帶補燃增壓的航空活塞發動機復合型起動策略研究

劉 暢 徐 征 周 煜

（1-中國直升機設計研究所 江西 景德鎮 333001 2-北京航空航天大學）

引言

在航空領域，活塞式發動機在無人機和直升機等輕型飛機上的應用越來越廣泛，與此類輕型飛機相匹配的發動機需要具有功重比高，體積小，油耗低等優勢[1]。為進一步提升發動機的功重比和升限，大多數活塞發動機都會使用增壓系統[2]，根據增壓方式與驅動壓氣機方式的不同，增壓系統分為機械增壓、廢氣渦輪增壓與旁通補燃增壓3 種[3]。

旁通補燃增壓技術是增壓技術的一個跨越式發展[4]，一般形式是將活塞發動機排出的尾氣與一部分新鮮空氣在進入渦輪之前再次噴油燃燒，使尾氣的溫度和做功能力進一步提升，從而推動渦輪發出更高的渦輪功并驅動壓氣機工作[5]。補燃增壓發動機可以在不提升發動機機械負荷與熱負荷的前提下，使發動機功率大幅度提升。

起動系統是指發動機曲軸在外力下開始轉動，使發動機由靜止狀態加速到慢車以上工作狀態的系統[6]。起動系統應滿足以下要求：在規定的環境溫度下，均能可靠起動；起動迅速，并能按規定次數連續起動；操作便利，維修簡便；結構簡單，體積小，重量輕[7]。起動系統能夠成功起動發動機所需要的條件：起動系統所提供的功率和轉矩不小于起動所需要的最小功率和轉矩，并且曲軸轉速達到發動機起動最低轉速[8]。起動方式根據起動時外部能量來源的不同，可分為人力起動、壓縮空氣起動和電起動3 種類型[9]。

目前國內外對于起動系統的研究主要集中在起動系統結構與控制研究、發動機冷起動性能研究與起動過程排放等方面。如王鐵軍[10]介紹了4160 超壓比補燃柴油機的基本結構以及性能特點，研究并針對起動系統重量進行分析，起動系統需要額外輔助氣源，質量大不適用于航空活塞發動機。Liu，H.Q.[11]開發了一種基于Simulink 軟件的非線性動力學模型，模擬自然吸氣、單缸四沖程直噴式柴油發動機在冷起動和完全預熱條件下的整體性能。Rakopoulos C.D.[12]對于渦輪增壓柴油機起動過程中的污染物排放情況進行研究，對于補燃增壓發動機，尾氣會在補燃室內二次燃燒，有效減少污染物排放。楊軍[13]介紹了某型16 缸柴油機的氣壓控制式壓縮空氣起動系統，分析了該系統的結構、原理及起動流程。該起動系統適用于地面或者輪船所用柴油機的起動系統，重量較大不適用于航空活塞發動機。Yeon W.L.等人[14]介紹了船用空氣起動電動機的結構組成與工作方式。Liu H.等人[15]研究了用于降低鉛酸蓄電池容量的超級電容器，利用其可以在低溫下提供起動所需的瞬時功率，降低鉛酸蓄電池系統的成本、體積和重量。Jain A.K.等人[16]介紹了一種適配于42 V 電源的集成式起動發電機，驗證了該系統在起動和發電過程中的性能。唐良才等人[17]介紹了直流起動機與中小功率柴油機科學、合理的匹配方法，介紹了起動機特性曲線的選擇范圍。牛剛學等人[18]針對大壓縮比柴油機起動倒拖轉矩大造成起動困難的問題，提出了自動減壓起動柴油機的方案。該方案可有效減小起動過程壓縮阻力，借鑒至本文所設計的起動策略中。Michelotti，A.C.[19]針對內燃機與起動電機之間提供機械連接的動力聯軸器，提出了一種可以降低排放的新型方案。顧珂韜等人[20]介紹了全可變氣門技術，該技術對于發動機經濟性、動力性與排放性能均有改善。

國內外研究中，面向帶補燃增壓的航空重油發動機起動系統設計的相關研究較少，并且涉及電機/高壓空氣的復合型起動系統的相關研究更少。對于帶補燃增壓的航空重油發動機，一般包括燃機與活塞機2 個循環，起動過程需要有先后順序，并且發動機輸出功率與整體重量均較大，導致起動阻力較大，對于起動策略的設計是很大的挑戰。對于航空用發動機，整體質量受到限制，因此發動機起動策略需要進行詳細設計與研究。

