柴油機高原功率恢復(fù)供油參數(shù)調(diào)節(jié)方法

朱振夏,張付軍,韓愷,劉楊楊,羅國良,李云龍,柴智剛

(北京理工大學(xué)機械與車輛學(xué)院,北京 100081）

柴油機高原功率恢復(fù)供油參數(shù)調(diào)節(jié)方法

朱振夏,張付軍,韓愷,劉楊楊,羅國良,李云龍,柴智剛

(北京理工大學(xué)機械與車輛學(xué)院,北京 100081）

針對高原環(huán)境下增壓柴油機功率下降的問題,通過仿真研究,對比了3種不同的供油參數(shù)調(diào)節(jié)方案,得出了在高原環(huán)境下通過調(diào)節(jié)供油參數(shù)恢復(fù)柴油機功率的方法。建立了某V型6缸增壓柴油機仿真模型,并采用試驗數(shù)據(jù)對模型各系統(tǒng)進行了校核。在該模型基礎(chǔ)上,研究了增壓柴油機的平原性能,匹配了適應(yīng)高原環(huán)境的增壓器,研究了噴油提前角與功率、渦輪入口溫度和缸內(nèi)最高燃燒壓力之間的關(guān)系。據(jù)此,提出了供油參數(shù)的調(diào)節(jié)方法和具體參數(shù),仿真計算了3種不同的供油參數(shù)調(diào)整方案,并對結(jié)果進行了對比分析。研究結(jié)果表明,在海拔4 500 m條件下,采用提前角和供油量聯(lián)合調(diào)整的方法可將發(fā)動機標(biāo)定功率恢復(fù)至平原的75%.

動力機械工程;增壓柴油機;高原功率恢復(fù);噴油正時;增壓匹配

0 引言

我國地域遼闊,海拔高度在3 000 m以上的高原地區(qū)占全國總面積的26%.根據(jù)地球物理學(xué)知識,在高原環(huán)境下空氣的壓力和密度降低,海拔4500 m處大氣壓力為59.3 kPa,大氣密度為0.82 kg/m3,造成發(fā)動機功率的下降,高原運行車輛的行駛性能惡化,因此研究高原環(huán)境下發(fā)動機的功率恢復(fù)具有重要意義[1]。

高原環(huán)境下空氣稀薄,導(dǎo)致發(fā)動機燃燒空氣質(zhì)量減少,缸內(nèi)燃燒不充分,發(fā)動機功率和效率降低。增壓柴油機具有一定的高原功率補償能力,但是高海拔條件下易出現(xiàn)壓氣機喘振、渦輪入口溫度過高、增壓器超速等問題。若減少柴油機的供油量,則一定程度上能緩解氣缸和渦輪的熱負荷問題,但是將會進一步損失輸出功率[2]。

為此,相關(guān)的研究人員從改善進氣、燃燒多角度出發(fā),研究柴油機高原功率恢復(fù)技術(shù)。在增壓技術(shù)中,先后提出過VGT(可變幾何渦輪)、可調(diào)二級增壓、STC(相繼增壓)等可調(diào)節(jié)增壓技術(shù)來滿足柴油機在不同海拔的進氣需求[3]。在燃燒技術(shù)中,通過燃油高壓噴射和強制卷流技術(shù),實現(xiàn)燃油在低空燃比下的充分燃燒[4]。根據(jù)實際的條件,選擇某種技術(shù)或幾種技術(shù)的組合,可以在一定程度上恢復(fù)發(fā)動機功率。

噴油提前角作為電控柴油機重要的供油參數(shù),對柴油機缸內(nèi)燃燒過程、發(fā)動機效率、缸內(nèi)壓力、排氣溫度等有重要影響[5]。本文通過仿真計算,對比了3種不同的供油參數(shù)調(diào)節(jié)方案,證明了在不對發(fā)動機結(jié)構(gòu)進行改造的前提下,通過發(fā)動機電控單元(ECU)對供油參數(shù)的調(diào)整,能夠?qū)崿F(xiàn)高原環(huán)境下柴油機功率的恢復(fù)。

