活塞式煤油直喷航空发动机燃烧特性试验研究

刘小强，刘 娜，王 赫，张建飞，胡春明

(1. 湖南大学机械与运载工程学院，长沙 410012；2. 天津大学内燃机研究所，天津 300072)

轻型航空器在我国具有广泛的市场应用前景.活塞式航空发动机因其固有优点在有人与无人轻型低速飞行器等领域被广泛使用.目前点燃式活塞航空发动机燃料以汽油为主[1].但汽油的易挥发和易燃特性导致其应用安全性较差[2].航空煤油由于其较高的闪点以及不易挥发的物化特性，能够满足航空燃料安全使用要求；故国内通航及军事航空对活塞式航空煤油发动机高度重视[3].但是，航空煤油运动黏度大、饱和蒸气压低使其雾化蒸发特性较差，难于形成较好的可燃混合气；同时较低的辛烷值，以及 275℃自燃温度[4-5]，使航空煤油发动机容易产生爆震并且冷起动困难.所以对活塞式煤油直喷航空发动机进行相应的燃烧特性研究与控制具有重要的理论意义和很强的工程应用价值.

目前，独立开发重油(包括航空煤油及轻质柴油)活塞航空发动机的市场被西方发达国家所占据[6].国外学者的研究方向主要集中于燃烧系统、航空煤油燃烧特性、活塞式航空煤油发动机冷起动性能以及抑制爆震等方面.其中Cathcart等[7]使用orbital夹气喷嘴试验研究了燃用航空煤油与其他燃料发动机性能差异及对比分析.David等[8]试验研究了点燃式发动机燃用航空煤油和汽油在不同负荷条件下动力输出、燃烧特性及爆震强度.Borg等[9]进行了点燃式发动机爆震燃烧的放热率特性研究.Suhy等[10]研究了点燃式发动机燃用煤油时的相关燃烧特性，试验结果表明小负荷时航空煤油的燃烧循环变动要大于燃用汽油时的循环变动，在全负荷工况下燃用航空煤油的燃油消耗率大于燃用汽油.Cathcart等[11]在一台四冲程发动机上通过改变喷射压力、喷射位置以及缸内混合气优化等因素，进行了低压空气辅助直喷燃油喷射系统的试验研究，该研究表明压缩空气的喷入有利于燃油雾化并且能够提升燃烧稳定性，从而使发动机动力性及排放性能得到优化.

国内相关研究主要集中于高校和科研院所.南京航空航天大学贝太学等[12-13]通过仿真计算研究了不同点火提前角、不同点火能量对燃烧特性的影响.军事交通学院刘瑞林等[14]通过仿真研究认为综合考虑压缩比对航空煤油发动机燃烧特性的影响，发动机压缩比应调整为 18.天津大学胡春明等[15]试验研究了点火正时、SOI(start of injection)、过量空气系数等对航空煤油和汽油燃烧特性的影响，认为较浓的混合气，以及最大爆发压力出现的角度相对于汽油有所提前才能获得更好的动力性能.北京交通大学莫胜钧[16]通过对定容弹仿真分析研究了初始边界条件和点火的关键参数对重油燃烧特性的影响.

本文基于一台自主研制的双火花塞单缸试验机，开展了不同控制参数对活塞式煤油直喷航空发动机燃烧特性影响规律的研究，为活塞式煤油航空发动机的开发与燃烧优化匹配提供了重要研究依据.

1 试验装置及方案

1.1 试验发动机

表 1所示为自主研制的低压空气辅助直喷活塞式单缸试验发动机基本参数.

表1 单缸试验发动机基本参数Tab.1 Basic parameters of single cylinder engine

1.2 台架试验系统

本次研究的台架试验系统主要包括单缸试验机、测功机监控系统、缸压数据采集系统和上位机控制系统等几部分组成，台架试验系统示意如图1所示.

图1 台架试验系统示意Fig.1 Schematic of the bench testing system

其中发动机燃烧数据采集系统由增量型光电编码器、ART USB281型数据采集卡、6125CU20压电晶体型火花塞式缸压传感器和5011型电荷放大器组成.基于LabVIEW设计的数据采集分析软件(如图2所示)可以实时读取数据采集卡采集的燃烧数据，从而对发动机缸内压力进行显示、处理和分析.

