重油航空活塞發動機燃油噴射技術

丁水汀 邵龍濤 趙帥 朱錕 杜發榮 周煜

(1. 北京航空航天大學 航空發動機研究院, 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. 中國航空發動機研究院, 北京 101300)

燃油噴射系統(fuel injection system, FIS)是確保重油航空活塞發動機(heavy fuel aircraft piston engine, HF-APE)健康、穩定、最大限度發揮動力性能,保證飛機正常工作的關鍵系統。 隨著重油航空活塞發動機技術水平的不斷提升,燃油噴射系統也由簡單到復雜,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勢使其一直作為航空活塞發動機的主要燃料[1],但航空汽油飽和蒸汽壓高、閃點低、揮發性強的特性又使其常溫下遇明火容易發生爆炸,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有了明確的規定,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燃油緊缺、提高安全系數等優點,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,且起動過程轉速不穩定,發動機易熄火[7];發動機高速運轉時,燃油蒸發時間不足,排氣逸出損失大[8];隨著飛行高度的增加,航空活塞發動機的進氣溫度下降,壓縮終了缸內溫度低,燃油蒸發速率降低,混合氣質量下降,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動機采用的燃油噴射系統進行梳理;對研究燃油噴射技術的相關理論、仿真模擬及試驗方法進行總結;對二沖程缸內直噴燃油噴射技術、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等進行前瞻性探索;對重油航空活塞發動機的發展起到參考與借鑒作用。

1 重油航空活塞發動機燃油噴射系統的研究進展

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

重油航空活塞發動機燃油噴射系統歷經百年的發展,形成了以進氣道燃油噴射(port fuel injection,PFI)系統、機械燃油直噴(mechanical fuel direct injection,MFDI) 系統、高壓共軌燃油噴射(high pressure common rail,HP-CR)系統及空氣輔助噴射(air assisted direct injection,AADI)系統為代表的重油航空活塞發動機燃油噴射系統[11]。

1.1 進氣道重油噴射系統

進氣道重油噴射系統通過預熱發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研究的單位有:德國3W 公司,其開發的3W-157xiB2HFE Fi 發動機采用進氣道噴射和電輔助加熱措施燃燒JP8 航空煤油,該系統使得發動機結構異常復雜[12];美國羅切斯特理工學院的Sonex 燃燒系統采用電加熱氣缸蓋,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,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動機進行了仿真分析,分別從排氣能量、排氣背壓、掃氣系數、逃逸率及匹配工作點等方面,對進氣道噴射二沖程發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航空煤油的蒸發效果[8]。

雖然眾多科研人員對進氣道重油噴射技術進行了研究,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燃燒直接排出氣缸,造成發動機耗油率上升的缺點不可規避;重油航空辛烷值較低,點燃會造成發動機的明顯爆震[15],容易造成發動機性能迅速惡化,引起發動機機體、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

機械燃油直噴系統直接由凸輪軸驅動柱塞對燃油進行加壓,由發動機附屬機械機構完成燃油噴射和調節,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的原理。

圖2 機械燃油直噴技術原理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動機采用機械燃油噴射系統MCDI(mechanical compression direct injection),功率達到了12.5 kW[16]。 法國SMA 航空活塞發動機采用博世的分布式單體泵管嘴供油系統, 轉速為2 200 r/min,塞斯納和烏克蘭飛機制造商都裝配了SR305-230E 發動機[17]。 美國Deltahawk 公司開發的系列發動機DH-160A4、DH-180A4、DH-200A4均采用機械燃油供給系統,轉速為2 000 r/min,采用機械燃油供給系統的好處是:飛機失電之后,發動機依然可以保持部分功率運行,直至安全降落[18]。 英國WAM 系列的發動機采用機械燃油噴射系統,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,發動機轉速為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的系列二沖程重油航空活塞發動機(見圖3)均采用機械燃油直噴系統,發動機轉速為2 400 r/min。

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

機械泵管嘴系統雖然裝備了多型號重油航空活塞發動機,但其多需要配置機械調速器,調節精度較差,調速器結構相對笨重,對重油航空活塞發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

航空活塞發動機高壓共軌燃油噴射系統是由電控單元(ECU)、傳感器和執行器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的執行器,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行器控制其噴射過程。

