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点燃式航空重油直喷发动机燃烧系统设计.pdf
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1、点燃式航空重油直喷发动机燃烧系统设计赵振峰1,王蕾1,俞春存1,刘学杰2(1.北京理工大学 机械与车辆学院,北京100081;2.中国人民公安大学 涉外警务学院,北京100038)摘 要:为实现航空重油在点燃式二冲程发动机上良好的油气组织和燃烧,采用计算流体动力学(computationalfluid dynamics,CFD)仿真的方法针对点燃式二冲程航空重油活塞发动机开展了缸内直喷燃烧系统设计研究,获得了适用于航空重油发动机缸内直喷方式的燃烧室设计方法.通过缸内直喷燃烧室参数化设计,得到了主要结构参数对油气混合过程的影响规律,即燃烧室的偏置距离、半径和深度的变化会影响缸内气流、喷雾和燃烧室
2、壁面三者间的相互作用,从而产生不同的油气混合效果.通过参数正交分析方法,以指示功率和指示比燃油消耗率为评价参数,获得满足性能要求的最佳燃烧室参数组合,结果表明:设计参数为偏置距离 8 mm,半径 23.5 mm,深度 30.2 mm,可使发动机以 2.4%的功率损失获得 16.9%的经济性改善.关键词:点燃式;航空重油;二冲程;缸内直喷;燃烧系统中图分类号:TK46,V234 文献标志码:A 文章编号:1001-0645(2024)02-0163-09DOI:10.15918/j.tbit1001-0645.2023.080Combustion System Design for Spark
3、Ignition Direct InjectionEngine with Aviation Heavy FuelZHAO Zhenfeng1,WANG Lei1,YU Chuncun1,LIU Xuejie2(1.School of Mechanical Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China;2.College of Foreign PoliceAffairs,Peoples Public Security University of China,Beijing 100038,China)Abstrac
4、t:To improve fuel/air organization and combustion of spark ignition(SI)two-stroke piston engine withaviation heavy fuel,a direct injection(DI)combustion system was designed and studied based on CFD simula-tion for a SI two-stroke engine,and a combustion chamber design method was obtained suitable fo
5、r the DI modeof aviation heavy fuel engine.Taking parametric design for the DI combustion chamber,the influence law of themain structural parameters on the fuel/air mixing process was obtained.The results show that variation of the off-set distance,radius and depth of the chamber can affect the inte
6、raction among the three parts,cylinder airflow,spray and the chamber wall,so as to produce different fuel/air mixing effects.Through the orthogonal parameteranalysis method,taking indicated power and indicated specific fuel consumption rate as evaluation parameters,the optimal combination of chamber
