點燃式航空重油直噴發動機燃燒系統設計

趙振峰，王蕾，俞春存，劉學杰

（1.北京理工大學 機械與車輛學院，北京 100081；2.中國人民公安大學 涉外警務學院，北京 100038）

航空重油閃點高，飽和蒸氣壓低，具有較好的安全性，作為航空活塞發動機的燃料，應用于無人機，可降低后勤保障壓力和使用成本[1].但是航空重油相比汽油燃料，運動黏度大，霧化、蒸發困難[2]，尤其是在二沖程發動機上，由于油氣混合時間短的特點使缸內組織形成均質混合氣難度更大，同時燃油容易在掃氣過程中逸出排氣口造成燃油短路，增加發動機油耗[3].相比于化油器和多點電噴，缸內直噴能夠減少燃油濕壁，提升霧化效果，在各個工況都能精確控制噴油量，降低發動機的油耗并提升冷起動性能，還可以實現分層燃燒，從而有效優化爆震燃燒，是點燃式航空重油發動機的理想供油方式[4 - 5].

燃燒室是發動機實現熱功轉換的場所，其設計優劣直接關系到燃料的燃燒效率，進而影響發動機的功率和油耗.對于缸內直噴發動機的燃燒系統，設計時需要綜合考慮燃燒和油氣混合過程，由于二沖程發動機特殊的換氣方式，缸內的油氣混合時間較短，結合航空重油蒸發難度大的特點，對油-氣-室的匹配有較高的要求.二沖程重油直噴燃燒系統的設計需要進行多方面的綜合考慮，在實現混合氣理想分布、確保功率輸出的基礎上降低燃油逃逸率和燃油消耗率.SINGH 等[6]基于一臺二沖程弦外機研究了重油缸內燃燒特性；北京交通大學李蘇琪[7]研究了噴油參數對二沖程重油直噴發動機混合氣形成和燃燒特性的影響；牛燕華等[8]利用Fluent 軟件針對一款小排量二沖程缸內直噴發動機的燃燒室進行了優化設計.朱成等[9]利用CFD 對二沖程發動機直噴燃燒室方案進行了改進設計.北京理工大學航空活塞發動機團隊針對二沖程航空重油活塞發動機開展了大量基礎研究[10-13]，結果表明：二沖程航空重油活塞發動機功重比可以達到和同功率汽油機相同的水平.本文基于航空重油的特性及二沖程發動機的工作特點提出了重油直噴燃燒系統的參數化模型，基于三維CFD 仿真模型對不同燃燒室結構參數下的油氣混合機制開展研究，獲得其對燃油逃逸率和油氣混合質量的影響規律；然后通過正交分析，以指示功率和指示比燃油消耗率為評價參數，獲得滿足性能要求的最佳燃燒室參數組合.通過上述研究，獲得了基于重油燃料的二沖程航空活塞發動機燃燒系統設計方法.

1 仿真模型的建立與校核

1.1 仿真計算模型的建立

本文研究基于一臺點燃式二沖程水平對置4 缸發動機，其參數如表1 所示.發動機采用廢氣渦輪增壓系統，以滿足發動機的高空性能要求；為實現重油的良好霧化和高效燃燒，采用了空氣輔助缸內直噴系統.發動機采用活塞配氣、回流掃氣的換氣形式.在氣缸壁上設計有進氣口、掃氣口和排氣口，掃氣相位由活塞的位置控制.

表1 發動機技術參數Tab.1 Engine specifications

采用三維仿真軟件Converge 建立了發動機三維缸內工作過程模型，用于發動機缸內油氣混合機制的研究及燃燒系統的匹配設計.仿真模型除流體力學基本控制方程外，還包含了SAGE 燃燒模型、RNGκ-ε湍流模型、TAB 湍流模型以及Energy 點火模型等子模型，化學反應動力學模型為大連理工大學開發的含有40 組分、141 步化學反應的正癸烷反應機理[14].圖1 為建立的發動機計算網格.網格共分為三個部分：燃燒室、排氣道和掃氣道，計算過程中使用Converge 網格自動生成技術，并對火花塞附近、噴油嘴出口下方分別設置了多層網格加密，以提高點火及噴霧計算的準確性；依據速度和溫度梯度變化對整體計算域設置了自適應加密.

