二冲程航空活塞发动机增压匹配研究和优化

张朔，赵振峰，董雪飞，叶莹

(1.北京理工大学 机械与车辆学院，北京 100081；2.北京航天无人机系统工程研究所，北京 100094)

0 引言

活塞式航空发动机是中低空、长航时无人机的主流动力装置，其中二冲程航空活塞发动机具有功重比高、结构简单、成本低、维护方便等特点，在中小型无人机动力领域占据了重要地位[1]。但是，目前二冲程航空活塞发动机大多数采用自然吸气，当无人机处于高海拔环境时，由于空气稀薄，发动机循环进气量减少、功率下降，无法满足无人机的动力需求。一般情况下，发动机处于5 000 m海拔高度时，其功率约为平原环境的0.448倍[2]，这是制约活塞式航空发动机工作升限的最主要因素之一。增压技术是比较主流的解决方案，具有广阔发展和应用前景，但是对于二冲程活塞发动机，由于其特殊的扫气形式，增压存在诸多难题[3-7]：1)二冲程活塞发动机换气时间短，对扫气压差要求较高，废气涡轮会导致排气背压升高，影响换气质量；2)扫气过程存在新鲜充量“短路”现象，排气能量较低，涡轮可能无法正常工作；3)对于曲轴箱预压缩回流扫气二冲程发动机，进气压力增加会导致活塞下行，压缩曲轴箱内新鲜充量消耗的指示功增加。

二冲程发动机的增压技术多见于大功率柴油机，在小功率二冲程汽油机上应用较少[8-9]。二冲程汽油机多采用曲轴箱预压缩回流扫气的供气方式，利用活塞下行压缩曲轴箱内的新鲜充量，一般能达到1.4～1.6的预压缩比，但这种程度的预压缩不能满足高空功率恢复的需求，仍需要对进气进行增压，以补偿高空空气密度下降导致的功率损失。废气涡轮增压利用发动机自身排气能量提高进气压力，增加每个循环的进气量，进而改善发动机性能，但二冲程航空发动机增压匹配存在相当的难度。从目前研究来看，二冲程活塞发动机利用涡轮增压实现高空功率恢复，必须配合缸内直喷、废气旁通阀控制、排气调谐等技术手段。

图1 发动机原机一维仿真模型

本文通过匹配废气涡轮增压器优化排气系统结构，结合废气旁通阀控制实现二冲程航空发动机的高空功率恢复，基于GT-Power软件建立了某型二冲程航空活塞发动机的一维仿真模型；匹配了废气涡轮增压器，根据高空环境下压气机的工作状态对压气机进行变海拔匹配，结合排气系统优化设计和废气旁通阀增压压力控制，使该发动机利用废气涡轮增压达到高空功率恢复目标。

1 增压发动机仿真模型搭建

1.1 原机仿真模型搭建与验证

本文的研究对象是一台自然吸气式水平对置两缸二冲程航空活塞汽油机，供油方式为进气道电控燃油喷射，换气方式为曲轴箱预压缩回流扫气。采用进气道燃油喷射不仅对原机的改动较小，而且对于二冲程发动机而言，采用进气道喷射可以增加燃油和空气混合时间，进气在曲轴箱内经过曲轴的搅拌，混合更均匀，使缸内燃烧更稳定。根据表1所示的发动机基本参数，在GT-Power软件中建立该发动机的一维模型，模型基本结构如图1所示。

表1 发动机建模基本参数

为了验证本文所建模型的准确可靠性，搭建总体布置如图2所示的发动机实验台。该平台包括航空活塞发动机、电涡流测功机及其控制系统、空气流量计、油耗仪、燃烧数据采集系统和发动机控制系统等。

图2 发动机实验台总体布置

基于该实验平台，对发动机进行地面性能实验(地面温度300 K，地面大气压力1 bar，节气门全开)，一维模型性能仿真结果与实验数据对比如图3、图4所示。

图3 6 000 r/min缸压对比图

图4 燃油消耗率、功率对比图

由图4可见，燃油消耗率曲线在高转速工况下出现了下降的情况，这是因为原机针对额定工况进行了排气管匹配，使得高转速工况下缸内捕获率提高，油耗降低。从图3、图4中还可以看出，仿真计算得到的缸压、功率、油耗3项数据和实验数据基本吻合，各工况点数值误差均在5%以内，可以认为该一维仿真模型可信，可以以此为基础进行后续增压方案设计与优化。

