无人机用小型航空活塞发动机的发展

轻小型民用无人机系统运行管理暂行规定(修改20151206)

中国民用航空局飞行标准司 编号：AC-91-FS-2015-XX 咨询通告下发日期：2015年12月XX日 编制部门：FS

目录 1.目的 (3) 2.适用范围及分类 (3) 3.定义 (4) 4.民用无人机机长的职责和权限 (7) 5.民用无人机驾驶员 (8) 6.民用无人机使用说明书 (8) 7.禁止粗心或鲁莽的操作 (8) 8.摄入酒精和药物的限制 (9) 9.飞行前准备 (9) 10.限制区域 (9) 11.视距内运行（VLOS） (10) 12.视距外运行（BVLOS） (10) 13.民用无人机运行的仪表、设备和标识要求 (11) 14.管理方式 (11) 15.无人机云提供商须具备的条件 (13) 16.植保无人机运行要求 (14) 17.无人飞艇运行要求 (16) 18.废止和生效 (16)

1.目的 近年来，民用无人机的生产和应用在国内外蓬勃发展，特别是低空、慢速、轻小型无人机数量快速增加,占到民用无人机的绝大多数。为了规范轻小型民用无人机的运行，依据CCAR-91部，发布本咨询通告。 2.适用范围及分类 本咨询通告适用于轻小型民用无人机运行管理。其涵盖范围包括： 2.1空机重量小于等于116千克、起飞全重不大于150千克的无人机，且动能不大于95千焦，校正空速不超过100千米每小时； 2.2起飞全重不超过5700千克，距受药面高度不超过15米的植保类无人机； 2.3充气体积在4600立方米以下的无人飞艇； 2.4本咨询通告适用于除I类以外的所有轻小型无人机，某些特定条款中仅适用于特定类别无人机的内容将在条款中另行说明。 2.5 轻小型无人机运行管理分类：

关于无人机 必须被浇灭的七个幻想

关于无人机必须被浇灭的七个幻想 现在的无人机是个不折不扣的新闻热点，媒体的编辑们自然也在跟风炒作无人机的新闻。大体上来说，新闻在炒作两个方面的内容：1，无人机很便宜了，普通消费者都可以买来自拍。2，无人机很强大，十八般武艺样样精通，消灭恐怖份子如捏死蚂蚁。 这两方面内容单说起来都是对的。一方面现在确实有一些无人机非常便宜，诸如大疆、零度等消费级无人机，仅仅一个智能手机的价格就能买到，还有些玩具遥控飞机，几百块钱就能拍照；另一方面，最近又确实涌现出一些诸如彩虹-4、捕食者、利剑隐形无人机，性能强大到能打世界大战用。 但要是合起来说：无人机便宜而且强大。那非常的不对。这些便宜的消费级无人机，除了当玩具之外，啥也干不了；而像捕食者这样的作战用无人机，价格突破 1000 万美金。 消费级无人机不过是富家子弟的玩具，察打一体的军用无人机则由肉食者谋之。倒是那些很少见于报端的工业级无人机辛苦的劳作，解决了许多棘手的问题，是诸多行业的工作者都需要的。 工业级无人机具有一定的设计冗余度，有一定的载荷和航程，有相当的任务扩展能力，有广泛的用途。而价格也不像军用无人机那样的天文数字。 但在对工业级无人机憧憬之前，我还是想把话题拉回到现实：工业级无人机也有这样那样的限制因素，有许多要求是想做做不到的。 1、“我想飞得更高” 飞行的相对高度对于一般的无人机使用者而言是并不重要的性能，因为绝大多数用途都在低空甚至是“贴地飞行”，即使是航拍也不会飞太高，太高了看看不清底面。但是飞行的海拔高度对于高原地区的用途而言则是一个非常重要的参数。 高空空气稀薄，一方面会让螺旋桨的效率下降；另一方面也会让动力系统的效率下降。目前业内燃油动力的无人机一般使用自然吸气的二冲程发动机，随着空气的稀薄进气效率降低，动力自然也就会下降，同时因为气压的下降汽油的沸点也随之下降，到一定高度会在常温中沸腾。这些活塞式的油动的无人直升机一般空载最高只能飞到两三千米，满载的高度会更低。 倒是电动机对海拔不那么敏感，在高海拔地区还可以飞行。但是高原地区的低温则会让电池的容量降低。让本就不长的续航时间更捉襟见肘。 2、“我想飞得更远” 无人机的飞行活动半径是绝大部分用户都关注的问题，也是个重要指标。但飞行半径却不是想大就能大的。制约无人机飞行半径的有两方面：飞机的机械极限与电台的控制半径。 无人机本身因为续航时间的限制，其飞行半径就是有极限的。尤其电动多旋翼，任务飞行时间只有 20 分钟左右，再考虑起飞降落的时间，飞控半径一般都在 1 公里左右。 同时因为微波的物理性质，地面对无人机的操控距离和无人机图传回来的距离都不会太远。无人机手动控制的遥控器，其频率为 2.4G，波长很短，基本没有绕射能力，其控制半径只能到 1 公里，而且很怕遮挡。 中大型的无人机可以装机载数传电台，频率在几百兆的跳频数传电台，波长稍长，稍有一定的绕射能力。但是也比较怕遮挡，不光担心遮蔽，也担心多路径效应。原则上来说也是要求“通视” 的。很不幸的是我们所在的地球是圆的，所以受制于地球曲率的影响，低空飞行的遥控距离也不会太长。所以中型的无人机遥控距离 25 公里，大型的也是如此。有些无人直升机标称控制半径很远，能到 150 公里，但要达到如此远的距离需要飞到极限升限3000 米高。这么高的飞行高度，一般的光学设备已经难以看清地面，失去了实用价值。

