丁水汀 邵龍濤 趙帥 朱錕 杜發(fā)榮 周煜

(1. 北京航空航天大學(xué) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院, 北京 100083;2. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 北京 100083; 3. 中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院, 北京 101300)

燃油噴射系統(tǒng)(fuel injection system, FIS)是確保重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)(heavy fuel aircraft piston engine, HF-APE)健康、穩(wěn)定、最大限度發(fā)揮動(dòng)力性能,保證飛機(jī)正常工作的關(guān)鍵系統(tǒng)。 隨著重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平的不斷提升,燃油噴射系統(tǒng)也由簡單到復(fù)雜,并且由機(jī)械控制向電子控制過渡。

最近幾十年來,航空汽油在燃燒特性、霧化特性及低溫流動(dòng)性方面的優(yōu)勢(shì)使其一直作為航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的主要燃料[1],但航空汽油飽和蒸汽壓高、閃點(diǎn)低、揮發(fā)性強(qiáng)的特性又使其常溫下遇明火容易發(fā)生爆炸,給燃料儲(chǔ)運(yùn)和使用方面帶來了很大的安全隱患[2],燃料管理難度加大,尤其在軍用領(lǐng)域的使用受到限制,歐美國家對(duì)于含鉛燃料的禁用時(shí)間已經(jīng)有了明確的規(guī)定,并且在軍艦等軍事設(shè)備上嚴(yán)禁配備航空汽油[3]。

相比于航空汽油,航空重油(煤油、柴油)具有黏度大、揮發(fā)性差、閃點(diǎn)高及安全性高的特性,全世界范圍都有廣泛供應(yīng),除此之外,壓燃重油采用更高的壓縮比,得到更高的燃燒效率及更低的油耗[4],具有緩解航空汽油等輕質(zhì)燃油緊缺、提高安全系數(shù)等優(yōu)點(diǎn),在通用航空領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[5]。 除此之外,重油在軍方后勤保障系統(tǒng)中有深厚的根基,因此使用航空煤油或者柴油的航空器更受軍方青睞。 但是由于重油燃料黏度較大、蒸發(fā)性差、燃油霧化效果不理想的限制[6],導(dǎo)致部分重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)階段必須采取預(yù)熱、引燃、高能點(diǎn)火等輔助手段,且起動(dòng)過程轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定,發(fā)動(dòng)機(jī)易熄火[7];發(fā)動(dòng)機(jī)高速運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí),燃油蒸發(fā)時(shí)間不足,排氣逸出損失大[8];隨著飛行高度的增加,航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣溫度下降,壓縮終了缸內(nèi)溫度低,燃油蒸發(fā)速率降低,混合氣質(zhì)量下降,有效熱效率下降,有效燃油消耗率上升,碳煙排放顯著增加[9]。

本文對(duì)當(dāng)前重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)采用的燃油噴射系統(tǒng)進(jìn)行梳理;對(duì)研究燃油噴射技術(shù)的相關(guān)理論、仿真模擬及試驗(yàn)方法進(jìn)行總結(jié);對(duì)二沖程缸內(nèi)直噴燃油噴射技術(shù)、先進(jìn)燃油噴射的控制策略、燃油噴射與燃燒室的匹配、負(fù)碳燃料燃油噴射技術(shù)等進(jìn)行前瞻性探索;對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展起到參考與借鑒作用。

1 重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)的研究進(jìn)展

雖然目前航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)大多為點(diǎn)燃式航空汽油活塞發(fā)動(dòng)機(jī),但以柴油和航空煤油等重油為燃料的壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格更便宜、熱效率更高、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、安全性好,逐漸成為航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的新趨勢(shì)[10]。

重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)歷經(jīng)百年的發(fā)展,形成了以進(jìn)氣道燃油噴射(port fuel injection,PFI)系統(tǒng)、機(jī)械燃油直噴(mechanical fuel direct injection,MFDI) 系統(tǒng)、高壓共軌燃油噴射(high pressure common rail,HP-CR)系統(tǒng)及空氣輔助噴射(air assisted direct injection,AADI)系統(tǒng)為代表的重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)[11]。

1.1 進(jìn)氣道重油噴射系統(tǒng)

進(jìn)氣道重油噴射系統(tǒng)通過預(yù)熱發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道與曲軸箱、改進(jìn)化油器、提高燃油溫度的方式來加快重油的蒸發(fā)速度,重油以油氣混合氣的形式進(jìn)入氣缸。 采用高能火花塞提高點(diǎn)火能量,使重油能被點(diǎn)燃。 由于進(jìn)氣道重油噴射需要電輔助預(yù)熱及更多的點(diǎn)火能量,因此多用于小型重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。 進(jìn)氣道重油噴射的原理如圖1 所示。

圖1 進(jìn)氣道重油噴射原理Fig.1 Schematic of port fuel injection

國外率先開展進(jìn)氣道重油噴射系統(tǒng)研究的單位有:德國3W 公司,其開發(fā)的3W-157xiB2HFE Fi 發(fā)動(dòng)機(jī)采用進(jìn)氣道噴射和電輔助加熱措施燃燒JP8 航空煤油,該系統(tǒng)使得發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜[12];美國羅切斯特理工學(xué)院的Sonex 燃燒系統(tǒng)采用電加熱氣缸蓋,改進(jìn)化油器的方式將二沖程汽油機(jī)改燒JP8 航空煤油[13]。 國內(nèi),北京交通大學(xué)的寧智教授團(tuán)隊(duì)對(duì)進(jìn)氣道噴射的二沖程渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了仿真分析,分別從排氣能量、排氣背壓、掃氣系數(shù)、逃逸率及匹配工作點(diǎn)等方面,對(duì)進(jìn)氣道噴射二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)采用廢氣渦輪增壓器的影響因素進(jìn)行了量化分析[14]。 南京航空航天大學(xué)對(duì)二沖程航空汽油機(jī)3203E 進(jìn)行了改進(jìn),其采用PTC 元件進(jìn)行電輔助加熱的方式來提高RP-3航空煤油的蒸發(fā)效果[8]。

