分析表明,喷油泵传动装置轴承发生散套失效的主要原因是轴承内圈滚道表面残余的车刀痕使粗糙度无法满足使用要求,导致轴承的早期失效。     

Modified Pressure Loss Model for T-junctions of Engine Exhaust Manifold

The T-junction model of engine exhaust manifolds significantly influences the simulation precision of the pressure wave and mass flow rate in the intake and exhaust manifolds of diesel engines. Current studies have focused on constant pressure models, constant static pressure models and pressure loss models. However, low model precision is a common disadvantage when simulating engine exhaust manifolds, particularly for turbocharged systems. To study the performance of junction flow, a cold wind tunnel experiment with high velocities at the junction of a diesel exhaust manifold is performed, and the variation in the pressure loss in the T-junction under different flow conditions is obtained. Despite the trend of the calculated total pressure loss coefficient, which is obtained by using the original pressure loss model and is the same as that obtained from the experimental results, large differences exist between the calculated and experimental values. Furthermore, the deviation becomes larger as the flow velocity increases. By improving the Vazsonyi formula considering the flow velocity and introducing the distribution function, a modified pressure loss model is established, which is suitable for a higher velocity range. Then, the new model is adopted to solve one-dimensional, unsteady flow in a D6114 turbocharged diesel engine. The calculated values are compared with the measured data, and the result shows that the simulation accuracy of the pressure wave before the turbine is improved by 4.3% with the modified pressure loss model because gas compressibility is considered when the flow velocities are high. The research results provide valuable information for further junction flow research, particularly the correction of the boundary condition in one-dimensional simulation models.     

Comparison of a State of the Art and a High Stage Loading Rotor

July 25, 2014 / Accepted： August 18, 2014 / Published： November 25, 2014 Abstract： This paper presents the measurement results of a l1/2 stage LPT （low pressure turbine） test rig at Graz University of Technology incorporating two different rotor geometries： one with a regular blade loading and the other with a highly loaded blade geometry. The test rig was designed in cooperation with MTU Aero Engines and represented the last 1.5 stages of a commercial aero engine. Considerable efforts were put on the adjustment of all relevant model parameters （Mach number, blade count ratio, airfoil aspect ratio, blade loading, etc.） to reproduce the full scale LPT situation. The rig diameter is approximately half of that of a commercial aero engine LPT. The number of blades and vanes for the two investigated stages as well as the pressure ratio and power output are identical, resulting in a decrease in rotational speed of the HSL （high stage loading） rotor. Measurement data from a FRAPP （fast response pressure probe） is used to compare the flow fields of the two different stages. The effect of the different stage designs can be seen when comparing the exit flow fields. The highly loaded stage shows a more pronounced tip leakage vortex compared to the datum stage. The highly loaded stage shows wider wakes with a lower total pressure deficit. The fluctuations of total pressure within the flow field are directly related to the upstream wake. If the measurement position is located within a stator wake, the fluctuations are significantly smaller than that out of the wake.     

单缸电力约束活塞发动机汽缸工质压强的燃烧模拟分析

论文介绍了单缸电力约束活塞发动机的结构及工作机理，建立了工质压力的动力学方程式；利用AVL／Boost软件建立发动机工作模型，模拟分析燃烧室的燃烧情况并求解第一工作室即燃烧室的工质压强，为电力约束活塞发动机的性能仿真提供了依据。