何永輝，胡春明, ，劉 娜，張振東，蘇思源

(1. 天津大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，天津 300350；2. 天津大學(xué) 內(nèi)燃機(jī)研究所，天津 300072)

近年來(lái)，小型通用航空飛機(jī)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃料正面臨著由航空汽油向重油(柴油或煤油)的轉(zhuǎn)變，尤其是點(diǎn)燃活塞式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)因其功率重量比的優(yōu)勢(shì)，在無(wú)人機(jī)領(lǐng)域已得到了廣泛重視和應(yīng)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(diǎn)和揮發(fā)溫度，不僅能夠滿足無(wú)人機(jī)高功率需要，還能保證應(yīng)用的安全性和穩(wěn)定性；但由于航空煤油的揮發(fā)性差、黏度高和飽和蒸氣壓低[4]，在冷起動(dòng)過(guò)程中以傳統(tǒng)的汽油機(jī)噴射條件很難形成易被點(diǎn)燃的混合氣，這就導(dǎo)致航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)較汽油燃料發(fā)動(dòng)機(jī)的冷起動(dòng)性能更差．

針對(duì)煤油冷起動(dòng)困難問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外研究學(xué)者從煤油霧化、預(yù)熱方式、噴射策略和點(diǎn)火參數(shù)優(yōu)化等方面入手，以探索合適的解決方案．Cathcart等[5]將Orbital公司開(kāi)發(fā)的空氣輔助直噴系統(tǒng)應(yīng)用于一款V6二沖程和一款四沖程航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了冷起動(dòng)試驗(yàn)，由于空氣輔助噴射技術(shù)能夠使煤油噴霧索特平均直徑(SMD)達(dá)到10μm以內(nèi)，可實(shí)現(xiàn)在不使用任何加熱設(shè)備和其他輔助霧化設(shè)備前提下，最低可達(dá)-15℃正常起動(dòng)．Liu等[2]在6min內(nèi)將發(fā)動(dòng)機(jī)氣缸蓋預(yù)熱至50℃，初始噴射燃料量約為64.9mg，初始點(diǎn)火正時(shí)角為上止點(diǎn)前35°CA，點(diǎn)火能量為50mJ，采用這種有效方法時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)起動(dòng)．Singh等[6]比較了在二沖程多燃料火花點(diǎn)火(SI)發(fā)動(dòng)機(jī)上使用航空煤油和汽油的冷起動(dòng)，與汽油的情況相比，航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)可受益于豐富的混合氣、較晚的噴射正時(shí)和較早的點(diǎn)火正時(shí)．國(guó)內(nèi)針對(duì)煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)的研究課題大多在高校中進(jìn)行并具有一定的成果．耿釗等[7]針對(duì)點(diǎn)燃式航空重油活塞發(fā)動(dòng)機(jī)低溫起動(dòng)困難問(wèn)題，開(kāi)展了冷起動(dòng)控制策略研究及試驗(yàn)驗(yàn)證．劉銳等[8]針對(duì)直噴二沖程航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，設(shè)計(jì)冷起動(dòng)控制策略，研究了關(guān)鍵參數(shù)對(duì)冷起動(dòng)性能的影響．畢延飛[9]開(kāi)展航空煤油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真研究，分析了燃油噴射對(duì)冷起動(dòng)混合氣形成的影響，并提出了提高冷起動(dòng)能力的優(yōu)化方法．

上述研究主要是針對(duì)活塞式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)從預(yù)熱措施、控制參數(shù)等方面入手，研究其對(duì)冷起動(dòng)工況著火能力的影響規(guī)律和優(yōu)化措施．由于發(fā)動(dòng)機(jī)冷機(jī)狀態(tài)下首循環(huán)著火后缸內(nèi)溫度相對(duì)較低，進(jìn)氣波動(dòng)較大，在冷起動(dòng)過(guò)程中仍會(huì)有失火、后燃和不完全燃燒等異常燃燒現(xiàn)象．因此，筆者基于低壓空氣輔助直噴技術(shù)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(shí)間和噴氣截止時(shí)刻對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)過(guò)程燃燒性能的影響．同時(shí)提出了基于過(guò)量空氣系數(shù)的動(dòng)態(tài)油量控制策略，通過(guò)臺(tái)架試驗(yàn)與傳統(tǒng)恒油量起動(dòng)策略進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證，以探究該控制策略對(duì)冷起動(dòng)過(guò)程燃燒穩(wěn)定性的影響．

