重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射技術(shù)

丁水汀 邵龍濤 趙帥 朱錕 杜發(fā)榮 周煜

(1. 北京航空航天大學 航空發(fā)動機研究院, 北京 100083;2. 北京航空航天大學 能源與動力工程學院, 北京 100083; 3. 中國航空發(fā)動機研究院, 北京 101300)

燃油噴射系統(tǒng)(fuel injection system, FIS)是確保重油航空活塞發(fā)動機(heavy fuel aircraft piston engine, HF-APE)健康、穩(wěn)定、最大限度發(fā)揮動力性能,保證飛機正常工作的關鍵系統(tǒng)。 隨著重油航空活塞發(fā)動機技術(shù)水平的不斷提升,燃油噴射系統(tǒng)也由簡單到復雜,并且由機械控制向電子控制過渡。

最近幾十年來,航空汽油在燃燒特性、霧化特性及低溫流動性方面的優(yōu)勢使其一直作為航空活塞發(fā)動機的主要燃料[1],但航空汽油飽和蒸汽壓高、閃點低、揮發(fā)性強的特性又使其常溫下遇明火容易發(fā)生爆炸,給燃料儲運和使用方面帶來了很大的安全隱患[2],燃料管理難度加大,尤其在軍用領域的使用受到限制,歐美國家對于含鉛燃料的禁用時間已經(jīng)有了明確的規(guī)定,并且在軍艦等軍事設備上嚴禁配備航空汽油[3]。

相比于航空汽油,航空重油(煤油、柴油)具有黏度大、揮發(fā)性差、閃點高及安全性高的特性,全世界范圍都有廣泛供應,除此之外,壓燃重油采用更高的壓縮比,得到更高的燃燒效率及更低的油耗[4],具有緩解航空汽油等輕質(zhì)燃油緊缺、提高安全系數(shù)等優(yōu)點,在通用航空領域具有廣闊的應用前景[5]。 除此之外,重油在軍方后勤保障系統(tǒng)中有深厚的根基,因此使用航空煤油或者柴油的航空器更受軍方青睞。 但是由于重油燃料黏度較大、蒸發(fā)性差、燃油霧化效果不理想的限制[6],導致部分重油航空活塞發(fā)動機在起動階段必須采取預熱、引燃、高能點火等輔助手段,且起動過程轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定,發(fā)動機易熄火[7];發(fā)動機高速運轉(zhuǎn)時,燃油蒸發(fā)時間不足,排氣逸出損失大[8];隨著飛行高度的增加,航空活塞發(fā)動機的進氣溫度下降,壓縮終了缸內(nèi)溫度低,燃油蒸發(fā)速率降低,混合氣質(zhì)量下降,有效熱效率下降,有效燃油消耗率上升,碳煙排放顯著增加[9]。

本文對當前重油航空活塞發(fā)動機采用的燃油噴射系統(tǒng)進行梳理;對研究燃油噴射技術(shù)的相關理論、仿真模擬及試驗方法進行總結(jié);對二沖程缸內(nèi)直噴燃油噴射技術(shù)、先進燃油噴射的控制策略、燃油噴射與燃燒室的匹配、負碳燃料燃油噴射技術(shù)等進行前瞻性探索;對重油航空活塞發(fā)動機的發(fā)展起到參考與借鑒作用。

1 重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)的研究進展

雖然目前航空活塞發(fā)動機大多為點燃式航空汽油活塞發(fā)動機,但以柴油和航空煤油等重油為燃料的壓燃式發(fā)動機價格更便宜、熱效率更高、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、安全性好,逐漸成為航空活塞發(fā)動機發(fā)展的新趨勢[10]。

重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)歷經(jīng)百年的發(fā)展,形成了以進氣道燃油噴射(port fuel injection,PFI)系統(tǒng)、機械燃油直噴(mechanical fuel direct injection,MFDI) 系統(tǒng)、高壓共軌燃油噴射(high pressure common rail,HP-CR)系統(tǒng)及空氣輔助噴射(air assisted direct injection,AADI)系統(tǒng)為代表的重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)[11]。

1.1 進氣道重油噴射系統(tǒng)

進氣道重油噴射系統(tǒng)通過預熱發(fā)動機進氣道與曲軸箱、改進化油器、提高燃油溫度的方式來加快重油的蒸發(fā)速度,重油以油氣混合氣的形式進入氣缸。 采用高能火花塞提高點火能量,使重油能被點燃。 由于進氣道重油噴射需要電輔助預熱及更多的點火能量,因此多用于小型重油航空活塞發(fā)動機。 進氣道重油噴射的原理如圖1 所示。

