航空煤油活塞發動機空氣輔助噴射系統噴霧特性試驗研究

高宏力, 張付軍,2, 王蘇飛, 武浩, 周磊, 趙振峰, 劉波瀾

(1.北京理工大學 機械與車輛學院， 北京 100081； 2.北京理工大學 深圳研究院， 廣東 深圳 518057；3.哈爾濱工業大學(深圳) 機電工程與自動化學院， 廣東 深圳 518055)

0 引言

最近幾十年來，汽油一直作為航空活塞發動機的主要燃料[1]，但由于汽油閃點低、揮發性強，常溫下遇明火容易發生爆炸，給燃料存儲、運輸和使用帶來很大的挑戰[2]，對燃料安全性要求較高的國防領域，迫切需要安全性更高的替代燃料[3]。相比于汽油，航空煤油作為航空活塞發動機的重要燃料，其閃點高且不易揮發，安全性能好，但由于其黏性大、蒸發性差、火焰傳播速度較慢[4]，導致發動機冷啟動困難，火花塞容易淹缸和積碳，排放性差。同時航空煤油較難點燃，最低點火能量與燃油霧化粒徑的4.5次方呈正比[5]。因此，航空煤油霧化粒徑越小，所需點火能量越低，蒸發速率和氣缸內混合氣的形成速率越快，火焰傳播速度越大。此外，航空煤油的辛烷值很低，只有25～46，容易產生爆震燃燒，嚴重影響發動機的正常工作和使用壽命，并制約發動機的最大輸出功，而且由于蒸發性差導致其燃燒后期產生爆震時的混合氣數量大、危害更嚴重。對于點燃式航空活塞發動機，燃油的霧化特性對發動機燃燒和排放有至關重要的影響，航空煤油的噴射霧化是其在點燃式活塞發動機上應用的前提。

空氣輔助噴射技術的原理是，利用高壓壓縮空氣離開噴嘴時的超聲速氣動力克服燃油表面張力來促進液滴破碎，使其在相對較低的噴油壓力下獲得較小的噴霧粒徑[6]。同時空氣輔助噴射的霧化質量對燃料種類不敏感，因此可以廣泛應用于對燃料存儲、使用安全要求高的場所。另外，空氣輔助噴射系統功耗小，遠低于高壓共軌系統。但是，由于空氣輔助噴射系統噴油壓力低，對實際發動機缸內環境比較敏感，過高的缸內壓力將影響噴霧的霧化質量。因此，空氣輔助噴射系統多應用于小型二沖程航空發動機。不少學者針對空氣輔助噴射系統的噴霧特性、噴射時刻和持續期性進行了研究。白洪林等[7]研究了噴氣脈寬對噴霧特性的影響規律，指出增加空氣噴射量可以改善燃油的霧化效果，明顯降低噴霧的索特平均值(SMD)，對貫穿距的影響很小。Li等[8]和Gaynor等[9]研究了空氣輔助噴射正時和噴射持續期對發動機混合氣的形成、性能和排放的影響。

本文對空氣輔助噴霧特性進行研究，利用高速相機和相位多普勒粒子分析儀(PDPA)[10-14]，在定容彈[15]內研究不同噴射條件下的煤油噴霧特性。分析定容彈彈體(環境)壓力、定容彈內(環境)溫度和控制參數(噴油脈寬、噴氣脈寬)對噴霧寬度、貫穿距、空間擴散面積和SMD的影響規律，以期為空氣輔助噴射系統的設計、應用推廣提供理論參考依據。

1 空氣輔助噴射系統的工作原理

空氣輔助噴射系統主要由高壓氣源、氣壓調節閥、油箱、油泵、油壓表、油氣調節閥、油嘴、氣嘴和電子控制單元(ECU)等組成，如圖1所示。油嘴和氣嘴按一定時序獨立控制，控制時序如圖2所示。由圖1和圖2可見，在噴油脈寬內，燃油從油嘴噴入預混腔，與高壓空氣進行混合，完成燃油初次破碎；經過一定時間(油氣間隔)，油氣初步混合完成；氣嘴開啟，高壓氣體的超聲速氣動力以及燃油表面的拉伸力克服液滴表面張力，促使液滴發生二次破碎，高壓空氣與破碎的液滴一并噴出。高壓空氣在膨脹過程中促使液滴加速，從而使燃油充分霧化。

