二冲程点燃式航空煤油发动机燃油消耗率及氮氧化物排放特性分析

刘国满，盛敬，贝太学，刘锐

（1.南昌工程学院江西省精密驱动与控制重点实验室，江西 南昌 330099；2.山东建筑大学机电工程学院，山东 济南 250101；3.南京工业大学机械与动力工程学院，江苏 南京 211816）

1 引言

与四冲程工作循环相比，二冲程火花点燃式发动机具有机械效率高、转动惯量小、功率大、体积质量小、易操作维护等优点[1]，可满足小型无人机高空飞行、续航时间长等要求，在许多领域得到了广泛的应用[2]。航空煤油热值高，热安定性好，与汽油易燃易爆的特性相比，在使用和贮存方面均具有更优的安全性[3−4]。选择航空煤油作为二冲程火花点燃式发动机的主要燃料来代替汽油，是目前的主要热点问题之一[5−6]。

以航空煤油作为替代燃料，对活塞式发动机燃烧航空煤油进行探索，研究燃油经济性及氮氧化物排放等的影响因素，可以为后期二冲程航空煤油发动机的性能改善以及在航空和军事领域中的广泛应用提供参考依据[7−8]。

为此，本课题组采用发动机台架试验与数值模拟相结合的方式，在二冲程火花点燃式发动机燃烧航空煤油方面开展了相关探索，对发动机工作时的燃油消耗率和氮氧化物排放量等的影响因素进行研究和分析。

2 二冲程点燃式航空煤油发动机数值模拟计算模型的建立

2.1 数值模拟计算模型的建立

试验用二冲程点燃式航空煤油发动机的进气道与曲轴箱之间的进气是利用簧片阀进行控制，该发动机的主要结构，如图1所示。

图1 试验用发动机的主要结构图Fig.1 Structural Diagram of Test Engine

GT−Power软件是发动机工业领域中常用的数值模拟软件，适用于扭矩、功率、燃油消耗率和排放等的计算分析[9]。在这里中，GT−Power软件被用来计算二冲程火花点燃式发动机燃烧航空煤油时的燃油消耗率和氮氧化物生成量。根据图1中所示的试验用发动机的主要结构，建立了该发动机的数值模拟计算模型，如图2所示。

图2 试验用发动机的数值模拟计算模型Fig.2 Numerical Simulation Model of Test Engine

2.2 数值模拟计算模型的验证

研究用二冲程火花点燃式航空煤油发动机的主要性能参数，如表1所示。本研究搭建了二冲程火花点燃式航空煤油发动机试验系统，主要由试验用发动机、数据采集系统、测功机、鼓风机等组成。该试验系统的台架现场，如图3所示。

图3 二冲程火花点燃式航空煤油发动机试验系统台架现场图Fig.3 Picture of Two−Stroke Spark−Ignition Aero−Kerosene Test System Bench

表1 试验用发动机的主要性能参数Tab.1 Main Technical Parameters of Test Engine

首先进行了发动机转速为6000r/min时的全负荷的缸内压力数据采集试验，并将该工况下获取的缸内压力试验数据与GT−Power数值计算结果进行了对比，如图4所示。从图4中可以看出，缸内压力试验数据与GT−Power数值计算结果基本一致，两者之间最大误差不超过5%。

图4 6000r/min全负荷时的缸内压力试验数据与数值计算结果的对比Fig.4 Comparison of Numerical Simulation Results and Test Data of Cylinder Pressure at 6000r/min Under Full Load Condition

采集得到发动机输出扭矩、功率的试验数据，与GT−Power数值仿真得到的扭矩、功率的数值计算结果进行了比较，如图5所示。从图5可以看出：在发动机转速从3500r/min增大到6500r/min的过程中，扭矩、功率均呈现出先升高后降低的趋势。扭矩的极值点出现在转速6000r/min时，在6300r/min时功率达到峰值。最大功率和最大扭矩所对应的转速与表1中所示的试验用发动机的性能参数中所对应的转速数据一致。