雖然眾多科研人員對(duì)進(jìn)氣道重油噴射技術(shù)進(jìn)行了研究,但是從原理上分析,進(jìn)氣道重油噴射使進(jìn)入氣缸燃燒室的部分混合氣未經(jīng)燃燒直接排出氣缸,造成發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率上升的缺點(diǎn)不可規(guī)避;重油航空辛烷值較低,點(diǎn)燃會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)的明顯爆震[15],容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能迅速惡化,引起發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)體、零部件金屬軟化等一系列嚴(yán)重問題。

1.2 機(jī)械燃油直噴系統(tǒng)

機(jī)械燃油直噴系統(tǒng)直接由凸輪軸驅(qū)動(dòng)柱塞對(duì)燃油進(jìn)行加壓,由發(fā)動(dòng)機(jī)附屬機(jī)械機(jī)構(gòu)完成燃油噴射和調(diào)節(jié),采用機(jī)械噴油器,噴油泵和機(jī)械噴油器之間采用一小段高壓油管完成連接。 圖2 為機(jī)械燃油直噴技術(shù)的原理。

圖2 機(jī)械燃油直噴技術(shù)原理Fig.2 Schematic of mechanical fuel direct injection

美國XRDI 公司研制的小型二沖程煤油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)采用機(jī)械燃油噴射系統(tǒng)MCDI(mechanical compression direct injection),功率達(dá)到了12.5 kW[16]。 法國SMA 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)采用博世的分布式單體泵管嘴供油系統(tǒng), 轉(zhuǎn)速為2 200 r/min,塞斯納和烏克蘭飛機(jī)制造商都裝配了SR305-230E 發(fā)動(dòng)機(jī)[17]。 美國Deltahawk 公司開發(fā)的系列發(fā)動(dòng)機(jī)DH-160A4、DH-180A4、DH-200A4均采用機(jī)械燃油供給系統(tǒng),轉(zhuǎn)速為2 000 r/min,采用機(jī)械燃油供給系統(tǒng)的好處是:飛機(jī)失電之后,發(fā)動(dòng)機(jī)依然可以保持部分功率運(yùn)行,直至安全降落[18]。 英國WAM 系列的發(fā)動(dòng)機(jī)采用機(jī)械燃油噴射系統(tǒng),其特點(diǎn)是使用了預(yù)燃室,并采用多通道噴射進(jìn)主燃室進(jìn)行間接燃燒,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為2 750 r/min[19]。 北京航空航天大學(xué)航空微小型動(dòng)力團(tuán)隊(duì)自主研發(fā)的系列二沖程重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)(見圖3)均采用機(jī)械燃油直噴系統(tǒng),發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為2 400 r/min。

圖3 二沖程重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.3 Two-stroke heavy fuel aircraft piston engine

機(jī)械泵管嘴系統(tǒng)雖然裝備了多型號(hào)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī),但其多需要配置機(jī)械調(diào)速器,調(diào)節(jié)精度較差,調(diào)速器結(jié)構(gòu)相對(duì)笨重,對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的輕量化配置不利,其采用的機(jī)械式噴油器噴油壓力相對(duì)較低,大多約為20 MPa,不利于重油充分地霧化燃燒。

1.3 高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)是由電控單元(ECU)、傳感器和執(zhí)行器3 部分組成,附件包括油軌、壓力傳感器和壓力控制閥,高壓油泵不斷將高壓燃油送入共軌管,并維持軌壓;共軌管起到儲(chǔ)存燃油并保持油壓、消除燃油壓力波動(dòng)的作用[20],各種傳感器將測(cè)定的實(shí)時(shí)運(yùn)行參數(shù)與計(jì)算機(jī)中設(shè)定MAP 圖進(jìn)行比較,計(jì)算出最佳噴油定時(shí)和噴油脈寬,精確地控制電控噴油器將燃油噴入燃燒室,使發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工況下都能獲得最佳濃度的混合氣,其原理如圖4 所示。 作為電控高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)的執(zhí)行器,電控噴油器主要由噴油嘴、控制活塞、控制油量孔和控制電磁閥組成,采用壓力-時(shí)間的計(jì)量方式,用高速泄油電磁閥或壓電晶體執(zhí)行器控制其噴射過程。

圖4 高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)原理圖Fig.4 Schematic of high pressure common rail system