7、 parameters was obtained and met the performance requirements.The res-ults show when the parameters set as follow,8 mm offset distance,23.5 mm radius,and 30.2 mm depth,an eco-nomic improvement of 16.9%can be achieved with a power loss of 2.4%only.Key words:spark ignition;heavy fuel;two-stroke;direct
8、 injection;combustion system 航空重油闪点高,饱和蒸气压低,具有较好的安全性,作为航空活塞发动机的燃料,应用于无人机,可降低后勤保障压力和使用成本1.但是航空重油相比汽油燃料,运动黏度大,雾化、蒸发困难2,尤其是在二冲程发动机上,由于油气混合时间短的特点使缸内组织形成均质混合气难度更大,同时燃油容易在扫气过程中逸出排气口造成燃油短路,增加发动机油耗3.相比于化油器和多点电喷,缸内 收稿日期:2023 04 04基金项目:创新特区基金资助项目(21-163-03-ZT-005-01);省级科技重大专项基金资助项目(桂科 AA19254036-2)作者简介:赵振峰(19
9、74),男,副教授,E-mail:.第 44 卷第 2 期北 京 理 工 大 学 学 报Vol.44No.22024 年 2 月Transactions of Beijing Institute of TechnologyFeb.2024直喷能够减少燃油湿壁,提升雾化效果,在各个工况都能精确控制喷油量,降低发动机的油耗并提升冷起动性能,还可以实现分层燃烧,从而有效优化爆震燃烧,是点燃式航空重油发动机的理想供油方式4 5.燃烧室是发动机实现热功转换的场所,其设计优劣直接关系到燃料的燃烧效率,进而影响发动机的功率和油耗.对于缸内直喷发动机的燃烧系统,设计时需要综合考虑燃烧和油气混合过程,由于二冲程
10、发动机特殊的换气方式,缸内的油气混合时间较短,结合航空重油蒸发难度大的特点,对油气室的匹配有较高的要求.二冲程重油直喷燃烧系统的设计需要进行多方面的综合考虑,在实现混合气理想分布、确保功率输出的基础上降低燃油逃逸率和燃油消耗率.SINGH 等6基于一台二冲程弦外机研究了重油缸内燃烧特性;北京交通大学李苏琪7研究了喷油参数对二冲程重油直喷发动机混合气形成和燃烧特性的影响;牛燕华等8利用 Fluent 软件针对一款小排量二冲程缸内直喷发动机的燃烧室进行了优化设计.朱成等9利用 CFD 对二冲程发动机直喷燃烧室方案进行了改进设计.北京理工大学航空活塞发动机团队针对二冲程航空重油活塞发动机开展了大量基
11、础研究10 13,结果表明:二冲程航空重油活塞发动机功重比可以达到和同功率汽油机相同的水平.本文基于航空重油的特性及二冲程发动机的工作特点提出了重油直喷燃烧系统的参数化模型,基于三维 CFD 仿真模型对不同燃烧室结构参数下的油气混合机制开展研究,获得其对燃油逃逸率和油气混合质量的影响规律;然后通过正交分析,以指示功率和指示比燃油消耗率为评价参数,获得满足性能要求的最佳燃烧室参数组合.通过上述研究,获得了基于重油燃料的二冲程航空活塞发动机燃烧系统设计方法.1 仿真模型的建立与校核 1.1 仿真计算模型的建立本文研究基于一台点燃式二冲程水平对置 4 缸发动机,其参数如表 1 所示.发动机采用废气涡
12、轮增压系统,以满足发动机的高空性能要求;为实现重油的良好雾化和高效燃烧,采用了空气辅助缸内直喷系统.发动机采用活塞配气、回流扫气的换气形式.在气缸壁上设计有进气口、扫气口和排气口,扫气相位由活塞的位置控制.采用三维仿真软件 Converge 建立了发动机三维缸内工作过程模型,用于发动机缸内油气混合机制的研究及燃烧系统的匹配设计.仿真模型除流体力学基本控制方程外,还包含了 SAGE 燃烧模型、RNG-湍流模型、TAB 湍流模型以及 Energy 点火模型等子模型,化学反应动力学模型为大连理工大学开发的含有 40 组分、141 步化学反应的正癸烷反应机理14.图 1 为建立的发动机计算网格.网格共
