小型活塞式无人机发动机测试系统
小型无人直升机活塞式发动机建模技术
摘要 ：针 对传 统 的 无人 直升 机发 动机 研 究 方法存 在 的 问题 ，提 出一种新 的活 塞式航 空发 动机 系统 建模 方案 。结 合 旋 翼 系统 的特 性 ，利 用叶 素理 论对 旋 翼 桨叶 进行 分析 ，分别 建 立 了发 动机 功 率 特性模 型 和旋 翼 的 负载模 型 ，根据 发动 机 的动 力 学特性 得到 发动 机 的转 速 ，并通 过 Ｍａ ａ ｔｂ仿真 和 试车 台试 验进 行验 证 。仿 真 试验 结 果证 明 ：该模 直升机 的仿 真控 制要 求 。 关键 词 ：无人 直 升机 ； 活塞发 动机 ； 建模 ；旋 翼 ； 负载 中 图分 类号 ：Ｔ ０ 文献 标志 码 ：Ａ Ｊ２
Ｍ ｏ ｅ ｉ ｇ Ｔ ｃ ｎ ｑ ｅｏ ｉｔ ｎ Ｅｎ ｉ ｅ Ｓ ｓｅ ｆ ｒＳ ｄ ｌ ｅ ｈ ｉ ｕ ｆＰ ｓｏ ｇ ｎ ｙ ｔ ｍ ｏ ｍａ ｌ ｍ ａ ｎ ｄ Ｈｅ ｉ ｏ ｔ ｒ ｎ ｌ Ｕｎ ｎ ｅ ｌ ｐ ｅ ｃ
０ 引言
无 人 直 升 机 具 有 定 点 悬 停 、垂 直 起 降 和低 空低
速 性 好 等 一 系 列 特 点 ，可 以执 行 侦 查 定 位 、 战损 评 估 、通 讯 中 继 、资 源 勘 探 、 电力 巡 检 、交 通 监控 、
２ １． ０ ２ ０ｌ
３ （） ｌ１
ｄ ｉ １．９ ９ ． ｓ．０ ６ ｌ７ ． １ ．１ ０ ｏ： ０３ ６ ￣ ｉ ｎ１０ －５ ６２ ２０ ． ２ ｓ ０ ０
小 型 无人直 升机 活 塞式 发 动机 建模 技 术
徐志鑫 ，曾国贵 ，严峰 ，祖 家奎
（ ．南 京航 空航 天 大学 自动 化学 院 ，南 京 ２ ０ １ ； １ １ ０ ６
无人机动力测试台-自动化测试系统拉力、扭矩、电压、电流、转速和效率
无人机动力测试台-自动化测试系统拉力、扭矩、电压、电流、转速和效率引言无人机动力测试台是优化设计无人机动力系统的最佳工具，而对待测项目进行精准地自动化测试不仅可以为用户节省宝贵的时间，更为无人机动力系统的升级换代提供强有力的数据支撑。
在本文中，我们将介绍使用动力测试台测试无人机动力系统的7种方法，以及如何自动化测试这些项目：1.步进测试。
2.扫频/斜坡测试。
3.耐力测试。
4.闭环控制/恒推力测试。
5.90%建立时间测试。
6.飞行回放测试。
7.正弦测试和线性调频信号测试。
图1：无人机动力系统风洞测试1.步进测试1)什么是步进测试？步进测试使您的动力系统以规则或不规则模式通过一系列步进信号进行测试。
例如，您可以将油门设置为从25% 开始，然后以5% 的间隔增加到50%（25%、30%、35%、40%、45%、50%）。
在这些“步进”中的每一个测量点，都有一个自定义时间点，即当系统保持油门稳定并使系统在捕获数据样本之前稳定下来的时间点。
2)为什么要进行步进测试？执行步进测试的原因有很多，因为它是可用的更简单的测试之一。
首先，步进测试易于重复实施，并且可以根据需要以完全相同的方式多次运行。
这使得比较动力系统的不同配置变得容易直观，因为每次的数据收集点都是相同的。
它对于查看系统在不同工作点的性能也很有帮助。
55% 油门与60% 油门的效率如何比较？80% 与85% 油门时的功耗又是多少？步进测试可以帮助您通过简单的协议回答这些问题。
3)如何运行步进测试？设计步进测试需要您确定要了解的目标测试点。
您想查看整个信号输入范围还是专注于飞行的某个特定阶段？确定这一点后，您可以将这些目标点输入到测试脚本中，如RCbenchmark 软件中提供的脚本 图2）。
设置最小值、最大值、步数和步长之间的建立时间。
您的步骤可以手动输入或从电子表格导入。
图2：步骤测试的自动测试脚本2.扫描/斜坡测试1)什么是扫描/斜坡测试？在扫描测试（ 又名斜坡测试）期间，当您的动力系统从一个油门值到另一个油门值平稳上升时，数据会连续记录。
固定翼无人机技术-航空活塞动力装置
高
长，以免造成发动机过热。
。
机件积炭，造成气缸散热不良
避免发动机积 炭
，容易使混合气局部过热；积 炭过多时，使燃烧室容积变小 ，压缩比变大，压力温度增高。
13.3
航空活塞发动机构造
构造和机件
增压式发动机
活塞发动机主要机件
以目前应用较多的点燃式航空活塞发动机为例介绍活塞发动机的具体构造。航空 活塞发动机的主要机件包括气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、机匣等，如图所示 。
（1）气缸内部积炭
混合气过富油燃烧时，汽油中的碳 不能烧尽，一部分残余的碳就会积 聚在活塞顶、气缸壁、电嘴和气门 等处，这种现象叫做积炭。积碳都 使发动机功率减小，经济性变差， 严重时还会导致发动机故障。
（2）排气管冒黑烟和“放炮”
过富油混合气燃烧不完全，废气中含 有大量未燃或正在燃烧的碳，所以从 排气管排出的废气中带有浓密的黑烟 ，在夜间还可看到排气管口排出长而 红的火舌。废气中剩余的可燃物质， 在排气管口与外界空气相遇，发生复 燃，产生一种类似放火炮的声音，这 种现象叫做排气管“放炮”。
莱康明IO-360-L2A 型发动机主要参数
