固定翼無人機技術固定翼無人機技術教師年級授課時間教學內容第十三章航空活塞動力裝置授課類型現場講授學情分析教材分析教學目標知識與技能了解航空活塞發動機的分類掌握活塞發動機基本原理掌握航空活塞發動機構造了解航空活塞發動機性能掌握航空活塞發動機工作系統過程與方法1、講授法2、討論法3、直觀演示法4、讀書指導法5、任務驅動法6、現場教學法7、自主學習法教學重點難點教學重點活塞發動機基本原理（基本術語，四行程工作循環，混合氣不正常燃燒）航空活塞發動機構造（構造和機件，增壓式發動機）航空活塞發動機工作系統（燃油系統，點火和啟動系統，潤滑系統，冷卻系統）教學難點活塞發動機基本原理（基本術語，四行程工作循環，混合氣不正常燃燒）航空活塞發動機構造（構造和機件，增壓式發動機）知識框架圖教學過程主備從備（教師姓名）[課堂引入]引入：這一部分首先讓大家對航空活塞動力裝置有個整體了解，航空活塞發動機分類，基本原理，構造，性能，工作系統等等。[教學內容]航空活塞動力裝置思考：航空活塞發動機一般有哪些分類方法和類型？火花點火式活塞發動機的四個行程中，哪個行程，通過什么方式將熱能轉變為機械能？航空活塞發動機由哪些主要機件組成？構造上有何特點？簡述四行程航空活塞發動機的基本工作過程？余氣系數的物理意義是什么？為什么在低溫條件下啟動活塞發動機要多注點油？為什么活塞發動機降低功率時，不能收油門過猛？什么叫早燃？主要現象和危害是什么？使用中應注意哪些問題？什么叫爆震？有何特點？主要現象和危害是什么？10.使用中如何防止發動機爆震？出現爆震后如何處置？11.簡述辛烷值和級數的意義？12.影響發動機有效功率的因素有哪些？各是如何影響的？13.哪些因素影響航空活塞發動機的燃油消耗率？14.甲發動機發出有效功率為150kW，燃油消耗量為60（kg/h），乙發動機發出有效功率為60kW，燃油消耗量為15（kg/h）。試比較上述兩臺發動機的經濟性的好壞。15.什么是活塞式發動機的負荷特性，吸氣式和增壓式活塞發動機的負荷特性分別是什么樣的？16.什么是活塞式發動機的螺旋槳特性，吸氣式和增壓式活塞發動機的螺旋槳特性分別是什么樣的？17.什么是活塞式發動機的高度特性，吸氣式和增壓式活塞發動機的高度特性分別是什么樣的？18.什么是活塞式發動機的增壓特性，有什么規律？13.1航空活塞發動機分類活塞發動機（pistonengine）是依靠在氣缸中的往復運動，使氣體工質完成熱力循環，并將燃料的化學能轉化為機械功的動力裝置?；钊桨l動機用作航空動力已經有100多年的歷史了，在航空活塞式發動機的發展過程中，隨著技術的進步和需求的牽引，發展出了各種類型的活塞式發動機。從不同的角度看，活塞式發動機有不同的分類方法。一、按混合氣形成的方式劃分根據氣缸內混合氣形成方式，航空活塞發動機可分為汽化器式發動機和直接噴射式發動機。汽化器式發動機裝有汽化器（見圖13-1），汽化器是發動機中用以使燃料與空氣形成可燃混合物的部件，簡單汽化器主要由浮子室、量孔、噴管、喉管、節氣門（俗稱油門）等組成。燃料與空氣在汽化器內混合，形成可以燃燒的混合氣，再進入發動機氣缸中燃燒。汽化器工作時按發動機不同工況的要求，提供相應數量的燃油，使燃油霧化并與空氣均勻混合得到一定成分的可燃混合氣，以便良好燃燒，保證發動機各工況間的順利過渡。汽化器式燃料供給裝置結構簡單、工作可靠、價格便宜、維修方便，但它的最大缺點是不能精確控制混合氣的濃度，造成燃燒不完全；由于結構中有喉管的存在，會使進氣阻力增加；還存在著各缸分配汽油不均勻，易產生氣阻和結冰等現象。直接噴射式發動機中裝有直接噴射裝置（見圖13-2），無汽化器結構，燃料由直接噴射裝置直接噴入氣缸，混合氣在氣缸燃燒室內形成（有的發動機燃油噴到進氣門處）。直接噴射式發動機的工作方式保證了汽油霧化效果好、燃油量控制精確、工作可靠性高，但同時其結構復雜、生產維修成本較高。目前，功率較小的航空活塞發動機多為汽化器式，功率較大的航空活塞發動機則既有汽化器式，也有直接噴射式的。二、按發動機的冷卻方式劃分根據發動機冷卻方式的不同，航空活塞發動機可分為氣冷式發動機（見圖13-3左）和液冷式發動機（見圖13-3右）。氣冷式發動機（也稱風冷式發動機）直接利用飛行中的迎面氣流對氣缸直接進行冷卻，氣流流經氣缸周邊與散熱片進行熱交換，從而達到使發動機冷卻降溫。這種發動機中間的曲軸是固定的，工作時曲軸周圍的一圈氣缸圍繞著固定的曲軸旋轉。液冷式發動機在運作時產生的廢熱是經由環繞在氣缸外圍的冷卻液管線排除，冷卻液在收集氣缸的熱量之后會與外界的空氣進行熱量交換，溫度降低后冷卻液會回到儲存箱中繼續循環運作，由于需要在機體上增加冷卻液循環相關裝置，此類發動機體型較大。冷卻液通常采用水、乙二醇或乙二醇和水的混合物。目前，功率較小的活塞發動機多為氣冷式發動機，功率較大的則既有氣冷式，也有液冷式的。三、按氣缸的排列方式劃分，可把航空活塞發動機歸納為直列型和星型。直列型發動機的氣缸在機匣上從前到后排列成行，又可分為單排直列型、水平對置型和H型、V型或X型等形式。目前使用中最常見的直列型發動機為水平對置型（見圖13-4），氣缸在機匣的左右兩側各排成一行，彼此相對，這種發動機有四缸、六缸和八缸等，此類發動機由于受結構影響，后排氣缸氣冷效果不好，多為液冷式發動機，體型較大。星型發動機的氣缸沿著機匣的周圍均勻排列，氣缸以曲軸為中心，向外呈輻射狀安裝。此類發動機有單層、雙層和多層等不同形式，單層分為五缸、七缸和九缸三種。目前使用中最常見的星型發動機為單層星型和雙層星型（見圖13-5）。四、按空氣進入氣缸前是否增壓劃分根據空氣在進入氣缸之前是否進行增壓，航空活塞發動機分為增壓式發動機和吸氣式發動機。吸氣式發動機工作時，外界空氣是在不通過任何增壓器的情況下，只靠大氣壓力將空氣壓入氣缸。增壓式發動機裝有渦輪增壓器，根據動力來源一般分為機械增壓和廢氣增壓兩類，增壓器主動壓縮空氣（提高進氣壓力和密度）來提高進氣量，空氣先經增壓器再進入氣缸參與燃燒做功，見圖13-6。受大氣壓力影響，增壓式發動機常用在飛行高度較高（空氣密度低、大氣壓力低）的飛機上，而吸氣式發動機則常用在飛行高度較低的飛機上。五、按發動機轉子是否帶有減速器劃分根據發動機曲軸與螺旋槳間是否帶有減速器（圖13-7），航空活塞發動機可分為直接驅動式發動機和非直接驅動式發動機。直接驅動式發動機的螺旋槳由發動機曲軸直接驅動，即螺旋槳轉速與發動機曲軸轉速一致。非直接驅動式發動機的螺旋槳由發動機曲軸通過減速器驅動，見圖13-7，即減速器對發動機曲軸轉速按比例縮小后再傳導給螺旋槳。