馬 帥劉 娜胡春明

（1-天津大學(xué)機(jī)械學(xué)院 天津 3 0 0 0 7 2 2-天津內(nèi)燃機(jī)研究所）

引言

活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)指的是為飛行器提供飛行動(dòng)力的往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)。從首架飛機(jī)問(wèn)世伊始到二戰(zhàn)結(jié)束，期間所有飛機(jī)的動(dòng)力裝置都采用活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)。雖然從上世紀(jì)四十年代開始活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸為燃?xì)廨啓C(jī)所替代，但由于其顯著的經(jīng)濟(jì)性優(yōu)勢(shì)至今仍廣泛應(yīng)用于無(wú)人機(jī)、教練機(jī)等低速輕型飛行器上。隨著燃料運(yùn)輸、儲(chǔ)備的安全性要求日益嚴(yán)苛，重油在活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用成為必然趨勢(shì)。這里的重油主要是指餾分在航空煤油與柴油之間的航空燃料。與汽油相比，重油具有分子量大、粘度高、閃點(diǎn)高、揮發(fā)性差等特點(diǎn)，在意外發(fā)生時(shí)被引燃的幾率相對(duì)較低，儲(chǔ)運(yùn)安全性得以保障。此外，重油能夠適應(yīng)燃料一體化的要求，并有效緩解航空汽油等輕質(zhì)燃油緊缺問(wèn)題，推動(dòng)我國(guó)的通用航空事業(yè)發(fā)展。二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、體積較小，直噴技術(shù)的發(fā)展有效克服了傳統(tǒng)二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)油氣短路的問(wèn)題。較之于四沖程發(fā)動(dòng)機(jī)而言更大的升功率和功重比，使其在航空領(lǐng)域具有得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)。本文概述了航空燃料單一化趨勢(shì)下二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)及應(yīng)用前景，總結(jié)并回顧了國(guó)內(nèi)外小型二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)重油技術(shù)的革新歷程。結(jié)合我國(guó)目前該領(lǐng)域的技術(shù)研發(fā)現(xiàn)狀，提出未來(lái)二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)的總體發(fā)展方向以及具有潛力的研究切入點(diǎn)。

1 二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀

1.1 國(guó)外現(xiàn)狀

歐美地區(qū)對(duì)于二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)的研究起步早，技術(shù)較為完善。研制的二沖程機(jī)型與四沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)共同組成輸出功率呈梯度化的龐大活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)家族，可滿足多種飛行用途需求。國(guó)外對(duì)于重油發(fā)動(dòng)機(jī)燃油霧化、缸內(nèi)流動(dòng)等核心技術(shù)研究廣泛而深入，噴油器等關(guān)鍵零部件技術(shù)處于壟斷地位。

對(duì)點(diǎn)燃式二沖程內(nèi)燃機(jī)進(jìn)行缸內(nèi)直噴改造的研究始于上世紀(jì)70年代。Sato將改造后的缸內(nèi)直噴二沖程汽油機(jī)與原型機(jī)進(jìn)行對(duì)比試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)采用缸內(nèi)直噴技術(shù)后二沖程汽油機(jī)的油氣短路損失量顯著降低，致使未燃碳?xì)涞呐欧艤p少了80%，燃油消耗率也相應(yīng)下降了21%。該項(xiàng)研究顯示了直噴技術(shù)為二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)排放性及燃油經(jīng)濟(jì)性的提高帶來(lái)的無(wú)限可能。但是由于直噴技術(shù)在起步階段主要應(yīng)用于柴油機(jī)，選用的燃油噴射系統(tǒng)并不適于汽油噴射，導(dǎo)致直噴二沖程內(nèi)燃機(jī)在低速小負(fù)荷下的失火問(wèn)題依舊嚴(yán)重[1]。

二沖程缸內(nèi)直噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃油噴射系統(tǒng)采用的技術(shù)路線主要分為兩種。一種是以高壓旋流噴射為代表的高壓直噴技術(shù)，另一種是以空氣輔助噴射為代表的低壓直噴技術(shù)。

