亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        二沖程點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動機(jī)爆震預(yù)測模型研究

        2023-06-08 09:22:12楊浩鵬楊海青魏民祥趙卓文
        關(guān)鍵詞:爆震延遲時(shí)間煤油

        楊浩鵬,楊海青,魏民祥,吳 昊,趙卓文,吳 昭

        (1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 南京 210016;2.南京長空科技有限公司, 南京 211800)

        0 引言

        航空活塞發(fā)動機(jī)以汽油作為燃料已經(jīng)有很長一段歷史,從研究開發(fā)到生產(chǎn)制造也發(fā)展得非常成熟。但由于汽油飽和蒸氣壓高、閃點(diǎn)低、揮發(fā)性強(qiáng)的特點(diǎn),使其在儲存、運(yùn)輸和使用過程中存在相當(dāng)大的安全隱患[1]。而航空煤油飽和蒸氣壓低、不易揮發(fā)且閃點(diǎn)較高(45~51 ℃)[2],滿足軍用燃料一體化的要求,因此航空活塞發(fā)動機(jī)燃用航空煤油已經(jīng)成為國防所需。點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動機(jī)可以在現(xiàn)有航空汽油機(jī)的基礎(chǔ)上進(jìn)行改造,研發(fā)成本低,并且該類型的發(fā)動機(jī)能夠繼承航空汽油機(jī)高功重比的優(yōu)點(diǎn)。

        發(fā)動機(jī)爆震是汽油機(jī)改燒煤油過程中不可忽視的技術(shù)障礙。相比于汽油,航空煤油的辛烷值(23~51)、自燃溫度(240~260 ℃)更低[3],并且航空煤油的火焰?zhèn)鞑ニ俣容^慢。這使得同樣為預(yù)混燃燒方式的點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動機(jī)更容易出現(xiàn)爆震現(xiàn)象。因此,研究以煤油為燃料的航空活塞發(fā)動機(jī)的爆震問題具有工程實(shí)際意義。目前存在多種理論解釋產(chǎn)生爆震的原因,但學(xué)者們廣泛接受的是自燃理論,即在火花塞點(diǎn)火之后,末端混合氣在火焰前鋒面到達(dá)之前自燃的現(xiàn)象。

        對于發(fā)動機(jī)爆震的研究普遍采用試驗(yàn)法和數(shù)值模擬的方法。胡春明等[4]對某雙火花塞點(diǎn)火的煤油發(fā)動機(jī)進(jìn)行試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)通過增大異步點(diǎn)火相位差可以降低爆震時(shí)的瞬間放熱率,能夠抑制爆震燃燒,但發(fā)動機(jī)的動力性能有所下降。Hess等[5]認(rèn)為末端混合氣的自燃與燃燒開始前的預(yù)反應(yīng)有關(guān)。他們提出了一種新的標(biāo)準(zhǔn),將自燃開始之前未燃燒混合物的預(yù)反應(yīng)考慮在內(nèi)。通過燃用不同辛烷值的汽油機(jī)試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證,發(fā)現(xiàn)預(yù)測的爆震起始曲軸轉(zhuǎn)角精度更高。李志銳等[6]對一臺單缸四沖程汽油機(jī)進(jìn)行爆震試驗(yàn),建立了整機(jī)的一維仿真模型。通過對比兩類爆震模型的仿真結(jié)果,認(rèn)為現(xiàn)有的爆震模型只能在部分工況下獲得較為準(zhǔn)確的結(jié)果。陳龍華等[7]針對一臺增壓汽油機(jī)建立了同時(shí)考慮過量空氣系數(shù)和廢氣再循環(huán)的爆震預(yù)測模型。通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定了爆震模型的系數(shù),仿真結(jié)果表明該爆震模型的預(yù)測性能較好,對不同發(fā)動機(jī)有較好的適應(yīng)性。

        綜上,由于發(fā)動機(jī)爆震會帶來很大的不可控風(fēng)險(xiǎn),爆震試驗(yàn)只能在有限的工況下進(jìn)行,近年來采用數(shù)值模擬的方法預(yù)測爆震現(xiàn)象成為學(xué)者們研究的熱點(diǎn)。爆震預(yù)測模型在汽油機(jī)一維仿真模擬過程中的應(yīng)用已發(fā)展得相當(dāng)成熟[5-9],但是在航空煤油活塞發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用還并不完善,針對煤油燃料模型參數(shù)的設(shè)置略顯粗糙。此外,在這類模型的應(yīng)用過程中,燃料的燃燒特性(如層流火焰?zhèn)鞑ニ俣鹊?會對爆震預(yù)測精度以及一維仿真模擬的準(zhǔn)確度產(chǎn)生較大影響,但相關(guān)的研究情況卻少有報(bào)道。