圖1 計算網格Fig.1 Computational grid

1.2 模型校核

針對發動機的額定工況，即6 000 r/min，100%節氣門，對三維仿真模型進行校核.仿真從排氣口開啟時刻-273 °CA 開始計算至87 °CA 計算結束，共360 °CA，為一個發動機循環.進出口條件均采用試驗測得的壓力邊界.所有壁面均為溫度邊界，具體設置如表2 所示.

表2 邊界條件設置Tab.2 Boundary condition setting

圖2 為三維計算和試驗測得的缸壓及放熱率曲線對比.計算結果和試驗結果的吻合度較好，最高燃燒壓力的誤差為1.97%，對應曲軸轉角的誤差為1.4 °CA，模型精度較高，可用于后續仿真研究.

圖2 計算校核結果Fig.2 Calculation and verification results

2 二沖程重油直噴燃燒室設計

二沖程發動機（主要是回流掃氣和橫流掃氣）由于沒有進排氣門的約束，燃燒室的設計較為靈活.依據傳統二沖程燃燒室設計形式，并綜合考慮缸內氣流運動、油氣混合、火焰傳播等因素，提出了圖3 所示的二沖程重油直噴發動機燃燒室結構參數化示意圖.燃燒室由平頂活塞頂面、氣缸壁和氣缸蓋組成.燃燒室的主要造型面位于氣缸蓋上，由兩個直徑相同，球心在同一高度上的球面相切而成，近似球形的燃燒室設計具有較小的面容比，能夠縮短火焰傳播距離；燃燒室在Y方向的尺寸大于X方向尺寸，與缸內氣流運動相匹配，有助于加強滾流；考慮了對燃油捕獲率的影響，燃燒室偏置于遠離排氣側.基本參數如表3 所示.

圖3 二沖程重油直噴燃燒室參數化示意圖Fig.3 Parameterization diagram for two-stroke combustion chamber with heavy fuel direct injection

表3 二沖程重油直噴燃燒室基本參數Tab.3 Basic parameters of two-stroke heavy fuel direct injection combustion chamber

以燃油逃逸率、濕壁率、蒸發率等參數來評價缸內燃油捕獲情況，以不均勻度來評價缸內混合氣濃度的空間不均勻性.綜合以上參數來綜合評價直噴燃燒室參數化設計模型的優劣.其中燃油逃逸率定義為逃逸出氣缸的燃油質量占噴入缸內的燃油總質量之比；濕壁率定義為氣缸內附壁的燃油質量占噴入缸內的燃油總質量之比；蒸發率定義為氣缸內蒸發的燃油質量占缸內捕獲燃油總質量之比；不均勻度定義為當量比分布的標準差，計算公式如下

式中： δ為混合氣不均勻度；?STD為當量比分布的標準差；mi為單個網格質量； ?i為單個網格當量比；?mean為燃燒室平均當量比.

3 燃燒室參數化分析

油氣混合是燃燒的基礎，由圖3 可知，二沖程重油直噴燃燒室的參數主要為燃燒室偏置距離a1、燃燒室深度h、燃燒室半徑r1和球心距a2，這些參數通過改變缸內氣流運動及燃油分布影響發動機的油氣混合過程，如圖4 所示.其中a1決定了燃燒室對于氣缸軸線的相對位置，a1的變化一方面會影響缸內氣流的運動，另一方面也改變了噴油位置，使缸內的混合氣分布發生變化；h、r1和a2決定了燃燒室的形狀，半徑r1同時影響燃燒室在X和Y方向的尺寸，r1越小，燃燒室形狀越狹長.r1的變化也會影響缸內氣流運動以及噴霧與燃燒室壁面間的干涉，最終影響混合氣的分布；深度h是決定燃燒室軸向尺寸的主要參數，其變化的同時也會導致Y方向長度的變化.h的變化會影響缸內氣流運動，噴霧在燃燒室內的擴散蒸發過程也存在變化，最終導致不同的油氣混合效果.

