點(diǎn)燃式煤油航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)試驗(yàn)研究

胡春明，王?赫，王?旸，劉?娜

?

點(diǎn)燃式煤油航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)試驗(yàn)研究

胡春明1, 2，王?赫1，王?旸1，劉?娜1

(1. 天津大學(xué)內(nèi)燃機(jī)研究所，天津 300072；2. 天津大學(xué)內(nèi)燃機(jī)燃燒學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300072)

針對(duì)噴射截止時(shí)刻、點(diǎn)火提前角以及過(guò)量空氣系數(shù)等影響因素，在一臺(tái)自主研發(fā)的單缸試驗(yàn)機(jī)上，開(kāi)展了煤油航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷機(jī)起動(dòng)燃燒特性以及相關(guān)影響因素的冷機(jī)起動(dòng)敏感度分析研究．結(jié)果表明：噴射截止時(shí)刻為60°,CA BTDC、點(diǎn)火提前角為27°,CA～30°,CA BTDC時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)容易順利起動(dòng)；過(guò)量空氣系數(shù)為0.65～0.70時(shí)，最大爆發(fā)壓力循環(huán)變動(dòng)率最低，失火現(xiàn)象消失，煤油航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)平穩(wěn)順利起動(dòng)．冷起動(dòng)敏感度分析表明：敏感性強(qiáng)弱順序依次是進(jìn)氣行程中的噴射截止時(shí)刻、過(guò)量空氣系數(shù)、壓縮行程中的噴射截止時(shí)刻、點(diǎn)火提前角．

冷起動(dòng)；敏感度分析；航空煤油；活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)

研究活塞式航空重油發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)未來(lái)軍用、民用航空領(lǐng)域具有重要意義[1]．目前活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要使用航空汽油作為燃料，相比而言，航空重油(通指航空煤油及輕質(zhì)柴油，本文研究航空煤油RP-3)的閃點(diǎn)為45～51,℃，常溫下遇明火不易發(fā)生爆炸．航空煤油飽和蒸汽壓低不易揮發(fā)，便于存儲(chǔ)．航空煤油的劣勢(shì)在于相同溫度下其運(yùn)動(dòng)黏度遠(yuǎn)大于汽油并且飽和蒸汽壓低，導(dǎo)致其難以像汽油一樣快速形成混合氣，造成冷起動(dòng)困難[2]．

國(guó)外學(xué)者針對(duì)點(diǎn)燃式航空煤油冷起動(dòng)問(wèn)題開(kāi)展了相關(guān)研究．Cathcart等[3]在一款V6二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用Orbital公司空氣輔助直噴系統(tǒng)進(jìn)行了冷起動(dòng)試驗(yàn)，結(jié)果顯示在不使用任何加熱設(shè)備和輔助霧化的設(shè)備時(shí)，最低－15,℃就可以正常起動(dòng)．Hooper[4]進(jìn)行了航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的冷起動(dòng)試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在使用柴油機(jī)電熱塞預(yù)熱2,min的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)溫度最低可達(dá)5,℃，電熱塞預(yù)熱時(shí)間越長(zhǎng)，可達(dá)到的冷起動(dòng)溫度越低；在缸頭溫度高于50,℃時(shí)，不需要電熱塞輔助即可起動(dòng)，在缸頭溫度低于45,℃時(shí)，需要電熱塞輔助才能順利起動(dòng)．Duddy等[5]通過(guò)電熱塞預(yù)熱的方法完成了煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的冷起動(dòng)試驗(yàn)．國(guó)內(nèi)關(guān)于航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)的研究還處于起步階段，南京航空航天大學(xué)的王春豐等[6]、劉銳等[7]進(jìn)行了活塞式航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)時(shí)油量控制以及冷起動(dòng)控制策略的研究．天津大學(xué)的馬帥[8]針對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)工作過(guò)程進(jìn)行了研究．本文針對(duì)如何提高燃用航空煤油的活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)性能進(jìn)行了研究．該領(lǐng)域的研究對(duì)增加活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性和實(shí)用性有重要價(jià)值．

混合氣準(zhǔn)備及點(diǎn)火策略是影響冷起動(dòng)性能的關(guān)鍵因素，本文以一臺(tái)自主研制的單缸航空試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，針對(duì)過(guò)量空氣系數(shù)、點(diǎn)火提前角、噴射截止時(shí)刻等影響因素，對(duì)起動(dòng)轉(zhuǎn)速下的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒特性進(jìn)行分析，并對(duì)相關(guān)影響因素進(jìn)行了敏感度研究．

