活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术

卓达学; 谭政; 王贝贝; 苏鑫成; 王健; 魏祝静

doi:10.13224/j.cnki.jasp.20250349

活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术

doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20250349

卓达学^{1, 2,},
谭政¹,
王贝贝¹,
苏鑫成¹,
王健¹,
魏祝静¹

1.
湖南法尔肯航空科技有限公司，长沙 410007
2.
中南大学能源科学与工程学院，长沙 410083

详细信息

作者简介:
卓达学（1989-），男，硕士，主要从事航空动力系统的研究与开发。E-mail：zdx_1835@126.com

中图分类号: V234.1
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出版历程
- 收稿日期: 2025-07-24
- 网络出版日期: 2025-12-08

Key technologies in engineering applications of converting automotive piston engines for aviation use

1.
Hunan Falcon Aviation Technology company Limited，Changsha 410007，China
2.
School of Energy Science and Engineering，‌ Central South University，Changsha 410083，China

摘要

摘要:
航空活塞发动机凭借其低成本、低速性能优良等优点，在各类“低空经济”应用场景中被广泛采用。以汽车用活塞发动机为基础进行航空适用性改造，可进一步降低该类航空发动机的开发与使用成本。基于某型车用自然吸气汽油活塞发动机，探讨了活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术。提出并建立了该型发动机电子控制系统物理模型及可靠性评估模型，控制系统双冗余设计可将系统平均无故障时间由单系统的3 103.02 h大幅提升至9508.23 h；依据飞机端载荷、巡航质量及速度等对发动机的动力需求及其动力传递路径，提出了一种涵盖飞机-螺旋桨-减速器-发动机的四维度“飞-桨-发匹配”流程。依据该匹配流程动态设定发动机转速及功率、螺旋桨桨叶角及减速器速比，可获得最大巡航航程；为了满足7 000 m高空的动力输出需求，提出了高空使用环境下的废气涡轮增压器选型与适配计算方法，所选型增压器与发动机匹配工况下可工作在高效区间。研究结果可为车用活塞发动机“汽改航”工程应用提供参考。
- 双冗余控制系统 /
- 可靠性评估 /
- 飞-桨-发匹配 /
- 变距螺旋桨 /
- 高空功率恢复 /
- 涡轮增压器
Abstract:
Aviation piston engines are widely adopted in various “low-altitude economy” application scenarios due to their advantages such as low cost and excellent low-speed performance. The adaptation of automotive piston engines for aviation purposes will further reduce the development and usage costs of such aviation engines. Based on a certain type of naturally aspirated gasoline piston engine for automobiles, the key technologies in the “car-to-aircraft” conversion of piston engines were discussed. The physical model and reliability assessment model for this engine’s electronic control system were proposed and established. The dual-redundant design of the control system can significantly increase the system’s mean time between failures from 3103.02 h for a single system to 9508.23 h. According to the power requirements of the aircraft and the power transmission path, an aircraft-propeller-engine matching process was proposed, which included the aircraft, propeller, reducer, and engine. By dynamically setting the engine speed and power, propeller blade angle, and reducer speed ratio in accordance with this matching process, the maximum cruise range can be obtained. To meet the power output requirements at an altitude of 7000 m, a method for selecting and matching a turbocharger suitable for high-altitude operating environments was developed. The selected turbocharger can operate within an efficient range under matched conditions with the engine. The research results can provide a reference for the “car-to-aircraft” conversion of automotive piston engines.
- dual-redundant control system /
- reliability assessment /
- aircraft-propeller-engine matching /
- variable-pitch propeller /
- altitude power recovery /
- turbocharger

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图 1 某型发动机电子控制系统简化物理模型

Figure 1. Simplified physical model of the electronic control system for a certain type of piston engine

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图 2 某型发动机电子控制系统GO图

Figure 2. GO chart of the electronic control system for a certain type of piston engine

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图 3 Clark Y翼型及气动参数

Figure 3. Clark Y airfoil and aerodynamic parameters

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图 4 不同桨叶角下螺旋桨效率、功率系数、拉力系数与进距比的特性关系