1 增壓柴油機仿真計算模型

1.1 仿真模型的建立

在本文研究中,采用某V型6缸增壓中冷發(fā)動機研究高原環(huán)境下的功率恢復(fù)策略。首先建立基于GT-SUITE軟件的柴油機仿真模型,該柴油機部分輸入?yún)?shù)如表1所示。

表1 柴油機主要參數(shù)Tab.1 Key parameters of V6 engine

為了保證該仿真模型能夠準(zhǔn)確計算在高原環(huán)境下的性能,對燃燒過程的計算采用了基于韋伯函數(shù)的半預(yù)測模型。該模型能夠考慮在壓縮沖程終了時刻缸內(nèi)的溫度、壓力、空燃比和轉(zhuǎn)速對燃燒的影響[6]。

柴油機燃燒可分為預(yù)混燃燒和擴散燃燒,采用兩個韋伯函數(shù)分別描述這兩個過程的放熱率[7]。燃料的燃燒速率

式中:β為預(yù)混燃燒比例;φ為曲軸轉(zhuǎn)角;dxp/dφ、dxd/dφ分別為預(yù)混燃燒速率、擴散燃燒速率。

式中:mp、md分別為預(yù)混燃燒、擴散燃燒品質(zhì)系數(shù); φp、φd分別為預(yù)混燃燒、擴散燃燒持續(xù)角度(°CA); φBp、φBd分別為預(yù)混燃燒、擴散燃燒起始角度(°CA).

式中:φi為噴油器起始角(°CA);τ為以曲軸轉(zhuǎn)角計的滯燃期(°CA).

式中:vp為活塞平均速度(m/s);R為通用氣體常數(shù),為8.314 J/(mol·K);EA為燃料活化能(J/mol).

預(yù)混比例

式中:α為空燃比;τid為以時間計的滯燃期(ms).

由(1)式～(7)式可知,韋伯模型參數(shù)的取值與瞬時空燃比、壓力和溫度等狀態(tài)參數(shù)有關(guān),其他參數(shù)的計算公式可參見文獻[8-9].

1.2 模型驗證

華北柴油機廠在高原環(huán)境模擬試驗臺上開展了同系列8缸柴油機試驗,采集了平原狀態(tài)和海拔4 000 m狀態(tài)下發(fā)動機的性能。將發(fā)動機外特性的功率、機械損失和空氣流量等試驗數(shù)據(jù)與6缸機歸一化處理后,對柴油機模型的燃燒過程、進排氣系統(tǒng)和整體性能進行了校驗。

1.2.1 燃燒模型校核

首先,對燃燒模型的計算結(jié)果進行了驗證。將試驗中采集的中冷后壓力、溫度和燃油消耗量等參數(shù)作為輸入條件,對比試驗和仿真的燃燒過程。

在試驗過程中,出于保護發(fā)動機的目的采集了最高燃燒壓力值,但是缺乏對應(yīng)的曲軸信號,所以只對最高燃燒壓力和渦輪入口溫度進行對比,結(jié)果如圖1所示。兩參數(shù)的計算結(jié)果可以與試驗數(shù)據(jù)很好的吻合,誤差小于3%.

圖1 平原最高燃燒壓力和渦輪入口溫度的對比Fig.1 Comparison of simulation and experimental intake temperatures of turbine