2 試驗裝置與測試方法

圖3所示為基于PDPA和高速攝影的噴霧特性測試試驗臺，主要由發射器、接收器、PDPA處理器、空氣輔助噴油器、定容彈、高速相機、光源、信號發生器和真空泵等組成。

本文的定容彈容腔(環境)壓力均采用絕對壓力。在定容彈兩側分別布置進氣口和排氣口，定容彈容腔壓力由安裝在排氣口上的真空泵和進氣口上的壓力調節閥共同作用實現，同時使用壓力表對定容彈內壓力實時監測，保持壓力恒定。定容彈內的壓力用來模擬發動機實際工作過程中的缸內壓力，由于空氣輔助噴油器的噴油壓力較低，發動機實際噴油過程發生在缸內壓力0.1～0.3 MPa的掃氣過程內。為了模擬噴油時刻缸內實際工作溫度，使用工業電阻絲和溫度傳感器對定容彈進行加熱和監測。

PDPA由丹麥Dantec公司生產，所用激光器為美國Coherent公司生產的Innova 70C氬離子激光器。激光發出后經過布拉格單元，分為3種不同波長(476.5 nm、488.0 nm和514.5 nm)共6束激光，交匯為一點、形成測量體，其中波長為514.5 nm的兩束激光用于測量液滴直徑。噴霧液滴經過測量體時散射的光信號由接收器內光電倍增管接收并轉換為電信號，發送至PDPA信號處理器，由此計算出液滴的粒徑等信息。PDPA的測量位置位于噴嘴中軸線距離噴嘴30 mm處，如圖4(a)所示。為了保證PDPA測試結果的精確度，設定噴油頻率保持為1 Hz，每個測試工況捕獲100 000個液滴。另外，為了防止多次噴霧產生的大量油滴懸浮于定容彈中干擾測量，使用真空泵將上一次噴霧產生的油滴及時掃出。由于真空泵引起的空氣流速(3 m/s)遠低于噴霧過程中油滴的運動速度，真空泵的使用不會影響噴霧過程，由此獲得液滴粒徑場分布。粒徑SMD計算公式如(1)式：

(1)

式中：Di為第i個液滴的直徑。

試驗采用日本Photron公司生產的Fastcam SA4高速相機，拍攝頻率選擇10 000幀/s，分辨率選擇512像素×512像素，LED燈于定容彈一側視窗射入強光、照亮噴霧，噴霧發展過程由布置在另一側視窗處的高速相機捕捉。試驗中，高速相機、LED燈、PDPA發射與接收器均與定容彈視窗垂直布置。PDPA、相機、噴油器以及供油系統的控制與同步通過ECU和信號發生器實現。

為了定量分析空氣輔助噴射時的噴霧形態，引入噴霧寬度、噴霧貫穿距和噴霧擴散面積等參數。其中，噴霧寬度是指噴霧垂直方向最左側到最右側的距離，噴霧貫穿距是指從噴嘴到噴霧最遠端的距離，噴霧擴散面積是指噴霧在空間總的分布面積(縱截面)，如圖4(b)所示。為了保證結果的可重復性，在每個試驗條件下進行5次重復測試，并使用平均值，以確定噴霧寬度、貫穿距和擴散面積。

通過MATLAB編程軟件對噴霧圖像進行二值化處理，灰度閾值為70%，計算噴霧寬度、貫穿距和擴散面積的像素點，利用高速相機預先標定的實際距離與像素數的對應關系，得到噴霧參數對應的實際值。

