活塞式航空煤油發(fā)動機性能優(yōu)化及爆震抑制研究

劉學龍，劉正先,張雨生,劉豐年，周 磊,3，衛(wèi)海橋,3

(1.天津大學 機械工程學院，天津 300072；2.中汽研(天津)汽車工程研究院有限公司，天津 300300;3.天津大學 內燃機燃燒學國家重點實驗室，天津 300072)

0 概述

無人機(unmanned aerial vehicl， UAV)因零人員傷亡，具備全天候、全區(qū)域偵察打擊能力，受到了世界各個國家的重視。點燃式活塞式發(fā)動機因具有經(jīng)濟性好、功率質量比高、熱效率高等優(yōu)點，逐漸成為了中小型無人機的主流動力裝置[1]。目前大部分的點燃式活塞航空發(fā)動機主要采用航空汽油為燃料，但由于其閃點低、揮發(fā)性強、遇明火易著火的特性，導致航空汽油在運輸、儲存和使用上存在很大的危險性，不能適應當前對軍用航空發(fā)動機的燃料要求[2]。因此，以航空煤油等重油為燃料是點燃式活塞式航空發(fā)動機的發(fā)展趨勢[3-6]。

汽油與航空煤油在燃料物性參數(shù)上存在較大差異，雖然航空煤油閃點比汽油高，安全性能好，但其燃燒速率慢，容易發(fā)生爆震。這就導致如果將航空煤油直接應用到汽油機上，發(fā)動機會出現(xiàn)嚴重的爆震傾向。為了避免這種現(xiàn)象的出現(xiàn)，避免發(fā)動機損壞，點火角要推遲到上止點附近，燃燒相位十分靠后，導致燃燒效率降低。

國內外眾多學者對點燃式航空煤油發(fā)動機展開了研究。文獻[7]中在汽油中按體積比分別摻混10%、20%、30%、40%、50%航空煤油，并分析對動力性及排放的影響。試驗結果表明，隨著航空煤油摻混比例的提高，發(fā)動機動力性下降，在摻混比為50%時發(fā)動機起動困難。文獻[8]中對JP-5型的航空煤油進行試驗研究，試驗研究表明，航空煤油容易爆震，采用JP-5航空煤油為燃料時并不能實現(xiàn)全負荷運行，并且隨著轉速的增加爆震傾向加劇，其主要原因是燃油霧化和混合時間縮短。通過對燃料質量分數(shù)曲線進行分析發(fā)現(xiàn)，航空煤油較汽油燃燒更為緩慢。在仿真研究方面，文獻[9]中采用AVL FIRE仿真軟件，研究分析得到了航空重油發(fā)動機的缸內氣流流動及燃燒特性。文獻[10]中對活塞式航空發(fā)動機整機性能進行數(shù)值模擬，獲取了發(fā)動機初始點火數(shù)據(jù)MAP圖，提取發(fā)動機爆震特征，為燃燒航空煤油的點火提前角控制提供了依據(jù)。文獻[11]中通過仿真軟件建立一維性能仿真模型，針對采用航空煤油后爆震負荷區(qū)間窄，恢復功率有限的問題，提出添加抗爆劑、擴大缸徑等技術措施恢復發(fā)動機功率，但僅僅只是停留在理論層面，未進行試驗研究。文獻[12]中驗證了空氣輔助霧化良好的霧化質量，并進行了點燃式活塞航空發(fā)動機燃燒特性研究，該試驗研究僅在節(jié)氣門開度為35%下進行，對于發(fā)動機動力性恢復作用有限。

目前，國內高校和研究單位對于活塞式航空煤油發(fā)動機的研究大部分都是采用仿真分析，少數(shù)高校進行了部分負荷工況試驗，這主要是由于國內對于活塞式航空煤油發(fā)動機的研究尚未成熟，試驗研究多采取將原有汽油機更換航空煤油作為燃料的方式，而航空煤油爆震傾向明顯的特征直接導致發(fā)動機只能運行在中低負荷。