最早應(yīng)用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是Thielert Aircraft Engines(TAE)公司的Centurion 系列發(fā)動(dòng)機(jī),并大量裝備在鉆石飛機(jī)公司的飛機(jī)上[21]。 Austro 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)公司的AE300 同樣采用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)[22],并在2009 年通過 EASA 認(rèn)證, 現(xiàn)在役數(shù)量大約3 000 臺(tái)[4]。 國內(nèi)目前對(duì)于高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)也逐漸從理論研究向工程應(yīng)用邁進(jìn)。 陸軍軍事交通學(xué)院研究了RP-3 航空煤油在高壓共軌柴油機(jī)中的應(yīng)用[23]。 江蘇大學(xué)對(duì)高壓共軌柴油機(jī)過渡工況采用的轉(zhuǎn)矩控制策略進(jìn)行了研究,并進(jìn)行了相關(guān)控制軟件的開發(fā)[24]。 北京理工大學(xué)的孫柏剛等[25]對(duì)高壓共軌燃油供給系統(tǒng)的壓力波動(dòng)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究,得到了壓力波傳播速度、波動(dòng)過程幅值、噴油壓降下降幅值、周期及衰減時(shí)間的變化規(guī)律。 產(chǎn)業(yè)化方面,以成都威特電噴有限責(zé)任公司、龍口龍泵燃油噴射有限公司、重油高科電控燃油噴射系統(tǒng)(重慶)有限公司與南岳電控(衡陽)工業(yè)技術(shù)股份有限公司為代表的公司也在高壓共軌項(xiàng)目上投入巨資,目前均有批量生產(chǎn)的產(chǎn)品面世。

從原理上講,電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)屬于恒壓式供油,噴油規(guī)律為矩形,相對(duì)三角形噴油規(guī)律,其產(chǎn)生的爆發(fā)壓力高,燃燒相對(duì)粗暴,不利于降低NOx排放。 市場(chǎng)對(duì)高壓共軌技術(shù)的價(jià)格難以接受,推廣高壓共軌技術(shù)在重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用壓力較大[26]。 除此之外,受到結(jié)構(gòu)的限制,高壓共軌系統(tǒng)布置在結(jié)構(gòu)緊湊的二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)中較為困難[27],并且需要頻繁地檢查發(fā)動(dòng)機(jī)與螺旋槳之間的變速箱,降低了航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的大修間隔[28]。 在航空低溫、電磁干擾等極端環(huán)境下,電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)噴油器、溢流閥等執(zhí)行元件的可靠性同樣受到挑戰(zhàn)。

1.4 空氣輔助噴射系統(tǒng)

空氣輔助噴射系統(tǒng)利用高壓壓縮空氣從噴孔噴出時(shí)的氣動(dòng)力克服燃油表面張力來霧化重油,使重油在相對(duì)較低的噴射壓力下獲得較小的噴霧粒徑[29]。 空氣輔助噴射系統(tǒng)主要由高壓氣源、氣壓調(diào)節(jié)閥、油箱、油泵、油壓表、油氣調(diào)節(jié)閥、油嘴、氣嘴和ECU 等組成,其工作原理如圖5 所示。

圖5 空氣輔助噴射系統(tǒng)示意圖Fig.5 Schematic of air assisted direct injection

空氣輔助噴射系統(tǒng)對(duì)燃料種類不敏感,適用于多燃料壓燃航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī);噴霧特性受缸內(nèi)壓力變化影響較大,貫穿距離隨氣缸內(nèi)壓力升高而減小,有利于實(shí)現(xiàn)混合氣分層;對(duì)燃油適應(yīng)性較強(qiáng),對(duì)于黏度較大的重油燃料仍可以保證良好的霧化效果,燃油計(jì)量由燃油噴嘴實(shí)現(xiàn),噴油正時(shí)由混合氣噴嘴執(zhí)行,二者相互獨(dú)立[30];系統(tǒng)的功耗遠(yuǎn)小于高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)。

20 世紀(jì)90 年代,以澳大利亞Orbital 公司為代表的多家研究機(jī)構(gòu)先后提出了低壓空氣輔助噴射系統(tǒng),為二沖程缸內(nèi)直噴技術(shù)帶來了革命性的變革[31]。 國內(nèi)北京理工大學(xué)的趙振峰等[32]在一臺(tái)二沖程四缸直噴重油發(fā)動(dòng)機(jī)上研究了空氣輔助噴射系統(tǒng)的混合氣形成。 高宏力、張付軍教授等針對(duì)空氣輔助噴射技術(shù)開展了關(guān)于噴霧特性、噴射時(shí)刻和噴射持續(xù)期等多項(xiàng)研究[33]。 南京航空航天大學(xué)將傳統(tǒng)的二沖程進(jìn)氣道噴射發(fā)動(dòng)機(jī)改造為空氣輔助缸內(nèi)直噴煤油發(fā)動(dòng)機(jī),并對(duì)其控制策略進(jìn)行了研究[34]。

但是,由于空氣輔助噴射系統(tǒng)噴油壓力低,對(duì)實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)環(huán)境比較敏感,過高的缸內(nèi)壓力將影響噴霧的霧化質(zhì)量。 燃油供給系統(tǒng)需要配備壓縮空氣,以及其他相關(guān)附件,結(jié)構(gòu)相對(duì)復(fù)雜,當(dāng)前多應(yīng)用于小型二沖程航空發(fā)動(dòng)機(jī)[35-36]。

2 重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射技術(shù)的研究進(jìn)展

2.1 燃油噴射霧化理論研究進(jìn)展

燃油霧化特性(液滴破碎、蒸發(fā)、碰壁及混合氣的形成)對(duì)重油發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒、排放均有重要影響,重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)研究過程的難點(diǎn)之一便是缸內(nèi)霧化過程。