1 試驗(yàn)系統(tǒng)及試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和臺(tái)架系統(tǒng)

表1為發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)．通過(guò)一臺(tái)自主研發(fā)的搭載低壓空氣輔助噴射系統(tǒng)的四沖程缸內(nèi)直噴航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行冷起動(dòng)燃燒特性試驗(yàn)．

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù) Tab.1 Basic parameters of engine

圖1為試驗(yàn)臺(tái)架示意，其包括一臺(tái)單缸試驗(yàn)機(jī)、132kW測(cè)功機(jī)、燃油及壓縮空氣供給系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集及燃燒分析系統(tǒng)和電控標(biāo)定系統(tǒng)等部分組成．試驗(yàn)中，啟噴轉(zhuǎn)速通過(guò)測(cè)功機(jī)來(lái)調(diào)節(jié)．燃油及壓縮空氣供給系統(tǒng)包括低壓空氣輔助直噴組合噴嘴、空氣壓縮機(jī)、燃油泵和溢流穩(wěn)壓調(diào)節(jié)器，其中燃油通過(guò)安裝于組合噴嘴結(jié)構(gòu)體外側(cè)的輔助加熱裝置(PTC加熱片)進(jìn)行間接預(yù)熱，預(yù)熱溫度通過(guò)電子控制單元(ECU)和繼電器控制．燃燒分析系統(tǒng)包括缸壓傳感器、電荷放大器、數(shù)據(jù)采集卡及DEWESOFT X3燃燒分析軟件．電控標(biāo)定系統(tǒng)采用自主開(kāi)發(fā)的ECU作為下位機(jī)，并與基于LabVIEW開(kāi)發(fā)的上位機(jī)通過(guò)控制器局域網(wǎng)絡(luò)(CAN)總線進(jìn)行基于CAN標(biāo)定協(xié)議(CCP協(xié)議)的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸．主要測(cè)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(shù)據(jù)采集卡等．

圖1 試驗(yàn)臺(tái)架示意 Fig.1 Schematic diagram of experiment bench system

1.2 燃油噴射策略

重點(diǎn)研究了燃油噴射策略對(duì)低壓空氣輔助直噴航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)性能的影響．針對(duì)不同油、氣組合噴射方式，在冷機(jī)條件下進(jìn)行了直噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒特性試驗(yàn)，對(duì)首循環(huán)著火后的缸內(nèi)燃燒情況進(jìn)行基于循環(huán)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(shí)間τgap和噴氣截止時(shí)刻θinj對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)過(guò)程缸內(nèi)燃燒的影響．圖2為不同油、氣組合噴射系統(tǒng)控制時(shí)序，燃油噴射和混合氣噴射根據(jù)轉(zhuǎn)速信號(hào)分別獨(dú)立控制，主要控制參數(shù)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(kāi)啟與截止相對(duì)噴油嘴有一定延遲，根據(jù)其電氣特性需進(jìn)行脈寬補(bǔ)償．

圖2 不同油、氣組合噴射系統(tǒng)控制時(shí)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(shè)定噴油壓力為0.8MPa、壓縮空氣直噴壓力為0.65MPa，冷起動(dòng)工況條件下采用了相同的燃油噴射脈寬(7～8ms)，循環(huán)噴油量為30.61～34.97mg，油、氣順序噴射策略中設(shè)置噴氣脈寬為4ms，循環(huán)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(huán)噴氣量為16.57～18.94mL．采用LSA-Ⅲ型激光粒度儀對(duì)不同噴射策略下的噴霧液滴粒徑分布進(jìn)行測(cè)量試驗(yàn)，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(tài)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(guò)Gauss函數(shù)擬合95%置信度的噴霧粒徑置信區(qū)間為(7.180±0.077)μm，其標(biāo)準(zhǔn)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(zhì)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(biāo)準(zhǔn)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(qū)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(duì)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(shí)開(kāi)啟、截止，燃油被直接噴入音速氣流中強(qiáng)化了其霧化效果，燃油噴射脈寬的變化對(duì)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(duì)噴霧SMD的影響 Fig.4 Influence of different fuel injection strategy on SMD of spray

