壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能影響的仿真研究

劉瑞林，楊春浩，2，劉伍權，周　磊，2

(1.軍事交通學院 軍用車輛系，天津300161； 2.海軍工程大學 動力工程學院，武漢 430033)

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● 車輛工程Vehicle Engineering

壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能影響的仿真研究

劉瑞林1，楊春浩1，2，劉伍權1，周磊1，2

(1.軍事交通學院 軍用車輛系，天津300161； 2.海軍工程大學 動力工程學院，武漢 430033)

基于GT-POWER 仿真軟件，建立了航空煤油發動機工作過程仿真模型，研究了壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能的影響。結果表明：全負荷工況下，隨著壓縮比的增加，缸內最高燃燒壓力增加，壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增大3.8 MPa，最大壓力升高率增大0.03 MPa/°CA，滯燃期變短，預混燃燒放熱峰值降低，直至壓縮比超過18時，發動機缸內壓力達到限值17 MPa；轉矩、功率上升，燃油消耗率下降；綜合壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能的影響，發動機壓縮比應調整為18。

航空煤油發動機；數值模擬；壓縮比；燃燒與性能

2.College of Power Engineering, Naval University of Engineering, Wuhan 430033， China)

戰時統一油料保障，可大大提高部隊機動作戰能力。20世紀70年代，美軍提出了“戰場單一燃料概念(single fuel concept，SFC )”[1]。美國陸軍坦克與自動車輛研究、開發和工程中心對添加了特殊添加劑的航空煤油在車用柴油機中的燃燒情況進行了研究[2]，結果表明，添加劑過量會使燃料噴射系統中顆粒物增多，增加發動機磨損，降低使用壽命。美國陸軍坦克司令部對車用柴油機燃用航空煤油的燃燒情況進行了研究[3-4]，結果表明，以缸內溫度800 K、缸內壓力6 MPa為分界線，當缸內溫度、缸內壓力低于該分界線時，航空煤油的滯燃期較柴油增長超過20%，高于該分界線時，燃料的滯燃期增長10%～20%。經過長期的研究與試驗積累，美軍在統一軍用動力裝備用油方面已取得突出進展[5]，并于海灣戰爭、阿富汗戰爭及海地維和任務中分別使用Jet-A1、TS1與JP-5作為單一燃料[6-7]。

為向“戰場燃料單一化”方向積極轉變，我國于20世紀90年代初開始開展航空煤油應用于壓燃式發動機可行性的研究[8]。任連嶺[9]綜述了美國“戰場單一燃料”的研究與應用現狀，通過在東風、斯太爾、扶桑、奔馳4種車型上進行整車試驗，論證了我軍車輛裝備燃燒航空煤油的可行性。南京航空航天大學以某國防預研項目為背景，進行汽油機燃用航空煤油可行性研究，在小型二沖程發動機上對比燃燒不同燃料的轉矩輸出、缸內壓力示功圖，發現發動機燃用汽油、航空煤油在性能方面變化很小[10]。姚廣濤等[11]先后綜述論證了車用柴油機燃用航空煤油的可行性，并在軍用動力裝置廣泛應用的某重型高壓共軌柴油機上進行了燃用航空煤油的發動機性能試驗。研究表明：燃用航空煤油時，發動機動力性未出現明顯的下降，經濟性提高，在全部工況下，碳煙及CO排放下降明顯；NOx排放整體呈下降趨勢，但幅度較小， HC排放明顯增加。

本文基于GT-POWER 仿真軟件，建立燃用RP-3航空煤油燃料的發動機仿真模型，通過試驗驗證模型的可行性，并研究壓縮比對壓燃式發動機燃用RP-3航空煤油燃燒與性能的影響。

1　工作過程仿真模型的建立

本研究選用軍用動力裝置廣泛采用的某中型高壓共軌柴油機，發動機具體參數見表1。

表1　高壓共軌柴油機主要技術參數

利用GT-POWER 建立仿真模型，包括進氣系統、缸內系統、增壓器、排氣系統、曲軸箱以及相應的邊界條件模型。模型中，新增RP-3航空煤油燃料庫，根據RP-3航空煤油的理化性質，改進原發動機的燃料供給模型，模型中涉及到的燃料參數見表2。

表2　RP-3航空煤油的理化特性計算值

2　工作過程仿真模型的驗證

發動機燃用RP-3航空煤油全負荷工況下功率、轉矩仿真與試驗數據對比曲線如圖1所示。

由圖1可知：對比仿真數據與試驗數據的功率曲線，平均誤差為3.14%，最大誤差為5.93%；對比仿真數據與試驗數據的轉矩曲線，平均誤差為2.68%，最大誤差為4.27%。兩種性能對比曲線誤差均在可接受范圍內，說明應用所建的模型進行發動機性能預測與實際情況基本相符，建立的模型是可信的。

圖1　發動機燃用航空煤油仿真與試驗數據對比曲線

3　壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能的影響

為研究改變發動機壓縮比時，航空煤油發動機燃燒與性能變化規律，進行全負荷，轉速為1 000、1 500、2 100 r/min工況下，壓縮比分別為17、17.5、18、18.5、19時發動機燃用RP-3航空煤油的燃燒與性能仿真試驗。