直接驅動式發動機常裝在小功率發動機上，非直接驅動式發動機常裝在大功率發動機上。六、按混合氣點燃方式按混合氣著火的方式區分，可分為點燃式發動機和壓燃式發動機。點燃式發動機也可以稱為火花點火式發動機，裝有電嘴結構（火花塞），是依靠電火花點燃混合氣的內燃機，汽油機都是點燃式發動機。壓燃式發動機是利用壓縮空氣產生的高溫點燃燃料，使之進行燃燒，柴油機是典型的壓燃式發動機；一些煤油機也是壓燃式發動機。航空活塞發動機的分類方式多種多樣，以上分類方式都只僅僅反映了發動機的某一方面，對具體發動機的全稱應綜合其全面特點。例如，裝在國產運五飛機上的活塞五型航空活塞式發動機，其全稱為：九缸、星型、氣冷式、汽化器式、增壓式、非直接驅動活塞發動機。13.2基本原理航空活塞式發動機將熱能轉變為機械能，這個轉變過程是通過熱力循環（奧托循環、狄賽爾循環）實現的。熱力循環具體到活塞發動機則是由活塞運動的幾個行程來完成的?；钊l動機工作過程就是，工質氣體不斷地燃燒，不斷對氣缸內活塞做功，使發動機不斷輸出機械功。這一切都依賴于燃料的可靠燃燒，因此必須確保可靠的點火源。航空活塞發動機將熱能轉變成機械能，是由活塞運動的幾個行程完成一個工作循環來實現的?；钊\動四個行程而完成一個循環的發動機，叫四行程發動機?；钊涍^兩個行程完成一個工作循環的發動機稱為二行程發動機?，F代航空活塞發動機大部分屬于四行程發動機。超輕型飛機特別是低空短航時無人機有些采用二行程活塞發動機。13.2.1基本術語發動機工作時，活塞在氣缸內做往復直線運動，通過連桿連接，使曲軸做旋轉運動。為了描述活塞的運動，機構常用名詞如圖13-9所示。上止點：活塞頂距曲軸旋轉中心最遠處的位置。下止點：活塞頂距曲軸旋轉中心最近處的位置。曲軸轉角：曲臂中心線與氣缸中心線的夾角，用來描述發動機工作時活塞的位置?；钊谐蹋荷现裹c與下止點間的距離。燃燒室容積：活塞在上止點時，活塞頂與氣缸頭之間形成的容積。氣缸總容積：活塞在下止點時，活塞頂與氣缸頭之間形成的容積?？捎脕砻枋霭l動機做功的能力。曲柄半徑：曲軸旋轉中心到曲柄銷距離。氣缸工作容積：上下止點間掃過的容積。內燃機排量：所有氣缸工作容積之和。壓縮比：氣缸總容積與燃燒室容積的比值。完整工作循環：進氣過程-壓縮過程-做功過程-排氣過程。13.2.2四行程發動機工作循環這里以奧托循環的汽油發動機為例介紹?；钊狡桶l動機工作時，活塞不斷重復進氣行程、壓縮行程、膨脹行程和排氣行程，如圖2-26所示。每完成一次能量轉換，活塞就運動了四個行程，發動機便完成一次工作循環，曲軸共轉了兩圈（4×180°=720°）。（a）進氣行程進氣行程的作用是使氣缸內充滿新鮮混合氣。進氣行程開始時，活塞位于上止點，進氣門打開，排氣門關閉。活塞在曲軸的帶動下，由上止點向下止點運動，氣缸容積不斷增大，新鮮混合氣被吸入氣缸，如圖13-10（a）所示。曲軸轉動半圈（180°），活塞到達下止點，進氣門關閉，進氣行程結束。（b）壓縮行程壓縮行程的作用是對氣缸內的新鮮混合氣進行壓縮，為混合氣燃燒后膨脹做功創造條件。壓縮行程開始時，活塞位于下止點，進、排氣門關閉?；钊谇S的帶動下，由下止點向上運動，氣缸容積不斷縮小，混合氣受到壓縮，如圖13-10（b）所示，氣體的溫度和壓力不斷升高。當曲軸旋轉半圈，活塞到達上止點時，壓縮行程結束。在理論上當壓縮行程結束的一瞬間，電火花將混合氣點燃并完全燃燒，放出熱能，氣體壓力和溫度急劇升高。（c）膨脹行程膨脹行程的作用是使燃料的熱能轉換為機械能。膨脹行程開始時，活塞位于上止點，進、排氣活門關閉著。燃燒后的高溫高壓燃氣猛烈膨脹，推動活塞，使活塞從上止點向下止點運動，如圖13-10（c）所示。這樣，燃氣對活塞便做了功。在膨脹行程中，氣缸容積不斷增大，燃氣的壓力、溫度不斷降低，熱能不斷的轉換為機械能。當活塞到達下止點時，曲軸旋轉了半圈，膨脹行程結束，燃氣也變成了廢氣。（d）排氣行程排氣行程的作用是廢氣排出氣缸，以便再次充入新鮮混合氣。排氣行程開始時，活塞位于下止點，排氣門打開，進氣仍關閉著?；钊磺S帶動，由下止點向上止點運動，廢氣被排出氣缸，如圖13-10（d）所示。當曲軸轉了半圈，活塞到達上止點，排氣行程結束，排氣門關閉。13.2.3混合氣的不正常燃燒混合氣的不正常燃燒是指破壞發動機正常工作的一些燃燒現象，如過貧油燃燒、過富油燃燒、早燃和爆震燃燒等。這些不正常燃燒現象的發生，將會引起發動機工作不正常，不但影響發動機的功率和經濟性，嚴重時還可損壞機件，造成事故，危及飛行安全。（一）混合氣的過貧油或過富油燃燒描述混合氣中油和空氣成分的參數主要為余氣系數和油氣比。1.余氣系數1kg燃料完全燃燒所需要的最少空氣量，叫做理論空氣量，用L理表示。燃料的種類不同，理論空氣量的數值也就不同。任何一種燃料的理論空氣量都可由燃燒的化學反應式計算出來。常規大氣條件下，氧在空氣中的質量含量約為23.2%，經計算，航空汽油的理論空氣量為15.1千克空氣/千克汽油，即完全燃燒1kg汽油需要15.1kg空氣配合，航空煤油的理論空氣量為14.7千克空氣/千克煤油。所以近似地講，在常規大氣條件下完全燃燒1kg汽油或煤油所需要的最少空氣量為15kg。發動機內的實際燃燒，混合氣中的空氣量和燃油量都可能變化。實際同1kg燃料混合燃燒的空氣量叫做實際空氣量，用L實表示。實際空氣量不一定等于理論空氣量。余氣系數就是混合氣中實際空氣量與理論空氣量的比值，用α表示，即：如果混合氣中實際空氣量小于理論空氣量，則α＜1?；旌蠚馊紵龝r，由于氧氣不足，燃料富裕，燃料不能實現完全燃燒，這種混合氣叫做富油混合氣。余氣系數比1小得越多，表示混合氣越富油。如果混合氣中實際空氣量大于理論空氣量，則α＞1?；旌蠚馊紵龝r，由于氧氣有剩余，燃料能夠完全燃燒，這種混合氣叫做貧油混合氣。余氣系數比1大得越多，表示混合氣越貧油。如果混合氣中實際空氣量等于理論空氣量，則α＝1?；旌蠚馊紵龝r，燃料能夠完全燃燒，氧氣也沒有剩余?；旌蠚饧炔回氂鸵膊桓挥停@種混合氣叫做理論混合氣?？梢?，余氣系數的大小可以直觀反映混合氣貧油、富油程度，是影響發動機燃燒的重要參數。如果混合氣的余氣系數α>1.1，則為過貧油燃燒；如果混合氣的余氣系數α<0.6，則為過富油燃燒。在發動機的實際使用中，因燃油系統故障，飛行員使用不當，特定的氣象條件等原因，發動機會出現過貧油或過富油燃燒現象。1.過貧油燃燒時的現象和危害發動機功率減小，經濟性變差。混合氣過貧油燃燒時，混合氣放熱量和火焰傳播速度都減小，燃氣的膨脹做功能力被削弱，燃氣膨脹不徹底，熱損失增加。