额定功率 额定转速 气缸数量及布局 总容积 气缸内径 活塞行程 压缩比 点火次序 左、右磁电机 气门与摇臂间隙 燃油喷射器（燃调） 转速表 滑油系统参数 最小滑油压力 正常工作压力 最大滑油压力 正常工作温度 最大滑油温度 滑油量（运转时） 收油池最少安全滑油量 气缸头温度 最大气缸头温度 高性能巡航功率时 经济巡航功率 发动机重量及尺寸 发动机净重 发动机尺寸
03
发动机转速的影响
04
提前点火角
在一定的进气压力下 ，发动机转速增大， 气缸内湍流强度增强 ，火焰传播速度增大 ，燃烧时间缩短。
小型无人机动力装置建模与仿真研究_刘斌
QD 5CP |J = 0 = C
( 7)
依据式 ( 5)可以在图 1中画出不同前进比下的
类似于发动 机螺 旋桨 (风 门 ) 特性 曲线 的曲线 族。
在这些曲线上, 发动机输出功率与螺旋桨吸收功率 相等, 因此既反映了在不同前进比下发动机在不同
节风门条件下输出功率 (稳态 )随转速变化的规律,
也反映了螺旋桨吸收功率随转速变化的规律, 本质
图 4 螺旋桨模型
113 活塞式发动机螺旋桨动力装置
二冲程活塞式航空发动机与定距螺旋桨组成小
型无人机的动力装置, 可以用微分方程描述其动力
学特性:
2P( Iprop
+
Ieng )
dn dt
=
M eng - M p rop
( 9)
式中, Iprop为螺旋桨转动惯量; Ieng为发动机运动部件 对发动机输出轴的转动惯量; M eng为发动机 轴输出 扭矩; M p rop为螺旋桨吸收扭矩。
通过与无人机实际飞行情况相比较, 仿真计算 结果在 物理 过程上 与实 际飞 行一 致, 数值 上非 常
接近。
3 结束语
动力装置模型结合无人机非线性仿真平台, 可 以较为细致地研究二冲程活塞式发动机、螺旋桨与 无人机之间的参数与性能匹配问题。本文给出的动 力装置模型较好地描述了二冲程活塞式发动机螺旋 桨动力装置的动力学特性, 满足小型无人机高度、速 度控制、自主起降控制等飞行控制问题的仿真与设 计需求。
本文建立的发动机模型见图 2。
112 螺旋桨
螺旋桨拉力 T prop、功率 P prop、扭矩 M prop通过螺旋
桨拉力系数 CT、功率系数 CP 计算, CT, CP 是螺旋桨
前进比 J 的函数。
螺旋桨式小型无人机可用功率计算研究
螺旋桨式小型无人机可用功率计算研究张轶【摘要】The theory and experimental formulas about power character of propeller-driven piston engine have been briefly interviewed and analyzed. Then, the impact of drift and fuselage on propeller efficiency is investigated. At last, a new method is proposed to calculate the available power of propeller-driven small UAV. The results have shown that if the flight altitude keeps constant, the available power and propeller efficiency are in direct proportion to cruising speed, while if the cruising speed keeps constant, they are in inverse proportion to flight altitude.%简要分析总结了螺旋桨式活塞发动机功率特性的相关理论及经验公式.以此为基础,研究了滑移现象和机身对螺旋桨效率的影响问题.提出了一种新的计算螺旋桨式无人机可用功率的方法.结果表明:螺旋桨式无人机若飞行高度保持一定,可用功率、螺旋桨效率与巡航速度成正比;若巡航速度保持一定,可用功率、螺旋桨效率与飞行高度成反比.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2011(011)008【总页数】5页(P1876-1880)【关键词】螺旋桨;活塞发动机;无人机;可用功率【作者】张轶【作者单位】西北工业大学机电学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V279;V211螺旋桨式活塞发动机由于具有质量轻、尺寸小、耗油率低、低速时推力大、价格便宜等优点。
gjb 4108-2000 军用小型无人机系统部队试验规程
gjb 4108-2000 军用小型无人机系统部队试验规程【标题】军用小型无人机系统部队试验规程概述【正文】一、背景与意义随着科技的飞速发展，无人机技术在军事领域的应用日益广泛。
我国高度重视无人机技术的研究与发展，为了提高我军作战能力，加快现代化建设，我国已经研制出多种型号的军用小型无人机。
为确保无人机系统的作战性能和安全性，对其进行严格的试验验证至关重要。
为此，我国制定了《军用小型无人机系统部队试验规程》（以下简称《规程》）。