1.3 试验方案

如前所述，本次试验研究在一台低压空气辅助直喷单缸试验机上，开展了不同控制参数对活塞式航空煤油发动机燃烧特性影响规律的研究(其中喷油压力为0.8MPa，喷气压力0.65MPa).鉴于航空煤油发动机中低负荷工况燃烧稳定性差这一突出问题，本次研究试验工况为转速 2500r/min，节气门开度 20%，通过改变点火提前角θig，燃油喷射截止时刻(EOIT)在不同过量空气系数λ条件下，研究多参量变化对煤油发动机燃烧特性的影响规律.

图2 数据采集分析软件Fig.2 Data acquisition analysis software

2 试验结果及其分析

2.1 控制参数对动力性的影响

如图 3所示，当λ＝0.7时，通过改变影响参数igθ和EOIT，研究分析平均指示压力pe在250°CA～300°CA BTDC范围内的变化规律.θig保持在35°CA～42°CA BTDC 变化时，或者当 EOIT 约为180°CA BTDC，θig约为30°CA BTDC时，发动机能够保证较高的动力输出.EOIT和θig存在最佳优化匹配范围，此时pe最大能达到0.3866MPa.若EOIT和igθ不在最佳配合范围内将会存在一定的动力输出损失，图中显示，当θig较大并且EOIT位于下止点时，发动机的动力损失较为严重.

图3 λ＝0.7时pe随EOIT和θig的变化Fig.3 Variety of pe at different EOIT andθig when the excess air factor is 0.7

如图4所示，当λ为0.8时，在不同的EOIT和igθ变化下pe最大值为0.3945MPa.当EOIT与θig不是最佳匹配时，发动机的动力输出存在损失，并且当igθ较大、EOIT靠近下止点时，发动机动力性能损失较为严重.对比图3分析结果，较大的θig及下止点附近的EOIT将导致动力输出恶化的区域扩大.

图4 λ＝0.8时pe随EOIT和θig的变化Fig.4Variety of pe at different EOIT and θig when the excess air factor is 0.8

如图 5所示，当λ＝0.9时，在不同的 EOIT和igθ变化下，发动机pe值最大可达到0.3880MPa. 对比图4和图5，控制参数EOIT和θig的改变对pe值的影响增加.同时，当EOIT在进气行程末期，θig较大时，仍存在较大的动力输出损失，EOIT和θig相互配合的范围较λ为0.8和0.7时增大.

图5 λ＝0.9时pe随EOIT和θig的变化Fig.5Variety of pe at different EOIT and θig when the excess air factor is 0.9

上述燃烧对比分析可以看出，λ逐渐增大的过程中，控制参量EOIT和θig的改变对于发动机做功能力的影响逐渐加大.同时发动机动力性恶化，所对应的EOIT和θig范围也逐渐增大.这主要是因为航空煤油黏度大，挥发性较差，随λ的增大，当 EOIT 逐渐接近下止点，混合气形成较差，同时θig过大时，无法形成较为稳定的火焰中心，造成发动机动力性能输出恶化.此款发动机最佳λ约为0.8，通过EOIT和θig的优化匹配可使得发动机动力性最好.

2.2 控制参数对燃烧稳定性的影响

如前所述，煤油航空发动机中低负荷燃烧稳定性较差，影响因素较多.本文以最大爆发压力的循环变动系数作为燃烧稳定性的评价指标.最大爆发压力的循环变动系数的定义公式为

式中：pmax为最大缸内爆发压力；σpmax为pmax的标准差；max为 n个循环最大缸内爆发压力的平均值；pmax,i为每个循环的缸内最大爆发压力.

如图 6所示，当λ＝0.7时，此时混合气较浓，改变EOIT和θig控制参数会对发动机燃烧循环变动率(COV)的变化趋势有一定影响.当θig较大，EOIT位于进气行程初期时，pmax循环波动有所降低；当θig较小，EOIT接近下止点时 pmax循环变动较高.其原因为燃油处于过量喷射状态，混合气较浓.当 EOIT位于进气行程初期，此时燃油混合气形成质量主要由液滴蒸发时长决定，时间越长，燃油液滴蒸发效果越好，同时下行的活塞使燃烧室内部处于负压状态，更有利于燃油液滴的破碎蒸发.随着 EOIT逐渐推迟，活塞下行到下止点附近，燃油喷射到活塞顶面时已经丧失了大部分动能，同时活塞上行，使蒸发时长缩短，以及液滴压缩重聚效果，造成了燃油雾化蒸发效果变差，最后动力性与经济性下降.