本文測試條件如表1所示，試驗采用RP-3航空煤油，其特性如表2所示。

3 噴霧形態的試驗結果分析

3.1 環境壓力對噴霧形態的影響

發動機在工作過程中缸內壓力不斷變化，在曲軸轉角為120～-60 °CA之間缸內壓力小于0.3 MPa，過高的缸內壓力會影響噴霧的發展，因此需要研究環境壓力對噴霧形態的影響。保持噴油壓力0.8 MPa、噴油脈寬5.5 ms、油氣間隔0.5 ms、噴氣脈寬2.5 ms和環境溫度300 K，獲取燃油啟噴后0.5 ms、1.5 ms和2.5 ms共3個時刻的噴霧形態圖像如表3所示。表3的結果表明：隨著環境壓力的提高，噴霧縱向延伸能力減弱，橫向擴張能力增強；噴霧寬度隨著環境壓力的升高而變寬(見圖5)；噴霧沿噴孔方向貫穿的動量被大幅度削弱，貫穿距變小(見圖6)，噴霧的擴散面積也呈現明顯減小的趨勢(見圖7)。這是因為隨著背壓的升高，噴嘴前后壓差變小，壓縮空氣氣動力減小，噴霧發展被限制，貫穿動能減小，速度降低，從而致使噴霧寬度變寬，貫穿距變小，擴散面積也明顯減小。

表2 RP-3航空煤油燃料屬性

3.2 環境溫度對噴霧形態的影響

在航空煤油發動機冷啟動過程中需要對發動機進行預熱，因此需要研究環境溫度對噴霧形態的影響。保持噴油壓力0.8 MPa、噴油脈寬5.5 ms、油氣間隔0.5 ms、噴氣脈寬2.5 ms和定容彈內壓力0.1 MPa，獲取環境溫度分別為300 K、400 K和500 K時燃油啟噴后0.5 ms、1.5 ms和2.5 ms共3個時刻的噴霧形態，如表4所示。表4的結果表明：隨著環境溫度的升高，噴霧寬度減小(見圖8)、貫穿距減小(見圖9)、擴散面積也隨之減小(見圖10)。這是因為環境溫度增加，使液滴表面張力減小，液滴吸熱增加，促進液滴汽化。在距離噴嘴軸向距離小于15 mm處，噴霧的寬度沒有明顯變化，主要是因為剛噴入定容彈的燃油溫度較低，沒有來得及吸熱；另外，由于噴霧剛噴出時的氣體動量較大，使噴霧沿噴孔方向發展。當軸向距離超過15 mm時噴霧開始大量汽化，特別是噴霧兩側邊緣區蒸發汽化明顯，使噴霧寬度隨著環境溫度的增加而減小；隨著環境溫度的提高，噴霧前端和周圍空氣的接觸面積增大，滴液蒸發速度變快，由大液滴轉變為小液滴，導致自身動量減弱，噴霧貫穿速度降低，貫穿距也相應減小，進而噴霧整體擴散面積也相應減小。

表3 不同環境壓力時的噴霧形態對比

Tab.3 Comparison of spray morphologies at different ambient pressures

表4 不同環境溫度時的噴霧形態對比

Tab.4 Comparison of spray morphologies at different ambient temperatures

3.3 噴油脈寬對噴霧形態的影響

發動機的循環油量是由噴油脈寬決定的，節氣門的開度越大，要求的循環油量越大，節氣門開度分別為25%、50%和100%時對應的噴油脈寬分別為3.5 ms、5.5 ms和7.5 ms. 為了研究循環油量對噴霧形態的影響規律，保持噴油壓力0.8 MPa、環境壓力0.1 MPa、油氣間隔0.5 ms、噴氣脈寬2.5 ms和環境溫度300 K，獲取燃油啟噴后0.5 ms、1.5 ms和2.5 ms共3個時刻的噴霧圖像，如表5所示。表5的結果表明；噴油壓力不變時，循環油量隨噴油脈寬的增加而增加，同時噴霧寬度增加(見圖11)、噴霧貫穿距減小(見圖12)、擴散面積略微增加(見圖13)。這是因為在相同噴氣脈寬下，高壓壓縮空氣攜帶的燃油量增加，總體氣動力削弱，油束的動能減小，導致油束沿噴孔方向貫穿的能力減弱，噴霧液滴的縱向動量減小，橫向動量增加，從而使噴霧寬度增加，噴霧貫穿距減小。3種不同噴油脈寬在擴散面積方面的主要差別出現在噴霧發展的中后期(1.0 ms以后)，噴霧的擴散面積隨著噴油脈寬的增加而增加。特別地，在啟噴后1.5 ms和2.5 ms時刻噴油脈寬為7.5 ms時，在噴霧前端出現明顯的擴張膨脹，主要是因為噴油脈寬增大后噴油量隨之增加，意味著噴霧場中燃油的濃度較高、壓縮空氣量相對較少，壓縮空氣對液滴表面的攜帶、破碎作用減弱。同時由于噴霧場中的燃油濃度高、液滴相對更密集，使液滴的運動減緩，尤其是噴霧前端，變寬的噴霧與定容彈內空氣的相互作用增強。