圖4 燃燒室結構參數對混合氣形成過程的影響路徑Fig.4 Influence path of combustion chamber structure parameters on mixture formation

3.1 參數設置

在壓縮比不變的情況下，調整上述4 個參數其中的任意2 個后，剩余的參數將唯一確定，因此對燃燒室偏置距離a1、深度h和半徑r1對缸內油氣混合過程的影響開展仿真研究，通過調整球心距a2保證燃燒室容積和壓縮比不變.各參數的取值范圍依據發動機的缸徑、壓縮比、冷卻水套及火花布置等尺寸約束確定.仿真工況為發動機的額定工況，噴油正時為140oCA BTDC，噴油壓力為0.65 MPa，點火正時為25oCA BTDC，通過調節循環噴油量使缸內捕獲當量比為1.表4 為燃燒室主要參數設置.序號1～3 為保持h和r1不變，a1的變化范圍為0～8 mm；序號4～6 為保持a1和h不變，r1的變化范圍為18.5～23.5 mm.序號7～9 為a1和r1不變，h的變化范圍為26.2～30.2 mm.圖5 是不同參數的燃燒室模型.

圖5 不同結構參數的燃燒室模型Fig.5 Combustion chamber models with different structural parameters

表4 燃燒室參數設置Tab.4 Combustion chamber parameter setting

3.2 結果分析

圖6 是不同燃燒室參數對滾流比的影響.滾流越強，缸內氣流運動劇烈，越有利于油氣混合.不同燃燒室參數，缸內滾流比的整體趨勢相似，均在-200 °CA ATDC 開始出現差異，并于-160 °CA ATDC左右達到峰值.滾流比的差異與不同燃燒室壁面邊界對氣流的引導作用有關.對于不同偏置距離a1，a1越小，燃燒室越靠近氣缸中心，缸內滾流比的峰值越強.在壓縮過程中，滾流比逐漸降低，a1越小，缸內滾流衰減幅度越大.在接近點火時刻，a1=0 mm 的缸內殘余滾流比最??；對于不同燃燒室半徑r1，滾流比整體差異較小，隨著r1的減小，燃燒室的徑向長度增大，能夠對缸內氣流起到更好的引導作用，因此滾流比峰值隨著r1的減小呈現小幅度的上升趨勢；對于不同燃燒室深度h，滾流比峰值隨h的增大呈現先增大后又減小的趨勢，h=28.2 mm 時的缸內峰值滾流比最大，h=30.2 mm 時的峰值滾流比最小.由圖6 所示，h減小的同時燃燒室徑向長度增大，在一定程度上有助于滾流的形成和維持，但同時縮短了氣流沿氣缸軸向的運動距離，增大了氣流對燃燒室頂面的沖擊，從而增大了動能的耗散，因此h過小時滾流比峰值反而下降.

圖6 不同燃燒室參數對滾流比的影響Fig.6 Effect of different parameters of combustion chamber on tumble ratio

圖7 為不同燃燒室參數對排氣口關閉時刻燃油逃逸率的影響.燃油逃逸主要取決于以下4 點：噴油點位置、缸內氣流運動、混合氣分布以及燃燒室邊界對燃油的約束.燃油進入缸內后在氣流的影響下向排氣口方向運動，噴油點越靠近排氣口，燃油逃逸越早，逃逸率也越大.缸內氣流速度越強，一般也會導致逃逸率增加.掃氣口關閉前的燃油逃逸主要取決于噴油點位置和燃燒室邊界對燃油的約束，從掃氣口關閉到排氣口關閉的燃油逃逸則主要取決于缸內的氣流運動和混合氣分布，混合氣分布越均勻則逃逸量越大.由圖7 可知，燃油逃逸率隨偏置距離a1、半徑r1以及深度h的增大而減小.

圖7 不同燃燒室參數的燃油逃逸率Fig.7 Escapement rate under different parameters of combustion chamber

圖8 為不同燃燒室參數對點火時刻燃油濕壁率的影響，圖9 為點火時刻氣缸內燃油蒸發率對比.燃油濕壁率對燃油蒸發率有著較大的影響，二者呈現相反的趨勢.點火時刻缸內混合氣不均勻度對點火成功率以及火焰傳播速度有較大影響，圖10 為點火時刻不同燃燒室參數對缸內混合氣不均勻度的影響.混合氣不均勻度同時受燃油逃逸率和缸內氣流運動的影響較大.

