随着通用航空市场的开放,越来越多使用活塞发动机的小型飞机投入运营。涡轮增压器作为航空活塞发动机高空动力恢复的主要设备,被小型飞机发动机广泛使用。发动机高工况运转时,进入涡轮的排气温度过高,对涡轮增压器运转和工作寿命造成严重威胁。为了降低涡轮进气温度,涡轮增压器轴冷却技术、喷雾降温、管程对流强化传热、引射降温、EGR降温等降温方法已被研究,这些方法各有一定的不足和局限。作为涡轮进气降温方法的补充,提出将压气机空气部分引出,经引气管路直接流入涡轮进口以实现涡轮进气温度降温的方法。以使用较广的Rotax 914航空活塞发动机为对象,利用GT-Power发动机仿真建模软件,按照该发动机的参数搭建了发动机结构模型,验证了该模型的正确性。利用该仿真模型,分析了空燃比、发动机转速、压气机增压压力和海拔高度对对涡轮进气温度的影响。理论分析了压气机引气占比和涡轮进气温度降温值的关系,引气占比越大,涡轮进气温度降低值越大。在原发动机仿真模型基础上,设计了引气管路和引气降温控制单元。从引气管气流流动方向,将引气降温的情况分为:压气机引气降温、涡轮引气降温、和双向引气降温。通过仿真建模计算,分析了海拔高度和引气管径对降温效果、燃油消耗率及涡轮增压器转速的影响。将引气降温方法与目前广泛应用的加浓油气和废气再循环冷却进行比较,引气降温对发动机性能的负面影响较小。搭建GT25涡轮增压器高温试验台,研究引气管径对压气机流量的影响;研究低工况下,引气降温方法的降温效果影响。对试验台进行仿真建模,研究试验中未达到的高工况下,引气降温方法的降温效果。