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

最早應用高壓共軌燃油噴射系統的航空活塞發動機是Thielert Aircraft Engines(TAE)公司的Centurion 系列發動機,并大量裝備在鉆石飛機公司的飛機上[21]。 Austro 航空活塞發動機公司的AE300 同樣采用高壓共軌燃油噴射系統[22],并在2009 年通過 EASA 認證, 現在役數量大約3 000 臺[4]。 國內目前對于高壓共軌燃油噴射系統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矩控制策略進行了研究,并進行了相關控制軟件的開發[24]。 北京理工大學的孫柏剛等[25]對高壓共軌燃油供給系統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律。 產業化方面,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(重慶)有限公司與南岳電控(衡陽)工業技術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,目前均有批量生產的產品面世。

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

1.4 空氣輔助噴射系統

空氣輔助噴射系統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]。 空氣輔助噴射系統主要由高壓氣源、氣壓調節閥、油箱、油泵、油壓表、油氣調節閥、油嘴、氣嘴和ECU 等組成,其工作原理如圖5 所示。

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

空氣輔助噴射系統對燃料種類不敏感,適用于多燃料壓燃航空活塞發動機;噴霧特性受缸內壓力變化影響較大,貫穿距離隨氣缸內壓力升高而減小,有利于實現混合氣分層;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,噴油正時由混合氣噴嘴執行,二者相互獨立[30];系統的功耗遠小于高壓共軌燃油噴射系統。

20 世紀90 年代,以澳大利亞Orbital 公司為代表的多家研究機構先后提出了低壓空氣輔助噴射系統,為二沖程缸內直噴技術帶來了革命性的變革[31]。 國內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動機上研究了空氣輔助噴射系統的混合氣形成。 高宏力、張付軍教授等針對空氣輔助噴射技術開展了關于噴霧特性、噴射時刻和噴射持續期等多項研究[33]。 南京航空航天大學將傳統的二沖程進氣道噴射發動機改造為空氣輔助缸內直噴煤油發動機,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噴油壓力低,對實際發動機缸內環境比較敏感,過高的缸內壓力將影響噴霧的霧化質量。 燃油供給系統需要配備壓縮空氣,以及其他相關附件,結構相對復雜,當前多應用于小型二沖程航空發動機[35-36]。

2 重油航空活塞發動機燃油噴射技術的研究進展

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、碰壁及混合氣的形成)對重油發動機的燃燒、排放均有重要影響,重油航空活塞發動機研究過程的難點之一便是缸內霧化過程。

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中黏性液體射流的線性穩定性分析。 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,建立了燃油霧化的多維模型。Iyer和Abraham[41]從缸內霧化的環境考慮,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,該狀態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,噴霧前端會產生激波,激波會對燃油的霧化及燃燒過程產生一定的影響[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對燃油霧化做出完美的解釋,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

重油航空活塞發動機燃油噴射系統中實際的噴霧、蒸發、擴散、燃燒與傳熱等過程十分復雜,加上航空活塞發動機運行時的循環變動,要在實際運行中進行參數控制并獲得準確可靠的實驗數據并不現實[48]。 因此,集成了電磁學、熱力學和靜力學等多個學科的現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和優化匹配新型燃油噴射系統,可以大量減少試驗次數, 節省資源和時間,其在系統變參數分析上具有的低成本、短開發周期的優越性是試驗研究無可比擬的,同時仿真分析還可以發現一些在試驗中無法觀察到的新現象和新規律。

用于發動機燃油噴射及缸內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動機進行了數值模擬研究,仿真結果為發動機燃油供給系統的優化提供了理論依據。 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動機進行了CFD 仿真研究,并用臺架試驗對仿真結果進行了驗證。 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電磁閥動態特性的影響。 La等[54]在一臺空氣輔助燃油噴射的二沖程發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。

國內各單位同樣對燃油噴射技術進行了仿真研究。 天津大學的胡春明等[56]利用發動機建模軟件AMESim 建立了發動機模型,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,對航空活塞發動機瞬態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動機燃油供給系統的數學模型,用于仿真燃油供給系統內的非定常流動,通過仿真計算得到了該系統的壓力波動特性和噴油規律。 南京航空航天大學的陳林林[58]利用GT-Power 軟件建立了煤油發動機工作循環數值模型,通過分析發動機主要結構參數,調整參數(進氣壓力、空燃比、點火提前角)對煤油發動機性能的影響,為煤油發動機的參數優化匹配提供理論基礎。 北京交通大學的李長勝[59]對Dr.Schrick 公司研發的TKDI600 發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 發動機的仿真計算模型,研究并分析了發動機缸內流場、燃油噴射、混合氣形成和燃燒過程的特性,并探討了發動機的燃油碰壁現象和油膜形成機理。 此外,石允[60]應用Fire 軟件建立了HS-700 發動機的三維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流場和混合氣形成質量的影響規律。 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的仿真模型,研究了結構、運行及環境參數對該系統的影響,為空氣輔助燃油噴射系統的研究提供了理論依據。