图6 λ＝0.7时COV随EOIT和θig的变化Fig.6 Variety of COV at different EOIT and θigwhen the excess air factor is 0.7

图7所示是λ为0.8时，发动机pmax循环波动率随控制参数EOIT和θig的变化情况.可以看出，当EOIT接近下止点时，在θig较大的范围内容易出现发动机循环波动较大的现象，因此此时发动机工作状态不稳定.与图6对比，发动机pmax循环波动率较大的EOIT和θig区域增加.

如图 8所示，当λ为 0.9时，相较于λ为 0.7和0.8，EOIT和θig相互配合导致不能够稳定工作的区域增大，同时，相同的EOIT和θig控制参数，发动机能够达到的最低循环波动率相较于当λ为0.7和0.8时增大.

图7 λ＝0.8时COV随EOIT和θig的变化Fig.7Variety of COV at different EOIT and θigwhen the excess air factor is 0.8

图8 λ＝0.9时COV随EOIT和θig的变化Fig.8Variety of COV at different EOIT and θigwhen the excess air factor is 0.9

对比分析图 6～图 8，可以得出当λ为 0.7时，EOIT和θig相互配合的条件下，发动机循环波动率较低，pmax循环波动率大部分都保持在 20%以下，改变EOIT和θig的配合，会影响pmax循环波动率.当λ逐渐增大，混合气逐渐变稀，pmax循环波动率整体上都将升高，同时pmax循环波动率较大所对应的EOIT和igθ范围也将扩大.究其原因，当混合气较浓时，聚集在火花塞附近的浓混合气会加快火焰传播速度，缩短滞燃期与急燃期，使得同样的EOIT和θig条件下，发动机循环波动率较低，随着混合气变稀，由于燃油喷射量减少且航空煤油不易挥发的理化特性，使燃油蒸发形成的混合气减少，导致边缘出现大面积淬熄和不完全燃烧，同时燃烧室内部煤油混合气的整体燃烧速度降低，滞燃期与急燃期增加，造成 pmax循环波动率上升，发动机工作不稳定.

2.3 控制参数对快速燃烧期的影响

如图9所示，采用浓混合气可以使发动机快速燃烧期(fast combustion period，FCP，即 CA5～CA50转角范围内的燃烧期间)较短，基本保持在 15°CA～17°CA范围内.较大的θig以及EOIT在进气行程初期时，快速燃烧期最短，约为15°CA；而较小的θig以及 EOIT进气行程初期时，快速燃烧期较长，约为17°CA.

图9 λ＝0.7时快速燃烧期随EOIT和θig的变化Fig.9 Variety of FCP at different EOIT and θig when the excess air factor is 0.7

图10所示为λ＝0.8时，发动机快速燃烧期与控制参数EOIT和θig之间的变化规律.当EOIT位于进气行程初期时，快速燃烧期较短，约为 15°CA～16°CA，当 EOIT位于进气行程末期时，快速燃烧期较长，约为19°CA.

图10 λ＝0.8时快速燃烧期随EOIT和θig的变化Fig.10 Variety of FCP at different EOIT and θig when the excess air factor is 0.8

当λ＝0.9时，可以看出，EOIT与θig控制参数的变化，使快速燃烧期差异较大.EOIT与θig所表现出的规律与λ为 0.8 时一致，区别是当λ为 0.9时，快速燃烧期整体增大，如图11所示.

图11 λ＝0.9时快速燃烧期随EOIT和θig的变化Fig.11 Variety of FCP at different EOIT and θig when the excess air factor is 0.9

2.4 控制参数对最大爆发压力的影响

如图12和图13所示，当λ为0.7时，Φmax(最大爆发压力对应的曲轴转角)随着θig的推迟逐渐增加，但不同的 EOIT相位也能一定程度上影响Φmax.pmax(最大爆发压力)随着θig的推迟逐渐减小，并且随着EOIT的逐渐推迟，pmax也逐渐降低，EOIT在一定程度上对pmax也有影响，但总体趋势仍由θig决定.

