燃燒室尺寸優(yōu)化下的航空發(fā)動(dòng)機(jī)排放性能研究

潘鐘鍵，周凱，程立志

(1.長(zhǎng)沙學(xué)院 機(jī)電工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410003)(2.山河智能裝備股份有限公司 航空研究院，長(zhǎng)沙 410100)(3.中南大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410083)

0 引 言

活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是目前地面交通工具、通用航空裝備的主要?jiǎng)恿1]，特別是燃油經(jīng)濟(jì)性好的重油(航空煤油或者柴油)發(fā)動(dòng)機(jī)，其排放問(wèn)題越來(lái)越受到人們的關(guān)注[2]，尤其是針對(duì)即將開(kāi)放的通用航空市場(chǎng)。通用航空近幾年增長(zhǎng)迅猛，截止到2017年，美國(guó)的通用航空飛機(jī)數(shù)量超過(guò)了300 000架，一些輕型飛機(jī)從航空汽油發(fā)動(dòng)機(jī)更換成航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)，但排放污染問(wèn)題仍一直存在。國(guó)內(nèi)外在發(fā)動(dòng)機(jī)的排放上進(jìn)行了大量研究，提出了多種控制排放的方法，但絕大部分都是從發(fā)動(dòng)機(jī)后處理、噴油控制策略等方面進(jìn)行研究。國(guó)外，M.Capobianco等[3]對(duì)帶有旁通閥的渦輪增壓器進(jìn)行了非定常流動(dòng)性能試驗(yàn)，研究排放物的生成規(guī)律；T.Tang等[4]研究了柴油氧化催化劑和顆粒物過(guò)濾之間的關(guān)系以改善排放；N.Stamoudis等[5]對(duì)重油蒸發(fā)燃料液滴模型的對(duì)流傳熱進(jìn)行了適當(dāng)處理，精確模擬了燃燒排放物的生成。國(guó)內(nèi)，楊帥等[6]設(shè)計(jì)了一套電子EGR系統(tǒng)，確保不同工況下的EGR率，來(lái)降低NOx的排放；樓狄明等[7]、孫萬(wàn)臣等[8]從氧化傳感器和微粒捕集器方面對(duì)排放進(jìn)行了大量研究，以改善柴油排放顆粒物的生成；倪計(jì)民等[9]采用可變渦輪增壓和廢氣循環(huán)的方法對(duì)排放進(jìn)行改善；鄒憲等[10]對(duì)不同噴油策略下的排放和油耗進(jìn)行了研究。

本文從燃燒室的基本參數(shù)出發(fā)，通過(guò)改變結(jié)構(gòu)參數(shù)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)某一瞬態(tài)下的排放進(jìn)行研究，總結(jié)不同燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)排放的影響，以期為發(fā)動(dòng)機(jī)的排放研究提供參考。

1 噴霧數(shù)學(xué)模型建立

在直噴發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)，高壓噴入的重油會(huì)發(fā)生一系列物理變化，例如重油液滴的蒸發(fā)、破碎、碰撞、耗散等。為了更好地研究燃燒過(guò)程中的重油特性，針對(duì)上述過(guò)程對(duì)其建立數(shù)學(xué)模型。

1.1 重油液滴蒸發(fā)模型

采用Dukowicz模型建模，并做如下假設(shè)：①整個(gè)重油液滴內(nèi)部的溫度相等；②球形液滴；③液滴周?chē)哂蟹€(wěn)態(tài)氣相流場(chǎng)；④液滴表面準(zhǔn)靜態(tài)；⑤氣液相交處熱力學(xué)平衡。

根據(jù)以上假設(shè)，重油液滴被噴入氣缸內(nèi)，重油液滴吸收的能量主要用于自身加熱和蒸發(fā)，方程為

(1)

式中：md為液滴的質(zhì)量；cpd為重油定壓比熱容；L為液滴的蒸發(fā)潛熱；α為對(duì)流傳熱系數(shù)；As為重油液滴表面積。

根據(jù)熱力學(xué)平衡條件，質(zhì)量流的表達(dá)方程為

(2)

式中：fvs為蒸發(fā)質(zhì)量流量；qs為重油液滴表面熱流密度；Q為氣流傳給液滴的熱量。

(3)

設(shè)Le=1且質(zhì)量傳遞系數(shù)：

(4)

由單滴關(guān)聯(lián)性理論得到，Nusselt數(shù)值由下式所得

Nμ=2+0.6Re1/2Pr1/3

(5)

