胡春明，張振東，劉?娜，宋璽娟

多噴油參數(shù)協(xié)同控制對煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響試驗(yàn)

胡春明1, 2，張振東1, 2，劉?娜1，宋璽娟1

(1. 天津大學(xué)內(nèi)燃機(jī)研究所，天津 300072；2. 天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，天津 300350)

針對航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)在中低負(fù)荷工況動(dòng)力特性差以及燃燒穩(wěn)定性差難以滿足起飛要求這兩個(gè)突出問題，以自主研發(fā)的低壓空氣輔助直噴航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)及其試驗(yàn)系統(tǒng)為平臺(tái)，采用試驗(yàn)設(shè)計(jì)(design of experiment，DOE)方法，對噴氣脈寬、噴氣壓力、油氣間隔、二次噴射等多個(gè)噴油控制參數(shù)進(jìn)行了主效應(yīng)及交互作用分析，并根據(jù)主效應(yīng)及交互作用順序進(jìn)行了多噴油參數(shù)協(xié)同控制，開展了對航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性及燃燒特性影響的試驗(yàn)探究．結(jié)果表明：隨著噴氣脈寬增加，燃燒速度逐漸加快，排溫持續(xù)下降，動(dòng)力性及燃燒穩(wěn)定性逐漸提升．噴氣壓力與噴氣脈寬協(xié)同控制能夠有效提升發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能，在噴氣壓力550kPa、噴氣脈寬5ms時(shí)，平均有效壓力(indicated mean effective pressure，IMEP)達(dá)到當(dāng)前最大值529kPa，燃燒質(zhì)量最佳．隨著油氣間隔逐漸增大，各噴氣壓力條件下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性及燃燒穩(wěn)定性均呈先提升后減小趨勢，油氣間隔與噴氣壓力協(xié)同控制能夠在最佳噴氣脈寬條件下進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能，且存在最佳油氣間隔為1.5ms．在最佳油氣間隔與噴氣脈寬條件下，二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制能夠進(jìn)一步使發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性最大提升11.3%、燃燒穩(wěn)定性最大增強(qiáng)23%，排溫降至最低702℃，使航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性以及燃燒穩(wěn)定性得到有效提升．

航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)；空氣輔助噴射；試驗(yàn)設(shè)計(jì)；噴油參數(shù)；協(xié)同控制；動(dòng)力及燃燒特性

點(diǎn)燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)憑借其體積小、功率高、成本低等諸多優(yōu)勢，在軍民兩用領(lǐng)域受到高度重視[1].航空煤油由于其具有閃點(diǎn)高、不易揮發(fā)、安全性能?高[2]、通用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域中的應(yīng)用備受關(guān)注[3]．但航空煤油也具有飽和蒸氣壓低、黏度較大等特性，導(dǎo)致其霧化困難，混合氣形成質(zhì)量差，進(jìn)而造成發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)燃燒不穩(wěn)定、爆震傾向加劇、功率難以提升等問題[4]．因此需要良好的燃油噴射控制技術(shù)．

楊海青等[5]通過CFD仿真探究了不同環(huán)境背壓以及不同噴射壓力條件下夾氣噴嘴的燃油噴霧特性．Groenewegen等[6]研究了低壓空氣輔助氣道噴射點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)分別燃用煤油、柴油的動(dòng)力及排放特性．Wu等[7]在定容彈中采用陰影法研究了環(huán)境壓力、溫度和燃料噴射量對空氣輔助噴射條件下煤油噴霧的影響．目前針對低壓空氣輔助噴射技術(shù)相關(guān)研究大多都停留在仿真階段，缺少針對該技術(shù)對煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響的試驗(yàn)研究，多個(gè)噴油參數(shù)之間協(xié)同、優(yōu)化控制進(jìn)行試驗(yàn)探究也更為鮮有，同時(shí)由于低壓空氣輔助直噴技術(shù)所需控制噴油參數(shù)較多，參數(shù)之間組合較為靈活，且低壓空氣輔助噴射技術(shù)受發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)氣流擾動(dòng)影響較大，與定容彈試驗(yàn)截然不同．因此研究多噴油參數(shù)對航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響，多噴油參數(shù)協(xié)同、優(yōu)化控制，進(jìn)而充分發(fā)揮低壓空氣輔助噴射技術(shù)優(yōu)勢，實(shí)現(xiàn)高效燃燒組織，使發(fā)動(dòng)機(jī)工作在最佳狀況，以滿足起飛要求，具有重要意義．