導致發動機功率減小，經濟性變差，嚴重時還可能引起發動機熄火、停車。氣缸頭溫度降低。圖13-11為某活塞發動機氣缸頭溫度隨余氣系數的變化，可知，混合氣余氣系數約等于0.97時，氣缸頭溫度最高，偏離此值氣缸頭溫度都會降低。所以混合氣過貧油燃燒時，氣缸頭溫度降低。發動機振動?；旌蠚膺^貧油時，由于混合不均，不同氣缸、不同工作循環、同一氣缸的不同區域，其貧油程度都不相同，會引起燃氣壓力大小不等，作用在曲軸上的力不均勻，引起發動機振動。排氣管發出短促而尖銳的噪音。由于火焰傳播速度的減小，殘余燃繞持續時間延長，一部分混合氣在排氣過程中尚在燃燒，流過排氣管時便會發出短促而尖銳的聲音。如果在夜間，還可看到在排氣管口冒出的淡紅色（或淡黃色）的火舌，這表示混合氣流出排氣管時還在燃燒。汽化器回火。汽化器式發動機，混合氣過貧油燃燒時，火焰傳播速度減小，少部分混合氣在排氣過程后期，進氣門已打開時，仍在繼續燃燒。此時，新鮮混合氣會被殘余的火焰點燃，如果此時的火焰傳播速度大于進氣管內氣流流速，火焰就會竄入進氣管，沿管路一直燒到汽化器，嚴重時可能造成火災。發生汽化器回火，應立即前推油門桿開大節氣門，使進氣流速增加，將火焰吸入氣缸，消除回火。2.過富油燃燒時的現象和危害混合氣過富油燃燒時，燃料不能完全燃燒，混合氣的放熱量減小、火焰傳播速度減小，導致發動機功率減小，經濟性變差，氣缸頭溫度降低，與過貧油混合氣類似，過富油混合氣也存在混合不均，富油程度不一致。最終使氣缸內燃氣壓力大小不等，也會引起發動機振動。但過富油燃燒與過貧油燃燒比較，過富油燃澆也有其不同的現象。（1）氣缸內部積炭。混合氣過富油燃燒時，汽油中的碳不能燒盡，一部分殘余的碳就會積聚在活塞頂、氣缸壁、電嘴和氣門等處，這種現象叫做積炭。積碳都使發動機功率減小，經濟性變差，嚴重時還會導致發動機故障。活塞頂和氣缸壁上積炭，使導熱性變差，散熱不良，從而造成這些機件局部過熱；電嘴上積炭，還會使電火花能量減弱，甚至使電嘴不能跳火；氣門上積炭，則可能使氣門關閉不嚴，以致漏氣，甚至過熱燒壞氣門。（2）排氣管冒黑煙和“放炮”。過富油混合氣燃燒不完全，廢氣中含有大量未燃或正在燃燒的碳，所以從排氣管排出的廢氣中帶有濃密的黑煙，在夜間還可看到排氣管口排出長而紅的火舌。廢氣中剩余的可燃物質，在排氣管口與外界空氣相遇，發生復燃，產生一種類似放火炮的聲音，這種現象叫做排氣管“放炮”。不同混合比的混合氣燃燒時，排氣管口的火苗形狀見圖13-12所示。飛行中，若減小功率時收油門過猛，此時節氣門迅速關小，空氣量驟然減少，而燃油量因系統慣性使其減小滯后，容易造成暫時的混合氣過富油，而發生排氣管“放炮”現象。所以飛行中，操縱油門要柔和。（二）早燃壓縮過程中，如果在電嘴跳火以前，混合氣的溫度已達到著火溫度，混合氣就會自行燃燒。這種發生在正常點火以前的自燃現象，叫做早燃。早燃的現象、危害與提前點火角過大時類似。早燃發生后，氣體壓力升高過早，壓縮行程消耗的功增大，同時燃氣散熱損失增加，所以發動機功率減小，經濟性變差。對多氣缸發動機，如果某些氣缸發生早燃，因曲拐機構受力不均勻，會引起發動機強烈的振動。若發動機在小轉速時發生早燃，此時曲軸轉動慣性較小，過大的燃氣壓力將會引起曲軸倒轉，損壞機件。因此，必須防止發動機產生早燃。（三）爆震在一定的條件下，氣缸內混合氣的正常燃燒遭到破壞而在未燃混合氣的局部出現具有爆炸性的燃燒現象，叫做爆震燃燒，簡稱爆震。爆震時瞬間的火焰傳播速度、局部燃氣壓力和溫度都遠遠超過正常燃燒時的數值，瞬間火焰傳播速度vp可達2000m/s，局部燃氣壓力可達100～120kgf/cm2，局部燃氣溫度可達3300K以上。1.爆震發生時的現象和后果（1）發動機內發出不規則的金屬敲擊聲，這是由于爆震燃燒產生的爆震波猛烈碰擊氣缸壁和活塞頂發出的聲音，發動機實際工作中該聲音會被正常的工作噪聲所掩蓋。（2）氣缸局部溫度急劇升高，活塞、氣門及電嘴等機件過熱或燒損。（3）排氣總管周期性冒黑煙。這是由于某氣缸爆震產生的局部高溫，使燃燒產物離解，游離出的碳隨廢氣排出形成的。（4）發動機振動，機件易損壞。這是由于爆震產生的局部高壓作用在活塞上，曲拐機構受到強烈沖擊而引起的。發動機功率減小，經濟性變差，轉速下降。由于燃燒產物的離解，燃料不完全燃燒；同時熱損失增加，熱利用率降低，最終引起發動機功率減小，經濟性變差，發動機轉速下降。因此，在發動機使用中爆震危害非常大，是不允許發生的。2.爆震產生的原因

目前關于爆震的理論還不十分成熟，解釋爆震比較完善的理論是“過氧化物”理論，其基本論點是：認為爆震的產生是由于氣缸內部未燃混合氣在火焰前鋒到達以前，局部已經形成了大量的，化學性質活潑的過氧化物的緣故。即未燃區混合氣中的過氧化物生成速度很大，濃度積累到一定的時候，在火焰前鋒未到達之前，未燃區中受到擠壓特別厲害的那部分混合氣，將發生劇烈的化學反應而自行著火，這個自燃火焰的傳播速度極大，局部燃氣的壓力和溫度急劇上升到很高的值，形成爆炸性燃燒。3.燃料的抗爆性活塞發動機工作時是否發生爆震，與所采用的燃料性質有密切關系。發動機使用某種燃料將會發生爆震，而使用另一種燃料就不易發生爆震。這說明燃料本身性質具有抵抗、阻止爆震發生的性能。燃料的這種性能就叫做抗爆性。燃料的抗爆性與混合氣的成分有很大的關系。同一種燃料，混合氣的余氣系數不同，抗爆性也就不同。通常當混合氣余氣系數α=1時，燃料的抗爆性用辛烷值表示，辛烷值越大，抗爆性越好；當混合氣余氣系數α=0.6時，燃料的抗爆性用級數表示，級數越高，抗爆性越強。因此，發動機燃料的抗爆性，應同時滿足余氣系數不同時的抗爆性要求，既要有足夠的辛烷值，又要具備一定的級數。（1）辛烷值的意義及測定。燃料當中，有一種抗爆性很強的燃料，叫異辛烷（C8H18），將它的辛烷值規定為100；還有一種抗爆性很弱的燃料，叫正庚烷（C7H16），將它的辛烷值規定為0。將這兩種燃料按不同的容積比例混合，就可得到各種不同辛烷值的燃料，這些燃料就具有不同的抗爆性。例如，將70%容積的異辛烷和30%容積的正庚烷混合，得到的混合燃料的辛烷數是70等。因此，辛烷數就是混合燃料中異辛烷所占容積的百分數。然而，活塞式發動機所使用的燃料是汽油，并不是直接使用上述的混合燃料。那么汽油的辛烷值該如何確定呢？汽油的辛烷值是由試驗比較法確定的。試驗時，將被測定的汽油和上述按某種比例混合燃料的余氣系數調整到1，如果它們都使同一臺發動機在相同的壓縮比下發生爆震，就說明兩種燃料的抗震性相同。那么，混合燃料的辛烷數就定為被測定汽油的辛烷值。（2）級數的意義及測定。