式中：Re和Pr可通過(guò)實(shí)驗(yàn)獲得。

綜合式(1)～式(5)，用Nusselt數(shù)替代對(duì)流傳熱系數(shù)α，重油液滴從周?chē)盏臒崃繛?/p>

Q=DdπλNμ(T∞-Ts)

(6)

式中：Dd為液滴的直徑；λ為波長(zhǎng)。

1.2 重油破碎模型

重油噴入氣缸后發(fā)生破碎，初級(jí)破碎發(fā)生在距高壓噴嘴較近的區(qū)域，次級(jí)破碎發(fā)生區(qū)域較遠(yuǎn)。選用Wave模型估算液滴半徑。

r=2πσB/ρ2U2

(7)

式中：B為量級(jí)常數(shù)1；U為氣液兩相運(yùn)動(dòng)速差；σ為液滴表面張力。

實(shí)際計(jì)算公式為

(8)

式中：Λ為對(duì)應(yīng)波長(zhǎng)；a為振幅臨界值；Ω為最大擾動(dòng)波增長(zhǎng)速率。

當(dāng)不穩(wěn)定波振幅大于臨界值，重油液滴發(fā)生破碎分裂。

1.3 碰壁模型

由于活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)體積較小，其工作的氣缸直徑亦較小，重油噴射過(guò)程中，不可避免地與氣缸壁面發(fā)生碰撞，碰撞后產(chǎn)生多種運(yùn)動(dòng)軌跡，例如粘附、反彈、貼壁運(yùn)動(dòng)等。

采用walljet液滴碰壁模型，并假設(shè)液滴碰壁后，壁面液膜對(duì)液滴運(yùn)動(dòng)不產(chǎn)生影響，碰撞后的運(yùn)動(dòng)形式根據(jù)參數(shù)We來(lái)判斷，液滴撞擊壁面后粒徑大小與韋伯?dāng)?shù)相關(guān)，其方程為

(9)

式中：d1為撞壁前液滴直徑；d0為撞壁后液滴直徑。

當(dāng)We值低于50時(shí)，用反射碰壁模型；當(dāng)We值大于50時(shí)，采用射流碰壁模型。

1.4 湍流擴(kuò)散模型

(10)

式中：Rni為速度分量隨機(jī)數(shù)(0～1)；k為液滴的湍動(dòng)能；erf-1高斯函數(shù)反函數(shù)。

重油液滴與氣體湍流作用的時(shí)間tturb為

(11)

重油液滴在湍流團(tuán)中的作用時(shí)間t>tturb時(shí)，液滴進(jìn)入下一湍流渦團(tuán)[11]。

2 燃燒室模型的建立與分析

將重油燃燒的噴霧燃燒模型應(yīng)用到燃燒分析軟件中，F(xiàn)ire軟件是發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒模擬方面的專(zhuān)業(yè)軟件，由美國(guó)AVL公司推出，目前大部分發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)公司都在使用該軟件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒進(jìn)行模擬[12]。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)公司提供的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，輸入到Fire相應(yīng)的模塊中，例如噴油孔直徑、上止點(diǎn)間隙等，但燃燒室的形狀需要發(fā)動(dòng)機(jī)公司提供具體圖紙獲得。在AVL Fire軟件中，模擬燃燒過(guò)程是從進(jìn)氣門(mén)關(guān)閉到排氣門(mén)開(kāi)啟為止，該發(fā)動(dòng)機(jī)提供的原始數(shù)據(jù)是進(jìn)氣門(mén)關(guān)閉角度為下止點(diǎn)后36°，排氣門(mén)開(kāi)啟角度為下止點(diǎn)前48°，按通用設(shè)計(jì)原則，定義上止點(diǎn)為720 °CA，下止點(diǎn)為540 °CA，燃燒模擬過(guò)程是從576 °CA到848 °CA，設(shè)定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為2 300 r/min。

在進(jìn)行精確的燃燒模擬之前，需要對(duì)燃燒室進(jìn)行網(wǎng)格劃分，燃燒過(guò)程中，某曲軸轉(zhuǎn)角下的動(dòng)態(tài)網(wǎng)格，由Fire軟件對(duì)其進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖1所示。

圖1 740 °CA時(shí)的燃燒室模型網(wǎng)格

為了對(duì)燃燒室進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在原有方案的基礎(chǔ)上，提供新的優(yōu)化方案，具體數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 燃燒室基本尺寸

燃燒室基本尺寸示意圖如圖2所示。為了研究啞鈴型燃燒室基本尺寸對(duì)排放的影響，在優(yōu)化時(shí)，選定兩組方案，一組改變?nèi)紵业淖畲笾睆胶涂s口直徑，另一組在前一組的基礎(chǔ)上繼續(xù)改變中間深度和最大深度。對(duì)兩組設(shè)計(jì)方案進(jìn)行燃燒數(shù)值模擬分析。