在高壓旋流噴射系統(tǒng)中（見圖1），燃油受到高壓作用從切向入口進(jìn)入噴嘴內(nèi)部旋流腔產(chǎn)生渦流，渦流使得空氣與噴霧的相互作用增強(qiáng)，燃油的霧化蒸發(fā)速率加快。燃油由于離心力作用積聚在旋流腔的壁面上而產(chǎn)生氣液分離。氣體在噴孔中心形成空氣卷吸現(xiàn)象，液體則緊貼噴孔壁面以液膜形式噴出。切向旋轉(zhuǎn)動(dòng)量限制了噴霧的貫穿距離，減少了濕壁現(xiàn)象的發(fā)生。

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(dòng)機(jī)中較為困難，為此Heimberg于1993年提出了不需要高壓油泵的壓力沖擊噴射系統(tǒng)FICHT（Pressure Surge Injection System）[2]。該系統(tǒng)利用低壓油泵產(chǎn)生流體動(dòng)能，通過(guò)控制噴油器內(nèi)撞針使燃油在噴嘴處突然被減速，此時(shí)動(dòng)能將轉(zhuǎn)化成瞬時(shí)壓力升高，將燃油噴出。2003年，加拿大Bombardier公司的Sebastian Strauss又對(duì)壓力沖擊噴射系統(tǒng)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化，提出了噴射壓力更高的ETEC噴油系統(tǒng)[3]。E-TEC采用了外開式旋流噴嘴，旋流設(shè)計(jì)使燃油粒徑分布更加均勻，針閥升程進(jìn)一步減小，實(shí)現(xiàn)對(duì)噴油量的精準(zhǔn)控制。該系統(tǒng)噴霧的索特平均直徑SMD及DV90與FICHT噴油器噴霧相比分別減小了38%和50%。

圖1 旋流式噴油器結(jié)構(gòu)示意圖

上世紀(jì)90年代，以澳大利亞Orbital公司為代表的多家研究機(jī)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(lái)了革命性的變革[4～6]。如圖2所示，噴油器上部的燃油噴嘴以一定壓力將燃油輸送到下部的充滿壓縮空氣的儲(chǔ)氣腔中，充分利用燃油與壓縮空氣的相互作用進(jìn)行預(yù)混，隨后將油氣混合物直接噴入燃燒室中。燃油計(jì)量由燃油噴嘴實(shí)現(xiàn)，噴油正時(shí)由混合氣噴嘴執(zhí)行，二者相互獨(dú)立。因此可通過(guò)適當(dāng)?shù)娜加蛧娮旌突旌蠚鈬娮扉_啟時(shí)間差控制燃油與壓縮空氣混合作用時(shí)長(zhǎng)，延長(zhǎng)霧化時(shí)間，提高混合氣質(zhì)量。噴霧特性對(duì)缸內(nèi)壓力敏感，貫穿距隨氣缸內(nèi)壓力升高而減小，有利于實(shí)現(xiàn)混合氣分層?？諝廨o助噴射技術(shù)對(duì)燃油適應(yīng)性較強(qiáng)，對(duì)于粘度較大的重油燃料仍可以保證良好的霧化效果，試驗(yàn)中煤油霧化粒徑可達(dá)到5～12 μm。

圖2 空氣輔助噴射噴油器結(jié)構(gòu)示意圖

奧地利AVL公司Laimbock等人提出了一種將噴油器布置在掃氣口的半直接噴射的方案，該方案簡(jiǎn)便易行，可選用低成本的低壓噴油器[7，8]。AVL根據(jù)噴油器不同的位置及指向提出了四種子方案，在不同子方案中需要對(duì)掃氣口布置高度進(jìn)行調(diào)整，使噴油器所在掃氣口先于其他掃氣口開啟。將噴油器布置在掃氣道可利用掃氣氣流加速噴油嘴的冷卻，防止積碳產(chǎn)生。實(shí)驗(yàn)表明，半直接噴射系統(tǒng)通過(guò)合理優(yōu)化噴油正時(shí)，可有效地減少二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣損失，提高燃油經(jīng)濟(jì)性。