表5 不同噴油脈寬下噴霧形態對比

Tab.5 Comparison of spray morphologies under different fuel injection durations

3.4 噴氣脈寬對噴霧形態的影響

為保證預混腔內的燃油全部被高壓空氣攜帶噴入氣缸，噴氣脈寬不能過小，同時由于二沖程發動機轉速要求較高，需要在一定時間內噴出足夠的可燃混合氣。另外，發動機在高負荷(噴油脈寬較長)情況下，為了保持良好的霧化效果，需要增加噴氣脈寬。當節氣門開度低于50%、高于50%且低于75%以及高于75%時所對應的噴氣脈寬分別為2.5 ms、3.5 ms和4.5 ms，因此需要研究噴氣脈寬對噴霧形態的影響規律。保持噴油壓力0.8 MPa、噴油脈寬5.5 ms、油氣間隔0.5 ms、定容彈內壓力0.1 MPa和定容彈內溫度300 K，獲取噴氣脈寬分別為2.5 ms、3.5 ms和4.5 ms時燃油啟噴后0.5 ms、1.5 ms和2.5 ms共3個時刻的噴霧圖像，如表6所示。表6的結果表明：隨著噴氣脈寬的增加，噴霧寬度減小(見圖14)、貫穿距增加(見圖15)、擴散面積先增加后減小(見圖16)。這是因為隨著噴氣脈寬的增加，噴入氣缸的高壓空氣量增加，高壓空氣動能增加，液滴與壓縮空氣的相互作用時間增長，促使液滴加速運動，使噴霧沿噴孔方向發展，致使噴霧寬度減小、貫穿距增加。在噴霧擴散面積方面，在噴霧啟噴1.5 ms前的初期階段，噴氣脈寬對噴霧擴散面積的影響甚微，在1.5 ms后，噴氣脈寬從2.5 ms增加到3.5 ms，噴霧擴散面積有所下降，主要原因是噴氣脈寬的增加導致噴霧膨脹破碎的能力增加，液滴的蒸發速度加快，噴霧邊緣區域粒徑較小、容易汽化。當噴氣脈寬持續增加到4.5 ms時，噴霧擴散面積在噴霧啟噴的1.5～2.5 ms大于噴氣脈寬為3.5 ms時的工況(見圖16)。主要原因是噴氣脈寬增加后噴霧的貫穿速度增加，導致噴霧的擴散面積有所增加，有利于噴霧加速運動，并且噴霧場內燃油液滴相對更稀疏，降低了其相互碰撞而融合成大液滴的概率，加強了燃油的霧化效果。

表6 不同噴氣脈寬下噴霧形態對比

Tab.6 Comparison of spray morphologies under different air injection durations

由此可見，與傳統柴油機缸內直噴相比，空氣輔助噴射系統噴油壓力較低，噴霧形態容易受到環境壓力的影響。另外，航空煤油的黏度、沸點和表面張力明顯低于柴油，其蒸發性和混合氣的形成優于柴油。但是由于航空煤油的十六烷值較低、自燃點高于柴油，其著火性能較差、燃燒滯燃期較長。通過合理的參數匹配和適當地增加噴氣脈寬，保證空氣輔助噴射系統在較低的缸內環境下完成噴射，可以有效地縮短燃燒滯燃期。同時采用火花塞點燃式技術可以有效地提高發動機的冷啟動性能和續航能力。

