无人机用航空活塞发动机关键技术的研究进展*

孔祥恩 刘海峰

（天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室 天津 300072）

引言

无人机广泛应用于民用和军事领域，采用的推进系统也不同。目前无人机的推进系统主要有电动机和发动机2 类[1]，发动机主要包括活塞发动机、涡轮发动机、涡桨发动机、涡扇发动机和涡喷发动机等[2]。在众多类型的无人机动力装置中，航空活塞发动机仍占有重要地位[3]。本文从对无人机各种动力装置的比较、分析航空活塞发动机研究进展等方面进行了综述，对航空活塞发动机未来的发展方向进行了展望。

1 无人机动力装置

1.1 无人机动力装置种类及特点

动力装置作为无人机的“心脏”，其性能在很大程度上决定了无人机的整体性能。动力装置的选择取决于无人机的飞行高度、航时、工作任务等因素。当前，活塞发动机适用于低速、中低空侦察，飞机起飞质量约为几百千克，主要有靶机、侦察无人机、长航时无人机等；涡轴发动机适用于中低空、低速飞行的无人机，飞机起飞质量达到1 000 kg，如无人直升机和倾转旋翼无人机等；涡桨发动机适用于长航时、中高空飞行的无人机，飞机起飞质量达到3 000 kg；涡扇发动机适用于长航时、高空飞行的无人机，起飞重量可达十多吨重；涡喷发动机适用于航时短、中高空飞行的无人机，飞机起飞质量达到2 500 kg，主要有靶机、高空高速无人侦察机、攻击无人机等；微型电动机[4-6]适用于微型无人机，起飞质量可小于100 g[7]，用于民用、航拍、监视、搜索等用途。表1 为各种动力装置的优缺点。

表1 无人机各种动力装置类型特点

1.2 现有活塞发动机产品及性能

目前，国外主要有罗泰克斯公司（Rotax）、利姆巴赫公司（Limbach）、RCV 无人机发动机公司、猛禽涡轮增压柴油机公司等企业生产无人机用活塞发动机[9-10]。表2 列出了主要公司部分产品的主要技术参数。图1 为Rotax 系列发动机，图2 为Limbach 系列发动机。

图2 Limbach 系列水平对置式往复活塞发动机[12]

表2 部分发动机主要技术参数

图1 Rotax 系列水平对置式往复活塞发动机[11]

2 无人机活塞发动机喷雾燃烧发展分析

无人机用活塞发动机技术发展的关键包含以下几个方面：重油发动机技术、发动机可靠性、高效冷却技术、增压技术、数字电子控制系统、燃油喷射系统、轻量化设计等[9]。本文主要针对喷雾燃烧发展进行阐述。

2.1 无人机往复式活塞发动机喷雾燃烧进展

单一燃料的重油使用是未来无人机动力系统发展的必然趋势。航空活塞发动机用重油区别于传统石化行业的重油，它专指煤油型和柴油型燃料[13]。由于重油相较于汽油具有更高的密度、闪点和更低的挥发性，所以将重油作为航空活塞发动机的燃料可以使运输和储存更安全，降低发生爆炸和引燃的风险，这对无人机用于军事作战尤为重要[14-15]。此外采用重油还有以下几点优势：后勤保障更简易[16-19]；燃料通用性更强[20]；高度特性（高度特性是指在给定的飞行速度或飞行马赫数、发动机工作状态和控制规律下，发动机的推力和耗油率随飞行高度的变化关系。）更好[21]等。然而重油也有以下不足：重油较汽油具有更高的运动粘度、更低的饱和蒸气压，会导致燃油雾化变差，发动机冷启动困难，燃烧质量恶化；重油辛烷值比汽油低很多，抗爆性较差，容易发生爆燃，动力性降低；重油的闪点和燃点较高、挥发性差，导致点火较为困难[22]。为了解决以上问题，科研人员做了大量相关研究工作。

2.1.1 重油活塞发动机的雾化研究

喷雾效果的好坏在很大程度上影响发动机的整体性能，对发动机的排放、热效率等都有很大限制。由于重油闪点高、粘度大、低温流动性差，加之机体温度和天气的影响，导致雾化效果变差，影响发动机性能，需要采取措施改善重油活塞发动机的雾化问题[23]。