轻小型无人机运行规定

轻小型无人机运行(试行)规定目录 1. 目的 2. 适用范围及分类 3. 定义 4. 民用无人机长的职责和权限 5. 民用无人机驾驶员资格要求 6. 民用无人机使说明书 7. 禁止粗心或鲁莽的操作 8. 摄入酒精和药物的限制 9. 飞行前准备 10. 限制区域 11. 视距内运行(VLOS) 12. 视距外运行(BVLOS) 13. 民用无人机运行的仪表、设备和标识要求 14. 管理方式 15. 无人机云提供商须具备的条件 16. 植保无人机运行要求 17. 无人飞艇运行要求 18. 废止和生效 1.目的

近年来，民用无人机的生产和应在国内外蓬勃发展，特别是低空、慢速微轻小型无人机数量快速增加，占到民用无人机的绝大多数。为了规范此类民用无人机的运行，依据CCAR-91部，发布本咨询通告。 2.适用范围及分类 本咨询通告适用范围包括： 2.1 可在视距内或外操作的、空机重量小于116千克、起飞全重不大于150千克的无人机，校正空速不超过100千米每小时; 2.2起飞全重不超过5700千克，距受药面高度不超过15 米的植保类无人机植保类无人机; 2.3充气体积在4600立方米以下的无人飞艇; 2.4适用无人机运行管理分类; 2.5 Ⅰ类无人机使用者应安全使用无人机，避免对他人造成伤害，不必按照本咨询通 告后续规定管理。 2.6 本咨询通告不适用于无线电操作的航空模型，但当航空模型使用了自动驾驶仪、 指令与控制数据链路或自主飞行设备时，应按照本咨询通告管理。 2.7 本咨询通告不适用于室内、拦网内等隔离空间运行无人机，但当该场所有聚集人 群时，操作者应采取措施确保人员安全。 3.定义 3.1 无人机(UA: Unmanned Aircraft),是由控制站管理(包括远程操纵或自主飞行)的航空器，也称远程驾驶航空器(RPA: Remotely Piloted Aircraft)。 3.2 无人机系统(UAS：Unmanned Aircraft System),也称远程驾驶航空器系统(RPAS:Remotely Piloted Aircraft Systems),是指由无人机、相关控制站、所需的指令与控制数据链路以及批准的型号设计规定的任何其他部件组成的系统。