4 SMD的試驗結果分析

4.1 SMD統計結果分析

SMD能夠反映噴霧中液滴群的蒸發速率和化學反應速率[16]，SMD越小表明噴霧油滴越細，霧化質量越好，燃燒越充分，燃油消耗率也越低。在測試過程中，當距噴嘴距離小于10 mm時，由于液滴的破碎過程尚未完全完成，液滴在空間中的分布形狀不規則，根據PDPA的測量原理，當被測液滴球形度較低時無法獲得有效數據。另外，由于該區域液滴密度較高，可能導致一束激光內同時捕獲多個油滴，造成信號重疊、導致測試數據有偏差。因此選取PDPA的測量位置距離噴嘴30 mm處(見圖4(a))，保持噴油壓力0.8 MPa、噴油脈寬5.5 ms、油氣間隔0.5 ms、噴氣脈寬2.5 ms、環境壓力0.1 MPa和環境溫度300 K作為參考測量狀態，采用控制單一變量法測試不同狀態的SMD. 圖17(a)顯示了參考狀態的液滴分布圖，按照液滴分布的時間軸分為3部分，分別為延時區、有效區和懸浮區。從信號觸發到液滴進入測量體的時間稱為延時時間，從液滴進入測量體后的2.5 ms(噴氣脈寬)為有效時間區域，過了有效區后由于還有大量液滴懸浮在定容彈內，這部分液滴也會經過測量體，在數據處理時應該濾掉。圖17(b)顯示了參考狀態下有效區域內統計的液滴數目分布圖，其計算方法是將2.5 ms測量時段按0.2 ms時間長度劃分，最后1個時段(第2.4～2.5 ms)為1個單獨的區間，共13個時間區間。從圖17中可以看出，在氣嘴剛打開時，前兩個時間區間液滴累積數目不斷增加，在3～12個時間區間趨于穩定，最后1個時間區間由于僅有0.1 ms，液滴數量也僅有一半左右。圖17(c)顯示了有效區域內不同粒徑下液滴的分布數，液滴粒徑在7～10 μm的液滴數目超過了70%，對有效區域每個時間區間(0.2 ms)的液滴直徑和液滴數目進行加權，可以計算出該有效區域的SMD.

4.2 不同參數對SMD的影響

對于單一參數變量下的液滴SMD，在其他參數為參考參數(噴油壓力0.8 MPa、噴油脈寬5.5 ms、油氣間隔0.5 ms、噴氣脈寬2.5 ms、環境壓力0.1 MPa、環境溫度300 K)情況下，研究各參數對SMD的影響規律。

圖18(a)所示為環境壓力為0.1～0.3 MPa情況下SMD的變化趨勢。由圖18(a)可見，隨著環境壓力的提高，噴孔兩側壓差變小，導致液滴初始速度減小、噴霧動能減小，削弱了壓縮空氣輔助破碎液滴的能力，導致SMD逐漸變大，從0.1 MPa的8.57 μm增加到0.3 MPa的13.98 μm. 由此可見，過高的環境壓力降低了噴霧霧化質量，因此在發動機工作過程中應該控制好噴油正時，維持空氣輔助噴射壓力與缸壓間的壓差。

圖18(b)所示為環境溫度對液滴SMD的影響規律。從圖18(b)中可以看到，隨著環境溫度的增加，燃油SMD逐漸降低，從300 K的8.57 μm減小到500 K的6.48 μm，減小了24.39%. 由此可見，環境溫度對燃油液滴破碎蒸發有重要的影響，主要是因為環境溫度的上升增加了液滴的吸熱、提高了燃油溫度，使液滴表面張力減小，促進液滴膨脹、破碎和汽化，溫度越高，噴霧霧化效果越好。