意大利摩德納大學(xué)Wilksch對(duì)某款高速二沖程缸內(nèi)直噴柴油機(jī)進(jìn)行了仿真研究[9]，利用GT-Power和KIVA分別模擬了該直列三缸柴油機(jī)在兩種不同掃氣模式下（活塞控制進(jìn)氣氣閥控制排氣的單流掃氣模式與進(jìn)排氣均由活塞控制的環(huán)流掃氣模式）的性能表現(xiàn)。結(jié)果表明機(jī)構(gòu)復(fù)雜、成本更高的單流式發(fā)動(dòng)機(jī)相較于環(huán)流式而言性能優(yōu)勢(shì)并不明顯。

1.2 國(guó)內(nèi)現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)對(duì)于二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)的研究處于起步階段，研究?jī)?nèi)容以吸收借鑒國(guó)外成熟技術(shù)為主，自主研發(fā)能力較為薄弱。早期開發(fā)大多以數(shù)值模擬為主要手段，各機(jī)構(gòu)研究方向相對(duì)集中、廣泛性差。重油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)開發(fā)路線主要有兩種，一是專門研發(fā)重油發(fā)動(dòng)機(jī)，二是將汽油機(jī)轉(zhuǎn)化為重油發(fā)動(dòng)機(jī)。目前，國(guó)內(nèi)研究人員大多采用后者。對(duì)于汽油機(jī)的轉(zhuǎn)化研究，基本保留了其原有的工作過(guò)程，主要技術(shù)難點(diǎn)在于如何使閃點(diǎn)高、粘度大的重油實(shí)現(xiàn)良好的霧化混合，以保證火花塞能夠在低溫等惡劣條件下將重油點(diǎn)燃。

國(guó)內(nèi)外小型二沖程航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)參數(shù)對(duì)比如表1所示。

表1 國(guó)內(nèi)外小型二沖程航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)參數(shù)對(duì)比[10]

西北工業(yè)大學(xué)研發(fā)的HS系列二沖程活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)是我國(guó)自主研制的小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的代表。表1中所示為HS系列二沖程活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)與德國(guó)LIMBACH生產(chǎn)的L系列部分機(jī)型性能對(duì)比。HS系列輸出功率為11～41 kW，只能滿足低速輕型飛行器的需求。與同為自然吸氣化油器供油且排量相近的國(guó)外機(jī)型相比，HS系列的動(dòng)力性存在顯著差距，搭載飛行器的載重量及航時(shí)也相應(yīng)受到影響。

重慶大學(xué)與中國(guó)科學(xué)院合作開展了3號(hào)航空煤油點(diǎn)火特性研究，該研究分別利用3種不同的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型對(duì)煤油點(diǎn)火過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬。結(jié)論認(rèn)為Honnet模型與3號(hào)煤油點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)的結(jié)果最為吻合。通過(guò)靈敏度分析得出了對(duì)煤油點(diǎn)火產(chǎn)生最大正面影響和最大負(fù)面影響的反應(yīng)步驟。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心提出了針對(duì)國(guó)產(chǎn)航空煤油的詳細(xì)和簡(jiǎn)化的燃燒反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型，采用簡(jiǎn)化機(jī)理可提高計(jì)算效率，但對(duì)部分燃燒中間產(chǎn)物模擬精度降低。由于缺乏詳盡的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，模型準(zhǔn)確性有待提高[11]。

南京航空航天大學(xué)以某公司的空氣輔助噴嘴為研究對(duì)象，利用數(shù)值模擬結(jié)合實(shí)驗(yàn)研究對(duì)該噴油器噴射3號(hào)煤油的霧化特性進(jìn)行了分析。該研究充分考慮到了噴嘴內(nèi)部的氣液兩相作用，研究成果可為重油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供理論支持。在此基礎(chǔ)上對(duì)Thielert公司的二沖程汽油機(jī)進(jìn)行煤油缸內(nèi)直噴改裝，設(shè)計(jì)了基于DSP的缸內(nèi)直噴電控硬件平臺(tái)[12]，基于該平臺(tái)進(jìn)行了噴油油膜補(bǔ)償研究及點(diǎn)火策略優(yōu)化。針對(duì)不同放電方式的3種點(diǎn)火系統(tǒng)開展了點(diǎn)火能量對(duì)活塞式煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)性能影響的實(shí)驗(yàn)研究，給出了冷啟動(dòng)工況下點(diǎn)火能量的推薦值[13]。