DOE方法是研究與處理多因素試驗(yàn)的一種科學(xué)方法，通過設(shè)計(jì)試驗(yàn)方案及結(jié)果分析，可以從諸多影響因素中快速找到對過程輸出指標(biāo)影響顯著的因素以及各因素之間相互作用效果[8]．

本文以一臺(tái)單缸四沖程航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，針對四沖程煤油發(fā)動(dòng)機(jī)中低負(fù)荷工況燃燒穩(wěn)定性差以及動(dòng)力輸出不足問題，采用DOE方法，以IMEP為指標(biāo)，對噴氣脈寬、噴氣壓力、油氣間隔、二次噴射等不同噴油參數(shù)進(jìn)行了主效應(yīng)及交互作用分析，確定顯著影響因子，進(jìn)而對不同噴油參數(shù)進(jìn)行尋優(yōu)組合、協(xié)同控制，對發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒及動(dòng)力特性進(jìn)行探究，使發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能得到大幅提升，為航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒開發(fā)及動(dòng)力提升提供了重要參考價(jià)值．

1?試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方案

1.1?試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)

本文試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)為一臺(tái)自主研發(fā)的單缸四沖程航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，其基本參數(shù)如表1所示．

表1?發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)

Tab.1?Basic parameters of the engine

1.2?試驗(yàn)臺(tái)架系統(tǒng)

試驗(yàn)臺(tái)架系統(tǒng)主要包括單缸試驗(yàn)機(jī)、測功機(jī)控制系統(tǒng)、燃燒分析系統(tǒng)以及上位機(jī)標(biāo)定系統(tǒng)等幾部分，如圖1所示．

燃燒分析系統(tǒng)主要由DEWTRON燃燒分析儀和6125CU20壓電晶體型缸壓傳感器等組成．燃燒分析儀將采集到的缸壓信號(hào)進(jìn)行分析計(jì)算，實(shí)時(shí)記錄并反映缸內(nèi)燃燒情況．

上位機(jī)標(biāo)定系統(tǒng)主要由基于Labview平臺(tái)編寫的上位機(jī)控制軟件組成[9]，上位機(jī)軟件通過CCP(CAN calibration protocol)協(xié)議下的CAN(controller area network)總線與ECU(electronic control unit)之間進(jìn)行實(shí)時(shí)通訊[10]，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對多噴油參數(shù)的協(xié)同控制．

燃油噴射系統(tǒng)主要由低壓空氣輔助直噴組件、油耗儀、壓差閥、空氣壓縮機(jī)、壓力傳感器等組成，如圖2所示．

圖2?低壓空氣輔助噴射系統(tǒng)組成

組合噴嘴由燃油噴嘴、混合腔和壓縮空氣噴嘴組成．燃油首先由燃油噴嘴噴入混合腔內(nèi)與壓縮空氣進(jìn)行預(yù)混，實(shí)現(xiàn)初次霧化，經(jīng)過一段時(shí)間后(油氣間隔)，壓縮空氣噴嘴開啟，混合氣通過壓縮空氣噴嘴出口的拉瓦爾段加速至超聲速噴出，在較大的噴射動(dòng)能及缸內(nèi)氣體反向渦流卷吸雙重作用下，氣體克服油滴表面張力進(jìn)行二次霧化最終得到霧化效果較好的燃油噴霧[11]．所以在控制策略上要先后產(chǎn)生噴油和噴氣信號(hào)，噴射正時(shí)示意圖如圖3所示．

