二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展分析

杜春媛 田夢(mèng)園 胡春明

（1-天津大學(xué)內(nèi)燃機(jī)研究所 天津 300072 2-天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院）

引言

迄今為止在發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域中，往復(fù)式四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)占據(jù)了主導(dǎo)地位，相比之下，二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)除了在高性價(jià)比的摩托車市場(chǎng)中運(yùn)用外，在其他領(lǐng)域一直處于被忽略的地位。Sher 在回顧二沖程掃氣運(yùn)動(dòng)中指出，在奧托循環(huán)應(yīng)用于四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)之前所有的發(fā)動(dòng)機(jī)都是二沖程[1]。二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的功重比、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn)，滿足無人機(jī)對(duì)動(dòng)力裝置的要求，使其在無人機(jī)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)中占到77%的份額，并且運(yùn)用范圍主要集中在低速、低空以及起飛重量較小的靶機(jī)、以及偵查無人機(jī)領(lǐng)域[2]。

1 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介

2019 年，世界無人機(jī)大會(huì)上給出了中國(guó)無人機(jī)民用與軍用市場(chǎng)規(guī)模預(yù)測(cè)，如圖1 所示，并對(duì)2022年全球商業(yè)無人機(jī)總值預(yù)測(cè)將達(dá)到150 億美元，為2016 年的12 倍。中國(guó)無人機(jī)從軍用擴(kuò)展到民用，從工業(yè)級(jí)無人機(jī)到消費(fèi)級(jí)無人機(jī)，未來國(guó)內(nèi)的無人機(jī)市場(chǎng)將持續(xù)穩(wěn)定增長(zhǎng)，可見二沖程航空發(fā)動(dòng)機(jī)在無人機(jī)領(lǐng)域的應(yīng)用前景非常廣闊。

在實(shí)際應(yīng)用領(lǐng)域，航空重油一般指的是航空煤油或輕質(zhì)航空柴油，重油與汽油的理化特性對(duì)比如表1 所示，可以看出汽油比重油的閃點(diǎn)低，更易揮發(fā)，即便在高空低溫環(huán)境下仍容易遇明火發(fā)生爆炸，安全隱患較大，同時(shí)在燃油一體化要求下，重油發(fā)動(dòng)機(jī)是無人機(jī)技術(shù)的重要發(fā)展目標(biāo)之一。

圖1 中國(guó)無人機(jī)民用與軍用市場(chǎng)規(guī)模預(yù)測(cè)

二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)雖然有著廣闊的發(fā)展前景，但也存在著一些研究難點(diǎn)，主要包括二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)存在的掃氣損失以及進(jìn)氣時(shí)間短引起的進(jìn)氣不足，重油燃料粘度較大，蒸發(fā)性差，導(dǎo)致燃油霧化效果不理想等。本文結(jié)合國(guó)內(nèi)外二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研究現(xiàn)狀和技術(shù)特點(diǎn)，對(duì)難點(diǎn)和創(chuàng)新點(diǎn)進(jìn)行分析總結(jié)，希望對(duì)我國(guó)二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展起到參考借鑒的作用。

表1 燃油屬性對(duì)比

2 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀

2.1 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)國(guó)外研究現(xiàn)狀

為了滿足燃料一體化要求，美國(guó)在20 世紀(jì)90年代就已經(jīng)開始對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，并從1989 年開始陸續(xù)開展了三個(gè)小型重油活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研究項(xiàng)目。在1994 年，美國(guó)NASA 開始實(shí)施一項(xiàng)通用航空推進(jìn)計(jì)劃，該報(bào)告中對(duì)2010 年后無人機(jī)動(dòng)力規(guī)劃中首次提出了開發(fā)重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的概念[3]。之后其他各國(guó)也對(duì)重油航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)做出了多方面研究，主要包括燃油的霧化技術(shù)、缸內(nèi)直噴技術(shù)、換氣過程、電子控制等方面。