重油航空活塞發動機缸內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、運動邊界及循環變動,航空活塞發動機缸內湍流變得異常復雜。 因此,建立可信的發動機缸內噴射優化仿真模型對燃油噴射系統研發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,對重油航空活塞發動機的技術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]。 重油航空活塞發動機燃油噴射系統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主要有高速攝影、紋影法、陰影法、相位多普勒技術(phase Doppler anemometer, PDA)和平面激光粒徑測試技術(laster sheet drop size, LSD)等,試驗裝置有光學發動機、快速壓縮機和定容彈等[66]。

缸壓采集系統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動機工作過程的數據進行實時采集、分析及存儲。 通過分析缸壓,得到滯燃期與燃燒持續期之間的相關性,由發動機性能表現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噴油量[67],對單體泵系統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主要由試驗發動機、電力測功機、燃油供給系統、冷卻系統、數據采集系統及發動機控制系統等組成。 在一臺自主研發的單缸航空活塞發動機上,針對起噴轉速、燃油溫度、點火能量對航空煤油發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 油泵試驗臺系統示意圖Fig.6 Schematic of diesel pump test bench system

燃油供給系統的循環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 機械結構示意圖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速同步,噴出的燃油完全進入到可變容積的盛油腔內。 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。

可視化試驗系統主要由燃油供給、燃油噴射、圖像采集及數據處理系統組成。 試驗中,通過輸油泵給燃油供給系統輸送燃油,采用渦輪流量計和壓力傳感器來監測進油壓力和流量,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進行拍攝。 高速相機可以拍攝到噴嘴內部的空穴流動及噴孔噴出的油霧,隨后將數字圖像傳輸到計算機中進行后續的分析和處理,其試驗系統示意圖如8 所示。

圖8 噴霧可視化試驗系統示意圖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、控制系統、數據采集系統和CMOS 高速攝影系統組成的蒸發噴霧液相貫穿距光學測試系統,研究了噴射壓力、環境溫度及環境密度對柴油蒸發噴霧液相貫穿距發展的影響,為柴油機噴霧燃燒系統的設計優化提供了參考[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,研究了空氣輔助噴射系統煤油噴霧特性。 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展形態[77]。

3 未來重油噴射關鍵技術及發展方向

當前,重油航空活塞發動機的研發大多還停留在基本性能的實現階段,對于控制策略的合理性、電磁系統的可靠性、燃油噴射技術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,負碳生物燃料等可持續燃料的應用也成為通用航空發展的大方向[78]。

3.1 二沖程缸內直噴燃油噴射技術

當前,壓燃式重油航空活塞發動機的功重比多分布于1 kW/kg 左右,并且產品多以較成熟的四沖程發動機改制為主。 二沖程點燃式發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動機沒有點火系統,對標四沖程,其零件數量少、功重比大、超載能力強、過量空氣系數大、對油氣混合比例的變化不敏感,發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動機是未來主要發展方向。二沖程壓燃式航空活塞發動機性能提升的關鍵是更短的時間內在缸內形成均勻的混合氣,得到適用于二沖程壓燃式航空活塞發動機的噴油規律,減少未燃碳氫化合物的排放,這給燃油噴射系統提出了極大的挑戰[79]。 對于直噴系統,缸內直噴噴油器的設計主要考慮其孔數、孔徑、噴孔錐角及分布等方面對缸內混合氣形成的影響[80]。 噴油器作為燃油噴射系統的核心部件,對發動機的性能有至關重要的影響。 發動機轉速高、功率大、爆壓高的特點,以及航空活塞發動機緊湊的空間,都給噴油器的設計增加了很大的難度[81]。 高速電磁閥技術的發展給電控缸內直噴技術的實現提供了保證,雖然當前的電控高壓共軌燃油供給系統已經在部分重油航空發動機上應用,但是其大部分是車用發動機燃油噴射系統改進而成,更多的是為四沖程發動機定制,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動機的需求。 未來依托結構優化、新型材料、智能診斷、故障保護和冗余設計等技術的進步,正向設計出布局緊湊、質量輕、能持續穩定工作在高負荷區間、適用于低溫環境的缸內直噴脈沖式電控燃油噴射系統是提升重油航空活塞發動機性能的一個關鍵[82]。

