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前言
小型兩沖程航空發動機（HF-APEs）以其高功率和簡單的結構，在摩托艇、無人飛行器等領域得到應用。
随着航空技術的不斷發展，我們對于優化發動機性能的探索也在持續進行，我們在這個實驗中，緻力于調整其中的關鍵參數，即燃油噴射的提前角，以及實作在不同海拔條件下的最佳燃燒效果。
燃油噴射提前角的調整，能夠影響燃燒過程的時序和特性，進而對發動機性能産生顯著影響，發動機在高海拔環境下，氣壓和氧氣濃度的變化會影響燃燒過程中的燃油氣化和混合情況，進而影響發動機的工作效率和排放特性。
我們針對上述問題，以發動機2400轉/分的轉速、298K的進氣溫度以及-8°CA的噴射提前角為基準參數，随後通過數值的計算，分析了不同噴射提前角、不同海拔下的燃燒過程，最終對計算結果進行分析，我們的目的是，找出海拔和噴射提前角對燃燒過程的影響規律，以及如何在不同工作條件下優化燃燒效率。
CFD模拟實驗
我們在仿真中使用了Ansys Forte軟體，為了進行網格生成，并模拟小型兩沖程重質燃油直噴發動機的工作過程，我們導入了完整的三維幾何模型，并使用Forte提供的網格生成工具進行預處理，同時調整了網格的尺寸大小。
我們把吸氣口和排氣口區域采用四面體網格計算，吸氣口、排氣口和缸體體積采用六面體網格計算，這就是動态網格，我們在實驗中選擇了三維瞬态計算模式，由于兩個氣缸的工作條件相同，是以僅計算了單一氣缸。
我們采用RNG k-ε湍流模型和标準壁函數，并且計算步長為1°曲軸角，全局網格尺寸指定為2毫米，燃燒室的網格預覽如圖5所示，共生成了329,023個網格，用于模拟的進氣口和排氣口采用壓力邊界條件，并保持壓力恒定。
我們為了模拟它與增壓器的耦合關系，特地把進氣口設定為壓縮機後的理論壓力，将出口設定為渦輪前的壓力。
燃油的噴射系統配置了4孔固體錐形機械噴射器，它作為CFD仿真中的常見應用，最常用的是準穩态噴霧錐角，噴霧錐角設定為15度，燃油噴嘴之間的夾角設定為150°，噴嘴口中的噴霧液滴的溫度約為400K。
我們讓這些設定與實際物體保持完全一緻，根據動量測量方法，假設恒定的排放系數為0.7我們采用（KH/RT）模型進行霧化和液滴破裂，這樣可以提高燃油穿透的溫度依賴性，并預測更好的液滴尺寸分布。
我們在本研究中，特地設定了模型常數，通過減小RT常數來調整液體穿透，父級包裹破裂以形成具有不同KH常數的新液滴，并且使用離散多組分（DMC）燃油蒸發模型來表示噴霧液滴的蒸發。
DMC被用來跟蹤燃油的每個組分，無論過程的方向如何，我們在模組化液滴碰撞和合并時，都使用了自适應碰撞網格模型，最終把噴射模型中的氣體引入常數設定為0.5。
我們為了增強在Forte中仿真模型的真實性，專門将仿真結果與測試資料進行了比較，仿真計算得出的氣缸壓力的最大誤差與實驗測量的誤差約為3%，實際燃燒情況與仿真模型基本保持一緻，是以可以認為仿真模型是可靠且準确的。
HF-APEs的噴射角度
我們從發動機的熱釋放中确定了燃燒階段，主要燃燒參數包括，噴射開始（SOI），燃燒開始（SOC），總熱釋放為5%；噴射結束（EOI），燃燒結束（EOC），總熱釋放為95%。
我們對實驗資料進行了搜集，分析後得知，在-8°CA時，氣缸内氣體溫度約為800K，在-4°CA時，因為燃料噴霧氣化吸熱，是以溫度場中存在低于壓縮溫度的區域，而噴霧區域發生的那些燃燒反應，是指燃燒區域沿旋渦方向旋轉，燃燒室中心的溫度比其他區域低400K，這些内容對保護噴嘴非常重要。
我們的實驗環境在-4°CA時，燃料已經達到燃燒室内旋渦最強區域，霧化效果得到增強，氣缸内溫度升高，随着燃料蒸發速率和熱釋放速率均加快，氣缸内燃料蒸汽的品質達到了最大值5.5毫克。
因為氣缸内的燃料蒸發并吸收熱量，是以燃料噴入氣缸後，大部分燃料處于缺氧環境中，這就導緻了燃燒速率相對較慢，後來随着氣缸溫度升高，熱釋放速率增加，燃料蒸發速率小于蒸汽消耗速率，氣缸内燃料蒸汽含量迅速下降。
當我們的實驗環境在2°CA時，氣缸内可燃蒸汽的含量繼續減少，化學熱反應速率降低，從圖12可以看出，在8°CA時，氣缸内的分離火焰區域會産生擴散，進而點燃在高溫富氧邊界（火焰前沿）生成的一氧化碳（CO），這就導緻化學反應速率略微增加，然後逐漸減少，直至完成燃燒周期。
我們的清洗過程，會直接影響氣缸内的排氣剩餘（EGR）系數，過多的内部EGR可以加速燃料液滴的蒸發速率，但新鮮混合氣的減少将降低燃燒速度，減少燃料消耗和最大功率。