二、规程主要内容《规程》分为总则、试验组织、试验准备、试验实施、试验结果处理和附则等六个部分。
1.总则：明确了本规程的适用范围、目的和依据。
适用于我国军用小型无人机系统的部队试验，旨在确保试验的科学性、严谨性和规范性，提高无人机系统的作战性能和安全性。
2.试验组织：明确了试验的组织结构，包括试验领导机构、试验执行机构、试验保障机构和试验监督机构。
各机构要按照职责分工，密切协作，确保试验的顺利进行。
3.试验准备：包括试验计划制定、试验场地选择、试验设备准备、试验人员培训和试验安全保障措施等。
试验计划要明确试验任务、试验内容、试验方法和试验时间等内容。
试验场地应具备一定的代表性，能够满足试验需求。
试验设备应具备足够的精度和可靠性。
试验人员要具备相关专业知识和操作技能。
试验安全保障措施要确保试验过程中的人员安全和设备完好。
4.试验实施：分为静态试验、动态试验和验收试验三个阶段。
静态试验主要对无人机系统的各项性能指标进行测试。
动态试验主要对无人机系统的实际操作性能进行验证。
验收试验是对试验结果的综合评价，确保无人机系统达到设计要求。
5.试验结果处理：对试验数据进行整理、分析和评价。
根据试验结果，对无人机系统进行改进和优化。
试验结果应形成报告，提交有关部门审批。
6.附则：明确了试验经费、试验资料管理和试验违规处理等事项。
三、结论《军用小型无人机系统部队试验规程》为我国军用小型无人机系统的试验提供了科学、严谨、规范的指导。
民用轻小型固定翼无人机系统试验方法
民用轻小型固定翼无人机系统试验方法一、引言近年来，随着无人机技术的快速发展和民用无人机市场的不断扩大，民用轻小型固定翼无人机系统的应用也日益广泛。
在进行无人机系统试验时，合理的试验方法能够有效提高试验效率和安全性，保障试验数据的准确性和可靠性。
本文旨在探讨民用轻小型固定翼无人机系统的试验方法，为相关领域的研究和实践提供参考。
二、试验前准备1. 确定试验需求：在进行试验前，需要明确所要测试的无人机系统的性能指标和试验目标，包括但不限于飞行性能、导航控制、遥控通信、环境适应等。
并根据不同的试验需求，选择相应的试验方法和方案。
2. 设立试验场地：选取符合试验要求的适当场地进行试验，确保场地空旷、安全，符合无人机系统试验的要求，同时需要获得相关权限和许可证。
3. 检查设备和工具：在试验前需对试验所用的无人机系统、地面控制站、测量设备、通信设备等进行全面检查和维护，确保各项设备的正常工作状态。
4. 制定应急预案：应在试验前制定相应的应急预案，包括但不限于无人机失控、通信故障、飞行器损毁等突发情况的处理措施和应急联系方式，确保试验过程中的安全。
三、试验方法1. 静态试验：通过地面测试台对无人机系统的电路、传感器、执行器等部件进行检测和调试，以确认其基本功能的正常运行，并对其工作稳定性进行评估。
2. 动态试验：在开阔的场地进行无人机系统的飞行性能试验，包括升降、转弯、滑行、失速速度、爬升度等性能参数的测试，以评估无人机的飞行性能与稳定性。
3. 通信试验：测试控制指令的无线传输性能和稳定性，包括信号覆盖范围、传输距离、信号干扰等指标，以确认通信系统的可靠性。
4. 遥控试验：测试遥控器与无人机系统的配合性和灵敏度，包括控制指令的传输速度、响应时间等指标，以评估遥控通信系统的稳定性。
5. 环境适应试验：在不同的自然环境条件下，如高温、低温、高海拔、强风等环境下对无人机系统进行测试，以评估其在复杂环境下的适应能力。
四、试验数据处理与分析1. 数据采集：在试验过程中，需要利用各类传感器和测试仪器对无人机系统的各项性能参数进行实时数据采集，包括飞行状态、姿态角、速度、高度、通信信号质量等。
30公斤级别UAS无人机系统方案设计报告(航空无人机毕业设计)UAV固定翼精选全文
精选全文完整版（可编辑修改）30UAV无人机设计报告共45页XXXXXXX公司2015年08月拟制: 校对: 审核:批准:目录1 系统主要功能与技术性能指标 (4)1.1 主要功能 (4)1.2 主要技术指标 (4)2 飞机系统 (4)2.1 飞机构型及主要参数 (4)2.1.1 气动构型 (4)2.1.2 主要构形参数 (6)2.2 气动性能 (6)2.2.1 全机纵向特性 (6)2.2.2 横航向气动特性 (9)2.2.3 全机动导数 (10)2.2.4 升降舵、方向舵、副翼操纵效能特性 (10)2.3 动力装置 (11)2.3.1 发动机 (11)2.3.2 螺旋桨 (12)2.4 重量与重心 (12)2.4.1 重量 (12)2.4.2 重心 (14)2.5 飞行性能计算 (14)2.5.1 长航时型飞行性能计算结果 (14)2.5.2 高空型飞行性能计算结果 (16)2.5.3 计算结论以及飞行性能指标建议 (18)2.6 飞行品质计算 (18)2.6.1 飞机基本参数 (18)2.6.2 计算与分析 (19)2.7 飞机气动载荷计算 (20)2.7.1 坐标系定义 (20)2.7.2 载荷计算参数 (20)2.7.3 机翼载荷计算 (20)2.7.4 水平尾翼载荷计算 (24)2.7.5 垂直尾翼载荷计算 (25)2.7.6 水平尾翼严重载荷情况 (27)2.7.7 垂直尾翼严重载荷情况 (27)2.8 飞机结构设计 (28)2.8.1 机翼 (28)2.8.2 机身................................................................................ 错误!未定义书签。