航空活塞式发动机组成及工作原理

航空活塞式发动机组成及工作原理 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器(气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推(拉)力。所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。(一)活塞式发动机的主要组成

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气)进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞(俗称电嘴),以及进、排气门。发动机时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机匣)上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、

14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外,曲轴还要带动一些附件(如各种油泵、发电机等)。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关

闭。 (二)活塞式发动机的原理 活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机,即一个气缸完成一个循环,活塞在气缸内要经过四个冲程,依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀

冲程和排气冲程。发动机开始时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

小型无人机飞控系统介绍与工作原理

飞控系统是无人机的核心控制装置，相当于无人机的大脑，是否装有飞控系统也是无人机区别于普通航空模型的重要标志。在经历了早期的遥控飞行后，目前其导航控制方式已经发展为自主飞行和智能飞行。导航方式的改变对飞行控制计算机的精度提出了更高的要求；随着小型无人机执行任务复杂程度的增加，对飞控计算机运算速度的要求也更高；而小型化的要求对飞控计算机的功耗和体积也提出了很高的要求。高精度不仅要求计算机的控制精度高，而且要求能够运行复杂的控制算法，小型化则要求无人机的体积小，机动性好，进而要求控制计算机的体积越小越好。 在众多处理器芯片中，最适合小型飞控计算机CPU的芯片当属TI公司的TMS320LF2407，其运算速度以及众多的外围接口电路很适合用来完成对小型无人机的实时控制功能。它采用哈佛结构、多级流水线操作，对数据和指令同时进行读取，片内自带资源包括16路10位A ／D转换器且带自动排序功能，保证最多16路有转换在同一转换期间进行，而不会增加CPU 的开销；40路可单独编程或复用的通用输入／输出通道；5个外部中断；集成的串行通信接口（SCI），可使其具备与系统内其他控制器进行异步（RS 485）通信的能力；16位同步串行外围接口（SPI）能方便地用来与其他的外围设备通信；还提供看门狗定时器模块（WDT）和CAN通信模块。 飞控系统组成模块 飞控系统实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据，经计算处理，输出控制指令给执行机构，实现对无人机中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制；同时将无人机的状态数据及发动机、机载电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给机载无线电数据终端，经无线电下行信道发送回地面测控站。按照功能划分，该飞控系统的硬件包括：主控制模块、信号调理及接口模块、数据采集模块以及舵机驱动模块等。 模块功能 各个功能模块组合在一起，构成飞行控制系统的核心，而主控制模块是飞控系统核心，它与信号调理模块、接口模块和舵机驱动模块相组合，在只需要修改软件和简单改动外围电路的基础上可以满足一系列小型无人机的飞行控制和飞行管理功能要求，从而实现一次开发，多型号使用，降低系统开发成本的目的。系统主要完成如下功能： （1）完成多路模拟信号的高精度采集，包括陀螺信号、航向信号、舵偏角信号、发动机转速、缸温信号、动静压传感器信号、电源电压信号等。由于CPU自带A／D的精度和通道数有限，所以使用了另外的数据采集电路，其片选和控制信号是通过EPLD中译码电路产生的。

