二沖程點燃式航空煤油發(fā)動機燃油消耗率及氮氧化物排放特性分析

劉國滿，盛敬，貝太學(xué)，劉銳

（1.南昌工程學(xué)院江西省精密驅(qū)動與控制重點實驗室，江西 南昌 330099；2.山東建筑大學(xué)機電工程學(xué)院，山東 濟南 250101；3.南京工業(yè)大學(xué)機械與動力工程學(xué)院，江蘇 南京 211816）

1 引言

與四沖程工作循環(huán)相比，二沖程火花點燃式發(fā)動機具有機械效率高、轉(zhuǎn)動慣量小、功率大、體積質(zhì)量小、易操作維護等優(yōu)點[1]，可滿足小型無人機高空飛行、續(xù)航時間長等要求，在許多領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[2]。航空煤油熱值高，熱安定性好，與汽油易燃易爆的特性相比，在使用和貯存方面均具有更優(yōu)的安全性[3?4]。選擇航空煤油作為二沖程火花點燃式發(fā)動機的主要燃料來代替汽油，是目前的主要熱點問題之一[5?6]。

以航空煤油作為替代燃料，對活塞式發(fā)動機燃燒航空煤油進行探索，研究燃油經(jīng)濟性及氮氧化物排放等的影響因素，可以為后期二沖程航空煤油發(fā)動機的性能改善以及在航空和軍事領(lǐng)域中的廣泛應(yīng)用提供參考依據(jù)[7?8]。

為此，本課題組采用發(fā)動機臺架試驗與數(shù)值模擬相結(jié)合的方式，在二沖程火花點燃式發(fā)動機燃燒航空煤油方面開展了相關(guān)探索，對發(fā)動機工作時的燃油消耗率和氮氧化物排放量等的影響因素進行研究和分析。

2 二沖程點燃式航空煤油發(fā)動機數(shù)值模擬計算模型的建立

2.1 數(shù)值模擬計算模型的建立

試驗用二沖程點燃式航空煤油發(fā)動機的進氣道與曲軸箱之間的進氣是利用簧片閥進行控制，該發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 試驗用發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structural Diagram of Test Engine

GT?Power軟件是發(fā)動機工業(yè)領(lǐng)域中常用的數(shù)值模擬軟件，適用于扭矩、功率、燃油消耗率和排放等的計算分析[9]。在這里中，GT?Power軟件被用來計算二沖程火花點燃式發(fā)動機燃燒航空煤油時的燃油消耗率和氮氧化物生成量。根據(jù)圖1中所示的試驗用發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)，建立了該發(fā)動機的數(shù)值模擬計算模型，如圖2所示。

圖2 試驗用發(fā)動機的數(shù)值模擬計算模型Fig.2 Numerical Simulation Model of Test Engine

2.2 數(shù)值模擬計算模型的驗證

研究用二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的主要性能參數(shù)，如表1所示。本研究搭建了二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機試驗系統(tǒng)，主要由試驗用發(fā)動機、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、測功機、鼓風(fēng)機等組成。該試驗系統(tǒng)的臺架現(xiàn)場，如圖3所示。

圖3 二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機試驗系統(tǒng)臺架現(xiàn)場圖Fig.3 Picture of Two?Stroke Spark?Ignition Aero?Kerosene Test System Bench

表1 試驗用發(fā)動機的主要性能參數(shù)Tab.1 Main Technical Parameters of Test Engine

首先進行了發(fā)動機轉(zhuǎn)速為6000r/min時的全負荷的缸內(nèi)壓力數(shù)據(jù)采集試驗，并將該工況下獲取的缸內(nèi)壓力試驗數(shù)據(jù)與GT?Power數(shù)值計算結(jié)果進行了對比，如圖4所示。從圖4中可以看出，缸內(nèi)壓力試驗數(shù)據(jù)與GT?Power數(shù)值計算結(jié)果基本一致，兩者之間最大誤差不超過5%。

圖4 6000r/min全負荷時的缸內(nèi)壓力試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值計算結(jié)果的對比Fig.4 Comparison of Numerical Simulation Results and Test Data of Cylinder Pressure at 6000r/min Under Full Load Condition

