劉瑞林，楊春浩，2，劉伍權(quán)，周　磊，2

(1.軍事交通學(xué)院 軍用車輛系，天津300161； 2.海軍工程大學(xué) 動(dòng)力工程學(xué)院，武漢 430033)

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● 車輛工程Vehicle Engineering

壓縮比對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能影響的仿真研究

劉瑞林1，楊春浩1，2，劉伍權(quán)1，周磊1，2

(1.軍事交通學(xué)院 軍用車輛系，天津300161； 2.海軍工程大學(xué) 動(dòng)力工程學(xué)院，武漢 430033)

基于GT-POWER 仿真軟件，建立了航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程仿真模型，研究了壓縮比對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能的影響。結(jié)果表明：全負(fù)荷工況下，隨著壓縮比的增加，缸內(nèi)最高燃燒壓力增加，壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增大3.8 MPa，最大壓力升高率增大0.03 MPa/°CA，滯燃期變短，預(yù)混燃燒放熱峰值降低，直至壓縮比超過18時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)壓力達(dá)到限值17 MPa；轉(zhuǎn)矩、功率上升，燃油消耗率下降；綜合壓縮比對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮比應(yīng)調(diào)整為18。

航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)；數(shù)值模擬；壓縮比；燃燒與性能

2.College of Power Engineering, Naval University of Engineering, Wuhan 430033， China)

戰(zhàn)時(shí)統(tǒng)一油料保障，可大大提高部隊(duì)機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)能力。20世紀(jì)70年代，美軍提出了“戰(zhàn)場(chǎng)單一燃料概念(single fuel concept，SFC )”[1]。美國陸軍坦克與自動(dòng)車輛研究、開發(fā)和工程中心對(duì)添加了特殊添加劑的航空煤油在車用柴油機(jī)中的燃燒情況進(jìn)行了研究[2]，結(jié)果表明，添加劑過量會(huì)使燃料噴射系統(tǒng)中顆粒物增多，增加發(fā)動(dòng)機(jī)磨損，降低使用壽命。美國陸軍坦克司令部對(duì)車用柴油機(jī)燃用航空煤油的燃燒情況進(jìn)行了研究[3-4]，結(jié)果表明，以缸內(nèi)溫度800 K、缸內(nèi)壓力6 MPa為分界線，當(dāng)缸內(nèi)溫度、缸內(nèi)壓力低于該分界線時(shí)，航空煤油的滯燃期較柴油增長(zhǎng)超過20%，高于該分界線時(shí)，燃料的滯燃期增長(zhǎng)10%～20%。經(jīng)過長(zhǎng)期的研究與試驗(yàn)積累，美軍在統(tǒng)一軍用動(dòng)力裝備用油方面已取得突出進(jìn)展[5]，并于海灣戰(zhàn)爭(zhēng)、阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)及海地維和任務(wù)中分別使用Jet-A1、TS1與JP-5作為單一燃料[6-7]。

為向“戰(zhàn)場(chǎng)燃料單一化”方向積極轉(zhuǎn)變，我國于20世紀(jì)90年代初開始開展航空煤油應(yīng)用于壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)可行性的研究[8]。任連嶺[9]綜述了美國“戰(zhàn)場(chǎng)單一燃料”的研究與應(yīng)用現(xiàn)狀，通過在東風(fēng)、斯太爾、扶桑、奔馳4種車型上進(jìn)行整車試驗(yàn)，論證了我軍車輛裝備燃燒航空煤油的可行性。南京航空航天大學(xué)以某國防預(yù)研項(xiàng)目為背景，進(jìn)行汽油機(jī)燃用航空煤油可行性研究，在小型二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)上對(duì)比燃燒不同燃料的轉(zhuǎn)矩輸出、缸內(nèi)壓力示功圖，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)燃用汽油、航空煤油在性能方面變化很小[10]。姚廣濤等[11]先后綜述論證了車用柴油機(jī)燃用航空煤油的可行性，并在軍用動(dòng)力裝置廣泛應(yīng)用的某重型高壓共軌柴油機(jī)上進(jìn)行了燃用航空煤油的發(fā)動(dòng)機(jī)性能試驗(yàn)。研究表明：燃用航空煤油時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性未出現(xiàn)明顯的下降，經(jīng)濟(jì)性提高，在全部工況下，碳煙及CO排放下降明顯；NOx排放整體呈下降趨勢(shì)，但幅度較小， HC排放明顯增加。