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 油、氣順序噴射策略的冷起動(dòng)試驗(yàn)分析

啟噴轉(zhuǎn)速為1500r/min，燃油預(yù)熱溫度為50℃，環(huán)境溫度為5℃，點(diǎn)火提前角為30°CA BTDC，θinj為180°CA BTDC．分別對(duì)不同油、氣噴射間隔時(shí)間τgap進(jìn)行冷起動(dòng)燃燒特性試驗(yàn)，分析油、氣順序噴射策略下τgap對(duì)冷起動(dòng)燃燒特性的影響．圖5為冷起動(dòng)過(guò)程中失火和部分燃燒循環(huán)[10](后燃、不完全燃燒)的缸壓曲線．與正常燃燒循環(huán)相比，由于缸壁溫度低、燃油蒸發(fā)速率低[11]及循環(huán)變動(dòng)較大[12]等因素，會(huì)出現(xiàn)部分燃燒和失火循環(huán)，其最高燃燒壓力均小于800kPa，因此，在逐循環(huán)燃燒分析中，認(rèn)為最高燃燒壓力小于800kPa時(shí)即為異常燃燒循環(huán)．圖6為不同τgap條件下首循環(huán)著火后30個(gè)循環(huán)中的最高燃燒壓力．τgap為1、4和5ms時(shí)分別出現(xiàn)了4、2和6次異常燃燒循環(huán)，最高比率達(dá)20%，并且最高燃燒壓力循環(huán)波動(dòng)較大．τgap為2ms和3ms的條件下沒(méi)有出現(xiàn)異常燃燒現(xiàn)象，而3ms的缸內(nèi)燃燒狀況較好，最大燃燒壓力普遍較高且較為穩(wěn)定．

圖5 冷起動(dòng)異常燃燒循環(huán) Fig.5 Abnormal combustion cycle during cold start

圖7為冷起動(dòng)自著火首循環(huán)后30個(gè)循環(huán)的平均最高燃燒壓力及其循環(huán)變動(dòng)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(shí)間的增加呈先下降后上升的規(guī)律，在3ms時(shí)達(dá)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(gè)循環(huán)的最高燃燒壓力；pmax為n個(gè)循環(huán)最高燃燒壓力平均值．

結(jié)合圖6和圖7可知，油、氣噴射間隔時(shí)間對(duì)冷起動(dòng)過(guò)程缸內(nèi)的燃燒穩(wěn)定性有顯著的影響，較大或較小的油、氣間隔都會(huì)引起缸內(nèi)燃燒壓力和燃燒穩(wěn)定性下降．其原因是：在低壓空氣輔助噴射過(guò)程中燃油與壓縮空氣在預(yù)混腔內(nèi)進(jìn)行初次霧化后，再經(jīng)混合氣噴嘴出口拉瓦爾段加速至超音速噴出，實(shí)現(xiàn)二次霧化[13]，油、氣間隔過(guò)短則油、氣一次混合時(shí)間縮短，油束形態(tài)相對(duì)集中，燃油噴霧與壓縮空氣的接觸度較小，混合氣噴嘴開(kāi)啟時(shí)未能充分發(fā)揮壓縮空氣對(duì)燃油液滴的破碎作用．同時(shí)油、氣間隔對(duì)噴霧形態(tài)影響較大[14]，延長(zhǎng)油、氣間隔可充分利用預(yù)混腔內(nèi)壓縮空氣對(duì)一 次燃油噴霧的減速作用和壓縮空氣噴射氣流引導(dǎo)作用，促進(jìn)噴氣閥出口處形成渦流環(huán)，促進(jìn)燃油噴霧擴(kuò) 散．但隨油、氣間隔增加會(huì)降低液滴剩余動(dòng)能從而抑制噴霧的擴(kuò)散，因而最大噴霧擴(kuò)散度具有折衷值．又由于冷起動(dòng)過(guò)程中轉(zhuǎn)速波動(dòng)相對(duì)較大，油、氣間隔時(shí)間過(guò)長(zhǎng)使得整段噴射周期延長(zhǎng)，致使燃油噴射的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性變差，循環(huán)變動(dòng)較大[15]．因此，油、氣順序噴射策略下，建議油、氣間隔時(shí)間為3ms，以保證混合氣具備較高的均勻度，使得燃燒循環(huán)變動(dòng)和做功能力得以改善，有助于向暖機(jī)階段的平穩(wěn)過(guò)渡．