圖1 進氣道重油噴射原理Fig.1 Schematic of port fuel injection

國外率先開展進氣道重油噴射系統(tǒng)研究的單位有:德國3W 公司,其開發(fā)的3W-157xiB2HFE Fi 發(fā)動機采用進氣道噴射和電輔助加熱措施燃燒JP8 航空煤油,該系統(tǒng)使得發(fā)動機結(jié)構(gòu)異常復雜[12];美國羅切斯特理工學院的Sonex 燃燒系統(tǒng)采用電加熱氣缸蓋,改進化油器的方式將二沖程汽油機改燒JP8 航空煤油[13]。 國內(nèi),北京交通大學的寧智教授團隊對進氣道噴射的二沖程渦輪增壓發(fā)動機進行了仿真分析,分別從排氣能量、排氣背壓、掃氣系數(shù)、逃逸率及匹配工作點等方面,對進氣道噴射二沖程發(fā)動機采用廢氣渦輪增壓器的影響因素進行了量化分析[14]。 南京航空航天大學對二沖程航空汽油機3203E 進行了改進,其采用PTC 元件進行電輔助加熱的方式來提高RP-3航空煤油的蒸發(fā)效果[8]。

雖然眾多科研人員對進氣道重油噴射技術(shù)進行了研究,但是從原理上分析,進氣道重油噴射使進入氣缸燃燒室的部分混合氣未經(jīng)燃燒直接排出氣缸,造成發(fā)動機耗油率上升的缺點不可規(guī)避;重油航空辛烷值較低,點燃會造成發(fā)動機的明顯爆震[15],容易造成發(fā)動機性能迅速惡化,引起發(fā)動機機體、零部件金屬軟化等一系列嚴重問題。

1.2 機械燃油直噴系統(tǒng)

機械燃油直噴系統(tǒng)直接由凸輪軸驅(qū)動柱塞對燃油進行加壓,由發(fā)動機附屬機械機構(gòu)完成燃油噴射和調(diào)節(jié),采用機械噴油器,噴油泵和機械噴油器之間采用一小段高壓油管完成連接。 圖2 為機械燃油直噴技術(shù)的原理。

圖2 機械燃油直噴技術(shù)原理Fig.2 Schematic of mechanical fuel direct injection

美國XRDI 公司研制的小型二沖程煤油航空活塞發(fā)動機采用機械燃油噴射系統(tǒng)MCDI(mechanical compression direct injection),功率達到了12.5 kW[16]。 法國SMA 航空活塞發(fā)動機采用博世的分布式單體泵管嘴供油系統(tǒng), 轉(zhuǎn)速為2 200 r/min,塞斯納和烏克蘭飛機制造商都裝配了SR305-230E 發(fā)動機[17]。 美國Deltahawk 公司開發(fā)的系列發(fā)動機DH-160A4、DH-180A4、DH-200A4均采用機械燃油供給系統(tǒng),轉(zhuǎn)速為2 000 r/min,采用機械燃油供給系統(tǒng)的好處是:飛機失電之后,發(fā)動機依然可以保持部分功率運行,直至安全降落[18]。 英國WAM 系列的發(fā)動機采用機械燃油噴射系統(tǒng),其特點是使用了預燃室,并采用多通道噴射進主燃室進行間接燃燒,發(fā)動機轉(zhuǎn)速為2 750 r/min[19]。 北京航空航天大學航空微小型動力團隊自主研發(fā)的系列二沖程重油航空活塞發(fā)動機(見圖3)均采用機械燃油直噴系統(tǒng),發(fā)動機轉(zhuǎn)速為2 400 r/min。

圖3 二沖程重油航空活塞發(fā)動機Fig.3 Two-stroke heavy fuel aircraft piston engine

機械泵管嘴系統(tǒng)雖然裝備了多型號重油航空活塞發(fā)動機,但其多需要配置機械調(diào)速器,調(diào)節(jié)精度較差,調(diào)速器結(jié)構(gòu)相對笨重,對重油航空活塞發(fā)動機的輕量化配置不利,其采用的機械式噴油器噴油壓力相對較低,大多約為20 MPa,不利于重油充分地霧化燃燒。

1.3 高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)

航空活塞發(fā)動機高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)是由電控單元(ECU)、傳感器和執(zhí)行器3 部分組成,附件包括油軌、壓力傳感器和壓力控制閥,高壓油泵不斷將高壓燃油送入共軌管,并維持軌壓;共軌管起到儲存燃油并保持油壓、消除燃油壓力波動的作用[20],各種傳感器將測定的實時運行參數(shù)與計算機中設定MAP 圖進行比較,計算出最佳噴油定時和噴油脈寬,精確地控制電控噴油器將燃油噴入燃燒室,使發(fā)動機在各種工況下都能獲得最佳濃度的混合氣,其原理如圖4 所示。 作為電控高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)的執(zhí)行器,電控噴油器主要由噴油嘴、控制活塞、控制油量孔和控制電磁閥組成,采用壓力-時間的計量方式,用高速泄油電磁閥或壓電晶體執(zhí)行器控制其噴射過程。

圖4 高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)原理圖Fig.4 Schematic of high pressure common rail system