2.8.3 垂尾和尾撑.................................................................... 错误!未定义书签。
小型活塞式无人机发动机测试系统
温度、扭矩、拉压力和转速随时间变化的试车曲
线，并可实现螺旋桨的自动选择（图１）。
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图１系统原理框图 ３系统硬件组成 ３．１嵌入式微处理器系统
法。在这么多技术方法中，通过实验发现，通过调 用ＣＯＭ组件容易达到画图及数据处理的设想效
果，其它方法或者是不能脱离ＭＡｌ凡ＡＢ环境，或
者是被ＶＣ调用后绘图功能难以实现。 该发动机测试系统是集测量和数据处理为一
体的智能化系统，用于活塞式小型无人机发动机 性能测试。在发动机试车时，可对被测参数进行 实时采样、记录数据、性能计算，可输出拉压力 与转速的关系曲线、螺旋桨选择、实时跟踪试验 过程中发动机主要性能参数的变化，绘制性能曲 线，自动存盘及打印输出，实现发动机台架试验 的自动测试，具有很好的应用推广前景。 参考文献 【１】马忠梅．ＡＲＭ嵌入式处理器结构与应用基础 ［Ｍ】．北京：北京航空航天大学出版社，２００２ 【２】丁力军等．无人机发动机综合测试系统的设计与 实现［Ｊ】．计算机测量与控制，２００４（５）：４５２—４５４ 【３】 ＤＡＲ ｃｏｒｐｏｒａ ｔ ｉｏｎ．ＡＡＡ Ｖｅｒｓ ｉｏｎ ２．５ Ｕｓｅｒ’ ｓ
英文刊名： 年，卷(期)：
张翔， 臧小杰， Zhang Xiang， Zang Xiaojie 中国民航大学空中交通管理学院,天津,300300
Ｍｅｄｉａ、Ｃ劬ｐａｃｔ ＦｌａＳｈ及ＮＡＮＤ ＦｌａＳｈ连接。
ＡＴ９ｌＲＭ９２００强大功能为在没有ＰＣ机的情 况下利用ＬＣＤ模块显示画图及数据存贮等功能奠 定了基础，方便了将来系统的升级扩展。
【 技术篇】浅谈中国无人机的(重油)活塞发动机
【技术篇】浅谈中国无人机的(重油)活塞发动机中国第一款自行制造的航空活塞发动机，也是新中国第一台航空发动机，是湖南株洲的311厂仿制的苏联M-11型，国内型号50号发动机。
话说331厂，原来仅仅是一家炮弹生产厂，第一代中国航空人在极端艰苦的环境下，将炮弹工厂改成了发动机工厂，一边修理M11发动机，一边试制简单部件。
在从前苏联运回来的技术资料抵达311厂后，就开始着手整机仿制。
M11是一款星形活塞式发动机，主要由曲轴、连杆、活塞、汽缸、分气机构和机匣等部件组成，运作原理是用燃料燃烧产生的能量推动活塞产生动力，因汽缸以星形环绕的方式围绕传动轴进行布置，这种发动机也因此得名星型发动机。
仿制M11最大的难点是发动机机匣，因为M11的机匣是铝合金制造的，而当时中国没有掌握电解铝技术和铝合金制造技术，只好自己造电炉，冶炼铝合金，其间还发生过事故。
1954年8月16日，在苏联专家帮助下，中国人自己制造的第一台仿制活塞航空发动机M11试制成功。
功率118千瓦（160马力），质量180千克，后装备于初教－5。
1960—2010年代的中国航空活塞发动机活塞8研制成功快半个世纪后，中国的小型航空活塞发动机，大部分仍然是功率很小的汽油机。
北航、南航和西工大都是研制无人机的主力，但在动力上，西北工业大学曾长期是中国唯一的小型航空活塞发动机的自主研制单位，主要产品包括二冲程发动机和转子发动机，如HS-280、HS-350、HS-510、HS-700、Z2G系列发动机。
功率从15hp到55hp，全部是化油器方式，无一采用直喷供油，也无一具有涡轮增压功能（复习《技术篇》）。
仅能满足全机质量350公斤（原文如此）的低空短程无人机飞行的要求，技术水准可想而知。
其中比较为人熟知的，如早期国内的无人靶机靶－2，采用的是HS-280二冲程活塞发动机，功率只有15马力，续航时间只有60分钟，升限2000米。
再有就是装备量很大的ASN-206无人机，最大时速210公里，航程150公里，飞行时间4～8小时；飞行高度5000～6000米。
航空活塞发动机试车台设计及测试系统开发的开题报告
航空活塞发动机试车台设计及测试系统开发的开题报告一、选题背景及意义随着现代交通和经济的发展，航空发动机的研发已经成为了各国国防工业和航空工业重要的一环。
而发动机的试验与测试技术是评估发动机性能和可靠性的重要手段，因此必须建立完善的航空发动机试验台和测试系统。
航空发动机试车台是航空发动机研发过程中不可或缺的一部分，在研发和组装后进行试运行，以确保发动机性能和安全性。
试车台是一个集机械、电气、液压、航空燃油等多种复杂技术于一体的综合系统，因此设计与开发试车台并不容易。
二、研究目标、内容及研究方法研究目标：针对航空发动机研发过程中的试验与测试技术，设计与开发一套稳定、快速的航空发动机试车台和测试系统。
研究内容：1.对试车台系统进行需求分析和设计，包括机械结构、电气控制、液压控制和燃油控制等部分的设计和构建。
