小型航空二沖程煤油發動機小負荷試驗研究

貝太學 魏民祥 劉 銳 楊 光 楊白凡

1.南京航空航天大學能源與動力學院，南京,2100162.北京航天無人機系統工程研究所，北京,100094

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小型航空二沖程煤油發動機小負荷試驗研究

貝太學1魏民祥1劉 銳1楊 光2楊白凡1

1.南京航空航天大學能源與動力學院，南京,2100162.北京航天無人機系統工程研究所，北京,100094

將1臺點燃式二沖程氣道噴射汽油機改造為缸內直噴煤油發動機，在3000 r/min小負荷工況下進行了點火提前角、噴氣結束角、過量空氣系數對性能影響的試驗研究。結果表明，噴氣結束角為50°和80°(上止點前)時，適當增大點火提前角，能使功率增加、油耗降低，但點火提前角不宜過大，否則會造成HC和CO排放量的增加；點火提前角為15°和30°(上止點前)時，適度提前噴氣結束時刻，可以使功率增加、油耗和排放降低；另外，偏濃混合氣有利于提高功率輸出，偏稀混合氣有利于降低排放。

點燃式發動機；缸內直噴；航空煤油；小負荷；發動機性能

0 引言

傳統二沖程點燃式發動機存在燃油短路損失及過后排氣損失等缺點，并且重油黏度大、霧化困難，導致點燃式重油發動機的發展受到了一定的限制[1-2]。二沖程點燃式重油發動機應用空氣輔助燃油噴射技術，可以解決重油霧化問題，消除燃油短路損失和過后排氣損失，提升二沖程發動機的燃油經濟性和排放性能[3-4]。

近年來，國內二沖程點燃式直噴發動機的研究主要針對汽油機[5]，重油發動機的研究相對較少。文獻[6-7]通過仿真完成了點燃式二沖程重油發動機混合氣形成的模擬研究，分析了噴油、結構和進氣參數等對缸內氣流與混合氣質量的影響規律，以及不同當量比、初始溫度和湍流強度下重油混合氣的火花點火及火焰傳播特性。盛敬[8]對二沖程重油發動機的爆震性能做了仿真分析，計算了點火參數對均勻混合氣溫度、燃燒放熱量、爆震強度的影響。

本文以某型二沖程氣道噴射式汽油機為原型機，采用低壓空氣輔助缸內直噴(air-assisted direct injection，AADI)技術，將其改造為點燃式重油直噴發動機，開發了缸內直噴重油發動機的電控系統，并在試驗過程中燃用航空煤油，對發動機在中等轉速、小負荷工況的性能進行了試驗研究。

1 試驗設備及方案

1.1 試驗設備及儀器

本文所采用的二沖程點燃式缸內直噴重油發動機是在某二沖程進氣道噴射汽油機的基礎上，采用AADI技術進行直噴化改造而來的。表1給出了該發動機的參數。

表1 試驗發動機參數Tab.1 Parameters of the test engine

由于重油相對于汽油霧化困難，冷啟動性能差，所以在對原型機直噴改造過程中，采用了AADI技術，燃油霧化顆粒小，噴霧特性好，其索特平均直徑約為5～8 μm[4]。表2所示為試驗用3號航空煤油和汽油的理化特性。

圖1為空氣輔助燃油直噴噴嘴的結構示意圖。圖2為二沖程點燃式缸內直噴重油發動機ECU的結構框圖。

表2 汽油和3號航空煤油的理化特性Tab.2 Characteristics of gasoline and 3# aviation kerosene

圖1 空氣輔助燃油直噴噴嘴Fig.1 Injector of air assisted direct injection

將空氣輔助燃油噴射系統應用于試驗樣機，并設計制造了相應的直噴缸蓋、燃燒室、油氣共軌、油氣供給系統以及油氣壓力調節系統，實現了試驗樣機直噴化改造。圖3、圖4分別為點燃式重油發動機試驗臺架的示意圖和實物圖。

圖3 試驗臺架示意圖Fig.3 Schematic diagram of experimental system

圖4 試驗臺架實物圖Fig.4 Photograph of experimental system

圖5 噴油及點火參數時序圖Fig.5 Sequential diagram of injection and ignition parameters

1.2 試驗方案

選擇轉速為3000 r/min、節氣門開度為20%，進行小負荷工況的試驗研究。圖5為燃油噴射及點火參數時序圖，主要關鍵參數包括：噴油脈寬(fuel pulse width，FPW)、噴氣脈寬(air pulse width，APW)、噴氣開始時刻(start of air injection，SOAI)、噴氣結束時刻(end of air injection，EOAI)、噴油開始時刻(start of fuel injection，SOFI)、噴油結束時刻(end of fuel injection，EOFI)、充磁脈寬(charge pulse width，CPW)以及點火提前角θig。本試驗主要圍繞點火提前角、噴氣結束角和過量空氣系數來進行研究，整個試驗過程中將油氣間隔固定為1 ms，噴氣脈寬固定為3 ms，充磁脈寬固定為5 ms(本文中出現的點火提前角和噴氣結束角均指的是上止點前(before top dead center,BTDC)的角度)，具體工況參數數值如表3所示。