图5 发动机的扭矩试验数据、功率试验数据等与数值计算结果的对比Fig.5 Comparison of Engine Torque Test Data，Power Test Data and Numerical Simulation Data Collected in Engine Test System

综上所述，由6000r/min时的全负荷的缸内压力数据（3500～6500）r/min功率与扭矩的数据分析可知，创建的二冲程火花点燃式航空煤油发动机数值模拟计算模型可以较准确地反映出该发动机的工作过程，能够满足燃油消耗率和氮氧化物生成量数值模拟计算的要求。

3 燃油消耗率与氮氧化物生成物的模型建立

3.1 燃油消耗率

燃油消耗率作为发动机模型的重要考察数据，通常可以利用质量法对其进行计算。质量法主要是采用测量单位时间内所消耗的燃油量来表征燃油消耗率[10]，表达式如下：

式中：t—燃烧质量m的燃油所使用的时间；be—燃油消耗率；pe—质量m燃油燃烧得到的有效功率；B—单位小时的耗油量。

3.2 氮氧化物生成物

捷尔多维奇（Zeldovich）提出了链反应机理[11]，氮氧化物产生情况主要包括：

（1）氮在高温条件下氧化得到热力氮氧化物。

（2）氮和碳氢化合物反应得到瞬发的氮氧化物。

（3）燃料中氮化合物燃烧转化得到氮氧化物。

对于研究的只有在高温条件下才可有效反应的二冲程火花点燃式航空煤油发动机来讲，由燃料中的氮在燃烧过程中生成的氮氧化物相对较少，且瞬发的氮氧化物相对于热力氮氧化物生成量也较小，大约仅占5%左右[12]。所以，热力氮氧化物是主要来源。根据扩展的捷尔多维奇化学方程式，热力氮氧化物生成原理，如表2所示。

表2 热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数值模拟分析

在6000r/min工况时，分别对二冲程火花点燃式航空煤油发动机工作过程中的燃油消耗率、氮氧化物生成量的影响参数（压缩比、空燃比、点火提前角、进气压力、进气温度等）进行了数值模拟计算。该发动机在6000r/min工况下的主要参数值，如表3所示。

表3 试验发动机在6000r/min工况下的主要参数值Tab.3 Main Parameter Values of Test Engine at 6000r/min

4.1 压缩比对燃油消耗率及氮氧化物生成量的影响

如图6所示，随着压缩比的提高，二冲程火花点燃式航空煤油发动机的燃油消耗率呈现逐渐下降的趋势，氮氧化物生成量逐渐增大。压缩比的提高会使得发动机的压缩行程中的缸内温度和压力均上升，从而加强了航空煤油与空气形成的混合气中气体分子的汽化。航空煤油与空气混合的均匀程度更高，有利于燃烧，提高了热效率，从而降低了燃油消耗率。但缸内温度的上升，促进了氮氧化物的产生，氮氧化物生成量增大。

图6 压缩比对燃油消耗率与氮氧化物生成量的影响Fig.6 Effect of Compression Ratio on Fuel Consumption and Nitrogen Oxide

4.2 空燃比对燃油消耗率及氮氧化物生成量的影响

如图7所示，在空燃比增大的过程中，二冲程火花点燃式航空煤油发动机的燃油消耗率的变化情况为：先减小后略微增加。受气缸中的航空煤油、空气和未完全排出的废气不能完全均匀混合的影响，缸内混合气不能恰好在空燃比为14.7时充分燃烧完毕。在空燃比大于14.7且小于15.5时，火焰的传播速度较快，燃烧相对更加充分，因此燃油消耗率降低。在空燃比为15.5时，燃油消耗率达到最小值。

图7 空燃比对燃油消耗率及氮氧化物生成量的影响Fig.7 Effect of Air Fuel Ratio on Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