2.开发测试软件平台，实现试车台和测试系统的自动化控制和监测。
3.进行试车台的模拟和调试，确保试车台的稳定性和可靠性。
4.进行实际的总体性能和故障诊断试验。
研究方法：采用软硬件相结合的方式，利用计算机辅助设计和仿真技术来进行试车台设计，同时结合现场试验来进行测试系统开发和平台搭建。
三、研究现状及进展目前，航空发动机试车台和测试系统已成为发达国家航空工业的重要组成部分，主要集中在CFM56、V2500、RB211、GE90等航空发动机的研发和应用。
但是，国内相关技术水平与国际先进水平存在一定差距，仍然需要进一步的发展和完善。
针对航空发动机试车台的设计和测试系统开发，国内已有一定的进展和研究，主要有以下几个方面：1.基于MATLAB/Simulink的航空发动机试车台模拟软件开发。
2.基于实时操作系统的机电液一体化航空发动机试车台控制系统设计与开发。
3.智能化航空发动机测试系统的研发和应用。
虽然已有相关研究和应用，但国内仍存在一些问题，如缺乏统一的试验标准和规范、测试过程的不自动化、测试数据的处理不精准等。
航空活塞式发动机 振动试验方法-最新国标
航空活塞式发动机振动试验方法1 范围本文件规定了航空活塞式发动机振动试验的试验条件、试验件、试验装置和测量设备、试验流程、试验数据处理和试验报告等要求。
本文件适用于民用航空活塞式发动机振动试验。
2 规范性引用文件下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。
其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。
GB/T 14412 机械振动与冲击-加速度计的机械安装GB/T 23341.1-2018 涡轮增压器第1部分：一般技术条件GB/T 23341.2-2018 涡轮增压器第2部分：试验方法3 术语和定义GB/T 23341.1、GB/T 23341.2界定的以及下列术语和定义适用于本文件。
3.1振动敏感部件 vibration sensitive part在发动机转子转速使用限制范围内或附近具有明显共振的部件。
3.2振动不敏感部件 vibration insensitive part在发动机转子转速使用限制范围内或附近没有明显共振的部件。
3.3关键部件 critical part失效后产生危害性发动机后果的部件。
3.4疲劳极限 fatigue limit经过无穷多次应力循环而不发生材料疲劳破坏时的最大应力范围。
疲劳极限由稳态应力、温度和其他因素决定。
钢的疲劳极限用一千万次循环疲劳测试表征。
3.5安全极限频率 Safety limit frequency发动机零部件在发动机转子的转速使用限制范围内安全工作的极限频率。
4 试验目的振动试验的目的包括：1)验证发动机不会把过大振动传递到振动敏感部件和航空器结构；2)验证发动机的轴类零部件（曲轴和螺旋桨轴或其他输出轴）的振动应力在所有气缸正常点火工况下不超过疲劳极限，在单只气缸不点火工况下不产生影响发动机安全使用的过大振动。
5 试验原理航空活塞发动机振动试验原理是通过振动扫频试验、振动驻留试验和缺缸振动扫频试验，验证实验目的是否实现。
浅谈中国无人机的(重油)活塞发动机-.-技术篇
浅谈中国无人机的（重油）活塞发动机 . 技术篇谁言老干曾疏落，且看新枝再弄春（二）——浅谈中国无人机的（重油）活塞发动机. 技术篇上回书说道，重油活塞发动机将成为中小型无人机的动力趋势。
但是，“汝之所长即汝之所短”。
这一篇要聊的重油活塞发动机的三个技术难点，某种程度上也来源于其自身的优点。
二、航空重油发动机的技术难点第一：重油的燃料雾化技术发动机做功，需要将燃料通过喷嘴喷成颗粒度非常细的雾状，才能与空气充分混合，达到良好的燃烧效果。
雾化燃料与空气混合气的形成质量，对于动力性、经济性和排放性都有至关重要的作用。
而重油，特别是柴油，比汽油的黏度高，低温流动性差。
这造成重油的雾化效果要比汽油差，影响了燃烧效果，甚至导致发动机启动困难。
实现重油的可靠雾化及高效的燃烧组织，成为航空重油活塞发动机的核心技术之一。
活塞发动机的重油雾化燃烧改进方式，大致有以下几种。
化油器渐改+辅助预热：两冲程活塞发动机大多采用化油器供油方式，而直接采用现有化油器很难保证重油的可靠雾化和合理燃烧。
因此可以对进气系统、化油器、点火系统设计更改，同时增加辅助起动的预热系统，改善燃料的流动性。
这种改进方式中，具有代表性的是德国3W公司的重油发动机方案，对进气系统采用加速管；泵膜式化油器进行改进，工作方式接近于机械喷射系统；曲轴箱预热；压缩比降低；起动加入预热塞；点火系统更改，能量增加。
这种方法的缺点是，增加的附件多，修改设计复杂，实现上比较困难。
机械喷射系统：即放弃化油器方式，供油方式直接改由发动机附属机械机构驱动，完成燃油的缸内直接喷射和流量调节功能。
比如美国XRDi公司的重油解决方案，采用了MCDI 机械燃油直喷系统和点燃方式，燃油直接喷到发动机缸内，实现-30℃条件下无辅助预热装置的可靠起动。
这种方法的缺点是：需要单独的机械喷射调节和驱动装置，整体设计比较复杂，成本较高。
