無人機直噴發動機諧振進氣系統設計及仿真分析

李 源，吳亞鋒，樸雅慶

（西北工業大學 陜西 西安 710072）

二沖程發動機具有功率大、旋轉平穩、振動小、噪音低、維護簡單等優點，特別適用于低速、中低空的小型無人機、動力翼傘等飛行器的應用。

缸內直噴（GDI）發動機將噴油嘴置于氣缸之內，通過高壓燃油泵將燃料精確地噴注進燃燒室內，使其霧化的更加細致，并根據不同的點火時刻將燃油混合氣點燃，具有節省燃油、減少廢氣排放、提升動力性能。

目前國內的二沖程直噴系統的研究剛剛起步，主要圍繞二沖程摩托車發動機進行的。對于無人機二沖程發動機直噴系統，為了提高缸內過量充氣系數，改善進氣效率，提高動力性能，通常需要對進氣系統進行優化設計。 GT-Power是發動機工作過程模擬計算軟件，現被世界上大多數發動機和汽車制造廠商使用。該軟件采用有限體積法進行流體計算，計算步長自動可調，并且有強大的輔助建模前處理工具，自帶有豐富的燃燒模型和優化設計功能，可較好地滿足二沖程發動機直噴系統建模和分析的需要。

文中針對一臺用于某型無人機直噴發動機，基于其結構和尺寸，使用GT-Power軟件建立了仿真模型。通過運用亥姆霍茲理論設計諧振進氣系統結構，并利用軟件自帶的優化工具，分析了諧振進氣系統對發動機動力性能的影響。

1 直噴系統結構及建模

1.1 直噴系統結構

直噴系統工作循環有：空氣經由空氣濾清器、節氣門、進氣管、簧片閥、曲軸箱，在掃氣口掃氣的作用下，進入氣缸的空氣與燃油混合，按照設定的點火提前角將油氣混合氣點燃，廢氣經掃氣口掃氣排出。直噴系統主要參數如表1所示。

表1 直噴系統主要參數Tab.1 Main parameters of the direct injection system

1.2 直噴系統建模

基于直噴發動機結構和尺寸，使用GT-Power軟件建立了曲軸箱模塊、氣缸模塊、噴射系統模塊、進排氣系統模塊。

燃燒計算仿真選擇了準維燃燒模型[1－2]，該模型可以考慮氣缸形狀、點火時間及燃料屬性等因素，較SIWiebe燃燒模型能更準確地預測噴油、點火等參數對燃燒放熱率的影響。

進排氣系統流動計算從N－S方程出發，并簡化為一維控制體積進行計算[3]。傳熱計算選用Woschi模型[4]，在摩擦損失壓力計算中模型采用Chen－Flynn的關系式，摩擦損失壓力為活塞速度和峰值壓力的函數[5]。

水平對置發動機屬于V型發動機，在曲軸箱中氣缸布置角度設置為180度。在建模時，還要明確如下的參數設置[6]：

1）網格的粗細（離散化長度）應趨于均勻，對進/排氣系統離散長度設置分別為0.4×缸徑/0.5×缸徑。

2）節氣門、簧片閥的參考流通面積設置為定值，即零升程時，流量系數為零。

3）由于進排氣流動、傳熱等情況很復雜，本文使用推薦進氣端口的溫度為450 K；排氣端口的溫度為550 K。

4）循環初始條件相同，環境溫度和壓力在海拔高度0 m和1 000 m設定為300 K/0.1 MPa和294 K/0.09 MPa。

1.3 直噴發動機模型的驗證

針對已建立的模型系統，通過對其氣缸壓力和發動機扭矩進行仿真，并與試驗結果進行了對比，圖1為發動機在轉速5 000 r/min時的缸壓對比曲線。圖2為不同轉速工況點的發動機扭矩對比曲線。

圖1 缸壓仿真結果與試驗結果對比Fig.1 Comparison of the cylinder pressure simulation results and test results

圖2 扭矩仿真結果與試驗結果對比Fig.2 Comparison of simulation results and experimental results of torque