本文針對帶補燃增壓的航空重油發動機，設計了電機起動與高壓空氣起動相結合的復合型起動策略，其中高壓空氣起動所用的氣體是由燃機循環的渦輪前部引出，而非正?？諝馄饎拥挠蓴y帶的高壓氣瓶引出，該措施充分利用補燃增壓發動機的特殊結構形式，可以有效減少起動系統質量。本文從理論與數值仿真方面驗證起動策略的可行性，對帶補燃增壓的重油航空發動機起動系統設計具有重要意義。

1 發動機起動能量理論分析

1.1 發動機基本參數

以某型200 kW 帶補燃增壓的重油活塞發動機作為驗證，發動機基本參數如下：

兩沖程補燃增壓式發動機，功重比為2，額定功率為200 kW，共有4 個氣缸，氣缸直徑為100 mm，行程為110 mm，發動機排量為3.46 L，理論壓縮比為16。

1.2 起動能量理論計算

1.2.1 功率理論計算

發動機成功起動的條件為提供的起動功率與力矩大于起動所需的功率與力矩，并且達到發動機最低起動轉速，一般柴油機的最低起動轉速為150～200 r/min。

起動阻力由壓縮空氣阻力與摩擦阻力兩部分組成，壓縮功率公式如式（1）所示：

其中：Pc為壓縮功率，n 為多變指數，n0為壓縮空氣量，Tc為壓縮空氣溫度，π為壓縮比，tc為起動所用時間。

摩擦功率公式如式（2）所示：

其中：Pf為摩擦功率，K 為安全系數，pr為起動阻力，V 為發動機排量，Nmin為發動機最低起動轉速，τ 為發動機沖程數，η 為起動機與曲軸傳動效率，υn為機油粘度。

經計算得到發動機起動所需壓縮功率為5.58 kW，摩擦功率為2.27 kW，合計起動總功率為7.84 kW。

考慮使用空氣起動方式，對于補燃增壓航空活塞發動機，一般的起動方式為先起動燃機循環，待燃機循環穩定工作后起動活塞機循環，考慮使用燃機循環的高壓空氣起動活塞發動機，即從燃機循環引一股高壓空氣用于空氣起動系統?？諝馄饎犹峁┕β使饺缡剑?）所示：

其中：P1為空氣起動提供功率，Pa為高壓空氣壓力，P0為大氣環境壓力，s 為活塞面積，la為高壓空氣推動活塞移動距離，τa為起動用氣缸數，ta為空氣起動所用時間。

在0.25 MPa 高壓空氣作用，并使用兩個氣缸作為空氣起動氣缸的情況下，可以提供2.1 kW 的功率，考慮到壓縮阻力較大，可以使用減壓放氣技術，在氣缸壓縮過程中進行放氣處理，使此時的壓縮阻力為零，僅需克服摩擦阻力即可。使用電起動與空氣起動相結合的起動方式，利用空氣起動提供的功率，減少起動電機的功率，從而減輕起動系統的質量。

1.2.2 起動力矩理論計算

發動機起動阻力矩由壓縮阻力矩、摩擦阻力矩以及曲軸飛輪慣性阻力矩3 部分組成。

其中：Ts為起動阻力矩，Tc為壓縮阻力矩，Tf為摩擦阻力矩，Tq為曲軸飛輪慣性阻力矩，τmax為未燃燒時換算到單位活塞面積的最大切向力，s 為活塞面積，l為活塞行程，τ 為發動機沖程數，pr為起動阻力，V 為發動機排量，Iq為曲軸飛輪轉動慣量，a 為發動機曲軸加速度。

計算得發動機起動壓縮阻力矩為56 N·m，慣性阻力矩為34 N·m，摩擦阻力矩為80 N·m，起動總阻力矩為170 N·m。

對于空氣起動系統提供力矩示意如圖1 所示。

圖1 空氣起動系統提供力矩示意圖

其中：pa為高壓空氣壓力，Fa為活塞所受壓力，F1與F2為活塞力沿連桿方向分力與活塞側壓力，Fr與Ft為連桿力在曲柄銷中心產生的徑向力與切向力，α為曲軸轉角，β 為連桿與豎直方向夾角。