辛烷值表示的是α=1時燃料的抗爆性，也就是代表發動機的混合氣在貧油時的抗爆性。而發動機大功率時常采用富油混合氣，富油時燃料的抗爆性是用級數來表示的。在確定汽油級數時，將被測汽油和純異辛烷分別作為同一臺增壓發動機的燃料，將兩種燃料混合氣的余氣系數都調整到α=0.6，增大進氣壓力直到發動機剛發生爆震時，記下氣缸的平均指示壓力（爆震開始時氣缸的平均壓力）。若發動機用純異辛烷工作，記得的平均指示壓力為20kgf/cm2；若發動機用被測汽油工作時，平均指示壓力為26kgf/cm2，那么該汽油的級數為：可見，汽油的級數就是在不發生爆震的情況下，發動機使用該汽油所能得到的最大平均指示壓力與使用異辛烷工作時所能得到的最大平均指示壓力的百分比。汽油的辛烷值和級數同時表示汽油的抗爆性時，用分子表示其辛烷值，分母表示其級數。例如，辛烷值為95，級數為130的汽油表示為：RH-95/130。通常汽油的辛烷值在95以上，才標明其級數。RH-70汽油是沒有加抗爆劑的純汽油。辛烷值大于70才加入了抗爆鉛水。4.發動機工作狀況對爆震的影響發動機工作狀況方面的因素，是指與發動機工作有關的進氣壓力、進氣溫度、氣缸頭溫度、發動機轉速和提前點火角等。這些因素的變化，都會改變混合氣中過氧化物活性中心濃度的大小，因而與爆震有直接的關系。以下做具體分析：（1）進氣壓力和溫度的影響。進氣壓力和溫度過高，混合氣被壓縮后的壓力和溫度也就過高，燃燒較晚的那部分混合氣產生的過氧化物也會增得更多，容易發生爆震。（2）氣缸頭溫度的影響。氣缸頭溫度過高，氣缸中混合氣受熱程度大，溫度升高得就多些，產生的過氧化物濃度也增大，容易爆震。必須保持氣缸的良好散熱性，以防止發動機溫度過高。（3）發動機轉速的影響。在一定的進氣壓力下，發動機轉速增大，氣缸內湍流強度增強，火焰傳播速度增大，燃燒時間縮短，燃燒較晚的那部分混合氣的過氧化物還來不及增加到一定的值，便已完全燃燒，發動機則不容易發生爆震。相反，在同一條件下，減小發動機轉速，則比較容易發生爆震。（4）提前點火角。提前點火角過大，混合氣邊壓縮、邊燃燒，混合氣壓力和溫度升高得快，過氧化物生成積累得多，發動機容易發生爆震。5.防止爆震的方法（1）按規定使用燃料，切忌使用辛烷值和級數低于規定值的燃料，向油箱加油時必須檢查所加油料是否符合規定。（2）操縱使用發動機時，不可使進氣溫度過高；同時應按規定使用進氣壓力，使用最大進氣壓力的連續工作時間不得超過規定時間。（3）發動機在小轉速工作時，不應使用大的進氣壓力，以免燃氣壓力溫度過高引發爆震。（4）發動機溫度不能過高，不能超過規定值，發動機在大功率狀態工作時間不能太長，以免造成發動機過熱。（5）避免發動機積炭。機件積炭，造成氣缸散熱不良，容易使混合氣局部過熱；積炭過多時，使燃燒室容積變小，壓縮比變大，壓力溫度增高，都易引起爆震。防止積炭，應使混合氣不要過富油。如果發動機在工作時間一旦發生爆震，可采取以下措施：（1）把變距桿前推，減輕螺旋槳負荷，加大發動機轉速。（2）后拉油門桿，減小進氣壓力。（3）加強發動機的散熱，這樣可以減弱或消除爆震。13.3航空活塞發動機構造13.3.1構造和機件本節以目前應用較多的點燃式航空活塞發動機為例介紹活塞發動機的具體構造。航空活塞發動機的主要機件包括氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、機匣等，如圖13-13所示。氣缸是混合氣進行燃燒，對活塞做功使之往復運動，并將燃燒后的熱能轉變為機械能的地方。氣缸承受燃氣高溫、高壓作用，必須要有足夠的強度及良好的散熱性能，此外還要求氣缸的重量要輕，為了滿足這些要求，氣缸一般都由氣缸頭和氣缸身兩部分組成，如圖13-14所示。圖13-14氣缸氣缸身由合金鋼制成，以確保其結構強度。氣缸頭則由導熱性較好且重量較輕的鋁合金制成。氣缸頭上裝有進氣門、排氣門和電嘴等部件。為加強散熱，氣冷式發動機的氣缸頭和氣缸身都裝有許多散熱片。此外，為減輕活塞高速往復運動而產生的摩擦和磨損，氣缸身內表面經過了仔細研磨拋光處理。航空活塞發動機都是多氣缸發動機，氣缸的數目隨發動機的類型及功率大小不同而不同。活塞在氣缸內做往復直線運動，實現了氣體能量與曲軸機械功之間的相互轉換。活塞常用導熱性較好且重量較輕的鋁合金制成?；钊麅炔渴强招慕Y構，裝有與連桿連接固定用的活塞銷。活塞與氣缸蓋、氣缸壁共同組成燃燒室?；钊獠恐車袔椎缊A周槽，糟內裝有特種耐磨生鐵制成的彈性漲圈，漲圈與氣缸拋光內表面緊密貼合，用來防止燃氣漏入機匣和滑油漏進氣缸，起到密封和潤滑的作用，如圖13-15所示。連桿用來連接活塞與曲軸，并傳遞機械功（圖13-16）。連桿是主要的受力件，由高強度合金鋼制成。對于多氣缸的星型航空活塞發動機而言，它的連桿是由一個主連桿和多個副連桿組成的連桿組。曲軸通過連桿將活塞的直線往復運動轉變為曲軸旋轉運動，用來帶動螺旋槳和其他附件。曲軸也是主要的受力件，由高強度合金鋼制成；曲軸支承在機匣內，其組成形式如圖13-16所示。曲軸上的配重（平衡塊）用來平衡曲軸轉動的慣性離心力，以減輕發動機工作時的振動，同時儲備能量，以利于發動機的平穩工作?；钊?、連桿和曲軸連接在一起，稱為曲拐機構，見圖13-17。曲拐機構的作用就是將活塞的直線往復運動轉變為曲軸旋轉運動。氣門機構的作用是控制進、排氣門的開啟和關閉，并保證適時地將混合氣送入氣缸和將氣缸內的廢氣排出。典型的氣門機構如圖13-18所示，由傳動齒輪、凸輪盤、推筒、推桿、搖臂、氣門及氣門彈簧組成。發動機工作時曲軸轉動，經傳動齒輪帶動凸輪盤轉動，當凸輪盤上的凸起部分上頂推筒時，推桿上移，經搖臂壓縮氣門彈簧，使氣門打開；凸起部分轉過后，在氣門彈簧作用下，氣門關閉。發動機的每一個氣缸上都有一個進氣門和排氣門，它們的開啟和關閉都由氣門機構來控制。由于氣門處在氣缸頭高溫區，故由特種耐熱鋼制成。為了便于形成進氣渦流，進氣門頭部常特制成凹形；為了加強排氣門的散熱，排氣門制成空心的，內部充填金屬鈉，所以排氣門桿較粗，頭部常呈凸形。機匣是發動機的殼體，用來安裝氣缸及有關附件、支承曲軸和傳遞螺旋槳拉力，并將發動機上所有的機件連接起來，構成一個整體。機匣常用高強度的鋁合金或鋁鎂合金制成。一、增壓器的作用發動機所產生的功率與其所吸入的空氣量有十分密切的關系，但吸入的空氣量是由氣缸的大小和數目決定的，是一個固定的數值。曲軸的轉速由油門開啟的大小位置而定，但空氣的密度隨著飛行高度的增加而減小。所以，發動機功率的輸出，是與空氣密度成正比的。表13-2說明了發動機功率隨高度或空氣改變的情形。