1?試驗(yàn)裝置及方案

1.1?試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)

本文試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)是以某對(duì)置式航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)參數(shù)為參考，自主開(kāi)發(fā)的低壓空氣輔助直噴活塞式單缸航空發(fā)動(dòng)機(jī)．圖1所示為發(fā)動(dòng)機(jī)樣機(jī)，其基本參數(shù)見(jiàn)表1．

圖1?發(fā)動(dòng)機(jī)照片

1.2?臺(tái)架系統(tǒng)

臺(tái)架系統(tǒng)主要由單缸發(fā)動(dòng)機(jī)、測(cè)功機(jī)、供油系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)等組成，如圖2所示．

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)由增量型光電編碼器、ART USB2815型數(shù)據(jù)采集卡、6125CU20壓電晶體型缸壓傳感器和5011型電荷放大器組成．?dāng)?shù)據(jù)采集卡可依據(jù)增量型光電編碼器提供的時(shí)鐘信號(hào)和觸發(fā)信號(hào)獲得電荷放大器處理后的模擬信號(hào)．基于Labview編寫(xiě)的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)上位機(jī)可以讀取數(shù)據(jù)采集卡采集的數(shù)據(jù)，從而對(duì)缸內(nèi)壓力進(jìn)行顯示、處理和分析．發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)上位機(jī)是基于Labview開(kāi)發(fā)平臺(tái)編寫(xiě)，其與ECU之間通過(guò)基于CCP協(xié)議的CAN總線進(jìn)行通訊，可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的電噴參數(shù)進(jìn)行控制．空燃比分析儀為ETAS的LA4型空燃比分析儀．

表1?單缸發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)

圖2?試驗(yàn)系統(tǒng)示意

1.3?試驗(yàn)方案

2?試驗(yàn)結(jié)果及其分析

2.1?過(guò)量空氣系數(shù)對(duì)起動(dòng)轉(zhuǎn)速燃燒特性的影響

圖3?不同下50個(gè)燃燒循環(huán)最大爆發(fā)壓力

圖4 最大爆發(fā)壓力循環(huán)變動(dòng)率和IMEP隨變化趨勢(shì)

圖5?不同下缸內(nèi)壓力曲線

2.2?噴射截止時(shí)刻對(duì)起動(dòng)轉(zhuǎn)速燃燒特性的影響

圖6 平均pmax及其循環(huán)變動(dòng)率隨EOIT變化趨勢(shì)

圖7?滯燃期和急燃期隨EOIT變化趨勢(shì)

(2)隨著活塞上行，噴霧和偏心碗形活塞頂壁面引導(dǎo)相互作用使火花塞附近形成濃混合氣，濃混合氣火焰中H、OH等自由基濃度較高，H、O、OH自由基的生成和消耗在煤油點(diǎn)火中起關(guān)鍵作用，有助于縮短煤油滯燃期[14]；

(3)活塞上行導(dǎo)致溫度升高，而對(duì)多種烴類(lèi)燃料的試驗(yàn)結(jié)果表明，靠近火焰前鋒面的未燃混合氣溫度越高，層流火焰?zhèn)鞑ニ俣仍娇?，使急燃期縮短；

(4)活塞上行導(dǎo)致壓力增大，航空煤油液滴下行受到的空氣阻力增大，由韋伯?dāng)?shù)破裂準(zhǔn)則公式知，液滴內(nèi)力保持一定的情況下，作用于液滴表面的外力增大會(huì)導(dǎo)致液滴破碎的可能性增加，有利于燃油霧化質(zhì)量的提升，加速混合氣制備，使更多的混合氣參與燃燒過(guò)程，導(dǎo)致max升高．

2.3?點(diǎn)火時(shí)刻對(duì)起動(dòng)轉(zhuǎn)速燃燒特性的影響

故點(diǎn)火提前角存在一個(gè)最佳范圍27°,CA～30°,CA BTDC，使航空煤油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)轉(zhuǎn)速下發(fā)動(dòng)機(jī)做功能力較強(qiáng)，此時(shí)急燃期變化率小于0.1(點(diǎn)火提前角每變化1°,CA，急燃期所對(duì)應(yīng)曲軸轉(zhuǎn)角相應(yīng)變化)．此時(shí)PCP點(diǎn)為6.38°,CA ATDC，如圖9所示，汽油機(jī)中一般希望PCP出現(xiàn)在10°～15°,CA ATDC，位置較汽油機(jī)相比向上止點(diǎn)有所靠近．

