航空柴油发动机性能优化仿真研究_陈欠根

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性能 缸径 / mm 冲程 / mm 气缸数 冲程数 压缩比 功率 / kW 每缸排量 / L 冷却方式
表1
某型发动机主要参数 参数 102 101 4 2 16． 5 120 0． 83 水冷 2700 120 240 135 225
（1） V（ m3 ） 为气缸工作容积， 式中：p（ MPa） 为气缸内工质压力， Q B （ J） 为燃料在气缸内燃烧放出的热量， Q W （ J） 为通过气缸 m s （ kg） 为流入气缸工质的质量， m e （ kg） 为流出 壁面的热量， h s （ J / kg） 为 进 气 阀 处 工 质 的 比 焓， 气 缸 工 质 的 质 量， h e （ J / kg） 为排气阀处工质的比焓［13］ 。 质量守恒方程 dm s dm e dm dX = + + gf · dφ dφ dφ dφ （2）
［11 ］ ［13 ］
)
（5）
－ φB ( φφ ) Z m +1
。
喷油提前角和配气正时参数的匹配， 是提高发动机性能
(
)e
m
－ 6 ． 908
（6）
X 为燃料燃烧百分数， m 为燃烧品质指数， 式中， φ 为瞬时曲 轴转角， φ Z 为燃烧持续角， φ B 为燃烧开始角。 2． 3 发动机 GT － POWEＲ 模型建立 GT － POWEＲ 软件以一维流体动力学为基础， 内部包含 发动机所有工况细节模型， 能完成对发动机的建模， 最主要 是对气缸工作过程的建模， 可以比较完整的模拟不同工况下 发动机的性能。 目前， 全球主要有 6 个具备生产活塞柴油航空发动机能 力的公司。以外国研发的某型二冲程柴油航空发动机为研 究对象， 搭建其 GT － Power 模型， 表 1 为该发动机基本参数。 GT － POWEＲ 整机系统示意图如图 1 所示。
m s 为流入气缸的空气质量， me 为 式中：m 为系统内工质质量， m B 为瞬时喷入气缸内燃料的质量， 流出气缸的废气质量， 气 缸内燃料燃烧所占的百分数为 X = 气体状态方程 mB × 100 % 。 gf
额定转速 / （ r / min － 1 ） 曲轴转角（ 排气门打开） / 曲轴转角（ 排气门关闭） / 曲轴转角（ 进气门打开） / 曲轴转角（ 进气门关闭） /
。
缸内工作过程基本方程
气缸内热力过程的基本方程有能量守恒方程 、 质量守恒 方程和气体状态方程。 能量守恒方程 dT 1 dQ B dQ B ms me dV dm u d α φ = dφ mc v dφ － dφ － p dφ + h s dφ － h e dφ － u dφ － m α φ· dφ
［2 ］
杰出的燃油经济性和较高的功重比而广泛的应用于轻型通 用飞机及中小型无人机 。由于航空汽油的闪点低， 使其在军 事领域的使用受到了限制， 为此各国加紧了对活塞航空柴油 发动机的研发
［1 － 3 ］
。 而国内对二冲程航空
［8 － 10 ］
柴油发动机的研究处于起步阶段， 大部分的研究是在现有汽 油机的基础上改装进行实验研究和一些数值模拟 。 本研究以某型二冲程柴油航空发动机为研究对象， 利用 一维仿真软件 GT － POWEＲ 搭建该型发动机工作循环数值 仿真计算模型， 分析其动力性和经济性特征 。 在不同的喷油 从燃油消耗率、 功率、 排放等特性 提前角和配气正时条件下， 出发， 优化发动机相关参数。为二冲程航空柴油发动机的研 发提供理论依据， 缩短发动机的研发周期 。
φ － φ B m +1 φZ
。 合理的喷油提前角不仅
对发动机的动力性有所提高， 还对经济性有着重要影响 。 另 外， 柴油发动机的配气正时对其性能影响同样很大， 最佳的 匹配参数能够形成缸内良好的空燃比及较佳的燃烧效率， 从 而获得较高的动力性及较低的燃油消耗率 的主要途径， 也是一技术难点。 2． 2 缸内过程数学模型 缸内气体在燃烧过程中产生的压力是个变值， 燃烧过程 也是极为复杂， 为此仿真过程基本假设为：1 ） 气缸内工质为 理想气体；2 ） 气缸内工质状态为均匀分布；3 ） 将气缸内工质 的流动过程视为准稳定流动；4 ） 工质进、 出口的动能忽略不 计；5 ） 气缸内同一瞬时， 各点气体工质的化学成分和热力学 状态完全相同 2． 2． 1
［12 ］
Q W 是工质向燃烧室各个壁面的换热量， 是能量守恒的 通过工质对燃烧室周壁面的瞬时平均换热系数和壁 一部分， 面的平均温度， 可计算得到 Q W 。 dQ ω = dφ
3 3 dQ ωi 1 = α A （ T － T ωi ） ∑ dφ ω i =1 g i
∑
i =1
（4）
A 为换热面积， T 式中， ω 为角速度， α g 为瞬时平均换热系数， T w 为壁面平均温度， i = 1 为气缸 为气缸内工质瞬时温度， i = 2 为活塞， i = 3 为气缸套。 其中换热系数采用 woschin 盖， 公式计算。 2． 2． 3 气缸内燃烧过程 采用零维燃烧放热模型可对柴油机燃烧做宏观性能分 析， 其 Weibe 模型采用半经验公式 X = 1 － e －6． 908 ( 上式两边对 φ 求导得 dX m + 1 φ － φB = 6 ． 908 dφ φZ φZ
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图1
某型发动机 GT － POWEＲ 的模型进行实验验证， 在地面工作状态下模拟