        本文首先介紹了爆震預(yù)測模型的建立過程,并分析了模型計(jì)算所需的數(shù)據(jù),然后基于一款二沖程點(diǎn)燃式航空煤油發(fā)動機(jī)的爆震試驗(yàn)及相關(guān)爆震評價(jià)指標(biāo),根據(jù)已公開的RP-3航空煤油燃燒特性實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)建立煤油的燃燒模型,以一維仿真軟件GT-Power為平臺進(jìn)行模型搭建及驗(yàn)證,利用Matlab軟件編寫程序評估2種爆震預(yù)測模型的預(yù)測性能。

        1 爆震預(yù)測模型

        末端混合氣自燃引起的壓力振蕩被作為爆震發(fā)生的標(biāo)志,為了預(yù)測爆震發(fā)生的時(shí)刻,學(xué)者們建立了眾多數(shù)學(xué)模型[8-11]。其中基于化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型的爆震預(yù)測計(jì)算量大,即使是簡化的動力學(xué)模型也因其龐大的計(jì)算量很難應(yīng)用于工程實(shí)際。普遍使用的方法是監(jiān)測燃料的著火延遲時(shí)間,可燃混合氣的著火延遲時(shí)間τ采用Arrhenius形式的經(jīng)驗(yàn)公式表示為壓力和溫度的函數(shù),如式(1)所示。

        (1)

        式中:τ為著火延遲時(shí)間;P和T分別為壓力和溫度;A、n和B為經(jīng)驗(yàn)常數(shù)。

        為了確定爆震是否發(fā)生,Livengood等[12]在1957年首次提出了著火延遲積分判斷法。這也是最初的爆震預(yù)測模型,如式(2)所示,當(dāng)積分值達(dá)到1時(shí),爆震發(fā)生時(shí)刻為tknock。

        (2)

        式中:τ為Arrhenius形式的經(jīng)驗(yàn)公式;tIVC為進(jìn)氣門關(guān)閉時(shí)刻(對應(yīng)二沖程發(fā)動機(jī)為掃氣口關(guān)閉時(shí)刻);tknock為爆震發(fā)生時(shí)刻。

        Douaud等[13]將此方法應(yīng)用于汽油發(fā)動機(jī)爆震預(yù)測的研究,通過發(fā)動機(jī)爆震實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),開發(fā)并驗(yàn)證了著火延遲時(shí)間的標(biāo)準(zhǔn)表達(dá)式,如式(3)所示。

        (3)

        式中:FON為燃料辛烷值;P為氣缸內(nèi)壓力;T為末端混合氣溫度。

        為了拓寬著火延遲積分預(yù)測爆震的應(yīng)用范圍,Swarts等[14]考慮了過量空氣系數(shù)對著火延遲時(shí)間的影響,對標(biāo)準(zhǔn)表達(dá)式進(jìn)行了修正。Hoepke等[15]在標(biāo)準(zhǔn)表達(dá)式中引入了EGR率,重新改進(jìn)了著火延遲時(shí)間的表達(dá)式,使其能應(yīng)用于帶有廢氣再循環(huán)系統(tǒng)的發(fā)動機(jī)。

        然而這些工作大多是針對以汽油為燃料的發(fā)動機(jī)開展的,為了研究航空煤油的著火延遲特性,近年來國內(nèi)外學(xué)者[16-19]通過化學(xué)激波管實(shí)驗(yàn)獲得了航空煤油不同溫度、壓力條件下的著火延遲時(shí)間。劉靖等[17]在實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,利用多元線性回歸擬合得到了RP-3航空煤油及其多組分替代燃料著火延遲時(shí)間關(guān)系式,發(fā)現(xiàn)兩者的著火延遲特性基本吻合,其中RP-3航空煤油的單一Arrhenius形式的著火延遲時(shí)間如式(4)所示。

        (4)