1878 年,Rayleigh 最早提出關(guān)于液體射流破碎的理論,之后Bergwerk 認(rèn)為空化作用才是霧化產(chǎn)生的主要因素。 1995 年,Li[37]提出了針對(duì)具有三維擾動(dòng)的無黏性氣體介質(zhì)中黏性液體射流的線性穩(wěn)定性分析。 隨后,大批學(xué)者從不同的角度考慮建立了多種燃油霧化的模型。 1999 年,Arine等[38]基于兩相流的歐拉法建立了液體霧化模型。Senecal 等[39]從黏性液體高速運(yùn)動(dòng)的角度建立了霧化模型。 2003 年,Koo[40]從超剪切噴嘴的液體霧化角度出發(fā),建立了燃油霧化的多維模型。Iyer和Abraham[41]從缸內(nèi)霧化的環(huán)境考慮,建立了歐拉液體和歐拉氣體同時(shí)存在的雙流體模型。2007 年,法國的Demoulin 等[42]在Borgh 提出的模型基礎(chǔ)上,建立了用來描述液滴初始破碎過程的模型。 目前,被認(rèn)為較為合理的是由Castleman[43]提出的空氣動(dòng)力干擾理論,也被認(rèn)為是最有發(fā)展前途的霧化機(jī)理的解釋之一。 但是隨著噴射壓力的提高,當(dāng)前國際主流觀點(diǎn)認(rèn)為[44-46],當(dāng)噴油壓力達(dá)到300 MPa 時(shí),即為超高壓狀態(tài),該狀態(tài)下的燃油霧化和燃燒性能的研究非常匱乏。 從目前的研究來看,燃油噴霧超過聲速之后,噴霧前端會(huì)產(chǎn)生激波,激波會(huì)對(duì)燃油的霧化及燃燒過程產(chǎn)生一定的影響[47]。

上述有關(guān)燃油噴射與霧化機(jī)理的研究都有一定的理論基礎(chǔ),同時(shí)又是在一定的假設(shè)前提下提出的,具有一定的局限性,到目前為止還沒有一套完整的理論能夠?qū)θ加挽F化做出完美的解釋,對(duì)于實(shí)際情況下的燃油噴射,將不同的理論有機(jī)結(jié)合是具有實(shí)際工程意義的。

2.2 燃油噴射仿真模擬研究進(jìn)展

重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)中實(shí)際的噴霧、蒸發(fā)、擴(kuò)散、燃燒與傳熱等過程十分復(fù)雜,加上航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)的循環(huán)變動(dòng),要在實(shí)際運(yùn)行中進(jìn)行參數(shù)控制并獲得準(zhǔn)確可靠的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)并不現(xiàn)實(shí)[48]。 因此,集成了電磁學(xué)、熱力學(xué)和靜力學(xué)等多個(gè)學(xué)科的現(xiàn)代燃油噴射仿真軟件對(duì)燃油噴射特性的研究起到了關(guān)鍵作用[49]。 計(jì)算機(jī)輔助仿真用于開發(fā)和優(yōu)化匹配新型燃油噴射系統(tǒng),可以大量減少試驗(yàn)次數(shù), 節(jié)省資源和時(shí)間,其在系統(tǒng)變參數(shù)分析上具有的低成本、短開發(fā)周期的優(yōu)越性是試驗(yàn)研究無可比擬的,同時(shí)仿真分析還可以發(fā)現(xiàn)一些在試驗(yàn)中無法觀察到的新現(xiàn)象和新規(guī)律。

用于發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射及缸內(nèi)流動(dòng)的仿真模擬軟件有KIVA-3V 程序、ANSYS 公司的FLUENT、里卡多的VECTIS、奧地利AVL 公司的Fire、英國Adapco 公司的STAR-CD、英國Gamma 公司的GT-Power、Ricardo 公司的Wave、美國西南研究院的VIPRE 等商業(yè)軟件[50]。

意大利摩德納大學(xué)的Mattarelli 等[51]對(duì)一臺(tái)額定功率高達(dá)110 kW 的二沖程直噴柴油發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,仿真結(jié)果為發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給系統(tǒng)的優(yōu)化提供了理論依據(jù)。 英國斯塔福德郡大學(xué)的Hooper 等[52]使用Wave 軟件,對(duì)多燃料的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了CFD 仿真研究,并用臺(tái)架試驗(yàn)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。 西班牙瓦倫西亞理工大學(xué)的Salvador 等[53]采用仿真手段研究了生物柴油對(duì)共軌系統(tǒng)電磁閥動(dòng)態(tài)特性的影響。 La等[54]在一臺(tái)空氣輔助燃油噴射的二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了標(biāo)準(zhǔn)化臺(tái)架試驗(yàn),該標(biāo)準(zhǔn)化臺(tái)架試驗(yàn)用于校準(zhǔn)該發(fā)動(dòng)機(jī)的一維CFD 模型。 Sener 等[55]利用試驗(yàn)和三維仿真的方式分析了不同噴射壓力和噴霧錐角下的燃燒過程,并與DSCS 燃燒室和MSCS 燃燒室進(jìn)行了匹配標(biāo)定。

