點燃式航空煤油直噴發動機冷起動性能試驗

何永輝，胡春明, ，劉 娜，張振東，蘇思源

(1. 天津大學 機械工程學院，天津 300350；2. 天津大學 內燃機研究所，天津 300072)

近年來，小型通用航空飛機的航空活塞發動機燃料正面臨著由航空汽油向重油(柴油或煤油)的轉變，尤其是點燃活塞式航空煤油發動機因其功率重量比的優勢，在無人機領域已得到了廣泛重視和應用[1-3]．相比于航空汽油，航空煤油(RP-3)因其具有較高的閃點和揮發溫度，不僅能夠滿足無人機高功率需要，還能保證應用的安全性和穩定性；但由于航空煤油的揮發性差、黏度高和飽和蒸氣壓低[4]，在冷起動過程中以傳統的汽油機噴射條件很難形成易被點燃的混合氣，這就導致航空煤油發動機較汽油燃料發動機的冷起動性能更差．

針對煤油冷起動困難問題，國內外研究學者從煤油霧化、預熱方式、噴射策略和點火參數優化等方面入手，以探索合適的解決方案．Cathcart等[5]將Orbital公司開發的空氣輔助直噴系統應用于一款V6二沖程和一款四沖程航空煤油發動機上進行了冷起動試驗，由于空氣輔助噴射技術能夠使煤油噴霧索特平均直徑(SMD)達到10μm以內，可實現在不使用任何加熱設備和其他輔助霧化設備前提下，最低可達-15℃正常起動．Liu等[2]在6min內將發動機氣缸蓋預熱至50℃，初始噴射燃料量約為64.9mg，初始點火正時角為上止點前35°CA，點火能量為50mJ，采用這種有效方法時，可以實現平穩起動．Singh等[6]比較了在二沖程多燃料火花點火(SI)發動機上使用航空煤油和汽油的冷起動，與汽油的情況相比，航空煤油發動機冷起動可受益于豐富的混合氣、較晚的噴射正時和較早的點火正時．國內針對煤油發動機冷起動的研究課題大多在高校中進行并具有一定的成果．耿釗等[7]針對點燃式航空重油活塞發動機低溫起動困難問題，開展了冷起動控制策略研究及試驗驗證．劉銳等[8]針對直噴二沖程航空煤油發動機，設計冷起動控制策略，研究了關鍵參數對冷起動性能的影響．畢延飛[9]開展航空煤油直噴發動機冷起動動態過程仿真研究，分析了燃油噴射對冷起動混合氣形成的影響，并提出了提高冷起動能力的優化方法．

上述研究主要是針對活塞式航空煤油發動機從預熱措施、控制參數等方面入手，研究其對冷起動工況著火能力的影響規律和優化措施．由于發動機冷機狀態下首循環著火后缸內溫度相對較低，進氣波動較大，在冷起動過程中仍會有失火、后燃和不完全燃燒等異常燃燒現象．因此，筆者基于低壓空氣輔助直噴技術分別研究了油、氣順序噴射和同步噴射，兩種噴油策略下油、氣噴射間隔時間和噴氣截止時刻對航空煤油發動機冷起動過程燃燒性能的影響．同時提出了基于過量空氣系數的動態油量控制策略，通過臺架試驗與傳統恒油量起動策略進行了對比驗證，以探究該控制策略對冷起動過程燃燒穩定性的影響．

1 試驗系統及試驗方法

1.1 試驗發動機和臺架系統

表1為發動機基本參數．通過一臺自主研發的搭載低壓空氣輔助噴射系統的四沖程缸內直噴航空煤油發動機，進行冷起動燃燒特性試驗．

表1 發動機基本參數 Tab.1 Basic parameters of engine

圖1為試驗臺架示意，其包括一臺單缸試驗機、132kW測功機、燃油及壓縮空氣供給系統、數據采集及燃燒分析系統和電控標定系統等部分組成．試驗中，啟噴轉速通過測功機來調節．燃油及壓縮空氣供給系統包括低壓空氣輔助直噴組合噴嘴、空氣壓縮機、燃油泵和溢流穩壓調節器，其中燃油通過安裝于組合噴嘴結構體外側的輔助加熱裝置(PTC加熱片)進行間接預熱，預熱溫度通過電子控制單元(ECU)和繼電器控制．燃燒分析系統包括缸壓傳感器、電荷放大器、數據采集卡及DEWESOFT X3燃燒分析軟件．電控標定系統采用自主開發的ECU作為下位機，并與基于LabVIEW開發的上位機通過控制器局域網絡(CAN)總線進行基于CAN標定協議(CCP協議)的實時數據傳輸．主要測控儀器包括ETAS LA4型空燃比分析儀、Kistler 6125CU20壓電晶體型缸壓傳感器和ART USB2815型數據采集卡等．