        式中:φ為過量空氣系數(shù)。

        已有研究表明[20],單一Arrhenius形式的著火延遲時(shí)間不能反映真實(shí)燃料復(fù)雜的燃燒放熱,Douaud模型只是反映了燃料在中溫狀態(tài)下的著火延遲響應(yīng),并不能很好地預(yù)測低溫或高溫狀態(tài)的自燃反應(yīng)??紤]到燃料在燃燒放熱過程中的復(fù)雜性[21],為了反映真實(shí)燃料具有的兩級放熱和負(fù)溫度系數(shù)現(xiàn)象,建立了3-Arrhenius形式的著火延遲時(shí)間表達(dá)式,以此來模擬末端混合氣自燃時(shí)的低溫、中溫和高溫狀態(tài),如式(5)和式(6)所示。

        (5)

        (6)

        式中:τ1+τ2表示兩段低溫狀態(tài)的著火延遲時(shí)間;τ3表示高溫狀態(tài)的著火延遲時(shí)間。式(6)中,i=1,2或3;Ai、ni和Bi為經(jīng)驗(yàn)常數(shù),對于這些經(jīng)驗(yàn)常數(shù),Swarts[14]提出并驗(yàn)證了正庚烷、異辛烷和甲苯這3種燃料的Ai、ni和Bi,分別在表1中列出。

        表1 不同燃料的著火延遲模型參數(shù)

        由于航空煤油化學(xué)組分復(fù)雜,并且存在負(fù)溫度系數(shù)現(xiàn)象,本文基于式(7)提出了一種由兩組分替代燃料計(jì)算的航空煤油混合著火延遲時(shí)間模型。

        (7)

        式中:j為燃料組分的編號;vj為燃料組分的體積分?jǐn)?shù);ω為經(jīng)驗(yàn)混合指數(shù),取1.14[20]。

        根據(jù)文獻(xiàn)[22]的研究,由89%正庚烷和11%甲苯組成的兩組分替代燃料能夠近似模擬航空煤油的化學(xué)動力學(xué)反應(yīng)機(jī)理,并且通過射流攪拌器實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該機(jī)理的可靠性。綜上所述,根據(jù)式(5)—(7)可計(jì)算航空煤油的混合著火延遲時(shí)間。圖1為航空煤油混合著火延遲時(shí)間表達(dá)式的計(jì)算流程,最終得到了航空煤油3-Arrhenius形式的混合著火延遲時(shí)間τk。

        圖1 航空煤油混合著火延遲時(shí)間計(jì)算流程

        可以看出缸內(nèi)壓力P和末端混合氣溫度T對于爆震預(yù)測必不可少,后文在實(shí)驗(yàn)和仿真的基礎(chǔ)上分別評價(jià)了單一爆震預(yù)測模型和基于3-Arrhenius公式的混合爆震預(yù)測模型對煤油發(fā)動機(jī)爆震起始角的預(yù)測性能,從而得到點(diǎn)燃式航空煤油活塞發(fā)動機(jī)最佳的爆震預(yù)測模型。

        2 試驗(yàn)系統(tǒng)及爆震評價(jià)指標(biāo)

        2.1 發(fā)動機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)搭建

        試驗(yàn)所用發(fā)動機(jī)為德國LIMBACH公司生產(chǎn)的兩缸、水平對置、二沖程、風(fēng)冷發(fā)動機(jī),其具體參數(shù)見表2。試驗(yàn)設(shè)備主要包括CWAC型交流電力測功機(jī)、Kistler 6113A火花塞式壓力傳感器、DH5960動態(tài)信號采集儀和ALM-ADV型空燃比分析儀等。試驗(yàn)所用燃料為RP-3航空煤油,噴射方式為進(jìn)氣道電噴,試驗(yàn)過程中噴油壓力維持在0.3 MPa,進(jìn)氣溫度為22~26 ℃。缸內(nèi)壓力采樣頻率為200 kHz,保證氣缸壓力數(shù)據(jù)采集分辨率為 0.1°CA,每個(gè)工況點(diǎn)至少采集300個(gè)循環(huán)。

        表2 發(fā)動機(jī)技術(shù)參數(shù)