國內(nèi)各單位同樣對(duì)燃油噴射技術(shù)進(jìn)行了仿真研究。 天津大學(xué)的胡春明等[56]利用發(fā)動(dòng)機(jī)建模軟件AMESim 建立了發(fā)動(dòng)機(jī)模型,用VPSO-Elman空燃比預(yù)測(cè)模型在MATLAB/SimuLink 中建立了VPSO-Elman 空燃比預(yù)測(cè)模型控制系統(tǒng),對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)空燃比控制進(jìn)行了研究。 北京航空航天大學(xué)的王振宇等[57]建立了某重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型,用于仿真燃油供給系統(tǒng)內(nèi)的非定常流動(dòng),通過仿真計(jì)算得到了該系統(tǒng)的壓力波動(dòng)特性和噴油規(guī)律。 南京航空航天大學(xué)的陳林林[58]利用GT-Power 軟件建立了煤油發(fā)動(dòng)機(jī)工作循環(huán)數(shù)值模型,通過分析發(fā)動(dòng)機(jī)主要結(jié)構(gòu)參數(shù),調(diào)整參數(shù)(進(jìn)氣壓力、空燃比、點(diǎn)火提前角)對(duì)煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,為煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)優(yōu)化匹配提供理論基礎(chǔ)。 北京交通大學(xué)的李長勝[59]對(duì)Dr.Schrick 公司研發(fā)的TKDI600 發(fā)動(dòng)機(jī)的混合氣形成及燃燒過程進(jìn)行了仿真分析,應(yīng)用AVL Fire 軟件建立了TKDI600 發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真計(jì)算模型,研究并分析了發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)流場(chǎng)、燃油噴射、混合氣形成和燃燒過程的特性,并探討了發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油碰壁現(xiàn)象和油膜形成機(jī)理。 此外,石允[60]應(yīng)用Fire 軟件建立了HS-700 發(fā)動(dòng)機(jī)的三維CFD 模型,研究了對(duì)重油混合氣形成有明顯影響的因素,并分析了各個(gè)影響因素及燃油噴射方式對(duì)缸內(nèi)流場(chǎng)和混合氣形成質(zhì)量的影響規(guī)律。 北京理工大學(xué)的劉波瀾等[61]建立了空氣輔助燃油噴射系統(tǒng)的仿真模型,研究了結(jié)構(gòu)、運(yùn)行及環(huán)境參數(shù)對(duì)該系統(tǒng)的影響,為空氣輔助燃油噴射系統(tǒng)的研究提供了理論依據(jù)。

重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)燃油噴射是極其復(fù)雜的三維湍流運(yùn)動(dòng),具有強(qiáng)瞬變、強(qiáng)壓縮、強(qiáng)渦流和各向異性的特點(diǎn),加之燃燒室的形狀復(fù)雜、運(yùn)動(dòng)邊界及循環(huán)變動(dòng),航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)湍流變得異常復(fù)雜。 因此,建立可信的發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)噴射優(yōu)化仿真模型對(duì)燃油噴射系統(tǒng)研發(fā)具有十分重要的理論支撐與實(shí)踐指導(dǎo)意義。

2.3 燃油噴射試驗(yàn)研究進(jìn)展

試驗(yàn)研究是理論研究的前提和基礎(chǔ),對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)進(jìn)步起著巨大的推動(dòng)作用。 由于燃油噴射過程是一個(gè)瞬變過程,其試驗(yàn)研究對(duì)于測(cè)量設(shè)備與試驗(yàn)手段都有很高的要求[62]。 重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)的試驗(yàn)主要從宏觀和微觀2 個(gè)角度進(jìn)行。 宏觀的試驗(yàn)方法主要包括缸壓采集方法、油壓信號(hào)采集法[63];微觀的試驗(yàn)方法主要是對(duì)燃油噴射后的噴霧特性[64-65],如貫穿距離、噴霧錐角、液滴速度等進(jìn)行研究,微觀研究采用的技術(shù)主要有高速攝影、紋影法、陰影法、相位多普勒技術(shù)(phase Doppler anemometer, PDA)和平面激光粒徑測(cè)試技術(shù)(laster sheet drop size, LSD)等,試驗(yàn)裝置有光學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)、快速壓縮機(jī)和定容彈等[66]。

缸壓采集系統(tǒng)采用缸壓傳感器和電荷放大器,把缸壓信號(hào)與曲軸相位信號(hào)同步接入燃燒分析儀,通過燃燒分析儀對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程的數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集、分析及存儲(chǔ)。 通過分析缸壓,得到滯燃期與燃燒持續(xù)期之間的相關(guān)性,由發(fā)動(dòng)機(jī)性能表現(xiàn)推導(dǎo)出燃油噴射與燃燒之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。北京理工大學(xué)使用Dewetron-5000 燃燒分析儀采集高壓油管泵端壓力、驅(qū)動(dòng)電路和噴油器針閥升程信號(hào),利用Kistler4067BB2000 型油壓傳感器和電荷放大器采集高壓油管中的燃油壓力,使用EFS8246 型單次噴射儀采集噴油器循環(huán)噴油量[67],對(duì)單體泵系統(tǒng)的供油特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究[68],其實(shí)驗(yàn)原理如圖6 所示。 天津大學(xué)的臺(tái)架試驗(yàn)系統(tǒng)主要由試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)、電力測(cè)功機(jī)、燃油供給系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)等組成。 在一臺(tái)自主研發(fā)的單缸航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)上,針對(duì)起噴轉(zhuǎn)速、燃油溫度、點(diǎn)火能量對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)性能的影響開展了試驗(yàn)研究,并對(duì)燃燒特性進(jìn)行了分析[69]。