圖18(c)所示為不同噴油脈寬對SMD的影響規律。從圖8(c)中可以看出，隨著噴油脈寬的增加，SMD隨之增加，從2 ms的6.55 μm增加到6 ms的9.28 μm. 這是因為隨著噴油量的增加，氣體霧化介質動能減小，同時減小了燃油液滴與壓縮空氣之間能量的交換，削弱了壓縮空氣膨脹破碎液滴的能力。另外，由于噴霧場中燃油濃度高、液滴分布較密集，液滴更容易相互碰撞結合，不利于霧化。

圖18(d)所示為不同噴氣脈寬對SMD的影響。從圖18(d)中可以看到，隨著噴氣脈寬的增加，SMD逐漸減小，SMD從噴氣脈寬2.5 ms的8.57 μm減小到4.5 ms的6.90 μm. 這主要是因為隨著噴氣脈寬的增加，壓縮空氣霧化介質動能相應增加，加劇了燃油與壓縮空氣之間的能量傳遞；另一方面，壓縮空氣與燃油液滴的相互作用面積增加，使單個液滴的空氣動力學力增加，高壓壓縮空氣對燃油的擾動作用增強，促進了液滴破碎，有利于噴霧霧化。

綜上所述，相比于采用壓燃技術的柴油機，保證SMD在10 μm左右時，需要高壓油泵提供超過100 MPa的供油壓力[17]，從而需要消耗發動機本身較大的動力來驅動高壓油泵工作。而采用空氣輔助噴射技術時噴油壓力僅為0.8 MPa，即可獲得SMD小于10 μm的液滴。另外，柴油機的質量大，亦極大地制約了航空動力的機動性和載重能力。

5 整機試驗驗證

為了驗證空氣輔助噴射系統的可行性，采用某型水平對置二沖程四缸發動機進行整機試驗，發動機的排量為1.2 L，發動機臺架試驗原理如圖19所示，包括測功機、空氣輔助噴射器、燃燒分析儀、數據采集以及信號處理器等。發動機測試工況為6 000 r/min、節氣門開度為70%、發動機功率為64 kW、循環油量為40 mg. 燃燒分析儀用于發動機性能相關數值的采集處理，測試工況下發動機的缸壓如圖20所示，峰值缸壓(3.3 MPa)出現在曲軸轉角14°CA；發動機瞬態放熱率如圖21所示，峰值瞬態放熱率為0.04，出現在曲軸轉角4.8°CA處。由此可知，在測試工況下發動機運行平穩，從而證明了空氣輔助噴射系統的可行性。

6 結論

本文以空氣輔助噴射系統為對象，利用高速攝影和PDPA在定容彈內研究了環境壓力、環境溫度和控制參數對噴霧特性的影響規律。得到主要結論如下：

1) 在噴霧形態方面：隨著環境壓力的升高，噴霧速度減緩，當環境壓力升高到0.3 MPa時噴霧前端出現卷吸現象；減小噴油脈寬或增加噴氣脈寬可以促進油束沿噴孔方向貫穿的能力，相同噴射時刻下噴霧貫穿距有增加的趨勢；增加環境溫度可以促進滴液蒸發，特別是噴霧外緣區域，從而使噴霧的擴散面積減小；由于溫度升高使液滴縱向動量減小，導致噴霧的貫穿速度有所減小。

2) 在噴霧SMD方面：隨著環境壓力的提高，噴霧過程中燃油液滴的初始速度降低，不利于霧化，導致SMD從0.1 MPa的8.57 μm增大到0.3 MPa的13.98 μm，增加了63.1%；升高環境溫度可以增加壓縮空氣對液滴的擾動、促進霧化，SMD從300 K的8.57 μm減小到500 K的6.48 μm，降低了24.39%；對于冷啟動困難的航空煤油發動機，增加噴氣脈寬和預熱可以改善冷啟動；增加高壓空氣噴射量可以促進燃油蒸發，加速液滴破碎，降低液滴相互碰撞融合的可能。對于發動機負荷較大、需求燃油量較高的工況，可以適當增加噴氣脈寬提高霧化性能。

3) 發動機整機試驗結果表明，本文的空氣輔助噴射系統是可行的。