實(shí)現(xiàn)重油的高霧化質(zhì)量并優(yōu)化燃燒效果，已經(jīng)成為重油活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的核心技術(shù)之一。有研究者采用加熱進(jìn)氣道和曲軸箱的方法來實(shí)現(xiàn)，美國(guó)3W 公司利用排氣預(yù)熱曲軸箱的方法，提高進(jìn)氣溫度來加快重油的蒸發(fā)，使航空煤油在低速小負(fù)荷工況下能夠穩(wěn)定燃燒，但這種方法結(jié)構(gòu)復(fù)雜，而且發(fā)動(dòng)機(jī)高速運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)進(jìn)氣和蒸發(fā)時(shí)間不足，導(dǎo)致充氣效率下降、排氣逸出損失大等問題[4]。

也有學(xué)者提出直噴技術(shù)，通過對(duì)噴射系統(tǒng)的改進(jìn)來提高霧化質(zhì)量。在上世紀(jì)七十年代就出現(xiàn)了對(duì)二沖程缸內(nèi)直噴汽油機(jī)的研究，但由于當(dāng)時(shí)的噴射系統(tǒng)達(dá)不到要求，對(duì)二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)在低速小負(fù)荷下的失火問題沒有改善，限制了直噴技術(shù)在二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用。直到九十年代二沖程直噴技術(shù)的研究進(jìn)入一個(gè)高峰期，澳大利亞Orbital 公司的ASDI（Air-assisted Synerject Direct Injection）系統(tǒng)和SCIP（Simplified Cam-less IAPAC）、法國(guó)石油研究所的IAPAC（Injection Assisted Par Air Compressed）系統(tǒng)和美國(guó)福特汽車研究所的AFI（Air-forced Injection）系統(tǒng)[5]的相繼問世，使得二沖程缸內(nèi)直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的研究有了突破性的進(jìn)展。J.M.Maclnnes 在90 年代對(duì)空氣輔助噴油器瞬態(tài)噴霧的計(jì)算和測(cè)量進(jìn)行了討論[6]，到目前低壓空氣輔助噴射系統(tǒng)的應(yīng)用更為廣泛。

Chi La 等對(duì)二沖程重油空氣輔助直噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了標(biāo)定試驗(yàn)，從標(biāo)定結(jié)果可以看出AADI 有助于燃油的分層，降低爆震傾向并提高熱效率，在改善燃油消耗方面的潛力巨大，燃油消耗率可以降至300 g/（kW·h）。另外使用動(dòng)態(tài)壓力和先進(jìn)的排放采集技術(shù)建立了一套可以準(zhǔn)確計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)掃氣效率、燃燒特性的試驗(yàn)方法，并將其與測(cè)試結(jié)果相結(jié)合同時(shí)調(diào)整多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，例如掃氣口幾何形狀、進(jìn)氣口正時(shí)和噴油正時(shí)等，以得到性能最佳的二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案[7]。

除了采用低壓缸內(nèi)直噴的噴射系統(tǒng)，還可以使用高壓共軌缸內(nèi)直噴系統(tǒng)，其在四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)中應(yīng)用廣泛，由于燃油壓力較高使其結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，價(jià)格也更高，所以在小型二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)上難以廣泛應(yīng)用?？梢姡瑖?guó)外二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)的研究主要是以空氣輔助噴射為主的缸內(nèi)直接噴射技術(shù)，其主要優(yōu)點(diǎn)是能夠霧化粘度相對(duì)較高的燃油，且霧化質(zhì)量好，噴霧SMD 能夠達(dá)到7～8 μm[8]，實(shí)現(xiàn)重油的高效霧化以及燃燒組織是重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心技術(shù)和研究熱點(diǎn)。

在換氣過程研究中，Brynych，P 等在一維模型中應(yīng)用三維仿真結(jié)果表示二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣，為了限制費(fèi)時(shí)的三維CFD 仿真的工作量，并同時(shí)從一維仿真中獲得盡量多的精確結(jié)果。通過改變進(jìn)氣口高度、排氣門正時(shí)、進(jìn)排氣壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)壓降的12 個(gè)組合，用一維與三維仿真結(jié)合的方法，得出排氣門開啟時(shí)刻越晚，進(jìn)氣回流就越多，且一維仿真結(jié)果與三維CFD 結(jié)果相差不大，而且掃氣曲線的變化對(duì)氣門正時(shí)和發(fā)動(dòng)機(jī)壓降的優(yōu)化極限有很小的依賴性，如圖2 所示為進(jìn)氣管高16 mm、排氣門開啟時(shí)刻為121°時(shí)通過發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣管質(zhì)量流量的一維與三維計(jì)算結(jié)果對(duì)比[9]。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的質(zhì)量流率一維與三維計(jì)算結(jié)果對(duì)比