力性， 经济性， 排放性等特性， 选取最优参数， 使发动机的综 合性能最优。 3． 1 不同喷油提前角发动机性能仿真及优化 － 28］区间内选取不同 该发动机的喷油提前角从［ － 9 ， 的参数， 分析在不同喷油提前角下发动机的性能 。 如图 3 所示， 喷油提前角的大小直接影响缸内最大压力 的到达时刻。 若缸内最大压力到达过早， 即点火提前角过 大， 如图 3 中喷油提前角为 － 28deg 的曲线所示， 压力上升区 间的主要部分处于上止点前， 而此时气缸内活塞压缩气体， 其容积不断地减小， 使得气缸内的压力升高率较大， 缸内最 大压力也较高， 达 123． 2bar。如果活塞还在向上止点运动中 缸内气体压力就达到很大数值， 这时气体压力阻碍活塞向上 止点运动， 从而导致压缩负功的增加， 有效功减少， 有时甚至 造成曲轴反转， 使发动机不能工作。 反之， 若缸内最大压力 点到达过迟， 即点火提前角过小， 如图 3 中喷油提前角为 － 9deg 的曲线所示， 则在燃烧开始时， 活塞已向下止点移动一 段距离， 这不仅使燃烧产物的膨胀比减小， 损失一部分膨胀 功， 缸内压力难以提升， 最高压力值为 68． 9bar。 而且燃烧是 在膨胀行程中进行， 燃气与气缸壁接触面积大， 传给气缸壁 的热量增加， 造成较大的热损失。 喷油提前角过小也会使发 动机动力减小， 同时排气温度也会随喷油提前角的减少而提
1
引言
二冲程航空柴油发动机是国际先进的新型发动机， 以其
空柴油机资料相当少， 只对其性能做简单介绍 。 目前， 德国 Thielert 公司， 英国 Wilksch 公司， 奥 地 利 Austro 公 司， 法国 SMA 公司， 英国的 dair 公司经过多年的研发， 其生产的活塞 航空柴油机成功用于轻型飞机上
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2
2． 1
发动机模型的建立
发动机原理 发动机是一种能量转换机构， 它将燃料燃烧产生的热能 体常数。 2． 2． 2
PV = mＲT
（3）
V、 T 分别表示系统内工质压力 、 Ｒ 表示气 式中 P、 体积和温度， 气缸周壁传热过程
转变成机械能。发动机一个循环， 气缸内经历压缩、 燃烧、 膨 排气 4 个过程， 由于该二冲程发动机利用活塞进行扫气， 胀、 其排气过程被分为纯自由排气 、 扫气、 后排气过程。 发动机 经济性指标、 环境指标。发 的性能指标主要有：动力性指标、 动机的喷油提前角和配气系统对发动机的性能影响较大 。 喷油提前角是柴油发动机运转的重要参数， 对发动机的 功率等重要性能参数起到很大的影响 。 喷油提前角过 燃烧、 大， 油气混合差， 燃烧过早的发生在活塞上止点之前， 气缸压 力升高率过大， 柴油机工作粗暴；反之若喷油提前角过小， 燃 烧发动在活塞从上止点下行过程中， 导致柴油机的后燃严 NO X 排量增加 重， 热负荷增加，
Numerical Simulation and Optimization of 2 － Stroke Diesel Engine for Light Aircraft
CHEN Qian － gen12 ，CHENG Hai － peng1 ，PAN Zhong － jian1 ， WU Hui1
（ 1． Key State Laboratory of High Performance Complex Manufacturing，Central South University， Changsha Hunan 410083 ，China； 2． Sunward Intelligent Equipment Limited Liability Company，ChangshaHunan 410199 ，China） ABSTＲACT：To optimize the performance of the aviation diesel engine，an engine GT － POWEＲ simulation model is built and the accuracy of the model is verified by the engine power of different rotating speed． Engine power，torque and NOx emission characteristics are analysis under different fuel injection advance Angle and engine valve timing． The simulation results show when the fuel injection advance Angle is － 13° ，the exhaust valve opening Angle is 6 ° CA ahead，the exhaust valve closed Angle delay is 6 ° CA，inlet valve opening Angle is 6 ° CA ahead，intake valve closed Angle delay is 6 ° CA，the engine power increases 3 kW and the fuel consumption decreases 2 g / kW · h． The comprehensive performance of the engine is best． The bench test verifies the validity of the optimized parameters． KEYWOＲDS：2 － stroke diesel for light aircraft； Advance angle of injection； Valve timing； Power； Specific fuel consumption；Performance