圖8?急燃期和IMEP隨點(diǎn)火提前角變化

圖9?PCP點(diǎn)隨點(diǎn)火提前角變化關(guān)系

3?冷起動(dòng)性能影響因素敏感度分析

3.1?敏感度分析指標(biāo)和敏感度系數(shù)

3.2?參數(shù)敏感度分析

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果計(jì)算出各工況點(diǎn)對(duì)應(yīng)的IMEP，結(jié)果如圖10所示．根據(jù)圖10中的數(shù)據(jù)以及式(1)計(jì)算敏感度系數(shù)．敏感度計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖11．

（a）不同過(guò)量空氣系數(shù)對(duì)應(yīng)的IMEP

（b）不同噴射截止時(shí)刻對(duì)應(yīng)的IMEP

（c）不同點(diǎn)火提前角對(duì)應(yīng)的IMEP

圖11?影響因素的平均敏感度系數(shù)

計(jì)算結(jié)果表明，航空煤油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)性能對(duì)進(jìn)氣行程內(nèi)的噴射截止時(shí)刻最為敏感，其次為過(guò)量空氣系數(shù)，第三為壓縮行程的噴射截止時(shí)刻，點(diǎn)火提前角敏感度最小．表明進(jìn)氣行程內(nèi)的噴射截止時(shí)刻以及過(guò)量空氣系數(shù)的改變直接對(duì)可燃混合氣的制備及其分布有較大影響，而壓縮行程內(nèi)的噴射截止時(shí)刻改變對(duì)混合氣的影響次之，而點(diǎn)火提前角的改變對(duì)起動(dòng)的影響較小．

4?結(jié)?論

(3)點(diǎn)火提前角存在最佳的一個(gè)范圍27°,CA～30°,CA BTDC，IMEP較大，使航空煤油直噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)轉(zhuǎn)速下做功能力較強(qiáng)．使用航空煤油時(shí)的最佳點(diǎn)火提前角對(duì)應(yīng)最大缸內(nèi)爆發(fā)壓力位置比使用汽油時(shí)提前，原因是航空煤油燃燒速度慢，如果點(diǎn)火和使用汽油時(shí)一樣，則后燃加劇的能量損耗大于點(diǎn)火提前時(shí)壓縮負(fù)功的增加量．

［1］ Kalghatgi G T. Fuel anti-knock quality—Part I：Engine studies[C]// SAE Technical Paper. Texas，USA，2001：2001-01-3584.

［2］ Li S H，Jin Y，Ni K S. Study on the ignition factor of piston kerosene engine[J]. Advanced Materials Research，2013，779/780：705-710.

［3］ Cathcart G，Dickson G，Ahern S. The application of air-assist direct injection for spark-ignited heavy fuel 2-stroke and 4-stroke engines[C]//SAE Technical Paper. Texas，USA，2005：2005-32-0065.

［4］ Hooper P. Experimental experience of cold starting a spark ignition UAV engine using low volatility fuel[J]. Aircraft Engineering & Aerospace Technology，2015，89(1)：106-111.

［5］ Duddy B J，Lee J，Walluk M，et al. Conversion of a spark-ignited aircraft engine to JP-8 heavy fuel for use in unmanned aerial vehicles[J]. SAE International Journal of Engines，2011，4(1)：82-93.

［6］ 王春豐，魏民祥. 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒煤油冷起動(dòng)油量控制研究[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27(7)：1619-1624. Wang Chunfeng，Wei Minxiang. Research on cold start fuel flow control of aero-piston engine burning kerosene [J]. Journal of Aerospace Power，2012，27(7)：1619-1624(in Chinese).

［7］ 劉?銳，魏民祥，楊海青，等. 二沖程點(diǎn)燃式直噴煤油發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)控制策略[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2017，32(1)：213-220. Liu Rui，Wei Minxiang，Yang Haiqing，et al. Cold start control strategy of a two-stroke direct injection spark-ignited kerosene engine[J]. Journal of Aerospace Power，2017，32(1)：213-220(in Chinese).

［8］ 馬?帥. 點(diǎn)燃式航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)冷起動(dòng)工作過(guò)程的仿真研究[D]. 天津：天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，2016. Ma Shuai. The Simulation Study on the Cold Starting Process of Ignition Aviation Direct Injection Engine[D]. Tianjin：School of Mechanical Engineering，Tianjin University，2016(in Chinese).

