二沖程航空活塞發動機增壓匹配研究和優化

張朔，趙振峰，董雪飛，葉瑩

(1.北京理工大學 機械與車輛學院，北京 100081；2.北京航天無人機系統工程研究所，北京 100094)

0 引言

活塞式航空發動機是中低空、長航時無人機的主流動力裝置，其中二沖程航空活塞發動機具有功重比高、結構簡單、成本低、維護方便等特點，在中小型無人機動力領域占據了重要地位[1]。但是，目前二沖程航空活塞發動機大多數采用自然吸氣，當無人機處于高海拔環境時，由于空氣稀薄，發動機循環進氣量減少、功率下降，無法滿足無人機的動力需求。一般情況下，發動機處于5 000 m海拔高度時，其功率約為平原環境的0.448倍[2]，這是制約活塞式航空發動機工作升限的最主要因素之一。增壓技術是比較主流的解決方案，具有廣闊發展和應用前景，但是對于二沖程活塞發動機，由于其特殊的掃氣形式，增壓存在諸多難題[3-7]：1)二沖程活塞發動機換氣時間短，對掃氣壓差要求較高，廢氣渦輪會導致排氣背壓升高，影響換氣質量；2)掃氣過程存在新鮮充量“短路”現象，排氣能量較低，渦輪可能無法正常工作；3)對于曲軸箱預壓縮回流掃氣二沖程發動機，進氣壓力增加會導致活塞下行，壓縮曲軸箱內新鮮充量消耗的指示功增加。

二沖程發動機的增壓技術多見于大功率柴油機，在小功率二沖程汽油機上應用較少[8-9]。二沖程汽油機多采用曲軸箱預壓縮回流掃氣的供氣方式，利用活塞下行壓縮曲軸箱內的新鮮充量，一般能達到1.4～1.6的預壓縮比，但這種程度的預壓縮不能滿足高空功率恢復的需求，仍需要對進氣進行增壓，以補償高空空氣密度下降導致的功率損失。廢氣渦輪增壓利用發動機自身排氣能量提高進氣壓力，增加每個循環的進氣量，進而改善發動機性能，但二沖程航空發動機增壓匹配存在相當的難度。從目前研究來看，二沖程活塞發動機利用渦輪增壓實現高空功率恢復，必須配合缸內直噴、廢氣旁通閥控制、排氣調諧等技術手段。

圖1 發動機原機一維仿真模型

本文通過匹配廢氣渦輪增壓器優化排氣系統結構，結合廢氣旁通閥控制實現二沖程航空發動機的高空功率恢復，基于GT-Power軟件建立了某型二沖程航空活塞發動機的一維仿真模型；匹配了廢氣渦輪增壓器，根據高空環境下壓氣機的工作狀態對壓氣機進行變海拔匹配，結合排氣系統優化設計和廢氣旁通閥增壓壓力控制，使該發動機利用廢氣渦輪增壓達到高空功率恢復目標。

1 增壓發動機仿真模型搭建

1.1 原機仿真模型搭建與驗證

本文的研究對象是一臺自然吸氣式水平對置兩缸二沖程航空活塞汽油機，供油方式為進氣道電控燃油噴射，換氣方式為曲軸箱預壓縮回流掃氣。采用進氣道燃油噴射不僅對原機的改動較小，而且對于二沖程發動機而言，采用進氣道噴射可以增加燃油和空氣混合時間，進氣在曲軸箱內經過曲軸的攪拌，混合更均勻，使缸內燃燒更穩定。根據表1所示的發動機基本參數，在GT-Power軟件中建立該發動機的一維模型，模型基本結構如圖1所示。

表1 發動機建模基本參數

為了驗證本文所建模型的準確可靠性，搭建總體布置如圖2所示的發動機實驗臺。該平臺包括航空活塞發動機、電渦流測功機及其控制系統、空氣流量計、油耗儀、燃燒數據采集系統和發動機控制系統等。

圖2 發動機實驗臺總體布置

基于該實驗平臺，對發動機進行地面性能實驗(地面溫度300 K，地面大氣壓力1 bar，節氣門全開)，一維模型性能仿真結果與實驗數據對比如圖3、圖4所示。

圖3 6 000 r/min缸壓對比圖

圖4 燃油消耗率、功率對比圖

由圖4可見，燃油消耗率曲線在高轉速工況下出現了下降的情況，這是因為原機針對額定工況進行了排氣管匹配，使得高轉速工況下缸內捕獲率提高，油耗降低。從圖3、圖4中還可以看出，仿真計算得到的缸壓、功率、油耗3項數據和實驗數據基本吻合，各工況點數值誤差均在5%以內，可以認為該一維仿真模型可信，可以以此為基礎進行后續增壓方案設計與優化。