        本次發(fā)動機(jī)試驗(yàn)包含穩(wěn)態(tài)工況和爆震工況,分別記錄了發(fā)動機(jī)穩(wěn)定運(yùn)行時(shí)和發(fā)生爆震時(shí)的功率、燃油消耗率和氣缸壓力等數(shù)據(jù),其中穩(wěn)態(tài)工況下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)將用于發(fā)動機(jī)一維性能仿真模型的標(biāo)定。發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)工況的轉(zhuǎn)速為4 800~6 600 r/min、節(jié)氣門開度為48%~100%,共計(jì)27個(gè)工況點(diǎn)。由于爆震對發(fā)動機(jī)的危害極大,且在此發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速為4 800 r/min、節(jié)氣門開度為50%時(shí),監(jiān)測的氣缸壓力信號會出現(xiàn)輕微的振蕩,據(jù)此判斷發(fā)動機(jī)在該工況下易發(fā)生爆震。因此,為減小爆震對發(fā)動機(jī)的危害,爆震工況僅選擇轉(zhuǎn)速為4 800 r/min、節(jié)氣門開度為50%,試驗(yàn)過程中只掃描點(diǎn)火提前角,使其從31°CA BTDC以1°CA的幅度不斷增加至36°CA BTDC。采集了發(fā)動機(jī)每個(gè)循環(huán)的缸內(nèi)壓力變化。圖2為發(fā)動機(jī)試驗(yàn)臺架。

        圖2 發(fā)動機(jī)試驗(yàn)臺架

        2.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

        發(fā)動機(jī)缸內(nèi)燃燒的不穩(wěn)定性導(dǎo)致運(yùn)行過程中每個(gè)循環(huán)的燃燒壓力、燃燒放熱率等指標(biāo)存在差異。有研究表明二沖程火花點(diǎn)火發(fā)動機(jī)燃用航空煤油后其指示平均有效壓力的循環(huán)變動率比燃用汽油時(shí)更高[23]。因此,為了獲得模型標(biāo)定所需的有效數(shù)據(jù),提取了每個(gè)工況點(diǎn)下連續(xù)300個(gè)壓力循環(huán),并求得平均缸內(nèi)壓力。圖3為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速在6 200 r/min、92%節(jié)氣門開度下的平均氣缸壓力處理結(jié)果,通過對每度曲軸轉(zhuǎn)角對應(yīng)的不同循環(huán)缸壓求取平均值,獲得了該工況下的平均缸內(nèi)壓力曲線。

        爆震測量的方法有多種,而直接可靠的信號源只有爆震發(fā)生時(shí)燃燒室內(nèi)的壓力振蕩,爆震時(shí)振蕩的典型頻率為5~10 kHz[24]。為了盡可能過濾正常燃燒時(shí)的低頻缸壓振蕩以及高頻的燃燒噪聲,保留有效的爆震信號,本文使用帶通濾波處理氣缸壓力信號來獲取爆震評價(jià)指標(biāo),帶通濾波的頻率范圍為3~25 kHz,可以覆蓋到爆震時(shí)壓力振蕩的典型頻率。取濾波后的最大壓力振蕩幅值(maximum amplitude of pressure oscillation,MAPO)作為爆震強(qiáng)度的評價(jià)指標(biāo),以此來區(qū)分爆震循環(huán)和非爆震循環(huán)[6-7]。圖4為發(fā)生爆震時(shí)缸內(nèi)壓力的變化及帶通濾波的處理結(jié)果。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù),采用文獻(xiàn)[6]中所述方法,對臨界爆震循環(huán)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析,最終確定爆震循環(huán)MAPO的閾值為0.08 MPa。圖5為點(diǎn)火提前角從31°CA BTDC增大到36°CA BTDC時(shí)900個(gè)循環(huán)的MAPO統(tǒng)計(jì)結(jié)果,縱坐標(biāo)為不同MAPO出現(xiàn)的頻率,篩選獲得了405個(gè)循環(huán)的爆震缸壓。

        圖4 爆震工況下缸內(nèi)壓力變化及壓力振蕩幅度

        圖5 不同MAPO的統(tǒng)計(jì)結(jié)果

        獲得準(zhǔn)確爆震起始角(knock onset,KO)是驗(yàn)證爆震預(yù)測模型的前提。根據(jù)爆震機(jī)理,發(fā)動機(jī)發(fā)生爆震燃燒時(shí)缸內(nèi)壓力會出現(xiàn)突變,因此采用缸內(nèi)壓力曲線上第一個(gè)瞬間凸起對應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角作為爆震起始角。

        利用Matlab讀取發(fā)生爆震時(shí)的缸壓數(shù)據(jù),通過ginput函數(shù)獲得了氣缸壓力突變時(shí)刻所對應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角。圖6為逐漸增大點(diǎn)火提前角時(shí)連續(xù)200個(gè)循環(huán)的爆震起始角的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。隨著點(diǎn)火提前角的增大,缸內(nèi)最大爆發(fā)壓力所對應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角提前,導(dǎo)致爆震起始時(shí)刻逐漸提早,由于發(fā)動機(jī)燃用煤油后循環(huán)變動率相比于燃用汽油時(shí)更高[23],使得測得的爆震起始時(shí)刻存在較大波動。