對燃燒模型的環(huán)境適應(yīng)能力進行了驗證,如圖2所示,兩條曲線分別表示平原和高原狀態(tài)標(biāo)定點的瞬時放熱率。

圖2 平原和高原狀態(tài)的放熱率Fig.2 Heat release rates at different altitudes

從圖2可以看出,高原狀態(tài)柴油機放熱率的最高峰值下降,燃燒滯后且持續(xù)期增長。隨著海拔升高,在活塞接近上止點(TDC)時缸內(nèi)工質(zhì)的溫度和壓力下降,燃燒的物理、化學(xué)準(zhǔn)備過程增長,預(yù)混燃燒一直持續(xù)到上止點后,與擴散燃燒過程重疊較多,兩個放熱率尖峰不明顯,10%～90%燃料燃燒的持續(xù)期由43°CA增長至58°CA.由于后燃比例的增加,導(dǎo)致混合氣不能充分膨脹,排氣溫度會有所上升。文獻[6]得到了類似的結(jié)論,高海拔下柴油機放熱率峰值下降,預(yù)混燃燒尖峰變得不明顯,燃燒持續(xù)期增加(66～95°CA),后燃嚴(yán)重等。半預(yù)測韋伯燃燒模型能體現(xiàn)環(huán)境變化對柴油機燃燒的影響。

1.2.2 進排氣系統(tǒng)模型校核

驗證進排氣系統(tǒng)模型,將計算的壓氣機出口壓力、空氣流量、中冷器進出口溫度、中冷器壓降、渦輪入口壓力等參數(shù)與試驗值進行比較。圖3表示的是分別在平原和4 000 m海拔狀態(tài)下,試驗與仿真的發(fā)動機外特性空氣流量的對比。

圖3 空氣流量的對比Fig.3 Comparison of simulation and experimental mass flow rates of air at different altitudes

文獻[10]提到在海拔4 000 m以上壓氣機流量范圍變窄、效率下降的規(guī)律,導(dǎo)致高原狀態(tài)計算的空氣流量和試驗值有一定的偏離。因此在壓氣機匹配時,應(yīng)該保證足夠的喘振裕度和最高轉(zhuǎn)速裕度。壓氣機性能的誤差對計算精度有一些影響,誤差在允許范圍之內(nèi)。

1.2.3 發(fā)動機整體性能校核

最后對發(fā)動機整體性能進行了驗證,結(jié)果對比如圖4所示,仿真計算的趨勢正確,誤差小于5%.本次仿真主要目的是研究參數(shù)的變化趨勢,對比不同方案的效果,為進一步開展高原環(huán)境試驗提供參考,校驗結(jié)果表明模型的計算精度能滿足要求。

1.3 壓氣機的重新匹配

從圖5可以看出,原機采用的是低速匹配的渦輪增壓器,在低轉(zhuǎn)速區(qū)間內(nèi)(1 400 r/min以下)壓氣機已進入高效率區(qū)。當(dāng)發(fā)動機工作在1 800 r/min以上轉(zhuǎn)速時,壓氣機達到了最高壓力和最高轉(zhuǎn)速限值,需采取廢氣放氣措施才能保證渦輪增壓器的可靠工作。

圖4 外特性功率的對比Fig.4 Comparison of simulating and experimental full-load powers at different altitude

圖5 原壓氣機平原外特性運行線Fig.5 Full-load operation line of the original compressor at plain

高原環(huán)境下空氣稀薄,為了保障發(fā)動機的工作需要提高壓氣機的壓比,另外,高海拔下排氣背壓的降低易造成渦輪超速。原壓氣機在平原狀態(tài)已經(jīng)達到了最高壓比和最高轉(zhuǎn)速,難以滿足發(fā)動機在高原環(huán)境的功率恢復(fù)需求[10]。為此,重新選配了流量和壓比范圍更寬廣的壓氣機進行高原性能的計算,見圖6.

圖6 新壓氣機平原外特性運行線Fig.6 Full-load operation line of the new compressor at plain

2 高原性能仿真計算

下文高原性能的仿真計算以4 500 m海拔的大氣條件作為環(huán)境進行的,大氣壓力為59.3 kPa.

