二沖程半直噴煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算分析

吳 昊,楊海青,劉 銳,季昊成

(1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016；2.南京工業(yè)大學(xué) 機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院， 南京 211816)

二沖程點(diǎn)燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)由于其制造和維護(hù)成本低、功重比高、技術(shù)成熟、兼容性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在航空動(dòng)力領(lǐng)域尤其是在中小型飛行器中有著非常廣泛的應(yīng)用[1]。以汽油為燃料的二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)由于其燃油閃點(diǎn)低(-45～-25 ℃)、易蒸發(fā)的特點(diǎn)，因而汽油在很多安全要求較高的場(chǎng)合受到了很大的限制[2-4]。相比之下，航空重油(如航空煤油和輕柴油)的閃點(diǎn)一般為35～51 ℃，使得航空重油在儲(chǔ)存和運(yùn)輸?shù)倪^(guò)程中比汽油更加穩(wěn)定安全，目前航空煤油的成本相對(duì)較低，并且具有良好的普適性，因此航空煤油作為二沖程航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料逐漸被重視[5-6]。鑒于航空重油的理化性質(zhì)(黏度高、波動(dòng)低)的特點(diǎn)，使其燃油噴霧質(zhì)量比普通汽油在相同的發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行條件下低。在供給新鮮均質(zhì)混合氣情況下，航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)要比汽油發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)困難[7-9]。該現(xiàn)象易導(dǎo)致航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性和經(jīng)濟(jì)性出現(xiàn)惡化，國(guó)產(chǎn)3號(hào)航空煤油(RP-3)是我國(guó)常用的煤油基燃料，與美軍JP-8航空煤油特性相似，與汽油有著相近的低熱值[10-12]。

二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)主要有進(jìn)氣道噴射和缸內(nèi)直噴2種。進(jìn)氣道噴射的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，噴射系統(tǒng)無(wú)需承受缸內(nèi)較大背壓，所以噴油系統(tǒng)的成本較低。由于二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)掃氣損失嚴(yán)重，所供給的燃油無(wú)法全部充分燃燒，易產(chǎn)生環(huán)境污染。缸內(nèi)直噴可以通過(guò)控制噴油量及噴油時(shí)刻減少掃氣過(guò)程的燃油損失，但由于噴油器在氣缸內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)缸內(nèi)溫度較高，噴油器的工作環(huán)境惡劣，噴油嘴處易產(chǎn)生積碳，不利于維持較長(zhǎng)壽命。因此，有學(xué)者將掃氣道半直噴技術(shù)應(yīng)用到二沖程點(diǎn)燃式汽油機(jī)上，提出了一種缸內(nèi)掃氣道半直噴的噴油器布置方案，將噴油器安裝在掃氣道上，可以使用造價(jià)比較低的低壓噴油器，通過(guò)合理的控制噴油時(shí)刻，可以減少二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣損失，降低了燃油消耗和碳?xì)浠衔?hydrocodone，HC)的排放。國(guó)外學(xué)者發(fā)現(xiàn)將噴油器安裝在掃氣口處后，相較于缸內(nèi)直噴方式，利用二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)換氣過(guò)程中的掃氣氣流對(duì)噴嘴進(jìn)行冷卻，可以降低噴嘴處的溫度，以延長(zhǎng)噴嘴的使用壽命[13-15]。國(guó)內(nèi)學(xué)者羅滇生等[16]通過(guò)對(duì)半直噴二沖程汽油機(jī)進(jìn)行了研究，結(jié)果表明：采用半直噴系統(tǒng)后，發(fā)動(dòng)機(jī)在全負(fù)荷時(shí)的燃油消耗率下降顯著，功率與扭矩稍有增加，石允[17]通過(guò)對(duì)二沖程重油半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)與缸內(nèi)直噴相比，半直噴的燃油蒸發(fā)率比缸內(nèi)直噴增加7%。因此，掃氣道半直接噴射對(duì)二沖程汽油發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升有著顯著的效果。

綜合來(lái)說(shuō)，對(duì)于二沖程點(diǎn)燃式半直噴航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研究鮮有報(bào)道，而發(fā)動(dòng)機(jī)性能與燃油噴射、霧化質(zhì)量、點(diǎn)火控制系統(tǒng)有著密不可分的關(guān)系[18-19]。因此，本文擬通過(guò)對(duì)以普通汽油為燃料的二沖程輕型航空電噴發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，在此發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，建立整機(jī)性能仿真平臺(tái)，在原型機(jī)仿真平臺(tái)進(jìn)行綜合標(biāo)定的基礎(chǔ)上，針對(duì)二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)燃用航空煤油情形，構(gòu)建半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的性能仿真平臺(tái)，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，優(yōu)化針對(duì)性的半直噴方案，得出二沖程點(diǎn)燃式電噴發(fā)動(dòng)機(jī)與二沖程點(diǎn)燃式半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃用航空煤油時(shí)的性能參數(shù)。