本文中基于一臺壓縮比可變的單缸熱力學發(fā)動機，使用自主開發(fā)的空氣輔助噴霧系統(tǒng)，在全負荷條件下開展了活塞式航空煤油發(fā)動機性能優(yōu)化及爆震抑制的試驗研究，探究了雙點火、降低壓縮比及使用CO2輔助噴射航空煤油對發(fā)動機的性能及爆震抑制的影響。

1 試驗系統(tǒng)

1.1 發(fā)動機臺架及測控裝置

試驗基于一臺單缸四沖程試驗機，主要參數(shù)如表1所示，發(fā)動機試驗臺架示意圖如圖1所示。試驗臺架經(jīng)自主電控設計，可采用空氣輔助噴射電控系統(tǒng)精確控制噴射參數(shù)。發(fā)動機電控單元采用MoTec-M400，可精準控制發(fā)動機的噴油時刻及點火時刻，分辨率為0.5°[13]。空氣輔助霧化噴嘴位于排氣門側，采用電磁線圈式噴油器自主設計加工而成。

表1 發(fā)動機主要參數(shù)

圖1 發(fā)動機臺架示意圖

試驗中主要測試量包括發(fā)動機轉速、轉矩、燃油消耗量、缸內壓力、冷卻水溫度及當量比。發(fā)動機由直流電力測功機控制，同時監(jiān)測發(fā)動機轉速、轉矩，測功機最大功率為20 kW。燃油消耗量由杭州博皓瞬態(tài)油耗儀進行測量，量程為0～5 kg/h，相對誤差為±0.2%[14-17]。發(fā)動機缸內動態(tài)壓力測量采用安裝在燃燒室頂部的KISTLER 6118B水冷式缸壓傳感器，壓力信號由光電編碼器采集，經(jīng)電荷放大器放大信號后，由National Instruments PC-6123數(shù)據(jù)采集卡將缸壓數(shù)據(jù)保存。發(fā)動機冷卻水和機油溫度采用PT-100鉑電阻傳感器進行測量，由德國SIEMENS比例積分控制器分別控制，誤差范圍保持在±3 ℃。過量空氣系數(shù)通過美國ECM公司Lambda CAN模塊進行實時監(jiān)測。表2給出了主要測試設備的測試精度和誤差。

表2 測量設備裝置

本文中主要探究基于空氣輔助霧化的航空煤油發(fā)動機燃燒特性，試驗燃料為三號航空煤油(RP3)，其理化特性如表3所示。

表3 試驗燃料主要物性參數(shù)

1.2 空氣輔助霧化系統(tǒng)

圖2為空氣輔助噴油器內部結構簡圖，圖3為空氣輔助噴射控制波形圖。如圖3所示，空氣由進氣口進入并充滿混合腔。在接收到單片機發(fā)出的5 V下降沿觸發(fā)信號后，經(jīng)過短暫噴油延時(約1 ms)，在噴油脈寬時間內，燃油經(jīng)進油口流入噴油器，然后經(jīng)燃油噴嘴進入混合腔，與壓縮空氣進行混合，完成初次破碎。經(jīng)油氣間隔時間(約1 ms)后，燃油和空氣的混合氣經(jīng)空氣噴嘴以高速氣流噴入定容彈內，由于空氣的膨脹作用促進液滴破碎及燃油霧化。燃油電磁閥和空氣電磁閥則分別控制噴油脈寬和噴氣脈寬的數(shù)值。為了保證燃油可以噴入混合腔內，噴油壓力應高于噴氣壓力。

圖2 空氣輔助噴射結構圖

圖3 空氣輔助噴射控制信號

2 參數(shù)定義及發(fā)動機運行工況

為了分析發(fā)動機燃燒過程，需要通過分析燃燒分析儀采集到的缸壓數(shù)據(jù)得到發(fā)動機缸壓的一系列參數(shù)，方便進行燃燒分析主要有：平均指示壓力(indicated mean effective pressure， IMEP)、指示燃油消耗率(indicated specific fuel consumption， ISFC)、放熱率(heat release rate， HRR)、主燃燒相位(CA50)、爆震強度(maximum amplitude pressure oscillations， MAPO)、平均爆震強度、爆震發(fā)生概率，具體物理定義及計算方法如下所示。