圖6 不同τgap下的逐循環(huán)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(shí)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(dòng)試驗(yàn)分析

啟噴轉(zhuǎn)速為1500r/min，燃油預(yù)熱溫度為50℃，環(huán)境溫度為5℃，點(diǎn)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(jìn)行了冷起動(dòng)燃燒特性試驗(yàn)．

圖8為不同θinj下的逐循環(huán)最高燃燒壓力，自發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)首循環(huán)著火后缸內(nèi)最高燃燒壓力在θinj為上止點(diǎn)前120°CA和180°CA時(shí)逐循環(huán)呈先下降后上升并且整體水平較高，這是因?yàn)榇藭r(shí)為進(jìn)氣終了階段，活塞位于下止點(diǎn)附近，缸內(nèi)壓力較低，噴射背壓對(duì)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(dòng)能，同時(shí)活塞上行受到活塞頂燃燒室壁面的引導(dǎo)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(diǎn)前60°CA時(shí)出 現(xiàn)了較多異常燃燒循環(huán)，并且此時(shí)的平均最高燃燒壓力較θinj為上止點(diǎn)前120°CA和180°CA時(shí)小，循環(huán)變動(dòng)較大．分析原因是：(1)此時(shí)活塞處于壓縮行程的中后期，缸內(nèi)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(dòng)力對(duì)燃油液滴的破碎效果；同時(shí)缸內(nèi)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(zhì)量有所下降，部分燃油易遇冷在活塞頂面沉積；(2)在點(diǎn)火之前煤油蒸發(fā)與空氣之間混合的時(shí)間較短，燃油蒸發(fā)條件惡劣導(dǎo)致了火焰?zhèn)鞑ニ俣认陆?，使得不完全燃燒和后燃現(xiàn)象嚴(yán)重．

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

θinj為上止點(diǎn)前240°CA時(shí)最高燃燒壓力在第14循環(huán)之后保持穩(wěn)定，但前幾個(gè)循環(huán)中燃燒壓力波動(dòng)較大．原因是：此時(shí)處于進(jìn)氣行程中后期，活塞下行，油、氣混合噴霧到達(dá)活塞上表面時(shí)動(dòng)能衰減，燃燒室壁面引導(dǎo)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(shí)缸內(nèi)溫度相對(duì)較低形成的均質(zhì)混合氣濃度較低．因此，噴氣截止時(shí)刻在壓縮行程初期易受壁面引導(dǎo)作用在火花塞附近形成較濃的可燃混合氣，不易發(fā)生失火現(xiàn)象，且燃燒速率快，使得最高燃燒壓力相對(duì)較高且燃燒穩(wěn)定．

對(duì)比圖9和圖7的缸內(nèi)平均最高燃燒壓力及其循環(huán)變動(dòng)率可以發(fā)現(xiàn)，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(shí)最高燃燒壓力的循環(huán)變動(dòng)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(fā)速率．同時(shí)油、氣同步噴射策略下冷起動(dòng)過(guò)程中轉(zhuǎn)速波動(dòng)引起的循環(huán)燃油噴射脈寬的變化對(duì)噴霧質(zhì)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(yīng)在保證循環(huán)燃油供給量的同時(shí)也保證了燃油霧化質(zhì)量，有助于航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)過(guò)程中的燃燒穩(wěn)定性的提高．

圖9 θinj對(duì)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(dòng)態(tài)油量控制策略對(duì)冷起動(dòng)燃燒特性的影響

2.3.1 動(dòng)態(tài)油量控制策略設(shè)計(jì)

圖10為噴油量控制策略．基于進(jìn)氣壓力MAP和缸壁溫度修正的方法實(shí)現(xiàn)冷起動(dòng)過(guò)程中動(dòng)態(tài)改變過(guò)量空氣系數(shù)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(jìn)氣量采用了速度-密度法進(jìn)行計(jì)算．由理想氣體狀態(tài)方程可計(jì)算每循環(huán)的理論進(jìn)氣質(zhì)量為