1 中小型航空发动机的范围

1 中小型航空发动机的范围、作用和地位 中小型航空发动机主要是指目前应用最广泛的燃气涡轮发动机和少量的活塞式发动机中推力和功率在中等以下者。关于中小型发动机的界定范围，根据国内外业内人士的共识，可以把中型涡喷/涡扇发动机和中型涡桨/涡轴发动机的推力和功率上限分别设在5000daN和5000kW。相应的小型发动机的推力和功率上限分别为500daN和500kW。这样界定的理由是，它们相应的核心机空气流量大致相近，前者为15~25kg/s，而后者为3.0~5.0kg/s。因而，它们在设计和试验技术上有相同之处。一个典型的例子是，处于中型发动机上端的AE3000涡扇发动机、AE2100涡桨发动机和T406涡轴发动机采用同一的核心机。目前在使用中的活塞式发动机功率一般不超过350kW。对于推力/功率分别小于50daN/50kW和5daN/5kW的微型和超微型发动机不在本文的研究范围。 中小型航空发动机的机种多，推力/功率档次差异大，结构类型各不相同，在军用和民用方面有广泛的用途，在国民经济和国防建设方面有重要的作用和地位： （1）在军用方面，现代战争是立体作战，陆、海、空、天构成一个完整的作战体系，其中采用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机以及教练机、轻型强击机和轻型运输机等起到十分重要的作用。 （2）在民用方面，支线客机、通用飞机和直升机以及大型飞机的机载辅助动力装置方面有着广阔的应用前景。 （3）在地面应用方面，由中小型航空发动机改型的轻型燃气轮机可应用于坦克、舰艇、移动电站、天然气和石油管线泵站。 （4）在经济方面，在航空燃气涡轮发动机市场上，中小型发动机所占的份额很大。近年来，在世界市场上，中小型航空发动机在生产台数中占的份额接近90%，在销售额的份额中接近60%。 表1和表2分别示出中小型发动机的用途和市场份额。 表1 中小型航空发动机的目前应用范围 表2 2004~2013年世界航空燃气涡轮发动机市场预测

某小型无人机测控系统的设计

某小型无人机测控系统的设计 测控系统作为无人机电子信息系统的核心,是无人机系统的重要组成部分。本文阐述了无人机测控系统的主要功能,描述了某小型无人机测控系统的组成。 标签：无人机;遥控遥测;地面站;操纵器 1 引言 无线电遥控遥测系统是实施对无人机飞行管理的核心,也是保证无人机安全飞行与回收的关键,无线电遥控遥测分系统简称为测控分系统,按功能可以分为无线电遥控子系统、无线电遥测子系统和地面站显示终端。无线电遥控子系统主要用于传输地面操纵人员的指令,引导无人机按操纵人员的旨意飞行以及对安全区的坐标数据进行传输;无线电遥测子系统用于传送无人机的状态参数、位置坐标等信息给地面站;地面站显示终端对无人机的飞行参数、飞行姿态、航向和航迹进行显示,并对程控航线和安全区域进行规化,将规化好的坐标以无线电方式实时转送到机载飞控系统,显示终端还可以对飞行数据进行保存和回放。 作为无人机飞行管理的核心,无线电遥控遥测分系统的主要功能如下: (1)传送遥控指令; (2)显示无人机的航迹、姿态、位置、机载设备工作状态、当前遥控指令、测控数据传输质量等信息; (3)设置并装定无人机的原始参数、原点位置、飞行航路和安全区; (4)管理无人机飞行数据; (5)提供遥测信息的串口数据,以接入局域网。 2 测控系统的组成 该小型无人机测控分系统组成框图如图1,它包括机载遥控遥测收发一体机、地面遥控遥测收发一体机、地面站、遥控指令操纵器及天线,并在地面站上增加了一个专用接口供数据接入局域网。 2.1 遥控遥测收发一体机 遥控遥测机载及地面收发一体机均由GD无线数传电台构成,该电台具有如下特点: (1)高性能、高稳定、高可靠,适用于各种恶劣的工作环境;

涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探索

电子科技类论文：涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探 索 摘要:弹用涡喷发动机改型作为无人飞行平台动力装置时,首要研究内容之一是发动机控制系统可行性研究。文章在分析某型涡喷发动机控制系统原理的基础上,基于以惯性环节描述的发动机响应模型,对数字电子控制器采用一种PID算法,使发动机转速闭环控制系统的响应速度与发动机气动热力过程响应速度一致,控制量不超调。文中进行了实物在环仿真验证试验。仿真结果表明了控制系统可行性,采用变参数PID控制规律,能实现不同飞行条件和工况下的发动机转速闭环控制。该算法结构简单,通过发动机非线性气动热力模型易于获取控制参数。 关键词:无人机,涡喷发动机,PID控制,实物环仿真在一些成功用于巡航导弹的涡喷发动机可改型作为无人飞行平台飞行验证机的动力装置。相对而言,无人机自主起飞降落的飞行状况及多种工作状态对发动机控制系统的要求更高,需考核发动机是否可控、工作特性是否满足要求、并进行发动机包括控制系统的任务适应性研究与必要的改型设计。早期的涡喷发动机转速控制系统主要是通过对发动机燃油系统的调节与控制实现,为单变量输入输出控制结构。全权限数字电子控制技术的发展能便利地实现航空燃气涡轮发动机的控制。利用线性系统理论解决非线性系统控制问题