Sonex 公司[24]开发了Sonex 燃烧系统（Sonex Combustion System，SCS），用于缸内点火和燃烧控制，使汽油机能够直接燃烧重油，可维持汽油机的燃油气化或喷射系统、进排气系统、点火系统和压缩比等。该系统由燃烧室插片和含预热塞的气缸盖组成，如图3 所示，图4 为SCS 的轴向爆炸图。燃烧室插片与含预热塞的气缸盖能够提高缸内温度，促进形成易点燃的混合气。

图4 SCS 轴向爆炸图[24]

澳大利亚Orbital 公司为了解决重油雾化问题，研发了空气辅助喷射系统（air assist direct injection system），结构如图5 所示。图6 所示为轨道空气辅助直接燃料喷射器的截面图。空气辅助喷射系统的原理是利用附在原有喷嘴上的额外气源对燃油进行冲击，然后一起喷入燃烧室，这样可以使油滴粒径明显降低，从而优化燃油雾化；产生的较短燃油贯穿距能够减轻燃油湿壁现象[24-25]。

图5 空气辅助喷射系统原理图[25]

图6 轨道空气辅助直接燃料喷射器的截面图[25]

Wu 等人[26]采用背光成像和阴影技术，研究了定容燃烧弹内不同压力、温度和燃料量下，空气辅助系统煤油喷雾特性。研究发现，随着燃烧弹环境压力从0.05 MPa 增加到0.35 MPa，液相贯穿距、喷雾贯穿距增量率和喷雾体积均减小，这主要是由于喷油压力与燃烧弹环境压力之间的压力差减小和穿透阻力增大所致；当燃烧弹环境压力在0.1 MPa 和0.3 MPa下、环境温度从400 K 升高到500 K 时，液相贯穿距增大，这是由于缸内气体密度降低所致，然而在0.35 MPa 时，液相贯穿距的增加趋势更加显著，这是因为在较高的缸压下缸内气体的密度对缸内温度更为敏感，使得液相穿透距的变化更为明显；当缸内温度从400 K 升至500 K 时，煤油的喷雾贯穿距没有明显变化，因此当GDI 发动机燃用煤油时，通过EGR 来提高缸内温度并不能减少燃油撞壁。

点燃式重油航空活塞发动机存在启动困难、爆燃等问题，因此可采用以上的加热辅助、空气辅助喷射、高压喷射等措施来解决。

2.1.2 重油活塞发动机的爆燃控制研究

爆燃严重影响发动机的性能，一直以来学者们提出并研究了许多抑制爆燃的解决方案，如优化冷却系统、提前点火、废气再循环、在燃料中添加抗爆剂、喷水燃烧等等[27]。

李兆乐[28]利用AVL Fire 软件针对Rotax 914 发动机开展模拟计算，分析了均质混合气和非均质混合气条件下重油混合气的点火特性和爆燃特性，然后利用GT-POWER 建立整机模型，分析了多种爆燃抑制方法及其对发动机性能的影响。研究发现，在均质混合气条件下，在当量比为1 时爆燃因子远大于其他浓度条件，适当增大或降低浓度时，爆燃因子显著下降。当量比为0.6 时，各个曲轴转角条件下爆燃因子均为0，当量比为1.4 时，爆燃因子稍有增大，可知过浓或过稀的条件可以有效防止爆燃发生；在非均质混合气条件下，较早喷油时点火越早发生爆燃的几率急剧增加，在点火时刻为318°CA 和328°CA时，最大爆燃因子数值很大，适当推迟点火后，最大爆燃因子显著下降，发生爆燃的几率大大减小。

王在良[29]通过一维GT-Power 整机仿真计算分析，对煤油发动机爆燃规律进行了预测。研究表明推迟点火能够有效抑制爆燃，但会造成排气温度升高；在较小的空燃比附近容易发生爆燃，因此过浓或过稀的混合气能够抑制爆燃。通过加浓混合气可以使火焰传播速度加快，改善排气温度，同时能够抑制爆燃发生。