則空氣起動瞬時力矩為：

空氣起動當量力矩為：

其中：α1與α2為空氣起動過程中高壓空氣進入氣缸的起始與結束曲軸轉角。

計算得到0.25 MPa 高壓空氣起動可提供的當量力矩約為52 N·m。

查閱資料QD142A 型號起動機額定功率為3 kW，全制動特性力矩＞25 N·m，正常工作狀態轉速為3 000 r/min，轉矩約為15 N·m，在減速比為10 的情況下可以提供約150 N·m 的力矩。

空氣起動與電起動可以提供力矩約為202 N·m，高于起動所需轉矩，并且起動阻力矩中的摩擦阻力矩與慣性阻力矩會隨著曲軸轉速的上升而減少，更有助于起動過程的順利進行。

因此，采用空氣起動與電起動相結合的起動策略在能量匹配上是可行的。

2 發動機起動策略

2.1 發動機正常工作狀態

發動機整體正常工作狀態如圖2 所示，包括兩級壓氣機、一級渦輪、4 個氣缸、1 個補燃室以及進排氣管路和數個閥門。

圖2 發動機整體正常工作狀態示意圖

發動機正常工作狀態包含2 個循環，活塞機循環和燃機循環。

活塞機循環空氣流動順序為：外界空氣-第1 級壓氣機-第2 級壓氣機-進氣管路-氣缸組-排氣管路-補燃室-渦輪-外界空氣。

燃機循環空氣流動順序為：外界空氣-第1 級壓氣機-補燃室-渦輪-外界空氣。

2.2 發動機起動過程

根據帶補燃增壓的航空活塞發動機基本結構與缸內放氣方案，設計發動機起動策略：

起動過程分為2 步，第1 步如圖3 所示，首先起動燃機循環，利用電機1 驅動增壓器軸，通過閥門的控制使得空氣無法到達活塞循環流路，空氣流動順序為：外界空氣-第1 級壓氣機-第2 級壓氣機-補燃室-渦輪-外界空氣。在補燃室中噴油點火燃燒，高溫燃氣通過渦輪做功，驅動壓氣機轉動，電機帶動至一定轉速后，渦輪功足以負擔2 級壓氣機的耗功，此時撤去電機，燃機循環達到自給自足狀態，通過控制補燃室中噴油量來控制增壓器轉速。

圖3 起動燃機循環示意圖

當第2 級壓氣機后的壓力達到0.25 MPa 時，進行起動過程第2 步，如圖4 所示，通過閥門開啟活塞機循環，使第2 級壓氣機后高壓氣通過進氣管路進入氣缸；電機2 帶動曲軸轉動；由補燃室后引高溫燃氣用于空氣起動，在#4 和#2 氣缸的活塞運行至上止點時，通過機械裝置打開氣缸排氣門，高溫燃氣進入氣缸，推動活塞下行并帶動曲軸轉動。

圖4 起動活塞循環示意圖

在電機帶動和高溫燃氣的共同驅動下，曲軸加速轉動至發動機起動最低轉速，隨后撤去電機2，并關閉相應的起動相關管路，氣缸內正常噴油燃燒，并可以通過控制氣缸噴油量來控制曲軸轉速，發動機進入正常工作狀態，起動過程完成。

3 發動機起動過程一維模型仿真計算

3.1 發動機起動過程瞬態一維模型

使用GT-POWER 軟件并根據發動機參數建立發動機穩態模型，并在穩態模型的基礎上建立起動模型，加入空氣起動模塊、電起動模塊與相應控制系統。模型主要模塊如圖5 所示，包括渦輪增壓器系統、活塞機系統、補燃室模塊、高壓空氣起動系統以及4 處閥門，其中閥門1 與閥門2 用于控制起動過程中燃機流路的切換，閥門3 的兩處閥門用于控制活塞機循環流路的開啟與關閉，閥門4 用于高壓空氣起動流路的開啟與關閉。