的线性变参数(LPV)技术,对于发动机控制工程既具有一定的精度,又使问题得到简化,近十多年来,航空发动机LPV增益控制技术得到迅速发展[1~5]。其核心是基于线性模型,采用内插或拟合方法求取雅克比LPV模型的系数矩阵A(ρ)、B(ρ)、C(ρ)和D(ρ),得到雅克比LPV模型ΔU^ x =A(ρ)Δx+B(ρ)ΔuΔy =C(ρ)Δx+D(ρ)Δu根据ρ来调度不同的A、B、C、D。也可采用基于变化率的方法建立LPV模型[6]。采用拟合法获取LPV模型能成功应用于动态控制过程中[7]。本文研究对象为一单轴不带加力燃烧室的小涡轮喷气发动机,燃油调节器主要由数字电子控制器和燃油调节执行机构组成。通过基于Easy5框架的数字仿真和实物在环验证试验,已确定了大范围工况内燃油调节执行机构的有效性[8]。对于数字电子控制器,能通过选取控制算法与变参数整定,在发动机宽广的工况范围内实现多种工作状态的控制,而无需对控制调节器的物理结构进行大的变动,有效节约改型研制费用与时间。基于此,本文采用一种变参数PID控制算法,可使闭环系统响应速度与被控对象响应速度一致,控制量不超调,并进行了半物理仿真验证试验。本文变参数PID控制方法与LPV方法拥有相似的思路,算法简便,容易实现,在发动机多种工况和大飞行包线内有效,适于无人机燃气涡轮发动机控制系统。 1发动机转速控制规律该单轴不带加力小涡轮喷气发

活塞式航空发动机

空 发 动 机 组成: 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机, 连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理: 胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的混 合气体 被下行的活塞吸入气缸内。在压缩 冲程，活塞从下死点运动到上死点，进气 活门和排气活门都关闭，混合气体在气缸 内被压缩，在上死点附近，由装在气缸头 部的火花塞点火。在做功（膨胀）冲程， 混合气体点燃后，具有高温高压的燃气开 始膨胀，推动活塞从上死点向下死点运动。 在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为 活塞运动的机械能，并有连杆传给曲轴， 成为带动螺旋桨转动的动力。在排气冲程, 活塞从下死点运动到上死 点，排气活门开 放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点 后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循 环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转 动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲 轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。 通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。 主要由气缸、活塞、 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料, 每一循环包括四个冲程, 即进气冲程、压缩冲程、做功（膨 啟功冲程 排競冲程 四申陛洁塞塩动或MfE 原理 排气口若谨這口开喷抽嘴