圖6 油泵試驗(yàn)臺(tái)系統(tǒng)示意圖Fig.6 Schematic of diesel pump test bench system

燃油供給系統(tǒng)的循環(huán)供油量主要通過瞬時(shí)油量測(cè)量儀進(jìn)行,其試驗(yàn)原理如圖7 所示。

圖7 EFS-EMI2 機(jī)械結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic of EFS-EMI2 mechanical structure

對(duì)單一噴油器瞬時(shí)油量的測(cè)量與高壓油泵的凸輪軸轉(zhuǎn)速同步,噴出的燃油完全進(jìn)入到可變?nèi)莘e的盛油腔內(nèi)。 上海交通大學(xué)的韋雄等[70]采用該測(cè)量設(shè)備對(duì)電控單體泵供油量的精確測(cè)量與一致性進(jìn)行了分析。 洛陽拖拉機(jī)研究所的王睿等[71]采用EFS 試驗(yàn)臺(tái)對(duì)共軌噴油器的性能進(jìn)行了測(cè)試試驗(yàn)。 北京理工大學(xué)的嚴(yán)明等[72]采用EFS 試驗(yàn)臺(tái)研究了起噴壓力對(duì)電控單體泵噴油量的影響機(jī)理。

可視化試驗(yàn)系統(tǒng)主要由燃油供給、燃油噴射、圖像采集及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成。 試驗(yàn)中,通過輸油泵給燃油供給系統(tǒng)輸送燃油,采用渦輪流量計(jì)和壓力傳感器來監(jiān)測(cè)進(jìn)油壓力和流量,噴射后的燃油用輸油泵送回油箱。 燃油噴射過程中,使用LED 光源照亮噴油器的透明油嘴,高速相機(jī)在定容彈的另一側(cè)進(jìn)行拍攝。 高速相機(jī)可以拍攝到噴嘴內(nèi)部的空穴流動(dòng)及噴孔噴出的油霧,隨后將數(shù)字圖像傳輸?shù)接?jì)算機(jī)中進(jìn)行后續(xù)的分析和處理,其試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖如8 所示。

圖8 噴霧可視化試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.8 Schematic diagram of spray visual test system

上海交通大學(xué)采用由定容燃燒彈、預(yù)混容器、高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和CMOS 高速攝影系統(tǒng)組成的蒸發(fā)噴霧液相貫穿距光學(xué)測(cè)試系統(tǒng),研究了噴射壓力、環(huán)境溫度及環(huán)境密度對(duì)柴油蒸發(fā)噴霧液相貫穿距發(fā)展的影響,為柴油機(jī)噴霧燃燒系統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供了參考[73]。 中南大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院的動(dòng)力試驗(yàn)室利用GS-1000 型高壓共軌燃油噴射試驗(yàn)臺(tái)和可視化耐高壓容器,通過Motion Pro X-3 高速攝影,采用頻閃照相的方法對(duì)圖像進(jìn)行定量分析,提高了圖像分析的效率和精度,直觀地對(duì)燃油霧化特性的影響參數(shù)進(jìn)行了分析[74]。 西安交通大學(xué)的魏衍舉等[75]采用Phantom Miro eX4 型高速攝像機(jī)利用背光法拍攝缸內(nèi)柴油油束的混合過程,對(duì)強(qiáng)渦流場(chǎng)中柴油噴霧擴(kuò)散特性的影響參數(shù)進(jìn)行了研究。 北京理工大學(xué)的吳晗等[76]采用背光成像和陰影技術(shù),研究了空氣輔助噴射系統(tǒng)煤油噴霧特性。 南京航空航天大學(xué)利用Hotron 公司的FASTCAMSA1.1 高速攝影機(jī)對(duì)不同工況噴霧過程進(jìn)行高速拍攝,研究了不同操作工況燃油噴霧的發(fā)展形態(tài)[77]。

3 未來重油噴射關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展方向

當(dāng)前,重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)大多還停留在基本性能的實(shí)現(xiàn)階段,對(duì)于控制策略的合理性、電磁系統(tǒng)的可靠性、燃油噴射技術(shù)的適應(yīng)性等暫未做深入的研究,并且隨著“碳中和”“碳達(dá)峰”概念在資本市場(chǎng)的爆發(fā),負(fù)碳生物燃料等可持續(xù)燃料的應(yīng)用也成為通用航空發(fā)展的大方向[78]。

3.1 二沖程缸內(nèi)直噴燃油噴射技術(shù)

當(dāng)前,壓燃式重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的功重比多分布于1 kW/kg 左右,并且產(chǎn)品多以較成熟的四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)改制為主。 二沖程點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)雖能滿足部分通航飛機(jī)的巡航動(dòng)力要求,但是其工作原理存在掃氣損失及過后排氣問題,未燃碳?xì)浠衔锏呐欧帕扛?點(diǎn)燃重油存在不同程度的爆震問題[16]。