表3 發動機試驗工況Tab.3 Conditions of engine test

2 試驗結果及分析

首先，記錄試驗環境：室內溫度25 ℃,相對濕度47%,大氣壓力101 kPa,冷卻水溫度85～100 ℃。然后，通過標定軟件對發動機點火及燃油噴射參數進行在線修改：過量空氣系數α通過調整噴油脈寬來確定，范圍為0.90～1.10，點火提前角的調整范圍為10°～30°BTDC，噴氣結束角的調整范圍為50°～80°BTDC。

2.1 點火提前角和過量空氣系數對性能的影響

2.1.1 工況1試驗結果及分析

將噴氣結束角固定為50°BTDC，調整點火提前角和過量空氣系數，觀察發動機功率、油耗以及HC和CO排放的變化規律。

圖6 點火提前角對功率的影響(工況1)Fig.6 Effect of ignition advance angle on power (condition 1)

圖7 點火提前角對油耗的影響(工況1)Fig.7 Effect of ignition advance angle on fuel consumption(condition 1)

圖6、圖7所示為功率和燃油消耗率的數據。在相同過量空氣系數條件下，適當增大點火提前角，發動機功率逐漸增加，油耗下降。這主要是由于點火提前角較小，點火時刻相對延后，混合氣開始燃燒時，活塞已向下運動，使氣缸容積增大，燃燒壓力降低；若點火時刻適當提前，則較早完成點火過程，缸內溫度升高，加快火焰傳播，有利于燃燒過程釋放出更多的熱量。另外，隨著過量空氣系數的增大，功率呈現出了逐漸下降的趨勢。這可能是由于噴油量相對較少時，缸內混合氣過稀，燃燒效果不好造成的。

圖8、圖9分別為HC和CO排放的數據。適當地減小點火提前角，可以減少HC和CO的排放。這說明，若點火提前角過大，則完成點火動作時，缸內的燃油可能還未與空氣充分混合，火花塞附近形成的混合氣質量較差，影響了點火和燃燒的穩定性；當點火提前角設定在15°～20°BTDC時，油氣混合相對充分，不完全燃燒產物HC和CO的排放量達到了最低；繼續減小點火提前角，加重了發動機的后燃，排放會略有增加。另外，適當減少噴油，將過量空氣系數從0.9逐漸調整到1.1，HC和CO的排放會有減少。

圖8 點火提前角對HC排放的影響(工況1)Fig.8 Effect of ignition advance angle on HC emission (condition 1)

圖9 點火提前角對CO排放的影響(工況1)Fig.9 Effect of ignition advance angle on CO emission (condition 1)

2.1.2 工況2試驗結果及分析

將噴氣結束角固定為80°BTDC，調整點火提前角和過量空氣系數，觀察發動機功率、油耗以及HC和CO排放的變化規律。

如圖10、圖11所示，在點火提前角逐漸增大的過程中，發動機整體上呈現出功率增大、油耗減小的趨勢。另外，隨過量空氣系數的增加，功率下降；過量空氣系數為1時，油耗最小。

圖10 點火提前角對功率的影響(工況2)Fig.10 Effect of ignition advance angle on power (condition 2)

圖11 點火提前角對油耗的影響(工況2)Fig.11 Effect of ignition advance angle on fuel consumption(condition 2)

結合圖6、圖7可以看出，工況1和工況2的結論基本一致：適當增大點火提前角，提前點火，能夠使發動機的功率增加、油耗降低；偏濃混合氣有利于提高功率輸出；過量空氣系數為1(理論混合氣)時，油耗最小。

圖12、圖13所示分別為HC和CO排放的數據。隨點火提前角的增大，HC和CO的排放呈現出先減小、后增大的趨勢，當點火提前角設定在15°～25°BTDC時，會達到排放的最小值；過量空氣系數處于1.1左右時，HC和CO排放最少。

圖12 點火提前角對HC排放的影響(工況2)Fig.12 Effect of ignition advance angle on HC emission(condition 2)

圖13 點火提前角對CO排放的影響(工況2)Fig.13 Effect of ignition advance angle on CO emission(condition 2)

結合圖8、圖9可以得出結論：較大的點火提前角會造成HC和CO的排放量增加，在點火提前角增大的過程中，存在保證油氣混合充分且不加重后燃的點火提前角，使排放最小；另外，偏稀混合氣更有利于充分燃燒，降低排放。

2.2 噴氣結束角和過量空氣系數對性能的影響

2.2.1 工況3試驗結果及分析

將點火提前角固定為15°BTDC，調整噴氣結束角和過量空氣系數，觀察發動機功率、油耗以及HC和CO排放的變化規律。

圖14、圖15所示分別為功率和油耗的數據。隨著噴氣結束角的增大，過量空氣系數為1、1.1時，發動機功率呈現出先增大、后減小的趨勢；過量空氣系數為0.9時，發動機功率先略微減小、后逐漸增大。油耗則整體上呈現出先略微增大、后減小的趨勢。

圖14 噴氣結束角對功率的影響(工況3)Fig.14 Effect of injection end angle on power (condition 3)