圖3?組合噴嘴噴射正時(shí)示意

1.3?試驗(yàn)方案

鑒于航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)在中低負(fù)荷工況燃燒穩(wěn)定性差、動(dòng)力輸出弱這一問題，本文選取工況為3500r/min、25%節(jié)氣門開度．針對多個(gè)噴油參數(shù)，首先采用DOE方法，應(yīng)用Minitab軟件進(jìn)行計(jì)算分析，確定各噴油參數(shù)的主影響效應(yīng)以及交互作用，之后按照主效應(yīng)以及交互作用影響程度，對噴氣脈寬、噴氣壓力、油氣間隔以及二次噴射等不同噴油參數(shù)進(jìn)行更深入的協(xié)同控制．每個(gè)變量組合對應(yīng)工況點(diǎn)下采集200個(gè)循環(huán)取平均值，探究航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)在多種噴油參數(shù)協(xié)同、優(yōu)化控制作用下燃燒特性及動(dòng)力特性變化規(guī)律．

2?試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1?DOE試驗(yàn)方案確定及結(jié)果分析

首先以IMEP為輸出指標(biāo)，采用DOE方法，選用噴氣脈寬、噴氣壓力、油氣間隔以及二次噴射這4個(gè)基本噴油參數(shù)作為研究因子，每個(gè)因子選取兩水平，總共執(zhí)行24次試驗(yàn)，利用Minitab軟件進(jìn)行試驗(yàn)方案確定及結(jié)果分析，可以從諸多噴油參數(shù)影響因子中，快速找到對輸出指標(biāo)影響顯著的因子，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)以及綜合各參數(shù)可調(diào)節(jié)范圍，正交試驗(yàn)因素及水平設(shè)置見表2．

應(yīng)用Minitab軟件自動(dòng)生成正交試驗(yàn)方案如表3所示，根據(jù)試驗(yàn)方案進(jìn)行試驗(yàn)，將試驗(yàn)IMEP結(jié)果輸入到Minitab軟件進(jìn)行結(jié)果分析．

表2?因素水平設(shè)置

Tab.2?Factors and level settings

表3?正交試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

Tab.3?Design of orthogonal experimental scheme

試驗(yàn)結(jié)果影響因素標(biāo)準(zhǔn)化效應(yīng)Pareto圖如圖4所示，響應(yīng)為IMEP3，＝0.05．可以看出，A、B、AB、BC、BD分布在虛線右側(cè)，皆為輸出指標(biāo)的顯著影響因子，因此，對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響顯著因子順序依次為噴氣脈寬、噴氣壓力、噴氣脈寬與壓力共同作用、噴氣壓力與油氣間隔共同作用、噴氣壓力與二次噴射共同作用．

圖4?標(biāo)準(zhǔn)化效應(yīng)Pareto圖

圖5為各個(gè)控制參數(shù)之間交互作用圖，可以看出，噴氣脈寬與噴氣壓力、噴氣壓力與油氣間隔、噴氣壓力與二次噴射直線間均存在交叉即存在一定交互作用，同時(shí)由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程較為復(fù)雜，各參數(shù)之間存在著較多非線性關(guān)系，參數(shù)之間作用效果也較為復(fù)雜，因此需要對其中顯著作用因子以及交互作用較強(qiáng)的因子進(jìn)行深入?yún)f(xié)同控制探究．

圖5?各控制參數(shù)交互作用

2.2?噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能?影響

2.2.1?噴氣脈寬對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

當(dāng)噴氣脈寬減小時(shí)，意味著在噴霧場中燃油濃度較高而壓縮空氣量相對較少，壓縮空氣對燃油液滴的攜帶、破碎效果有限[13]，同時(shí)，由于燃油相對濃度的增加，燃油液滴在噴霧場中重組聚合的可能性增大，以上兩點(diǎn)因素限制了燃油霧化效果，大顆粒燃油液滴的存在使燃油燃燒質(zhì)量變差，燃燒穩(wěn)定性下降，發(fā)動(dòng)機(jī)做功能力大為減弱．

圖6?不同噴氣脈寬下動(dòng)力特性及燃燒特性

圖7?不同噴氣脈寬下關(guān)鍵燃燒特性

圖8?IMEP隨點(diǎn)火提前角以及噴氣脈寬的變化

2.2.2?噴氣壓力對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

綜合噴氣脈寬對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響，將噴氣脈寬保持在5ms，其余參數(shù)同上，先改變噴氣壓力，然后再進(jìn)行噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制探究．

