劉國滿，盛敬，貝太學(xué)，劉銳

（1.南昌工程學(xué)院江西省精密驅(qū)動(dòng)與控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 南昌 330099；2.山東建筑大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，山東 濟(jì)南 250101；3.南京工業(yè)大學(xué)機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 南京 211816）

1 引言

與四沖程工作循環(huán)相比，二沖程火花點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)具有機(jī)械效率高、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量小、功率大、體積質(zhì)量小、易操作維護(hù)等優(yōu)點(diǎn)[1]，可滿足小型無人機(jī)高空飛行、續(xù)航時(shí)間長等要求，在許多領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[2]。航空煤油熱值高，熱安定性好，與汽油易燃易爆的特性相比，在使用和貯存方面均具有更優(yōu)的安全性[3?4]。選擇航空煤油作為二沖程火花點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)的主要燃料來代替汽油，是目前的主要熱點(diǎn)問題之一[5?6]。

以航空煤油作為替代燃料，對活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒航空煤油進(jìn)行探索，研究燃油經(jīng)濟(jì)性及氮氧化物排放等的影響因素，可以為后期二沖程航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的性能改善以及在航空和軍事領(lǐng)域中的廣泛應(yīng)用提供參考依據(jù)[7?8]。

為此，本課題組采用發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)與數(shù)值模擬相結(jié)合的方式，在二沖程火花點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒航空煤油方面開展了相關(guān)探索，對發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的燃油消耗率和氮氧化物排放量等的影響因素進(jìn)行研究和分析。

2 二沖程點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模擬計(jì)算模型的建立

2.1 數(shù)值模擬計(jì)算模型的建立

試驗(yàn)用二沖程點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道與曲軸箱之間的進(jìn)氣是利用簧片閥進(jìn)行控制，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主要結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)的主要結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structural Diagram of Test Engine

GT?Power軟件是發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)領(lǐng)域中常用的數(shù)值模擬軟件，適用于扭矩、功率、燃油消耗率和排放等的計(jì)算分析[9]。在這里中，GT?Power軟件被用來計(jì)算二沖程火花點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒航空煤油時(shí)的燃油消耗率和氮氧化物生成量。根據(jù)圖1中所示的試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)的主要結(jié)構(gòu)，建立了該發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值模擬計(jì)算模型，如圖2所示。

圖2 試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值模擬計(jì)算模型Fig.2 Numerical Simulation Model of Test Engine

2.2 數(shù)值模擬計(jì)算模型的驗(yàn)證

研究用二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)，如表1所示。本研究搭建了二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)，主要由試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、測功機(jī)、鼓風(fēng)機(jī)等組成。該試驗(yàn)系統(tǒng)的臺(tái)架現(xiàn)場，如圖3所示。

圖3 二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)臺(tái)架現(xiàn)場圖Fig.3 Picture of Two?Stroke Spark?Ignition Aero?Kerosene Test System Bench

表1 試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)Tab.1 Main Technical Parameters of Test Engine

首先進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為6000r/min時(shí)的全負(fù)荷的缸內(nèi)壓力數(shù)據(jù)采集試驗(yàn)，并將該工況下獲取的缸內(nèi)壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)與GT?Power數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對比，如圖4所示。從圖4中可以看出，缸內(nèi)壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)與GT?Power數(shù)值計(jì)算結(jié)果基本一致，兩者之間最大誤差不超過5%。

圖4 6000r/min全負(fù)荷時(shí)的缸內(nèi)壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對比Fig.4 Comparison of Numerical Simulation Results and Test Data of Cylinder Pressure at 6000r/min Under Full Load Condition

采集得到發(fā)動(dòng)機(jī)輸出扭矩、功率的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，與GT?Power數(shù)值仿真得到的扭矩、功率的數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較，如圖5所示。從圖5可以看出：在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速從3500r/min增大到6500r/min的過程中，扭矩、功率均呈現(xiàn)出先升高后降低的趨勢。扭矩的極值點(diǎn)出現(xiàn)在轉(zhuǎn)速6000r/min時(shí)，在6300r/min時(shí)功率達(dá)到峰值。最大功率和最大扭矩所對應(yīng)的轉(zhuǎn)速與表1中所示的試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)中所對應(yīng)的轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)一致。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)的扭矩試驗(yàn)數(shù)據(jù)、功率試驗(yàn)數(shù)據(jù)等與數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對比Fig.5 Comparison of Engine Torque Test Data，Power Test Data and Numerical Simulation Data Collected in Engine Test System