13、分为三个部分:燃烧室、排气道和扫气道,计算过程中使用Converge 网格自动生成技术,并对火花塞附近、喷油嘴出口下方分别设置了多层网格加密,以提高点火及喷雾计算的准确性;依据速度和温度梯度变化对整体计算域设置了自适应加密.燃烧室排气道扫气道图 1 计算网格Fig.1 Computational grid 1.2 模型校核针对发动机的额定工况,即 6 000 r/min,100%节气门,对三维仿真模型进行校核.仿真从排气口开启时刻273 CA 开始计算至 87 CA 计算结束,共360 CA,为一个发动机循环.进出口条件均采用试验测得的压力边界.所有壁面均为温度边界,具体设置如表 2 所示.图
14、 2 为三维计算和试验测得的缸压及放热率曲线对比.计算结果和试验结果的吻合度较好,最高燃烧压力的误差为 1.97%,对应曲轴转角的误差为1.4 CA,模型精度较高,可用于后续仿真研究.表 1 发动机技术参数Tab.1 Engine specifications参数数值缸径/mm82活塞行程/mm64排量/L1.35压缩比8最大功率/kW88(6 000 r/min)164北 京 理 工 大 学 学 报第 44 卷 试验仿真3.53.02.52.01.51.00.50缸压/MPa瞬时放热效率/(JA1)曲轴转角/A250200150100500503020100图 2 计算校核结果Fig.2 C
15、alculation and verification results 2 二冲程重油直喷燃烧室设计二冲程发动机(主要是回流扫气和横流扫气)由于没有进排气门的约束,燃烧室的设计较为灵活.依据传统二冲程燃烧室设计形式,并综合考虑缸内气流运动、油气混合、火焰传播等因素,提出了图 3 所示的二冲程重油直喷发动机燃烧室结构参数化示意图.燃烧室由平顶活塞顶面、气缸壁和气缸盖组成.燃烧室的主要造型面位于气缸盖上,由两个直径相同,球心在同一高度上的球面相切而成,近似球形的燃烧室设计具有较小的面容比,能够缩短火焰传播距离;燃烧室在 Y 方向的尺寸大于 X 方向尺寸,与缸内气流运动相匹配,有助于加强滚流;考虑了
16、对燃油捕获率的影响,燃烧室偏置于远离排气侧.基本参数如表 3 所示.以燃油逃逸率、湿壁率、蒸发率等参数来评价缸内燃油捕获情况,以不均匀度来评价缸内混合气浓度的空间不均匀性.综合以上参数来综合评价直喷燃烧室参数化设计模型的优劣.其中燃油逃逸率定义为逃逸出气缸的燃油质量占喷入缸内的燃油总质量之比;湿壁率定义为气缸内附壁的燃油质量占喷入缸内的燃油总质量之比;蒸发率定义为气缸内蒸发的燃油质量占缸内捕获燃油总质量之比;不均匀度定义为当量比分布的标准差,计算公式如下=STD=vuuuuuuuuuuuuuuutNi=1mi(imean)2Ni=1mi(1)STDmiimean式中:为混合气不均匀度;为当量比
17、分布的标准差;为单个网格质量;为单个网格当量比;为燃烧室平均当量比.3 燃烧室参数化分析油气混合是燃烧的基础,由图 3 可知,二冲程重 表 2 边界条件设置Tab.2 Boundary condition setting边界条件参数活塞顶面温度/K550气缸壁温度/K500缸盖温度/K550排气道温度/K700扫气道温度/K330 Zr3r1r1r3r2r4XYa2a1d2r1h2h3h1hO1O3O2图 3 二冲程重油直喷燃烧室参数化示意图Fig.3 Parameterization diagram for two-stroke combustion chamber withheavy fu
18、el direct injection 表 3 二冲程重油直喷燃烧室基本参数Tab.3 Basic parameters of two-stroke heavy fuel direct injec-tion combustion chamber参数数值参数数值d/mm82r4/mm0.5a1/mm8h/mm30.2a2/mm2.3h1/mm2r1/mm23.5h2/mm4.7r2/mm150/()10r3/mm1.5/()70第 2 期赵振峰等:点燃式航空重油直喷发动机燃烧系统设计165油直喷燃烧室的参数主要为燃烧室偏置距离 a1、燃烧室深度 h、燃烧室半径 r1和球心距 a2,这些参数通过改
19、变缸内气流运动及燃油分布影响发动机的油气混合过程,如图 4 所示.其中 a1决定了燃烧室对于气缸轴线的相对位置,a1的变化一方面会影响缸内气流的运动,另一方面也改变了喷油位置,使缸内的混合气分布发生变化;h、r1和 a2决定了燃烧室的形状,半径 r1同时影响燃烧室在 X 和 Y 方向的尺寸,r1越小,燃烧室形状越狭长.r1的变化也会影响缸内气流运动以及喷雾与燃烧室壁面间的干涉,最终影响混合气的分布;深度 h 是决定燃烧室轴向尺寸的主要参数,其变化的同时也会导致 Y 方向长度的变化.h的变化会影响缸内气流运动,喷雾在燃烧室内的扩散蒸发过程也存在变化,最终导致不同的油气混合效果.偏置距离a1燃烧室