活塞式发动机的运

转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高， 因此必须配备冷却系统 平对置早活塞发动机上采用液体冷却， 在发缸机外壳布置散热套，具有 定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。 液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器， 汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花， 将气缸内的混合气体 点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能 外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。 冷却系统的作用就是将这些热量散发出 去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来， 需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启 动。 定时系统：定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂， 定时将进气活门和排气活门开启 和关闭的系统。 主要性能指标： 活塞式发动机的主要要求是重量轻、 功率大、尺寸小和耗油省等，因此活塞式发动机的 主要性能指标有以下几个： 发动机功率： 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。 功率重量比： 发动机提供的功率和发动机重量之比。 功率重量比越大，越有利于改善飞机的飞行性能。 燃料消耗率： 燃料消耗率（耗油率）是衡量发动机经济性的一项指标。 一般定义为产生1KW 功率在每 小时所消耗的燃料的质量。 活塞发动机的发展在二战期间达到了顶峰，飞机喷气化以后用得越来越少。在 1000m 高度上，816km/h 的飞行速度已是活塞发动机的极限飞行速度。由于活塞发动机功率小，重 量大，外形阻力大，螺旋桨高速旋转时效率低， 且桨尖易产生激波，因此战后随着涡轮喷气、 涡轮螺桨和涡轮风扇发动机的发展，它逐渐退出了大中型飞机领域。 尽管活塞式发动机有如上致命弱点。 但是对低速飞机而言， 它具有喷气式发动机无可比 拟的优点，即效率高、耗油率低和价格低廉等。另外，由于燃烧较完全，对环境的污染相对 较小，噪音也比 应的管路系 复杂而笨 来采用气体 气冷式发动 曲轴为中 形，气缸外 散热片，飞 的高速气流 的热量散 却目的。 辅助系 统等，结构 重，因此后 冷却系统。 机气缸以 心，排成星 面有很多 行时产生 将气缸壁 去，达到冷 统:

航空发动机知识大全

航空发动机知识大全 飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示： 吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机 + 组成： 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理： 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油 和空气的混合气体被下行的活 塞吸入气缸内。在压缩冲程， 活塞从下死点运动到上死点， 进气活门和排气活门都关闭， 混合气体在气缸内被压缩，在 上死点附近，由装在气缸头部 的火花塞点火。在做功（膨胀） 冲程，混合气体点燃后，具有 高温高压的燃气开始膨胀，推 动活塞从上死点向下死点运 动。在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能，并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转动的动力。在排气冲程，活塞从下死点运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。

活塞式发动机的运转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高，因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。 辅助系统： 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器，汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。冷却系统的作用就是将这些热量散发出去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来，需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。 4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置

微型无人机设计指南

微型无人机设计指南 作者：李晓特 很多朋友常常问我要什么是无人机；或者希望制作一套专属自己的无人机；那么究竟怎样的飞行器才能称为无人呢？又有怎样的流程呢。下面将微型电动无人机的设计流程做了一系列清单及个人见解，相信具有引导性的作用。 一、无人机的系统概述 1.1什么是无人机系统：飞机、任务载荷、控制站、飞机发射与回收系统、通讯、运输，有一定的自主判断能力，可以回传一些数据。具有上述特征就是无人机。 1.2无人机系统基本构成:控制站、任务载荷、无人飞机、导航系统、发射与回收、通信连接、保障、运输设备。 二、无人机系统设计 2.系统设计与简介：概念经济为先，是否有政策限制,有怎样的市场、是否被客户需要。 初步设计：构建一套初步的模型，这是整个过程中成本最少的部分，即使失败也不会有太多的损失。 详细设计：对于飞机的气动特性、动态特性能、结构和附属设备等。系统布局、机械结构、控制站的电子进行更加详细的分析。 系统选择：载荷、续航、作用半径、速度范围、环境状态、维修。 这是非常重要的一环，设计更加详细的步骤，牵涉更庞大的工作团队，以及更多的投入资金。 3空气动力与机体布置、升致阻力、寄生阻力。 4.不同飞机特性：鸭翼、三角翼、飞翼、串列翼以及一系列的设计标准和规则。 5.机体设计：机械结构、疲劳与磨损、起落架、发动机、模块结构。 6.外形设计：对于飞机外观的要求，可以是夺人眼球的表演造型，或者是更加隐蔽不扰民的设计。 7.无人机任务载荷：有消耗与非消耗两块；消耗：非相机、分辨率、镜头、光电系统、图像传输；消耗载荷：喷洒的液体、投放的物品。