圖1 試驗臺架示意 Fig.1 Schematic diagram of experiment bench system

1.2 燃油噴射策略

重點研究了燃油噴射策略對低壓空氣輔助直噴航空煤油發動機冷起動性能的影響．針對不同油、氣組合噴射方式，在冷機條件下進行了直噴發動機燃燒特性試驗，對首循環著火后的缸內燃燒情況進行基于循環的燃燒分析，分別探究油、氣順序噴射和油、氣同步噴射兩種噴油策略條件下，油、氣噴射間隔時間τgap和噴氣截止時刻θinj對發動機冷起動過程缸內燃燒的影響．圖2為不同油、氣組合噴射系統控制時序，燃油噴射和混合氣噴射根據轉速信號分別獨立控制，主要控制參數還包括了噴油脈寬Tfuel、混合氣噴射脈寬Tair等．其中，混合氣噴嘴的開啟與截止相對噴油嘴有一定延遲，根據其電氣特性需進行脈寬補償．

圖2 不同油、氣組合噴射系統控制時序 Fig.2 Control sequence of different fuel to air combined injection systems

航空煤油的低壓空氣輔助直噴方案中設定噴油壓力為0.8MPa、壓縮空氣直噴壓力為0.65MPa，冷起動工況條件下采用了相同的燃油噴射脈寬(7～8ms)，循環噴油量為30.61～34.97mg，油、氣順序噴射策略中設置噴氣脈寬為4ms，循環噴氣量為9.45mL，油、氣同步噴射策略中噴氣脈寬與噴油脈寬一致，循環噴氣量為16.57～18.94mL．采用LSA-Ⅲ型激光粒度儀對不同噴射策略下的噴霧液滴粒徑分布進行測量試驗，圖3為不同噴射策略下的噴霧顆粒直徑分布．噴霧粒徑分布呈正態分布，油、氣同步噴射策略下的噴霧粒徑在2～28μm均有分布，通過Gauss函數擬合95%置信度的噴霧粒徑置信區間為(7.180±0.077)μm，其標準差(表征噴霧粒徑分布的離散程度)為0.057，具有較高的噴霧粒徑體積分布集中度且噴霧質量較高；而油、氣順序噴射策略下，噴霧粒徑部分分布在大于100μm，擬合標準差為0.145， 噴霧粒徑分布較同步噴射策略更為寬泛，噴霧粒徑置信區間為(13.590±0.346)μm，與順序噴射策略相比集中分布的噴霧粒徑值較大．

圖3 不同噴射策略下的噴霧顆粒直徑分布 Fig.3 Distribution of spray droplets diameter under different injection strategies

圖4為不同燃油噴射策略對噴霧SMD的影響，在固定的混合氣噴射脈寬下，油、氣順序噴射策略的噴霧SMD隨噴油脈寬的變化較大．油、氣同步噴射策略下的油、氣噴射同時開啟、截止，燃油被直接噴入音速氣流中強化了其霧化效果，燃油噴射脈寬的變化對燃油噴霧SMD的影響較小，且均小于10μm．

圖4 不同燃油噴射策略對噴霧SMD的影響 Fig.4 Influence of different fuel injection strategy on SMD of spray

2 試驗結果及分析

2.1 油、氣順序噴射策略的冷起動試驗分析

啟噴轉速為1500r/min，燃油預熱溫度為50℃，環境溫度為5℃，點火提前角為30°CA BTDC，θinj為180°CA BTDC．分別對不同油、氣噴射間隔時間τgap進行冷起動燃燒特性試驗，分析油、氣順序噴射策略下τgap對冷起動燃燒特性的影響．圖5為冷起動過程中失火和部分燃燒循環[10](后燃、不完全燃燒)的缸壓曲線．與正常燃燒循環相比，由于缸壁溫度低、燃油蒸發速率低[11]及循環變動較大[12]等因素，會出現部分燃燒和失火循環，其最高燃燒壓力均小于800kPa，因此，在逐循環燃燒分析中，認為最高燃燒壓力小于800kPa時即為異常燃燒循環．圖6為不同τgap條件下首循環著火后30個循環中的最高燃燒壓力．τgap為1、4和5ms時分別出現了4、2和6次異常燃燒循環，最高比率達20%，并且最高燃燒壓力循環波動較大．τgap為2ms和3ms的條件下沒有出現異常燃燒現象，而3ms的缸內燃燒狀況較好，最大燃燒壓力普遍較高且較為穩定．