圖8 不同燃燒室參數對燃油濕壁率的影響Fig.8 Effect of different combustion chamber parameters on fuel wet wall ratio

圖9 不同燃燒室參數對燃油蒸發率的影響Fig.9 Effect of different combustion chamber parameters on fuel evaporation rate

圖10 不同燃燒室參數對混合氣不均勻度的影響Fig.10 Effect of different combustion chamber parameters on the inhomogeneity of mixture

燃油逃逸率、濕壁率、蒸發率以及混和氣不均勻度需要綜合分析.隨著偏置距離a1的增大，滾流比峰值減小，噴油位置距排氣口的距離增加，因此燃油逃逸率大幅降低.a1的增大也會導致燃油濕壁率的小幅降低，并且由于缸內氣流運動速率的下降，使燃油蒸發和油氣混合的速度變慢，點火時刻混合氣不均勻度提高.半徑r1較小時燃燒室形狀狹長導致壁面與噴霧產生干涉，盡管濕壁率的增加降低了燃油逃逸率，但同時使燃油蒸發率下降，不利于均質混合氣的形成；r1較大時，由于燃燒室徑向長度的縮短，缸內滾流比下降，同樣會導致混合氣不均勻度的提高，油氣混合質量變差.燃燒室深度h較小時，盡管表面積的增大使燃油濕壁率增大，蒸發率較低，但其徑向導流作用加強，加快了油氣混合進程，使混合氣不均勻度下降；h較大時，噴油點位置距排氣口的距離縮短的同時短壁面對燃油的約束作用加強，因此燃油逃逸率顯著降低，表面積的減小使燃油濕壁率下降，蒸發率上升，但其徑向長度縮短，導流作用降低，減弱了油氣混合進程，使混合氣不均勻度上升.

4 燃燒室參數正交分析

4.1 正交分析法及試驗方案

對于多因素多水平設計優化過程，采用全面試驗方法需要對每個因素每個水平相互搭配進行試驗，試驗量較大，經常難以實施.正交試驗方法從全面試驗中選取最具代表性的試驗點進行試驗，以較小的試驗工作量實現和全面試驗方法等效的結果.正交試驗依托正交表選擇試驗點，試驗點的選取體現“均勻分散，整齊可比”的特性，即正交表任意一列中數字出現的次數是相等的；任意兩列中數字的排列方式齊全且均衡.

采用正交分析法對二沖程航空重油直噴燃燒室的主要結構參數進行設計.燃燒室偏置距離的取值范圍為[0, 8]；燃燒室半徑的取值范圍為[18.5, 23.5]；燃燒室深度的取值范圍為[26.2, 30.2].每個因素取三個水平.表5 是正交因素-水平表.

表5 因素-水平表Tab.5 Table of factor to level

正交表頭的設計是正交試驗的關鍵步驟，可通過自由度的計算進行正交表頭的選型，即考察因素及交互作用的總自由度必須不大于正交表的總自由度.其中，正交表的總自由度等于試驗總次數減1；因素自由度等于因素水平數減1；交互作用自由度等于交互因素自由度的乘積.二沖程重油直噴燃燒室的正交設計過程共包含3 個3 水平獨立因素，不考慮交互因素的影響，綜合自由度為3×(3-1)=6，選擇正交表的總自由度必須大于等于6，因此選擇正交表頭為L9(33).表6 為所設計的正交表頭.

表6 L9（33）正交表頭Tab.6 L9(33) orthogonal meter

4.2 計算結果與分析

正交計算結果如表7 所示.

表7 正交計算結果Tab.7 Orthogonal calculation results

混合氣不均勻度與發動機指示功率的關系如圖11 所示，不均勻度越小，混合氣的品質越高，發動機指示功率越大.

圖11 不均勻度與發動機指示功率的關系Fig.11 The relationship between the unevenness and the indicated power of the engine

燃油逃逸率與指示比油耗的關系如圖12 所示，在相同的缸內當量比條件下，逃逸率越高則循環供油量越高，因而發動機的指示比油耗增加.

圖12 燃油逃逸率與指示比油耗的關系Fig.12 Relationship between fuel escape rate and indicated specific fuel consumption

采用極差分析方法對正交計算結果進行分析，獲取最佳的二沖程重油直噴燃燒室參數設計結果.極差分析法通過計算各列因素的極差判斷各因素對評價指標影響的主次關系，從而確定各因素的優水平及最優水平組合.

極差分析過程中，定義Kjm為j列因素第m水平的試驗值，為Kjm的平均值，則各因素的極差Rj可表示為

極差計算結果如表8 所示.極差分析表明，對于發動機功率，各因素的影響主次依次為偏置距離（A）＞燃燒室半徑（B）＞燃燒室深度（C）；對于指示比油耗，各因素的影響主次依次為偏置距離（A）＞燃燒室深度（C）＞燃燒室半徑（B）.

