活塞式航空煤油發動機性能優化及爆震抑制研究

劉學龍，劉正先,張雨生,劉豐年，周 磊,3，衛海橋,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。點燃式活塞式發動機因具有經濟性好、功率質量比高、熱效率高等優點，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動機主要采用航空汽油為燃料，但由于其閃點低、揮發性強、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動機的發展趨勢[3-6]。

汽油與航空煤油在燃料物性參數上存在較大差異，雖然航空煤油閃點比汽油高，安全性能好，但其燃燒速率慢，容易發生爆震。這就導致如果將航空煤油直接應用到汽油機上，發動機會出現嚴重的爆震傾向。為了避免這種現象的出現，避免發動機損壞，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，發動機動力性下降，在摻混比為50%時發動機起動困難。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曲線進行分析發現，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]中對活塞式航空發動機整機性能進行數值模擬，獲取了發動機初始點火數據MAP圖，提取發動機爆震特征，為燃燒航空煤油的點火提前角控制提供了依據。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動機燃燒特性研究，該試驗研究僅在節氣門開度為35%下進行，對于發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動機的研究大部分都是采用仿真分析，少數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動機，使用自主開發的空氣輔助噴霧系統，在全負荷條件下開展了活塞式航空煤油發動機性能優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動機的性能及爆震抑制的影響。

1 試驗系統

1.1 發動機臺架及測控裝置

試驗基于一臺單缸四沖程試驗機，主要參數如表1所示，發動機試驗臺架示意圖如圖1所示。試驗臺架經自主電控設計，可采用空氣輔助噴射電控系統精確控制噴射參數。發動機電控單元采用MoTec-M400，可精準控制發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 發動機主要參數

圖1 發動機臺架示意圖

試驗中主要測試量包括發動機轉速、轉矩、燃油消耗量、缸內壓力、冷卻水溫度及當量比。發動機由直流電力測功機控制，同時監測發動機轉速、轉矩，測功機最大功率為20 kW。燃油消耗量由杭州博皓瞬態油耗儀進行測量，量程為0～5 kg/h，相對誤差為±0.2%[14-17]。發動機缸內動態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，經電荷放大器放大信號后，由National Instruments PC-6123數據采集卡將缸壓數據保存。發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 ℃。過量空氣系數通過美國ECM公司Lambda CAN模塊進行實時監測。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

1.2 空氣輔助霧化系統

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。在接收到單片機發出的5 V下降沿觸發信號后，經過短暫噴油延時(約1 ms)，在噴油脈寬時間內，燃油經進油口流入噴油器，然后經燃油噴嘴進入混合腔，與壓縮空氣進行混合，完成初次破碎。經油氣間隔時間(約1 ms)后，燃油和空氣的混合氣經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 參數定義及發動機運行工況

為了分析發動機燃燒過程，需要通過分析燃燒分析儀采集到的缸壓數據得到發動機缸壓的一系列參數，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動機工作循環熱工轉換有效程度進行比較。

(1)

式中，Wi為發動機一個循環的指示功；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(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熱力學第一定律的標準單區放熱模型進行分析[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為50%時所對應的曲軸轉角，能夠較好地反映發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生爆震，通常需要上百個燃燒循環的爆震強度進行綜合判定，本文中以200個循環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。

爆震發生概率定義為爆震循環總數占所有燃燒循環(200個循環)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 ℃。通過調整循環噴油量來保證當量比為 1.00±0.01，待發動機穩定工作后記錄發動機的相關參數如功率、燃油消耗率等，每個工況點采集200個循環缸內壓力數據。為了使數據更加可靠，每個工況點進行3次試驗。文中統一用點火提前角來表示點火時刻，以上止點作為參照點，點火提前角正數表示上止點前，點火提前角負數表示上止點后。點火從正常燃燒掃描到發動機出現爆震為止，通過數據分析找出最大制動轉矩(maximum braking torque， MBT)時刻。表4為試驗中發動機詳細運行參數。

表4 發動機詳細運行參數表

3 試驗結果及分析

3.1 雙點火對航空煤油發動機性能的影響

雙點火可以有效提高火焰傳播速率，提前燃燒相位，從而提升發動機性能，被廣泛應用于發動機上，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IMEP散點圖。雙點火時循環變動率為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，循環變動系數小，使得航空煤油燃燒更加穩定。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傳播速率，有一定的抑制爆震的作用，還可以降低循環波動。

圖5 單點火與雙點火200個循環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濟性。試驗結果表明，通過降低壓縮比至7以下，可以實現發動機全負荷運行，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)，因此從動力性及經濟性考慮壓縮比為7時發動機性能最好。

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，爆震循環只占6.5%，為正常燃燒工況，且點火提前角為10°，發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，動力性及經濟性綜合性能最優，MBT點火時刻下，爆震循環所占百分比達到了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動機使用壽命。在壓縮比為6時，動力性、經濟性僅次于壓縮比為7時，但不易發生爆震，對發動機的損害較小。

綜上所述，降低壓縮比是目前實現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，提高航空煤油發動機的熱效率，是下一步工作的重點。

3.3 CO2輔助噴射對發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，對提高發動機的動力性沒有幫助，但是可以提高經濟性。而且隨著CO2噴氣脈寬的增加，可以實現將MBT點火時刻從-10°提前到-14°曲軸轉角，即點火提前角由10°變為14°。

圖11 不同CO2噴射脈寬對動力性的影響

圖12 不同CO2噴射脈寬對經濟性的影響

產生這些現象的主要原因為：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，發動機效率提高，從而使經濟性提高。

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，雖然部分爆震發生概率較高，但發生爆震強度并不高。

圖13 不同CO2噴射脈寬下爆震發生概率

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傳播速率，提前燃燒相位，降低循環波動，實現航空煤油穩定燃燒，并且有抑制爆震的作用。

(2) 通過降低壓縮比的方法可實現航空煤油發動機全負荷下運行。壓縮比降至6，發動機動力性、經濟性較好，不易發生爆震。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，發動機的動力性和經濟性下降，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，發動機燃燒效率提高。