圖5 瞬態模型主要模塊示意圖

3.2 發動機起動過程瞬態一維計算結果及分析

3.2.1 發動機加速過程結果分析

發動機起動過程，曲軸在高壓空氣與電機的共同作用下加速，前兩個循環曲軸轉速與時間的關系曲線如圖6 所示，可以看到在0～0.1 s 的時間內轉速為零，此階段為燃機循環增壓器建立壓力與流量的過程，在0.1 s 時燃機循環已達到穩定狀態，起動活塞機循環。第1 個循環時間為0.1～0.34 s，第2 個循環時間為0.34～0.39 s，兩個循環內，發動機轉速達到最低起動轉速并能迅速增長，起動過程在兩個循環內順利完成，最終達到1 400 r/min。

圖6 曲軸轉速-時間曲線

第1 個循環曲軸轉速與曲軸轉角的關系如圖7所示，配圖下部為空氣起動過程隨曲軸轉角的關系，包括高壓空氣驅動與放氣機構兩部分，兩個圖需要進行配合分析。

圖7 曲軸轉速-曲軸轉角曲線

由于橫坐標為曲軸轉角，因此0～0.1 s 這個時間段曲軸沒有轉動，因此計算起點為0.1 s 時刻，即圖7最左端的-180°CA，具體分析如下：

-180°CA～-90°CA，#4 氣缸通入高壓空氣，#2氣缸缸內放氣，基本沒有壓縮阻力，僅需克服摩擦阻力，轉速持續上升至約300 r/min。

-90°CA～-60°CA，#4 氣缸與#2 氣缸持續通入高壓空氣，#1 氣缸壓縮阻力持續增大，轉速上升趨勢變緩，最大轉速為306 r/min。

-60 °CA～0 °CA，#4 氣缸不再通入高壓空氣，#2氣缸持續通入高壓空氣，由于接近#1 氣缸上止點，壓縮阻力快速增加，轉速持續下降，并在-7°CA時轉速達到最低點43 r/min。此時一方面由于轉速的降低，電機恒功率狀態下提供轉矩增加，另一方面#1氣缸在上止點前16°CA 處噴油并部分燃燒，曲軸在二者的作用下轉速逐漸上升。

0 °CA～30 °CA，#4 氣缸不再通入高壓空氣，#2氣缸持續通入高壓空氣，由于#1 氣缸部分燃料燃燒，缸內壓力較大，推動活塞迅速下行，此階段轉速快速上升。

30°CA～90°CA，#2 氣缸不再通入高壓空氣，高壓空氣驅動結束，在#1 氣缸內高壓的作用下轉速持續上升，并在58 °CA 時轉速達到極大值548 r/min，由于接近#3 氣缸上止點壓縮阻力增大，轉速逐漸下降。

90°CA～180°CA，#3 氣缸噴油燃燒，產生高壓推動活塞迅速下行，轉速上升并于150°CA 達到極大值775 r/min，之后接近#4 氣缸上止點，壓縮阻力增大，轉速下降。

由第1 個循環的曲軸轉速曲線可以得出，在前半個循環中，曲軸在2 kW 電機與高壓空氣的共同作用下加速，并在#1 氣缸上止點前轉速減至最低，隨后度過最低點后#1 氣缸實現燃燒，曲軸轉速迅速上升，隨后轉速持續上升。若起動能量稍小，則在無法順利度過轉速最低點處，會導致起動失敗，因此此處的最低轉速是一個判斷起動能量能否使起動過程成功順利進行的一個參考指標。

發動機在2 kW 起動電機和高壓空氣起動系統的作用下，一個循環內即可實現燃燒，兩個循環達到起動最低轉速。

3.2.2 發動機空氣起動缸內分析

空氣起動系統，以#2 氣缸為例，高壓空氣通過#2 氣缸連接孔口進入氣缸流量隨曲軸轉角變化曲線如圖8 所示，在-90°CA～30°CA，高壓空氣持續流入#2 氣缸?？傆嬃魅?2 氣缸1.16 g 氣體，平均流量為3.41 g/s。

#2 氣缸缸內壓力隨曲軸轉角變化曲線如圖9 所示，在#2 氣缸放氣階段，缸內壓力較低，約為0.12 MPa，高壓空氣進入期間，缸內壓力由0.23 MPa 緩慢下降到0.19 MPa，高壓空氣停止通入后，隨著進排氣門的開啟，缸內壓力基本維持在0.17 MPa。

