二沖程航空活塞發(fā)動機(jī)增壓匹配研究和優(yōu)化

張朔，趙振峰，董雪飛，葉瑩

(1.北京理工大學(xué) 機(jī)械與車輛學(xué)院，北京 100081；2.北京航天無人機(jī)系統(tǒng)工程研究所，北京 100094)

0 引言

活塞式航空發(fā)動機(jī)是中低空、長航時無人機(jī)的主流動力裝置，其中二沖程航空活塞發(fā)動機(jī)具有功重比高、結(jié)構(gòu)簡單、成本低、維護(hù)方便等特點，在中小型無人機(jī)動力領(lǐng)域占據(jù)了重要地位[1]。但是，目前二沖程航空活塞發(fā)動機(jī)大多數(shù)采用自然吸氣，當(dāng)無人機(jī)處于高海拔環(huán)境時，由于空氣稀薄，發(fā)動機(jī)循環(huán)進(jìn)氣量減少、功率下降，無法滿足無人機(jī)的動力需求。一般情況下，發(fā)動機(jī)處于5 000 m海拔高度時，其功率約為平原環(huán)境的0.448倍[2]，這是制約活塞式航空發(fā)動機(jī)工作升限的最主要因素之一。增壓技術(shù)是比較主流的解決方案，具有廣闊發(fā)展和應(yīng)用前景，但是對于二沖程活塞發(fā)動機(jī)，由于其特殊的掃氣形式，增壓存在諸多難題[3-7]：1)二沖程活塞發(fā)動機(jī)換氣時間短，對掃氣壓差要求較高，廢氣渦輪會導(dǎo)致排氣背壓升高，影響換氣質(zhì)量；2)掃氣過程存在新鮮充量“短路”現(xiàn)象，排氣能量較低，渦輪可能無法正常工作；3)對于曲軸箱預(yù)壓縮回流掃氣二沖程發(fā)動機(jī)，進(jìn)氣壓力增加會導(dǎo)致活塞下行，壓縮曲軸箱內(nèi)新鮮充量消耗的指示功增加。

二沖程發(fā)動機(jī)的增壓技術(shù)多見于大功率柴油機(jī)，在小功率二沖程汽油機(jī)上應(yīng)用較少[8-9]。二沖程汽油機(jī)多采用曲軸箱預(yù)壓縮回流掃氣的供氣方式，利用活塞下行壓縮曲軸箱內(nèi)的新鮮充量，一般能達(dá)到1.4～1.6的預(yù)壓縮比，但這種程度的預(yù)壓縮不能滿足高空功率恢復(fù)的需求，仍需要對進(jìn)氣進(jìn)行增壓，以補償高空空氣密度下降導(dǎo)致的功率損失。廢氣渦輪增壓利用發(fā)動機(jī)自身排氣能量提高進(jìn)氣壓力，增加每個循環(huán)的進(jìn)氣量，進(jìn)而改善發(fā)動機(jī)性能，但二沖程航空發(fā)動機(jī)增壓匹配存在相當(dāng)?shù)碾y度。從目前研究來看，二沖程活塞發(fā)動機(jī)利用渦輪增壓實現(xiàn)高空功率恢復(fù)，必須配合缸內(nèi)直噴、廢氣旁通閥控制、排氣調(diào)諧等技術(shù)手段。

圖1 發(fā)動機(jī)原機(jī)一維仿真模型

本文通過匹配廢氣渦輪增壓器優(yōu)化排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，結(jié)合廢氣旁通閥控制實現(xiàn)二沖程航空發(fā)動機(jī)的高空功率恢復(fù)，基于GT-Power軟件建立了某型二沖程航空活塞發(fā)動機(jī)的一維仿真模型；匹配了廢氣渦輪增壓器，根據(jù)高空環(huán)境下壓氣機(jī)的工作狀態(tài)對壓氣機(jī)進(jìn)行變海拔匹配，結(jié)合排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計和廢氣旁通閥增壓壓力控制，使該發(fā)動機(jī)利用廢氣渦輪增壓達(dá)到高空功率恢復(fù)目標(biāo)。