最早應用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)的航空活塞發(fā)動機是Thielert Aircraft Engines(TAE)公司的Centurion 系列發(fā)動機,并大量裝備在鉆石飛機公司的飛機上[21]。 Austro 航空活塞發(fā)動機公司的AE300 同樣采用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)[22],并在2009 年通過 EASA 認證, 現(xiàn)在役數(shù)量大約3 000 臺[4]。 國內(nèi)目前對于高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)也逐漸從理論研究向工程應用邁進。 陸軍軍事交通學院研究了RP-3 航空煤油在高壓共軌柴油機中的應用[23]。 江蘇大學對高壓共軌柴油機過渡工況采用的轉(zhuǎn)矩控制策略進行了研究,并進行了相關控制軟件的開發(fā)[24]。 北京理工大學的孫柏剛等[25]對高壓共軌燃油供給系統(tǒng)的壓力波動特性進行了試驗研究,得到了壓力波傳播速度、波動過程幅值、噴油壓降下降幅值、周期及衰減時間的變化規(guī)律。 產(chǎn)業(yè)化方面,以成都威特電噴有限責任公司、龍口龍泵燃油噴射有限公司、重油高科電控燃油噴射系統(tǒng)(重慶)有限公司與南岳電控(衡陽)工業(yè)技術(shù)股份有限公司為代表的公司也在高壓共軌項目上投入巨資,目前均有批量生產(chǎn)的產(chǎn)品面世。

從原理上講,電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)屬于恒壓式供油,噴油規(guī)律為矩形,相對三角形噴油規(guī)律,其產(chǎn)生的爆發(fā)壓力高,燃燒相對粗暴,不利于降低NOx排放。 市場對高壓共軌技術(shù)的價格難以接受,推廣高壓共軌技術(shù)在重油航空活塞發(fā)動機上應用壓力較大[26]。 除此之外,受到結(jié)構(gòu)的限制,高壓共軌系統(tǒng)布置在結(jié)構(gòu)緊湊的二沖程發(fā)動機中較為困難[27],并且需要頻繁地檢查發(fā)動機與螺旋槳之間的變速箱,降低了航空活塞發(fā)動機的大修間隔[28]。 在航空低溫、電磁干擾等極端環(huán)境下,電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)噴油器、溢流閥等執(zhí)行元件的可靠性同樣受到挑戰(zhàn)。

1.4 空氣輔助噴射系統(tǒng)

空氣輔助噴射系統(tǒng)利用高壓壓縮空氣從噴孔噴出時的氣動力克服燃油表面張力來霧化重油,使重油在相對較低的噴射壓力下獲得較小的噴霧粒徑[29]。 空氣輔助噴射系統(tǒng)主要由高壓氣源、氣壓調(diào)節(jié)閥、油箱、油泵、油壓表、油氣調(diào)節(jié)閥、油嘴、氣嘴和ECU 等組成,其工作原理如圖5 所示。

圖5 空氣輔助噴射系統(tǒng)示意圖Fig.5 Schematic of air assisted direct injection

空氣輔助噴射系統(tǒng)對燃料種類不敏感,適用于多燃料壓燃航空活塞發(fā)動機;噴霧特性受缸內(nèi)壓力變化影響較大,貫穿距離隨氣缸內(nèi)壓力升高而減小,有利于實現(xiàn)混合氣分層;對燃油適應性較強,對于黏度較大的重油燃料仍可以保證良好的霧化效果,燃油計量由燃油噴嘴實現(xiàn),噴油正時由混合氣噴嘴執(zhí)行,二者相互獨立[30];系統(tǒng)的功耗遠小于高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)。

20 世紀90 年代,以澳大利亞Orbital 公司為代表的多家研究機構(gòu)先后提出了低壓空氣輔助噴射系統(tǒng),為二沖程缸內(nèi)直噴技術(shù)帶來了革命性的變革[31]。 國內(nèi)北京理工大學的趙振峰等[32]在一臺二沖程四缸直噴重油發(fā)動機上研究了空氣輔助噴射系統(tǒng)的混合氣形成。 高宏力、張付軍教授等針對空氣輔助噴射技術(shù)開展了關于噴霧特性、噴射時刻和噴射持續(xù)期等多項研究[33]。 南京航空航天大學將傳統(tǒng)的二沖程進氣道噴射發(fā)動機改造為空氣輔助缸內(nèi)直噴煤油發(fā)動機,并對其控制策略進行了研究[34]。

但是,由于空氣輔助噴射系統(tǒng)噴油壓力低,對實際發(fā)動機缸內(nèi)環(huán)境比較敏感,過高的缸內(nèi)壓力將影響噴霧的霧化質(zhì)量。 燃油供給系統(tǒng)需要配備壓縮空氣,以及其他相關附件,結(jié)構(gòu)相對復雜,當前多應用于小型二沖程航空發(fā)動機[35-36]。

2 重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射技術(shù)的研究進展

2.1 燃油噴射霧化理論研究進展

燃油霧化特性(液滴破碎、蒸發(fā)、碰壁及混合氣的形成)對重油發(fā)動機的燃燒、排放均有重要影響,重油航空活塞發(fā)動機研究過程的難點之一便是缸內(nèi)霧化過程。