不同轉速、不同壓縮比下最高燃燒壓力對比曲線如圖2所示，最大壓力升高率對比曲線如圖3所示。

圖2　最高燃燒壓力對比曲線

圖3　最大壓力升高率對比曲線

由圖2、圖3可知，隨著壓縮比增大，最高燃燒壓力與最大壓力升高率呈明顯上升趨勢，且壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增加約3.8 MPa，最大壓力升高率增大約0.03 MPa/°CA。這是由于在進氣終了缸內溫度與壓力一定時，壓縮終了的溫度與壓力隨著壓縮比的提高而增大[12]，在發動機燃燒過程中，最高燃燒壓力與壓力升高率取決于滯燃期的長短及滯燃期內形成可燃混合氣的多少，燃料十六烷值一定時，缸內溫度和壓力越高，燃料越易燃燒，滯燃期越短，滯燃期內形成的可燃混合氣越少，最高燃燒壓力及壓力升高率越小，不同壓縮比下燃料燃燒始點如圖4所示。壓縮比的增大導致壓縮終了壓力和溫度增加，燃料燃燒后缸內的峰值壓力也相應增加，同時燃燒放熱速率增大，最高燃燒壓力及最大壓力升高率上升[13]，燃料燃燒更充分，動力性更強。所以，在燃用航空煤油時可以適當增大發動機壓縮比，補償航空煤油因十六烷值低引起的滯燃期變長，使燃燒充分，充分利用燃料燃燒做功潛能；但當壓縮比超過18時，發動機高轉速最高燃燒壓力超過17 MPa，達到該發動機的缸壓限值，最大壓力升高率達到0.82 MPa/°CA，較原機增長7.9%，如繼續升高，有工作粗暴的隱患[14]。

圖4　不同壓縮比下燃料燃燒始點

發動機燃用RP-3航空煤油與柴油外特性試驗對比曲線如圖5所示。

圖5　柴油機燃用航空煤油和柴油時外特性曲線

由圖5可以看出：對比發動機燃用RP-3航空煤油與柴油，轉矩、功率下降，其中轉矩下降幅度在0.88%～2.02%，在全部轉速范圍內轉矩平均下降1.37%；功率下降幅度在0.85%～2.17%，在全部轉速范圍內轉矩平均下降1.38%。有效燃油消耗率在中等轉速(1 200 ～1 800 r/min)時燃用RP-3航空煤油較燃用柴油下降明顯，下降幅度在2.66%～3.53%，在發動機全部轉速范圍內有效燃油消耗率平均下降了3.15%。

選取1 000、1 500、2 100 r/min轉速全負荷工況，計算不同壓縮比對發動機性能影響，結果如圖6、圖7所示。

圖6　不同轉速、壓縮比下發動機轉矩、功率對比曲線

圖7　不同轉速、壓縮比下發動機燃油消耗率對比曲線

由圖6、圖7可以看出，在各轉速全負荷工況下，隨著壓縮比的增大，發動機轉矩、功率均有明顯提升，燃油消耗率明顯下降。其中在1 000 r/min時轉矩、功率分別上升0.19%、0.51%，燃油消耗率下降0.57%；在1 500 r/min時轉矩、功率分別上升0.33%、0.38%，燃油消耗率下降0.61%；在2 100 r/min時轉矩、功率分別上升0.21 %、0.24%，燃油消耗率下降0.59%。這是由于隨著壓縮比的升高，排氣溫度降低，排氣帶走的熱量減少，由能量守恒定律可知，發動機熱效率增加，燃料燃燒產生的熱能轉化成的機械功增加，在改善燃燒的同時，動力性、經濟性明顯增強。發動機排氣溫度隨壓縮比變化如圖8所示。

圖8　排氣溫度隨壓縮比變化曲線

綜合考慮壓縮比對壓燃式發動機燃用RP-3航空煤油燃燒與性能的影響，建議在實際應用中可將壓縮比調整為18左右，以改善燃燒，補償壓燃式發動機燃用航空煤油時的動力性損失。

4　結　論

(1)全負荷工況下，隨著壓縮比的增加，缸內最高燃燒壓力增加，壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增大3.8 MPa，最大壓力升高率增加0.03 MPa/°CA，滯燃期變短，預混燃燒放熱峰值降低，排氣溫度降低，后燃期縮短。

(2)全負荷工況下，轉矩、功率上升，燃油消耗率下降。其中在1 000 r/min時轉矩、功率分別上升0.19%、0.51%，燃油消耗率下降0.57%；在1 500 r/min時轉矩、功率分別上升0.33%、0.38%，燃油消耗率下降0.61%；在2 100 r/min時轉矩、功率分別上升0.21%、0.24%，燃油消耗率下降0.59%。

(3)綜合考慮壓縮比對航空煤油發動機燃燒與性能的影響，建議在實際應用中可將壓縮比調整為18左右，以改善燃燒，補償壓燃式發動機燃用航空煤油時的動力性損失。

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(編輯：史海英)

Simulation Study on Effects of Compression Ratio on Combustion and Performance of Aviation Kerosene Engine

LIU Ruilin1，YANG Chunhao1，2，LIU Wuquan1，ZHOU Lei1，2

(1.Military Vehicle Department， Military Transportation University， Tianjin 300161， China；

On the base of GT-POWER simulation software, the simulation model of aviation kerosene engine working process is established. The effects of compression ratio on combustion and performance of aviation kerosene engine is studied. The results show that under full load condition, as compression ratio increases, the maximum combustion pressure also increases. The maximum combustion pressure increases by 3.8 Mpa and the maximum pressure by 0.03 MPa/°CA with every 0.5 compression ratio increase. The stagnation period becomes shorter, the heat release peak of premixed combustion decreases, the exhaust gas temperature decreases and the ignition time shortens. The torque and power rise, and the fuel consumption rate decreases. These effects considered, the compression ratio of the engine is adjusted to 18.

aviation kerosene engine; numerical simulation; compression ratio; combustion and performance

2015-12-18；

2016-01-27．

劉瑞林(1963—)，男，教授，博士生導師.

10.16807/j.cnki.12-1372/e.2016.06.010

TK428.9

A

1674-2192(2016)06- 0043- 05