航空活塞二沖程汽油機可變排氣閥控制策略研究

姜海勛

(海軍駐北京地區航空軍事代表室，北京 100041)

無人機自上世紀前半頁在英國問世以來，因其隱蔽性好、生命力強、不懼傷亡、起降簡單、操作靈活等特點廣泛應用于軍事領域[1-2]。基于執行任務的需要，無人機要求其動力系統應具有壽命長、油耗低、功重比高等特點[3]。除電動機外，無人機常用的動力裝置包括渦輪發動機、活塞式發動機與太陽能動力[4-5]。與其他動力裝置相比，活塞式發動機具有油耗低、故障率低、噪聲小、質量輕的優勢，因此，活塞式發動機已成為中低空無人機的主要動力源[6]。與車用發動機不同，旋轉翼無人機發動機典型工況為螺旋槳工況，且常用工作環境為高空，大氣相對稀薄，會對二沖程發動機的掃氣過程與性能產生較大影響。因此，對無人機用二沖程發動機的性能進行深入研究成為當前的一項熱點。

由于二沖程發動機的掃、排氣過程同時進行，因此排氣過程的變化會對掃氣過程產生直接影響。二沖程發動機的排氣是由氣口高度決定的，傳統的設計采用固定排氣口高度，只能保證發動機在給定工況下的良好換氣，然而，發動機的最佳配氣相位應隨轉速、負荷的變化而不同。采用可變排氣閥結構設計，可以使排氣口開啟時刻與流通面積隨發動機轉速、負荷進行不同擋位調節，一定程度上改善了發動機的動力性能。本文通過分析實驗數據并結合發動機性能仿真對可變排氣閥控制策略進行了優化研究。

1 發動機基本結構與優勢

本文的研究對象為Rotax800活塞式二沖程缸內直噴汽油機，掃氣形式為曲軸箱壓縮回流掃氣。

1.1 缸內直噴技術

缸內直噴技術采用缸內直接噴射的供油方式，可以實現純空氣掃氣，待換氣過程結束后再噴油，理論上可以完全消除新鮮充量的短路流失。發動機在高速大負荷的工況下，需要在下止點前30°曲軸轉角以后向缸內噴射燃油，因此無法克服燃料從排氣口的逸出損失，如Orbital公司的二沖程缸內直噴汽油機高速及90%負荷以上工況下，燃油消耗率會急劇上升。而在低速小負荷工況下缸內直噴則可以完全抑制燃料從排氣口的逸出損失[7-9]。二沖程發動機直噴系統的基本方案包括：高壓燃油噴射、電控低壓燃油噴射、電控燃油夾氣噴射以及機械式空氣輔助燃油噴射[10-11]。

本文的研究對象采用的缸內直噴系統由電流驅動型噴油器和高壓油泵組成。電流驅動型噴油器通過減小噴油器電磁線圈電阻、增大線圈電流來實現電磁吸力的提高。該二沖程汽油機噴油器的噴油孔的開閉由一個音圈式線圈控制，這種方式可以實現噴油器的快速動作，使發動機實現更高轉速，并且減少未燃燃油損失量。當發動機控制模塊(Engine Control Module，ECM)向線圈發送一個正向電流時，噴油器柱塞向針閥運動，加壓彈簧，并在噴油器油腔內形成高壓，當腔內壓力達到大約17.24bar時，針閥打開；當壓力峰值達到31.03bar時開始噴油。噴油量由柱塞行程控制。ECM向線圈發送一個反向電流，用于柱塞的回位。在柱塞接近回程終點時，ECM又會輸入一個短時的正向電流用于制動柱塞，這種控制方式可以降低噴油器的工作噪聲。發動機起動階段和怠速階段，噴油器提供分層混合氣直到發動機轉入小負荷工況，之后轉變為均質混合氣燃燒，分層混合氣可以改善發動機的排放和經濟性。

1.2 掃氣形式

本文所研究機型采用了可變排氣閥實現了可變排氣。每個氣缸有三個并列排布的排氣口，中間為主排氣口，在主排氣口上采用了閘門式擋閥作為排氣口可變技術的執行機構，可同時改變排氣口流通面積與排氣正時。每個擋閥中含有兩層閘片，通過兩層閘片不同狀態的組合實現排氣口的三級變化。可變排氣閥在不同開啟狀態下的結構和排氣口參數如表1所示。

