孔祥恩 劉海峰

（天津大學內(nèi)燃機燃燒學國家重點實驗室 天津 300072）

引言

無人機廣泛應(yīng)用于民用和軍事領(lǐng)域，采用的推進系統(tǒng)也不同。目前無人機的推進系統(tǒng)主要有電動機和發(fā)動機2 類[1]，發(fā)動機主要包括活塞發(fā)動機、渦輪發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、渦扇發(fā)動機和渦噴發(fā)動機等[2]。在眾多類型的無人機動力裝置中，航空活塞發(fā)動機仍占有重要地位[3]。本文從對無人機各種動力裝置的比較、分析航空活塞發(fā)動機研究進展等方面進行了綜述，對航空活塞發(fā)動機未來的發(fā)展方向進行了展望。

1 無人機動力裝置

1.1 無人機動力裝置種類及特點

動力裝置作為無人機的“心臟”，其性能在很大程度上決定了無人機的整體性能。動力裝置的選擇取決于無人機的飛行高度、航時、工作任務(wù)等因素。當前，活塞發(fā)動機適用于低速、中低空偵察，飛機起飛質(zhì)量約為幾百千克，主要有靶機、偵察無人機、長航時無人機等；渦軸發(fā)動機適用于中低空、低速飛行的無人機，飛機起飛質(zhì)量達到1 000 kg，如無人直升機和傾轉(zhuǎn)旋翼無人機等；渦槳發(fā)動機適用于長航時、中高空飛行的無人機，飛機起飛質(zhì)量達到3 000 kg；渦扇發(fā)動機適用于長航時、高空飛行的無人機，起飛重量可達十多噸重；渦噴發(fā)動機適用于航時短、中高空飛行的無人機，飛機起飛質(zhì)量達到2 500 kg，主要有靶機、高空高速無人偵察機、攻擊無人機等；微型電動機[4-6]適用于微型無人機，起飛質(zhì)量可小于100 g[7]，用于民用、航拍、監(jiān)視、搜索等用途。表1 為各種動力裝置的優(yōu)缺點。

表1 無人機各種動力裝置類型特點

1.2 現(xiàn)有活塞發(fā)動機產(chǎn)品及性能

目前，國外主要有羅泰克斯公司（Rotax）、利姆巴赫公司（Limbach）、RCV 無人機發(fā)動機公司、猛禽渦輪增壓柴油機公司等企業(yè)生產(chǎn)無人機用活塞發(fā)動機[9-10]。表2 列出了主要公司部分產(chǎn)品的主要技術(shù)參數(shù)。圖1 為Rotax 系列發(fā)動機，圖2 為Limbach 系列發(fā)動機。

圖2 Limbach 系列水平對置式往復(fù)活塞發(fā)動機[12]

表2 部分發(fā)動機主要技術(shù)參數(shù)

圖1 Rotax 系列水平對置式往復(fù)活塞發(fā)動機[11]

2 無人機活塞發(fā)動機噴霧燃燒發(fā)展分析

無人機用活塞發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵包含以下幾個方面：重油發(fā)動機技術(shù)、發(fā)動機可靠性、高效冷卻技術(shù)、增壓技術(shù)、數(shù)字電子控制系統(tǒng)、燃油噴射系統(tǒng)、輕量化設(shè)計等[9]。本文主要針對噴霧燃燒發(fā)展進行闡述。

2.1 無人機往復(fù)式活塞發(fā)動機噴霧燃燒進展

單一燃料的重油使用是未來無人機動力系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢。航空活塞發(fā)動機用重油區(qū)別于傳統(tǒng)石化行業(yè)的重油，它專指煤油型和柴油型燃料[13]。由于重油相較于汽油具有更高的密度、閃點和更低的揮發(fā)性，所以將重油作為航空活塞發(fā)動機的燃料可以使運輸和儲存更安全，降低發(fā)生爆炸和引燃的風險，這對無人機用于軍事作戰(zhàn)尤為重要[14-15]。此外采用重油還有以下幾點優(yōu)勢：后勤保障更簡易[16-19]；燃料通用性更強[20]；高度特性（高度特性是指在給定的飛行速度或飛行馬赫數(shù)、發(fā)動機工作狀態(tài)和控制規(guī)律下，發(fā)動機的推力和耗油率隨飛行高度的變化關(guān)系。）更好[21]等。然而重油也有以下不足：重油較汽油具有更高的運動粘度、更低的飽和蒸氣壓，會導(dǎo)致燃油霧化變差，發(fā)動機冷啟動困難，燃燒質(zhì)量惡化；重油辛烷值比汽油低很多，抗爆性較差，容易發(fā)生爆燃，動力性降低；重油的閃點和燃點較高、揮發(fā)性差，導(dǎo)致點火較為困難[22]。為了解決以上問題，科研人員做了大量相關(guān)研究工作。