圖2 燃燒室基本尺寸

對(duì)三種方案進(jìn)行燃燒分析，并進(jìn)行對(duì)比。由于燃燒主要在活塞達(dá)到上止點(diǎn)附近進(jìn)行，在活塞下行10 °CA時(shí)出現(xiàn)最大壓力和最大溫度，由于NOx和Soot的生成與溫度有直接關(guān)系，選定730 °CA作為分析的瞬時(shí)狀態(tài)，該狀態(tài)下NOx和Soot排放量的多少直接反映最終排放物的多少，因此對(duì)該角度進(jìn)行分析，缸內(nèi)溫度場(chǎng)如圖3所示。

(a) 初始方案

(b) 方案一

(c) 方案二

從圖3可以看出：燃燒室的結(jié)構(gòu)尺寸發(fā)生變化后，缸內(nèi)溫度值也發(fā)生了變化，火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律基本沒(méi)有發(fā)生較大的變化，最大溫度出現(xiàn)位置基本和火焰?zhèn)鞑ヂ窂较嗤环桨敢坏臏囟容^原方案降低了71.4 K，方案二較原方案溫度降低了101.2 K，溫度的降低對(duì)NOx和Soot的生成起到了一定的抑制效果。

730 °CA下的NOx濃度分布情況如圖4所示，用質(zhì)量分?jǐn)?shù)來(lái)表示其生成速率和濃度分布，分布位置與缸內(nèi)溫度場(chǎng)基本相似，溫度是NOx生成的主要原因。

(a) 初始方案

(b) 方案一

(c) 方案二

從圖4可以看出：NOx化合物最大生成量有所下降，方案一在原方案基礎(chǔ)上下降了10.7%，方案二在原方案基礎(chǔ)上下降23%，總體下降趨勢(shì)明顯。

對(duì)730 °CA下修改前后的方案進(jìn)行Soot生成進(jìn)行分析，如圖5所示，用質(zhì)量分?jǐn)?shù)表示Soot的生成速率和濃度分布情況。Soot生成主要發(fā)生在擴(kuò)散燃燒階段，因此其分布與溫度場(chǎng)分布略有不同，從圖5可以看出：方案一在原方案基礎(chǔ)上Soot的最大濃度上升了5.6%，方案二在原方案基礎(chǔ)上Soot的最大濃度下降了2.8%。

(a) 初始方案

(c) 方案二

綜上所述，方案二帶來(lái)的NOx排放下降明顯，Soot生成也略有降低，從總的結(jié)果來(lái)看，排放趨于降低趨勢(shì)。

3 實(shí) 驗(yàn)

按方案二的燃燒室尺寸進(jìn)行制造，完成裝配后進(jìn)行臺(tái)架測(cè)試，接入AVL分析儀，實(shí)驗(yàn)如圖6所示。

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行測(cè)試，記錄發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)和排放數(shù)據(jù)，記錄數(shù)據(jù)如表2所示。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)排放測(cè)試

轉(zhuǎn)速/rpm功率/kW扭矩/(N·m)不透光煙度/m-1NOx/ppm原機(jī)方案二原機(jī)方案二2 700712500.250.248636852 500622350.170.166715282 300431800.070.074783752 100301360.020.02298232

從表2可以看出：發(fā)動(dòng)機(jī)功率扭矩基本沒(méi)有發(fā)生變化，方案二所對(duì)應(yīng)的排放與原機(jī)測(cè)得數(shù)據(jù)確有下降趨勢(shì)，下降數(shù)據(jù)與仿真計(jì)算的數(shù)據(jù)基本相符，表明仿真計(jì)算方法真實(shí)可信。

4 結(jié) 論

(1) 縮小發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的最大直徑尺寸和縮口尺寸能降低發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)燃燒溫度，能降低NOx的生成，但Soot生成量有所增加。最大直徑尺寸降低4.4%，溫度降低71.4 K，NOx生成降低10.7%，Soot的最大生成量上升了5.6%。

(2) 燃燒室最大深度和中間深度也能對(duì)缸內(nèi)溫度以及排放產(chǎn)生影響，中間深度增加17.2%，最大深度增加14.7%，NOx生成降低23%，Soot最大生成降低2.8%。

(3) 對(duì)修改后的燃燒室進(jìn)行臺(tái)架實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)功率和扭矩基本無(wú)變化，但排放物生成確有減少，證明燃燒室的優(yōu)化是可行。