2.1 方案1:空燃比與平原一致

高原仿真計算方案1:通過供油量的調(diào)整,保證在發(fā)動機外特性不同轉(zhuǎn)速下的空燃比和平原一致。

表2 方案1計算結(jié)果Tab.2 Calculated results of Scheme 1

從表2可知,方案1相對比較保守,功率恢復(fù)能力較差。該方案采用的供油量參數(shù)可保證當(dāng)量比不會超過冒煙極限,渦輪入口處的溫度低,缸內(nèi)熱負荷低,且不易出現(xiàn)增壓器超速的情況。

經(jīng)過和平原的計算結(jié)果(見圖1)對比發(fā)現(xiàn),方案1的渦輪入口溫度比平原降低。渦輪入口溫度主要和空燃比和中冷后溫度有關(guān),方案1的空燃比與平原相當(dāng),而高原狀態(tài)下氣溫更低。所以,方案1渦輪入口溫度較低,距最高溫度限值還有余量,可以增加供油量,恢復(fù)柴油機功率。

2.2 方案2:增加供油量

高原仿真計算方案2:在方案1的基礎(chǔ)上增加發(fā)動機的供油量,并保證渦輪入口溫度不高于750℃.

從表3可知,供油量的增加使得渦輪入口溫度提高,發(fā)動機功率恢復(fù)能力有所增強。另外,雖然方案2的最高燃燒壓力比方案1略高,但總體來說高原環(huán)境下發(fā)動機缸內(nèi)壓力下降,最高燃燒壓力隨之降低。

表3 方案2計算結(jié)果Tab.3 Calculated results of Scheme 2

2.3 方案3:提前角與供油量聯(lián)合調(diào)整

以海拔4 500 m環(huán)境下2 100 r/min的外特性工況為例,研究噴油提前角同渦輪入口溫度、最高燃燒壓力、發(fā)動機功率之間的影響關(guān)系。

圖7 噴油提前角與渦輪入口溫度、功率、最高燃燒壓力Fig.7 The influence of inject timing on power,turbine intake temperature and maximum combustion pressure

從圖7可知,隨著噴油提前角加大,最高燃燒壓力提高,渦輪入口溫度下降,發(fā)動機功率先提高后下降。

在調(diào)整范圍內(nèi),提前角增大后的直接效果是整個燃燒過程的前移,渦輪入口溫度降低,放熱率峰值更加靠近上止點,最高壓力上升,循環(huán)熱效率提高。但是,過大的提前角會使活塞上行時產(chǎn)生更多的壓縮負功,所以發(fā)動機功率先升高后降低[11-12]。

從表2、表3中方案1和方案2的計算結(jié)果可知,缸內(nèi)最高燃燒壓力距離許可壓力限值(17 MPa)還有充足的余量,可以適當(dāng)增加噴油提前角,功率提高的同時還降低了渦輪入口溫度。在此基礎(chǔ)上可以繼續(xù)增加供油量,提高發(fā)動機功率。

基于以上的分析,提出了高原仿真計算方案3:在方案2的基礎(chǔ)上,通過調(diào)整供油量和提前角,保證渦輪入口溫度和燃燒壓力不超過限值,盡量恢復(fù)發(fā)動機的功率?？紤]到噴油提前角的調(diào)整受到供油系統(tǒng)參數(shù)的限制(高壓油泵特性等),在方案3中,噴油提前角由原機的上止點前8°CA提前到20°CA,計算結(jié)果如表4.

從表4可知,適當(dāng)?shù)奶崆肮┯吞崆敖呛?在渦輪入口溫度接近750℃的前提下,循環(huán)供油量可以有所增加,最高燃燒壓力提高至15MPa水平,發(fā)動機的功率恢復(fù)能力得到了進一步的提升。

表4 方案3計算結(jié)果Tab.4 Calculated results of Scheme 3

3 不同方案的結(jié)果對比分析

表5中列出了3種方案在仿真計算時采用調(diào)整方法,圖8和圖9為3種方案計算結(jié)果的對比。

表5 3種高原調(diào)節(jié)方案Tab.5 Adjustment methods of the three schemes

圖8 3種方案的功率和最高燃燒壓力Fig.8 Powers and pmaxof the three schemes

圖9 3種方案的渦輪入口溫度和增壓器轉(zhuǎn)速Fig.9 Intake temperatures of the turbines and the rotation speeds of the turbochargers in the three schemes