本文基于GT-POWER 仿真軟件，建立燃用RP-3航空煤油燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型，通過試驗(yàn)驗(yàn)證模型的可行性，并研究壓縮比對(duì)壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油燃燒與性能的影響。

1　工作過程仿真模型的建立

本研究選用軍用動(dòng)力裝置廣泛采用的某中型高壓共軌柴油機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)具體參數(shù)見表1。

表1　高壓共軌柴油機(jī)主要技術(shù)參數(shù)

利用GT-POWER 建立仿真模型，包括進(jìn)氣系統(tǒng)、缸內(nèi)系統(tǒng)、增壓器、排氣系統(tǒng)、曲軸箱以及相應(yīng)的邊界條件模型。模型中，新增RP-3航空煤油燃料庫，根據(jù)RP-3航空煤油的理化性質(zhì)，改進(jìn)原發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料供給模型，模型中涉及到的燃料參數(shù)見表2。

表2　RP-3航空煤油的理化特性計(jì)算值

2　工作過程仿真模型的驗(yàn)證

發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油全負(fù)荷工況下功率、轉(zhuǎn)矩仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比曲線如圖1所示。

由圖1可知：對(duì)比仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的功率曲線，平均誤差為3.14%，最大誤差為5.93%；對(duì)比仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)矩曲線，平均誤差為2.68%，最大誤差為4.27%。兩種性能對(duì)比曲線誤差均在可接受范圍內(nèi)，說明應(yīng)用所建的模型進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)與實(shí)際情況基本相符，建立的模型是可信的。

圖1　發(fā)動(dòng)機(jī)燃用航空煤油仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比曲線

3　壓縮比對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能的影響

為研究改變發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮比時(shí)，航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能變化規(guī)律，進(jìn)行全負(fù)荷，轉(zhuǎn)速為1 000、1 500、2 100 r/min工況下，壓縮比分別為17、17.5、18、18.5、19時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油的燃燒與性能仿真試驗(yàn)。

不同轉(zhuǎn)速、不同壓縮比下最高燃燒壓力對(duì)比曲線如圖2所示，最大壓力升高率對(duì)比曲線如圖3所示。

圖2　最高燃燒壓力對(duì)比曲線

圖3　最大壓力升高率對(duì)比曲線

由圖2、圖3可知，隨著壓縮比增大，最高燃燒壓力與最大壓力升高率呈明顯上升趨勢(shì)，且壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增加約3.8 MPa，最大壓力升高率增大約0.03 MPa/°CA。這是由于在進(jìn)氣終了缸內(nèi)溫度與壓力一定時(shí)，壓縮終了的溫度與壓力隨著壓縮比的提高而增大[12]，在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒過程中，最高燃燒壓力與壓力升高率取決于滯燃期的長(zhǎng)短及滯燃期內(nèi)形成可燃混合氣的多少，燃料十六烷值一定時(shí)，缸內(nèi)溫度和壓力越高，燃料越易燃燒，滯燃期越短，滯燃期內(nèi)形成的可燃混合氣越少，最高燃燒壓力及壓力升高率越小，不同壓縮比下燃料燃燒始點(diǎn)如圖4所示。壓縮比的增大導(dǎo)致壓縮終了壓力和溫度增加，燃料燃燒后缸內(nèi)的峰值壓力也相應(yīng)增加，同時(shí)燃燒放熱速率增大，最高燃燒壓力及最大壓力升高率上升[13]，燃料燃燒更充分，動(dòng)力性更強(qiáng)。所以，在燃用航空煤油時(shí)可以適當(dāng)增大發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮比，補(bǔ)償航空煤油因十六烷值低引起的滯燃期變長(zhǎng)，使燃燒充分，充分利用燃料燃燒做功潛能；但當(dāng)壓縮比超過18時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)高轉(zhuǎn)速最高燃燒壓力超過17 MPa，達(dá)到該發(fā)動(dòng)機(jī)的缸壓限值，最大壓力升高率達(dá)到0.82 MPa/°CA，較原機(jī)增長(zhǎng)7.9%，如繼續(xù)升高，有工作粗暴的隱患[14]。

圖4　不同壓縮比下燃料燃燒始點(diǎn)

發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油與柴油外特性試驗(yàn)對(duì)比曲線如圖5所示。