圖9與圖10分別為不同噴氣壓力條件下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力及燃燒特性，隨著噴氣壓力增加，IMEP先增大后減小，產(chǎn)生該現(xiàn)象主要原因?yàn)殡S著噴氣壓力的提高，相同噴氣脈寬下參與到燃油霧化的壓縮空氣量增加，同時(shí)，噴氣壓力的提高也提升了噴氣嘴出口處混合氣噴射初動(dòng)能，使燃油液滴表面作用力增大，二者共同作用使燃油液滴破碎與霧化效果提升，且噴氣壓力的提高使得缸內(nèi)混合氣混合程度更均勻，進(jìn)而使發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒質(zhì)量提高，燃燒穩(wěn)定性提升，F(xiàn)CP縮短，?進(jìn)而使得CA50更靠近上止點(diǎn)，排溫也降至737℃?左右.

而當(dāng)噴氣壓力繼續(xù)提升，一方面使得燃油與壓縮空氣之間壓差變小，致使燃油噴入到壓縮空氣腔內(nèi)的初動(dòng)能減小，燃油初次霧化效果變差，另一方面噴氣嘴出口處混合氣初動(dòng)能的提高使得燃油噴霧貫穿距與噴霧錐角增大[14-15]，增大到一定程度會(huì)出現(xiàn)燃油噴霧撞壁現(xiàn)象，造成燃油液滴重組聚合，不利于混合氣形成，使燃燒質(zhì)量下降，循環(huán)波動(dòng)增加，排溫升高．

同時(shí)，從圖11不同噴氣壓力結(jié)合不同點(diǎn)火提前角條件下動(dòng)力特性分布可以看出，在噴氣壓力550kPa附近時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)存在著最佳動(dòng)力輸出區(qū)域，而當(dāng)噴氣壓力繼續(xù)增大或減小時(shí)，由于燃油顆粒撞壁以及霧化質(zhì)量惡化的影響，點(diǎn)火提前角與噴氣壓力的高動(dòng)力輸出配合范圍進(jìn)一步減小，動(dòng)力特性隨點(diǎn)火提前角變化敏感度降低，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性也呈整體下降趨勢．

圖9?不同噴氣壓力下動(dòng)力特性

圖10?不同噴射壓力下燃燒特性

圖11?不同噴射壓力及點(diǎn)火提前角下動(dòng)力特性分布

2.2.3?噴氣脈寬與壓力協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

由DOE結(jié)果可知，噴氣脈寬與壓力之間存在較大交互作用，且為較顯著影響因子，同時(shí)，雖然提升噴氣脈寬在一定程度上可以提升發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性及優(yōu)化燃燒特性，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)有效噴射窗口的限制、噴嘴組件的霧化極限以及考慮到未來航空發(fā)動(dòng)機(jī)功率消耗問題，不能一味地提升噴氣脈寬來優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)性能，因此有必要結(jié)合噴射壓力進(jìn)行協(xié)同控制探究．

圖12與圖13為不同噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制條件下動(dòng)力特性分布及COV特性分布，可以看出，較低的噴氣脈寬及較低的噴氣壓力均會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)較大的動(dòng)力損失及較高的燃燒循環(huán)波動(dòng)，噴氣脈寬與噴氣壓力之間存在著較強(qiáng)的交互作用，最佳動(dòng)力輸出及燃燒質(zhì)量分布范圍較小，且在噴氣壓力為550kPa、噴氣脈寬為5ms時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力輸出特性最好，IMEP達(dá)到了當(dāng)前最高值529kPa，相比于僅從噴氣脈寬控制提升7%，此時(shí)COV達(dá)到了最小值11%，因此，采取噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制策略，在各噴油控制參數(shù)之間尋優(yōu)組合，可以有效提升發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力輸出特性及燃燒穩(wěn)定性．

圖12 噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制對動(dòng)力特性影響

圖13 噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制對COV影響

2.3?油氣間隔與噴氣壓力協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

根據(jù)DOE結(jié)果分析可知，噴氣壓力與油氣間隔存在著較大交互作用且為輸出指標(biāo)的第4顯著影響因子，因此，需要對噴氣壓力與油氣間隔進(jìn)行進(jìn)一步的協(xié)同控制探究．