2.1.1 重油活塞發(fā)動機的霧化研究

噴霧效果的好壞在很大程度上影響發(fā)動機的整體性能，對發(fā)動機的排放、熱效率等都有很大限制。由于重油閃點高、粘度大、低溫流動性差，加之機體溫度和天氣的影響，導(dǎo)致霧化效果變差，影響發(fā)動機性能，需要采取措施改善重油活塞發(fā)動機的霧化問題[23]。

Sonex 公司[24]開發(fā)了Sonex 燃燒系統(tǒng)（Sonex Combustion System，SCS），用于缸內(nèi)點火和燃燒控制，使汽油機能夠直接燃燒重油，可維持汽油機的燃油氣化或噴射系統(tǒng)、進排氣系統(tǒng)、點火系統(tǒng)和壓縮比等。該系統(tǒng)由燃燒室插片和含預(yù)熱塞的氣缸蓋組成，如圖3 所示，圖4 為SCS 的軸向爆炸圖。燃燒室插片與含預(yù)熱塞的氣缸蓋能夠提高缸內(nèi)溫度，促進形成易點燃的混合氣。

圖4 SCS 軸向爆炸圖[24]

澳大利亞Orbital 公司為了解決重油霧化問題，研發(fā)了空氣輔助噴射系統(tǒng)（air assist direct injection system），結(jié)構(gòu)如圖5 所示。圖6 所示為軌道空氣輔助直接燃料噴射器的截面圖?？諝廨o助噴射系統(tǒng)的原理是利用附在原有噴嘴上的額外氣源對燃油進行沖擊，然后一起噴入燃燒室，這樣可以使油滴粒徑明顯降低，從而優(yōu)化燃油霧化；產(chǎn)生的較短燃油貫穿距能夠減輕燃油濕壁現(xiàn)象[24-25]。

圖5 空氣輔助噴射系統(tǒng)原理圖[25]

圖6 軌道空氣輔助直接燃料噴射器的截面圖[25]

Wu 等人[26]采用背光成像和陰影技術(shù)，研究了定容燃燒彈內(nèi)不同壓力、溫度和燃料量下，空氣輔助系統(tǒng)煤油噴霧特性。研究發(fā)現(xiàn)，隨著燃燒彈環(huán)境壓力從0.05 MPa 增加到0.35 MPa，液相貫穿距、噴霧貫穿距增量率和噴霧體積均減小，這主要是由于噴油壓力與燃燒彈環(huán)境壓力之間的壓力差減小和穿透阻力增大所致；當燃燒彈環(huán)境壓力在0.1 MPa 和0.3 MPa下、環(huán)境溫度從400 K 升高到500 K 時，液相貫穿距增大，這是由于缸內(nèi)氣體密度降低所致，然而在0.35 MPa 時，液相貫穿距的增加趨勢更加顯著，這是因為在較高的缸壓下缸內(nèi)氣體的密度對缸內(nèi)溫度更為敏感，使得液相穿透距的變化更為明顯；當缸內(nèi)溫度從400 K 升至500 K 時，煤油的噴霧貫穿距沒有明顯變化，因此當GDI 發(fā)動機燃用煤油時，通過EGR 來提高缸內(nèi)溫度并不能減少燃油撞壁。

點燃式重油航空活塞發(fā)動機存在啟動困難、爆燃等問題，因此可采用以上的加熱輔助、空氣輔助噴射、高壓噴射等措施來解決。

2.1.2 重油活塞發(fā)動機的爆燃控制研究

爆燃嚴重影響發(fā)動機的性能，一直以來學者們提出并研究了許多抑制爆燃的解決方案，如優(yōu)化冷卻系統(tǒng)、提前點火、廢氣再循環(huán)、在燃料中添加抗爆劑、噴水燃燒等等[27]。