二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)沒有點(diǎn)火系統(tǒng),對(duì)標(biāo)四沖程,其零件數(shù)量少、功重比大、超載能力強(qiáng)、過量空氣系數(shù)大、對(duì)油氣混合比例的變化不敏感,發(fā)生空中停車的概率極小。 因此,二沖程壓燃式重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是未來主要發(fā)展方向。二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升的關(guān)鍵是更短的時(shí)間內(nèi)在缸內(nèi)形成均勻的混合氣,得到適用于二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的噴油規(guī)律,減少未燃碳?xì)浠衔锏呐欧?這給燃油噴射系統(tǒng)提出了極大的挑戰(zhàn)[79]。 對(duì)于直噴系統(tǒng),缸內(nèi)直噴噴油器的設(shè)計(jì)主要考慮其孔數(shù)、孔徑、噴孔錐角及分布等方面對(duì)缸內(nèi)混合氣形成的影響[80]。 噴油器作為燃油噴射系統(tǒng)的核心部件,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能有至關(guān)重要的影響。 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速高、功率大、爆壓高的特點(diǎn),以及航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)緊湊的空間,都給噴油器的設(shè)計(jì)增加了很大的難度[81]。 高速電磁閥技術(shù)的發(fā)展給電控缸內(nèi)直噴技術(shù)的實(shí)現(xiàn)提供了保證,雖然當(dāng)前的電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)已經(jīng)在部分重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用,但是其大部分是車用發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)改進(jìn)而成,更多的是為四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)定制,其響應(yīng)速度、噴射頻率、重量、布局與可靠性并不適用于二沖程航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的需求。 未來依托結(jié)構(gòu)優(yōu)化、新型材料、智能診斷、故障保護(hù)和冗余設(shè)計(jì)等技術(shù)的進(jìn)步,正向設(shè)計(jì)出布局緊湊、質(zhì)量輕、能持續(xù)穩(wěn)定工作在高負(fù)荷區(qū)間、適用于低溫環(huán)境的缸內(nèi)直噴脈沖式電控燃油噴射系統(tǒng)是提升重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)性能的一個(gè)關(guān)鍵[82]。

3.2 燃油噴射與燃燒室匹配技術(shù)

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)燃油噴射、缸內(nèi)氣流組織及燃燒室形狀的匹配需要考慮到航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的性能需求及外界環(huán)境的變化[83]。 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速較高,采用直噴技術(shù)后,要在極短的時(shí)間內(nèi)使燃油與氣流在燃燒室內(nèi)混合形成可燃混合氣,在進(jìn)行直噴設(shè)計(jì)時(shí),必須考慮影響缸內(nèi)混合氣形成的參數(shù),重視燃油噴射參數(shù)與燃燒室形狀的合理匹配,以及缸內(nèi)氣體流動(dòng)對(duì)霧化效果的影響;還要考慮到海拔高度變化所引起的外界環(huán)境參數(shù)的變化,隨著海拔升高,進(jìn)氣壓力下降,環(huán)境溫度下降,導(dǎo)致缸內(nèi)進(jìn)氣量下降,進(jìn)而氣缸中的流場(chǎng)強(qiáng)度和掃氣效率均下降,此時(shí)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射與燃燒室壁面碰撞的現(xiàn)象比普通內(nèi)燃機(jī)強(qiáng)烈得多,撞壁重油的蒸發(fā)及壁面堆積重油的蒸發(fā)在蒸發(fā)總油量中比例變大,對(duì)缸內(nèi)燃燒質(zhì)量有重要的影響[84]。 由于結(jié)構(gòu)限制無法進(jìn)一步提高壓縮壓力和壓縮比,如何保證二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的油氣混合、燃燒效率,成為航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)提升動(dòng)力性能的關(guān)鍵。 研究適用于重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的噴射參數(shù)與燃燒室匹配技術(shù)成為研究重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要切入點(diǎn)。

3.3 先進(jìn)的燃油噴射控制策略

電控燃油噴射系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制的優(yōu)劣主要取決于對(duì)ECU 的控制策略[85]。 因此,對(duì)二沖程重油活塞發(fā)動(dòng)機(jī)噴油策略進(jìn)行研究,具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。 重油航空黏度大,蒸發(fā)性差,在冷機(jī)狀態(tài)下霧化效果差,混合氣形成困難,冷起動(dòng)性能差,這與重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)高安全性、高穩(wěn)定性的適航準(zhǔn)則背道而馳;航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)飛行時(shí)高度變化較快,進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)氣缸內(nèi)的氧含量變化也較快,并且隨著海拔高度的上升,大氣壓力不斷下降,單位體積內(nèi)的氧含量也不斷下降,因此采用與車用發(fā)動(dòng)機(jī)相同的控制策略顯然不能滿足航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的性能需求。

當(dāng)前,關(guān)于航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)控制策略的研究主要集中在航空汽油活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的3 種控制策略,即基于MAP 圖的開環(huán)、怠速工況中的閉環(huán)及基于模型的空燃比控制策略[86]。 壓燃式重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)與點(diǎn)燃式不同,發(fā)動(dòng)機(jī)不能直接調(diào)節(jié)進(jìn)氣量,只能根據(jù)實(shí)時(shí)轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)矩調(diào)節(jié)循環(huán)供油量,而進(jìn)氣量和循環(huán)供油量之間是隨動(dòng)變化的,當(dāng)前針對(duì)壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的控制策略研究很少。 采用先進(jìn)的供油策略使缸內(nèi)空燃比或過量空氣系數(shù)在一個(gè)合理的閾值內(nèi)波動(dòng),保證良好的燃燒過程,從而更好地控制發(fā)動(dòng)機(jī),這是未來重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)研究的熱點(diǎn)。

3.4 適用于負(fù)碳燃料的燃油噴射系統(tǒng)

在燃料的原料來源、制備、輸運(yùn)和使用等過程中使用碳捕獲、碳封存和低碳高效利用等技術(shù),使其全生命周期總碳排放小于零的燃料稱之為負(fù)碳燃料[87]。