Figure 4. Characteristics relationship between propeller efficiency, power coefficient, thrust coefficient and pitch ratio under different blade angles

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图 5 飞机、螺旋桨、减速器及发动机性能系统化匹配流程

Figure 5. Systematic matching process of aircraft, propeller, reducer and engine performance

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图 6 某G42型单级增压器压气机与发动机联合运行工况点^[23]

Figure 6. Combined operating points of the compressor of a certain type G42 single-stage supercharger and the engine^[23]

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图 7 某G30型两级并联单个增压器压气机与发动机联合运行工况点^[23]

Figure 7. Combined operating points of the compressor of a single supercharger in a certain type G30 two-stage parallel supercharging system and the engine^[23]

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表 1 发动机单控制系统操作符数据

Table 1. Operator data of the single control system of the engine

编号	操作符类型	单元/零部件名称	成功概率
1	5，信号发生器	节气门位置信号	1
2	5，信号发生器	进气压力温度信号	1
3	5，信号发生器	曲轴位置信号	1
4	5，信号发生器	凸轮轴位置信号	1
5	5，信号发生器	机油压力温度信号	1
6	5，信号发生器	冷却液温度信号	1
7	5，信号发生器	进气质量流量温度信号	1
8_1～8_5	10，逻辑操作符“与门”
9	1，两状态单元	节气门位置传感器	0.9999985
10	1，两状态单元	进气压力温度传感器	0.9999985
11	1，两状态单元	曲轴位置传感器	0.9999985
12	1，两状态单元	凸轮轴位置传感器	0.9999985
13	1，两状态单元	机油压力温度传感器	0.9999985
14	1，两状态单元	冷却液温度传感器	0.9999985
15	1，两状态单元	进气质量流量温度传感器	0.9999985
16	6，有信号而导通的元件	节气门体	0.9999988
17_1～17_3	3，触发发生器	控制开关继电器	0.999999932
18_1～18_8	6，有信号而导通的元件	喷油器	0.9999875
19_1～19_8	6，有信号而导通的元件	点火线圈	0.99999988
20_1～20_8	3，触发发生器	火花塞	0.999999873
21	5，信号发生器	蓄电池供电	0.99999973
22	5，信号发生器	控制模块供电	0.9999978668
23	13，多路输入输出器	控制模块（硬件、软件）	0.9999978668
24	10，逻辑操作符与门
25	10，逻辑操作符与门

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表 2 某型发动机控制系统相关零部件冗余设计必要性和可行性分析

Table 2. Analysis of the necessity and feasibility of redundancy design for relevant components of a certain type of engine control system

单元名称	必要性	可行性
进气压力温度传感器	整车负荷判断来源，其信号直接决定喷油量	进气歧管开孔布置，靠近原机进气压力传感器
曲轴位置传感器	提供曲轴旋转位置和转速信号，控制模块以此为基础计算点火、喷油时间及喷油量等	霍尔传感器，面向飞轮盘， L型角码安装支架方案
冷却液温度传感器	为喷油量修正、点火正时调整、怠速控制等发动机关键功能提供温度基准	主流道缸体适当位置开孔
发动机控制开关继电器	安全启动发动机并管理点火系统、燃油喷射等关键电路	控制系统电气盒集成
喷油器	为发动机精准、稳定喷油	进气道开孔布置，靠近原机喷油器位置
蓄电池供电	为模块及传感器供电	控制系统电气盒集成
控制模块供电	为相关传感器供电	同控制模块
控制模块（硬件、软件）	控制系统的中枢	控制系统电气盒集成

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表 3 某型发动机冗余控制系统操作符数据

Table 3. Operator data of redundant control system for a certain type of engine

编号	操作符类型	单元名称	成功概率
10	1，两状态单元	进气压力传感器	0.99999999999775
11	1，两状态单元	曲轴位置传感器	0.99999999999775
14	1，两状态单元	冷却液温度传感器	0.99999999999775
17_1～17_3	3，触发发生器	发动机控制开关继电器	0.999999999999995
18_1～18_8	6，有信号而导通的元件	喷油器	0.99999999984375
21	5，信号发生器	蓄电池供电	0.999999999999927
22	5，信号发生器	控制模块供电	0.999999999995449
23	13，多路输入输出器	控制模块（硬件、软件）	0.999999999995449