1.2 增壓發動機仿真模型搭建

基于1.1節建立的發動機原機模型，根據發動機的折合流量、廢氣溫度等參數為發動機匹配增壓器，并根據增壓器特性在GT-Power中構建渦輪和壓氣機模塊，建立增壓發動機仿真模型[10-11]，進行增壓器與發動機的匹配，使二者在工作范圍內可以正常聯合工作，且具有較高的聯合工作效率。

根據無人機飛行任務剖面內的折合流量范圍，匹配增壓器的壓氣機折合流量范圍，選擇某型增壓器并進行建模，仿真得到發動機和增壓器的壓氣機聯合運行狀態如圖5所示。從圖5中可以看出，聯合運行曲線處于壓氣機工作的高效率區，且沿著等效率圈法線方向，表明該型增壓器適合該發動機。

圖5 壓氣機與發動機聯合運行曲線

根據壓氣機與渦輪的平衡關系，對渦輪特性(MAP)進行匹配，使渦輪與壓氣機達到平衡。經過調整，廢氣渦輪流量特性如圖6所示。

圖6 廢氣渦輪流量特性圖

對進氣進行增壓可以使高空功率恢復，但仍需要根據無人機任務剖面對動力系統的要求，通過增壓匹配滿足無人機隨飛行高度增加而變化的動力需求，控制增壓器逐漸介入，達到高空功率部分補償的目的。

1.3 變海拔匹配

隨著海拔的升高，空氣的壓力、溫度、密度逐漸降低，對渦輪增壓發動機的性能會造成影響，在特定環境下測定的壓氣機通用特性曲線也不再適用[3,12]，因此需要對渦輪增壓發動機進行變海拔匹配，研究變海拔環境下發動機的工作狀況。

為使壓氣機的通用特性曲線可以在不同大氣環境下使用，需要利用相似理論計算壓氣機的折合流量與折合轉速，對壓氣機通用特性曲線進行重新繪制。研究氣體流動時，大多忽略氣體重力，主要關注壓縮性和黏性，一般認為當馬赫數和雷諾數相等時即可認為流動相似。通常情況下，只要馬赫數相同，氣體流動就是相似的，但是由于隨海拔高度的上升，空氣密度降低，雷諾數減小，氣體黏性力作用不可忽略，因此根據馬赫數相似重新繪制出的壓氣機通用特性圖會有偏差。對此可以利用進口雷諾數修正增壓器通用特性圖，該方法主要對折合流量、壓比以及效率進行修正[12]，修正后的壓氣機通用特性曲線仍采用折合參數表示。

增壓器的絕熱效率ηc和雷諾數Re的關系可用經驗公式(1)式表示，沿程阻力系數用紊流光滑區的布拉修斯公式計算為

(1)

式中：下標0和h表示海拔高度。

當溫度對雷諾數的影響不能忽略時，有(2)式成立：

(2)

式中：p1表示壓氣機進口壓力；T1表示壓氣機進口溫度。

壓氣機通用特性圖中的折合流量qmc可用(3)式、(4)式計算如下：

(3)

(4)

式中：qm為流量；pref為地面參考壓力；p0為壓氣機入口滯止壓力；T0為壓氣機入口滯止溫度；Tref為地面參考溫度。

在同一條折合轉速線上，壓比πc可用(5)式、(6)式、(7)式、(8)式計算如下：

(5)

(6)

(7)

(8)

式中：k1為流量系數比；k2為壓頭系數比；k3為功率系數比；k為絕熱系數；φ為流量系數；ψ為壓頭系數；μc為功率系數；下角標0和h為海拔高度。

根據上述修正公式，對壓氣機的通用特性曲線進行修正，得到適合各海拔環境的壓氣機通用特性曲線，并據此修改仿真模型。在0～7 000 m海拔下，以1 000 m為梯度進行無人機5個典型工況的匹配計算，典型無人機發動機工況點如表2所示，仿真計算得到不同海拔功率恢復情況如表3所示，表3中無數據部分表示對應工況下排氣能量不足以驅動增壓器進行正常工作。仿真結果顯示，隨著海拔升高和負荷減小，增壓器能夠正常工作的工況點逐漸減少。海拔增加會導致空氣密度和壓力減小，負荷減小會導致進氣流量減少，二者都會導致進氣質量減少、缸內燃燒壓力降低，從而導致排氣能量降低，無法正常驅動增壓器工作。