IMEP指單位氣缸容積在一個循環(huán)所做的指示功，如式(1)所示。通過計算IMEP可以對不同工作容積的發(fā)動機工作循環(huán)熱工轉換有效程度進行比較。

(1)

式中，Wi為發(fā)動機一個循環(huán)的指示功；p和V分別為缸內壓力和燃燒室的容積。Wi可通過p-V圖對燃燒循環(huán)(曲軸轉角-360°到360°)進行積分計算得到。

ISFC指單位指示功的耗油量，通常用每千瓦時指示功所消耗的燃料質量即g/(kW·h)表示。

進行發(fā)動機試驗，一般都需要分析缸內燃燒過程，進行放熱率HRR計算。放熱率的計算主要是根據(jù)熱力學第一定律的標準單區(qū)放熱模型進行分析[18-19]，計算公式如式(2)所示。

(2)

式中，Q為燃燒放出的熱量；γ為熱容比；θ為曲軸轉角。

主燃燒相位(CA50)指已燃燃料的質量分數(shù)為50%時所對應的曲軸轉角，能夠較好地反映發(fā)動機燃燒過程的能量分布。

對于爆震強度的評價，目前應用最為廣泛的是壓力震蕩的最大幅值(maximum amplitude of pressure oscillations, MAPO)，該評價指標直接反映爆震的最大破壞性[20]。MAPO通過濾波后缸壓絕對值的最大值計算得到，其數(shù)學表達式為：

(3)

式中，pMAPO為壓力震蕩的最大幅值；v為壓力震蕩的帶通濾波信號；A為發(fā)生爆震時曲軸轉角；B為壓力震蕩結束時對應的曲軸轉角。

平均爆震強度用來判定一個工況是否發(fā)生爆震，通常需要上百個燃燒循環(huán)的爆震強度進行綜合判定，本文中以200個循環(huán)的爆震強度的算術平均值作為爆震評價指標，超過0.1 MPa時判定為爆震工況。

爆震發(fā)生概率定義為爆震循環(huán)總數(shù)占所有燃燒循環(huán)(200個循環(huán))的百分比，當爆震超過10%可以明顯聽到爆震的敲擊聲，造成發(fā)動機的損壞，平均爆震強度設定閾值為0.1 MPa。

試驗時，冷卻劑和潤滑油的溫度分別保持在 75 ℃ 和85 ℃。通過調整循環(huán)噴油量來保證當量比為 1.00±0.01，待發(fā)動機穩(wěn)定工作后記錄發(fā)動機的相關參數(shù)如功率、燃油消耗率等，每個工況點采集200個循環(huán)缸內壓力數(shù)據(jù)。為了使數(shù)據(jù)更加可靠，每個工況點進行3次試驗。文中統(tǒng)一用點火提前角來表示點火時刻，以上止點作為參照點，點火提前角正數(shù)表示上止點前，點火提前角負數(shù)表示上止點后。點火從正常燃燒掃描到發(fā)動機出現(xiàn)爆震為止，通過數(shù)據(jù)分析找出最大制動轉矩(maximum braking torque， MBT)時刻。表4為試驗中發(fā)動機詳細運行參數(shù)。

表4 發(fā)動機詳細運行參數(shù)表

3 試驗結果及分析

3.1 雙點火對航空煤油發(fā)動機性能的影響

雙點火可以有效提高火焰?zhèn)鞑ニ俾剩崆叭紵辔唬瑥亩嵘l(fā)動機性能，被廣泛應用于發(fā)動機上，但雙點火對于航空煤油的性能影響仍需進一步驗證。壓縮比(compression ratio， CR)設置為6。

圖4為使用單點火和雙點火發(fā)動機的缸壓放熱率對比，可以看出，采用雙點火時的最高燃燒壓力相較于單點火約增加了0.5 MPa，峰值放熱率也高于雙點火，CA50提前了約10°。

圖4 單點火與雙點火缸壓及放熱率對比

圖5為單點火與雙點火200個循環(huán)IMEP散點圖。雙點火時循環(huán)變動率為3.27，明顯小于單點火時的5.03。這說明雙點火使缸內平均指示壓力分布更為集中，循環(huán)變動系數(shù)小，使得航空煤油燃燒更加穩(wěn)定。綜上所述，采用雙點火的方式可以有效地提高航空煤油的火焰?zhèn)鞑ニ俾剩幸欢ǖ囊种票鸬淖饔茫€可以降低循環(huán)波動。