1.2 增压发动机仿真模型搭建

基于1.1节建立的发动机原机模型，根据发动机的折合流量、废气温度等参数为发动机匹配增压器，并根据增压器特性在GT-Power中构建涡轮和压气机模块，建立增压发动机仿真模型[10-11]，进行增压器与发动机的匹配，使二者在工作范围内可以正常联合工作，且具有较高的联合工作效率。

根据无人机飞行任务剖面内的折合流量范围，匹配增压器的压气机折合流量范围，选择某型增压器并进行建模，仿真得到发动机和增压器的压气机联合运行状态如图5所示。从图5中可以看出，联合运行曲线处于压气机工作的高效率区，且沿着等效率圈法线方向，表明该型增压器适合该发动机。

图5 压气机与发动机联合运行曲线

根据压气机与涡轮的平衡关系，对涡轮特性(MAP)进行匹配，使涡轮与压气机达到平衡。经过调整，废气涡轮流量特性如图6所示。

图6 废气涡轮流量特性图

对进气进行增压可以使高空功率恢复，但仍需要根据无人机任务剖面对动力系统的要求，通过增压匹配满足无人机随飞行高度增加而变化的动力需求，控制增压器逐渐介入，达到高空功率部分补偿的目的。

1.3 变海拔匹配

随着海拔的升高，空气的压力、温度、密度逐渐降低，对涡轮增压发动机的性能会造成影响，在特定环境下测定的压气机通用特性曲线也不再适用[3,12]，因此需要对涡轮增压发动机进行变海拔匹配，研究变海拔环境下发动机的工作状况。

为使压气机的通用特性曲线可以在不同大气环境下使用，需要利用相似理论计算压气机的折合流量与折合转速，对压气机通用特性曲线进行重新绘制。研究气体流动时，大多忽略气体重力，主要关注压缩性和黏性，一般认为当马赫数和雷诺数相等时即可认为流动相似。通常情况下，只要马赫数相同，气体流动就是相似的，但是由于随海拔高度的上升，空气密度降低，雷诺数减小，气体黏性力作用不可忽略，因此根据马赫数相似重新绘制出的压气机通用特性图会有偏差。对此可以利用进口雷诺数修正增压器通用特性图，该方法主要对折合流量、压比以及效率进行修正[12]，修正后的压气机通用特性曲线仍采用折合参数表示。

增压器的绝热效率ηc和雷诺数Re的关系可用经验公式(1)式表示，沿程阻力系数用紊流光滑区的布拉修斯公式计算为

(1)

式中：下标0和h表示海拔高度。

当温度对雷诺数的影响不能忽略时，有(2)式成立：

(2)

式中：p1表示压气机进口压力；T1表示压气机进口温度。

压气机通用特性图中的折合流量qmc可用(3)式、(4)式计算如下：

(3)

(4)

式中：qm为流量；pref为地面参考压力；p0为压气机入口滞止压力；T0为压气机入口滞止温度；Tref为地面参考温度。

在同一条折合转速线上，压比πc可用(5)式、(6)式、(7)式、(8)式计算如下：

(5)

(6)

(7)

(8)

式中：k1为流量系数比；k2为压头系数比；k3为功率系数比；k为绝热系数；φ为流量系数；ψ为压头系数；μc为功率系数；下角标0和h为海拔高度。

根据上述修正公式，对压气机的通用特性曲线进行修正，得到适合各海拔环境的压气机通用特性曲线，并据此修改仿真模型。在0～7 000 m海拔下，以1 000 m为梯度进行无人机5个典型工况的匹配计算，典型无人机发动机工况点如表2所示，仿真计算得到不同海拔功率恢复情况如表3所示，表3中无数据部分表示对应工况下排气能量不足以驱动增压器进行正常工作。仿真结果显示，随着海拔升高和负荷减小，增压器能够正常工作的工况点逐渐减少。海拔增加会导致空气密度和压力减小，负荷减小会导致进气流量减少，二者都会导致进气质量减少、缸内燃烧压力降低，从而导致排气能量降低，无法正常驱动增压器工作。