表8 極差計算結果Tab.8 Range calculation results

圖13 所示為各因素對指示功率和指示比油耗的影響趨勢.依據發動機指示功率最大原則確定的重油直噴燃燒系統的最優組合為A1B3C1；依據發動機指示比油耗最小原則確定的重油直噴燃燒系統參數的最優組合為A3B3C3.

圖13 各因素對發動機指示功率和指示比油耗的影響Fig.13 Influence of various factors on engine indicated power and specific fuel consumption

基于上述計算結果，對以發動機指示功率最大原則確定的燃燒室參數組合（方案1：A1B3C1）和以發動機比油耗最低原則確定的燃燒室參數組合（方案2：A3B3C3）的缸內工作過程進行對比分析.圖14 是兩種方案燃燒室模型示意圖.

圖14 燃燒室方案模型對比Fig.14 Comparison of combustion chamber models

圖15 為兩種燃燒室方案燃油逃逸率和點火時刻缸內混合氣不均勻度對比.方案1 油氣混合更均勻，但方案1 燃燒室的燃油逃逸率遠大于方案2，由此導致兩者在指示功率和指示比油耗的差異.

圖15 燃油逃逸率和混合氣不均勻度對比Fig.15 Comparison of fuel escape rate and mixture unevenness

圖16 為兩燃燒室方案指示循環功和指示比油耗的對比.結果表明，方案1 的指示功率為25.7 kW，方案2 的指示功率為25.1 kW.盡管不同燃燒室結構使燃燒性能存在差異，但由于仿真過程通過調節噴油量保證缸內的當量比均為1，因而指示功率差別較小，變化幅度僅為2.4%，而不同燃燒室方案的指示比油耗存在更為明顯的差異.方案1 燃燒系統的指示比油耗為385.8 g/kWh，較方案2 增加了16.9%.說明二沖程重油直噴燃燒系統燃油逃逸率的不同對于發動機經濟性的影響顯著大于混合氣品質差別對發動機燃燒性能的影響.

圖16 單缸指示功率和指示油耗對比Fig.16 Comparison of indicated power and fuel consumption of single cylinder

圖17 為兩種燃燒系統方案缸內壓力和瞬時放熱率的仿真結果.由于方案1 的混合氣品質更高，由此導致其燃燒相位更加靠前，燃燒速度更快，放熱率和爆壓峰值更高.

圖17 缸內壓力和瞬時放熱率對比Fig.17 Comparison of cylinder pressure and instantaneous heat release rate

上述研究表明，對于二沖程重油直噴燃燒系統，燃燒室結構參數的不同會導致缸內油氣混合品質和燃油逃逸率的差異.混合氣不均勻度較大時燃燒品質下降，輸出功率降低；較高的燃油逃逸率會導致發動機油耗升高.相比而言，燃燒室結構參數對油耗的影響顯著大于對功率的影響.在滿足發動機功率輸出要求的基礎上，選擇的二沖程重油直噴燃燒室參數組合A3B3C3，即燃燒室偏置距離8 mm，燃燒室半徑23.5 mm，燃燒室深度30.2 mm，可以2.4%的功率損失獲得16.9%的經濟性改善，使發動機獲得更高的經濟性.

5 結 論

①綜合考慮火焰傳播、燃油逃逸率及缸內氣流運動等因素，提出了適用于重油燃料的偏置球型燃燒室的參數化模型.

②研究了燃燒室主要結構參數對油氣混合過程的影響規律.偏置距離、燃燒室半徑和深度的變化會影響缸內氣流、噴霧和燃燒室壁面三者間的相互作用，從而產生不同的油氣混合效果.

③采用正交試驗的方法，對偏置球型燃燒室結構參數進行設計研究，獲得了滿足發動機性能要求的最佳燃燒室參數組合.極差分析結果表明：對發動機指示功率和比油耗影響最大的參數均為偏置距離.在滿足發動機性能要求的基礎上，當二沖程重油直噴燃燒室的偏置距離為8 mm，燃燒室半徑為23.5 mm，燃燒室深度為30.2 mm 時，可使發動機以2.4%的功率損失獲得16.9%的經濟性改善.