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表 4 系统基本特征及匹配优化目标

Table 4. Basic characteristics of the system and matching optimization objectives

系统	飞机	发动机	减速器	螺旋桨
特征描述	翼型Clark Y 机翼面积为18 m²	外特性最大功率为 320 kW@5 000 r/min	齿轮传动效率为0.98	三叶桨直径为2.1 m
设计目标	1）起飞滑跑距离不大于500 m； 2）能达到的巡航航程最远	工作在低油耗率区间	匹配发动机与螺旋桨转速	工作在高效率区域
优化选项		工作转速及功率选择	减速比选择	转速及桨叶角选择

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表 5 桨叶角为17°、19°、21°时不同进距比下螺旋桨吸收功率、发动机输出功率、螺旋桨推拉力

Table 5. Propeller absorbed power, engine output power, and propeller thrust at different advance ratios when the blade angle is 17°, 19°, and 21°

进距比	飞机速度/（m/s）	桨叶角为17°			桨叶角为19°			桨叶角为21°
进距比	飞机速度/（m/s）	螺旋桨功率/kW	发动机功率/kW	推拉力/ N	螺旋桨功率/kW	发动机功率/kW	推拉力/ N	螺旋桨功率/kW	发动机功率/kW	推拉力/ N
0.1429	12.50	255.62	260.83	5939.87	295.31	301.34	6405.72	338.58	345.49	6802.89
0.2143	18.75	261.29	266.62	5704.87	300.27	306.40	6190.98	344.60	351.64	6644.87
0.2857	25.00	266.61	272.05	5453.66	304.88	311.10	5931.67	349.21	356.34	6430.13
0.3571	31.25	270.51	276.03	5165.98	308.78	315.08	5648.05	352.76	359.96	6162.72
0.4286	37.50	267.67	273.13	4772.96	311.97	318.34	5356.33	354.89	362.13	5854.78
0.5000	43.75	254.91	260.11	4230.03	308.43	314.72	4999.78	356.30	363.58	5542.80
0.5714	50.00	231.15	235.87	3561.49	297.79	303.87	4497.37	355.24	362.49	5206.50
0.6429	56.25	196.76	200.78	2795.71	272.62	278.18	3849.10	344.60	351.64	4756.76
0.7143	62.50	152.80	155.92	1961.05	234.69	239.48	3087.39	319.08	325.59	4144.94
0.7857	68.75	101.75	103.83	1089.92	185.41	189.19	2240.58	278.66	284.35	3399.42
0.8571	75.00	45.38	46.31	218.79	128.33	130.95	1357.32	225.48	230.08	2560.71
0.9286	81.25				65.59	66.92	672.58	162.73	166.05	1669.32
1.0000	87.50							93.60	95.51	769.83

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表 6 不同巡航阶段飞机巡航速度与需用推力

Table 6. Aircraft cruise speed and required thrust at different cruise stages

巡航工况	质量/ kg	飞机升阻比	巡航速度/ （m/s）	需用推力/ N
工况1	2900	15.16	85.66	1875.08
工况2	2800	15.16	84.17	1810.43
工况3	2700	15.16	82.65	1745.77
工况4	2600	15.16	81.11	1681.11
工况5	2500	15.16	79.53	1616.45
工况6	2400	15.16	77.93	1551.79

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表 7 飞机质量为2 900 kg、巡航速度为85.66 m/s时的进距比

Table 7. Advance ratio at an aircraft weight of 2900 kg and a cruise speed of 85.66 m/s