表13-2活塞式航空發動機的功率隨飛行高度的改變高度/m大氣壓/atm密度/%功率/%01.0010010012000.868888.024000.7478.576.630000.6973.371.236000.6469.366.042000.5965.561.448000.5561.757.255000.5158.152.961000.4754.548.867000.4451.545.073000.4148.541.380000.3845.838.085000.3543.534.9從表中可以看出，發動機隨著飛行高度的增大，發動機的功率降低，產生單位功率所消耗的燃料也增大，因為由軸承及活塞等之間的摩擦所消耗的動力是固定不變的。因此，發動機的效率就會降低，導致發動機的高空性能變差。汽化器中雖然有高度調整的裝置，但它的功用只能維持混合氣中汽油及空氣的比值不變，并不能補救高空動力的降低。二、增壓器的分類活塞式發動機上的增壓器按照傳動裝置的布置分為內（傳動）增壓器和外（傳動）增壓器兩種，相應的增壓分為內增壓、外增壓和混合增壓三種方式。（一）內增壓器內增壓器由進氣通道、離心式葉輪、擴散器和分氣室等部分組成，如圖13-20所示。發動機工作時，曲軸通過傳動裝置帶動增壓葉輪高速旋轉，混合氣流過葉輪時，高速旋轉的葉輪對氣體作功，壓縮混合氣，提高混合氣的壓力，當混合氣流過擴散器時，由于擴散的通道是擴張形的，使混合氣減速增壓，然后通過分氣室，進入各氣缸。（二）外增壓器外增壓器通常采用廢氣渦輪增壓器。主要結構為：離心式葉輪、廢氣渦輪、廢氣門和控制系統（見圖13-21）。廢氣渦輪是一個向心式的葉輪，或是由導向器和工作葉輪組成的軸流式渦輪。發動機工作時，從各個氣缸排出的高溫廢氣，通過廢氣渦輪時膨脹做功，帶動外增壓器葉輪，壓縮吸進的空氣。實際使用中，為了保證加壓后的空氣溫度升高導致密度下降，在增壓空氣進入活塞發動機前通常會增加一個散熱器（中冷器），如圖13-22所示。廢氣渦輪輸出功率的大小，可以通過改變廢氣門的開度來控制。廢氣門位于廢氣收集器上，其作用是控制進入廢氣渦輪的廢氣流量，調整或保持廢氣渦輪和增壓葉輪的轉速。當廢氣門全開，所有的廢氣都不通過廢氣渦輪，而通過尾噴管直接排入大氣；當廢氣門全關，所有的廢氣先通過廢氣渦輪，然后再經過尾噴管排入大氣；當廢氣門部分打開，則相應數量的廢氣通過廢氣渦輪，另外的廢氣進入尾噴管。（三）混合增壓式發動機有些大功率活塞式發動機采用兩級增壓。廢氣渦輪增壓器作為第一級，內增壓器為第二級。發動機工作時，空氣從進氣口經過濾后，首先進入廢氣渦輪增壓器，經第一次壓縮后，通過中間冷卻器降低溫度，再進入內增壓器經第二次壓縮，最后通過進氣管流入各氣缸，如圖13-23所示。兩級增壓器增壓能力強，在增加空氣壓力的同時，空氣溫度也隨之升高，從而提高進氣溫度，這樣會降低進氣密度使填充量減小，而且進氣溫度高還會引起不正常的燃燒，如爆震等現象，故在內、外增壓器之間安裝有中間冷卻器。利用中間冷卻器降低增壓后的空氣溫度，將進氣溫度降至保持正常燃燒的要求。中間冷卻器使用的冷卻介質通常為外界的空氣。13.4航空活塞式發動機性能航空活塞發動機的性能參數、發動機參數及飛行條件對發動機性能的影響、以及發動機常見的工作狀態和應用，是飛行員正確使用發動機，發揮其性能的基礎。13.4.1主要性能指標（一）發動機功率（1）指示功率發動機實際循環的指示功等于循環的膨脹功與壓縮功之差，用符號Wi表示。指示功率就是發動機在單位時間內完成的指示功，用符號P表示。設發動機的汽缸數為i，發動機的曲軸轉速為n（r/min）。那么，一個汽缸每一秒鐘的循環數應該是。指示功率是一個汽缸在一次循環中對活塞所做的功，故指示功與汽缸數和每秒鐘循環數的乘積就是指示功率。其表達式如下：發動機的指示功率所包含的能量，是一種機械形式的能量，已經不是熱量形式的能量的。由于燃料燃燒的不完全、燃燒產物的分解、汽缸壁的散熱及廢氣帶走的熱量等，造成了熱量損失，使得燃料所包含的熱能沒有被全部利用。因此，發動機的指示功率所包含的機械能量，只占燃料總熱量的一部分。指示功率的大小決定于指示功、汽缸數和發動機轉速。對所使用的發動機來說，汽缸數不變，可以不考慮，指示功率只決定于指示功和轉速。影響指示功率的因素有：混合氣的余氣系數、進氣壓力、進氣溫度、提前點火角和發動機轉速。（2）阻力功率發動機所得到的指示功率，并不是全部用來帶動螺旋槳的，其中有一部分是用來克服機件之間的摩擦、帶動發動機附件以及供給發動機進、排氣所需要的動力。這幾部分消耗的功率之和稱為阻力功率。阻力功率約占指示功率的10%~15%。阻力功率的分配情況大致如下（假設阻力功率為100%）：活塞與汽缸壁的摩擦損失功率45%~65%減速器內部摩擦損失功率10%~15%連桿、曲軸、曲軸軸承之間的摩擦損失功率5%~10%氣門機構摩擦損失功率5%~10%帶動附件消耗功率5%~10%進、排氣損失功率10%~15%顯而易見，阻力功率越大，用于帶動螺旋槳的功率就越小，發動機獲得的有效功率就越小。因此，應盡可能將阻力功率減小到最小程度，這就要從影響阻力功率的因素著手。影響阻力功率的因素有：發動機轉速、滑油溫度、進氣壓力、大氣壓力和溫度、壓縮比。（3）有效功率活塞發動機扣除本身機械摩擦損失和帶動其他輔機的外部損耗后向外有效輸出的功率，稱為有效功率（effectivepower）。對于航空發動機來說，用來帶動螺旋槳的功率叫做有效功率，用Ne表示，單位為瓦特，最大功率一般用千瓦或馬力（1hp=75kgf·m/s=735W）來表示。通常所說的發動機功率，在沒有特別說明的情況下，指的都是發動機的有效功率。對吸氣式發動機，其有效功率等于指示功率與阻力功率之差。對增壓式發動機，其有效功率等于指示功率減去阻力功率和增壓器功率。由于發動機安裝了增壓器，雖然多消耗一部分功率，但增壓器提高了進氣壓力，增大了指示功率，指示功率的增加量比帶動增壓器消耗的功率大得多。因此，帶增壓器的發動機的有效功率比吸氣式發動機的大?；钊l動機工作時，各氣缸內燃料燃燒釋放出的能量，經燃氣膨脹并由曲拐機構轉換成機械功，在克服摩擦等損失后，最后由曲軸輸出機械功。曲軸除帶動螺旋槳外還需要驅動發動機的一些附件，如減速器，增壓器、燃油泵、滑油泵、發電機、磁電機等，也要消耗部分功率，所以，最終影響發動機有效功率的因素較為復雜，對使用中的發動機其中主要有：發動機轉速、進氣壓力和進氣溫度、大氣條件、混合氣余氣系數、滑油溫度、飛行速度等。實驗表明，當α=0.85左右時，有效功率最大。