圖5 單點火與雙點火200個循環(huán)IMEP散點圖

3.2 降低壓縮比對性能及爆震的影響

通過降低壓縮比的方式抑制航空煤油爆震，從而拓寬航空煤油燃燒的負荷區(qū)間。圖6、圖7表示不同壓縮比條件下空氣輔助霧化航空煤油的動力性及經(jīng)濟性。試驗結果表明，通過降低壓縮比至7以下，可以實現(xiàn)發(fā)動機全負荷運行，減輕航空煤油的爆震傾向。

圖6 不同壓縮比對空氣輔助霧化航空煤油動力性的影響

圖7 不同壓縮比對空氣輔助霧化航空煤油經(jīng)濟性的影響

由圖6可知，在不同壓縮比條件下，IMEP均隨點火提前角增大而線性增加。在壓縮比為8時負荷區(qū)間拓寬有限，最大IMEP僅為0.491 MPa，點火提前角為-4°，點火時刻較晚，此時活塞在下行階段導致大量的熱量無法在上止點附近釋放，使得燃燒效率下降，動力性下降。當壓縮比為7時，此時發(fā)動機可以全負荷工作，最大IMEP為0.791 MPa,點火提前角為-4°、-2°和0°，仍然會使得大量的熱量無法在上止點附近釋放，造成燃燒效率下降，并且在壓縮比為7時出現(xiàn)爆震的概率會增加,后面會詳細分析。在壓縮比為6時，最大IMEP為0.782 MPa,點火提前角為6°、8°和10°，相較于壓縮比7和8時更多的熱量會集中活塞下行初期釋放，燃燒效率提高。

由圖7可知，在不同壓縮比條件下，隨著點火提前角增大，ISFC均逐漸減小，最低油耗工況為在壓縮比為7時MBT點火時刻，為316 g/(kW·h)，因此從動力性及經(jīng)濟性考慮壓縮比為7時發(fā)動機性能最好。

圖8為不同壓縮比下平均爆震強度隨點火時刻的變化。可以看出，隨著點火提前角增大，平均爆震強度不斷增加，壓縮比由7降為6時，臨界爆震工況點由2°提前到-8°曲軸轉角，說明降低壓縮比起到了抑制爆震的作用。

圖8 不同壓縮比下平均爆震強度

圖9為不同壓縮比下200個循環(huán)MAPO散點圖，圖10為不同壓縮比MBT點火時刻下爆震概率分布情況。可以看出，壓縮比由8降低到7，由于負荷區(qū)間從15%負荷拓寬到全負荷，導致了壓縮比雖然降低，但爆震循環(huán)所占百分比由28.5%增加至62.0%；當壓縮比下降到6時，此時發(fā)動機由于壓縮比的下降，末端混合氣不易自燃，平均爆震強度下降，爆震循環(huán)只占6.5%，為正常燃燒工況，且點火提前角為10°，發(fā)動機燃燒相位更為提前，更多的熱量會在活塞下行初期釋放。

圖9 不同壓縮比下200個循環(huán)MAPO散點圖

圖10 不同壓縮比MBT點火時刻下爆震概率分布

在壓縮比為7時，動力性及經(jīng)濟性綜合性能最優(yōu)，MBT點火時刻下，爆震循環(huán)所占百分比達到了62.0%，判定該工況為爆震工況，長期工作在爆震工況可能會影響發(fā)動機使用壽命。在壓縮比為6時，動力性、經(jīng)濟性僅次于壓縮比為7時，但不易發(fā)生爆震，對發(fā)動機的損害較小。

綜上所述，降低壓縮比是目前實現(xiàn)航空煤油全負荷運行的必要手段，但會導致熱效率降低。研究更高效的爆震抑制手段，提高航空煤油發(fā)動機的熱效率，是下一步工作的重點。