        圖6 連續(xù)200個(gè)循環(huán)的爆震起始角

        3 末端混合氣溫度獲取

        決定爆震發(fā)生時(shí)刻的著火延遲期與末端混合氣的壓力和溫度有關(guān),氣缸內(nèi)壓力隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化可以通過實(shí)驗(yàn)獲得,但是末端混合氣的溫度很難通過實(shí)驗(yàn)獲得,普遍采用的方法是基于末端混合氣絕熱壓縮求解得到[7]。定義進(jìn)氣口關(guān)閉時(shí)刻的缸內(nèi)溫度為初始溫度,在絕熱壓縮條件下,可由式(8)計(jì)算得出末端混合氣溫度。

        (8)

        式中:T2為末端混合氣溫度;T1為初始溫度;p1為進(jìn)氣口關(guān)閉時(shí)刻的氣缸壓力;p2為隨曲軸轉(zhuǎn)角變化的氣缸壓力;γ為混合氣的比熱比;其中p1和p2均由實(shí)驗(yàn)獲得。

        由于初始溫度受到缸體換熱以及燃油混合的影響,導(dǎo)致其與實(shí)測的進(jìn)氣溫度并不相等,因此,為了獲得較為準(zhǔn)確的初始溫度,需要建立該發(fā)動機(jī)的一維性能仿真模型。根據(jù)實(shí)驗(yàn)發(fā)動機(jī)的工作原理和結(jié)構(gòu)尺寸,利用GT-Power對發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣系統(tǒng)、曲柄連桿等結(jié)構(gòu)進(jìn)行了建模,發(fā)動機(jī)的一維仿真模型如圖7所示。

        圖7 發(fā)動機(jī)一維仿真模型

        一維仿真模型中,傳熱和燃燒模型會顯著影響初始溫度的計(jì)算,本文選用普遍用于發(fā)動機(jī)數(shù)值模擬中的WoschniGT傳熱模型[25],該模型具有良好的計(jì)算精度。燃燒模型選用火花點(diǎn)火湍流燃燒模型(SI turbulent flame combustion model),然而軟件中并沒有關(guān)于航空煤油的模型參數(shù)。因此本文基于文獻(xiàn)[16]中RP-3航空煤油燃燒試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算獲得了煤油的層流火焰衰減速度、溫度指數(shù)以及壓力指數(shù)等信息,應(yīng)用于GT-Power燃燒模型參數(shù)的設(shè)置,通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對整個(gè)模型進(jìn)行了校核,最終獲得較為準(zhǔn)確的初始溫度,并利用式(8)計(jì)算得出末端混合氣溫度。

        3.1 燃燒模型參數(shù)的獲取及校核

        層流火焰?zhèn)鞑ツP偷膮?shù)需要通過計(jì)算獲得,不同燃料的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣纫膊槐M相同,因此模型參數(shù)與燃料的種類有很大的關(guān)系。球形擴(kuò)散火焰是火焰?zhèn)鞑ツP偷幕炯僭O(shè),為了得到層流火焰?zhèn)鞑ニ俣入S壓力、溫度變化的明確表達(dá)式,常用的方法是將實(shí)測的層流燃燒速度擬合為壓力和溫度的指數(shù)關(guān)系[26-27],如式(9)所示。

        (9)

        式中:Sl為層流火焰?zhèn)鞑ニ俣?S0為參考壓力溫度下的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣?T為混合氣溫度;P為壓力;T0為參考溫度;P0為參考壓力;α為溫度指數(shù);β為壓力指數(shù)。

        煤油的燃燒實(shí)驗(yàn)表明式(9)中的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣扔蛇^量空氣系數(shù)φ、混合氣溫度T以及壓力P決定,方程系數(shù)α和β根據(jù)試驗(yàn)測得的RP-3航空煤油燃燒數(shù)據(jù)計(jì)算得到,圖8為文獻(xiàn)[16]中不同溫度壓力下層流火焰?zhèn)鞑ニ俣扰c過量空氣系數(shù)之間的關(guān)系。