表2 典型無人機發動機工況點

表3 不同海拔功率恢復結果 Tab.3 Power recovery results at different altitudes kW

以上結果表明，廢氣渦輪增壓二沖程發動機在高海拔和中小負荷工況下會出現排氣能量不足的現象，在高空環境下無法實現理想的功率恢復，如果要獲得理想的增壓效果，就需要對增壓系統進行優化設計和控制，拓寬增壓器的工作范圍。

2 增壓方案優化設計

增壓系統優化設計從排氣系統結構優化和廢氣旁通閥控制兩方面進行。對排氣管尺寸進行優化，合理利用排氣壓力波動提升增壓器入口處的排氣能量，可以拓寬增壓器的工作海拔范圍。本文首先通過理論計算確定能夠產生最佳排氣調諧的排氣管尺寸范圍，然后在尺寸范圍內進行分組仿真、獲得最佳排氣調諧的排氣管尺寸，再針對改進后的排氣系統，結合廢氣旁通閥的控制策略調整，對廢氣旁通閥開度MAP進行重新設計，以控制發動機在各海拔下的增壓度，使整體性能趨于最優。

2.1 排氣系統優化設計

圖7 渦前排氣部分初始方案

根據(9)式，可以得到管內聲速a，該速度等同于該狀態下的壓力波傳播速度：

(9)

式中：R為氣體常數；T為熱力學溫度。對于廢氣，氣體常數R=287.14 J/(kg·K)；k=1.4.

根據壓縮波需要在下止點附近時刻返回排氣口，可得到(10)式：

(10)

式中：Lp為膨脹管長度；θe為排氣口開啟持續角度；θp為排氣壓縮波波峰出現時刻相對排氣口開啟時刻的延遲角度；n為發動機轉速。

根據膨脹波需要在排氣口關閉前返回排氣口，可得到(11)式：

(11)

式中：LT為排氣管總長度。

(9)式、(10)式、(11)式表示的最佳壓力波諧振效應如圖8所示。其中A表示膨脹波，B表示壓縮波。

池塘里的魚不多，離家又遠。鄰居多次示意他就在附近的河溝里釣，魚多不說，個頭也不小。他懶得理別人，還是一根筋似的往池塘邊跑。久而久之，鄰居們就罵他瓜娃子，還根據他的一根筋的爛脾氣，給他取了一個綽號叫牛黃丸。

圖8 排氣管內壓力波最佳諧振效應

發動機額定轉速對應的最大功率決定了無人機的起飛質量，是動力系統最重要的指標，因此排氣管的幾何尺寸優化應優先提升最大功率，同時保證中低轉速下發動機的排氣能量能夠驅動增壓器正常工作。發動機和螺旋槳進行匹配后，扭矩負荷和轉速具有一一對應關系，發動機為線工況工作。因此，根據最佳排氣壓力諧振效應，以額定轉速附近的工作區間為目標，計算得到各段管長度、兩端直徑的取值范圍，并根據該范圍設置不同的算例進行系列仿真。仿真結果表明，當排氣管總長度約1 000 mm、膨脹管最大直徑約150 mm時，能夠在提高發動機最大功率的同時保證中低轉速下增壓器正常工作，且排氣背壓的波動形式與增壓前一致。排氣背壓在掃氣過程開始時處于較低的水平，并隨掃氣口關閉而升高，且在掃氣口關閉前令掃氣口處出現一定量的充量倒流現象，保持了對掃氣過程“短路”損失的抑制作用。

為了驗證優化后的排氣系統對二沖程渦輪增壓發動機變海拔匹配的改善效果，仿真計算了排氣系統優化后，7 000 m海拔高度下發動機在各典型工況下增壓器的匹配結果，如圖9、圖10所示。由圖9、圖10可以看出，排氣系統優化后，7 000 m海拔高度下，增壓器可以正常工作的工況點從優化前的1個增加到4個，且聯合運行曲線沿著等效率圈法線方向，表明排氣系統優化可以顯著改善二沖程渦輪增壓發動機在高海拔環境下的工作狀況。排氣系統優化前后，7 000 m海拔下各工況點的發動機及增壓器性能對比如表4所示。由表4可以看出，發動機能夠達到高空功率恢復的要求，表明排氣系統優化能夠有效拓寬增壓器工作范圍，恢復發動機在高空環境下的功率。從工況1的對比可以看出：排氣系統優化后，發動機每循環的缸內捕獲量從0.11 g提高到0.19 g，提高了73%；同時，進氣量的增加使壓縮比增大，發動機燃燒效率提高，進氣量增加和燃燒效率提高的綜合作用下，發動機功率提高了78%，效果顯著。