對(duì)于電子控制方面，國(guó)外在二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)電控系統(tǒng)領(lǐng)域已形成產(chǎn)業(yè)化，并進(jìn)一步對(duì)控制策略和控制效果優(yōu)化。Liu R 等為了解決雙缸二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的火花塞點(diǎn)火不一致問題，并基于影響氣缸間一致性的問題，將空燃比用于控制氣缸一致性，提出一種基于空燃比偏差并包括前饋和反饋控制的單缸燃油補(bǔ)償控制策略。圖3 為燃油噴射量補(bǔ)償?shù)那梆伜头答伩刂撇呗裕⒃陔p缸二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了怠速和小負(fù)荷工況下的臺(tái)架試驗(yàn)，測(cè)試結(jié)果表明，2 個(gè)氣缸的壓差小于10%，且2 個(gè)氣缸的空燃比與目標(biāo)值相似，表明該控制策略具有較好的控制效果[10-12]。

圖3 燃油噴射量補(bǔ)償?shù)那梆伜头答伩刂撇呗?/p>

2.2 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

近年來，我國(guó)對(duì)于二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了多方面的研究，但研究的內(nèi)容不夠深入，仍處于初期發(fā)展階段，國(guó)內(nèi)高校也開展了眾多的試驗(yàn)項(xiàng)目及數(shù)值模擬仿真計(jì)算，主要的研究方向有：進(jìn)氣道噴射二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)仿真與試驗(yàn)研究以及二沖程直噴重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究[13]。

北京航空航天大學(xué)利用Fluent 對(duì)進(jìn)氣道噴射二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣過程進(jìn)行三維流體仿真計(jì)算，通過研究氣口參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)容積效率和掃氣損失的影響，確定發(fā)動(dòng)機(jī)性能最優(yōu)的氣口參數(shù)，為發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)設(shè)計(jì)提供理論參考[14]。

天津大學(xué)采用試驗(yàn)和仿真的相結(jié)合的方法對(duì)二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣系統(tǒng)進(jìn)行了系統(tǒng)的研究，自主建立了光學(xué)掃氣試驗(yàn)系統(tǒng)，其與國(guó)外同類的測(cè)試系統(tǒng)相比能夠更接近實(shí)機(jī)，且實(shí)現(xiàn)更高的壓差，如圖4 為掃氣試驗(yàn)臺(tái)的三維模型示意圖。另外還進(jìn)行了掃氣過程中缸內(nèi)流動(dòng)特性的穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)，采用POD 流場(chǎng)分解方法及渦心渦團(tuán)統(tǒng)計(jì)方法研究了掃氣氣流的均勻性，結(jié)果表明，掃氣渦流進(jìn)動(dòng)現(xiàn)象主要對(duì)應(yīng)缸內(nèi)擬序結(jié)構(gòu)，而高強(qiáng)度大尺度渦流是維持缸內(nèi)流動(dòng)穩(wěn)定性的重要因素。最后針對(duì)穩(wěn)態(tài)掃氣過程開展了LES 模擬研究，分析了均勻進(jìn)氣狀態(tài)下不同掃氣口徑向角下缸內(nèi)渦流形態(tài)的變化規(guī)律[15]。