圖5 冷起動異常燃燒循環 Fig.5 Abnormal combustion cycle during cold start

圖7為冷起動自著火首循環后30個循環的平均最高燃燒壓力及其循環變動率Cpcp，其定義如式(1)所示．隨油、氣間隔的變化，Cpcp隨油、氣噴射間隔時間的增加呈先下降后上升的規律，在3ms時達到最低為9.2%，且平均最高燃燒壓力最高．

式中：pmax,i為第i個循環的最高燃燒壓力；pmax為n個循環最高燃燒壓力平均值．

結合圖6和圖7可知，油、氣噴射間隔時間對冷起動過程缸內的燃燒穩定性有顯著的影響，較大或較小的油、氣間隔都會引起缸內燃燒壓力和燃燒穩定性下降．其原因是：在低壓空氣輔助噴射過程中燃油與壓縮空氣在預混腔內進行初次霧化后，再經混合氣噴嘴出口拉瓦爾段加速至超音速噴出，實現二次霧化[13]，油、氣間隔過短則油、氣一次混合時間縮短，油束形態相對集中，燃油噴霧與壓縮空氣的接觸度較小，混合氣噴嘴開啟時未能充分發揮壓縮空氣對燃油液滴的破碎作用．同時油、氣間隔對噴霧形態影響較大[14]，延長油、氣間隔可充分利用預混腔內壓縮空氣對一 次燃油噴霧的減速作用和壓縮空氣噴射氣流引導作用，促進噴氣閥出口處形成渦流環，促進燃油噴霧擴 散．但隨油、氣間隔增加會降低液滴剩余動能從而抑制噴霧的擴散，因而最大噴霧擴散度具有折衷值．又由于冷起動過程中轉速波動相對較大，油、氣間隔時間過長使得整段噴射周期延長，致使燃油噴射的動態響應性變差，循環變動較大[15]．因此，油、氣順序噴射策略下，建議油、氣間隔時間為3ms，以保證混合氣具備較高的均勻度，使得燃燒循環變動和做功能力得以改善，有助于向暖機階段的平穩過渡．

圖6 不同τgap下的逐循環最高燃燒壓力 Fig.6 Cycle by cycle peak combustion pressure under different τgap

圖7 平均最高燃燒壓力與Cpcp隨油、氣間隔時間的變化 Fig.7 Variation of average peak combustion pressureand Cpcp with fuel to air interval

2.2 油、氣同步噴射策略的冷起動試驗分析

啟噴轉速為1500r/min，燃油預熱溫度為50℃，環境溫度為5℃，點火提前角為30°CA BTDC．采用油、氣同步噴射方式，分別在不同θinj條件下進行了冷起動燃燒特性試驗．

圖8為不同θinj下的逐循環最高燃燒壓力，自發動機冷起動首循環著火后缸內最高燃燒壓力在θinj為上止點前120°CA和180°CA時逐循環呈先下降后上升并且整體水平較高，這是因為此時為進氣終了階段，活塞位于下止點附近，缸內壓力較低，噴射背壓對混合氣噴嘴的噴射速率有顯著的影響，噴射背壓降低使得噴霧貫穿距及貫穿速率明顯上升[16]，使得燃油噴霧具有較高的動能，同時活塞上行受到活塞頂燃燒室壁面的引導作用，易在火花塞附近形成較濃混合氣，有助于火焰的傳播．

由圖8和圖9可知，θinj為上止點前60°CA時出 現了較多異常燃燒循環，并且此時的平均最高燃燒壓力較θinj為上止點前120°CA和180°CA時小，循環變動較大．分析原因是：(1)此時活塞處于壓縮行程的中后期，缸內壓力快速上升，較大的噴射背壓影響混合氣噴嘴出口處氣動力對燃油液滴的破碎效果；同時缸內空氣密度的提高削弱了壓縮空氣與燃油之間的相互作用，使得燃油霧化質量有所下降，部分燃油易遇冷在活塞頂面沉積；(2)在點火之前煤油蒸發與空氣之間混合的時間較短，燃油蒸發條件惡劣導致了火焰傳播速度下降，使得不完全燃燒和后燃現象嚴重．

圖8 不同θinj下的逐循環最高燃燒壓力 Fig.8 Cycle by cycle peak combustion pressure under different θinj