表2 典型无人机发动机工况点

表3 不同海拔功率恢复结果 Tab.3 Power recovery results at different altitudes kW

以上结果表明，废气涡轮增压二冲程发动机在高海拔和中小负荷工况下会出现排气能量不足的现象，在高空环境下无法实现理想的功率恢复，如果要获得理想的增压效果，就需要对增压系统进行优化设计和控制，拓宽增压器的工作范围。

2 增压方案优化设计

增压系统优化设计从排气系统结构优化和废气旁通阀控制两方面进行。对排气管尺寸进行优化，合理利用排气压力波动提升增压器入口处的排气能量，可以拓宽增压器的工作海拔范围。本文首先通过理论计算确定能够产生最佳排气调谐的排气管尺寸范围，然后在尺寸范围内进行分组仿真、获得最佳排气调谐的排气管尺寸，再针对改进后的排气系统，结合废气旁通阀的控制策略调整，对废气旁通阀开度MAP进行重新设计，以控制发动机在各海拔下的增压度，使整体性能趋于最优。

2.1 排气系统优化设计

图7 涡前排气部分初始方案

根据(9)式，可以得到管内声速a，该速度等同于该状态下的压力波传播速度：

(9)

式中：R为气体常数；T为热力学温度。对于废气，气体常数R=287.14 J/(kg·K)；k=1.4.

根据压缩波需要在下止点附近时刻返回排气口，可得到(10)式：

(10)

式中：Lp为膨胀管长度；θe为排气口开启持续角度；θp为排气压缩波波峰出现时刻相对排气口开启时刻的延迟角度；n为发动机转速。

根据膨胀波需要在排气口关闭前返回排气口，可得到(11)式：

(11)

式中：LT为排气管总长度。

(9)式、(10)式、(11)式表示的最佳压力波谐振效应如图8所示。其中A表示膨胀波，B表示压缩波。

池塘里的鱼不多，离家又远。邻居多次示意他就在附近的河沟里钓，鱼多不说，个头也不小。他懒得理别人，还是一根筋似的往池塘边跑。久而久之，邻居们就骂他瓜娃子，还根据他的一根筋的烂脾气，给他取了一个绰号叫牛黄丸。

图8 排气管内压力波最佳谐振效应

发动机额定转速对应的最大功率决定了无人机的起飞质量，是动力系统最重要的指标，因此排气管的几何尺寸优化应优先提升最大功率，同时保证中低转速下发动机的排气能量能够驱动增压器正常工作。发动机和螺旋桨进行匹配后，扭矩负荷和转速具有一一对应关系，发动机为线工况工作。因此，根据最佳排气压力谐振效应，以额定转速附近的工作区间为目标，计算得到各段管长度、两端直径的取值范围，并根据该范围设置不同的算例进行系列仿真。仿真结果表明，当排气管总长度约1 000 mm、膨胀管最大直径约150 mm时，能够在提高发动机最大功率的同时保证中低转速下增压器正常工作，且排气背压的波动形式与增压前一致。排气背压在扫气过程开始时处于较低的水平，并随扫气口关闭而升高，且在扫气口关闭前令扫气口处出现一定量的充量倒流现象，保持了对扫气过程“短路”损失的抑制作用。

为了验证优化后的排气系统对二冲程涡轮增压发动机变海拔匹配的改善效果，仿真计算了排气系统优化后，7 000 m海拔高度下发动机在各典型工况下增压器的匹配结果，如图9、图10所示。由图9、图10可以看出，排气系统优化后，7 000 m海拔高度下，增压器可以正常工作的工况点从优化前的1个增加到4个，且联合运行曲线沿着等效率圈法线方向，表明排气系统优化可以显著改善二冲程涡轮增压发动机在高海拔环境下的工作状况。排气系统优化前后，7 000 m海拔下各工况点的发动机及增压器性能对比如表4所示。由表4可以看出，发动机能够达到高空功率恢复的要求，表明排气系统优化能够有效拓宽增压器工作范围，恢复发动机在高空环境下的功率。从工况1的对比可以看出：排气系统优化后，发动机每循环的缸内捕获量从0.11 g提高到0.19 g，提高了73%；同时，进气量的增加使压缩比增大，发动机燃烧效率提高，进气量增加和燃烧效率提高的综合作用下，发动机功率提高了78%，效果显著。