由圖8可知,外特性功率曲線和最高燃燒壓力曲線由高到低依次是方案3、方案2和方案1.方案3的標(biāo)定功率達到248 kW,為平原標(biāo)定功率的75%,方案2和方案1的標(biāo)定功率分別為225 kW和214 kW,為平原的68%和65%.方案3的不同轉(zhuǎn)速下的最高燃燒壓力在13.5～15 MPa之間,而方案1和方案2在8.5～11 MPa之間,方案2略高。

由圖9可知,方案1的渦輪入口溫度較低,不高于730℃,方案2和方案3的渦輪入口溫度控制在750°左右。方案2和方案3的增壓器轉(zhuǎn)速相當(dāng),在75～95 kr/min的區(qū)間范圍內(nèi),方案1的增壓器轉(zhuǎn)速稍低一些。3種方案的增壓器都沒有達到最高轉(zhuǎn)速限值120 kr/min.

從表2～表4和圖8～圖9中的對比中可以推斷,與方案1相比,方案2利用了高原環(huán)境下進氣溫度下降的特點,通過供油量的增加,提高了柴油機的功率。與方案2相比,方案3利用了高原環(huán)境缸內(nèi)壓力降低的特點,通過噴油提前角和供油量的聯(lián)合調(diào)整,更大程度實現(xiàn)了發(fā)動機功率的恢復(fù)。增加噴油提前角的主要貢獻在于降低了渦輪入口溫度,允許增加供油量,使得柴油機功率得到了進一步提高。另外,從表2～表4可知,方案3的供油量增加而進氣量基本不變,因此空燃比較低,燃油消耗率偏高。

4 結(jié)論

本文通過開展增壓柴油機高原狀態(tài)下3種不同供油調(diào)整方案的仿真計算與分析,發(fā)現(xiàn)噴油提前角加大后,渦輪入口溫度下降,最高燃燒壓力提高,功率先升高后降低。因此,為恢復(fù)高原環(huán)境下增壓柴油機的功率,可采用噴油提前角和供油量聯(lián)合調(diào)整的方法。仿真結(jié)果表明,該方法在海拔4 500 m的條件下,可將發(fā)動機標(biāo)定功率恢復(fù)至平原的75%,較其他2種方法更為有效。

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Adaption of Fuel Injection Parameters for Turbocharged Diesel Engines Working at High Altitude

ZHU Zhen-xia,ZHANG Fu-jun,HAN Kai,LIU Yang-yang,LUO Guo-liang,LI Yun-long,CHAI Zhi-gang
(School of Mechanical Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China)

In order to enhance the performance of turbocharged diesel engine at a high altitude,three different schemes are compared by virtue of simulation.The effectiveness of the method to enhance the power of engine at a high altitude is verified by adjusting the fuel supply parameters without modifying the engine structures or adding any accessories.A model for a V6 turbocharged engine equipped with a new compressor is established for the highland simulation.And then the model is certified by experimental data.The influence of fuel injection advance angle on the power,the turbine intake temperature and the maximum combustion pressure is investigated.Based on the research results,the detailed methods to adjust the fuel supply parameters are put forward.Three different simulating schemes are calculated and compared through simulation.The result shows that the rated power of engine at the altitude of 4 500 m can reach up to 75%of its counterpart by using this method to adjust the injecting timing and fuel injection.

power machinery engineering;turbocharged diesel engine;power recovery at plateau;fuel injection timing;turbocharger matching

TK421.8

:A

1000-1093(2014)05-0583-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2014.05.002

2013-08-21

朱振夏(1987—),男,博士研究生。E-mail:zhuzhenxia@163.com;

張付軍(1966—),男,教授,博士生導(dǎo)師。E-mail:zfj123@bit.edu.cn