北京航空航天大學(xué)圍繞二沖程航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械效率提升及性能優(yōu)化開展數(shù)值模擬研究[14]。結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)的特殊性要求，對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械效率隨氣口參數(shù)、飛行高度、轉(zhuǎn)速及壓縮比等的變化規(guī)律進(jìn)行了分析；利用Boost建立了小型活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性和經(jīng)濟(jì)性的多目標(biāo)優(yōu)化模型。

北京交通大學(xué)采用仿真分析方法對(duì)定容燃燒彈中柴油和煤油混合氣預(yù)混層流點(diǎn)火特性進(jìn)行了研究，得出了柴油和煤油的點(diǎn)火特性。開展了HS-700二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)燃用重油的研究，模擬了重油混合氣分別在缸內(nèi)直接噴射和半直接噴射兩種燃油噴射方式下的形成過(guò)程，確定了影響重油的霧化特性的因素及規(guī)律[15]。

清華大學(xué)對(duì)壓燃式活塞重油發(fā)動(dòng)機(jī)的電控單元進(jìn)行研究[16]，以Centurion 1.7型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，通過(guò)電流反饋對(duì)噴射電磁閥進(jìn)行噴油控制，控制精度高，但可靠性較差。模擬研究方面，對(duì)某款雙對(duì)置二沖程柴油機(jī)額定工況下的掃氣過(guò)程進(jìn)行了仿真研究[17]，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，直流掃氣方式對(duì)于避免新鮮充量與廢氣的相互摻混效果良好，二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)掃氣質(zhì)量得以提高。

2 二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向

2.1 航空重油燃燒機(jī)理研究

國(guó)內(nèi)對(duì)于重油發(fā)動(dòng)機(jī)的研究偏重于應(yīng)用層面，基礎(chǔ)理論研究匱乏。無(wú)論是對(duì)噴油點(diǎn)火進(jìn)行優(yōu)化，或是提高混合氣質(zhì)量，其最終落腳點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)高效的燃燒。目前國(guó)內(nèi)對(duì)于重油的燃燒反應(yīng)機(jī)理的研究很少涉獵，究其原因主要是受重油燃料自身性質(zhì)所限。以航空煤油為例，其通常是由環(huán)烷烴、鏈烷烴、芳香烴等數(shù)百種化學(xué)物質(zhì)構(gòu)成的混合物，具體組分常隨產(chǎn)地、廠家、年份等因素有所變化。燃料自身復(fù)雜多變的理化性質(zhì)使重油燃燒機(jī)理研究進(jìn)展緩慢。由于國(guó)內(nèi)外航空燃料存在一定差別，國(guó)外的重油化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型只能在一定程度上模擬我國(guó)燃料的某些化學(xué)性質(zhì)。并且出于技術(shù)封鎖等原因，文獻(xiàn)中構(gòu)建細(xì)節(jié)模糊致使模型難以改進(jìn)。燃燒機(jī)理研究的滯后制約了我國(guó)活塞式重油發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展。

借助于交叉學(xué)科或跨學(xué)科合作研究對(duì)于解決這一難題至關(guān)重要。具體研究目標(biāo)主要有兩項(xiàng)：一是對(duì)某一常用航空重油燃料進(jìn)行基本理化參數(shù)測(cè)量及組分測(cè)定；二是通過(guò)單一組分替代、多組分替代等方法逐步構(gòu)建起重油的詳細(xì)燃燒機(jī)理。準(zhǔn)確的燃料物性參數(shù)將提高重油燃燒數(shù)值模擬研究的精確度和可信度。通過(guò)對(duì)于燃燒機(jī)理的研究，獲得重油燃燒過(guò)程中各級(jí)化學(xué)反應(yīng)的規(guī)則及相應(yīng)反應(yīng)條件。明確對(duì)燃燒速率起決定性的反應(yīng)步驟，根據(jù)該反應(yīng)對(duì)應(yīng)的條件要求，有針對(duì)性地對(duì)缸內(nèi)溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)、濃度場(chǎng)的分布做出調(diào)整，或在發(fā)動(dòng)機(jī)前端設(shè)置活化反應(yīng)腔對(duì)燃油進(jìn)行活化處理等。