1878 年,Rayleigh 最早提出關于液體射流破碎的理論,之后Bergwerk 認為空化作用才是霧化產(chǎn)生的主要因素。 1995 年,Li[37]提出了針對具有三維擾動的無黏性氣體介質(zhì)中黏性液體射流的線性穩(wěn)定性分析。 隨后,大批學者從不同的角度考慮建立了多種燃油霧化的模型。 1999 年,Arine等[38]基于兩相流的歐拉法建立了液體霧化模型。Senecal 等[39]從黏性液體高速運動的角度建立了霧化模型。 2003 年,Koo[40]從超剪切噴嘴的液體霧化角度出發(fā),建立了燃油霧化的多維模型。Iyer和Abraham[41]從缸內(nèi)霧化的環(huán)境考慮,建立了歐拉液體和歐拉氣體同時存在的雙流體模型。2007 年,法國的Demoulin 等[42]在Borgh 提出的模型基礎上,建立了用來描述液滴初始破碎過程的模型。 目前,被認為較為合理的是由Castleman[43]提出的空氣動力干擾理論,也被認為是最有發(fā)展前途的霧化機理的解釋之一。 但是隨著噴射壓力的提高,當前國際主流觀點認為[44-46],當噴油壓力達到300 MPa 時,即為超高壓狀態(tài),該狀態(tài)下的燃油霧化和燃燒性能的研究非常匱乏。 從目前的研究來看,燃油噴霧超過聲速之后,噴霧前端會產(chǎn)生激波,激波會對燃油的霧化及燃燒過程產(chǎn)生一定的影響[47]。

上述有關燃油噴射與霧化機理的研究都有一定的理論基礎,同時又是在一定的假設前提下提出的,具有一定的局限性,到目前為止還沒有一套完整的理論能夠?qū)θ加挽F化做出完美的解釋,對于實際情況下的燃油噴射,將不同的理論有機結(jié)合是具有實際工程意義的。

2.2 燃油噴射仿真模擬研究進展

重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)中實際的噴霧、蒸發(fā)、擴散、燃燒與傳熱等過程十分復雜,加上航空活塞發(fā)動機運行時的循環(huán)變動,要在實際運行中進行參數(shù)控制并獲得準確可靠的實驗數(shù)據(jù)并不現(xiàn)實[48]。 因此,集成了電磁學、熱力學和靜力學等多個學科的現(xiàn)代燃油噴射仿真軟件對燃油噴射特性的研究起到了關鍵作用[49]。 計算機輔助仿真用于開發(fā)和優(yōu)化匹配新型燃油噴射系統(tǒng),可以大量減少試驗次數(shù), 節(jié)省資源和時間,其在系統(tǒng)變參數(shù)分析上具有的低成本、短開發(fā)周期的優(yōu)越性是試驗研究無可比擬的,同時仿真分析還可以發(fā)現(xiàn)一些在試驗中無法觀察到的新現(xiàn)象和新規(guī)律。

用于發(fā)動機燃油噴射及缸內(nèi)流動的仿真模擬軟件有KIVA-3V 程序、ANSYS 公司的FLUENT、里卡多的VECTIS、奧地利AVL 公司的Fire、英國Adapco 公司的STAR-CD、英國Gamma 公司的GT-Power、Ricardo 公司的Wave、美國西南研究院的VIPRE 等商業(yè)軟件[50]。

意大利摩德納大學的Mattarelli 等[51]對一臺額定功率高達110 kW 的二沖程直噴柴油發(fā)動機進行了數(shù)值模擬研究,仿真結(jié)果為發(fā)動機燃油供給系統(tǒng)的優(yōu)化提供了理論依據(jù)。 英國斯塔福德郡大學的Hooper 等[52]使用Wave 軟件,對多燃料的活塞式發(fā)動機進行了CFD 仿真研究,并用臺架試驗對仿真結(jié)果進行了驗證。 西班牙瓦倫西亞理工大學的Salvador 等[53]采用仿真手段研究了生物柴油對共軌系統(tǒng)電磁閥動態(tài)特性的影響。 La等[54]在一臺空氣輔助燃油噴射的二沖程發(fā)動機上進行了標準化臺架試驗,該標準化臺架試驗用于校準該發(fā)動機的一維CFD 模型。 Sener 等[55]利用試驗和三維仿真的方式分析了不同噴射壓力和噴霧錐角下的燃燒過程,并與DSCS 燃燒室和MSCS 燃燒室進行了匹配標定。