南京航空航天大學(xué)對(duì)H3203 二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行直噴化改造，使其能夠燃燒重油燃料。黃麗萍在改造發(fā)動(dòng)機(jī)的臺(tái)架標(biāo)定試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)從怠速工況到4 000 rpm 小負(fù)荷工況采用晚噴的控制策略時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)在4 000 rpm 之前都能夠穩(wěn)定運(yùn)行，但到達(dá)4 000 rpm 時(shí)卻出現(xiàn)失火現(xiàn)象這一問題。采用CFD 仿真方法，分析發(fā)動(dòng)機(jī)在臺(tái)架試驗(yàn)中發(fā)生失火現(xiàn)象的原因，通過調(diào)整噴油時(shí)刻的范圍以及提出相應(yīng)的控制策略，來解決這一問題并拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速與工況范圍如圖5 所示，為噴油時(shí)刻的標(biāo)定提供指導(dǎo)[16]。王思奇在對(duì)H4201 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行直噴化改造后，為了使改造方案的產(chǎn)品化，還進(jìn)行了高壓旋流噴嘴的小型化改造設(shè)計(jì)，以發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)油耗為目標(biāo)參數(shù)，用AME Sim 軟件分析確定最佳的電磁閥組件模型[5]。

在二沖程重油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的研究中，國(guó)內(nèi)對(duì)混合氣形成、燃燒特性以及電控平臺(tái)的開發(fā)都有涉及。吉林大學(xué)采用CFD 與臺(tái)架試驗(yàn)相結(jié)合的方法，探究了重油發(fā)動(dòng)機(jī)的混合氣形成與燃燒特性，重點(diǎn)研究了噴油提前角與噴油持續(xù)期對(duì)噴霧動(dòng)態(tài)特性、燃油碰壁、混合氣形成質(zhì)量與分布、燃燒特性，以及對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力性、經(jīng)濟(jì)性和工作效率的影響[17]。

圖4 掃氣試驗(yàn)臺(tái)三維模型示意圖

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)噴油結(jié)束角與轉(zhuǎn)矩

對(duì)二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)電控系統(tǒng)的開發(fā)，國(guó)內(nèi)仍處于初期發(fā)展階段，缺乏較為全面的研究，多數(shù)只考慮到功能的實(shí)現(xiàn)，對(duì)于控制策略的合理完善、ECU 的耐久性、信號(hào)完整性、電磁兼容性以及軟件功能的安全標(biāo)準(zhǔn)等未做深入的研究，這也是二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究的一個(gè)熱點(diǎn)問題。浙江大學(xué)設(shè)計(jì)開發(fā)小型二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒系統(tǒng)、燃油噴射系統(tǒng)、點(diǎn)火及潤(rùn)滑系統(tǒng)、點(diǎn)火一體化系統(tǒng)，重點(diǎn)是開發(fā)了一套發(fā)動(dòng)機(jī)電控管理系統(tǒng)及傳感器、執(zhí)行器的選型和設(shè)計(jì)，采用磁電式曲軸位置傳感器，并用線性節(jié)氣門位置傳感器檢測(cè)負(fù)荷、電子節(jié)氣門調(diào)節(jié)進(jìn)氣，編寫發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制程序，進(jìn)行樣機(jī)試驗(yàn)證明所設(shè)計(jì)的電子控制系統(tǒng)的功能和工作穩(wěn)定性，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的性能需求且抗電磁干擾能力強(qiáng)[4]。

3 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展前景

3.1 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)換氣過程研究

二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)通常使用盤狀閥、簧片閥來保證氣口相位與缸內(nèi)或曲軸箱內(nèi)壓力狀況匹配得更加準(zhǔn)確，通過活塞的運(yùn)動(dòng)來控制配氣過程，沒有復(fù)雜的配氣機(jī)構(gòu)，質(zhì)量會(huì)較輕，自然成本也比較低。這種掃氣方式一般為橫流掃氣或回流掃氣，但其并不能將燃燒廢氣完全排除，還可能出現(xiàn)掃氣“短路”現(xiàn)象，這也是引起二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)換氣效果較差的根本原因，可以從配氣方式上來改善。而從掃氣性能來看，直流掃氣被認(rèn)為是最有效的掃氣方法，氣門結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)能避免新鮮充量與廢氣的過多摻混，加速推出廢氣，與回流掃氣和橫流掃氣相比能最大限度地利用氣缸內(nèi)的空間進(jìn)行掃氣。通過合適的配氣相位以達(dá)到補(bǔ)充進(jìn)氣的效果，還能使活塞的冷卻均勻，受力均衡，因此直流掃氣對(duì)于二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)換氣過程的研究具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外對(duì)于二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)掃氣過程的試驗(yàn)研究相對(duì)比較少，多數(shù)停留在仿真模擬階段。在試驗(yàn)研究中需要測(cè)得缸內(nèi)三維流場(chǎng)的變化，并使用粒子圖像測(cè)速技術(shù)，而且在實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中受到很多環(huán)境等因素的影響，采用試驗(yàn)方法研究掃氣過程不僅代價(jià)大，測(cè)量精度也難以保證，所以有學(xué)者選擇模型發(fā)動(dòng)機(jī)的手段來研究，還在難以測(cè)量氣體的條件下，選擇用液體代替氣體進(jìn)行研究，更多的研究還是采用數(shù)值模擬的方法。