Anderson 等人[30]也在Rotax 914 上进行了若干关于重油发动机爆燃试验。2011 年，他们在该发动机上进行了低辛烷值燃料对发动机爆燃的影响，研究发现若将原机的双火花塞的其中一个替换为缸内直喷喷油器，发动机的爆燃极限可提高5%～10%，研究还发现降低进气温度和优化点火正时等措施也可以降低重油活塞发动机的爆燃倾向。2013 年，Anderson等人[31]又在该发动机上研究了开发的预燃室喷射点火燃烧系统对重油发动机爆燃性能的影响。结果表明这种特殊的喷射点火系统可以使燃油在99.5 MON 的基础上降低大于10 MON 的情况下而不发生爆燃，说明改进的预燃室喷射点火技术是消除航空工业对高辛烷值含铅燃料需求的一种有效方法。

David 等人[32]在一台二冲程点燃式汽油发动机上研究了JP-5 煤油的爆燃特性。结果表明在低转速小负荷时，JP-5 煤油的燃烧性能与汽油相似，但是在高转速大负荷时，JP-5 煤油更容易发生爆燃。爆燃通过延迟火花正时在60%的燃油供给和2 000 r/min 时消失，通过降低燃油喷射锥角、推迟喷油等措施也可以降低爆燃。

Attard 等人[33]在一台压缩比为10.4、缸径88 mm、自然吸气单缸四冲程现代PFI 发动机平台上通过燃用7 种辛烷值在93～60 范围内的PRF 燃料，比较了传统火花点火和预燃室喷射点火燃烧的爆燃极限。结果发现在MBT（Maximum Brake Torque）燃烧阶段，由于燃烧速率提高，未加燃料的预燃室比传统的火花点火燃烧有了10 辛烷值的改进。当PRF 燃料直接喷入预燃室腔（气化形式）和主燃室内，结果表明，在独立于主燃室的情况下，使用60 辛烷值燃料成功地运行节气门全开的发动机，使预燃烧室的燃烧率进一步提高。图7 所示为湍流点火器的设计图，图8 所示为湍流喷射点火器安装剖面图。

图7 湍流喷射点火器的设计图[33]

图8 湍流喷射点火器安装剖面图[33]

Wang 等人[34]将喷水作为一种扩展四冲程SI 发动机的爆燃限制和改进IMEP（Indicated Mean Effective Pressure）的方法。试验在一台改装的Rotax 914 上进行，分析了喷水对煤油发动机燃烧的影响，结果表明喷水可以显著提高四冲程汽油机燃用煤油放热爆燃极限，在不同的发动机转速下，测量的IMEP 提高了25%～28%。

2.1.3 重油活塞发动机的燃烧性能研究

重油活塞发动机通过向重油中添加水、醇类等添加剂可以在一定程度上优化燃烧性能；喷油参数、压缩比等因素也能够对重油发动机燃烧性能产生显著的影响。

Wang 等人[34]研究了喷水对一种扩展四冲程点火发动机性能的影响。结果表明，随着注水量的增加，IMEP 降低，注水引起的温度下降导致缸内压力降低，对做功输出有负面影响，如图9 所示。图10 给出了喷水对缸压升高率的影响，在没有注水的情况下，接近18°CA ATDC 时，缸内压力急剧增大和减小，这表明末端混合气发生自燃。在注水2 ms 的情况下，压力增长率的相位向上止点移动，峰值由于喷射点火器的作用而略有增加。在注水4 ms 的情况下，增压率的相位再次向后移动，其幅度明显减小，说明过量注水对缸内燃烧过程有不利影响。

图9 喷水持续期对IMEP 的影响[34]

图10 喷水对缸压升高率的影响[34]

Qiu 等人[35]建立了一个压燃式重油发动机工作过程的三维模拟模型，对喷油压力、提前喷射角和喷嘴直径3 个重要参数进行了标定。结果表明，通过适当匹配进气涡流强度、燃烧室形状和喷射压力，可以利用气缸内的气流促进燃料和空气的混合，更有效地组织燃烧。

Cheng 等人[36]比较了柴油、RP-3、RP-3-正戊醇3 种燃料在航空活塞发动机上的燃烧特性，结果表明，与柴油相比，RP-3 的指示热效率提高了1.4%～12.4%，然而正戊醇的加入会使其降低1%～6.5%；较高比例的正戊醇含量会降低燃烧的稳定性，需要改变喷射时间来保持燃烧的稳定性；在所有试验发动机负荷下，正戊醇的加入延长了点火延迟，同时缩短了燃烧持续时间。Chen 的研究[37]还发现RP-3-正戊醇（K60P40）的指示热效率要高于所有其他试验燃料（柴油、其他不同比例的RP-3-正戊醇混合燃料）。