而且机械调节系统调节范围有限，自由度和灵活性差，适应范围受限。
无人机用小型航空活塞发动机的发展
表２西北工业大学研制的小型航空活塞发动机 发动机型号
型式 排量 功率输出
ＨＳ．２８０ ＨＳ．３５０ ＨＳ．５１０ ＨＳ．７００ Ｚ２Ｇ
二冲程
２８０ｃｃ
二冲程
３５０ｃｃ
二冲程
５１０ｃｃ ３９ｈｐ ／６０００ｒｐｍ ３８０９／ｈｐ．ｈ
二冲程
７００ｃｃ
单转子
２０８ｃｃ ３６ｈｐ ／７８００ｒｐｍ ３８０９／ｈｐ．ｈ
１
国外发展概况
二战以后，由于西方发达国家民间航空运动和通用航空的普及，小型航空活塞式发动机在这些
国家一直有着稳固需求，这种需求促成了小型航空活塞式发动机研制、生产和使用的良性发展。目 前国外小型航空活塞式发动机工艺成熟，产品种类较为齐全，不仅有二冲程发动机，还有四冲程和转 子发动机，部分产品如表１。
・５２６・
尖兵之翼一２００６中国无人机大会论文集
（３）废气涡轮增压器 在国外，在小型航空活塞式发动机上配装涡轮增压器已经是成熟的技术。国内还没有开展涡轮增 压器匹配工作和涡轮增压控制系统研究。 （４）发动机的数字电子控制系统 国外，包括燃油喷射、点火控制和涡轮增压功能的小型航空活塞式发动机数字电子控制系统已 经投入使用，其功能还将扩展到故障诊断与检测，并有良好的用户界面，用于发动机的信息报告与 检测。国内的小型航空活塞式发动机电子控制系统的研究刚刚起步，仅仅开展了电控汽油喷射系统 的研制工作，离实际使用还有距离。
１２月ＵＥＬ（ＵＡＶ ＥＮＧＩＮＥＳ ＬｒＨ））公司成立，从Ｎｏｒｔｏｎ公司买了三角转子发动机的技术和生产权。
经多年的努力，目前ＵＥＬ公司已成功开发了单转子风冷和双转子液冷两大系列发动机，功率范围从 ２０马力至９０马力。ＵＥＬ公司的三角转子发动机全部用小型无人机，主要用户有以色列、美国、英国、 南韩、印度等国家。目前约有２５种小型无人机采用该公司的三角转子发动机。 国外小型航空活塞发动机的涡轮增压技术已经比较成熟。废气涡轮增压器可以强化发动机输出功 率，提高高空工作性能。近些年来，随着汽车工业技术的发展，废气涡轮增压器设计和制造技术发展 迅速，各种小型化、高转速的废气涡轮增压器纷纷出现，目前部分国外小型航空活塞发动机已经使用 了废气涡轮增压器。 虽然国外大部分航空活塞式发动机仍采用化油器式燃油系统，但电控汽油喷射技术已经开始在小 型航空活塞式发动机上应用。随着电子技术和控制理论的发展，发动机的自动化和智能化程度逐渐提 高，已经出现了发动机数字电子管理系统，它除了能有效控制发动机的喷油系统、点火系统和涡轮增 压器外，还兼有发动机故障诊断和检测的功能，并可辅助操作人员完成发动机的控制。
无人机动力系统理论知识精选全文
可编辑修改精选全文完整版无人机动力系统理论知识无人机使用的动力装置主要有活塞发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、冲压发动机、火箭发动机。
那么，下面是店铺为大家整理的无人机动力系统理论知识，欢迎大家阅读浏览。
无人机动力系统航空器的发动机以及保证发动机正常工作所必需的系统和附件的总称无人机使用的动力装置主要有活塞发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、冲压发动机、火箭发动机。
电动机等。
目前主流的民用无人机采用的动力系统通常为活塞式发动机和电动机两种。
活塞式活塞式发动机也叫复式发动机，由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成主要结构。
活塞式发动机属于内燃机，它通过燃料在气缸内的燃烧，讲热能转变为机械能。
活塞式发动机系统一般由发动机本体、进气系统、增压器、点火系统、燃油系统、启动系统、润滑系统以及排气系统构成。
1.进气系统进气系统是活塞式发动机的动脉，为发动机提供燃烧做功所需的清洁空气和燃料，并且油气的混合也是在这里完成。
活塞式发动机进气系统的作用是：将外部空气和燃油混合，然后把油气混合物送到发生然手的`气缸。
外部空气从发动机罩前部的进气口进入进气系统。
这个进气口通常会包含一个阻止灰尘和其他外部物体进入的空气过滤器。
小型活塞式发动机通常使用两种类型的进气系统：(1)汽化器系统汽化器本质上是一根管子。
管子中有一个可调节板，称作节流板，它控制着通过管子的气流量。
管子中有一点较窄，称作文丘里管，在此窄道中气体流速变快，压力变小。
该摘到中有一个小孔，称作喷嘴，汽化器通过它在低压时吸入燃料。
(2)燃油喷射系统燃油喷射系统即电子燃油喷射控制系统，以一个电子控制装置为控制中心，利用安装在发动机不同部位上的各种传感器，测得发动机的各种工作参数，按照在电脑中设定的控制程序，通过控制喷油器，精准地控制喷油量，使发动机在各种工况下都能获得最佳浓度的混合气。
2.增压器增压器是一种用于活塞式发动机的辅助装置。
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ＡＴ９ｌ脚９２００为控制中心，采集传感器及转换电