采用數(shù)值模擬方法借助CFD 計(jì)算工具進(jìn)行的換氣過程研究，可以對(duì)不同的模型結(jié)構(gòu)和參數(shù)的溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)、質(zhì)量場(chǎng)、速度場(chǎng)進(jìn)行模擬計(jì)算并分析預(yù)測(cè)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)掃氣過程的優(yōu)化，這是目前對(duì)掃氣過程研究的基本手段，也是國(guó)內(nèi)外學(xué)者目前普遍使用的方法，但這些研究集中在掃氣模型的標(biāo)定優(yōu)化以及一些標(biāo)量場(chǎng)的定性分析上，并沒有從微觀的角度去詳細(xì)定量分析，無法有效地捕捉到缸內(nèi)流場(chǎng)中的細(xì)致變化和多尺度特征。在換氣過程中缸內(nèi)氣體流動(dòng)對(duì)掃氣效率的影響無法進(jìn)行量化計(jì)算，需要對(duì)掃氣流場(chǎng)的微觀結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，并對(duì)掃氣性能和渦流強(qiáng)度的評(píng)價(jià)進(jìn)行定量計(jì)算，這可以作為一個(gè)研究的方向。

3.2 二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)直噴技術(shù)研究

國(guó)內(nèi)小型航空飛行器大多使用傳統(tǒng)的二沖程化油器式和進(jìn)氣道噴射汽油發(fā)動(dòng)機(jī)，其能夠滿足一定的巡航動(dòng)力性，但仍存在掃氣損失以及過后排氣的問題，使燃燒性能變差，還會(huì)增加未燃碳?xì)浠衔锏呐欧帕?，?dǎo)致排放增加，所以要真正實(shí)現(xiàn)重油燃料在二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，必須采用直噴技術(shù)[18]。

在進(jìn)行直噴設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮到影響缸內(nèi)混合氣形成的直噴燃燒系統(tǒng)，重視燃燒室形狀的設(shè)計(jì)，以及缸內(nèi)氣體流動(dòng)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)變化的影響。進(jìn)氣溫度和壓力隨著海拔高度的增加而發(fā)生變化，導(dǎo)致缸內(nèi)進(jìn)氣量的改變，進(jìn)而影響氣缸中的流場(chǎng)強(qiáng)度和掃氣效率。在采用直噴技術(shù)后，通過調(diào)整噴油和點(diǎn)火參數(shù)來保證可燃混合氣的形成質(zhì)量，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在不同海拔高度下動(dòng)力性能優(yōu)化的研究具有重要意義，也是二沖程重油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)研究的一個(gè)重要切入點(diǎn)。

4 結(jié)論

二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)是無人機(jī)技術(shù)的重要發(fā)展目標(biāo)之一，其主要研究方向包括：

1）針對(duì)霧化技術(shù)來研究空氣輔助直噴燃油對(duì)混合氣形成的影響是目前的研究熱點(diǎn)。

2）利用直流掃氣結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)來研究二沖程重油航空發(fā)動(dòng)機(jī)的配氣系統(tǒng)具有重要意義。

3）對(duì)換氣過程的仿真研究中詳細(xì)定量分析缸內(nèi)流場(chǎng)的細(xì)致變化，并將其變化對(duì)換氣效率的影響進(jìn)行量化計(jì)算是掃氣過程研究的一個(gè)方向。

4）電子控制方面需要對(duì)控制策略的合理完善、信號(hào)完整性以及電磁兼容性等方面做更深入的研究。