圖14為不同噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制下動(dòng)力特性圖，分析可知，在各個(gè)油氣間隔下，隨著噴氣壓力的提高，動(dòng)力特性整體呈先增大后減小趨勢，過大或者過低的噴氣壓力或油氣間隔均會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能惡化，在低噴氣壓力條件下，隨著油氣間隔的增大，IMEP最大值出現(xiàn)在1.0ms附近，而在較高噴氣壓力(大于550kPa)條件下，IMEP最大值出現(xiàn)在2.0ms附近．噴氣壓力在550kPa附近時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)有著較高動(dòng)力輸出范圍，且在噴氣壓力為550kPa、油氣間隔為1.5ms時(shí)，IMEP達(dá)到了最大值535kPa．

圖14 噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制對動(dòng)力特性影響

噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制作用下COV特性分布如圖15所示，可以看出，在低噴氣壓力條件下，COV在油氣間隔為1.0ms時(shí)達(dá)到了最小值，而在高噴氣壓力條件下，COV則在2.0ms附近達(dá)到了最小值，噴氣壓力為550kPa附近，存在著較大的穩(wěn)定燃燒區(qū)域，且在油氣間隔為1.5ms、噴氣壓力為550kPa時(shí)，COV達(dá)到最低值9%．

產(chǎn)生該現(xiàn)象主要原因?yàn)榈蛪嚎諝廨o助噴射系統(tǒng)中航空煤油是在燃油與壓縮空氣混合腔中進(jìn)行初次霧化[16]，油氣間隔過小，則會(huì)使燃油初次霧化時(shí)間過短，進(jìn)而造成初次霧化不完全，燃油與壓縮空氣尚未充分混合霧化就被壓縮空氣帶走噴入氣缸，缺少了第1次燃油霧化作用，燃油最終霧化效果將大為下降，進(jìn)而造成燃燒速度下降，IMEP降低等現(xiàn)象．而過大的油氣間隔則會(huì)造成航空煤油與壓縮空氣在混合腔內(nèi)混合時(shí)間過長，致使初次霧化后的燃油液滴進(jìn)行重聚，減弱其初次霧化效果，燃油二次霧化錯(cuò)過了最佳初次霧化時(shí)刻，使得最終霧化效果遠(yuǎn)偏離最佳狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性及做功能力也因此大為下降．

同時(shí)，噴氣壓力與油氣間隔之間也存在較大交互作用，噴氣壓力增大，則壓縮空氣腔內(nèi)油氣壓差變小，因此燃油初次霧化所需時(shí)間會(huì)變長，而噴氣壓力變小，意味著油氣壓差變大，燃油達(dá)到最佳初次霧化所需時(shí)間變短，最佳油氣間隔也會(huì)隨之下降．

因此，對噴氣壓力與油氣間隔進(jìn)行協(xié)同控制，可以使發(fā)動(dòng)機(jī)做功能力以及燃燒穩(wěn)定性都達(dá)到當(dāng)前最高值，進(jìn)而證明噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制對提升發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能有關(guān)鍵作用．

圖15?噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制對COV影響

2.4?噴氣壓力與二次噴射協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能?影響

DOE結(jié)果分析顯示，噴氣壓力與二次噴射存在一定交互作用且為輸出指標(biāo)的顯著影響因子，同時(shí)由上文可知，較高噴氣壓力會(huì)導(dǎo)致燃油噴霧撞壁等問題，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒質(zhì)量及動(dòng)力性．為減小噴霧貫穿距，同時(shí)保證燃油霧化質(zhì)量，使混合氣形成質(zhì)量更好，采用二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制方案來提升發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能．第1次噴射開始時(shí)刻為進(jìn)氣行程360°CA BTDC，第2次噴射開始時(shí)刻為壓縮行程160°CA BTDC，以求在點(diǎn)火時(shí)火花塞附近形成濃混合氣，燃燒室末端形成較為稀薄混合氣，降低發(fā)生自燃可能性[17]，進(jìn)而提升發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒質(zhì)量．第1次與第2次燃油噴射量之比為3∶1．且每次噴射過程油氣間隔均為1.5ms，結(jié)合不同噴氣壓力探究二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響．