國內(nèi)各單位同樣對燃油噴射技術(shù)進行了仿真研究。 天津大學的胡春明等[56]利用發(fā)動機建模軟件AMESim 建立了發(fā)動機模型,用VPSO-Elman空燃比預測模型在MATLAB/SimuLink 中建立了VPSO-Elman 空燃比預測模型控制系統(tǒng),對航空活塞發(fā)動機瞬態(tài)空燃比控制進行了研究。 北京航空航天大學的王振宇等[57]建立了某重油航空發(fā)動機燃油供給系統(tǒng)的數(shù)學模型,用于仿真燃油供給系統(tǒng)內(nèi)的非定常流動,通過仿真計算得到了該系統(tǒng)的壓力波動特性和噴油規(guī)律。 南京航空航天大學的陳林林[58]利用GT-Power 軟件建立了煤油發(fā)動機工作循環(huán)數(shù)值模型,通過分析發(fā)動機主要結(jié)構(gòu)參數(shù),調(diào)整參數(shù)(進氣壓力、空燃比、點火提前角)對煤油發(fā)動機性能的影響,為煤油發(fā)動機的參數(shù)優(yōu)化匹配提供理論基礎。 北京交通大學的李長勝[59]對Dr.Schrick 公司研發(fā)的TKDI600 發(fā)動機的混合氣形成及燃燒過程進行了仿真分析,應用AVL Fire 軟件建立了TKDI600 發(fā)動機的仿真計算模型,研究并分析了發(fā)動機缸內(nèi)流場、燃油噴射、混合氣形成和燃燒過程的特性,并探討了發(fā)動機的燃油碰壁現(xiàn)象和油膜形成機理。 此外,石允[60]應用Fire 軟件建立了HS-700 發(fā)動機的三維CFD 模型,研究了對重油混合氣形成有明顯影響的因素,并分析了各個影響因素及燃油噴射方式對缸內(nèi)流場和混合氣形成質(zhì)量的影響規(guī)律。 北京理工大學的劉波瀾等[61]建立了空氣輔助燃油噴射系統(tǒng)的仿真模型,研究了結(jié)構(gòu)、運行及環(huán)境參數(shù)對該系統(tǒng)的影響,為空氣輔助燃油噴射系統(tǒng)的研究提供了理論依據(jù)。

重油航空活塞發(fā)動機缸內(nèi)燃油噴射是極其復雜的三維湍流運動,具有強瞬變、強壓縮、強渦流和各向異性的特點,加之燃燒室的形狀復雜、運動邊界及循環(huán)變動,航空活塞發(fā)動機缸內(nèi)湍流變得異常復雜。 因此,建立可信的發(fā)動機缸內(nèi)噴射優(yōu)化仿真模型對燃油噴射系統(tǒng)研發(fā)具有十分重要的理論支撐與實踐指導意義。

2.3 燃油噴射試驗研究進展

試驗研究是理論研究的前提和基礎,對重油航空活塞發(fā)動機的技術(shù)進步起著巨大的推動作用。 由于燃油噴射過程是一個瞬變過程,其試驗研究對于測量設備與試驗手段都有很高的要求[62]。 重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)的試驗主要從宏觀和微觀2 個角度進行。 宏觀的試驗方法主要包括缸壓采集方法、油壓信號采集法[63];微觀的試驗方法主要是對燃油噴射后的噴霧特性[64-65],如貫穿距離、噴霧錐角、液滴速度等進行研究,微觀研究采用的技術(shù)主要有高速攝影、紋影法、陰影法、相位多普勒技術(shù)(phase Doppler anemometer, PDA)和平面激光粒徑測試技術(shù)(laster sheet drop size, LSD)等,試驗裝置有光學發(fā)動機、快速壓縮機和定容彈等[66]。

缸壓采集系統(tǒng)采用缸壓傳感器和電荷放大器,把缸壓信號與曲軸相位信號同步接入燃燒分析儀,通過燃燒分析儀對發(fā)動機工作過程的數(shù)據(jù)進行實時采集、分析及存儲。 通過分析缸壓,得到滯燃期與燃燒持續(xù)期之間的相關性,由發(fā)動機性能表現(xiàn)推導出燃油噴射與燃燒之間的對應關系。北京理工大學使用Dewetron-5000 燃燒分析儀采集高壓油管泵端壓力、驅(qū)動電路和噴油器針閥升程信號,利用Kistler4067BB2000 型油壓傳感器和電荷放大器采集高壓油管中的燃油壓力,使用EFS8246 型單次噴射儀采集噴油器循環(huán)噴油量[67],對單體泵系統(tǒng)的供油特性進行了試驗研究[68],其實驗原理如圖6 所示。 天津大學的臺架試驗系統(tǒng)主要由試驗發(fā)動機、電力測功機、燃油供給系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及發(fā)動機控制系統(tǒng)等組成。 在一臺自主研發(fā)的單缸航空活塞發(fā)動機上,針對起噴轉(zhuǎn)速、燃油溫度、點火能量對航空煤油發(fā)動機冷起動性能的影響開展了試驗研究,并對燃燒特性進行了分析[69]。

圖6 油泵試驗臺系統(tǒng)示意圖Fig.6 Schematic of diesel pump test bench system

燃油供給系統(tǒng)的循環(huán)供油量主要通過瞬時油量測量儀進行,其試驗原理如圖7 所示。

圖7 EFS-EMI2 機械結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic of EFS-EMI2 mechanical structure