李兆樂[28]利用AVL Fire 軟件針對Rotax 914 發(fā)動機開展模擬計算，分析了均質(zhì)混合氣和非均質(zhì)混合氣條件下重油混合氣的點火特性和爆燃特性，然后利用GT-POWER 建立整機模型，分析了多種爆燃抑制方法及其對發(fā)動機性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，在均質(zhì)混合氣條件下，在當量比為1 時爆燃因子遠大于其他濃度條件，適當增大或降低濃度時，爆燃因子顯著下降。當量比為0.6 時，各個曲軸轉(zhuǎn)角條件下爆燃因子均為0，當量比為1.4 時，爆燃因子稍有增大，可知過濃或過稀的條件可以有效防止爆燃發(fā)生；在非均質(zhì)混合氣條件下，較早噴油時點火越早發(fā)生爆燃的幾率急劇增加，在點火時刻為318°CA 和328°CA時，最大爆燃因子數(shù)值很大，適當推遲點火后，最大爆燃因子顯著下降，發(fā)生爆燃的幾率大大減小。

王在良[29]通過一維GT-Power 整機仿真計算分析，對煤油發(fā)動機爆燃規(guī)律進行了預(yù)測。研究表明推遲點火能夠有效抑制爆燃，但會造成排氣溫度升高；在較小的空燃比附近容易發(fā)生爆燃，因此過濃或過稀的混合氣能夠抑制爆燃。通過加濃混合氣可以使火焰?zhèn)鞑ニ俣燃涌?，改善排氣溫度，同時能夠抑制爆燃發(fā)生。

Anderson 等人[30]也在Rotax 914 上進行了若干關(guān)于重油發(fā)動機爆燃試驗。2011 年，他們在該發(fā)動機上進行了低辛烷值燃料對發(fā)動機爆燃的影響，研究發(fā)現(xiàn)若將原機的雙火花塞的其中一個替換為缸內(nèi)直噴噴油器，發(fā)動機的爆燃極限可提高5%～10%，研究還發(fā)現(xiàn)降低進氣溫度和優(yōu)化點火正時等措施也可以降低重油活塞發(fā)動機的爆燃傾向。2013 年，Anderson等人[31]又在該發(fā)動機上研究了開發(fā)的預(yù)燃室噴射點火燃燒系統(tǒng)對重油發(fā)動機爆燃性能的影響。結(jié)果表明這種特殊的噴射點火系統(tǒng)可以使燃油在99.5 MON 的基礎(chǔ)上降低大于10 MON 的情況下而不發(fā)生爆燃，說明改進的預(yù)燃室噴射點火技術(shù)是消除航空工業(yè)對高辛烷值含鉛燃料需求的一種有效方法。

David 等人[32]在一臺二沖程點燃式汽油發(fā)動機上研究了JP-5 煤油的爆燃特性。結(jié)果表明在低轉(zhuǎn)速小負荷時，JP-5 煤油的燃燒性能與汽油相似，但是在高轉(zhuǎn)速大負荷時，JP-5 煤油更容易發(fā)生爆燃。爆燃通過延遲火花正時在60%的燃油供給和2 000 r/min 時消失，通過降低燃油噴射錐角、推遲噴油等措施也可以降低爆燃。

Attard 等人[33]在一臺壓縮比為10.4、缸徑88 mm、自然吸氣單缸四沖程現(xiàn)代PFI 發(fā)動機平臺上通過燃用7 種辛烷值在93～60 范圍內(nèi)的PRF 燃料，比較了傳統(tǒng)火花點火和預(yù)燃室噴射點火燃燒的爆燃極限。結(jié)果發(fā)現(xiàn)在MBT（Maximum Brake Torque）燃燒階段，由于燃燒速率提高，未加燃料的預(yù)燃室比傳統(tǒng)的火花點火燃燒有了10 辛烷值的改進。當PRF 燃料直接噴入預(yù)燃室腔（氣化形式）和主燃室內(nèi)，結(jié)果表明，在獨立于主燃室的情況下，使用60 辛烷值燃料成功地運行節(jié)氣門全開的發(fā)動機，使預(yù)燃燒室的燃燒率進一步提高。圖7 所示為湍流點火器的設(shè)計圖，圖8 所示為湍流噴射點火器安裝剖面圖。

圖7 湍流噴射點火器的設(shè)計圖[33]

圖8 湍流噴射點火器安裝剖面圖[33]

Wang 等人[34]將噴水作為一種擴展四沖程SI 發(fā)動機的爆燃限制和改進IMEP（Indicated Mean Effective Pressure）的方法。試驗在一臺改裝的Rotax 914 上進行，分析了噴水對煤油發(fā)動機燃燒的影響，結(jié)果表明噴水可以顯著提高四沖程汽油機燃用煤油放熱爆燃極限，在不同的發(fā)動機轉(zhuǎn)速下，測量的IMEP 提高了25%～28%。