1 增壓發(fā)動機(jī)仿真模型搭建

1.1 原機(jī)仿真模型搭建與驗證

本文的研究對象是一臺自然吸氣式水平對置兩缸二沖程航空活塞汽油機(jī)，供油方式為進(jìn)氣道電控燃油噴射，換氣方式為曲軸箱預(yù)壓縮回流掃氣。采用進(jìn)氣道燃油噴射不僅對原機(jī)的改動較小，而且對于二沖程發(fā)動機(jī)而言，采用進(jìn)氣道噴射可以增加燃油和空氣混合時間，進(jìn)氣在曲軸箱內(nèi)經(jīng)過曲軸的攪拌，混合更均勻，使缸內(nèi)燃燒更穩(wěn)定。根據(jù)表1所示的發(fā)動機(jī)基本參數(shù)，在GT-Power軟件中建立該發(fā)動機(jī)的一維模型，模型基本結(jié)構(gòu)如圖1所示。

表1 發(fā)動機(jī)建?；緟?shù)

為了驗證本文所建模型的準(zhǔn)確可靠性，搭建總體布置如圖2所示的發(fā)動機(jī)實驗臺。該平臺包括航空活塞發(fā)動機(jī)、電渦流測功機(jī)及其控制系統(tǒng)、空氣流量計、油耗儀、燃燒數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)等。

圖2 發(fā)動機(jī)實驗臺總體布置

基于該實驗平臺，對發(fā)動機(jī)進(jìn)行地面性能實驗(地面溫度300 K，地面大氣壓力1 bar，節(jié)氣門全開)，一維模型性能仿真結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比如圖3、圖4所示。

圖3 6 000 r/min缸壓對比圖

圖4 燃油消耗率、功率對比圖

由圖4可見，燃油消耗率曲線在高轉(zhuǎn)速工況下出現(xiàn)了下降的情況，這是因為原機(jī)針對額定工況進(jìn)行了排氣管匹配，使得高轉(zhuǎn)速工況下缸內(nèi)捕獲率提高，油耗降低。從圖3、圖4中還可以看出，仿真計算得到的缸壓、功率、油耗3項數(shù)據(jù)和實驗數(shù)據(jù)基本吻合，各工況點數(shù)值誤差均在5%以內(nèi)，可以認(rèn)為該一維仿真模型可信，可以以此為基礎(chǔ)進(jìn)行后續(xù)增壓方案設(shè)計與優(yōu)化。

1.2 增壓發(fā)動機(jī)仿真模型搭建

基于1.1節(jié)建立的發(fā)動機(jī)原機(jī)模型，根據(jù)發(fā)動機(jī)的折合流量、廢氣溫度等參數(shù)為發(fā)動機(jī)匹配增壓器，并根據(jù)增壓器特性在GT-Power中構(gòu)建渦輪和壓氣機(jī)模塊，建立增壓發(fā)動機(jī)仿真模型[10-11]，進(jìn)行增壓器與發(fā)動機(jī)的匹配，使二者在工作范圍內(nèi)可以正常聯(lián)合工作，且具有較高的聯(lián)合工作效率。

根據(jù)無人機(jī)飛行任務(wù)剖面內(nèi)的折合流量范圍，匹配增壓器的壓氣機(jī)折合流量范圍，選擇某型增壓器并進(jìn)行建模，仿真得到發(fā)動機(jī)和增壓器的壓氣機(jī)聯(lián)合運行狀態(tài)如圖5所示。從圖5中可以看出，聯(lián)合運行曲線處于壓氣機(jī)工作的高效率區(qū)，且沿著等效率圈法線方向，表明該型增壓器適合該發(fā)動機(jī)。

圖5 壓氣機(jī)與發(fā)動機(jī)聯(lián)合運行曲線

根據(jù)壓氣機(jī)與渦輪的平衡關(guān)系，對渦輪特性(MAP)進(jìn)行匹配，使渦輪與壓氣機(jī)達(dá)到平衡。經(jīng)過調(diào)整，廢氣渦輪流量特性如圖6所示。