        圖8 不同溫度壓力下層流火焰?zhèn)鞑ニ俣入S過量空氣系數(shù)的變化

        據(jù)此可計(jì)算出溫度指數(shù)α和壓力指數(shù)β隨過量空氣系數(shù)φ的變化關(guān)系,結(jié)果如表3所示。

        表3 溫度指數(shù)和壓力指數(shù)

        GT-Power的燃燒模型對式(9)進(jìn)行了部分修正,考慮了實(shí)際工程中可能會應(yīng)用的廢氣再循環(huán)技術(shù),同時(shí)將S0替換為與過量空氣系數(shù)相關(guān)的函數(shù),其層流火焰?zhèn)鞑ニ俣萐L表示為

        (10)

        式中:Bm為參考溫度和參考壓力下的最大層流火焰?zhèn)鞑ニ俣?φm為最大層流火焰?zhèn)鞑ニ俣葘?yīng)的當(dāng)量比;Bφ為層流火焰衰減速度;φ為過量空氣系數(shù);fEGR為廢氣再循環(huán)率的函數(shù)。由于暫不考慮廢氣再循環(huán)技術(shù),此時(shí)fEGR為1。根據(jù)系數(shù)定義和試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知φm為1.2,Bm為0.761 m/s,為方便計(jì)算,Bφ取不同壓力溫度下層流火焰衰減速度的平均值,即-0.701 m/s。

        實(shí)際的燃燒過程非常復(fù)雜,有規(guī)律可循的層流火焰?zhèn)鞑ブ皇瞧湟徊糠?在火焰?zhèn)鞑ブ型牧鞯挠绊懸膊豢珊鲆昜28]。湍流與詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理之間存在強(qiáng)烈的非線性相互作用,且湍流運(yùn)動具有無序性和隨機(jī)性,目前尚未有普遍適用的湍流火焰?zhèn)鞑ツP汀?/p>

        為方便建立不同發(fā)動機(jī)的湍流火焰?zhèn)鞑ツP?需要在GT-Power軟件內(nèi)設(shè)置3個(gè)湍流火焰?zhèn)鞑サ哪P蛥?shù),分別為火核生長速度因子FKG(flame kernel growth multiplier),湍流火焰速度因子TFS(turbulent flame speed multiplier),泰勒微尺度縮放因子TLS(Taylor length scale multiplier)。3個(gè)參數(shù)的默認(rèn)值均為1,對于不同發(fā)動機(jī)存在一組最合適的參數(shù)值,因此需要根據(jù)發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)工況下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)優(yōu)化這3個(gè)參數(shù)。本文利用GT-Power軟件內(nèi)置的參數(shù)優(yōu)化板塊DOE(design of experiments)對這3個(gè)模型參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化,根據(jù)GT-Power使用手冊,選擇參數(shù)優(yōu)化范圍為0.5~3.0,選擇拉丁超立方(Latin hypercube sampling)的采樣方法,分別對這3個(gè)參數(shù)在優(yōu)化范圍內(nèi)取值,得到了1 000種模型參數(shù)的組合方式。隨后對這1 000個(gè)樣本進(jìn)行試算,以發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)工況下的功率、燃油消耗率和缸內(nèi)壓力作為參數(shù)優(yōu)化依據(jù),篩選出仿真值與實(shí)驗(yàn)值誤差最小的樣本。圖9為轉(zhuǎn)速在4 800 r/min、節(jié)氣門開度為82%時(shí)針對功率的參數(shù)優(yōu)化結(jié)果。對篩選出的213個(gè)樣本依次進(jìn)行針對燃油消耗率和缸內(nèi)壓力的參數(shù)優(yōu)化,得到一組此工況下發(fā)動機(jī)湍流火焰?zhèn)鞑サ哪P蛥?shù)。

        使用上述方法對該發(fā)動機(jī)的其他工況點(diǎn)進(jìn)行模型參數(shù)優(yōu)化,最終獲得發(fā)動機(jī)全工況下完整的一維仿真模型。圖10為轉(zhuǎn)速在4 800、5 200、5 600和6 200 r/min時(shí)不同節(jié)氣門開度的實(shí)驗(yàn)功率和仿真功率對比,兩者誤差在5%以內(nèi)。圖11為轉(zhuǎn)速在4 800 r/min、不同節(jié)氣門開度下實(shí)驗(yàn)的燃油消耗率與仿真的燃油消耗率對比,兩者誤差在8%之內(nèi)。圖12為轉(zhuǎn)速在4 800 r/min、節(jié)氣門開度為50%時(shí),300個(gè)循環(huán)的實(shí)驗(yàn)平均缸壓與仿真缸壓的對比,兩者誤差在6%之內(nèi)。