2.1.3 重油活塞發(fā)動機的燃燒性能研究

重油活塞發(fā)動機通過向重油中添加水、醇類等添加劑可以在一定程度上優(yōu)化燃燒性能；噴油參數(shù)、壓縮比等因素也能夠?qū)χ赜桶l(fā)動機燃燒性能產(chǎn)生顯著的影響。

Wang 等人[34]研究了噴水對一種擴展四沖程點火發(fā)動機性能的影響。結(jié)果表明，隨著注水量的增加，IMEP 降低，注水引起的溫度下降導(dǎo)致缸內(nèi)壓力降低，對做功輸出有負面影響，如圖9 所示。圖10 給出了噴水對缸壓升高率的影響，在沒有注水的情況下，接近18°CA ATDC 時，缸內(nèi)壓力急劇增大和減小，這表明末端混合氣發(fā)生自燃。在注水2 ms 的情況下，壓力增長率的相位向上止點移動，峰值由于噴射點火器的作用而略有增加。在注水4 ms 的情況下，增壓率的相位再次向后移動，其幅度明顯減小，說明過量注水對缸內(nèi)燃燒過程有不利影響。

圖9 噴水持續(xù)期對IMEP 的影響[34]

圖10 噴水對缸壓升高率的影響[34]

Qiu 等人[35]建立了一個壓燃式重油發(fā)動機工作過程的三維模擬模型，對噴油壓力、提前噴射角和噴嘴直徑3 個重要參數(shù)進行了標定。結(jié)果表明，通過適當匹配進氣渦流強度、燃燒室形狀和噴射壓力，可以利用氣缸內(nèi)的氣流促進燃料和空氣的混合，更有效地組織燃燒。

Cheng 等人[36]比較了柴油、RP-3、RP-3-正戊醇3 種燃料在航空活塞發(fā)動機上的燃燒特性，結(jié)果表明，與柴油相比，RP-3 的指示熱效率提高了1.4%～12.4%，然而正戊醇的加入會使其降低1%～6.5%；較高比例的正戊醇含量會降低燃燒的穩(wěn)定性，需要改變噴射時間來保持燃燒的穩(wěn)定性；在所有試驗發(fā)動機負荷下，正戊醇的加入延長了點火延遲，同時縮短了燃燒持續(xù)時間。Chen 的研究[37]還發(fā)現(xiàn)RP-3-正戊醇（K60P40）的指示熱效率要高于所有其他試驗燃料（柴油、其他不同比例的RP-3-正戊醇混合燃料）。

Ning 等人[38]研究了噴射正時和壓縮比對燃用RP-3 的二沖程發(fā)動機燃燒特性的影響。結(jié)果表明，隨著噴油正時的提前，發(fā)動機有效功率增大，指示平均有效壓力循環(huán)變動系數(shù)減小，在150°CA BTDC 的直噴正時獲得了最佳有效熱效率。壓縮比由7.2 下降到5.2，在壓縮比為6.2 時，有效功率和有效熱效率達到最大值。

2.2 無人機旋轉(zhuǎn)活塞式發(fā)動機噴霧燃燒進展

由于轉(zhuǎn)子發(fā)動機（旋轉(zhuǎn)活塞式發(fā)動機）具有結(jié)構(gòu)緊湊、簡單，具有功重比高、振動與噪聲小等優(yōu)點，已成為航天、軍事等領(lǐng)域應(yīng)用研究的熱點。目前，轉(zhuǎn)子發(fā)動機采用單一或混合燃料，如汽油、柴油、航空煤油、天然氣、乙醇/氫、汽油/氫和汽油/正丁醇等。只要采用合理的燃料供應(yīng)模式，各種燃料就可以在轉(zhuǎn)子發(fā)動機中有效地使用[39]。國內(nèi)外人員主要從轉(zhuǎn)子發(fā)動機燃燒過程及控制策略、關(guān)鍵零部件的制造和密封及磨損性能等方面開展研究[40]，本文僅從轉(zhuǎn)子發(fā)動機的噴霧燃燒過程方面進行討論。

2.2.1 轉(zhuǎn)子發(fā)動機的霧化研究

轉(zhuǎn)子發(fā)動機結(jié)構(gòu)緊湊、轉(zhuǎn)速高以及獨特的缸內(nèi)環(huán)境使得其對油束的蒸發(fā)以及霧化速度要求更高。