圖6 廢氣渦輪流量特性圖

對進(jìn)氣進(jìn)行增壓可以使高空功率恢復(fù)，但仍需要根據(jù)無人機(jī)任務(wù)剖面對動力系統(tǒng)的要求，通過增壓匹配滿足無人機(jī)隨飛行高度增加而變化的動力需求，控制增壓器逐漸介入，達(dá)到高空功率部分補償?shù)哪康摹?/p>

1.3 變海拔匹配

隨著海拔的升高，空氣的壓力、溫度、密度逐漸降低，對渦輪增壓發(fā)動機(jī)的性能會造成影響，在特定環(huán)境下測定的壓氣機(jī)通用特性曲線也不再適用[3,12]，因此需要對渦輪增壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行變海拔匹配，研究變海拔環(huán)境下發(fā)動機(jī)的工作狀況。

為使壓氣機(jī)的通用特性曲線可以在不同大氣環(huán)境下使用，需要利用相似理論計算壓氣機(jī)的折合流量與折合轉(zhuǎn)速，對壓氣機(jī)通用特性曲線進(jìn)行重新繪制。研究氣體流動時，大多忽略氣體重力，主要關(guān)注壓縮性和黏性，一般認(rèn)為當(dāng)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)相等時即可認(rèn)為流動相似。通常情況下，只要馬赫數(shù)相同，氣體流動就是相似的，但是由于隨海拔高度的上升，空氣密度降低，雷諾數(shù)減小，氣體黏性力作用不可忽略，因此根據(jù)馬赫數(shù)相似重新繪制出的壓氣機(jī)通用特性圖會有偏差。對此可以利用進(jìn)口雷諾數(shù)修正增壓器通用特性圖，該方法主要對折合流量、壓比以及效率進(jìn)行修正[12]，修正后的壓氣機(jī)通用特性曲線仍采用折合參數(shù)表示。

增壓器的絕熱效率ηc和雷諾數(shù)Re的關(guān)系可用經(jīng)驗公式(1)式表示，沿程阻力系數(shù)用紊流光滑區(qū)的布拉修斯公式計算為

(1)

式中：下標(biāo)0和h表示海拔高度。

當(dāng)溫度對雷諾數(shù)的影響不能忽略時，有(2)式成立：

(2)

式中：p1表示壓氣機(jī)進(jìn)口壓力；T1表示壓氣機(jī)進(jìn)口溫度。

壓氣機(jī)通用特性圖中的折合流量qmc可用(3)式、(4)式計算如下：

(3)

(4)

式中：qm為流量；pref為地面參考壓力；p0為壓氣機(jī)入口滯止壓力；T0為壓氣機(jī)入口滯止溫度；Tref為地面參考溫度。

在同一條折合轉(zhuǎn)速線上，壓比πc可用(5)式、(6)式、(7)式、(8)式計算如下：

(5)

(6)

(7)

(8)

式中：k1為流量系數(shù)比；k2為壓頭系數(shù)比；k3為功率系數(shù)比；k為絕熱系數(shù)；φ為流量系數(shù)；ψ為壓頭系數(shù)；μc為功率系數(shù)；下角標(biāo)0和h為海拔高度。

根據(jù)上述修正公式，對壓氣機(jī)的通用特性曲線進(jìn)行修正，得到適合各海拔環(huán)境的壓氣機(jī)通用特性曲線，并據(jù)此修改仿真模型。在0～7 000 m海拔下，以1 000 m為梯度進(jìn)行無人機(jī)5個典型工況的匹配計算，典型無人機(jī)發(fā)動機(jī)工況點如表2所示，仿真計算得到不同海拔功率恢復(fù)情況如表3所示，表3中無數(shù)據(jù)部分表示對應(yīng)工況下排氣能量不足以驅(qū)動增壓器進(jìn)行正常工作。仿真結(jié)果顯示，隨著海拔升高和負(fù)荷減小，增壓器能夠正常工作的工況點逐漸減少。海拔增加會導(dǎo)致空氣密度和壓力減小，負(fù)荷減小會導(dǎo)致進(jìn)氣流量減少，二者都會導(dǎo)致進(jìn)氣質(zhì)量減少、缸內(nèi)燃燒壓力降低，從而導(dǎo)致排氣能量降低，無法正常驅(qū)動增壓器工作。