近年來,通用航空保持著持續(xù)增長的態(tài)勢(shì),對(duì)航空燃料的需求與日俱增,燃用傳統(tǒng)航油帶來的碳排放逐年增加,為了保證通用航空的可持續(xù)發(fā)展,推進(jìn)低碳革命,通航產(chǎn)業(yè)對(duì)碳排放的追求也達(dá)到了前所未有的高度[88]。 為了降低碳排放,負(fù)碳生物燃料成為一種完美的重油替代品,其作為一種可再生的能源,來源廣泛,尤其是可以用微藻作為原料進(jìn)行負(fù)碳生物燃料的制備,具有生長快、廉價(jià)易得和含油量高的優(yōu)點(diǎn)。 負(fù)碳生物燃料替代部分傳統(tǒng)燃料,從環(huán)境的角度來說,對(duì)節(jié)約化石能源、實(shí)現(xiàn)可持續(xù)發(fā)展有著重要意義。 從航空業(yè)的需求上來說,是一項(xiàng)有價(jià)值有前景的課題。 除此之外,如果對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油噴射過程實(shí)現(xiàn)智能化可調(diào)參數(shù)控制,就可以對(duì)燃燒過程、熱效率及燃油消耗率產(chǎn)生積極的影響。 探索智能可調(diào)參數(shù)在柴油機(jī)燃燒過程和噴油之間的關(guān)系,建立燃燒模型并采用仿真或者試驗(yàn)手段進(jìn)行驗(yàn)證,對(duì)于節(jié)能減排具有重大意義[89]。

現(xiàn)有的重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)燃用負(fù)碳生物燃料后,由于負(fù)碳生物燃料的黏度、霧化效率、燃燒充分程度等與傳統(tǒng)重油不同,容易引起發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)的積碳、結(jié)焦,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能產(chǎn)生重要影響。 開發(fā)適用于負(fù)碳燃料的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)對(duì)于推進(jìn)通用航空的低碳革命而言非常關(guān)鍵[90]。

4 結(jié) 論

通用航空正快速向高端發(fā)展,將渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)、純電動(dòng)系統(tǒng)及混合動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比,從整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)來看,渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)由于轉(zhuǎn)速高需要配備減速器,雖然發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量較輕,但系統(tǒng)功重比優(yōu)勢(shì)不明顯,且燃油消耗率較高。 純電動(dòng)系統(tǒng)充電時(shí)間長、續(xù)航時(shí)間短、過放電會(huì)導(dǎo)致電池性能下降,高空低溫時(shí)電池性能下降明顯。 混合動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對(duì)復(fù)雜,成本高。 因此,活塞發(fā)動(dòng)機(jī)在短時(shí)間內(nèi)仍占據(jù)主導(dǎo)地位[4,91]。 重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)又因其低油耗、高可靠性成為航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)一個(gè)重要的分支,重油噴射技術(shù)作為重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的核心技術(shù)之一,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的缸內(nèi)燃燒過程具有重要影響。

本文對(duì)當(dāng)前重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)各類燃油供給系統(tǒng)的研究進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié),分析各類燃油供給系統(tǒng)的優(yōu)缺點(diǎn),對(duì)其適用的經(jīng)典機(jī)型進(jìn)行了梳理;將重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射技術(shù)的研究進(jìn)展從理論、仿真及試驗(yàn)的角度進(jìn)行了分析,提出了研究重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射技術(shù)的難點(diǎn),對(duì)具有實(shí)際工程意義的研究方案提出了建議;綜合通用航空對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性能、可靠性和環(huán)境友好性等方面的需求,對(duì)未來重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射技術(shù)的發(fā)展方向提出了建議。 本文的研究結(jié)論如下:

1) 重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油供給系統(tǒng)具有多樣性,匹配發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)需要綜合考慮功重比、可靠性、安全性及動(dòng)力性能。 進(jìn)氣道重油噴射系統(tǒng)和空氣輔助噴射系統(tǒng)目前多適用于小型航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī);基于車用發(fā)動(dòng)機(jī)改制的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)多用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng),正向研發(fā)的重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)多用機(jī)械脈沖式燃油供給系統(tǒng)。

2) 重油噴射技術(shù)是重油在毫秒級(jí)的時(shí)間里經(jīng)過一系列霧化發(fā)展成小液滴并與缸內(nèi)氣流混合的過程,這一過程的復(fù)雜程度很難用單一的方法進(jìn)行研究,因此重油噴射技術(shù)的發(fā)展需要依托理論分析、仿真計(jì)算及大量的試驗(yàn)研究相互配合,這樣能夠縮短研發(fā)周期,節(jié)約成本,具有實(shí)際的工程意義。

3) 高功重比、高燃燒效率、低油耗及低污染是未來重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的必然趨勢(shì),因此,二沖程壓燃的結(jié)構(gòu)形式、缸內(nèi)直噴與燃燒室匹配的技術(shù)方案、適用于高空特性的先進(jìn)燃油噴射控制策略及適用于負(fù)碳燃料的燃燒系統(tǒng)是未來重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向。

未來應(yīng)該抓住通用航空井噴式發(fā)展的局勢(shì),充分借鑒國內(nèi)外先進(jìn)的技術(shù),以二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)為研究關(guān)鍵,針對(duì)各類航空器的動(dòng)力需求,對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行正向自主設(shè)計(jì),全面推進(jìn)通用航空動(dòng)力系統(tǒng)的發(fā)展。