1 原型機(jī)參數(shù)

本文選取一臺(tái)水平對(duì)置雙缸二沖程汽油發(fā)動(dòng)機(jī)為原型機(jī)，圖1為原型機(jī)實(shí)物圖，主要技術(shù)參數(shù)如表1所示。水平對(duì)置二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)緊湊、功率密度高的優(yōu)點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)在結(jié)構(gòu)上面的高度對(duì)稱，有利于布置。原型機(jī)所采用燃料噴射方式為進(jìn)氣道噴射，圖2為其工作原理示意圖。實(shí)際上，根據(jù)原型機(jī)三維模型可以獲取其機(jī)械結(jié)構(gòu)剖面圖，而實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的部分幾何結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，本文不作贅述，僅結(jié)合其原理示意圖說(shuō)明工作原理。

圖1 原型機(jī)實(shí)物圖

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)參數(shù)

圖2 原型機(jī)工作原理示意圖

如圖2所示，當(dāng)新鮮空氣流入進(jìn)氣管內(nèi)并且通過(guò)節(jié)氣門時(shí)，位于節(jié)氣門后的電控噴嘴將在適當(dāng)時(shí)刻將燃料噴射至進(jìn)氣管中，所噴射的燃料與進(jìn)氣氣流碰撞并混合，使其霧化和蒸發(fā)，逐步促進(jìn)空氣燃料混合氣的形成。節(jié)氣門后端的進(jìn)氣管道通過(guò)簧片閥與曲軸箱實(shí)現(xiàn)分離。當(dāng)曲軸箱壓力低于一定值，簧片閥打開，引導(dǎo)新鮮混合氣進(jìn)入曲軸箱，隨著曲軸箱內(nèi)部的壓力逐步上升，進(jìn)氣管與曲軸箱的壓差低于簧片閥的臨界開啟閥值時(shí)，簧片閥回到閉合狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣管與曲軸箱換氣空間分離，混合氣將完全充盈在曲軸箱和活塞所組成的閉合容積中，直至掃氣過(guò)程開始后進(jìn)入氣缸和燃燒室內(nèi)。

2 整機(jī)建模與性能仿真計(jì)算

2.1 原型機(jī)仿真模型搭建及標(biāo)定

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究周期長(zhǎng)、成本高，提供的數(shù)據(jù)量有限。在工程實(shí)際中，采用計(jì)算機(jī)仿真可在抽象的模型上進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，分析真實(shí)試驗(yàn)難以解決的問(wèn)題，不受時(shí)間、經(jīng)費(fèi)、場(chǎng)地等因素的限制，同時(shí)可以提供目前實(shí)驗(yàn)研究所不能提供的信息量。因此在原型機(jī)主要規(guī)范的基礎(chǔ)上，建立其仿真平臺(tái)，為后續(xù)針對(duì)性能特性研究提供依據(jù)，本文將利用GT-Power軟件進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)建模與性能仿真。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，外界空氣經(jīng)過(guò)空氣濾清器、節(jié)氣門流入到進(jìn)氣道中，燃油從噴油嘴噴入到進(jìn)氣道中，燃油混合氣經(jīng)過(guò)簧片閥進(jìn)入曲軸箱后經(jīng)掃氣過(guò)程進(jìn)入氣缸中，通過(guò)火花塞點(diǎn)燃后完成做功，燃燒后的廢氣經(jīng)過(guò)排氣系統(tǒng)排到外界環(huán)境，完成一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作循環(huán)。根據(jù)原型機(jī)的結(jié)構(gòu)及功能，可將其分為進(jìn)氣系統(tǒng)、燃油噴射系統(tǒng)、曲柄連桿系統(tǒng)、氣缸和排氣系統(tǒng)[20]。所建立的發(fā)動(dòng)機(jī)一維仿真模型如圖3所示，進(jìn)氣系統(tǒng)主要包括空氣濾清器、進(jìn)氣道、節(jié)氣門、簧片閥，排氣系統(tǒng)主要由排氣道和消聲器組成。