2.2 二沖程直噴發(fā)動(dòng)機(jī)配氣系統(tǒng)研究

二沖程缸內(nèi)直噴發(fā)動(dòng)機(jī)利用新鮮空氣進(jìn)行掃氣，理論上可以完全避免油氣短路損失，并且可以通過(guò)靈活可控的噴油策略使發(fā)動(dòng)機(jī)在多種工況下達(dá)到燃油經(jīng)濟(jì)性及排放性能的綜合提升，使二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)突破自身桎梏，煥發(fā)新的生機(jī)。因此，缸內(nèi)直噴技術(shù)的應(yīng)用將是二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)的主流趨勢(shì)。

對(duì)于缸內(nèi)直噴二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的研究最早可追溯至上世紀(jì)七十年代，然而直噴技術(shù)至今沒有大規(guī)模應(yīng)用于二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)與二沖程的工作特點(diǎn)直接相關(guān)。對(duì)于缸內(nèi)直噴發(fā)動(dòng)機(jī)而言，混合氣的形成質(zhì)量是燃油噴射過(guò)程與缸內(nèi)氣流組織綜合作用的結(jié)果。而二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的配氣相位是由掃氣道位置所決定的。區(qū)別于四沖程機(jī)的氣道加工工藝，二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的掃氣道通常是鑄造而成。受到工藝精度所限，大規(guī)模量產(chǎn)時(shí)產(chǎn)品性能一致性較差。由于形位公差、表面粗糙度等因素的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際配氣相位及進(jìn)氣量與設(shè)計(jì)值偏差較大，使得缸內(nèi)氣流不能與燃油霧化形成良性配合。因此，掃氣道鑄造精度對(duì)于直噴二沖程內(nèi)燃機(jī)缸內(nèi)混合氣質(zhì)量影響的定量研究是一個(gè)值得關(guān)注的研究切入點(diǎn)。

缸內(nèi)直噴系統(tǒng)對(duì)缸內(nèi)氣流組織的高效性和精確性提出了更加嚴(yán)苛的要求。由于二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的性能受換氣質(zhì)量影響較大，因而在變工況運(yùn)行時(shí)，換氣過(guò)程的狀況易偏離設(shè)計(jì)工況，使換氣質(zhì)量變差。在提高鑄造工藝精度和氣道結(jié)構(gòu)優(yōu)化不能進(jìn)一步改善油氣混合效果時(shí)，需要開發(fā)適應(yīng)直噴的新型配氣系統(tǒng)。例如，可以將四沖程配氣系統(tǒng)中的氣門結(jié)構(gòu)引入二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)。以適當(dāng)?shù)臍獾澜Y(jié)構(gòu)結(jié)合增壓技術(shù)在缸內(nèi)形成強(qiáng)流場(chǎng)，加速燃燒過(guò)程。利用可變配氣機(jī)構(gòu)靈活控制氣門升程及氣門啟閉時(shí)間，以適應(yīng)過(guò)渡工況轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩大范圍變化的特點(diǎn)，使得各種工況下都能達(dá)到比較大的充氣效率，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力性的飛躍。

3 結(jié)論

1）活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃用重油研究意義重大、時(shí)間緊迫；二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)在小型航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域因功重比優(yōu)勢(shì)而具有良好的應(yīng)用前景。

2）國(guó)內(nèi)與國(guó)外二沖程重油發(fā)動(dòng)機(jī)研究水平相比差距大，燃油噴射技術(shù)是焦點(diǎn)。

3）針對(duì)國(guó)產(chǎn)重油的燃燒機(jī)理研究是盲點(diǎn)；在直噴技術(shù)引入二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的大趨勢(shì)下，發(fā)動(dòng)機(jī)新型配氣系統(tǒng)研究是突破口。

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