3.2 燃油噴射與燃燒室匹配技術

航空活塞發動機燃燒室內燃油噴射、缸內氣流組織及燃燒室形狀的匹配需要考慮到航空活塞發動機的性能需求及外界環境的變化[83]。 航空活塞發動機轉速較高,采用直噴技術后,要在極短的時間內使燃油與氣流在燃燒室內混合形成可燃混合氣,在進行直噴設計時,必須考慮影響缸內混合氣形成的參數,重視燃油噴射參數與燃燒室形狀的合理匹配,以及缸內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境參數的變化,隨著海拔升高,進氣壓力下降,環境溫度下降,導致缸內進氣量下降,進而氣缸中的流場強度和掃氣效率均下降,此時航空活塞發動機燃油噴射與燃燒室壁面碰撞的現象比普通內燃機強烈得多,撞壁重油的蒸發及壁面堆積重油的蒸發在蒸發總油量中比例變大,對缸內燃燒質量有重要的影響[84]。 由于結構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動機的油氣混合、燃燒效率,成為航空活塞發動機提升動力性能的關鍵。 研究適用于重油航空活塞發動機的噴射參數與燃燒室匹配技術成為研究重油航空活塞發動機的一個重要切入點。

3.3 先進的燃油噴射控制策略

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

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

3.4 適用于負碳燃料的燃油噴射系統

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,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增長的態勢,對航空燃料的需求與日俱增,燃用傳統航油帶來的碳排放逐年增加,為了保證通用航空的可持續發展,推進低碳革命,通航產業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點。 負碳生物燃料替代部分傳統燃料,從環境的角度來說,對節約化石能源、實現可持續發展有著重要意義。 從航空業的需求上來說,是一項有價值有前景的課題。 除此之外,如果對航空活塞發動機的燃油噴射過程實現智能化可調參數控制,就可以對燃燒過程、熱效率及燃油消耗率產生積極的影響。 探索智能可調參數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,對于節能減排具有重大意義[89]。

現有的重油航空活塞發動機燃油噴射系統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重油不同,容易引起發動機缸內的積碳、結焦,對發動機工作性能產生重要影響。 開發適用于負碳燃料的航空活塞發動機燃油噴射系統對于推進通用航空的低碳革命而言非常關鍵[90]。

4 結 論

通用航空正快速向高端發展,將渦軸發動機、活塞發動機、純電動系統及混合動力系統進行對比,從整個動力系統來看,渦軸發動機由于轉速高需要配備減速器,雖然發動機質量較輕,但系統功重比優勢不明顯,且燃油消耗率較高。 純電動系統充電時間長、續航時間短、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。 混合動力系統結構相對復雜,成本高。 因此,活塞發動機在短時間內仍占據主導地位[4,91]。 重油航空活塞發動機又因其低油耗、高可靠性成為航空活塞發動機一個重要的分支,重油噴射技術作為重油航空活塞發動機的核心技術之一,對發動機的缸內燃燒過程具有重要影響。

本文對當前重油航空活塞發動機各類燃油供給系統的研究進展進行了總結,分析各類燃油供給系統的優缺點,對其適用的經典機型進行了梳理;將重油航空活塞發動機燃油噴射技術的研究進展從理論、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動機燃油噴射技術的難點,對具有實際工程意義的研究方案提出了建議;綜合通用航空對發動機動力性能、可靠性和環境友好性等方面的需求,對未來重油航空活塞發動機燃油噴射技術的發展方向提出了建議。 本文的研究結論如下:

1) 重油航空活塞發動機的燃油供給系統具有多樣性,匹配發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和空氣輔助噴射系統目前多適用于小型航空活塞發動機;基于車用發動機改制的航空活塞發動機多用高壓共軌燃油噴射系統,正向研發的重油航空活塞發動機多用機械脈沖式燃油供給系統。

2) 重油噴射技術是重油在毫秒級的時間里經過一系列霧化發展成小液滴并與缸內氣流混合的過程,這一過程的復雜程度很難用單一的方法進行研究,因此重油噴射技術的發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,這樣能夠縮短研發周期,節約成本,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動機發展的必然趨勢,因此,二沖程壓燃的結構形式、缸內直噴與燃燒室匹配的技術方案、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是未來重油航空活塞發動機的發展方向。

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