圖16、圖17分別為不同噴射壓力與二次噴射協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性及燃燒穩(wěn)定性影響對比，可以看出，在噴氣壓力為550～700kPa時(shí)，采用二次噴射能夠進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性及燃燒穩(wěn)定性．當(dāng)噴氣壓力小于550kPa時(shí)，采用二次噴射反而降低了發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性，COV也隨之增大．分析原因?yàn)楫?dāng)噴氣壓力為450kPa時(shí)，此時(shí)壓縮空氣壓力難以滿足較高燃油霧化質(zhì)量需求，且第2次噴射是在壓縮行程，燃油有效蒸發(fā)時(shí)間變短，霧化質(zhì)量較差的燃油顆粒聚集在火花塞處，使滯燃期增長，燃燒等容度下降，發(fā)動(dòng)機(jī)做功能力下降．

當(dāng)噴氣壓力增加至750kPa，此時(shí)二次噴射相比于單次噴射使動(dòng)力性降低了2.6%，排溫增加至798℃，主要原因?yàn)榈?次噴射時(shí)活塞在上行，此時(shí)較大的第2次噴射壓力發(fā)生了嚴(yán)重的燃油撞擊氣缸壁及活塞頂現(xiàn)象，同時(shí)，在壓縮行程，燃油噴霧缺少了進(jìn)氣氣流擾動(dòng)影響，霧化較差的燃油液滴發(fā)生重新聚合的可能性增大，進(jìn)而使大顆粒燃油增多，致使滯燃期變大，動(dòng)力性降低，排溫升高．

圖16 二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

圖17 二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制對燃燒特性影響

當(dāng)噴氣壓力為550～700kPa時(shí)，二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制相較于單噴氣脈寬控制使發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性最大提升11.3%，COV降低23%，排溫降至最低702℃，且最佳噴氣壓力由原來的550kPa提升至650kPa．主要原因如下：二次噴射方案每次噴射脈寬較短，有效彌補(bǔ)了較高噴氣壓力帶來的燃油撞壁的弊端，而此時(shí)較高的噴氣壓力又可以滿足燃油較高霧化質(zhì)量的需求[18]，同時(shí)活塞上行時(shí)缸內(nèi)溫度相對于進(jìn)氣行程略有上升，此時(shí)在壓縮行程內(nèi)進(jìn)行第2次噴射，霧化質(zhì)量較好的燃油在缸內(nèi)較高溫度作用下得到充分蒸發(fā)，且利用發(fā)動(dòng)機(jī)較大的滾流特性將油霧卷到火花塞附近，進(jìn)行局部加濃有利于點(diǎn)火，同時(shí)，少量壓縮行程噴射進(jìn)入氣缸內(nèi)的燃油蒸發(fā)又降低了缸內(nèi)溫度，抑制了爆震的發(fā)生，使燃燒質(zhì)量提高，燃燒重心CA50更加接近上止點(diǎn)，動(dòng)力性提升．

因此，采取二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制手段，對于提高混合氣質(zhì)量、加快燃燒速度、提升發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能方面有著重要作用．

3?結(jié)?論

本文基于DOE分析方法，探究了噴氣脈寬、噴氣壓力、油氣間隔及二次噴射等多個(gè)噴油參數(shù)協(xié)同控制對航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性及燃燒特性的影響，并得出以下結(jié)論．

(1) 由DOE試驗(yàn)結(jié)果可知，各噴油參數(shù)對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響效應(yīng)大小順序如下：噴氣脈寬、噴氣壓力、噴氣脈寬與噴氣壓力、噴氣壓力與油氣間隔及噴氣壓力與二次噴射共同作用，且噴氣脈寬與噴氣壓力、噴氣壓力與油氣間隔、噴氣壓力與二次噴射之間存在較大交互作用．