采集得到發(fā)動機輸出扭矩、功率的試驗數(shù)據(jù)，與GT?Power數(shù)值仿真得到的扭矩、功率的數(shù)值計算結(jié)果進行了比較，如圖5所示。從圖5可以看出：在發(fā)動機轉(zhuǎn)速從3500r/min增大到6500r/min的過程中，扭矩、功率均呈現(xiàn)出先升高后降低的趨勢。扭矩的極值點出現(xiàn)在轉(zhuǎn)速6000r/min時，在6300r/min時功率達到峰值。最大功率和最大扭矩所對應(yīng)的轉(zhuǎn)速與表1中所示的試驗用發(fā)動機的性能參數(shù)中所對應(yīng)的轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)一致。

圖5 發(fā)動機的扭矩試驗數(shù)據(jù)、功率試驗數(shù)據(jù)等與數(shù)值計算結(jié)果的對比Fig.5 Comparison of Engine Torque Test Data，Power Test Data and Numerical Simulation Data Collected in Engine Test System

綜上所述，由6000r/min時的全負荷的缸內(nèi)壓力數(shù)據(jù)（3500～6500）r/min功率與扭矩的數(shù)據(jù)分析可知，創(chuàng)建的二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機數(shù)值模擬計算模型可以較準確地反映出該發(fā)動機的工作過程，能夠滿足燃油消耗率和氮氧化物生成量數(shù)值模擬計算的要求。

3 燃油消耗率與氮氧化物生成物的模型建立

3.1 燃油消耗率

燃油消耗率作為發(fā)動機模型的重要考察數(shù)據(jù)，通?？梢岳觅|(zhì)量法對其進行計算。質(zhì)量法主要是采用測量單位時間內(nèi)所消耗的燃油量來表征燃油消耗率[10]，表達式如下：

式中：t—燃燒質(zhì)量m的燃油所使用的時間；be—燃油消耗率；pe—質(zhì)量m燃油燃燒得到的有效功率；B—單位小時的耗油量。

3.2 氮氧化物生成物

捷爾多維奇（Zeldovich）提出了鏈反應(yīng)機理[11]，氮氧化物產(chǎn)生情況主要包括：

（1）氮在高溫條件下氧化得到熱力氮氧化物。

（2）氮和碳氫化合物反應(yīng)得到瞬發(fā)的氮氧化物。

（3）燃料中氮化合物燃燒轉(zhuǎn)化得到氮氧化物。

對于研究的只有在高溫條件下才可有效反應(yīng)的二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機來講，由燃料中的氮在燃燒過程中生成的氮氧化物相對較少，且瞬發(fā)的氮氧化物相對于熱力氮氧化物生成量也較小，大約僅占5%左右[12]。所以，熱力氮氧化物是主要來源。根據(jù)擴展的捷爾多維奇化學(xué)方程式，熱力氮氧化物生成原理，如表2所示。

表2 熱力氮氧化物生成原理Tab.2 The Formation Mechanism of Thermal Nitrogen Oxide

4 燃油消耗率及氮氧化物生成量的數(shù)值模擬分析

在6000r/min工況時，分別對二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機工作過程中的燃油消耗率、氮氧化物生成量的影響參數(shù)（壓縮比、空燃比、點火提前角、進氣壓力、進氣溫度等）進行了數(shù)值模擬計算。該發(fā)動機在6000r/min工況下的主要參數(shù)值，如表3所示。

表3 試驗發(fā)動機在6000r/min工況下的主要參數(shù)值Tab.3 Main Parameter Values of Test Engine at 6000r/min

4.1 壓縮比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

如圖6所示，隨著壓縮比的提高，二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的燃油消耗率呈現(xiàn)逐漸下降的趨勢，氮氧化物生成量逐漸增大。壓縮比的提高會使得發(fā)動機的壓縮行程中的缸內(nèi)溫度和壓力均上升，從而加強了航空煤油與空氣形成的混合氣中氣體分子的汽化。航空煤油與空氣混合的均勻程度更高，有利于燃燒，提高了熱效率，從而降低了燃油消耗率。但缸內(nèi)溫度的上升，促進了氮氧化物的產(chǎn)生，氮氧化物生成量增大。

圖6 壓縮比對燃油消耗率與氮氧化物生成量的影響Fig.6 Effect of Compression Ratio on Fuel Consumption and Nitrogen Oxide

4.2 空燃比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

如圖7所示，在空燃比增大的過程中，二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的燃油消耗率的變化情況為：先減小后略微增加。受氣缸中的航空煤油、空氣和未完全排出的廢氣不能完全均勻混合的影響，缸內(nèi)混合氣不能恰好在空燃比為14.7時充分燃燒完畢。在空燃比大于14.7且小于15.5時，火焰的傳播速度較快，燃燒相對更加充分，因此燃油消耗率降低。在空燃比為15.5時，燃油消耗率達到最小值。