對單一噴油器瞬時油量的測量與高壓油泵的凸輪軸轉(zhuǎn)速同步,噴出的燃油完全進入到可變?nèi)莘e的盛油腔內(nèi)。 上海交通大學的韋雄等[70]采用該測量設備對電控單體泵供油量的精確測量與一致性進行了分析。 洛陽拖拉機研究所的王睿等[71]采用EFS 試驗臺對共軌噴油器的性能進行了測試試驗。 北京理工大學的嚴明等[72]采用EFS 試驗臺研究了起噴壓力對電控單體泵噴油量的影響機理。

可視化試驗系統(tǒng)主要由燃油供給、燃油噴射、圖像采集及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成。 試驗中,通過輸油泵給燃油供給系統(tǒng)輸送燃油,采用渦輪流量計和壓力傳感器來監(jiān)測進油壓力和流量,噴射后的燃油用輸油泵送回油箱。 燃油噴射過程中,使用LED 光源照亮噴油器的透明油嘴,高速相機在定容彈的另一側(cè)進行拍攝。 高速相機可以拍攝到噴嘴內(nèi)部的空穴流動及噴孔噴出的油霧,隨后將數(shù)字圖像傳輸?shù)接嬎銠C中進行后續(xù)的分析和處理,其試驗系統(tǒng)示意圖如8 所示。

圖8 噴霧可視化試驗系統(tǒng)示意圖Fig.8 Schematic diagram of spray visual test system

上海交通大學采用由定容燃燒彈、預混容器、高壓共軌燃油噴射系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和CMOS 高速攝影系統(tǒng)組成的蒸發(fā)噴霧液相貫穿距光學測試系統(tǒng),研究了噴射壓力、環(huán)境溫度及環(huán)境密度對柴油蒸發(fā)噴霧液相貫穿距發(fā)展的影響,為柴油機噴霧燃燒系統(tǒng)的設計優(yōu)化提供了參考[73]。 中南大學能源科學與工程學院的動力試驗室利用GS-1000 型高壓共軌燃油噴射試驗臺和可視化耐高壓容器,通過Motion Pro X-3 高速攝影,采用頻閃照相的方法對圖像進行定量分析,提高了圖像分析的效率和精度,直觀地對燃油霧化特性的影響參數(shù)進行了分析[74]。 西安交通大學的魏衍舉等[75]采用Phantom Miro eX4 型高速攝像機利用背光法拍攝缸內(nèi)柴油油束的混合過程,對強渦流場中柴油噴霧擴散特性的影響參數(shù)進行了研究。 北京理工大學的吳晗等[76]采用背光成像和陰影技術(shù),研究了空氣輔助噴射系統(tǒng)煤油噴霧特性。 南京航空航天大學利用Hotron 公司的FASTCAMSA1.1 高速攝影機對不同工況噴霧過程進行高速拍攝,研究了不同操作工況燃油噴霧的發(fā)展形態(tài)[77]。

3 未來重油噴射關鍵技術(shù)及發(fā)展方向

當前,重油航空活塞發(fā)動機的研發(fā)大多還停留在基本性能的實現(xiàn)階段,對于控制策略的合理性、電磁系統(tǒng)的可靠性、燃油噴射技術(shù)的適應性等暫未做深入的研究,并且隨著“碳中和”“碳達峰”概念在資本市場的爆發(fā),負碳生物燃料等可持續(xù)燃料的應用也成為通用航空發(fā)展的大方向[78]。

3.1 二沖程缸內(nèi)直噴燃油噴射技術(shù)

當前,壓燃式重油航空活塞發(fā)動機的功重比多分布于1 kW/kg 左右,并且產(chǎn)品多以較成熟的四沖程發(fā)動機改制為主。 二沖程點燃式發(fā)動機雖能滿足部分通航飛機的巡航動力要求,但是其工作原理存在掃氣損失及過后排氣問題,未燃碳氫化合物的排放量高,點燃重油存在不同程度的爆震問題[16]。

二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動機沒有點火系統(tǒng),對標四沖程,其零件數(shù)量少、功重比大、超載能力強、過量空氣系數(shù)大、對油氣混合比例的變化不敏感,發(fā)生空中停車的概率極小。 因此,二沖程壓燃式重油航空活塞發(fā)動機是未來主要發(fā)展方向。二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動機性能提升的關鍵是更短的時間內(nèi)在缸內(nèi)形成均勻的混合氣,得到適用于二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動機的噴油規(guī)律,減少未燃碳氫化合物的排放,這給燃油噴射系統(tǒng)提出了極大的挑戰(zhàn)[79]。 對于直噴系統(tǒng),缸內(nèi)直噴噴油器的設計主要考慮其孔數(shù)、孔徑、噴孔錐角及分布等方面對缸內(nèi)混合氣形成的影響[80]。 噴油器作為燃油噴射系統(tǒng)的核心部件,對發(fā)動機的性能有至關重要的影響。 發(fā)動機轉(zhuǎn)速高、功率大、爆壓高的特點,以及航空活塞發(fā)動機緊湊的空間,都給噴油器的設計增加了很大的難度[81]。 高速電磁閥技術(shù)的發(fā)展給電控缸內(nèi)直噴技術(shù)的實現(xiàn)提供了保證,雖然當前的電控高壓共軌燃油供給系統(tǒng)已經(jīng)在部分重油航空發(fā)動機上應用,但是其大部分是車用發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)改進而成,更多的是為四沖程發(fā)動機定制,其響應速度、噴射頻率、重量、布局與可靠性并不適用于二沖程航空活塞發(fā)動機的需求。 未來依托結(jié)構(gòu)優(yōu)化、新型材料、智能診斷、故障保護和冗余設計等技術(shù)的進步,正向設計出布局緊湊、質(zhì)量輕、能持續(xù)穩(wěn)定工作在高負荷區(qū)間、適用于低溫環(huán)境的缸內(nèi)直噴脈沖式電控燃油噴射系統(tǒng)是提升重油航空活塞發(fā)動機性能的一個關鍵[82]。