圖8 #2 氣缸高壓空氣流量-曲軸轉角

圖9 #2 氣缸缸內壓力-曲軸轉角

缸內壓力會產生對于活塞、活塞銷部件的推力，#2 氣缸活塞銷受力隨曲軸轉角變化曲線如圖10 所示，在#2 氣缸放氣階段，缸內壓力較低，活塞銷軸向受力為160 N，高壓空氣進入期間，活塞銷軸向受力由1 000 N 緩慢降低到706 N，高壓空氣停止通入后，隨著進排氣門的開啟，缸內壓力下降，活塞銷軸向受力下降至444 N。

圖10 #2 氣缸活塞銷受力-曲軸轉角

3.2.3 發動機電機起動分析

對于電機起動系統，電機PID 控制器運行結果如圖11 所示，輸入信號為發動機曲軸轉速，輸出信號為電機功率。圖中三角圖例線為輸入信號的目標值500 r/min，圓形圖例線為輸入信號的實際值，方形圖例線為輸出值，在0～0.1 s 的時間內，燃機循環起動并逐漸穩定，電機輸出功率為0，在0.1 s 時，電機起動，輸出功率變為2 kW 并保持最大功率不變；0.3 s 時，曲軸轉速超過設定目標值，輸出功率迅速下降至0 kW 并保持不變，此時電機不再作用于曲軸。

圖11 電機PID 控制器運行結果

電機輸出轉矩與曲軸轉角的關系如圖12 所示，-180°CA 時，由于轉速接近0 r/min，輸出轉矩很大，隨著轉速上升轉矩下降至70 N·m，在-7°CA 時由于轉速下降，轉矩增大到極大值438 N·m，39°CA 時轉矩降為0 N·m 并保持不變。

圖12 電機輸出轉矩-曲軸轉角

綜上，高壓空氣起動階段，高溫高壓氣體進入氣缸，缸內壓力升高至0.28 MPa，在壓差的作用下，在活塞上施加1 000 N 的軸向推力，推動活塞下行；驅動曲軸的電機2 輸出最大功率2 kW，輸出最大轉矩438 N·m，驅動曲軸到500 r/min 后不再作用。在高壓空氣與電機的共同作用下，兩個循環發動機轉速達到1 400 r/min，發動機成功起動。起動過程第1 個循環#1 氣缸上止點位置附近，為發動機起動過程最低轉速，對能否成功起動有很大影響。

4 結論

針對帶補燃增壓的航空重油發動機，設計了電機起動與高壓空氣起動相結合的復合型起動策略，以某型200 kW 補燃增壓航空重油發動機作為驗證，根據發動機基本參數，進行起動能量匹配計算與理論分析，制定發動機起動策略，并利用GT-POWER軟件進行發動機起動過程瞬態一維仿真分析，得到如下結論：

1）某型200 kW 補燃增壓航空重油發動機起動所需功率7.84 kW，高壓空氣起動提供功率2.1 kW，在采用減壓放氣技術的情況下可減小部分壓縮阻力，計算得起動電機功率需要約3 kW；發動機起動所需總阻力矩170 N·m，高壓空氣起動提供力矩52 N·m，電機可提供力矩150 N·m。

2）結合帶補燃增壓的發動機結構特點并加入缸內放氣方案，設計發動機起動策略：第1 步起動燃機循環，待循環穩定后，第2 步起動活塞機循環，由渦輪前引高溫高壓燃氣，通入氣缸推動活塞下行，同時起動電機驅動曲軸，在二者的共同作用下將發動機加速至最低起動轉速，起動過程完成。其中高壓空氣起動所用的氣體是由燃機循環的渦輪前部引出，而非正常空氣起動的由攜帶的高壓氣瓶引出，該措施充分利用補燃增壓發動機的特殊結構形式，可以有效減少起動系統質量。

3）利用GT-POWER 軟件設計的根據起動策略，在穩態一維仿真計算的基礎上進行發動機起動過程瞬態一維仿真分析，發動機在2 kW 起動電機和高壓空氣起動系統的作用下，一個循環內即可實現部分氣缸燃燒，兩個循環達到起動最低轉速，驗證起動策略可行性。

4）結合起動策略，對于起動階段的加速過程、缸內空氣起動、電機起動的數值仿真結果進行分析，表明起動過程按照起動策略正常進行，其中第1 個循環的發動機最低轉速，對能否成功起動有很大影響。