        圖10 不同節(jié)氣門開度下的實(shí)驗(yàn)與仿真功率對比

        圖11 實(shí)驗(yàn)與仿真燃油消耗率對比

        圖12 實(shí)驗(yàn)與仿真缸壓對比

        3.2 計(jì)算末端混合氣溫度

        通過對上節(jié)燃燒模型參數(shù)的計(jì)算和校核,得到了該發(fā)動機(jī)完整的一維仿真模型,可以較為準(zhǔn)確地計(jì)算進(jìn)氣結(jié)束時(shí)刻的缸內(nèi)溫度。為了計(jì)算末端混合氣溫度,還需確定混合氣的比熱比。根據(jù)文獻(xiàn)[7]可知,混合氣的溫度、組分以及各組分所占的比例均會影響混合氣的比熱比,隨著過量空氣系數(shù)的減小,混合氣的比熱比會隨之減小,而隨著溫度的升高混合氣的比熱比也有減小趨勢,當(dāng)發(fā)動機(jī)活塞上下運(yùn)動時(shí),氣缸內(nèi)的溫度和組分會有較大的改變。因此采用定比熱比計(jì)算末端混合氣溫度會產(chǎn)生很大的計(jì)算誤差,而末端混合氣溫度會直接影響到著火延遲積分的計(jì)算結(jié)果,從而影響爆震預(yù)測的精度。

        本文采用校核后的一維仿真模型計(jì)算出比熱比隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化關(guān)系,通過式(8)計(jì)算每個(gè)循環(huán)的末端混合氣溫度。圖13為4 800 r/min、節(jié)氣門開度為50%時(shí),某一循環(huán)采用變比熱比計(jì)算末端混合氣溫度的計(jì)算結(jié)果。

        圖13 某一循環(huán)末端混合氣的計(jì)算結(jié)果

        4 爆震預(yù)測模型的性能評估

        為了定量分析單一Arrhenius形式的爆震預(yù)測模型與本文提出的基于3-Arrhenius公式的混合爆震預(yù)測模型對爆震起始時(shí)刻預(yù)測的準(zhǔn)確性,使用Matlab輸入溫度、壓力和2種模型的表達(dá)式等數(shù)據(jù),找出了著火延遲積分恰好等于1的時(shí)刻,并將其換算為對應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角記為預(yù)測的爆震起始角(predicted knock onset,PKO),然后對比PKO與試驗(yàn)的爆震起始角(experimental knock onset,EKO)之間的誤差即可評估爆震預(yù)測模型的性能。

        圖14為單一爆震預(yù)測模型和混合爆震預(yù)測模型對同一輕微爆震循環(huán)的預(yù)測結(jié)果。當(dāng)著火延遲積分等于1時(shí),對應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角即為預(yù)測的爆震起始角。由圖14(a)可以看出,單一爆震預(yù)測模型對著火初期的低壓區(qū)很敏感,著火延遲積分在發(fā)生爆震之前就快速增加,不能識別爆震發(fā)生時(shí)缸內(nèi)壓力的突然升高,導(dǎo)致預(yù)測的爆震起始角略小于實(shí)際的爆震起始角。由14(b)可以看出,混合爆震預(yù)測模型能夠識別著火初期的低壓區(qū)。當(dāng)缸內(nèi)壓力因著火而快速升高時(shí),著火延遲積分也隨之快速增大,從而能夠?qū)Ρ鸢l(fā)生時(shí)缸內(nèi)壓力的突然升高做出反應(yīng),預(yù)測的爆震發(fā)生時(shí)刻更加接近實(shí)際的爆震發(fā)生時(shí)刻。

        圖14 不同爆震預(yù)測模型對同一輕微爆震循環(huán)的預(yù)測結(jié)果

        圖15為單一爆震預(yù)測模型和混合爆震預(yù)測模型對同一嚴(yán)重爆震循環(huán)的預(yù)測結(jié)果。

        嚴(yán)重爆震時(shí)缸內(nèi)壓力會突然升高同時(shí)伴隨著高頻的振蕩,而單一爆震預(yù)測模型不能很好地對缸內(nèi)壓力的突然升高做出反應(yīng),導(dǎo)致預(yù)測的爆震起始角滯后于實(shí)際的爆震起始角?;旌媳痤A(yù)測模型在這方面表現(xiàn)出了更好的預(yù)測性能,當(dāng)壓力因爆震而突然升高時(shí),著火延遲積分也隨之快速增大,最終預(yù)測的爆震起始角更加接近實(shí)際的爆震起始角。