表2 典型無人機(jī)發(fā)動機(jī)工況點

表3 不同海拔功率恢復(fù)結(jié)果 Tab.3 Power recovery results at different altitudes kW

以上結(jié)果表明，廢氣渦輪增壓二沖程發(fā)動機(jī)在高海拔和中小負(fù)荷工況下會出現(xiàn)排氣能量不足的現(xiàn)象，在高空環(huán)境下無法實現(xiàn)理想的功率恢復(fù)，如果要獲得理想的增壓效果，就需要對增壓系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計和控制，拓寬增壓器的工作范圍。

2 增壓方案優(yōu)化設(shè)計

增壓系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計從排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化和廢氣旁通閥控制兩方面進(jìn)行。對排氣管尺寸進(jìn)行優(yōu)化，合理利用排氣壓力波動提升增壓器入口處的排氣能量，可以拓寬增壓器的工作海拔范圍。本文首先通過理論計算確定能夠產(chǎn)生最佳排氣調(diào)諧的排氣管尺寸范圍，然后在尺寸范圍內(nèi)進(jìn)行分組仿真、獲得最佳排氣調(diào)諧的排氣管尺寸，再針對改進(jìn)后的排氣系統(tǒng)，結(jié)合廢氣旁通閥的控制策略調(diào)整，對廢氣旁通閥開度MAP進(jìn)行重新設(shè)計，以控制發(fā)動機(jī)在各海拔下的增壓度，使整體性能趨于最優(yōu)。

2.1 排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計

圖7 渦前排氣部分初始方案

根據(jù)(9)式，可以得到管內(nèi)聲速a，該速度等同于該狀態(tài)下的壓力波傳播速度：

(9)

式中：R為氣體常數(shù)；T為熱力學(xué)溫度。對于廢氣，氣體常數(shù)R=287.14 J/(kg·K)；k=1.4.

根據(jù)壓縮波需要在下止點附近時刻返回排氣口，可得到(10)式：

(10)

式中：Lp為膨脹管長度；θe為排氣口開啟持續(xù)角度；θp為排氣壓縮波波峰出現(xiàn)時刻相對排氣口開啟時刻的延遲角度；n為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速。

根據(jù)膨脹波需要在排氣口關(guān)閉前返回排氣口，可得到(11)式：

(11)

式中：LT為排氣管總長度。

(9)式、(10)式、(11)式表示的最佳壓力波諧振效應(yīng)如圖8所示。其中A表示膨脹波，B表示壓縮波。

池塘里的魚不多，離家又遠(yuǎn)。鄰居多次示意他就在附近的河溝里釣，魚多不說，個頭也不小。他懶得理別人，還是一根筋似的往池塘邊跑。久而久之，鄰居們就罵他瓜娃子，還根據(jù)他的一根筋的爛脾氣，給他取了一個綽號叫牛黃丸。

圖8 排氣管內(nèi)壓力波最佳諧振效應(yīng)