表1 排氣閥各狀態示意圖及排氣參數

擋閥閥體由線圈驅動，其移動由一根連接桿進行校準和監控。排氣閥位置傳感器為ECM提供當前實際位置，包括全關、中間位置和全開三種狀態。ECM可以根據發動機轉速期望的排氣閥開度和排氣閥的實際位置，對排氣閥的驅動線圈進行控制，通過控制閥體中初級擋閥和次級擋閥的開關來改變排氣閥位置，從而改變主排氣口開啟時刻和排氣口面積。當排氣閥的位置從關閉到中間狀態再到全開，其主排氣口依次變高，排氣相位提前，排氣時間變長，排氣更徹底。依據擋閥與發動機氣缸的幾何尺寸，結合活塞位移曲線，利用發動機三維模型確定了在排氣擋閥三個不同狀態下主排氣口實際的瞬時流通面積，變化規律如圖1所示。

圖1 三種排氣閥狀態下主排氣口流通面積

從圖1中可以看出，在兩級擋閥全開時，排氣開始時刻最早，排氣口流通面積最大；當兩級擋閥全關時，排氣口開啟時刻最晚，且排氣口流通面積最小；當次級擋閥開，初級擋閥關閉時，排氣相位與排氣口流通面積均處于中間狀態。因此，可變排氣閥結構可以根據發動機不同工況選擇開啟或關閉兩級排氣閥，以獲得該工況下更優的排氣相位，從而實現掃氣過程的改善。

2 試驗數據與分析

二沖程發動機換氣過程主要是利用新鮮充量把廢氣擠出，且這個過程需要在120°～150°曲軸轉角的短時間內完成，因此很難像四沖程發動機那樣完全換氣，掃氣功能是影響二沖程發動機性能的最重要因素。

通過對發動機目前的控制策略條件下的外特性實驗研究發現，發動機的轉速從低到高，排氣閥依次工作在1～3檔位：啟動后排氣閥位置處于最低位置即工作在1檔位；當發動機轉速達到4600r/min時，排氣閥動作至中間檔位；當發動機轉速達到6000r/min時，排氣閥位置由中間檔位動作至全開狀態。該發動機的外特性實驗數據如圖2所示。

圖2 發動機外特性實驗結果

在測試轉速區間內，發動機的外特性呈現“三階段”形式，排氣閥狀態的切換點為各階段的分界點。當排氣閥狀態不變時，隨轉速升高，發動機輸出有效扭矩、有效功率升高，同時有效燃油消耗率下降，排氣溫度升高，這表明在每段排氣閥狀態不變的轉速區間內，隨轉速升高，發動機有效熱效率和缸內充量系數升高。但當排氣閥狀態切換時，發動機輸出的有效扭矩出現大幅度下降，同時有效燃油消耗率急劇升高：兩級排氣閥打開前后(4600r/min與6000r/min)，發動機有效扭矩分別降低6.7N·m和15N·m，約為排氣閥狀態切換前輸出扭矩的7.6%和14.7%；有效功率下降1.4kW和7.3kW，約為切換前的3.5%和11.8%；有效燃油消耗率分別上升54.63g/kWh和132.01g/kWh，約為切換前的12.3%和36.3%。排氣閥打開后，排氣口流通面積增大，同時排氣起始角提前，且排氣口關閉角推遲，排氣持續期延長，使氣缸工作時實際壓縮比與膨脹比均下降，且換氣過程中新鮮充量短路損失增加，缸內充量系數下降。膨脹比的降低導致發動機做功能力下降，表現為有效功率下降，有效熱效率降低，而充量系數的下降則導致發動機輸出扭矩降低。同時，由于新鮮充量短路損失的增加，尾氣中摻混了更多的未燃空氣，導致在排氣閥狀態切換點處排氣溫度的降低。

通過測出的發動機外特性曲線可知，可變排氣技術會對航空活塞發動機的性能產生明顯影響，但在現有控制策略下，兩次排氣閥狀態切換前，發動機輸出的有效扭矩均未進入平臺區，說明在排氣閥狀態切換時，發動機缸內的充量系數并未達到切換前狀態下的最大值，表明現有排氣閥控制策略存在優化空間。

3 可變排氣閥控制策略優化

通過分析航空活塞發動機的性能試驗結果可知，排氣擋閥狀態的切換會對發動機的性能產生明顯的影響，且原機排氣擋閥的切換策略存在優化空間。本文利用GT-power軟件建立發動機性能仿真模型，通過對不同排氣擋閥狀態下發動機全負荷性能的計算，研究排氣擋閥狀態對發動機性能的影響規律，并尋求外特性上最佳的排氣閥狀態切換轉速點。

3.1 模型建立與驗證

利用發動機性能仿真軟件GT-power建立研究對象的一維仿真模型，為驗證模型的準確性，對節氣門開度50%，轉速6500r/min工況點處的缸壓以及發動機外特性進行了校核計算，并將計算結果與實驗數據進行了對比，對比結果如圖3所示。