3.3 CO2輔助噴射對發(fā)動機性能及爆震的影響

壓縮比設置為6，將輔助噴射的氣體換為CO2時，不同CO2噴射脈寬對動力性和經(jīng)濟性的影響見圖11、圖12。可以看出，MBT點火時刻下，隨著CO2噴氣脈寬從3 ms增加到9 ms，IMEP提升至0.779 MPa，但始終沒有超過5 ms空氣輔助噴射的IMEP；ISFC從336 g/(kW·h)逐漸降低到了 327 g/(kW·h)，相較于5 ms空氣輔助噴射經(jīng)濟性提高了1.8%，這說明將輔助噴射氣體由空氣更換為CO2，對提高發(fā)動機的動力性沒有幫助，但是可以提高經(jīng)濟性。而且隨著CO2噴氣脈寬的增加，可以實現(xiàn)將MBT點火時刻從-10°提前到-14°曲軸轉角，即點火提前角由10°變?yōu)?4°。

圖11 不同CO2噴射脈寬對動力性的影響

圖12 不同CO2噴射脈寬對經(jīng)濟性的影響

產(chǎn)生這些現(xiàn)象的主要原因為：CO2是一種高比熱容氣體，采用CO2輔助航空煤油噴射時，在促進霧化的同時也有效提高了缸內工質比熱容，使得發(fā)動機缸內燃燒溫度降低，因此平均指示壓力隨著CO2的增加而降低，動力性下降；此外，由于CO2可以降低缸內燃燒溫度，有抑制爆震，MBT點火時刻可進一步提前，改善因航空煤油燃燒速度慢導致的燃燒相位靠后的問題，發(fā)動機效率提高，從而使經(jīng)濟性提高。

為了進一步深入分析不同CO2噴射脈寬對爆震的影響，如圖13所示，分析了不同CO2噴射脈寬對爆震發(fā)生概率的影響。可以看出，隨著CO2噴射脈寬的增加，在同一點火提前角時爆震發(fā)生概率下降，CO2抑制爆震的效果明顯，這主要是由于CO2顯著降低了缸內燃燒溫度。圖14為不同CO2噴射脈寬對平均爆震強度的影響，可以看出隨著CO2噴射脈寬的增加，平均爆震強度降低，并且平均爆震強度幾乎都低于0.1 MPa，為正常燃燒工況,結合圖13來看，雖然部分爆震發(fā)生概率較高，但發(fā)生爆震強度并不高。

圖13 不同CO2噴射脈寬下爆震發(fā)生概率

圖14 不同CO2噴射脈寬下平均爆震強度

圖15為MBT點火時刻下，空氣與CO2輔助噴射時缸壓及放熱率對比，可以看出相較于空氣，CO2輔助噴射航空煤油的缸內壓力及放熱率均略微下降。隨著CO2噴射脈寬從3 ms增加至9 ms，一方面由于噴射脈寬的增加，抑制爆震的效果明顯，缸內壓力及放熱率呈下降趨勢，另一方面由于CO2抑制爆震作用，點火提前角可以進一步提前，使得燃燒相位更為提前，缸內壓力有上升的趨勢，二者綜合使得CO2噴射脈寬9 ms缸內壓力略有增加，其他脈寬缸內壓力基本一致，峰值放熱率隨CO2噴射脈寬增加而下降。

4 結論

(1) 采用雙點火可以有效提高航空煤油火焰?zhèn)鞑ニ俾剩崆叭紵辔唬档脱h(huán)波動，實現(xiàn)航空煤油穩(wěn)定燃燒，并且有抑制爆震的作用。

(2) 通過降低壓縮比的方法可實現(xiàn)航空煤油發(fā)動機全負荷下運行。壓縮比降至6，發(fā)動機動力性、經(jīng)濟性較好，不易發(fā)生爆震。最大IMEP為0.782 MPa，ISFC為330 g/(kW·h)。

(3) 采用CO2輔助噴射航空煤油時，隨著CO2噴射脈寬的增加，同一點火提前角下，發(fā)動機的動力性和經(jīng)濟性下降，但由于CO2的抑制爆震的作用，MBT點火時刻最大可提前至上止點前14°，使得燃燒相位提前，發(fā)動機燃燒效率提高。