我們在這項研究中，采用了交叉清洗的方式，在清洗過程中，氣缸内CO2品質分數随曲軸角度的變化，當環境在110°CA和120°CA之間，發動機會自由排氣，約50%的氣缸内廢氣被排放，在130°CA時，清洗口在氣缸内的壓力大于進氣壓力的情況下打開。
由于氣缸内的高溫氣體流回到了清洗口，這說明氣缸仍處于自由排氣過程中，因而在150°CA時，清洗口壓力已經高于氣缸壓力，實驗環境在170°CA時，清洗口中沒有CO2，靠近排氣口的CO2品質分數減少，這表明新鮮空氣逐漸稀釋了氣缸内的氣體，當環境在250°CA時，清洗口在排氣口關閉之前關閉，氣缸内新鮮混合氣減少，在排氣口關閉後，EGR系數約為25%。
圖15展示了2400轉/分下，最大燃燒壓力随着海拔的變化，可以看出，随着海拔的增加，氣缸内的最大壓力下降，發動機的功率容量逐漸減小，在海拔5000米處，發動機的功率容量已經減少了約40%。這是因為随着海拔的增加，進氣空氣品質流量減少，導緻燃燒的累積熱釋放減少。
我們通過剛才的實驗操作，得到了在不同海拔下氮氧化物（NOx）排放的變化的規律，随着海拔的增加，NOx排放量也會跟着增加，更高的海拔還将進一步降低氣缸内的氧含量，進而抑制NOx的生成。由此看來，導緻NOx排放增加的主要因素是平均燃燒溫度的增加，即在相同負荷下，平均燃燒溫度随海拔增加而增加。
我們通過實驗還發現，随着噴射角度的增加，氣缸内的最大制動壓力會跟着顯著增加，即噴射提前角向前移動4°CA，缸内最大壓力增加2 MPa，并且上升速率在逐漸減小，最大壓力的相位随着噴射提前角的增加而向前移動。
我們進一步分析得知了，當噴射提前角向前移動4°CA時，最大壓力的相位向前移動0.5°CA，這說明燃油噴射量是固定的，噴射提前角的增加将導緻點火延遲期間形成的燃油-空氣混合物品質增加，進而促進氣缸内的燃燒。
對發動機的實驗設定
一台小型的兩沖程APEs采用交叉流掃氣系統，它具有三個進氣口和一個排氣口，其燃燒系統配置有直噴式和碗形燃燒室，這包括流動系統、氣缸壓力傳感器和測功機測試系統。
我們采用了羅茨鼓風機模拟進氣增壓系統，先是通過變頻驅動調節空氣瓶中的體積流量，再讓工作流體流入一個保持進氣壓力恒定的空氣瓶，頭部的溢流閥起到了調節作用。
我們設定空氣的體積流量為16 L/s，誤差在±5%範圍，然後将來自空氣瓶的空氣倒入空氣箱，通過對稱的進氣口進入兩個氣缸，如此一來發動機和測量子產品就被組裝在一起。
流量計和氣壓計可以測量氣體的流速，并且檢測發動機的空氣品質，氣缸壓力傳感器可以實時地收集、分析和存儲發動機燃燒過程中的氣缸壓力信号，相位傳感器可以測量噴射開始和噴射結束的時刻。
我們在此次實驗中，通過動量通量方法測量了噴嘴的噴射速度，還建造了燃油噴射速度的測試台，緊接着在噴嘴出口一定距離處安裝了壓力傳感器，這是用來測量噴霧的沖擊力，讓液滴在與傳感器表面保持在一個垂直的方向上，令沖擊前後速度的變化等于液滴的沖擊速度。
HF-APEs在不同海拔下的燃燒特性
随着海拔的不斷增加，氣缸内的最大壓力會一直下降，發動機的功率容量逐漸減小，在海拔5000米處，發動機的功率容量已經減少了約40%。這是因為随着海拔的增加，進氣空氣品質流量減少，導緻燃燒的累積熱釋放減少。
海拔的增加，還會導緻NOx排放量增加，HF-APEs的NOx生成受燃燒溫度、氧濃度和氣缸内高溫持續時間的影響，更高的海拔還将降低氣缸内的氧含量，進而抑制NOx的生成，導緻NOx排放增加的主要因素是平均燃燒溫度的增加，即在相同負荷下，平均燃燒溫度随海拔增加而增加。
我們根據在不同噴射角下，觀察氣缸内的最大制動壓力變化特征，發現了随着噴射提前角的增加，氣缸内的最大制動壓力顯著增加，即噴射提前角向前移動4°CA，最大壓力增加2 MPa，并且上升速率逐漸減小。
結語
兩沖程高速航空發動機（HF-APEs）具有高功率密度和簡單結構的特點，這讓它在摩托艇、無人飛行器等領域得到應用，我們的研究采用了2400轉/分、298K的進氣溫度和-8°CA噴射提前角，對發動機的燃燒過程，對不同海拔、不同噴射提前角的計算結果進行了分析。
我們在接下來的實驗中，會關注燃燒室形狀的設計，并提升燃油噴射系統與燃燒系統的比對性，還會研究适用于小型HF-APEs的控制政策，以實作噴射時機的靈活調整，進而适應不同的外部環境。
參考文獻
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