3.2 燃油噴射與燃燒室匹配技術(shù)

航空活塞發(fā)動機燃燒室內(nèi)燃油噴射、缸內(nèi)氣流組織及燃燒室形狀的匹配需要考慮到航空活塞發(fā)動機的性能需求及外界環(huán)境的變化[83]。 航空活塞發(fā)動機轉(zhuǎn)速較高,采用直噴技術(shù)后,要在極短的時間內(nèi)使燃油與氣流在燃燒室內(nèi)混合形成可燃混合氣,在進行直噴設計時,必須考慮影響缸內(nèi)混合氣形成的參數(shù),重視燃油噴射參數(shù)與燃燒室形狀的合理匹配,以及缸內(nèi)氣體流動對霧化效果的影響;還要考慮到海拔高度變化所引起的外界環(huán)境參數(shù)的變化,隨著海拔升高,進氣壓力下降,環(huán)境溫度下降,導致缸內(nèi)進氣量下降,進而氣缸中的流場強度和掃氣效率均下降,此時航空活塞發(fā)動機燃油噴射與燃燒室壁面碰撞的現(xiàn)象比普通內(nèi)燃機強烈得多,撞壁重油的蒸發(fā)及壁面堆積重油的蒸發(fā)在蒸發(fā)總油量中比例變大,對缸內(nèi)燃燒質(zhì)量有重要的影響[84]。 由于結(jié)構(gòu)限制無法進一步提高壓縮壓力和壓縮比,如何保證二沖程重油航空發(fā)動機的油氣混合、燃燒效率,成為航空活塞發(fā)動機提升動力性能的關鍵。 研究適用于重油航空活塞發(fā)動機的噴射參數(shù)與燃燒室匹配技術(shù)成為研究重油航空活塞發(fā)動機的一個重要切入點。

3.3 先進的燃油噴射控制策略

電控燃油噴射系統(tǒng)對發(fā)動機控制的優(yōu)劣主要取決于對ECU 的控制策略[85]。 因此,對二沖程重油活塞發(fā)動機噴油策略進行研究,具有重要的現(xiàn)實意義。 重油航空黏度大,蒸發(fā)性差,在冷機狀態(tài)下霧化效果差,混合氣形成困難,冷起動性能差,這與重油航空發(fā)動機高安全性、高穩(wěn)定性的適航準則背道而馳;航空活塞發(fā)動機飛行時高度變化較快,進入發(fā)動機氣缸內(nèi)的氧含量變化也較快,并且隨著海拔高度的上升,大氣壓力不斷下降,單位體積內(nèi)的氧含量也不斷下降,因此采用與車用發(fā)動機相同的控制策略顯然不能滿足航空活塞發(fā)動機的性能需求。

當前,關于航空活塞發(fā)動機控制策略的研究主要集中在航空汽油活塞發(fā)動機的3 種控制策略,即基于MAP 圖的開環(huán)、怠速工況中的閉環(huán)及基于模型的空燃比控制策略[86]。 壓燃式重油航空活塞發(fā)動機與點燃式不同,發(fā)動機不能直接調(diào)節(jié)進氣量,只能根據(jù)實時轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)矩調(diào)節(jié)循環(huán)供油量,而進氣量和循環(huán)供油量之間是隨動變化的,當前針對壓燃式航空活塞發(fā)動機的控制策略研究很少。 采用先進的供油策略使缸內(nèi)空燃比或過量空氣系數(shù)在一個合理的閾值內(nèi)波動,保證良好的燃燒過程,從而更好地控制發(fā)動機,這是未來重油航空活塞發(fā)動機研究的熱點。

3.4 適用于負碳燃料的燃油噴射系統(tǒng)