在對排氣系統進行調整后，原本的增壓器廢氣旁通閥MAP將不再適用，需要重新調整廢氣旁通閥的MAP，以保證各海拔、各工況下增壓度合適。

圖9 7 000 m海拔壓氣機與發動機聯合運行曲線(優化后)

圖10 7 000 m海拔發動機與渦輪聯合運行曲線(優化后)

表4 7 000 m海拔發動機及增壓器的性能

2.2 廢氣旁通閥控制

航空發動機工作在變海拔環境下，外界環境條件經常發生變化，若想要達到理想的增壓效果，且不出現過度增壓或增壓不足，則需要對增壓程度進行控制。當前主流的可變增壓技術有可變截面渦輪增壓(VGT)和廢氣放氣渦輪增壓[12,16]。高空環境下廢氣放氣渦輪增壓的可靠性優于可變截面渦輪增壓，而且采用電控廢氣旁通閥也可以在一定程度上提升發動機的低速響應性[4]，因此廢氣放氣渦輪增壓更適合。廢氣放氣渦輪增壓是在渦前排氣管上安裝一個可以調節開度的廢氣旁通閥，通過調節廢氣旁通閥的開度，控制部分廢氣直接排出，控制到達渦輪的廢氣量，實現對增壓程度的調節[17-18]。

利用GT-Power仿真模型設置不同的旁通閥開度梯度，最終得到不同海拔環境、不同航空工況下滿足發動機高空功率恢復要求的旁通閥開度MAP，如圖11所示。據此MAP，發動機在全負荷(6 000 r/min、節氣門全開)工況下，發動機海拔特性、壓氣機海拔特性、渦輪海拔特性分別如圖12、圖13、圖14所示。

圖11 旁通閥開度MAP圖

圖12 全負荷工況發動機海拔特性圖

圖13 全負荷工況壓氣機海拔特性

圖14 全負荷工況渦輪海拔特性

如圖11所示，高海拔環境下排氣能量較小，要獲得更好的動力性，需要完全關閉廢氣旁通閥，最大化利用廢氣能量進行增壓；低海拔環境下排氣能量大，需要降低增壓程度，避免因過度增壓而損傷發動機。因此，海拔越低，負荷越大，廢氣旁通閥開度越大，增壓度越低。根據各海拔的功率恢復目標可以計算得到最佳廢氣旁通閥開度；根據無人機飛行任務對動力系統的需求，可以得到發動機高空功率恢復的目標。從圖12中可以看出，全負荷工況下，增壓后發動機可以覆蓋功率恢復目標，有大量功率裕度，從而給無人機帶來更好的動力性。而且在低海拔環境下，增壓后發動機功率與非增壓功率基本相當，不會造成發動機超壓，沒有出現增壓過度現象。同時根據圖12的發動機高原實驗結果，可以看出仿真結果與實驗結果相差較小，仿真結果可信。從圖13、圖14可以看出，壓氣機和發動機的聯合運行曲線遠離喘振線，渦輪處于高效率區。表明通過廢氣旁通閥進行增壓壓力控制可以滿足發動機的變海拔動力需求，不會出現增壓過度或增壓不足的情況。

3 結論

本文通過仿真建模、實驗驗證模型、增壓器匹配、增壓器高空修正、排氣系統優化、廢氣旁通閥MAP設計等工作對二沖程航空活塞汽油機進行了高空功率恢復研究，根據實驗結果和仿真計算結果的對比分析，得出主要結論如下：

1)通過排氣系統的優化設計，合理利用排氣壓力波組織有利的排氣諧振，可以提高發動機的功率，增大排氣能量，拓寬增壓器的工作海拔范圍，改善高海拔環境下增壓器的工作狀況。

2)綜合利用排氣系統優化設計和廢氣旁通閥控制，可以拓寬增壓器的工作范圍，合理控制增壓程度，達到理想的二沖程發動機高空功率恢復效果，使發動機可以在不同海拔環境、不同飛行工況下均有良好的動力性能。

3)合理利用排氣諧振和廢氣旁通閥控制的二沖程航空活塞發動機，可以在3 000 m海拔高度保持功率不發生衰減，在7 000 m海拔高度功率達到平原功率的76%.