為使發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真更接近于實(shí)際運(yùn)行情況，通過(guò)測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸，以便在模型中輸入其結(jié)構(gòu)參數(shù)，同時(shí)需選擇合理的計(jì)算模型，以達(dá)到較為真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能指標(biāo)計(jì)算目的。此外，由于煤油的辛烷值相比于汽油低很多，在同樣的工況下更容易發(fā)生爆震，為表征其燃油燃燒特性，本文中的燃燒模型選為預(yù)測(cè)型的SI-Turb燃燒模型，該模型考慮了燃油的性質(zhì)、氣缸的幾何參數(shù)、火花塞位置及點(diǎn)火時(shí)刻。SI-Turb燃燒模型的計(jì)算公式如下：

燃燒前混合物的質(zhì)量變化率：

(1)

已燃燃油質(zhì)量變化率：

(2)

時(shí)間常數(shù)τ：

(3)

式中：t為時(shí)間；ρu為未燃燃油的密度；Ae為火焰前緣邊緣處的卷吸表面積；ST和SL分別為湍流火焰?zhèn)鞑ニ俣群蛯恿骰鹧鎮(zhèn)鞑ニ俣龋沪藶樘├瘴⒊叨取?/p>

圖3 原型機(jī)一維仿真模型

利用發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)所測(cè)量的數(shù)據(jù)對(duì)一維仿真模型進(jìn)行標(biāo)定，在模型計(jì)算的過(guò)程中對(duì)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，最終得到比較準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型和仿真結(jié)果，將一維性能仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，如圖4所示。發(fā)動(dòng)機(jī)的功率和扭矩?cái)?shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)值有著較好的一致性，誤差在5%以內(nèi)，此模型可用于進(jìn)一步的仿真分析。

2.2 不同燃油的性能比較

對(duì)燃用汽油與航空煤油的原型機(jī)進(jìn)行性能上的預(yù)測(cè)對(duì)比，所用汽油標(biāo)號(hào)為95號(hào)，所用航空重油是RP-3航空煤油。汽油與航空煤油的相關(guān)理化特性如表2所示[5]。

表2 燃油特性對(duì)比

為研究汽油和航空煤油對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能上的影響，分別對(duì)比仿真汽油與航空煤油在不同轉(zhuǎn)速下的宏觀性能及燃燒特性。因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速特性進(jìn)行對(duì)比研究，以充分了解發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行狀況。在轉(zhuǎn)速特性仿真中，工況參數(shù)設(shè)置如表3所示，對(duì)比研究汽油、航空煤油在相同工況下的性能和燃燒特性。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速特性的仿真結(jié)果如圖5所示。

表3 工況參數(shù)設(shè)置

圖5 原型機(jī)燃用汽油與航空煤油時(shí)的性能對(duì)比曲線

由圖5可知，當(dāng)原型機(jī)采用RP-3航空煤油代替普通汽油時(shí)，動(dòng)力性能指標(biāo)(制動(dòng)功率、制動(dòng)扭矩、平均指示壓力)在超過(guò)4 500 r/min后均顯著下降，即動(dòng)力性能出現(xiàn)衰減，指示比油耗與制動(dòng)比油耗同樣出現(xiàn)了增加，主要由于在低轉(zhuǎn)速下將航空煤油的點(diǎn)火正時(shí)做適當(dāng)?shù)奶崆昂螅娇彰河涂梢赃_(dá)到與汽油相近的狀態(tài)，但在高轉(zhuǎn)速下熱負(fù)荷高使其爆燃趨勢(shì)增加，燃燒趨向惡化，功率損失易增加[6]。

為對(duì)比燃燒特性，通過(guò)所建立的發(fā)動(dòng)機(jī)一維仿真模型得出在6 000 r/min的缸內(nèi)壓力和已燃燃油的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。如圖6所示，當(dāng)燃料由汽油轉(zhuǎn)換成航空煤油后，在相同的工況下，航空煤油燃燒時(shí)的缸內(nèi)最高壓力比普通汽油要低，這是因?yàn)槊河拖啾扔谄蛠?lái)說(shuō)，煤油的高溫?cái)U(kuò)散滯后，所以在高轉(zhuǎn)速、大負(fù)荷的工況下，煤油的后燃比較嚴(yán)重，導(dǎo)致航空煤油的缸內(nèi)爆發(fā)壓力也明顯低于汽油。