α大于或小于0.85，有效功率都會減少。（二）燃油消耗率活塞發動機在1h內產生1hp的有效功率，所消耗的航空燃油質量，稱之為燃油消耗率（specificfuelconsumption），用sfc表示，單位為kg/hp·h，即：式中----發動機每小時燃油消耗量（kg/h）；----發動機有效功率。例如：甲發動機sfc為0.33kg/hp·h，乙發動機sfc為0.26hp·h。因此，乙發動機的經濟性比甲發動機好。燃油消耗率不僅考慮到每小時燃油消耗量的大小，而且還考慮到了發動機功率的大小。它是衡量發動機經濟性的又一重要指標。影響發動機燃油消耗率sfc的因素主要有：混合氣的余氣系數和機械損失。1.混合氣的余氣系數當混合氣的余氣系數等于最佳經濟余氣系數值α=1.05～1.10時，燃油消耗率最低，同時排氣溫度最高；當余氣系數偏離此范圍時，燃油消耗率將增加。2.機械損失發動機的機械損失主要是指：摩擦損失和帶動附件所消耗的功率。機械損失越小，發動機工作效率越高，燃料熱利用率也越高，燃油消耗率降低。燃油消耗率是描述航空活塞發動機經濟性的主要參數之一。目前航空活塞發動機的燃油消耗率已經很低，一般來說吸氣式發動機sfc般在0.21～0.23kg/hp·h；增壓式發動機sfc一般在0.26～0.32kg/hp·h。（三）發動機的加速性航空活塞發動機的加速性是指快推油門桿時轉速上升的快慢程度。通常在地面當螺旋槳在最小距時，快推油門以發動機從慢車轉速加速到最大轉速所需的時間t作為衡量加速性的標準。所需的時間越短，發動機的加速性越好，可以在短時間內增大功率，有助于改善飛機的起飛、復飛及爬升性能。影響加速性的主要因素有：1.燃油量增加的快慢加速時燃油量增加越快，將使發動機有效功率上升越快，加速時間越短，加速性越好。實際發動機加速時，在確保發動機正常工作的前提下，燃油系統給定了燃油量增加的速率。有的發動機還設置了輔助的注油裝置，可進一步提高加速性。2.大氣壓力和大氣溫度大氣壓力增加或大氣溫度降低都將使空氣密度增高，使進氣充填量增加，發動機有效功率增加；同時空氣密度升高，螺旋槳的負載功率也增大。但總的是剩余功率變大，發動機加速性變好。反之，大氣壓力降低或氣溫升高，加速性變差。所以，在高原機場或高溫機場，發動機加速性變差。3.發動機轉子的轉動慣量發動機轉子的轉動慣量越小，加速時間越短，加速性將越好。所以，減輕發動機重量不僅可以降低飛機的運行成本，還可以改善發動機的加速性。4.氣缸頭溫度氣缸頭溫度過低，燃油蒸發不良，將使火焰傳播速度減小，發動機有效功率降低，加速性變差。當α=0.97時，發動機氣缸頭溫度最高。此外，進氣裝置進氣濾工作時，大氣濕度增加時也會使發動機加速性變差；對變距螺旋槳的飛機，在實際飛行使用中，螺旋槳的槳葉角也會影響加速性：當變距桿不在最前即最小距位置，螺旋槳的負載功率較大，發動機加速時，剩余功率??；同時，發動機不可能達到最大轉速，發動機加速性變差。所以，飛機起飛、復飛時，為了確保加速性和發動機功率，變距桿必須放在最前位。（四）發動機效率航空活塞發動機的工作時，燃料燃燒釋放出的熱能中只有一部分轉換成有效的機械功用來帶動螺旋槳以產生推進功率，其余大部分能量隨廢氣排入大氣和用于克服機械損失。發動機的有效效率定義為：在發動機的一次熱力循環中，有效功的熱當量與燃料的理論放燃量的比值，用ηe表示，即：式中Le為一次熱力循環中，帶動螺旋槳的有效功；Qe為一次熱力循環中，燃料的理論放熱量。發動機的有效效率描述了燃料熱能的有效利用程度，評定了由熱能轉換成驅動螺旋槳的有效功能量轉換過程中，能量損失的大小，是衡量發動機經濟性的重要參數之一。目前，吸氣式發動機ηe一般在0.20～0.32；增壓式發動機ηe般在0.16～0.28。（五）其他性能指標活塞式發動機的主要要求是重量輕、功率大、尺寸小和油耗低等，因此除了功率和經濟性之外，還有一些常用的性能指標如下：功重比：指有效功率與重量的比值。功重比越大，越有利于改善飛機的飛行性能。先進的活塞式發動機的功重比可達1.85kW/daN。排量：指各缸工作容積的總和，即活塞從上止點到下止點所掃過的氣體容積乘以氣缸數。理論上來說，排氣量越大發動機的輸出功率就越大。升功率：發動機每升排量所發出的功率，單位是kW/L。升功率是衡量活塞式發動機技術水平的一個重要指標，一般為22～29kW/L，個別達到59kW/L。以上參數均為衡量活塞式發動機性能的參數，現將典型活塞式航空發動機的性能參數列表示出（表13-3）。表13-3部分航空活塞式發動機數據發動機型號年份布局冷卻氣缸數排量L功率kW質量kg功重比kW/daN萊特1903年直列液冷43.288.9581.270.112安贊尼1910年星形氣冷33.1122.3754.940.415納皮爾“佩刀”1940年V形液冷1236.711640.5411351.474艾利遜V-17101941年V形液冷1228.02932.13724.31.313普·惠R-43601945年星形氣冷2871.452237.11634.41.396大陸O-2001959年水平對缸氣冷43.2974.5785.350.891萊康明O-5401959年水平對缸氣冷68.8886.4379.781.105萊康明XR-775520世紀40年代星形液冷36127.082982.82746.71.108萊康明IO-540K20世紀60年代水平對缸氣冷68.88223.71201.121.12913.4.2航空活塞發動機的特性活塞發動機的有效功率和燃油消耗率是實際使用中最受關注的兩個性能指標。航空活塞式發動機的有效功率和燃油消耗率隨發動機轉速、進氣壓力或飛行高度的變化規律，稱為發動機特性，依據這些規律繪制的圖形稱為特性曲線。航空活塞式發動機的特性主要有：負荷特性、螺旋槳特性、高度特性和增壓特性等。（一）負荷特性1.吸氣式活塞發動機負荷特性吸氣式活塞發動機的負荷特性是在節氣門全開時，其有效功率和燃油消耗率隨發動機轉速的變化規律。負荷特性是通過試驗獲得的，通過試驗得到的吸氣式發動機的負荷特性如圖13-24所示。當活塞發動機轉速由逐步增大時，有效功率先是單調增大，到達頂點后，隨著轉速的增大而減小。燃油消耗率隨轉速的增大一直是單調增大的。2.增壓式活塞發動機負荷特性增壓式活塞發動機的負荷特性是在進氣壓力保持為最大時，其有效功率和燃油消耗率隨發動機轉速的變化規律。增壓式活塞發動機的負荷特性在地面試驗時，模擬空中的飛行條件進行試驗得到的，如圖13-25所示。