θinj為上止點前240°CA時最高燃燒壓力在第14循環之后保持穩定，但前幾個循環中燃燒壓力波動較大．原因是：此時處于進氣行程中后期，活塞下行，油、氣混合噴霧到達活塞上表面時動能衰減，燃燒室壁面引導作用減弱，在壓縮行程末期不易在火花塞附近形成濃混合氣，而由于此時缸內溫度相對較低形成的均質混合氣濃度較低．因此，噴氣截止時刻在壓縮行程初期易受壁面引導作用在火花塞附近形成較濃的可燃混合氣，不易發生失火現象，且燃燒速率快，使得最高燃燒壓力相對較高且燃燒穩定．

對比圖9和圖7的缸內平均最高燃燒壓力及其循環變動率可以發現，油、氣同步噴射控制策略下平均最高燃燒壓力較順序噴射策略高8.2%，同時最高燃燒壓力的循環變動較小，降低了約2.1%．這是由于油、氣同步噴射策略能夠提供更小初始粒徑的燃油噴霧，以加快燃油蒸發速率．同時油、氣同步噴射策略下冷起動過程中轉速波動引起的循環燃油噴射脈寬的變化對噴霧質量的影響較小，且噴霧顆粒直徑分布的集中度較高．因此，快速的燃油噴射響應在保證循環燃油供給量的同時也保證了燃油霧化質量，有助于航空煤油發動機冷起動過程中的燃燒穩定性的提高．

圖9 θinj對Cpcp及平均最高燃燒壓力的影響 Fig.9 Effects of θinj on Cpcp and average peak combustion pressure

2.3 動態油量控制策略對冷起動燃燒特性的影響

2.3.1 動態油量控制策略設計

圖10為噴油量控制策略．基于進氣壓力MAP和缸壁溫度修正的方法實現冷起動過程中動態改變過量空氣系數φa的噴油量控制策略示意．

圖10 噴油量控制策略 Fig.10 Control strategy of fuel injection amount

進氣量采用了速度-密度法進行計算．由理想氣體狀態方程可計算每循環的理論進氣質量為

式中：air,thm 為每循環的理論進氣質量；M為空氣摩爾質量；pm為進氣歧管壓力；Vm為進氣體積；R為普適氣體常數，取值為8.31J/(mol·K)；Tm為進氣溫度．

由于閥門節流、氣門正時和氣體慣性等原因，通常實際進氣體積會減小，將這些因素以容積效率ηv來表示，計算每循環的實際進氣量為

式中：Vdisp為發動機排量．

圖11為冷起動工況容積效率．容積效率ηv受發動機轉速和進氣壓力影響較大，需通過臺架試驗標定，并存入ECU，通過插值法尋得．

圖11 冷起動工況容積效率脈譜 Fig.11 Map of ηv under cold start condition

由于冷起動過程轉速波動較大，并且進氣壓力采集具有遲滯效應，導致計算所得理論進氣量與實際進氣量有較大偏差．為減小該誤差影響，通過試驗標定進氣壓力MAP，相鄰工況點的進氣壓力采用二維插值法獲得如圖12所示，記為pexp，將pexp替代式(3)中的pm，得出試驗中每循環的進氣量為

圖12 冷起動工況進氣壓力脈譜 Fig.12 Intake pressure map under cold start condition

自冷起動首循環著火后缸體溫度逐漸上升，燃油蒸發速率加快[17]，因而恒定的噴油脈寬隨燃油蒸發量增大混合氣逐漸變濃．混合氣中，氧氣的擴散系數 最大，隨著當量比的增加，氧氣的體積分數降低，熱擴散不穩定性增強，火焰傳播趨向不穩定[18]，從而易致使發動機熄火．欲使得過量空氣系數由適宜冷起動的0.65[19](參考此值設定初始空燃比)，能夠平穩過渡至適宜暖機工況的0.75，針對缸內溫度對燃油霧化及蒸發的影響，設計噴油量修正策略為

式中：mfuel為當前循環計算噴油量；mair，cal為進氣量計算值，由式(4)計算所得；α為初始空燃比；Δmfuel(Tcyl)為基于缸體溫度的噴油量補償，其值根據冷起動過程中缸體溫度變化進行標定試驗所得到的一維MAP插值計算所得，如圖13所示．其中缸體溫度Tcyl通過測量冷卻液出口溫度獲得．

根據噴油器自身特性及計算噴射量，得到燃油噴射脈寬為

式中：Tinj為燃油噴射脈寬；kIF為噴油器流量特性系數，通過測量噴油器質量流量進行線性擬合獲得；τinj為噴油器開啟延遲，與其電特性及電池電壓有關，由于試驗中使用穩定電壓電源，取值為0.16ms．