Ning 等人[38]研究了喷射正时和压缩比对燃用RP-3 的二冲程发动机燃烧特性的影响。结果表明，随着喷油正时的提前，发动机有效功率增大，指示平均有效压力循环变动系数减小，在150°CA BTDC 的直喷正时获得了最佳有效热效率。压缩比由7.2 下降到5.2，在压缩比为6.2 时，有效功率和有效热效率达到最大值。

2.2 无人机旋转活塞式发动机喷雾燃烧进展

由于转子发动机（旋转活塞式发动机）具有结构紧凑、简单，具有功重比高、振动与噪声小等优点，已成为航天、军事等领域应用研究的热点。目前，转子发动机采用单一或混合燃料，如汽油、柴油、航空煤油、天然气、乙醇/氢、汽油/氢和汽油/正丁醇等。只要采用合理的燃料供应模式，各种燃料就可以在转子发动机中有效地使用[39]。国内外人员主要从转子发动机燃烧过程及控制策略、关键零部件的制造和密封及磨损性能等方面开展研究[40]，本文仅从转子发动机的喷雾燃烧过程方面进行讨论。

2.2.1 转子发动机的雾化研究

转子发动机结构紧凑、转速高以及独特的缸内环境使得其对油束的蒸发以及雾化速度要求更高。

Lu 等人[39]研究了航空煤油在直喷式转子发动机运行条件下的基本喷雾特性。结果表明，环境温度与压力对喷雾过程有不同的影响。环境温度600 K 为分水岭，低于600 K 时，穿透长度随温度升高而增大；当温度达到600 K 时，雾化质量显著提高。不同的喷射策略对缸内的燃油分布有重要影响，较大的喷射角会促进燃油在喷雾和空气流场中的碰撞雾化。图11 说明了在相同的环境温度和不同的环境压力下喷雾的发展过程。

图11 不同条件下液相的发展[39]

Yang 等人[41]对直喷式加氢汽油转子发动机在3个喷射位置的混合气形成过程和燃烧过程进行了数值研究，结果发现旋转发动机燃烧室内的特殊流场与氢射流有很强的相互作用，氢的分布对充量燃烧有进一步的影响。

刘洪俊等人[42]研究了柴油转子发动机的喷雾过程，重点分析了喷雾环境背压和喷射压力对喷雾特性的影响。结果表明，喷雾过程中喷雾扩散速度先快速增大后逐渐减小。喷雾锥角在初次雾化阶段内急剧减小，在二次雾化作用下保持相对稳定。增大喷雾环境背压可以有效减小喷雾贯穿距、增大喷雾锥角。增大喷油压力可以增大喷油贯穿距和喷油锥角，同时加强了燃油的初次雾化和二次雾化。

2.2.2 转子发动机的燃烧性能研究

转子发动机工作过程较为特殊，燃料种类、燃烧室形状、喷油策略与点火位置等因素对转子发动机的燃烧均有较大影响。

Lu 等人[43]在具有光学诊断技术的可见光定容燃烧弹的研究结果表明，环境温度800 K，环境压力2.0 MPa 是航空煤油的着火极限。随着环境条件的增加，点火延迟时间和火焰升程长度不断缩短。在850 K环境温度下，当环境压力达到2.5 MPa 时升程长度不再缩短，保持在6 mm 左右。同时还建立了直喷式旋转活塞发动机的三维动态仿真模型，研究了航空煤油在优化喷射策略下的燃烧过程。结果表明，在喷射位置A3（如图12 所示），由于点火时刻燃料的分布、浓度和雾化质量更为合理，可获得较高的上止点前的燃烧效率。缸内压力峰值达到3.889 MPa，这意味着发动机的动态性能更好。

图12 AR741 旋转活塞发动机结构图[43]

Fan 等人[44]通过数值模拟研究了侧门式天然气旋转发动机在不同气室形状和点火槽位置下的性能、燃烧和排放特性。结果表明较大的滚流强度、较大的高速斜流面积和较高的燃烧室中部平均流速可以使火焰传播速度增大。当燃烧室结构中有一个中间的凹槽与位于转子表面宽度方向中间的点火槽耦合时，燃烧速率最高。