参数		螺旋桨转速/（r/min）
参数		1000	1200	1400	1600	1800	2000	2200	2400	2500
发动机转速/ （r/min）	减速比为1.7	1700	2040	2380	2720	3060	3400	3740	4080	4250
	减速比为2.0	2000	2400	2800	3200	3600	4000	4400	4800	5000
	减速比为2.3	2300	2760	3220	3680	4140	4600	5060	5520	5750
进距比		2.4474	2.0395	1.7482	1.5296	1.3597	1.2237	1.1125	1.0198	0.9790

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表 8 飞行质量为2 900 kg、巡航速度为85.66 m/s时的匹配参数

Table 8. Matching parameters at a flight weight of 2900 kg and a cruise speed of 85.66 m/s

参数		桨叶角/（°）
参数		38	36	34	32	30
匹配螺旋桨转速/（r/min）		1550	1630	1720	1820	1940
进距比		1.5790	1.5015	1.4229	1.3447	1.2616
螺旋桨特性数据	C_P	0.2316	0.1992	0.1691	0.1417	0.1194
	C_T	0.1318	0.1195	0.1071	0.0950	0.0851
	η	0.8991	0.9008	0.9013	0.9002	0.8965
螺旋桨需用功率/kW		178.63	178.30	178.21	178.41	179.16
螺旋桨提供推拉力/N		1902.41	1908.07	1903.28	1890.41	1923.93
螺旋桨输入轴功率/kW		181.13	181.43	180.88	179.65	183.31
发动机输出轴功率/kW		208.61	208.95	208.32	206.91	211.11
发动机转速/ （r/min）	减速比2.0	3100	3260	3440	3640	3880
	减速比2.3	3565	3749	3956	4186	4462
	减速比2.5	3875	4075	4300	4550	4850
燃油消耗率/ （kg/（kW·h））	减速比2.0	功率无法达到	功率无法达到	0.285	0.288	0.291
	减速比2.3	0.285	0.290	0.290	0.288	0.289
	减速比2.5	0.290	0.289	0.288	0.288	0.293
η/C 1/（kg/（kW·h））	减速比2.0	功率无法达到	功率无法达到	3.1625	3.1257	3.0808
	减速比2.3	3.1547	3.1062	3.1079	3.1257	3.1021
	减速比2.5	3.1003	3.1170	3.1295	3.1257	3.0597

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表 9 不同巡航工况下的最佳螺旋桨桨叶角、发动机转速及功率点匹配参数

Table 9. Optimal propeller blade angles, engine speeds, and power point matching parameters for different cruise stages

工况编号	质量/ kg	速度/ （m/s）	需用推力/N	桨叶角/ （°）	螺旋桨转速/ （r/min）	进距比	螺旋桨推力/N	发动机转速/（r/min）	发动机功率/kW	减速比	(η/C)/ （kg/（kW·h））
1	2900	85.66	1875.08	34	1720	1.4229	1903.28	3440	208.32	2.0	3.1625
2	2800	84.17	1810.43	36	1600	1.5030	1843.91	3200	198.07	2.0	3.2280
3	2700	82.65	1745.77	36	1570	1.5041	1761.06	3140	185.97	2.0	3.2887
4	2600	81.11	1681.11	38	1470	1.5765	1717.38	2940	178.43	2.0	3.3413
5-1	2500	79.53	1616.45	38	1440	1.5780	1644.33	2880	167.46	2.3	3.4577
5-2	2500	79.53	1616.45	34	1600	1.4202	1656.59	3200	168.40	2.0	3.3487
6	2400	77.93	1551.79	38	1410	1.5791	1573.81	2820	157.02	2.0	3.4853

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表 10 最佳螺旋桨桨叶角、发动机转速匹配下的巡航航程及航时

Table 10. Cruise range and flight time under the matching of optimal propeller blade angle and engine speed

巡航工况	质量/kg	巡航速度/（m/s）	桨叶角/（°）	(η/C)/ （kg/（kW·h））	航程/km	航时/h
工况1	2900	85.66	34	3.1625	618.02	2.00
工况2	2800	84.17	36	3.2280	653.77	2.16
工况3	2700	82.65	36	3.2887	691.20	2.32
工况4	2600	81.11	38	3.3413	729.80	2.50
工况5	2500	79.53	34	3.3487	761.28	2.66
工况6	2400	77.93	38	3.4853	826.06	2.94
合计					4280.15	14.59