在燃料的原料來源、制備、輸運和使用等過程中使用碳捕獲、碳封存和低碳高效利用等技術(shù),使其全生命周期總碳排放小于零的燃料稱之為負碳燃料[87]。

近年來,通用航空保持著持續(xù)增長的態(tài)勢,對航空燃料的需求與日俱增,燃用傳統(tǒng)航油帶來的碳排放逐年增加,為了保證通用航空的可持續(xù)發(fā)展,推進低碳革命,通航產(chǎn)業(yè)對碳排放的追求也達到了前所未有的高度[88]。 為了降低碳排放,負碳生物燃料成為一種完美的重油替代品,其作為一種可再生的能源,來源廣泛,尤其是可以用微藻作為原料進行負碳生物燃料的制備,具有生長快、廉價易得和含油量高的優(yōu)點。 負碳生物燃料替代部分傳統(tǒng)燃料,從環(huán)境的角度來說,對節(jié)約化石能源、實現(xiàn)可持續(xù)發(fā)展有著重要意義。 從航空業(yè)的需求上來說,是一項有價值有前景的課題。 除此之外,如果對航空活塞發(fā)動機的燃油噴射過程實現(xiàn)智能化可調(diào)參數(shù)控制,就可以對燃燒過程、熱效率及燃油消耗率產(chǎn)生積極的影響。 探索智能可調(diào)參數(shù)在柴油機燃燒過程和噴油之間的關系,建立燃燒模型并采用仿真或者試驗手段進行驗證,對于節(jié)能減排具有重大意義[89]。

現(xiàn)有的重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)燃用負碳生物燃料后,由于負碳生物燃料的黏度、霧化效率、燃燒充分程度等與傳統(tǒng)重油不同,容易引起發(fā)動機缸內(nèi)的積碳、結(jié)焦,對發(fā)動機工作性能產(chǎn)生重要影響。 開發(fā)適用于負碳燃料的航空活塞發(fā)動機燃油噴射系統(tǒng)對于推進通用航空的低碳革命而言非常關鍵[90]。

4 結(jié) 論

通用航空正快速向高端發(fā)展,將渦軸發(fā)動機、活塞發(fā)動機、純電動系統(tǒng)及混合動力系統(tǒng)進行對比,從整個動力系統(tǒng)來看,渦軸發(fā)動機由于轉(zhuǎn)速高需要配備減速器,雖然發(fā)動機質(zhì)量較輕,但系統(tǒng)功重比優(yōu)勢不明顯,且燃油消耗率較高。 純電動系統(tǒng)充電時間長、續(xù)航時間短、過放電會導致電池性能下降,高空低溫時電池性能下降明顯。 混合動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對復雜,成本高。 因此,活塞發(fā)動機在短時間內(nèi)仍占據(jù)主導地位[4,91]。 重油航空活塞發(fā)動機又因其低油耗、高可靠性成為航空活塞發(fā)動機一個重要的分支,重油噴射技術(shù)作為重油航空活塞發(fā)動機的核心技術(shù)之一,對發(fā)動機的缸內(nèi)燃燒過程具有重要影響。

本文對當前重油航空活塞發(fā)動機各類燃油供給系統(tǒng)的研究進展進行了總結(jié),分析各類燃油供給系統(tǒng)的優(yōu)缺點,對其適用的經(jīng)典機型進行了梳理;將重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射技術(shù)的研究進展從理論、仿真及試驗的角度進行了分析,提出了研究重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射技術(shù)的難點,對具有實際工程意義的研究方案提出了建議;綜合通用航空對發(fā)動機動力性能、可靠性和環(huán)境友好性等方面的需求,對未來重油航空活塞發(fā)動機燃油噴射技術(shù)的發(fā)展方向提出了建議。 本文的研究結(jié)論如下:

1) 重油航空活塞發(fā)動機的燃油供給系統(tǒng)具有多樣性,匹配發(fā)動機時需要綜合考慮功重比、可靠性、安全性及動力性能。 進氣道重油噴射系統(tǒng)和空氣輔助噴射系統(tǒng)目前多適用于小型航空活塞發(fā)動機;基于車用發(fā)動機改制的航空活塞發(fā)動機多用高壓共軌燃油噴射系統(tǒng),正向研發(fā)的重油航空活塞發(fā)動機多用機械脈沖式燃油供給系統(tǒng)。

2) 重油噴射技術(shù)是重油在毫秒級的時間里經(jīng)過一系列霧化發(fā)展成小液滴并與缸內(nèi)氣流混合的過程,這一過程的復雜程度很難用單一的方法進行研究,因此重油噴射技術(shù)的發(fā)展需要依托理論分析、仿真計算及大量的試驗研究相互配合,這樣能夠縮短研發(fā)周期,節(jié)約成本,具有實際的工程意義。

3) 高功重比、高燃燒效率、低油耗及低污染是未來重油航空活塞發(fā)動機發(fā)展的必然趨勢,因此,二沖程壓燃的結(jié)構(gòu)形式、缸內(nèi)直噴與燃燒室匹配的技術(shù)方案、適用于高空特性的先進燃油噴射控制策略及適用于負碳燃料的燃燒系統(tǒng)是未來重油航空活塞發(fā)動機的發(fā)展方向。

未來應該抓住通用航空井噴式發(fā)展的局勢,充分借鑒國內(nèi)外先進的技術(shù),以二沖程壓燃式航空活塞發(fā)動機為研究關鍵,針對各類航空器的動力需求,對重油航空活塞發(fā)動機進行正向自主設計,全面推進通用航空動力系統(tǒng)的發(fā)展。