發(fā)動機(jī)額定轉(zhuǎn)速對應(yīng)的最大功率決定了無人機(jī)的起飛質(zhì)量，是動力系統(tǒng)最重要的指標(biāo)，因此排氣管的幾何尺寸優(yōu)化應(yīng)優(yōu)先提升最大功率，同時保證中低轉(zhuǎn)速下發(fā)動機(jī)的排氣能量能夠驅(qū)動增壓器正常工作。發(fā)動機(jī)和螺旋槳進(jìn)行匹配后，扭矩負(fù)荷和轉(zhuǎn)速具有一一對應(yīng)關(guān)系，發(fā)動機(jī)為線工況工作。因此，根據(jù)最佳排氣壓力諧振效應(yīng)，以額定轉(zhuǎn)速附近的工作區(qū)間為目標(biāo)，計算得到各段管長度、兩端直徑的取值范圍，并根據(jù)該范圍設(shè)置不同的算例進(jìn)行系列仿真。仿真結(jié)果表明，當(dāng)排氣管總長度約1 000 mm、膨脹管最大直徑約150 mm時，能夠在提高發(fā)動機(jī)最大功率的同時保證中低轉(zhuǎn)速下增壓器正常工作，且排氣背壓的波動形式與增壓前一致。排氣背壓在掃氣過程開始時處于較低的水平，并隨掃氣口關(guān)閉而升高，且在掃氣口關(guān)閉前令掃氣口處出現(xiàn)一定量的充量倒流現(xiàn)象，保持了對掃氣過程“短路”損失的抑制作用。

為了驗證優(yōu)化后的排氣系統(tǒng)對二沖程渦輪增壓發(fā)動機(jī)變海拔匹配的改善效果，仿真計算了排氣系統(tǒng)優(yōu)化后，7 000 m海拔高度下發(fā)動機(jī)在各典型工況下增壓器的匹配結(jié)果，如圖9、圖10所示。由圖9、圖10可以看出，排氣系統(tǒng)優(yōu)化后，7 000 m海拔高度下，增壓器可以正常工作的工況點從優(yōu)化前的1個增加到4個，且聯(lián)合運行曲線沿著等效率圈法線方向，表明排氣系統(tǒng)優(yōu)化可以顯著改善二沖程渦輪增壓發(fā)動機(jī)在高海拔環(huán)境下的工作狀況。排氣系統(tǒng)優(yōu)化前后，7 000 m海拔下各工況點的發(fā)動機(jī)及增壓器性能對比如表4所示。由表4可以看出，發(fā)動機(jī)能夠達(dá)到高空功率恢復(fù)的要求，表明排氣系統(tǒng)優(yōu)化能夠有效拓寬增壓器工作范圍，恢復(fù)發(fā)動機(jī)在高空環(huán)境下的功率。從工況1的對比可以看出：排氣系統(tǒng)優(yōu)化后，發(fā)動機(jī)每循環(huán)的缸內(nèi)捕獲量從0.11 g提高到0.19 g，提高了73%；同時，進(jìn)氣量的增加使壓縮比增大，發(fā)動機(jī)燃燒效率提高，進(jìn)氣量增加和燃燒效率提高的綜合作用下，發(fā)動機(jī)功率提高了78%，效果顯著。

在對排氣系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整后，原本的增壓器廢氣旁通閥MAP將不再適用，需要重新調(diào)整廢氣旁通閥的MAP，以保證各海拔、各工況下增壓度合適。

圖9 7 000 m海拔壓氣機(jī)與發(fā)動機(jī)聯(lián)合運行曲線(優(yōu)化后)

圖10 7 000 m海拔發(fā)動機(jī)與渦輪聯(lián)合運行曲線(優(yōu)化后)

表4 7 000 m海拔發(fā)動機(jī)及增壓器的性能

2.2 廢氣旁通閥控制

航空發(fā)動機(jī)工作在變海拔環(huán)境下，外界環(huán)境條件經(jīng)常發(fā)生變化，若想要達(dá)到理想的增壓效果，且不出現(xiàn)過度增壓或增壓不足，則需要對增壓程度進(jìn)行控制。當(dāng)前主流的可變增壓技術(shù)有可變截面渦輪增壓(VGT)和廢氣放氣渦輪增壓[12,16]。高空環(huán)境下廢氣放氣渦輪增壓的可靠性優(yōu)于可變截面渦輪增壓，而且采用電控廢氣旁通閥也可以在一定程度上提升發(fā)動機(jī)的低速響應(yīng)性[4]，因此廢氣放氣渦輪增壓更適合。廢氣放氣渦輪增壓是在渦前排氣管上安裝一個可以調(diào)節(jié)開度的廢氣旁通閥，通過調(diào)節(jié)廢氣旁通閥的開度，控制部分廢氣直接排出，控制到達(dá)渦輪的廢氣量，實現(xiàn)對增壓程度的調(diào)節(jié)[17-18]。