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表 11 固定桨叶角34°不同巡航工况的转速、功率匹配及航程、航时

Table 11. Speed, power matching, flight range and time for different cruise stages with a fixed blade angle of 34°

工况编号	质量/ kg	巡航速度/（m/s）	需用推力/N	桨叶角/ （°）	螺旋桨转速/（r/min）	螺旋桨推力/N	发动机转速/（r/min）	发动机功率/kW	(η/C)/ （kg/（kW·h））	航程/ km	航时/ h
1	2900	85.66	1875.08	34	1720	1903.28	3440	208.32	3.1625	618.02	2.00
2	2800	84.17	1810.43	34	1690	1837.19	3380	197.59	3.1961	647.31	2.14
3	2700	82.65	1745.77	34	1660	1774.23	3320	187.38	3.2301	678.89	2.28
4	2600	81.11	1681.11	34	1630	1713.63	3260	177.62	3.2887	718.32	2.46
5	2500	79.53	1616.45	34	1600	1656.59	3200	168.40	3.3487	761.28	2.66
6	2400	77.93	1551.79	34	1560	1551.10	3120	154.39	3.4560	819.12	2.92
合计										4242.94	14.46

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表 12 7000 m高空桨叶角38°不同巡航工况的转速与功率匹配

Table 12. speed and power matching at 7000 meters altitude with 38° blade angle for different cruise stages

巡航工况		螺旋桨吸收功率/kW	发动机功率/kW	发动机转速/（r/min）	缸内平均有效压力/MPa
飞行质量/kg	巡航速度/（m/s）	螺旋桨吸收功率/kW	发动机功率/kW	发动机转速/（r/min）	缸内平均有效压力/MPa
2900	118.20	250.60	255.71	4280	1.156
2800	116.15	236.27	241.09	4200	1.111
2700	114.05	222.66	227.20	4120	1.067
2600	111.92	209.67	213.95	4040	1.025
2500	109.75	197.32	201.35	3960	0.984
2400	107.53	185.61	189.40	3880	0.945

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表 13 不同巡航工况的增压参数

Table 13. Boost parameters for different cruise stages

巡航工况		空气流量/ （kg/s）	增压后密度/ （kg/m³）	压比	增压后压力/MPa	增压后温度/℃	目标进气温度/℃
飞行质量/kg	巡航速度/（m/s）	空气流量/ （kg/s）	增压后密度/ （kg/m³）	压比	增压后压力/MPa	增压后温度/℃	目标进气温度/℃
2 900	118.20	0.293	1.204	3.39	0.129	103.60	≤50
2 800	116.15	0.276	1.157	3.19	0.121	95.54
2 700	114.05	0.260	1.111	2.99	0.114	87.60
2 600	111.92	0.245	1.067	2.81	0.107	79.73
2 500	109.75	0.231	1.025	2.64	0.101	71.96
2 400	107.53	0.217	0.984	2.48	0.094	64.32

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表 14 不同巡航工况点的压气机折合流量

Table 14. Corrected air flow of the compressor for different cruise stages

巡航工况		压比	空气流量/ （kg/s）	单级压气机折合空气流量/（kg/s）	两级并联单个压气机折合空气流量/（kg/s）
飞行质量/kg	巡航速度/（m/s）	压比	空气流量/ （kg/s）	单级压气机折合空气流量/（kg/s）	两级并联单个压气机折合空气流量/（kg/s）
2 900	118.20	3.39	0.293	0.656	0.328
2 800	116.15	3.19	0.276	0.619	0.310
2 700	114.05	2.99	0.260	0.583	0.292
2 600	111.92	2.81	0.245	0.549	0.275
2 500	109.75	2.64	0.231	0.517	0.259
2 400	107.53	2.48	0.217	0.486	0.243

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