路传来的数据，进行实时的测量，并通过 ＭＡｎ ＡＢ和ＶＣ６．Ｏ编程实现上位机控制界面管 理。在发动机试车时，可对被测参数进行采样、 记录数据、性能计算，并通过Ｒ２３２接口与上位机 通信，输出拉压力与转速的关系曲线、螺旋桨的 选择、绘制性能曲线、自动存盘及打印输出，实 现发动机台架试验的自动测试。
５关键技术
５．１软、硬件抗干扰技术
由于发动机工作环境复杂，电磁环境比较恶
劣，以嵌入式处理器为核心的测试系统的稳定性
和可靠性成为研制的关键问题。在研制过程中发 现测试系统经常或者不能运行，或者运行不稳定
经常死机。因此，系统采用隔离电路、低通滤波
等硬措施来提高系统的抗干扰性。此外，在软件
设计上也采取了比较有效的措施：指令冗余技
Ｍｅｄｉａ、Ｃ劬ｐａｃｔ ＦｌａＳｈ及ＮＡＮＤ ＦｌａＳｈ连接。
ＡＴ９ｌＲＭ９２００强大功能为在没有ＰＣ机的情 况下利用ＬＣＤ模块显示画图及数据存贮等功能奠 定了基础，方便了将来系统的升级扩展。
３．２传感器的选择 转速传感器选用的是霍尔传感器。由于活塞式 发动机曲轴上有一块磁铁供点火器使用，所以通过 再安装一个霍尔传感器来测量转速不仅简便而且准 确。当小磁铁转动到霍尔传感器附近时，霍尔传感 器靠近磁铁，传感器产生一个电压信号，通过运算 放大器把信号放大后再接一个反相器，接到单片机 的外部中断引脚。通过编程控制当信号触发中断
ｐａ姗ｅｔｅｒ ｓｉｎｇＩｅ－ｃｈｉｐｓ，ａ
ｍｅａＳｕｒｉｎｇ ｓ），ｓｔｅｍ ｏｆ ｅｎｇｉｌｌｅ ｔｅｓｔ．ｒｉｇ ｉｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ａｎｄ ｄｅＶｅｌｏｐｅｄ．Ｎｏｗａｄａｙｓ
ｔ１１ｅ ｒｏｔａ＿ｔｅ ｓｐｅｅｄ，ｍｒｕＳｔ ａｎｄ ｔｈｅ、Ⅳｒｉｎｇ ｍＯｍｅｎｔ ０ｆ ａ ｐｉｓｔｏｎ ｅｎｇｉｎｅ ｃａｎ ｂｅ ｍｅ舔ｕｒｅｄ ｂｙ ｍｉｓ Ｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅ
ｏｆ Ｉ ＪＡＶ．Ｂ嬲ｅｄ ｏｎ ｍｅ ｔＩｌｅｏ叫ｏｆ ｐｉｓｔｏｎ ｅｎｇｉｎｅ，ｅｌｅｃ订ｏｎｉｃ ｍｅａＳｕｒｉｌｌｇ锄ｄ ｓｉｌｌｇｌｅ—ｃｈｉｐ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ廿１ｅ ａｕ－
ｔｌｌｏｒＳ ａｄｏｐｔ ｔｈｅ ｉｄｅａ ｏｆ ｍｏｄｕｌａｒｉｚａｔｉｏｎ ｉＩｌ ｍｅｉｒ ｄｅｓｉｇｎ．Ｂｙ ｕｓｉｎｇ也ｅ ｅｑｕｉｐｍｅｎｔＳ ｓｕｃｈ ａｓ ｓｅｎｓｏｒｓ姐ｄ
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图２处理器主流程图
图４转速一拉力关系图
绘图及数据分析采用Ｍ觚，ＡＢ７．Ｏ与ＶＣ６．０
混合编程。图４为ＭＬＤ２８ＣＣ发动机转速、拉力
的某一时刻的测试数据关系图。Ｍ觚，ＡＢ作为专
业的数据处理软件，处理数据既省时又省力。
３００３００ ＣｈｉＩｌａ）
Ａｂｓｔｎｃｔ：ＥｎｇｉＩｌｅ ｉｓ ｔｈｅ ｐｏｗｅｒ ｓｏｕｒｃｅ ｏｆ ｐｌａＩｌｅｓ孤ｄ ｉｔｓ ｐｅｒｆｏ肌ａＩｌｃｅ ａｄ、ｅｃｔｓ ｔＩｌｅ ｃａｐａｂｉｌ时ｏｆ廿Ｉｅ Ⅵｍｏｌｅ ＵＡＶ １１１ｅ ｔｅｓｔ ｏｆ ｍｅ ｅｎｇｉｎｅ’ｓ ｐｅ血ｎ１１ａＩｌｃｅ ｐａｒ锄ｅｔｃｒ ０ｎ铲ｏｕｎｄ ｉｓ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｆｏｒ ｔ１１ｅ ｄｅｓｉ四ｉＩｌｇ
英文刊名： 年，卷(期)：
张翔， 臧小杰， Zhang Xiang， Zang Xiaojie 中国民航大学空中交通管理学院,天津,300300
法。在这么多技术方法中，通过实验发现，通过调 用ＣＯＭ组件容易达到画图及数据处理的设想效
果，其它方法或者是不能脱离ＭＡｌ凡ＡＢ环境，或
者是被ＶＣ调用后绘图功能难以实现。 该发动机测试系统是集测量和数据处理为一
体的智能化系统，用于活塞式小型无人机发动机 性能测试。在发动机试车时，可对被测参数进行 实时采样、记录数据、性能计算，可输出拉压力 与转速的关系曲线、螺旋桨选择、实时跟踪试验 过程中发动机主要性能参数的变化，绘制性能曲 线，自动存盘及打印输出，实现发动机台架试验 的自动测试，具有很好的应用推广前景。 参考文献 【１】马忠梅．ＡＲＭ嵌入式处理器结构与应用基础 ［Ｍ】．北京：北京航空航天大学出版社，２００２ 【２】丁力军等．无人机发动机综合测试系统的设计与 实现［Ｊ】．计算机测量与控制，２００４（５）：４５２—４５４ 【３】 ＤＡＲ ｃｏｒｐｏｒａ ｔ ｉｏｎ．ＡＡＡ Ｖｅｒｓ ｉｏｎ ２．５ Ｕｓｅｒ’ ｓ
万方数据
中国民航飞行学院学报 Ｊｏｕｍａｌ ｏｆ ＣｉＶｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｆｌｉ曲ｔ ＵｎｉＶｅｒｓ时 ｏｆ Ｃｈｉｎａ
Ｊａｎ．２０ｌｌ ＶｏＩ．２２Ｎｏ．１
示、采集数据的基本分析等任务；上位机程序完 成２３２串口数据收发、用户界面管理、数据分析 处理、算法及任务调度、数据存储报表输出等任务。
Ｊａｎ．２０ｌｌ Ｖ０１．２２Ｎｏ．１
中国民航飞行学院学报 ＪｏｕｍａＩ ｏｆ Ｃｉｖｉｌ Ａ啊ａｔｉｏｎ Ｆｌｉ曲ｔ ＵｎｉＶｅｒｓ毋 ｏｆ Ｃｈｉｎａ