        基于3-Arrhenius公式的混合爆震預(yù)測模型對于輕微爆震和嚴(yán)重爆震都具有良好的預(yù)測性能,混合爆震預(yù)測模型能夠區(qū)分正常燃燒與爆震燃燒的氣缸壓力變化。圖16為單一爆震預(yù)測模型和混合爆震預(yù)測模型對所有爆震循環(huán)的預(yù)測結(jié)果,2個(gè)模型預(yù)測的爆震起始角與實(shí)際的爆震起始角之間的標(biāo)準(zhǔn)誤差分別為3.23°CA和1.19°CA。

        圖16 不同爆震預(yù)測模型對所有爆震循環(huán)的預(yù)測結(jié)果

        5 結(jié)論

        1) 根據(jù)正庚烷和甲苯的著火延遲模型參數(shù),提出了基于3-Arrhenius公式的航空煤油兩組分混合著火延遲時(shí)間計(jì)算式。

        2) 采用已公開的航空煤油燃燒數(shù)據(jù),在GT-Power軟件平臺上搭建了煤油的燃燒模型,并根據(jù)發(fā)動機(jī)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對該燃燒模型進(jìn)行了驗(yàn)證。

        3) 混合爆震預(yù)測模型的PKO與EKO之間的標(biāo)準(zhǔn)誤差為1.19°CA,而單一爆震預(yù)測模型的PKO與EKO之間的標(biāo)準(zhǔn)誤差為3.23°CA,混合爆震預(yù)測模型更加符合真實(shí)燃料的燃燒過程,表現(xiàn)出了更好的預(yù)測性能。

        猜你喜歡
        爆震延遲時(shí)間煤油
        雷克薩斯車系爆震控制基理介紹
        二氧化碳對乙烷燃燒著火延遲時(shí)間的影響
        煤氣與熱力(2021年3期)2021-06-09 06:16:22
        LTE 系統(tǒng)下行鏈路FDRX 節(jié)能機(jī)制研究
        基于分層COX模型的跟馳反應(yīng)延遲時(shí)間生存分析
        肺爆震傷治療的研究進(jìn)展
        為什么煤油燈需要借助燈芯才能燃燒
        百科知識(2017年21期)2017-12-05 20:37:10
        正丁醇/煤油混合物非預(yù)混燃燒壓力振蕩特性
        高能合成煤油GN-1理化性能及應(yīng)用分析
        載人航天(2016年5期)2016-10-19 09:24:10
        延遲時(shí)間對氣輔注射成型氣體穿透行為影響的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究
        中國塑料(2016年8期)2016-06-27 06:35:02
        長距離爆震式點(diǎn)火槍設(shè)計(jì)
        焊接(2015年9期)2015-07-18 11:03:52
        日本午夜艺术一区二区| 日韩AV无码免费二三区| 国产福利美女小视频| 一区二区三区在线观看人妖| 亚洲av不卡无码国产| 熟妇高潮一区二区三区| 国产偷国产偷亚洲欧美高清| av网站一区二区三区| 变态调教一区二区三区女同| 国产在线精品一区在线观看| 免费一区啪啪视频| 国产喷白浆精品一区二区豆腐 | 国产又色又爽又高潮免费视频麻豆| 99这里只有精品| 元码人妻精品一区二区三区9| 国产自拍视频在线观看免费| 天天爽天天爽夜夜爽毛片| 亚洲综合性色一区| 有码中文字幕一区二区| 亚洲国产成人av二区| 四虎国产精品免费久久| 亚洲成a人片在线播放观看国产 | 久久伊人少妇熟女大香线蕉| 少妇激情av一区二区| 黑人巨大亚洲一区二区久| 国产成人精品一区二三区孕妇| 中文字幕肉感巨大的乳专区| 大陆一级毛片免费播放| 女同性恋看女女av吗| 99国产精品99久久久久久| 国产精品视频二区不卡| 4hu44四虎www在线影院麻豆 | 久久日本视频在线观看| 无码字幕av一区二区三区| 国产在线丝袜精品一区免费| 一区二区三区精彩视频在线观看| 亚洲啪啪视频一区二区| 国产精品美女一区二区三区| 久久99精品这里精品动漫6| 日本午夜精品一区二区三区| 在线涩涩免费观看国产精品|