(2) 隨著噴氣脈寬增大，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒質(zhì)量及燃燒穩(wěn)定性逐漸提升、高動(dòng)力輸出范圍逐漸擴(kuò)大，且脈寬達(dá)到4ms以上時(shí)，動(dòng)力特性提升效果逐漸減弱并趨于平穩(wěn)．在最佳噴氣脈寬下，隨著噴氣壓力的提升，發(fā)動(dòng)機(jī)FCP、COV、排溫均呈先減小后增大趨勢，且存在最佳噴氣壓力為550kPa．噴氣脈寬與噴氣壓力協(xié)同控制相較于單噴氣脈寬控制能夠使發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性提升7%，燃燒穩(wěn)定性提升15%．

(3) 在低噴氣壓力條件下，最佳油氣間隔為1.0ms左右，而在高噴氣壓力(大于550kPa)條件下，最佳油氣間隔為2.0ms，在噴氣壓力為550kPa、油氣間隔為1.5ms時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)有著最佳性能區(qū)域，噴氣壓力與油氣間隔協(xié)同控制能夠在最佳噴氣脈寬條件下進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力特性以及燃燒穩(wěn)定性．

(4) 二次噴射與噴氣壓力協(xié)同控制作用下，在噴氣壓力為550～700kPa，二次噴射能夠使動(dòng)力性最大提升10%，燃燒穩(wěn)定性增強(qiáng)8%，排溫降至最低702℃，最佳噴氣壓力提升至650kPa，過大或過低噴氣壓力協(xié)同二次噴射控制均會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)性能惡化．多噴油參數(shù)協(xié)同控制能夠使發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力性相較于單噴氣脈寬控制提升11.3%，燃燒穩(wěn)定性提升23%，排溫降低33℃．證明多噴油參數(shù)協(xié)同控制對提升航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能有重要作用．

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Effect of the Cooperative Control of Multi-Injection Parameters on the Performance of a Kerosene Engine

Hu Chunming1, 2，Zhang Zhendong1, 2，Liu Na1，Song Xijuan1

(1. Tianjin Internal Combustion Engine Research Institute，Tianjin University，Tianjin 300072，China；2. School of Mechanical Engineering，Tianjin University，Tianjin 300350，China)

Aviation kerosene engine has poor dynamic characteristics and poor combustion stability under low and medium load conditions，which makes it difficult to meet the takeoff requirements. To address these issues，taking the self-developed low-pressure air-assisted direct-injection aviation kerosene engine and its test system as a platform and adopting the design of experiment method，the main effects and interactions of several injection control parameters，such as jet pulse width，jet pressure，fuel-air interval，and dual injection，were analyzed. According to the order of the main effects and interactions，multiple fuel injection control parameters were collaboratively controlled to test the dynamic and combustion characteristics of the aviation kerosene engine. Results show that，with the increase in jet pulse width，the combustion speed gradually accelerates，the exhaust temperature continuously decreases，and the power and combustion stability gradually increase. The coordinated control of jet pressure and jet pulse width can effectively improve the overall performance of the engine. When the jet pressure is 550 kPa and the jet pulse width is 5ms，the indicated mean effective pressure reaches a maximum of 529kPa and the best combustion quality. With the gradual increase in fuel-air interval，the power and combustion quality of the engine tend to initially increase and subsequently decrease under various jet pressure conditions and the optimal fuel-air interval of 1.5ms. The coordinated control of the fuel-air interval and jet pressure can further improve the overall engine performance under the optimal jet pulse width condition. Under the optimal fuel-air interval and jet pulse width conditions，the cooperative control of dual injection and jet pressure further increases the power of the engine by 11.3% and the combustion stability of the engine by 23% and decreases the exhaust temperature to a minimum of 702 °C，thereby effectively improving the dynamic characteristics and combustion stability of the aviation kerosene engine.

aviation kerosene engine；air-assisted injection；DOE；fuel injection parameters；cooperative control；dynamic and combustion characteristics

TK461

A

0493-2137(2021)09-0962-09

10.11784/tdxbz202006053

2020-06-19；

2020-09-01.

胡春明（1967—??），男，博士，研究員.

胡春明，cmhu@tju.edu.cn.

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51476112).

Supported by the National Natural Science Foundation of China(No. 51476112).

(責(zé)任編輯：許延芳)