圖7 空燃比對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響Fig.7 Effect of Air Fuel Ratio on Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

隨著空燃比的增加，二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的氮氧化物生成量為先增大后減小。

當(dāng)空燃比為15.5時，氣缸中已燃混合氣的溫度最高，但氧氣含量少，從而減小了氮氧化物生成量。當(dāng)空燃比大于15.5時，混合氣溫度下降，盡管氧氣充足，但是火焰高峰溫度較低，所以氮氧化物生成量沒有增加。

空燃比繼續(xù)增大，混合氣溫度繼續(xù)下降，氮氧化物生成量呈現(xiàn)出下降的趨勢。在空燃比為15.5時，由于已燃混合氣的火焰高峰溫度達到峰值，且氧氣量過剩，氮氧化物生成量最大。

4.3 點火提前角的變化對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

在點火提前角增大的過程中，二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的燃油消耗率的變化規(guī)律為先減小后增大，如圖8所示。其中，點火提前角為25°CA時的燃油消耗率最小。

圖8 點火提前角的變化對燃油消耗率與氮氧化物生成量影響Fig.8 Relationship Between Ignition Timing Change and Fuel Consumption and Nitrogen Oxide Production

當(dāng)點火提前角從10°CA逐漸增大到35°CA時，二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的氮氧化物生成量逐步增加。點火提前角的增大會使已燃混合氣的燃燒溫度上升且高溫狀態(tài)的持續(xù)時間加長，造成氮氧化物生成量增大。

4.4 進氣壓力變化對燃油消耗率及氮氧化物生成量的影響

二沖程火花點燃式航空煤油發(fā)動機的燃油消耗率和氮氧化物生成量隨著進氣壓力的增大而增大，如圖9所示。

圖9 進氣壓力變化與燃油消耗率與氮氧化物生成量的關(guān)系Fig.9 Relationship Between Intake Pressure Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

當(dāng)空燃比固定不變時，進氣壓力的增大使得更多質(zhì)量的空氣被吸入氣缸，完成單位有效功所消耗的航空煤油量增多。因此燃油消耗率增大，氮氧化物生成量相應(yīng)增加。

4.5 進氣溫度變化與燃油消耗率及氮氧化物生成量的關(guān)系

在進氣溫度升高的過程中，燃油消耗率和氮氧化物生成量均呈現(xiàn)逐漸增大的狀態(tài)，如圖10所示。進氣溫度的升高使得進入氣缸中的混合氣密度減小，進氣量相對減少，在空燃比不變的條件下，噴油量有所減少。所以若要維持原來低溫時的燃燒速度，需要加大噴油量，從而使得燃油消耗增大，燃燒效率降低，氮氧化物生成量逐漸增加。

圖10 進氣溫度變化對燃油消耗率與氮氧化物生成量的影響Fig.10 Relationship Between Intake Temperature Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

5 結(jié)論

（1）選取6000r/min工況，將GT?Power數(shù)值計算得到的缸內(nèi)壓力結(jié)果與發(fā)動機臺架實測的試驗數(shù)據(jù)進行了比較分析，兩者的最大誤差在5%以內(nèi)；將3500r/min到6500r/min的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的扭矩、功率的數(shù)值計算結(jié)果和發(fā)動機臺架試驗數(shù)據(jù)進行了對比，扭矩、功率均隨轉(zhuǎn)速增大出現(xiàn)了先增大后減小的變化過程，且扭矩、功率的最大值分別出現(xiàn)在轉(zhuǎn)速6000r/min和6300r/min的工況下。缸內(nèi)壓力、扭矩和功率等的數(shù)值計算結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)的變化規(guī)律基本一致，從而驗證了本文建立的發(fā)動機數(shù)值模擬計算模型的準確性。

（2）在6000r/min工況下，對燃油消耗率以及氮氧化物排放量的影響因素進行數(shù)值模擬計算分析，結(jié)果表明：壓縮比的增大使燃油消耗率減小而氮氧化物生成量增大；進氣壓力和進氣溫度的增大使得燃油消耗率、氮氧化物生成量均增大；隨空燃比和點火提前角的增大，燃油消耗率呈現(xiàn)出先減小后增大的變化過程，其極值點出現(xiàn)在空燃比為15.5和點火提前角為25°CA時；點火提前角的增大使得氮氧化物生成量增加；空燃比的增大會使氮氧化物生成量呈現(xiàn)先增大后減小的變化規(guī)律，氮氧化物生成量在空燃比為15.5時最大。