Lu 等人[39]研究了航空煤油在直噴式轉(zhuǎn)子發(fā)動機運行條件下的基本噴霧特性。結(jié)果表明，環(huán)境溫度與壓力對噴霧過程有不同的影響。環(huán)境溫度600 K 為分水嶺，低于600 K 時，穿透長度隨溫度升高而增大；當溫度達到600 K 時，霧化質(zhì)量顯著提高。不同的噴射策略對缸內(nèi)的燃油分布有重要影響，較大的噴射角會促進燃油在噴霧和空氣流場中的碰撞霧化。圖11 說明了在相同的環(huán)境溫度和不同的環(huán)境壓力下噴霧的發(fā)展過程。

圖11 不同條件下液相的發(fā)展[39]

Yang 等人[41]對直噴式加氫汽油轉(zhuǎn)子發(fā)動機在3個噴射位置的混合氣形成過程和燃燒過程進行了數(shù)值研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)發(fā)動機燃燒室內(nèi)的特殊流場與氫射流有很強的相互作用，氫的分布對充量燃燒有進一步的影響。

劉洪俊等人[42]研究了柴油轉(zhuǎn)子發(fā)動機的噴霧過程，重點分析了噴霧環(huán)境背壓和噴射壓力對噴霧特性的影響。結(jié)果表明，噴霧過程中噴霧擴散速度先快速增大后逐漸減小。噴霧錐角在初次霧化階段內(nèi)急劇減小，在二次霧化作用下保持相對穩(wěn)定。增大噴霧環(huán)境背壓可以有效減小噴霧貫穿距、增大噴霧錐角。增大噴油壓力可以增大噴油貫穿距和噴油錐角，同時加強了燃油的初次霧化和二次霧化。

2.2.2 轉(zhuǎn)子發(fā)動機的燃燒性能研究

轉(zhuǎn)子發(fā)動機工作過程較為特殊，燃料種類、燃燒室形狀、噴油策略與點火位置等因素對轉(zhuǎn)子發(fā)動機的燃燒均有較大影響。

Lu 等人[43]在具有光學診斷技術(shù)的可見光定容燃燒彈的研究結(jié)果表明，環(huán)境溫度800 K，環(huán)境壓力2.0 MPa 是航空煤油的著火極限。隨著環(huán)境條件的增加，點火延遲時間和火焰升程長度不斷縮短。在850 K環(huán)境溫度下，當環(huán)境壓力達到2.5 MPa 時升程長度不再縮短，保持在6 mm 左右。同時還建立了直噴式旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動機的三維動態(tài)仿真模型，研究了航空煤油在優(yōu)化噴射策略下的燃燒過程。結(jié)果表明，在噴射位置A3（如圖12 所示），由于點火時刻燃料的分布、濃度和霧化質(zhì)量更為合理，可獲得較高的上止點前的燃燒效率。缸內(nèi)壓力峰值達到3.889 MPa，這意味著發(fā)動機的動態(tài)性能更好。

圖12 AR741 旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖[43]

Fan 等人[44]通過數(shù)值模擬研究了側(cè)門式天然氣旋轉(zhuǎn)發(fā)動機在不同氣室形狀和點火槽位置下的性能、燃燒和排放特性。結(jié)果表明較大的滾流強度、較大的高速斜流面積和較高的燃燒室中部平均流速可以使火焰?zhèn)鞑ニ俣仍龃?。當燃燒室結(jié)構(gòu)中有一個中間的凹槽與位于轉(zhuǎn)子表面寬度方向中間的點火槽耦合時，燃燒速率最高。

Ji 等人[45]研究了摻氫汽油轉(zhuǎn)子發(fā)動機的燃燒和排放，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，摻氫后的燃燒壓力、制動平均有效壓力、缸內(nèi)溫度和熱效率同時提高；富氫處理能有效縮短火焰的發(fā)展和傳播周期，這與Amrouche 等人的研究結(jié)果相同；當進氣中氫的體積分數(shù)從0%提高到5.2%時，HC 排放降低了44.8%，CO 和CO2排放也降低了。