20、位置气流运动燃油分布深度h轴向尺寸油气混合半径r1径向尺寸球心距a2图 4 燃烧室结构参数对混合气形成过程的影响路径Fig.4 Influence path of combustion chamber structure parameters on mix-ture formation 3.1 参数设置在压缩比不变的情况下,调整上述 4 个参数其中的任意 2 个后,剩余的参数将唯一确定,因此对燃烧室偏置距离 a1、深度 h 和半径 r1对缸内油气混合过程的影响开展仿真研究,通过调整球心距 a2保证燃烧室容积和压缩比不变.各参数的取值范围依据发动机的缸径、压缩比、冷却水套及火花布置等尺寸约束确定
21、.仿真工况为发动机的额定工况,喷油正时为 140 oCA BTDC,喷油压力为 0.65 MPa,点火正时为 25 oCA BTDC,通过调节循环喷油量使缸内捕获当量比为 1.表 4 为燃烧室主要参数设置.序号 13 为保持 h 和 r1不变,a1的变化范围为 08 mm;序号 46 为保持 a1和 h 不变,r1的变化范围为 18.523.5 mm.序号79 为a1和r1不变,h 的变化范围为26.230.2 mm.图 5 是不同参数的燃烧室模型.1:a1=0 mm2:a1=4 mm3:a1=8 mm4:r1=18.5 mm5:r1=21.0 mm6:r1=23.5 mm7:h=26.2 m
22、m8:h=28.2 mm9:h=30.2 mm321654987图 5 不同结构参数的燃烧室模型Fig.5 Combustion chamber models with different structural parameters 3.2 结果分析图 6 是不同燃烧室参数对滚流比的影响.滚流越强,缸内气流运动剧烈,越有利于油气混合.不同燃烧室参数,缸内滚流比的整体趋势相似,均在200 CA ATDC 开始出现差异,并于160 CA ATDC左右达到峰值.滚流比的差异与不同燃烧室壁面边界对气流的引导作用有关.对于不同偏置距离 a1,a1越小,燃烧室越靠近气缸中心,缸内滚流比的峰值越强.在压缩过
23、程中,滚流比逐渐降低,a1越小,缸内滚流衰减幅度越大.在接近点火时刻,a1=0 mm 的缸内残余滚流比最小;对于不同燃烧室半径 r1,滚流比整体差异较小,随着 r1的减小,燃烧室的径向长度增大,能够对缸内气流起到更好的引导作用,因此滚流比峰值随着 r1的减小呈现小幅度的上升趋势;对于不同燃烧室深度 h,滚流比峰值随 h 的增大呈现先增大后又减小的趋势,h=28.2 mm 时的缸内峰值滚流比最大,h=30.2 mm 时的峰值滚流比最小.由图 6 所示,h减小的同时燃烧室径向长度增大,在一定程度上有助于滚流的形成和维持,但同时缩短了气流沿气缸轴向的运动距离,增大了气流对燃烧室顶面的冲击,表 4 燃
24、烧室参数设置Tab.4 Combustion chamber parameter setting序号偏置距离a1/mm深度h/mm半径r1/mm球心距a2/mm1030.223.52.32430.223.52.33830.223.52.34830.218.515.6续表 4序号偏置距离a1/mm深度h/mm半径r1/mm球心距a2/mm5830.221.08.26830.223.52.37826.223.512.68828.223.56.89830.223.52.3166北 京 理 工 大 学 学 报第 44 卷从而增大了动能的耗散,因此 h 过小时滚流比峰值反而下降.滚流比2.01.61.2
25、0.80.40270 240 210 180 150 120906030曲轴转角/A(a)偏置距离a1对滚流比的影响a1=0 mma1=4 mma1=8 mm滚流比2.01.61.20.80.40270 240 210 180 150 120906030曲轴转角/A(b)半径距离r1对滚流比的影响r1=18.5 mmr1=21.5 mmr1=23.5 mm滚流比2.01.61.20.80.40270 240 210 180 150 120906030曲轴转角/A(c)深度h对滚流比的影响h=26.2 mmh=28.2 mmh=30.2 mm图 6 不同燃烧室参数对滚流比的影响Fig.6 Eff
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