綜上所述，由6000r/min時(shí)的全負(fù)荷的缸內(nèi)壓力數(shù)據(jù)（3500～6500）r/min功率與扭矩的數(shù)據(jù)分析可知，創(chuàng)建的二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模擬計(jì)算模型可以較準(zhǔn)確地反映出該發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程，能夠滿足燃油消耗率和氮氧化物生成量數(shù)值模擬計(jì)算的要求。

3 燃油消耗率與氮氧化物生成物的模型建立

3.1 燃油消耗率

燃油消耗率作為發(fā)動(dòng)機(jī)模型的重要考察數(shù)據(jù)，通?？梢岳觅|(zhì)量法對其進(jìn)行計(jì)算。質(zhì)量法主要是采用測量單位時(shí)間內(nèi)所消耗的燃油量來表征燃油消耗率[10]，表達(dá)式如下：

式中：t—燃燒質(zhì)量m的燃油所使用的時(shí)間；be—燃油消耗率；pe—質(zhì)量m燃油燃燒得到的有效功率；B—單位小時(shí)的耗油量。

3.2 氮氧化物生成物

捷爾多維奇（Zeldovich）提出了鏈反應(yīng)機(jī)理[11]，氮氧化物產(chǎn)生情況主要包括：

（1）氮在高溫條件下氧化得到熱力氮氧化物。

（2）氮和碳?xì)浠衔锓磻?yīng)得到瞬發(fā)的氮氧化物。

（3）燃料中氮化合物燃燒轉(zhuǎn)化得到氮氧化物。

對于研究的只有在高溫條件下才可有效反應(yīng)的二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)來講，由燃料中的氮在燃燒過程中生成的氮氧化物相對較少，且瞬發(fā)的氮氧化物相對于熱力氮氧化物生成量也較小，大約僅占5%左右[12]。所以，熱力氮氧化物是主要來源。根據(jù)擴(kuò)展的捷爾多維奇化學(xué)方程式，熱力氮氧化物生成原理，如表2所示。

表2 熱力氮氧化物生成原理Tab.2 The Formation Mechanism of Thermal Nitrogen Oxide

4 燃油消耗率及氮氧化物生成量的數(shù)值模擬分析

在6000r/min工況時(shí)，分別對二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中的燃油消耗率、氮氧化物生成量的影響參數(shù)（壓縮比、空燃比、點(diǎn)火提前角、進(jìn)氣壓力、進(jìn)氣溫度等）進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。該發(fā)動(dòng)機(jī)在6000r/min工況下的主要參數(shù)值，如表3所示。

表3 試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在6000r/min工況下的主要參數(shù)值Tab.3 Main Parameter Values of Test Engine at 6000r/min

4.1 壓縮比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

如圖6所示，隨著壓縮比的提高，二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率呈現(xiàn)逐漸下降的趨勢，氮氧化物生成量逐漸增大。壓縮比的提高會(huì)使得發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮行程中的缸內(nèi)溫度和壓力均上升，從而加強(qiáng)了航空煤油與空氣形成的混合氣中氣體分子的汽化。航空煤油與空氣混合的均勻程度更高，有利于燃燒，提高了熱效率，從而降低了燃油消耗率。但缸內(nèi)溫度的上升，促進(jìn)了氮氧化物的產(chǎn)生，氮氧化物生成量增大。

圖6 壓縮比對燃油消耗率與氮氧化物生成量的影響Fig.6 Effect of Compression Ratio on Fuel Consumption and Nitrogen Oxide

4.2 空燃比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

如圖7所示，在空燃比增大的過程中，二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率的變化情況為：先減小后略微增加。受氣缸中的航空煤油、空氣和未完全排出的廢氣不能完全均勻混合的影響，缸內(nèi)混合氣不能恰好在空燃比為14.7時(shí)充分燃燒完畢。在空燃比大于14.7且小于15.5時(shí)，火焰的傳播速度較快，燃燒相對更加充分，因此燃油消耗率降低。在空燃比為15.5時(shí)，燃油消耗率達(dá)到最小值。

圖7 空燃比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響Fig.7 Effect of Air Fuel Ratio on Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