Ji 等人[45]研究了掺氢汽油转子发动机的燃烧和排放，结果发现，掺氢后的燃烧压力、制动平均有效压力、缸内温度和热效率同时提高；富氢处理能有效缩短火焰的发展和传播周期，这与Amrouche 等人的研究结果相同；当进气中氢的体积分数从0%提高到5.2%时，HC 排放降低了44.8%，CO 和CO2排放也降低了。

潘剑锋等人[46-51]模拟研究了LPG 转子发动机缸内燃烧影响因素。结果发现，当给定转速、喷射方向、喷射持续期和喷雾锥角时，发动机存在一个最佳喷射提前角，使燃烧效果最佳；缸内最高压力与温度随当量比的增大而增大，着火期和急燃期受当量比影响较小，NO 质量分数随当量比先增后减；可以通过适当增大点火提前角的方式来充分利用涡流的作用时间，加速火焰传播；当点火位置位于湍流到单向流的过渡区域时，压力峰值增大，与此同时缸内平均温度增大，NO 排放量也会增加；保持进气持续期不变，随着进气开启角度的提前，缸内涡团、旋流的强度和充量系数都在不断增加，点火位置处的流场湍流度不断增加；将燃烧室凹坑布置于转子曲面长度方向的前段和转子曲面宽度方向的中心，在燃烧过程中可以同时利用燃烧室后部的滚流以及燃烧室中部高速流区对火焰的加速作用，缸内整体燃烧速率最大。

Amrouche 等人[52]对单转子汪克尔发动机在大开度和超稀工况下加氢乙醇的效果进行了试验研究。结果发现，在富氢状态下可以缩短火焰发展和火焰传播周期，减少循环变化，改善燃烧过程；随着氢含量的增加，燃烧持续期缩短，提高了发动机的热效率，降低了制动比能耗，降低了发动机未燃碳氢的排放。

Su 等人[53]研究了点火提前角对富氢正丁醇转子发动机性能的影响。结果表明，随着点火提前角的增加，燃烧室峰值压力和温度均升高，制动热效率先升后降。随着点火提前角的增加，火焰发展期延长，火焰传播期缩短。循环变动最初减弱，然后随着点火提前而恶化。推迟点火正时后，HC 和NOx排放降低。点火正时对CO 排放影响不大。

Chen 等人[54]研究了喷油正时（IT）和喷射角（IA）对直喷式点燃柴油转子发动机性能的影响。结果表明，增大喷射角会改变燃料在燃烧室前后部位的分布，推迟喷油正时也会使燃料分配区域变得更加狭窄而集中。在燃烧过程中，燃料集中在靠近燃烧室后部的中心位置有利于着火。在两个火花塞之间分布更连续的混合气以及在尾随火花塞（TSP）附近燃油浓度高，有利于提高燃烧速率和排放性能。在80°CA BTDC和90°IA 时，获得较好的燃烧速率和排放性能。

整体来看，与往复活塞发动机相比，对转子发动机（旋转活塞发动机）的喷雾燃烧，以及不同燃料，如煤油，重油的研究相对较少，有待进一步加强。

3 结论

当前航空活塞发动机在无人机动力装置中仍占有重要地位。航空重油活塞发动机将会有巨大的发展机遇，本文通过总结归纳航空活塞发动机关键技术的研究进展，得到以下主要研究进展和趋势：

1）通过优化的燃烧室结构、利用空气辅助喷油系统、缸体预热系统和电热塞加热等措施可以优化重油的雾化。

2）可以借助预燃室、缸内直喷、较低的进气温度、优化点火正时等方式改善航空重油发动机的爆燃性能。

3）通过向重油中添加水、醇类等添加剂可以在一定程度上优化燃烧性能；喷油参数、压缩比等因素也能够对重油发动机燃烧性能产生显著影响。

4）转子发动机功重比更高，意味着续航更长，更适合空用。由于转子发动机工作过程较为特殊，燃料种类、燃烧室形状、喷油与点火位置等因素对转子发动机的燃烧均有较大影响。此外，为了响应军方统一燃料的要求，转子发动机的重油化意义重大，转子发动机的重油化将成为重要研究方向之一。