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

由于閥門(mén)節(jié)流、氣門(mén)正時(shí)和氣體慣性等原因，通常實(shí)際進(jìn)氣體積會(huì)減小，將這些因素以容積效率ηv來(lái)表示，計(jì)算每循環(huán)的實(shí)際進(jìn)氣量為

式中：Vdisp為發(fā)動(dòng)機(jī)排量．

圖11為冷起動(dòng)工況容積效率．容積效率ηv受發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和進(jìn)氣壓力影響較大，需通過(guò)臺(tái)架試驗(yàn)標(biāo)定，并存入ECU，通過(guò)插值法尋得．

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

由于冷起動(dòng)過(guò)程轉(zhuǎn)速波動(dòng)較大，并且進(jìn)氣壓力采集具有遲滯效應(yīng)，導(dǎo)致計(jì)算所得理論進(jìn)氣量與實(shí)際進(jìn)氣量有較大偏差．為減小該誤差影響，通過(guò)試驗(yàn)標(biāo)定進(jìn)氣壓力MAP，相鄰工況點(diǎn)的進(jìn)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(yàn)中每循環(huán)的進(jìn)氣量為

圖12 冷起動(dòng)工況進(jìn)氣壓力脈譜 Fig.12 Intake pressure map under cold start condition

自冷起動(dòng)首循環(huán)著火后缸體溫度逐漸上升，燃油蒸發(fā)速率加快[17]，因而恒定的噴油脈寬隨燃油蒸發(fā)量增大混合氣逐漸變濃．混合氣中，氧氣的擴(kuò)散系數(shù) 最大，隨著當(dāng)量比的增加，氧氣的體積分?jǐn)?shù)降低，熱擴(kuò)散不穩(wěn)定性增強(qiáng)，火焰?zhèn)鞑ペ呄虿环€(wěn)定[18]，從而易致使發(fā)動(dòng)機(jī)熄火．欲使得過(guò)量空氣系數(shù)由適宜冷起動(dòng)的0.65[19](參考此值設(shè)定初始空燃比)，能夠平穩(wěn)過(guò)渡至適宜暖機(jī)工況的0.75，針對(duì)缸內(nèi)溫度對(duì)燃油霧化及蒸發(fā)的影響，設(shè)計(jì)噴油量修正策略為

式中：mfuel為當(dāng)前循環(huán)計(jì)算噴油量；mair，cal為進(jìn)氣量計(jì)算值，由式(4)計(jì)算所得；α為初始空燃比；Δmfuel(Tcyl)為基于缸體溫度的噴油量補(bǔ)償，其值根據(jù)冷起動(dòng)過(guò)程中缸體溫度變化進(jìn)行標(biāo)定試驗(yàn)所得到的一維MAP插值計(jì)算所得，如圖13所示．其中缸體溫度Tcyl通過(guò)測(cè)量冷卻液出口溫度獲得．

根據(jù)噴油器自身特性及計(jì)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(shù)，通過(guò)測(cè)量噴油器質(zhì)量流量進(jìn)行線性擬合獲得；τinj為噴油器開(kāi)啟延遲，與其電特性及電池電壓有關(guān)，由于試驗(yàn)中使用穩(wěn)定電壓電源，取值為0.16ms．

2.3.2 動(dòng)態(tài)油量控制策略試驗(yàn)驗(yàn)證

在初始過(guò)量空氣系數(shù)為0.65的條件下進(jìn)行動(dòng)態(tài)油量控制策略試驗(yàn)驗(yàn)證，與恒定油量噴射控制策略基于平均最高燃燒壓力和過(guò)量空氣系數(shù)變化進(jìn)行對(duì)比．由于循環(huán)燃油噴射量持續(xù)變化，為保證循環(huán)油量供給以及較高的燃油霧化質(zhì)量應(yīng)用同步噴射策略，噴氣截止時(shí)刻為180°CA BTDC．圖14為發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)參數(shù)及油量控制參數(shù)隨時(shí)間的變化，其中冷起動(dòng)初始節(jié)氣門(mén)開(kāi)度為2.5%，為提高計(jì)算精度對(duì)相關(guān)數(shù)值進(jìn)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(shì)，起動(dòng)前期由于轉(zhuǎn)速波動(dòng)較大，計(jì)算噴油脈寬的波動(dòng)明顯，當(dāng)缸體溫度持續(xù)穩(wěn)定升高后，轉(zhuǎn)速及噴油脈寬波動(dòng)逐漸減?。?/p>