圖6 原型機(jī)燃用汽油與航空煤油時(shí)的燃燒特性對(duì)比曲線

表4為2種不同燃料在相同工況下的缸內(nèi)燃燒仿真結(jié)果數(shù)據(jù)，可以看出，相比于普通汽油，航空煤油的燃燒滯燃期相對(duì)較長(zhǎng)，使其燃燒重心延遲，缸內(nèi)最大壓力所在的曲軸轉(zhuǎn)角滯后，燃燒持續(xù)期要比汽油長(zhǎng)。說(shuō)明在高轉(zhuǎn)速下，航空煤油燃燒產(chǎn)生的熱量大多數(shù)在上止點(diǎn)之后釋放，后燃現(xiàn)象相對(duì)較嚴(yán)重，降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的效率。

表4 燃燒特性數(shù)據(jù)

2.3 半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理

二沖程掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)與原型機(jī)的不同之處在于燃油不再注入進(jìn)氣管，而是直接通過(guò)掃氣道注入氣缸中，如圖7所示，該發(fā)動(dòng)機(jī)在原型機(jī)方案的基礎(chǔ)上，將噴油嘴由進(jìn)氣道移至輔掃氣道。此外，噴油嘴的軸線方向應(yīng)該與掃氣口的入射角方向一致，這是為了避免燃油噴霧與掃氣道內(nèi)壁碰撞。半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料將直接引入到燃燒室中，在氣缸中保留的高溫燃燒氣體可以大大促進(jìn)燃油的霧化及燃料蒸發(fā)過(guò)程。此外，新鮮空氣從曲軸箱進(jìn)入氣缸的過(guò)程中，在主掃氣道為新鮮空氣，輔掃氣道則為油氣混合氣，整體上使得油氣在氣缸與燃燒室內(nèi)形成了分層混合氣。

對(duì)于掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)，將燃油通過(guò)輔掃氣道噴射到氣缸中，在某種程度上類似于缸內(nèi)直噴方式。在低壓空氣輔助燃油直噴系統(tǒng)中，燃油噴射壓力一般較低(0.6～0.8 MPa)，高壓直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油噴射壓力一般可達(dá)到5～15 MPa。掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噴油器安裝在掃氣道方向，噴射壓力一般為0.3～0.5 MPa，缸內(nèi)直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噴油嘴安裝在氣缸蓋上，在發(fā)動(dòng)機(jī)做功燃燒階段，噴油嘴熱負(fù)荷高，而掃氣道半直噴的噴油器安裝在掃氣道上，可以利用掃氣氣流對(duì)噴油嘴進(jìn)行冷卻，有利于提高噴油嘴的使用壽命。表5比較了原型機(jī)與掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的總體特點(diǎn)。

圖7 半直噴原理圖

表5 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)特性對(duì)比

2.4 半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)仿真平臺(tái)

由上述發(fā)動(dòng)機(jī)燃用不同燃油時(shí)整機(jī)性能對(duì)比情況可知：當(dāng)將汽油換成航空煤油后，會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)的功率扭矩下降，耗油量重新增加，因此，在原型機(jī)的基礎(chǔ)上，經(jīng)過(guò)對(duì)原型機(jī)模型的調(diào)整，搭建了如圖8所示的掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的性能仿真模型。

圖8 半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型

3 半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

為分析半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的性能計(jì)算結(jié)果，將燃料均設(shè)定為航空煤油，通過(guò)對(duì)比發(fā)動(dòng)機(jī)的功率、扭矩、油耗量等性能指標(biāo)，評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能，因此，在其GT-Power仿真模型中，將工況參數(shù)設(shè)置如表6所示。

表6 工況參數(shù)設(shè)置

通過(guò)圖9(a)可以看出，在節(jié)氣門全開情況下，掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的功率和扭矩總體上高于原型機(jī)，在6 000 r/min時(shí)，掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的功率要比原型機(jī)提升了4.7%。從圖9(b)可以看出，掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的平均指示壓力和平均有效壓力均比原型機(jī)要高，說(shuō)明半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒相對(duì)更加充分，燃燒效率更高。原型機(jī)和掃氣道半直噴的指示比油耗曲線如圖9(c)，當(dāng)噴油嘴安裝在掃氣道后，理論上燃油可直接噴射到燃燒室內(nèi)，在一定程度上促進(jìn)了燃油利用率，從而降低了油耗量。