［9］ 劉志敏，李理光，鄧寶清，等. 基于首次著火循環(huán)的低溫冷起動(dòng)特性[J]. 燃燒科學(xué)與技術(shù)，2005，11(4)：554-559. Liu Zhimin，Li Liguang，Deng Baoqing，et al. Combustion characteristics of cold start at low temperature based on the first firing cycle analysis[J]. Journal of Combustion Science and Technology，2005，11(4)：554-559(in Chinese).

［10］ 馬凡華，王?宇，汪俊君，等. 過(guò)量空氣系數(shù)對(duì)HCNG發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒排放的影響[J]. 清華大學(xué)學(xué)報(bào)：自然科學(xué)版，2008，48(8)：1340-1343.Ma Fanhua，Wang Yu，Wang Junjun，et al. Effects of excess air ratio on the combustion and emission characteristics of HCNG engines[J]. Journal of Tsinghua University：Science and Technology，2008，48(8)：1340-1343(in Chinese).

［11］ 何邦全，張?巖，謝?輝，等. 過(guò)量空氣系數(shù)對(duì)HCCI汽油機(jī)燃燒特性的影響[J]. 燃燒科學(xué)與技術(shù)，2007，13(4)：287-292. He Bangquan，Zhang Yan，Xie Hui，et al. Effect of lambda on combustion characteristics of an HCCI gasoline engine[J]. Journal of Combustion Science and Technology，2007，13(4)：287-292(in Chinese).

［12］ 王建昕，帥石金. 汽車(chē)發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M]. 北京：清華大學(xué)出版社，2011. Wang Jianxin，Shuai Shijin. Automotive Engine Fundamentals[M]. Beijing：Tsinghua University Press，2011(in Chinese).

［13］ 胡春明，李驥琦，白洪林，等. 航空直噴發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)混合氣形成的試驗(yàn)[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27(9)：1921-1927.Hu Chunming，Li Jiqi，Bai Honglin，et al. Experiment of in-cylinder mixture formation process low-pressure GDI engine[J]. Journal of Aerospace Power，2012，27(9)：1921-1927(in Chinese).

［14］ 梁金虎，王?蘇，張?燦，等. RP-3航空煤油點(diǎn)火特性研究[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，46(3)：352-360. Liang Jinhu，Wang Su，Zhang Can，et al. Studies on the autoignition characteristics of RP-3 aviation kerosene [J]. Chinese Journal of Theoretical & Applied Mechanics，2014，46(3)：352-360(in Chinese).

［15］ 鄭大勇，顏?勇，張衛(wèi)紅. 氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能敏感性分析[J]. 火箭推進(jìn)，2011，37(4)：18-23. Zheng Dayong，Yan Yong，Zhang Weihong. Analysis for performance parameter sensitivity of hydrogen/oxy-gen rocket engine[J]. Journal of Rocket Propulsion，2011，37(4)：18-23(in Chinese).

Study on Cold Start of Spark-Ignition Kerosene Direct Injection Aviation Engines

Hu Chunming1, 2，Wang He1，Wang Yang1，Liu Na1

(1. Internal Combustion Engine Research Institute，Tianjin University，Tianjin 300072，China；2. State Key Laboratory of Engines，Tianjin University，Tianjin 300072，China)

Focusing on some factors including the end of injection，spark advance angle and excess air ratio，the investigations of cold start combustion characteristics of kerosene direct injection aviation engine and the sensitivity analysis of relevant factors were conducted on a self-developed single cylinder engine. The results show that when the end of injection is 60°,CA BTDC and spark advance angle is 27°,CA～30°,CA BTDC，the engine can be started up smoothly；when excess air ratio ranges from 0.65 to 0.70，cyclical variation of peak cylinder pressure descends to the lowest point，misfire disappears and kerosene direct injection aviation engine can be started up smoothly. Cold start sensitivity analysis shows that the strong-to-weak sequence of sensibility is the end of injection in the intake stroke，excess air ratio，the end of injection in the compression stroke and spark advance angle.

cold start；sensitivity analysis；aviation kerosene；piston aviation engine

TK461

A

0493-2137(2019)01-0078-06

2018-03-05；

2018-04-16.

胡春明（1967—??），男，博士，研究員.

胡春明，cmhu@tju.edu.cn.

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51476112).

the National Natural Science Foundation of China(No.,51476112).

10.11784/tdxbz201803013

(責(zé)任編輯：金順愛(ài))