随着空燃比的增加，二冲程火花点燃式航空煤油发动机的氮氧化物生成量为先增大后减小。

当空燃比为15.5时，气缸中已燃混合气的温度最高，但氧气含量少，从而减小了氮氧化物生成量。当空燃比大于15.5时，混合气温度下降，尽管氧气充足，但是火焰高峰温度较低，所以氮氧化物生成量没有增加。

空燃比继续增大，混合气温度继续下降，氮氧化物生成量呈现出下降的趋势。在空燃比为15.5时，由于已燃混合气的火焰高峰温度达到峰值，且氧气量过剩，氮氧化物生成量最大。

4.3 点火提前角的变化对燃油消耗率及氮氧化物生成量的影响

在点火提前角增大的过程中，二冲程火花点燃式航空煤油发动机的燃油消耗率的变化规律为先减小后增大，如图8所示。其中，点火提前角为25°CA时的燃油消耗率最小。

图8 点火提前角的变化对燃油消耗率与氮氧化物生成量影响Fig.8 Relationship Between Ignition Timing Change and Fuel Consumption and Nitrogen Oxide Production

当点火提前角从10°CA逐渐增大到35°CA时，二冲程火花点燃式航空煤油发动机的氮氧化物生成量逐步增加。点火提前角的增大会使已燃混合气的燃烧温度上升且高温状态的持续时间加长，造成氮氧化物生成量增大。

4.4 进气压力变化对燃油消耗率及氮氧化物生成量的影响

二冲程火花点燃式航空煤油发动机的燃油消耗率和氮氧化物生成量随着进气压力的增大而增大，如图9所示。

图9 进气压力变化与燃油消耗率与氮氧化物生成量的关系Fig.9 Relationship Between Intake Pressure Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

当空燃比固定不变时，进气压力的增大使得更多质量的空气被吸入气缸，完成单位有效功所消耗的航空煤油量增多。因此燃油消耗率增大，氮氧化物生成量相应增加。

4.5 进气温度变化与燃油消耗率及氮氧化物生成量的关系

在进气温度升高的过程中，燃油消耗率和氮氧化物生成量均呈现逐渐增大的状态，如图10所示。进气温度的升高使得进入气缸中的混合气密度减小，进气量相对减少，在空燃比不变的条件下，喷油量有所减少。所以若要维持原来低温时的燃烧速度，需要加大喷油量，从而使得燃油消耗增大，燃烧效率降低，氮氧化物生成量逐渐增加。

图10 进气温度变化对燃油消耗率与氮氧化物生成量的影响Fig.10 Relationship Between Intake Temperature Change and Fuel Consumption Rate and Nitrogen Oxide Generation

5 结论

（1）选取6000r/min工况，将GT−Power数值计算得到的缸内压力结果与发动机台架实测的试验数据进行了比较分析，两者的最大误差在5%以内；将3500r/min到6500r/min的转速范围内的扭矩、功率的数值计算结果和发动机台架试验数据进行了对比，扭矩、功率均随转速增大出现了先增大后减小的变化过程，且扭矩、功率的最大值分别出现在转速6000r/min和6300r/min的工况下。缸内压力、扭矩和功率等的数值计算结果和试验数据的变化规律基本一致，从而验证了本文建立的发动机数值模拟计算模型的准确性。

（2）在6000r/min工况下，对燃油消耗率以及氮氧化物排放量的影响因素进行数值模拟计算分析，结果表明：压缩比的增大使燃油消耗率减小而氮氧化物生成量增大；进气压力和进气温度的增大使得燃油消耗率、氮氧化物生成量均增大；随空燃比和点火提前角的增大，燃油消耗率呈现出先减小后增大的变化过程，其极值点出现在空燃比为15.5和点火提前角为25°CA时；点火提前角的增大使得氮氧化物生成量增加；空燃比的增大会使氮氧化物生成量呈现先增大后减小的变化规律，氮氧化物生成量在空燃比为15.5时最大。