圖14 動(dòng)態(tài)油量控制策略關(guān)鍵參數(shù)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(dòng)態(tài)油量控制策略試驗(yàn)中能夠控制φa較為平順地過(guò)渡到適合暖機(jī)的0.75，而恒油量起動(dòng)策略試驗(yàn)中的φa會(huì)隨著起動(dòng)成功后逐循環(huán)下降至0.62附近，這是由于缸溫逐循環(huán)升高使燃油蒸發(fā)量增大，混合氣濃度上升，過(guò)濃的混合氣會(huì)導(dǎo)致燃燒效率下降．動(dòng)態(tài)油量控制使得最高燃燒壓力逐循環(huán)上升比較穩(wěn)定，且高于恒油量策略．恒油量起動(dòng)策略的混合氣濃度難以得到精確控制，導(dǎo)致試驗(yàn)中存在熄火情況嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致起動(dòng)失?。治鲈蛑饕呛阌土科饎?dòng)在首循環(huán)著火后混合氣逐漸過(guò)濃，使得火焰?zhèn)鞑ニ俣葴p慢，導(dǎo)致不完全燃燒發(fā)生[20]，嚴(yán)重時(shí)會(huì)存在失火循環(huán)；動(dòng)態(tài)油量控制策略是基于進(jìn)氣量計(jì)算并根據(jù)缸體溫度修正循環(huán)噴油量，使得混合氣濃度得以過(guò)渡平 穩(wěn)，火焰?zhèn)鞑ポ^穩(wěn)定，最高燃燒壓力相對(duì)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(duì)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(gè)循環(huán)取平均值獲得．開(kāi)始700個(gè)循環(huán)內(nèi)兩種策略下的滯燃期普遍較高且相差較小，并且逐循環(huán)呈下降趨勢(shì)．但在800個(gè)循環(huán)后，恒油量策略下由于混合氣濃度逐循環(huán)上升，使得滯燃期延長(zhǎng)，而動(dòng)態(tài)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?zhèn)鞑ィ溆绊懙慕Y(jié)果主要體現(xiàn)在平均指示壓力上，動(dòng)態(tài)油量控制策略下由于φa由初始的0.65逐漸過(guò)渡到暖機(jī)工況適合的0.75，平均指示壓力逐步上升，發(fā)動(dòng)機(jī)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(zhǎng)，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(jié)論

以低壓空氣輔助直噴航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，研究了油、氣噴射策略對(duì)冷起動(dòng)影響，得出以下結(jié)論：

(1) 在油、氣順序噴射策略下，過(guò)小或過(guò)大的油、氣間隔均會(huì)產(chǎn)生不利影響，前者造成油、氣一次混合時(shí)間過(guò)短，燃油霧化條件較差，后者因冷起動(dòng)過(guò)程噴射動(dòng)態(tài)響應(yīng)遲滯，循環(huán)波動(dòng)較大；冷起動(dòng)過(guò)程采用3ms的油、氣噴射間隔時(shí)間，有利于冷起動(dòng)穩(wěn)定性．

(2) 在油、氣同步噴射策略下，噴氣截止時(shí)刻在壓縮行程初期由于燃燒室壁面氣流引導(dǎo)作用顯著且燃油蒸發(fā)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(dòng)缸內(nèi)燃燒穩(wěn)定性，但對(duì)缸內(nèi)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(yīng)性高及燃油噴射脈寬對(duì)噴霧質(zhì)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(nèi)燃燒壓力和燃燒穩(wěn)定性．

(3) 動(dòng)態(tài)改變過(guò)量空氣系數(shù)的噴油量控制根據(jù)起動(dòng)過(guò)程中的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)控制燃油循環(huán)噴射量，使混合氣濃度由起動(dòng)加濃平穩(wěn)過(guò)渡至暖機(jī)階段適宜值，有利于冷起動(dòng)過(guò)程的燃燒穩(wěn)定性．