2.3.2 動態油量控制策略試驗驗證

在初始過量空氣系數為0.65的條件下進行動態油量控制策略試驗驗證，與恒定油量噴射控制策略基于平均最高燃燒壓力和過量空氣系數變化進行對比．由于循環燃油噴射量持續變化，為保證循環油量供給以及較高的燃油霧化質量應用同步噴射策略，噴氣截止時刻為180°CA BTDC．圖14為發動機狀態參數及油量控制參數隨時間的變化，其中冷起動初始節氣門開度為2.5%，為提高計算精度對相關數值進行了放大處理．隨缸體溫度的上升噴油脈寬呈逐漸下降趨勢，起動前期由于轉速波動較大，計算噴油脈寬的波動明顯，當缸體溫度持續穩定升高后，轉速及噴油脈寬波動逐漸減?。?/p>

圖14 動態油量控制策略關鍵參數變化 Fig.14 Variation of parameters under dynamic fuel volume control strategy

圖15為不同噴油量控制策略下φa與最高燃燒壓力的變化，在動態油量控制策略試驗中能夠控制φa較為平順地過渡到適合暖機的0.75，而恒油量起動策略試驗中的φa會隨著起動成功后逐循環下降至0.62附近，這是由于缸溫逐循環升高使燃油蒸發量增大，混合氣濃度上升，過濃的混合氣會導致燃燒效率下降．動態油量控制使得最高燃燒壓力逐循環上升比較穩定，且高于恒油量策略．恒油量起動策略的混合氣濃度難以得到精確控制，導致試驗中存在熄火情況嚴重時會導致起動失?。治鲈蛑饕呛阌土科饎釉谑籽h著火后混合氣逐漸過濃，使得火焰傳播速度減慢，導致不完全燃燒發生[20]，嚴重時會存在失火循環；動態油量控制策略是基于進氣量計算并根據缸體溫度修正循環噴油量，使得混合氣濃度得以過渡平 穩，火焰傳播較穩定，最高燃燒壓力相對較高．

圖15 不同噴油量控制策略下φa和最高燃燒壓力的變化 Fig.15 Variation of φa and peak combustion pressure under different fuel volume strategies

圖16對比了兩種噴油量控制策略下的滯燃期和平均指示壓力，其由每100個循環取平均值獲得．開始700個循環內兩種策略下的滯燃期普遍較高且相差較小，并且逐循環呈下降趨勢．但在800個循環后，恒油量策略下由于混合氣濃度逐循環上升，使得滯燃期延長，而動態油量控制策略下控制較為精確的混合氣濃度，使得滯燃期保持在12°CA附近，有利于火核的形成和火焰傳播．其影響的結果主要體現在平均指示壓力上，動態油量控制策略下由于φa由初始的0.65逐漸過渡到暖機工況適合的0.75，平均指示壓力逐步上升，發動機的做功能力得以提高；而恒油量策略下的平均指示壓力由于滯燃期的延長，著火相位延后，加之航空煤油燃燒速度較慢，平均指示壓力普遍較低．

圖16 不同策略下滯燃期和平均指示壓力變化 Fig.16 Variation of flame retardation period and average indicated pressure under different strategies

3 結論

以低壓空氣輔助直噴航空煤油發動機為平臺，研究了油、氣噴射策略對冷起動影響，得出以下結論：

(1) 在油、氣順序噴射策略下，過小或過大的油、氣間隔均會產生不利影響，前者造成油、氣一次混合時間過短，燃油霧化條件較差，后者因冷起動過程噴射動態響應遲滯，循環波動較大；冷起動過程采用3ms的油、氣噴射間隔時間，有利于冷起動穩定性．

(2) 在油、氣同步噴射策略下，噴氣截止時刻在壓縮行程初期由于燃燒室壁面氣流引導作用顯著且燃油蒸發較為充分，有利于在火花塞附近形成較濃的混合氣，能夠改善冷起動缸內燃燒穩定性，但對缸內最高燃燒壓力的提升效果不明顯；油、氣同步噴射較順序噴射策略因噴射響應性高及燃油噴射脈寬對噴霧質量影響較小，且噴霧粒徑體積分布集中度高，更有利于提高缸內燃燒壓力和燃燒穩定性．

(3) 動態改變過量空氣系數的噴油量控制根據起動過程中的發動機狀態控制燃油循環噴射量，使混合氣濃度由起動加濃平穩過渡至暖機階段適宜值，有利于冷起動過程的燃燒穩定性．