电隔离、差分放大、滤波和限幅等调理工作后，将 Ｏ～５Ｖ的电信号送至处理器进行分析处理，实现
显示、打印和报警等功能，同时通过ＭＡＸ２３２芯
片将数据通过串行口送到ＰＣ机中，实时显示环境
关键词：活塞发动机无人机测试
Ｍｅａｓｕｒｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ ｏｆ ＳｍａＵ Ｐｉｓｔｏｎ Ｅｎｇｉｎｅ ｆｏｒ ＵＡＶ ｚｈａｆｌｇ ｘｉａｎｇ ｚａｎｇ ｘｉａｏｊｉｅ
（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆＡｉｒ Ｔｒａｍｃ Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ ｏｆ ＣｉＶｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ ＵｎｉＶｅｒｓ时ｏｆ ＣｈｉＩｌａ Ｔｉ硼ｉｌｌ
拉力传感器选用蚌埠天光公司的Ｔ几．１拉力 传感器，Ｓ型，拉压双向量程均５０ｋｇｆ’零点输出 ０Ｖ，受拉满量程输出＋５Ｖ，受压满量程输出． ５Ｖ，ＤＣ２４Ｖ供电。转换精度、线性度响应速度 等指标满足测试系统需求。
温度传感器选择ＤＳｌ８８２０数字式温度传感 器，易于布线，测量精度高，占用系统资源少。
３．３接口电路组成 接口电路主要由隔离电路、差分放大器和低 通滤波电路、电平转换电路等组成，负责将各传 感器采集的信号调理转换为标准的０～５ Ｖ电压信 号送至模数转换器ＡＤＳ７８０５。ＡＤＳ７８０５为１６位 的Ａ仍转换器，它不仅分辨率高、转换速度快， 而且接口简单方便、应用灵活， ３．４通信模块 系统采用２３２协议进行单片机和上位机之间 的通讯。ＰＣ机有标准的ＲＳ２３２Ｃ串行口，信号电 平为ＲＳ２３２Ｃ电平。为此，系统使用ＭＡｘ２３２电 平转换芯片完成ＴＴＬ与ＲＳ２３２Ｃ之间的电平转换。
ｌ ＡＶｉａｔｉｏｎ Ｆｌｉｇｈｔ ＵｎｉＶｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ
Ｊａｎ．２０ｌｌ Ｖ０１．２２Ｎｏ．１
小型活塞式无人机发动机测试系统
张翔 臧小杰
（中国民航大学空中交通管理学院天津３００３００）
摘
要：活塞发动机是无人机的动力装置，发动机性能参数的地面测试对无人机设计有
显３．示５显装示置模有块两种形式，一种是利用删控
制ＬＣＤ模块显示基本工作状态及参数曲线绘制， 这样在没上位机的情况下也可以独立完成测试工 作，方便携带，适于现场测试；另一种是利用ＰＣ 机显示器，测试功能更强，测试的内容更全面， 利于测试数据的深入分析。
４系统软件实现 系统软件包括上、下位机两部分控制管理程 序：下位机的微处理器系统程序完成串口数据通 讯、传感器的实时数据采集、任务调度、ＬＣＤ显
２．２测试原理 该测试系统由ＡＴ９ｌＩ己Ｍ９２００微处理器、传感 器、信号处理电路、通讯接口电路、显示模块、 键盘电路和报警电路以及ＰＣ机等组成。系统的工 作原理是：由转速、拉压力、扭矩和温度传感器采 集发动机试车时的工作参数，通过电缆将信号传送 到接口处理电路，由接口处理电路完成对信号的光
万方数据
后，记录一次，并且立刻启动定时器计数。当被测 物体再转动一圈后使得小磁铁再次靠近霍尔传感 器，传感器把信号发到单片机上的中断引脚，中断 再次触发。这样就可以准确测量转速了。
扭矩传感器选用蚌埠天光公司的ＴＪＮ．１静态 扭矩传感器，正反双向扭转量程均２０Ｎｍ，零点 输出ＯＶ，正扭满量程输出＋５Ｖ，反扭满量程输出 ．５Ｖ，ＤＣ２４Ｖ供电。转换精度、线性度响应速度 等指标满足测试系统需求。
Ｋ∞７ Ｗｏｒｄｓ： ＰｉｓｔＯｎ ｅｎｇｉｎｅ ＵＡ、，Ｔ色ｓｔ
１引言 活塞发动机作为无人机的主要动力装置，其 性能直接影响着飞机的飞行性能。目前国内外有 很多相关部门研究活塞发动机测试理论与系统设 计方案及产品，有些产品系统过于简单，测试项 目单一，测试功能不足；有些产品系统过于复 杂，测试过程繁琐；大部分价格昂贵。本测试系 统立足于多功能和低成本，测试了发动机的拉 （推）力、扭矩随转速的变化规律及其耗油特性， 同时测试了不同规格的螺旋桨与发动机相匹配其动 力性能特点，这些参数对提高无人机动力系统设计 的科学性具有重要意义。 ２系统功能及测试原理 ２．１系统功能 系统采用Ａ廿ｎｅｌ公司的ＡＲＭ９微处理器
Ｍａｎｕａｌ．ＤＡＲ ｃｏｒｐｏｒａｔ ｉｏｎ．２００４
【４】杜建红等．航空发动机试车台自动测试系统 设计…．航空发动机，２００７（２）：１５—１７ 【５】胡银彪等．无人机发动机参数测量系统的研 制【Ｊ】．传感器技术，２００４（７）：３４—３６
万方数据
小型活塞式无人机发动机测试系统
作者： 作者单位： 刊名：
术、软件陷阱技术、看门狗技术等，最大限度地
防止程序发生死循环或者跑飞，增强程序的稳定性。 ５．２ ＭＡＴＬＡＢ７．Ｏ与ＶＣ＋＋６．Ｏ混合编程
混合编程主要使用Ｍ觚ＡＢ引擎、ＡｃｔｉｖｅＸ控 件、ＭＡＴ文件共享数据、Ｃ．Ｍｅｘ技术及Ｍ棚．ＡＢ
ＣｏＭ Ｂｕｉｌｄｅｒ、Ｍｉｄｅｖａ工具、ＭＡｒＬＡＢ Ａｄｄ－ｉｌｌ等方
４主．１要Ａ用ＲＭ数Ｃ语据言采编集与写处，理用程删序的专业调试工