(a)缸壓校核

(b)功率校核

從圖3可以看出，仿真所得缸壓值、扭矩值與實驗值基本趨勢一致，且在測量點的誤差均在5%以內，因此可以認為該模型的計算結果可靠。

3.2 排氣閥對發動機性能的影響分析

利用上述校核后的模型分別計算排氣閥開度保持在三個檔位(三個檔位從小到大分別命名為狀態-1、狀態-2、狀態-3)不變時發動機的性能，其中外特性計算結果如圖4所示。

(a)扭矩對比

(b)功率對比

(c)燃油消耗率對比

分析不同排氣閥狀態下發動機外特性曲線可以看出：不同排氣閥狀態所對應的最佳工作轉速區間不同，排氣口開度增大，發動機最佳轉速區間相應升高。在4000r/min～5600r/min區間中，兩級排氣擋閥完全關閉(狀態-1)狀態下發動機性能最好；轉速超過5600r/min后，狀態-1下的發動機輸出扭矩曲線進入平臺區，并在5800r/min時有效燃油消耗率最低，同時指示熱效率最高，出現最佳經濟轉速點；6800r/min時，狀態-1發動機達到最大功率。只開啟第二級擋閥(狀態-2)狀態下發動機的最佳工作區間為5800r/min～6800 r/min；6800r/min之上的高轉速區間中，排氣閥完全打開(狀態-3)狀態下發動機性能最好。

根據前文對可變排氣閥的結構與工作原理的闡述可知，可變排氣閥主要通過影響掃氣性能進而影響該發動機的性能。因此還需計算發動機的掃氣性能參數，從換氣角度分析排氣閥對發動機的影響，圖5為研究對象在不同排氣閥開啟狀態下氣門蝶閥全開時的給氣比、捕獲率和掃氣效率。

(a)給氣比

(b)捕獲率

(c)掃氣效率

從圖5可以看出，隨轉速升高，三種排氣閥狀態下發動機的捕獲率均呈下降趨勢，在大部分轉速下，排氣擋閥完全打開時發動機的捕獲率最高，但因為給氣比相對較低，所以直到6600r/min之后，隨著給氣比超過其他兩種排氣閥狀態下的給氣比，狀態-3發動機的掃氣效率才明顯超過其他兩種狀態。在掃氣效率方面，計算結果也顯示出不同的排氣閥狀態適用于不同轉速條件的特點，轉速越高，排氣擋閥的開度也應越大。

3.3 排氣閥控制策略優化

從上一節的分析可知，從外特性角度看，隨著轉速升高，排氣閥開度越大，其發動機性能越好。且排氣閥開度處在檔位1時的扭矩曲線和其開度處在檔位2時的扭矩曲線在5800rpm轉速時相交；排氣閥開度處在檔位2時的扭矩曲線和其開度處在檔位3時的扭矩曲線在6800rpm轉速時相交。不同排氣閥狀態下的燃油消耗率相交點也在5800rpm和6800rpm附近。從掃氣性能角度看，排氣閥開度也應隨轉速的升高增大，且不同排氣閥狀態下的給氣比、捕獲率、掃氣效率的相交點也在5800rpm和6800rpm附近。

根據以上特點提出排氣閥切換策略的改進方法：將發動機排氣閥檔位切換的轉速點設置在5800rpm和6800rpm，即不同開度下扭矩曲線的相交處，以實現扭矩曲線的在排氣閥切換時的平滑過渡，其他性能參數的過渡也有較好平滑性。

在GT-power計算模型中改變排氣閥的檔位切換時間，重新計算發動機的功率、扭矩和燃油消耗率，結果如圖6所示。

(a)有效功率

(b)有效扭矩

(c)燃油消耗率

從圖6可以看出，在排氣閥的檔位切換時間優化后，在排氣閥檔位切換轉速點的功率、扭矩和燃油消耗率雖然還有較小的變化，但是總體變化趨勢較為平滑，很大程度上改進了原機的功率、扭矩和燃油消耗率在排氣閥切換時的突變現象。

4 結語

分析了某型二沖程發動機作為航空動力的基本結構與優勢；對某型二沖程航空發動機進行實驗研究，實驗測試了可變排氣閥對發動機性能的影響規律，結果表明，現有控制策略下發動機外特性呈現“三階段”形式，控制策略存在優化空間；建立了GT-Power仿真模型并與實驗結果進行校核，基于仿真手段從理論上研究可變排氣閥對發動機性能的影響機理，得到了不同排氣閥狀態下隨轉速變化的外特性曲線；根據可變排氣閥對發動機性能的影響規律，重新設置發動機排氣閥檔位切換的轉速點，優化設計控制策略，使發動機性能在排氣閥切換時能夠平滑過渡，實現發動機性能的優化。

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