潘劍鋒等人[46-51]模擬研究了LPG 轉(zhuǎn)子發(fā)動機缸內(nèi)燃燒影響因素。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當給定轉(zhuǎn)速、噴射方向、噴射持續(xù)期和噴霧錐角時，發(fā)動機存在一個最佳噴射提前角，使燃燒效果最佳；缸內(nèi)最高壓力與溫度隨當量比的增大而增大，著火期和急燃期受當量比影響較小，NO 質(zhì)量分數(shù)隨當量比先增后減；可以通過適當增大點火提前角的方式來充分利用渦流的作用時間，加速火焰?zhèn)鞑?；當點火位置位于湍流到單向流的過渡區(qū)域時，壓力峰值增大，與此同時缸內(nèi)平均溫度增大，NO 排放量也會增加；保持進氣持續(xù)期不變，隨著進氣開啟角度的提前，缸內(nèi)渦團、旋流的強度和充量系數(shù)都在不斷增加，點火位置處的流場湍流度不斷增加；將燃燒室凹坑布置于轉(zhuǎn)子曲面長度方向的前段和轉(zhuǎn)子曲面寬度方向的中心，在燃燒過程中可以同時利用燃燒室后部的滾流以及燃燒室中部高速流區(qū)對火焰的加速作用，缸內(nèi)整體燃燒速率最大。

Amrouche 等人[52]對單轉(zhuǎn)子汪克爾發(fā)動機在大開度和超稀工況下加氫乙醇的效果進行了試驗研究。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在富氫狀態(tài)下可以縮短火焰發(fā)展和火焰?zhèn)鞑ブ芷?，減少循環(huán)變化，改善燃燒過程；隨著氫含量的增加，燃燒持續(xù)期縮短，提高了發(fā)動機的熱效率，降低了制動比能耗，降低了發(fā)動機未燃碳氫的排放。

Su 等人[53]研究了點火提前角對富氫正丁醇轉(zhuǎn)子發(fā)動機性能的影響。結(jié)果表明，隨著點火提前角的增加，燃燒室峰值壓力和溫度均升高，制動熱效率先升后降。隨著點火提前角的增加，火焰發(fā)展期延長，火焰?zhèn)鞑テ诳s短。循環(huán)變動最初減弱，然后隨著點火提前而惡化。推遲點火正時后，HC 和NOx排放降低。點火正時對CO 排放影響不大。

Chen 等人[54]研究了噴油正時（IT）和噴射角（IA）對直噴式點燃柴油轉(zhuǎn)子發(fā)動機性能的影響。結(jié)果表明，增大噴射角會改變?nèi)剂显谌紵仪昂蟛课坏姆植?，推遲噴油正時也會使燃料分配區(qū)域變得更加狹窄而集中。在燃燒過程中，燃料集中在靠近燃燒室后部的中心位置有利于著火。在兩個火花塞之間分布更連續(xù)的混合氣以及在尾隨火花塞（TSP）附近燃油濃度高，有利于提高燃燒速率和排放性能。在80°CA BTDC和90°IA 時，獲得較好的燃燒速率和排放性能。

整體來看，與往復(fù)活塞發(fā)動機相比，對轉(zhuǎn)子發(fā)動機（旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動機）的噴霧燃燒，以及不同燃料，如煤油，重油的研究相對較少，有待進一步加強。

3 結(jié)論

當前航空活塞發(fā)動機在無人機動力裝置中仍占有重要地位。航空重油活塞發(fā)動機將會有巨大的發(fā)展機遇，本文通過總結(jié)歸納航空活塞發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的研究進展，得到以下主要研究進展和趨勢：

1）通過優(yōu)化的燃燒室結(jié)構(gòu)、利用空氣輔助噴油系統(tǒng)、缸體預(yù)熱系統(tǒng)和電熱塞加熱等措施可以優(yōu)化重油的霧化。

2）可以借助預(yù)燃室、缸內(nèi)直噴、較低的進氣溫度、優(yōu)化點火正時等方式改善航空重油發(fā)動機的爆燃性能。

3）通過向重油中添加水、醇類等添加劑可以在一定程度上優(yōu)化燃燒性能；噴油參數(shù)、壓縮比等因素也能夠?qū)χ赜桶l(fā)動機燃燒性能產(chǎn)生顯著影響。

4）轉(zhuǎn)子發(fā)動機功重比更高，意味著續(xù)航更長，更適合空用。由于轉(zhuǎn)子發(fā)動機工作過程較為特殊，燃料種類、燃燒室形狀、噴油與點火位置等因素對轉(zhuǎn)子發(fā)動機的燃燒均有較大影響。此外，為了響應(yīng)軍方統(tǒng)一燃料的要求，轉(zhuǎn)子發(fā)動機的重油化意義重大，轉(zhuǎn)子發(fā)動機的重油化將成為重要研究方向之一。