從圖1中可以看出，在燃燒階段仿真計算與試驗的缸壓曲線基本重合，表明了所建模型能較準確反映發動機內部燃燒過程的基本特征。由圖2可以看出，最大扭矩的仿真值和試驗值分別為62 N·m和63 N·m。兩者在3 600 r/min至4 600 r/min時誤差較大，在3 800 r/min時達到最大誤差4.6%，均小于5%，表明了所建模型能夠較準確模擬直噴發動機外部動力特征，能夠用于對發動機進氣系統的設計和優化。

2 諧振進氣系統結構設計

利用亥姆霍茲原理，將諧振器并聯安裝于進氣口/節氣門與空氣濾之間，諧振器與氣道的連接方式主要有共軛式和插入式，增加諧振器的進氣系統在特定的轉速內，進氣壓力波與其門的進氣周期協調，增高進氣歧管壓力，從而增加進氣量。

2.1 諧振器管徑計算

僅考慮管道摩擦的影響，Kastner[7]給出了最小管徑的估算公式：

式中：S為行程；d為缸徑（mm）；n為轉速。

由上式，將S=52 mm，d=65 mm和n=3 000 r/min代入，可得到dmin=25.8mm。但綜合考慮管道摩擦、波動效應和安裝要求，最終取dmin=26.8 mm。

2.2 諧振器容積計算

1）空氣中音速 c（m/s）與溫度 t（℃）的關系：

2）發動機轉速n與諧振頻率fn的關系：

i為發動機缸數；n為發動機轉速（r/min），τ為沖程數。

3）諧振頻率計算：

式中，S 為插接管面積，S=π（d/2）2，mm2；LP為插接管當量長度，mm；V為諧振器容積，m3。則可得諧振器容積：

2.3 進氣管管長優化方案

在確立諧振器的結構參數后，還需要對進氣管部分進行優化。本文為了降低改進設計的難度及模具等的開發成本，只對進氣總管和歧管長度進行選定，分別設計縮短10%、20%和加長10%、20%4個方案。

3 設計優化方案仿真分析

3.1 諧振器對動力性能的影響

增加諧振器后，在轉速區（2 000～4 000 r/min）和轉速區（5 000～6 000 r/min）充氣效率有所提高，如圖3所示。這是由于進氣流在進氣關閉時，進氣瞬時發生逆反回流，緊接著的下個進氣行程吸入新的氣流，二者在進氣道沖撞，增加諧振器緩沖了該頻率區氣流的諧振干擾，提高了缸內充氣量。

圖3 諧振器對充氣效率的影響Fig.3 Effect of resonator on charging efficiency

3.2 進氣總管長度對扭矩和充氣效率的影響

增加諧振器，扭矩和充氣效率隨著進氣總管長度變化，如圖4、圖5所示。由圖可知，在低轉速區和轉速在（4 000～5 000 r/min）影響明顯。結合無人機設計要求，最終選定縮短20%進氣總管長度的方案。

圖4 扭矩隨進氣總管長度變化曲線Fig.4 Torque curve with the intake manifold length change

3.3 進氣歧管長度對扭矩和充氣效率的影響

通過增加諧振器，改變進氣總管長度，扭矩和充氣效率得到提高。進氣歧管的長度變化也會影響發動機的動力性能，其扭矩和充氣效率變化分別如圖6、7所示。

在低轉速區（2 000～3 000 r/min）和中轉速區（4 000～5 000 r/min）對發動機動力性能及充氣效率影響明顯。對于縮短10%和20%歧管長度的方案，在中低轉速通過進氣諧振作用，進氣壓力波峰值增大，使得進氣量增多，回流空氣量減少。

4 結束語

文中通過對一無人機用四缸兩沖程汽油直噴發動機的仿真，其研究結果表明可以利用亥姆霍茲原理可以對諧振進氣系統進行優化設計。增加諧振器后充氣效率有所提高，進氣管長度優化后扭矩有所提高，燃油消耗率亦有所降低，解決了無人機進氣系統設計優化問題，并使得無人機動力性能進一步提高。

圖5 充氣效率隨進氣總管長度變化曲線Fig.5 The volumetric efficiency curve with the intake manifold length change

圖6 扭矩隨進氣歧管長度變化曲線Fig.6 Torque curve changes with the length of the intake manifold

圖7 充氣效率隨進氣歧管長度變化曲線Fig.7 The charging efficiency curve changes with the length of the intake manifold

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