8.通信系统：通信媒介比如说无线电，那么就应当考虑天线类型，数据传送的稳定性。最简单的常见的是图像传送设备、遥控器、以及数据传送电台。 9.控制与稳定性：一套可靠的飞控。 10.导航：目前主流的定位系统有gps和国产北斗星以及常说航迹推算导航（如果卫星天线暂时接收不到信号，可以依靠它继续沿预定轨迹飞行）。 11.发射与回收：可以单人操作的有手抛，起落架，弹射，不叫复杂是的火箭发射；回收包括水平起降、伞降、机腹着地（相信我场地不够绝对会造成事故）、撞网。 12.控制站：微型笔记本式的，具有高度集成，方便协带的特点；既然是控制站，应当具备时间、航向、航迹、电流量、信号强度、飞机姿态等一系列功能及显示。 13.保障与支持手册：就像一切电子产品都有的售后说明，当然这个应当更加详细，细致到每一个部件的更换、保养。 14.运输：设备轻，距离短的可以手持；长距离的可以放在交通工具上。 15.可靠性设计：应当预先考虑出现哪些故障导致任务失败，如坠落造成人员伤亡、设备损坏造成经济损失。 必须确保无人机的可靠、可用、安全。 从事故级别从重到轻分为灾难性、A类故障、B类故障。 可靠性汇总：动力、飞行控制、通信、人为错误、其他都在考虑之内。 16亢余系统：飞机载荷的亢余、通讯联络的亢余，如同常说的留有余地和退路，飞机才能更从容的上天。 以上就是微型电动无人机设计的一套清单步骤，相信结合日常实践一定能为您节约不少搜集资料和实践探索的时间。节省的时间就留给给读者朋友去完成飞上蓝天的梦想吧。

无人机发动机电喷系统设计方案

无人机发动机电喷系统设计方案 一、无人机发动机特性及其工况特点 1、无人机发动机特点 无人机发动机属于航空动力的一种，无论是活塞式发动机还是涡轮喷气发动机，都 有比较紧凑的构造，较小的体积尺寸和较轻的自身重量不仅使发动机在使用中安装 方便，更重要的是在航空动力应用中减轻了起飞负担。常见的活塞式发动机一般为 二冲程发动机居多，相对于四冲程发动机而言具备更大的功率和转速输出。这些小 体积发动机以单缸、双缸、或四缸型式用于无人机或者航模等轻型飞行装置中，体 积紧凑、重量轻盈，在行业中比较知名的有3W、DA、DLE等多个品牌多种型号发 动机供选择。 2、无人机发动机运行工况分析 无人机发动机自身具备体积小重量轻特点，匹配不同的螺旋桨会有不同的动力输出。 航空飞行不同于地面运转，发动机在空中需要应对的工况比地面要负责更多，不仅 仅要考虑本身的机身重量，还需要考虑空中气流对机身的影响、海拔高度变化造成 空气密度变化对发动机影响，以及温度变化、潮湿度变换等影响。 无人机性能发挥关键在于发动机性能，功率、油耗、海波高度适应能力、续航时间 等都是无人机发动机实际应用中制约因素。 二、无人机发动机电喷匹配要点 考虑到无人机及其发动机本身特性及其应用工况需要，匹配无人机发动机电喷系统需要注重以下几个方面 ●零部件体积小、重量轻、可靠度高、便于安装 ●满足高海拔飞行需要，具备海拔高度数据修正功能 ●延长续航时间 ●改善动力特性，提升功率 ●降低油耗，提高燃油经济性 三、3W56无人机发动机电喷设计方案解析 石家庄益科创新科技有限公司基于3W56发动机设计匹配的电喷方案，对于航模无人机发动机等小型发动机电喷化改装非常合理，无论是零部件设计还是控制策略等各个方面，均符合无人机发动机特点及其工况使用需要。 1、ECU设计方案 石家庄益科创新科技有限公司无人机ECU实物照片如下： 外形尺寸：65mm*78mm*20mm 重量：≤120g 外壳材质：轻铝合金 符合体积小重量轻的要求。

[整理]《航空发动机结构分析》思考题答案.