在对排气系统进行调整后，原本的增压器废气旁通阀MAP将不再适用，需要重新调整废气旁通阀的MAP，以保证各海拔、各工况下增压度合适。

图9 7 000 m海拔压气机与发动机联合运行曲线(优化后)

图10 7 000 m海拔发动机与涡轮联合运行曲线(优化后)

表4 7 000 m海拔发动机及增压器的性能

2.2 废气旁通阀控制

航空发动机工作在变海拔环境下，外界环境条件经常发生变化，若想要达到理想的增压效果，且不出现过度增压或增压不足，则需要对增压程度进行控制。当前主流的可变增压技术有可变截面涡轮增压(VGT)和废气放气涡轮增压[12,16]。高空环境下废气放气涡轮增压的可靠性优于可变截面涡轮增压，而且采用电控废气旁通阀也可以在一定程度上提升发动机的低速响应性[4]，因此废气放气涡轮增压更适合。废气放气涡轮增压是在涡前排气管上安装一个可以调节开度的废气旁通阀，通过调节废气旁通阀的开度，控制部分废气直接排出，控制到达涡轮的废气量，实现对增压程度的调节[17-18]。

利用GT-Power仿真模型设置不同的旁通阀开度梯度，最终得到不同海拔环境、不同航空工况下满足发动机高空功率恢复要求的旁通阀开度MAP，如图11所示。据此MAP，发动机在全负荷(6 000 r/min、节气门全开)工况下，发动机海拔特性、压气机海拔特性、涡轮海拔特性分别如图12、图13、图14所示。

图11 旁通阀开度MAP图

图12 全负荷工况发动机海拔特性图

图13 全负荷工况压气机海拔特性

图14 全负荷工况涡轮海拔特性

如图11所示，高海拔环境下排气能量较小，要获得更好的动力性，需要完全关闭废气旁通阀，最大化利用废气能量进行增压；低海拔环境下排气能量大，需要降低增压程度，避免因过度增压而损伤发动机。因此，海拔越低，负荷越大，废气旁通阀开度越大，增压度越低。根据各海拔的功率恢复目标可以计算得到最佳废气旁通阀开度；根据无人机飞行任务对动力系统的需求，可以得到发动机高空功率恢复的目标。从图12中可以看出，全负荷工况下，增压后发动机可以覆盖功率恢复目标，有大量功率裕度，从而给无人机带来更好的动力性。而且在低海拔环境下，增压后发动机功率与非增压功率基本相当，不会造成发动机超压，没有出现增压过度现象。同时根据图12的发动机高原实验结果，可以看出仿真结果与实验结果相差较小，仿真结果可信。从图13、图14可以看出，压气机和发动机的联合运行曲线远离喘振线，涡轮处于高效率区。表明通过废气旁通阀进行增压压力控制可以满足发动机的变海拔动力需求，不会出现增压过度或增压不足的情况。

3 结论

本文通过仿真建模、实验验证模型、增压器匹配、增压器高空修正、排气系统优化、废气旁通阀MAP设计等工作对二冲程航空活塞汽油机进行了高空功率恢复研究，根据实验结果和仿真计算结果的对比分析，得出主要结论如下：

1)通过排气系统的优化设计，合理利用排气压力波组织有利的排气谐振，可以提高发动机的功率，增大排气能量，拓宽增压器的工作海拔范围，改善高海拔环境下增压器的工作状况。

2)综合利用排气系统优化设计和废气旁通阀控制，可以拓宽增压器的工作范围，合理控制增压程度，达到理想的二冲程发动机高空功率恢复效果，使发动机可以在不同海拔环境、不同飞行工况下均有良好的动力性能。

3)合理利用排气谐振和废气旁通阀控制的二冲程航空活塞发动机，可以在3 000 m海拔高度保持功率不发生衰减，在7 000 m海拔高度功率达到平原功率的76%.