圖15 噴氣結束角對油耗的影響(工況3)Fig.15 Effect of injection end angle on fuel consumption(condition 3)

圖16、圖17所示分別為HC和CO排放的數據。隨噴氣結束角的增大，HC排放逐漸減小，CO排放先減小、后略有增大。

圖16 噴氣結束角對HC排放的影響(工況3)Fig.16 Effect of injection end angle on HC emission(condition 3)

圖17 噴氣結束角對CO排放的影響(工況3)Fig.17 Effect of injection end angle on CO emission(condition 3)

2.2.2 工況4試驗結果及分析

將點火提前角固定為30°BTDC，調整噴氣結束角和過量空氣系數，觀察發動機功率、油耗以及HC和CO排放的變化規律。

圖18、圖19所示分別為功率和油耗數據。隨著噴氣結束角的增大，過量空氣系數為1、0.9時，發動機功率逐漸增大；過量空氣系數為1.1時，功率先略微減小、后逐漸增大。

圖18 噴氣結束角對動力性的影響(工況4)Fig.18 Effect of injection end angle on power (condition 4)

圖19 噴氣結束角對燃油消耗率的影響(工況4)Fig.19 Effect of injection end angle on fuel consumption(condition 4)

結合圖14、圖15，可以看出，空燃比對大發動機性能的影響較大，偏濃混合氣有利于提高功率輸出；另外，噴氣結束時刻適度提前，能夠在點火時刻之前油氣充分混合，保證點火與燃燒過程的可靠性和穩定性，有利于提高功率輸出，減小燃油消耗率。

圖20、圖21所示分別為HC和CO排放的數據。隨著噴氣結束角的增大，HC和CO的排放量整體上呈現出逐漸減小的趨勢。過量空氣系數處于1.1左右時，HC和CO排放最少。

圖20 噴氣結束角對HC排放的影響(工況4)Fig.20 Effect of injection end angle on HC emission(condition 4)

圖21 噴氣結束角對CO排放的影響(工況4)Fig.21 Effect of injection end angle on CO emission(condition 4)

結合圖18、圖19可以看出，噴氣結束時刻適度提前也有利于降低排放；另外，空燃比對HC和CO排放的影響也比較大，采用偏稀混合氣時，有利于充分燃燒，降低排放。

3 結論

(1)噴氣結束角設定為50°和80°BTDC時，隨點火提前角增大，整體上呈現出功率增大、油耗減小、HC和CO排放先減小后增大的趨勢。適當的增大點火提前角，能夠使功率增加、油耗降低，但點火提前角不宜過大，較大的點火提前角會造成HC和CO的排放量增加。

(2)點火提前角設定為15°BTDC時，隨噴氣結束角增大，油耗先略微增大、后逐漸減小，HC和CO排放先減小、后略微增大；點火提前角為30°BTDC時，隨噴氣結束角增大，功率逐漸增大，HC和CO排放逐漸減少。適度地提前噴氣結束時刻可以改善發動機功率、油耗及排放。

(3)空燃比對發動機的性能影響很大，混合氣加濃有利于提高功率輸出，偏稀混合氣有利于降低排放，理論混合氣時的發動機油耗最小。

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(編輯 張 洋)

Study on Spark-ignited Two-stroke Direct Injection Heavy-oil Engines at Low Loads

BEI Taixue1WEI Minxiang1LIU Rui1YANG Guang2YANG Baifan1

1.College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics andAstronautics,Nanjing，2100162.Beijing Aerospace UAV System Engineering Research Institute,Beijing,100094

An experimental study on the performances was carried out on a two-stroke engine with low pressure air assisted injection technology by aviation kerosene. The influences of ignition angle advance, end angle of air injection and excess air coefficient on the performance of the engine was studied under the conditions of 3000 r/min low loads. Test results show that: when end time of air injection is set to 50° and 80° before top dead center(BTDC), the increases of ignition advance angles may make the engine power increase and the fuel economy reduce. But, the increases may not be too much, or it will cause the increases of CO and HC. When the ignition advance angles are set to 15° and 30° BTDC, the engine powers, fuel consumptions and emission performances may be improved by the advances of the end time of the air injection. And, the rich mixture is beneficial to improve the power outputs, and the lean mixture is beneficial to reduce the emission.

spark ignition engine； direct injection； aviation kerosene； low load； engine performance

2016-09-29

國防預研項目(513250203)；江蘇省普通高校博士研究生科研創新計劃資助項目(KYLX_0244)

V234；TK46

10.3969/j.issn.1004-132X.2017.14.002

貝太學，男，1985年生。南京航空航天大學能源與動力學院博士研究生。主要研究方向為活塞式發動機燃燒及性能分析。E-mail: beitaixue@126.com。魏民祥，男，1963年生。南京航空航天大學能源與動力學院教授、博士研究生導師。劉 銳，男，1988年生。南京航空航天大學能源與動力學院博士研究生。楊 光，男，1989年生。北京航天無人機系統工程研究所工程師。楊白凡，男，1992年生。南京航空航天大學能源與動力學院碩士研究生。