增壓式活塞發動機的有效功率和燃油消耗率隨轉速的變化規律與吸氣式發動機的類似，區別在于：增壓式發動機的有效功率隨轉速的增大而增大的程度比吸氣式發動機的平緩；燃油消耗率隨轉速的增大而增大的程度比吸氣式發動機的急劇。（二）螺旋槳特性航空活塞發動機的螺旋槳特性是指發動機帶動定距螺旋槳工作時（如果安裝變距螺旋槳時，槳葉角應保持不變），其有效功率和燃油消耗率隨發動機轉速的變化規律，也稱油門特性。1.吸氣式活塞發動機的螺旋槳特性吸氣式發動機的螺旋槳特性通過試驗得到，如圖13-26所示。有效功率隨轉速的增大而增大，燃油消耗率隨轉速的增大，先是減小，而后增大。2.增壓式活塞發動機的螺旋槳特性增壓式活塞發動機的螺旋槳特性與吸氣式發動機的螺旋槳特性基本相同，轉速增大時，有效功率與轉速的立方成正比地增大，燃油消耗率隨著轉速的增大，也是首先減小，然后再增大。如圖13-27所示。活塞發動機在巡航狀態工作時經濟性最好。對于裝有變距螺旋槳的發動機，為了發出同樣大小的有效功率，可以用不同的工作狀態來工作，其中只有一個工作狀態發動機的經濟性最好，這個工作狀態叫做有利工作狀態。（三）高度特性活塞發動機的高度特性是在轉速保持不變的情況下，其有效功率和燃油消耗率隨飛行高度的變化規律。1.吸氣式活塞發動機的高度特性吸氣式活塞發動機的高度特性，是在節氣門全開，混合氣的余氣系數保持不變，提前點火角保持在最有利數值的條件下獲得的。（1）裝變距螺旋槳的吸氣式發動機的高度特性裝有變距螺旋槳的吸氣式發動機，當高度變化時可利用螺旋槳變距來保持轉速不變，其高度特性如圖13-28所示。高度升高時有效功率不斷減小，燃油消耗率則不斷增大。（2）裝定距螺旋槳的吸氣式發動機的高度特性裝有定距螺旋槳的吸氣式發動機的高度升高時，由于槳葉角不能改變，轉速會減小，發動機有效功率與轉速不變時相比，降低得更快。圖13-29上實線為帶定距螺旋槳的吸氣式發動機的有效功率和燃油消耗率隨高度變化的情形。圖中虛線是在轉速保持不變的條件下的高度特性曲線。吸氣式活塞發動機在高度升高時，不僅有效功率迅速減小，而且經濟性也變差。因此這種發動機不適用于高空飛行。2.增壓式發動機的高度特性（1）單速傳動增壓式發動機的高度特性內（傳動）增壓器的離心葉輪轉速高達數萬轉/每分，在曲軸和離心葉輪間必須有一套齒輪傳動機構。傳動機構按傳動比分為單速傳動和雙速傳動。用于較低飛行高度的發動機大多采用單速傳動，用于高空飛行的發動機則采用雙速傳動，在低空工作時用低速擋工作，以減少不必要的功率消耗，當飛機超過某一高度后增壓器自動轉入高速擋工作。單速傳動增壓式發動機的高度特性曲線如圖13-30所示。在額定高度以下，隨著高度的升高，有效功率一直增大，燃油消耗率則不斷減小；在額定高度以上，隨著高度的升高，有效功率一直減小，燃油消耗率則不斷增大。圖上還繪出了進氣壓力P進氣與進氣溫度T進氣隨高度變化的曲線。（2）裝有廢氣渦輪增壓式發動機的高度特性帶廢氣渦輪的增壓式發動機，從地面到額定高度范圍，通過逐漸開大節氣門來保持進氣壓力不變。超過額定高度以后，廢氣渦輪增壓器的轉速保持不變，進氣壓力即隨高度的升高而減小。如圖13-31所示。廢氣渦輪增壓式發動機的主要優點，體現在它的額定高度較高。目前，同時采用廢氣渦輪增壓器的發動機，額定高度可達10000～14000m。而采用二速傳動式增壓器的發動機，其額定高度也不超過6000～7000m。但是廢氣渦輪增壓式發動機的構造復雜，重量較大。因此在飛行高度不高的飛機上，不宜采用。只有在飛高空的飛機上，為了在較高的高度上仍能獲得大的有效功率，才適于使用這種發動機。（3）飛行速度對高度特性的影響飛機飛行時，相對氣流以與飛行速度相等的速度流過飛機，對于飛機而言，相對氣流具有很大的動能，這部分動能可用來提高空氣的壓力，以增大發動機的功率。空氣流入進氣口以后，在通道內速度降低，壓力提高。這種利用速度降低提高的壓力稱為沖壓。飛行速度越大，所能獲得的沖壓也越大。對于吸氣式發動機，由于飛行時有了沖壓，充填量增大，引起發動機的指示功率增大，而阻力功率基本沒有改變，故與不計入沖壓相比有效功率增大，同時機械效率提高，燃油消耗率減小。圖13-32上虛線和實線分別表示計入沖壓和不計沖壓時吸氣式發動機的高度特性。對于增壓式發動機，由于有了沖壓，增壓葉輪進口處空氣的壓力提高了。為了使進氣壓力不超過額定值，就要相應地關小節氣門。在沒有計入沖壓時所計算出的額定高度，節氣門就不能全開，而要到更高一些的某一高度，節氣門才能完全打開。也就是說有沖壓時，發動機的額定高度將會提高。飛行速度越大，額定高度提高得越多。（四）增壓特性增壓式活塞發動機在保持轉速不變的條件下，有效功率和燃油消耗率隨進氣壓力變化的規律，稱為增壓發動機的增壓特性，如圖13-33：當轉速保持不變時，有效功率隨著有進氣壓力的增大而一直增大，燃油消耗率則隨著進氣壓力的增大先是減小，而后增大。13.5航空活塞式發動機工作系統13.5.1燃油系統一、主要功能活塞發動機燃油系統（fuelsystem）的功用是儲存燃油，不斷供給發動機適當數量的燃油，并將燃油霧化，同空氣均勻混合形成可燃混合氣，滿足發動機在各種工作狀態下的需要。發動機燃油系統必須在地面和空中運行的所有條件下向發動機的燃油計量裝置供給燃油。以汽油發動機為例，其燃油系統必須完成下述三項任務：提供適量的汽油；將汽油霧化、汽化與空氣混合；根據發動機不同工作狀態的需要，調整最適當的混合氣。二、結構組成活塞發動機燃油系統的型式有汽化器式和直接噴射式兩種。它們的組成基本相似，主要組成部件有：油箱、燃油濾、燃油選擇開關、燃油泵、燃油計量裝置、系統顯示儀表等。直接噴射式燃油系統還包括燃油流量分配器和噴油嘴。飛行器通常會有多個油箱存儲所需燃油，油箱的位置取決于飛機的總體結構設計和燃油系統設計。每個油箱中，都有一條油管通向選擇閥，該閥門可在駕駛艙進行控制，供飛行員操作切換所使用的油箱。當燃油選擇開關選擇好供油油箱后，主燃油泵將燃油從油箱中抽出并加壓，經過主油濾的過濾送到燃油調節器，燃油調節器再根據外界條件（如飛行狀態和外界大氣溫度、壓力等）和發動機的工作狀態（如發動機的轉速、油門桿和混合比桿的位置）計量出合適的燃油量。對于汽化器式燃油系統，汽化器的功能是根據外界條件和發動機的工作狀態計量燃油，并將計量后的燃油噴入進氣道中，使燃油與空氣形成混合比適當的混合氣，然后進入氣缸。汽化器式燃油系統優點是結構比較簡單，價格便宜，使用中不易出現氣塞，熱發動機啟動性能較好；缺點是燃油分配不太好，混合比不能精確控制，容易出現汽化器結冰現象。