隨著空燃比的增加，二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的氮氧化物生成量為先增大后減小。

當(dāng)空燃比為15.5時(shí)，氣缸中已燃混合氣的溫度最高，但氧氣含量少，從而減小了氮氧化物生成量。當(dāng)空燃比大于15.5時(shí)，混合氣溫度下降，盡管氧氣充足，但是火焰高峰溫度較低，所以氮氧化物生成量沒有增加。

空燃比繼續(xù)增大，混合氣溫度繼續(xù)下降，氮氧化物生成量呈現(xiàn)出下降的趨勢。在空燃比為15.5時(shí)，由于已燃混合氣的火焰高峰溫度達(dá)到峰值，且氧氣量過剩，氮氧化物生成量最大。

4.3 點(diǎn)火提前角的變化對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

在點(diǎn)火提前角增大的過程中，二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率的變化規(guī)律為先減小后增大，如圖8所示。其中，點(diǎn)火提前角為25°CA時(shí)的燃油消耗率最小。

圖8 點(diǎn)火提前角的變化對燃油消耗率與氮氧化物生成量影響Fig.8 Relationship Between Ignition Timing Change and Fuel Consumption and Nitrogen Oxide Production

當(dāng)點(diǎn)火提前角從10°CA逐漸增大到35°CA時(shí)，二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的氮氧化物生成量逐步增加。點(diǎn)火提前角的增大會(huì)使已燃混合氣的燃燒溫度上升且高溫狀態(tài)的持續(xù)時(shí)間加長，造成氮氧化物生成量增大。

4.4 進(jìn)氣壓力變化對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

二沖程火花點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率和氮氧化物生成量隨著進(jìn)氣壓力的增大而增大，如圖9所示。

圖9 進(jìn)氣壓力變化與燃油消耗率與氮氧化物生成量的關(guān)系Fig.9 Relationship Between Intake Pressure Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

當(dāng)空燃比固定不變時(shí)，進(jìn)氣壓力的增大使得更多質(zhì)量的空氣被吸入氣缸，完成單位有效功所消耗的航空煤油量增多。因此燃油消耗率增大，氮氧化物生成量相應(yīng)增加。

4.5 進(jìn)氣溫度變化與燃油消耗率及氮氧化物生成量的關(guān)系

在進(jìn)氣溫度升高的過程中，燃油消耗率和氮氧化物生成量均呈現(xiàn)逐漸增大的狀態(tài)，如圖10所示。進(jìn)氣溫度的升高使得進(jìn)入氣缸中的混合氣密度減小，進(jìn)氣量相對減少，在空燃比不變的條件下，噴油量有所減少。所以若要維持原來低溫時(shí)的燃燒速度，需要加大噴油量，從而使得燃油消耗增大，燃燒效率降低，氮氧化物生成量逐漸增加。

圖10 進(jìn)氣溫度變化對燃油消耗率與氮氧化物生成量的影響Fig.10 Relationship Between Intake Temperature Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

5 結(jié)論

（1）選取6000r/min工況，將GT?Power數(shù)值計(jì)算得到的缸內(nèi)壓力結(jié)果與發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架實(shí)測的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較分析，兩者的最大誤差在5%以內(nèi)；將3500r/min到6500r/min的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的扭矩、功率的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，扭矩、功率均隨轉(zhuǎn)速增大出現(xiàn)了先增大后減小的變化過程，且扭矩、功率的最大值分別出現(xiàn)在轉(zhuǎn)速6000r/min和6300r/min的工況下。缸內(nèi)壓力、扭矩和功率等的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的變化規(guī)律基本一致，從而驗(yàn)證了本文建立的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模擬計(jì)算模型的準(zhǔn)確性。

（2）在6000r/min工況下，對燃油消耗率以及氮氧化物排放量的影響因素進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算分析，結(jié)果表明：壓縮比的增大使燃油消耗率減小而氮氧化物生成量增大；進(jìn)氣壓力和進(jìn)氣溫度的增大使得燃油消耗率、氮氧化物生成量均增大；隨空燃比和點(diǎn)火提前角的增大，燃油消耗率呈現(xiàn)出先減小后增大的變化過程，其極值點(diǎn)出現(xiàn)在空燃比為15.5和點(diǎn)火提前角為25°CA時(shí)；點(diǎn)火提前角的增大使得氮氧化物生成量增加；空燃比的增大會(huì)使氮氧化物生成量呈現(xiàn)先增大后減小的變化規(guī)律，氮氧化物生成量在空燃比為15.5時(shí)最大。