图12 λ＝0.7时Φmax随EOIT和θig的变化Fig.12Variety of Φmax at different EOIT and θigwhen the excess air factor is 0.7

图13 λ＝0.7时 pmax随EOIT和θig的变化Fig.13Variety of pmax at different EOIT andθig when the excess air factor is 0.7

如图 14、图 15所示，当λ＝0.8时，在大部分EOIT和θig的匹配范围内，Φmax都处于14°CA ATDC～18°CA ATDC.随着EOIT逐渐靠近下止点，igθ逐渐推迟，pmax逐渐降低.

图14 λ＝0.8时Φmax随EOIT和θig的变化Fig.14Variety ofΦmaxat different EOIT andθigwhen the excess air factor is 0.8

如图 16和图17所示，当λ为 0.9时，相较于λ为0.7和0.8，在同等EOIT和θig条件下，Φmax值都相应增大，这主要是因为较稀的煤油混合气使火焰传播速度变慢，造成整体的燃烧速率下降，Φmax值增大.当EOIT位于进气行程初期，θig在26°CA BTDC～35°CA BTDC时，Φmax值较大，约为18°CA ATDC～22°CA ATDC.大部分EOIT和θig匹配范围内，Φmax值约为 11°CA ATDC～18°CA ATDC. 随着 EOIT 和igθ相位的推迟，pmax逐渐降低.

图15 λ＝0.8时 pmax随EOIT和θig的变化Fig.15 Variety of pmaxat different EOIT andθigwhen the excess air factor is 0.8

图16 λ＝0.9时Φmax随EOIT和θig的变化Fig.16 Variety ofΦmaxat different EOIT andθigwhen the excess air factor is 0.9

图17 λ＝0.9时 pmax随EOIT和θig的变化Fig.17 Variety of pmax at different EOIT andθig when the excess air factor is 0.9

由此可见，逐渐变稀的煤油混合气，相同的EOIT和θig匹配条件下，Φmax值也会相应增大，燃烧滞后，pmax降低，快速燃烧期增长.随着EOIT逐渐向下止点靠近，θig逐渐减小的过程会导致pmax逐渐推迟，pmax逐渐降低，快速燃烧期增加.分析原因是因为当EOIT位于进气行程末期阶段，活塞此时处于下行状态，直喷喷嘴喷射出的燃油在达到活塞表面时已经失去了大部分的动能，壁面引导作用将会大大减弱，此时决定混合气制备的关键因素是蒸发时间，EOIT位于进气行程初期时，航空煤油液滴有足够的时间进行蒸发，随着 EOIT推迟，煤油液滴蒸发时间随之缩短，进而影响均质混合气形成质量，结果造成pe下降的趋势；同时新鲜空气、燃油液滴和废气的混合时间缩短，火花塞附近均质混合气的成分变化加剧，火核初始生长过程的循环变动增加，导致 pmax循环波动增加；循环进气量一定时，混合气制备减少，混合气中游离的 H、OH减少，火花塞处形成的可燃混合气浓度降低，火焰传播速度降低，因此造成快速燃烧期增加.正如前文所述，当 EOIT位于下止点附近同时点火提前角较大时，发动机工作恶化.

3 结 论

(1) 当λ从0.7～0.9变化过程中，EOIT和θig的改变对于发动机做功能力的影响逐渐加大.同时使发动机工作恶化的EOIT和θig所对应的区域也增加.

(2) EOIT在进气行程内逐渐推迟过程中，发动机的动力性逐渐降低，pmax循环波动升高，快速燃烧期逐渐增加，Φmax有所增加，pmax逐渐降低，因此，EOIT存在使得发动机工作状态良好的最优范围.其中λ为0.8时，pe能达到最大值0.3945MPa.

(3)θig过大将会导致压缩负功过大，造成动力性损失，pmax循环波动升高，但是快速燃烧期缩短，并且Φmax减小.θig过小，由于航空煤油燃烧速度较慢，经过滞燃期之后，当燃料开始迅速燃烧时，活塞已经下行，发动机燃烧等容度大大降低，快速燃烧期增加，同时Φmax增加，因此对于活塞式航空煤油直喷发动机存在最优的θig.当λ为0.8时，发动机的动力性能最好，此时工况下θig的最优点为30°CA BTDC.