利用GT-Power仿真模型設(shè)置不同的旁通閥開度梯度，最終得到不同海拔環(huán)境、不同航空工況下滿足發(fā)動機(jī)高空功率恢復(fù)要求的旁通閥開度MAP，如圖11所示。據(jù)此MAP，發(fā)動機(jī)在全負(fù)荷(6 000 r/min、節(jié)氣門全開)工況下，發(fā)動機(jī)海拔特性、壓氣機(jī)海拔特性、渦輪海拔特性分別如圖12、圖13、圖14所示。

圖11 旁通閥開度MAP圖

圖12 全負(fù)荷工況發(fā)動機(jī)海拔特性圖

圖13 全負(fù)荷工況壓氣機(jī)海拔特性

圖14 全負(fù)荷工況渦輪海拔特性

如圖11所示，高海拔環(huán)境下排氣能量較小，要獲得更好的動力性，需要完全關(guān)閉廢氣旁通閥，最大化利用廢氣能量進(jìn)行增壓；低海拔環(huán)境下排氣能量大，需要降低增壓程度，避免因過度增壓而損傷發(fā)動機(jī)。因此，海拔越低，負(fù)荷越大，廢氣旁通閥開度越大，增壓度越低。根據(jù)各海拔的功率恢復(fù)目標(biāo)可以計算得到最佳廢氣旁通閥開度；根據(jù)無人機(jī)飛行任務(wù)對動力系統(tǒng)的需求，可以得到發(fā)動機(jī)高空功率恢復(fù)的目標(biāo)。從圖12中可以看出，全負(fù)荷工況下，增壓后發(fā)動機(jī)可以覆蓋功率恢復(fù)目標(biāo)，有大量功率裕度，從而給無人機(jī)帶來更好的動力性。而且在低海拔環(huán)境下，增壓后發(fā)動機(jī)功率與非增壓功率基本相當(dāng)，不會造成發(fā)動機(jī)超壓，沒有出現(xiàn)增壓過度現(xiàn)象。同時根據(jù)圖12的發(fā)動機(jī)高原實驗結(jié)果，可以看出仿真結(jié)果與實驗結(jié)果相差較小，仿真結(jié)果可信。從圖13、圖14可以看出，壓氣機(jī)和發(fā)動機(jī)的聯(lián)合運行曲線遠(yuǎn)離喘振線，渦輪處于高效率區(qū)。表明通過廢氣旁通閥進(jìn)行增壓壓力控制可以滿足發(fā)動機(jī)的變海拔動力需求，不會出現(xiàn)增壓過度或增壓不足的情況。

3 結(jié)論

本文通過仿真建模、實驗驗證模型、增壓器匹配、增壓器高空修正、排氣系統(tǒng)優(yōu)化、廢氣旁通閥MAP設(shè)計等工作對二沖程航空活塞汽油機(jī)進(jìn)行了高空功率恢復(fù)研究，根據(jù)實驗結(jié)果和仿真計算結(jié)果的對比分析，得出主要結(jié)論如下：

1)通過排氣系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計，合理利用排氣壓力波組織有利的排氣諧振，可以提高發(fā)動機(jī)的功率，增大排氣能量，拓寬增壓器的工作海拔范圍，改善高海拔環(huán)境下增壓器的工作狀況。

2)綜合利用排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計和廢氣旁通閥控制，可以拓寬增壓器的工作范圍，合理控制增壓程度，達(dá)到理想的二沖程發(fā)動機(jī)高空功率恢復(fù)效果，使發(fā)動機(jī)可以在不同海拔環(huán)境、不同飛行工況下均有良好的動力性能。

3)合理利用排氣諧振和廢氣旁通閥控制的二沖程航空活塞發(fā)動機(jī)，可以在3 000 m海拔高度保持功率不發(fā)生衰減，在7 000 m海拔高度功率達(dá)到平原功率的76%.