圖9 原型機(jī)與半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比曲線

原型機(jī)與掃氣道半直噴的循環(huán)噴油量如圖10所示，原型機(jī)調(diào)整為掃氣道半直噴后，功率與扭矩均得到了相應(yīng)提高，從循環(huán)噴油量來(lái)看，掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油量更少，主要在于原型機(jī)為進(jìn)氣道噴射，所噴射燃油在進(jìn)氣管中易產(chǎn)生堆積，同時(shí)形成均質(zhì)混合氣，不可避免存在短路損失，而掃氣道半直噴直接將燃油噴射到氣缸內(nèi)部，盡可能避免了燃油堆積，并且氣缸內(nèi)部溫度要比進(jìn)氣管中溫度高，燃油蒸發(fā)條件更好。原型機(jī)和掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒特性曲線如圖11所示，可以看出，半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)在6 000 r/min時(shí)，缸內(nèi)燃燒壓力明顯高于原型機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)峰值壓力處所對(duì)應(yīng)的曲軸轉(zhuǎn)角更接近發(fā)動(dòng)機(jī)的上止點(diǎn)，即半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒重心在16 °CA，原型機(jī)燃燒重心在22 °CA。在同樣的工況下，燃油燃燒相位相對(duì)提前，半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒更加充分，燃油放熱過(guò)程更集中。

圖10 噴油器循環(huán)噴油量曲線

為分析噴油嘴在掃氣道的安裝位置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)性能的影響，在GT-Power仿真模型中，通過(guò)調(diào)整噴油嘴在掃氣道上的位置分析其性能的變化規(guī)律，通過(guò)調(diào)節(jié)GT-Power模型中噴油嘴的Injector-Location參數(shù)即可設(shè)置噴射位置，設(shè)置工況如表7所示。

圖11 原型機(jī)與半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒特性對(duì)比曲線

由圖12可以看出，當(dāng)噴油器的位置發(fā)生變化后，發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)壓力及缸內(nèi)已燃燃油質(zhì)量也會(huì)發(fā)生變化，在轉(zhuǎn)速不變的情況下，掃氣道內(nèi)的空氣流量一定，所以3種工況噴射出的燃油的質(zhì)量是相同的。

圖12 不同噴油位置時(shí)的燃燒特性對(duì)比曲線

通過(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，當(dāng)噴油器安裝在掃氣道末端時(shí)，由于燃油噴霧基本直接噴射到缸內(nèi)，已燃燃油質(zhì)量比另外2種工況變化更快，缸內(nèi)壓力比更高，因此可以分析出，當(dāng)噴油嘴安裝在掃氣道的前端或中間部分時(shí)，由于噴油嘴所噴出的燃油可能有一部分會(huì)噴射到掃氣道管壁上，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能略低。同時(shí)可以看出，噴油嘴安裝在掃氣道末端有利于燃油順利進(jìn)入到氣缸中并霧化、蒸發(fā)后參與燃燒，所以在選取噴油嘴的安裝位置時(shí)，要盡量靠掃氣道末端，縮短油束在掃氣道內(nèi)的傳輸路徑，避免產(chǎn)生濕壁現(xiàn)象，以充分利用前循環(huán)所產(chǎn)生的缸內(nèi)高溫環(huán)境提升性能。

4 結(jié)論

1) 對(duì)于掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)，燃油通過(guò)掃氣道可以直接噴射到氣缸中，在一定程度上消除了燃油在進(jìn)氣管的堆積問(wèn)題。半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)在結(jié)構(gòu)上制造難度較低，噴油控制相對(duì)靈活，在動(dòng)力性、經(jīng)濟(jì)性、實(shí)用性及可制造性上具有一定優(yōu)勢(shì)。

2) 使用航空煤油代替普通汽油后，原型機(jī)的性能顯著下降，功率與扭矩降低，油耗增加。將原型機(jī)改成掃氣道半直噴發(fā)動(dòng)機(jī)后，其性能比航空煤油原型機(jī)有一定的提升，燃油消耗量下降，驗(yàn)證了掃氣道半直噴方案的理論可行性。

3) 對(duì)比缸內(nèi)直噴，噴油器安裝在掃氣道的位置上，可以利用掃氣氣流對(duì)噴油嘴進(jìn)行冷卻，可降低其熱負(fù)荷。在選取噴油嘴的安裝位置時(shí)，要盡量靠掃氣道末端，縮短油束在掃氣道內(nèi)的傳輸路徑，避免產(chǎn)生濕壁現(xiàn)象，以充分利用前循環(huán)建立的缸內(nèi)高溫環(huán)境條件，使燃油順利進(jìn)入到氣缸中并霧化、蒸發(fā)后參與燃燒。