《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2

2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？

活塞式航空发动机.docx

谢谢欣赏 活塞式航空发动机+ 组成： 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理： 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的 混合气体被下行的活塞吸入气缸内。在 压缩冲程，活塞从下死点运动到上死点， 进气活门和排气活门都关闭，混合气体 在气缸内被压缩，在上死点附近，由装 在气缸头部的火花塞点火。在做功（膨 胀）冲程，混合气体点燃后，具有高温 高压的燃气开始膨胀，推动活塞从上死 点向下死点运动。在此行程，燃烧气体 所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能， 并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转 动的动力。在排气冲程，活塞从下死点 运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。 谢谢欣赏

谢谢欣赏 谢谢欣赏 活 塞 式发动机的运 转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高， 因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有 一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。 辅助系统： 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器，汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。冷却系统的作用就是将这些热量散发出去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来，需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。 定时系统：定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂，定时将进气活门和排气活门开启和关闭的系统。 主要性能指标： 活塞式发动机的主要要求是重量轻、功率大、尺寸小和耗油省等，因此活塞式发动机的主要性能指标有以下几个： 发动机功率： 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。 功率重量比： 4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置

解析 国内外微小型航空发动机发展现状及趋势

解析国外微小型航空发动机发展现状及趋势 导读微小型航空发动机是航空发动机的一个分支，它与用于大型飞机的“航空发动机”有明显区别。微小型航空发动机（Micro Aero-Engine）是一种比较复杂和精密的热力机械，主要为无人机、巡航导弹等提供飞行所需动力，也可以为地面装置提供电力。微小型航空发动机的技术难度没有民用飞机航空发动机那么高，很多国家都可以自行设计并制造微小型航空发动机，实力比较突出的国家有法国、德国、美国、英国、捷克等。微小型航空发动机主要包括小型涡喷发动机、涡扇发动机、活塞发动机、转子发动机等，其涡轮发动机的推力在500公斤以下级别，活塞发动机功率在100KW以下。太阳谷出版的《国外微小型航空发动机发展状况及市场需求调研报告》针对国外微小型航空发动机的发展现状、趋势，国外微小型航空发动机市场发展现状、竞争格局，市场规模、未来发展趋势等作了深入研究，对于微小型航空发动机研制单位具有重要参考价值。 国外微小型航空发动机发展现状分析国外微小型航空发动 机的主要研制单位包括：赛峰集团Microturbo公司、荷兰AMT Netherlands B.V.公司、捷克PBS VelkáBíte?公司、奥地利ROTAX公司、德国Jet Cat公司、塞尔维亚EDePro公司、美国Williams International公司等。相关企业在该领域的研

发历史较长，产品较多，技术实力雄厚，特别是Microturbo 公司、ROTAX公司、AMT Netherlands B.V.公司、Williams International公司等拥有许多明星级的产品，在该领域享有国际声誉，产品竞争力非常强。 美国在微小型航空发动机领域拥有很强的技术实力，普·惠公司、Williams International公司、洛克菲勒·马丁公司、诺斯罗普·格鲁门公司等在该领域都拥有很强的研发实力。 俄罗斯在微小型航空发动机领域也取得了许多成果，俄罗斯的TBД-10涡轮螺桨发动机，是20世纪70年代的产品，俄罗斯把它作为基准发动机，通过改进改型，发展了6种不同功率、不同用途的发动机，这些系列产品是TB，L1-10E，TB Д-20. PZL-IOW，BCY-10和用于运输机上的燃气涡轮发动机、以及用于轻型飞机的涡轮喷气发动机。俄罗斯在巡航导弹领域拥有非常强的研发实力和技术开发能力，所研制的巡航导弹在世界具有极强的影响力，其动力装置的研发实力也在国际上数一数二。 法国的赛峰集团Microturbo公司是微小型航空发动机领域的领军企业之一，Microturbo公司是世界上规模最大的微小型航空发动机企业之一，其拥有众多型号的微小型航空发动机可供各种单位选择。2014年，中法两国航空制造业巨头宣布将成立一个全新的合资企业，以打造成面向全球市场的民用涡桨发动机部件世界级供应商。