對于直接噴射式燃油系統（如圖13-34所示），計量后燃油由燃油流量分配器平均分配后送到噴油嘴并噴到氣缸進氣門處，進氣門打開后隨新鮮空氣一起進入氣缸（有的發動機直接噴入氣缸）。直接噴射式燃油調節器的優點是：進氣系統中結冰可能性小，各氣缸的燃油分配比較均勻；有較精確的油氣比控制，因而發動機的燃油經濟性好；便于寒冷天氣啟動；油門響應快，特別是改善了加速性能。其缺點也很顯著：熱發動機啟動比較困難，在炎熱天氣地面運轉時容易形成氣塞，可采用電動增壓泵來解決。燃油噴射器組件包括：氣流部分、監控部分和燃油計量部分。一些燃油噴射器配備有自動混合控制單元。燃油/空氣控制組件的功能是控制發動機進氣口并設定計量燃油壓力以獲得適當的燃油/空氣比?？諝夤澚鏖y安裝在歧管入口處，其蝶閥由飛機中的節流控制器定位，控制進入發動機的空氣流量。燃油流量表能夠為發動機正常工作和測定飛行中消耗的燃油量提供有用的指示。典型系統的燃油流量以每小時加侖、磅或千克為單位顯示。由電感測燃油流量傳感器測量，通過電子裝置向指示器發送與燃油流量成正比的信號。燃油溫度表和壓力表是低壓燃油供油溫度和壓力傳至相應的指示器，顯示低壓系統是否正提供足夠的燃油且沒有氣穴（低壓氣泡形成并破裂的現象），溫度是否適合正常。燃油溫度和壓力指示器與滑油溫度和壓力指示器相似。在某些發動機上在低壓燃油濾中裝有燃油壓差開關，用于感測油濾元件前后壓差，當油濾部分堵塞，開關接通警告燈報警，指示可能發生缺油。13.5.2點火和啟動系統一、點火系統的組成和工作汽油活塞發動機都是利用高壓電產生電火花來點燃混合氣?；钊桨l動機點火系統的基本要求：所有點火系統必須以正確的點火順序在發動機的每個氣缸中的每個火花塞的電極上提供高壓火花。在活塞的上止點位置之前的特定方位，比如通過曲軸旋轉位置測量，觸發氣缸中的火花。火花塞旋入到氣缸蓋中，其電極暴露在發動機氣缸的燃燒區域。在所有工作條件下，系統輸出的電壓必須足以使火花塞電極中的間隙電弧化。點火系統是發動機的重要系統，它工作的好壞，直接影響啟動性能、發動機功率、經濟性以及工作的可靠性。在實際工作中，點火系統發生的問題也比較多，統計表明，在活塞式發動機的故障中有2/3與點火系統有關。點火系統主要附件：磁電機及磁電機開關、電嘴和高壓導線。現代航空活塞發動機通常裝備兩個磁電機，且兩個磁電機相互獨立工作，互不影響如圖3-3所示。點火系統可分為兩類：磁點火系統或用于活塞發動機的電子全權數字發動機控制（FADEC）系統。點火系統也可以細分為單磁或雙磁點火系統。單磁勵點火系統通常由一個磁電機和必要的接線組成，與同一發動機上的另一個單磁電機一起使用。雙磁體通常使用一個旋轉磁體，將兩個完整的磁體饋送到一個磁體殼體中。一些古董飛機使用電池點火系統。在該系統中，能量源是電池或發電機，而不是磁電機。該系統類似于當時大多數汽車中使用的系統。二、啟動系統的組成和工作啟動系統的功用是在發動機啟動時，將曲軸轉動起來，使發動機從靜止狀態轉入正常工作。為了能夠使發動機正常啟動，需要滿足下列條件：一是啟動時因為轉速小，發動機主燃油泵不能正常供油，需要預先向氣缸注油（如使用電動增壓泵）；二是啟動機帶動曲軸旋轉時轉速一般不低于40~60r/min（啟動轉速）；三是電嘴應能適時地產生強烈電火花點燃氣缸中的油氣混合氣。航空活塞式發動機的啟動方式通常采用直接啟動式電動啟動機和間接式電動慣性啟動機，目前廣泛使用的是直接啟動式電啟動機。啟動電源可使用機載蓄電池，也可使用地面電源。通常情況下，使用機載蓄電池提供電源來啟動發動機，當多次未能成功啟動發動機、機載蓄電池電壓偏低或飛機未裝蓄電池的情況下，應使用地面電源來啟動發動機。IO-360-L2A發動機使用直接啟動式電啟動機（圖13-36），由啟動機直接帶動發動機曲軸轉動而啟動。13.5.3潤滑系統一、潤滑系統的作用潤滑系統（lubricationsystem）的功能是不斷地將滑油送到各機件的摩擦面進行潤滑，以減小摩擦阻力，減輕機件的磨損。滑油是在滑油泵的作用下，在潤滑系統內部循環流動的，如圖3-7所示。潤滑系統的作用：（1）保證發動機的潤滑。潤滑有兩個方面的含義，一方面是減少由于機件直接接觸而形成的磨損，從而延長機件的壽命；另一方面是把干面摩擦變成液面摩擦，減少因摩擦而引起的能量損失，從而可使機械效率提高。（2）冷卻。任何一種摩擦都會發出熱量，若不把這份熱量散出去，便會使機件有過熱的危險?；屯ㄟ^機件表面時除了潤滑零件外，它還起帶走熱量的作用。單位時間內流過的滑油量越多，冷卻的作用越好。實際上發動機滑油本身所需要的滑油量很少，為了冷卻，還須供應足夠的滑油，使它循環不斷地流過機件表面。（3）密封。使活塞在運動時不致漏氣，以免工作時因混合氣和燃氣進入機匣，使發動機功率下降和滑油變質。（4）保持機件清潔。當發動機工作時，由于燃燒不完全而產生的炭粒、油煙、磨損的金屬屑以及機械雜質和灰塵等有害物質都能進入滑油中去，這些物質過多，會影響潤滑。因此，滑油應該具有不使這些雜質沉積在金屬表面而浮游在滑油中的性質，并借本身的流動把它帶走并過濾后除去，這樣也就相當于清潔機件的作用。（5）保護金屬不受腐蝕。由于發動機不可避免地要和空氣、水蒸氣及燃燒后產生的其他氣體接觸，使金屬漸漸腐蝕而損壞。在高溫下腐蝕作用更嚴重，如果在機件的表面有一層潤滑油油膜，則此油膜便可將金屬與空氣隔開，防止金屬腐蝕。（6）作為控制系統的工作液。在螺旋槳飛機上主要作為變距的工作介質。（7）作為調節裝置傳動介質。潤滑系統將加壓后的滑油輸送到某些調節裝置和其他設備，以帶動有關部件。例如，推動進氣壓力調節器的傳動活塞以操縱節氣門的開度，推動混合比調節器的傳動活塞以轉動高壓汽油泵的調節齒輪。以及推動螺旋槳的變距活塞，改變螺旋槳的槳葉角。二、潤滑的方法發動機機件的潤滑方法主要有三種：潑濺潤滑、壓力潤滑和壓力-潑濺潤滑。采用潑濺潤滑的方法只需要在機匣內存儲一定數量的滑油，所以這種潤滑系統比較簡單。但因潑濺的滑油壓力太小，很難進入那些間隙較小的機件之間，而且對機匣外部的機件和附件無法進行潤滑。此外，由于無法使滑油過濾，滑油容易變臟，且滑油的溫度也不能進行調節。因此，這種方法對機件潤滑和冷卻的效果都比較差，只能在一些構造簡單的小型發動機上使用?；徒浻捅眉訅汉?，沿專門的油路流至各摩擦面上的潤滑方法，叫做壓力潤滑。為了使滑油在發動機內循環流動，潤滑機件后的滑油用油泵抽回，經過過濾和冷卻后，再次送往各摩擦面。采用這種潤滑方法，由于滑油壓力較高，滑油能被輸送到所有無法應用潑濺潤滑的地方去，即便哪些間隙小的摩擦面，也能得到良好的潤滑；同時，還可在油路上安裝油濾和散熱器，前者用來濾出