圖5　柴油機(jī)燃用航空煤油和柴油時(shí)外特性曲線

由圖5可以看出：對(duì)比發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油與柴油，轉(zhuǎn)矩、功率下降，其中轉(zhuǎn)矩下降幅度在0.88%～2.02%，在全部轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)轉(zhuǎn)矩平均下降1.37%；功率下降幅度在0.85%～2.17%，在全部轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)轉(zhuǎn)矩平均下降1.38%。有效燃油消耗率在中等轉(zhuǎn)速(1 200 ～1 800 r/min)時(shí)燃用RP-3航空煤油較燃用柴油下降明顯，下降幅度在2.66%～3.53%，在發(fā)動(dòng)機(jī)全部轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)有效燃油消耗率平均下降了3.15%。

選取1 000、1 500、2 100 r/min轉(zhuǎn)速全負(fù)荷工況，計(jì)算不同壓縮比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響，結(jié)果如圖6、圖7所示。

圖6　不同轉(zhuǎn)速、壓縮比下發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)矩、功率對(duì)比曲線

圖7　不同轉(zhuǎn)速、壓縮比下發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率對(duì)比曲線

由圖6、圖7可以看出，在各轉(zhuǎn)速全負(fù)荷工況下，隨著壓縮比的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)矩、功率均有明顯提升，燃油消耗率明顯下降。其中在1 000 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.19%、0.51%，燃油消耗率下降0.57%；在1 500 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.33%、0.38%，燃油消耗率下降0.61%；在2 100 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.21 %、0.24%，燃油消耗率下降0.59%。這是由于隨著壓縮比的升高，排氣溫度降低，排氣帶走的熱量減少，由能量守恒定律可知，發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率增加，燃料燃燒產(chǎn)生的熱能轉(zhuǎn)化成的機(jī)械功增加，在改善燃燒的同時(shí)，動(dòng)力性、經(jīng)濟(jì)性明顯增強(qiáng)。發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度隨壓縮比變化如圖8所示。

圖8　排氣溫度隨壓縮比變化曲線

綜合考慮壓縮比對(duì)壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃用RP-3航空煤油燃燒與性能的影響，建議在實(shí)際應(yīng)用中可將壓縮比調(diào)整為18左右，以改善燃燒，補(bǔ)償壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃用航空煤油時(shí)的動(dòng)力性損失。

4　結(jié)　論

(1)全負(fù)荷工況下，隨著壓縮比的增加，缸內(nèi)最高燃燒壓力增加，壓縮比每升高0.5，最高燃燒壓力增大3.8 MPa，最大壓力升高率增加0.03 MPa/°CA，滯燃期變短，預(yù)混燃燒放熱峰值降低，排氣溫度降低，后燃期縮短。

(2)全負(fù)荷工況下，轉(zhuǎn)矩、功率上升，燃油消耗率下降。其中在1 000 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.19%、0.51%，燃油消耗率下降0.57%；在1 500 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.33%、0.38%，燃油消耗率下降0.61%；在2 100 r/min時(shí)轉(zhuǎn)矩、功率分別上升0.21%、0.24%，燃油消耗率下降0.59%。

(3)綜合考慮壓縮比對(duì)航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與性能的影響，建議在實(shí)際應(yīng)用中可將壓縮比調(diào)整為18左右，以改善燃燒，補(bǔ)償壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)燃用航空煤油時(shí)的動(dòng)力性損失。

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(編輯：史海英)

Simulation Study on Effects of Compression Ratio on Combustion and Performance of Aviation Kerosene Engine

LIU Ruilin1，YANG Chunhao1，2，LIU Wuquan1，ZHOU Lei1，2

(1.Military Vehicle Department， Military Transportation University， Tianjin 300161， China；

On the base of GT-POWER simulation software, the simulation model of aviation kerosene engine working process is established. The effects of compression ratio on combustion and performance of aviation kerosene engine is studied. The results show that under full load condition, as compression ratio increases, the maximum combustion pressure also increases. The maximum combustion pressure increases by 3.8 Mpa and the maximum pressure by 0.03 MPa/°CA with every 0.5 compression ratio increase. The stagnation period becomes shorter, the heat release peak of premixed combustion decreases, the exhaust gas temperature decreases and the ignition time shortens. The torque and power rise, and the fuel consumption rate decreases. These effects considered, the compression ratio of the engine is adjusted to 18.

aviation kerosene engine; numerical simulation; compression ratio; combustion and performance

2015-12-18；

2016-01-27．

劉瑞林(1963—)，男，教授，博士生導(dǎo)師.

10.16807/j.cnki.12-1372/e.2016.06.010

TK428.9

A

1674-2192(2016)06- 0043- 05