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前言

小型两冲程航空发动机（HF-APEs）以其高功率和简单的结构，在摩托艇、无人飞行器等领域得到应用。

随着航空技术的不断发展，我们对于优化发动机性能的探索也在持续进行，我们在这个实验中，致力于调整其中的关键参数，即燃油喷射的提前角，以及实现在不同海拔条件下的最佳燃烧效果。

燃油喷射提前角的调整，能够影响燃烧过程的时序和特性，进而对发动机性能产生显著影响，发动机在高海拔环境下，气压和氧气浓度的变化会影响燃烧过程中的燃油气化和混合情况，进而影响发动机的工作效率和排放特性。

我们针对上述问题，以发动机2400转/分的转速、298K的进气温度以及-8°CA的喷射提前角为基准参数，随后通过数值的计算，分析了不同喷射提前角、不同海拔下的燃烧过程，最终对计算结果进行分析，我们的目的是，找出海拔和喷射提前角对燃烧过程的影响规律，以及如何在不同工作条件下优化燃烧效率。

CFD模拟实验

我们在仿真中使用了Ansys Forte软件，为了进行网格生成，并模拟小型两冲程重质燃油直喷发动机的工作过程，我们导入了完整的三维几何模型，并使用Forte提供的网格生成工具进行预处理，同时调整了网格的尺寸大小。

我们把吸气口和排气口区域采用四面体网格计算，吸气口、排气口和缸体体积采用六面体网格计算，这就是动态网格，我们在实验中选择了三维瞬态计算模式，由于两个气缸的工作条件相同，因此仅计算了单一气缸。

我们采用RNG k-ε湍流模型和标准壁函数，并且计算步长为1°曲轴角，全局网格尺寸指定为2毫米，燃烧室的网格预览如图5所示，共生成了329,023个网格，用于模拟的进气口和排气口采用压力边界条件，并保持压力恒定。

我们为了模拟它与增压器的耦合关系，特地把进气口设置为压缩机后的理论压力，将出口设置为涡轮前的压力。

燃油的喷射系统配置了4孔固体锥形机械喷射器，它作为CFD仿真中的常见应用，最常用的是准稳态喷雾锥角，喷雾锥角设置为15度，燃油喷嘴之间的夹角设置为150°，喷嘴口中的喷雾液滴的温度约为400K。

我们让这些设置与实际物体保持完全一致，根据动量测量方法，假设恒定的排放系数为0.7我们采用（KH/RT）模型进行雾化和液滴破裂，这样可以提高燃油穿透的温度依赖性，并预测更好的液滴尺寸分布。

我们在本研究中，特地设置了模型常数，通过减小RT常数来调整液体穿透，父级包裹破裂以形成具有不同KH常数的新液滴，并且使用离散多组分（DMC）燃油蒸发模型来表示喷雾液滴的蒸发。

DMC被用来跟踪燃油的每个组分，无论过程的方向如何，我们在建模液滴碰撞和合并时，都使用了自适应碰撞网格模型，最终把喷射模型中的气体引入常数设置为0.5。

我们为了增强在Forte中仿真模型的真实性，专门将仿真结果与测试数据进行了比较，仿真计算得出的气缸压力的最大误差与实验测量的误差约为3%，实际燃烧情况与仿真模型基本保持一致，因此可以认为仿真模型是可靠且准确的。

HF-APEs的喷射角度

我们从发动机的热释放中确定了燃烧阶段，主要燃烧参数包括，喷射开始（SOI），燃烧开始（SOC），总热释放为5%；喷射结束（EOI），燃烧结束（EOC），总热释放为95%。

我们对实验数据进行了搜集，分析后得知，在-8°CA时，气缸内气体温度约为800K，在-4°CA时，因为燃料喷雾气化吸热，所以温度场中存在低于压缩温度的区域，而喷雾区域发生的那些燃烧反应，是指燃烧区域沿旋涡方向旋转，燃烧室中心的温度比其他区域低400K，这些内容对保护喷嘴非常重要。

我们的实验环境在-4°CA时，燃料已经达到燃烧室内旋涡最强区域，雾化效果得到增强，气缸内温度升高，随着燃料蒸发速率和热释放速率均加快，气缸内燃料蒸汽的质量达到了最大值5.5毫克。

因为气缸内的燃料蒸发并吸收热量，所以燃料喷入气缸后，大部分燃料处于缺氧环境中，这就导致了燃烧速率相对较慢，后来随着气缸温度升高，热释放速率增加，燃料蒸发速率小于蒸汽消耗速率，气缸内燃料蒸汽含量迅速下降。

当我们的实验环境在2°CA时，气缸内可燃蒸汽的含量继续减少，化学热反应速率降低，从图12可以看出，在8°CA时，气缸内的分离火焰区域会产生扩散，从而点燃在高温富氧边界（火焰前沿）生成的一氧化碳（CO），这就导致化学反应速率略微增加，然后逐渐减少，直至完成燃烧周期。

我们的清洗过程，会直接影响气缸内的排气剩余（EGR）系数，过多的内部EGR可以加速燃料液滴的蒸发速率，但新鲜混合气的减少将降低燃烧速度，减少燃料消耗和最大功率。

我们在这项研究中，采用了交叉清洗的方式，在清洗过程中，气缸内CO2质量分数随曲轴角度的变化，当环境在110°CA和120°CA之间，发动机会自由排气，约50%的气缸内废气被排放，在130°CA时，清洗口在气缸内的压力大于进气压力的情况下打开。

由于气缸内的高温气体流回到了清洗口，这说明气缸仍处于自由排气过程中，因而在150°CA时，清洗口压力已经高于气缸压力，实验环境在170°CA时，清洗口中没有CO2，靠近排气口的CO2质量分数减少，这表明新鲜空气逐渐稀释了气缸内的气体，当环境在250°CA时，清洗口在排气口关闭之前关闭，气缸内新鲜混合气减少，在排气口关闭后，EGR系数约为25%。

图15展示了2400转/分下，最大燃烧压力随着海拔的变化，可以看出，随着海拔的增加，气缸内的最大压力下降，发动机的功率容量逐渐减小，在海拔5000米处，发动机的功率容量已经减少了约40%。这是因为随着海拔的增加，进气空气质量流量减少，导致燃烧的累积热释放减少。

我们通过刚才的实验操作，得到了在不同海拔下氮氧化物（NOx）排放的变化的规律，随着海拔的增加，NOx排放量也会跟着增加，更高的海拔还将进一步降低气缸内的氧含量，从而抑制NOx的生成。由此看来，导致NOx排放增加的主要因素是平均燃烧温度的增加，即在相同负荷下，平均燃烧温度随海拔增加而增加。

我们通过实验还发现，随着喷射角度的增加，气缸内的最大制动压力会跟着显著增加，即喷射提前角向前移动4°CA，缸内最大压力增加2 MPa，并且上升速率在逐渐减小，最大压力的相位随着喷射提前角的增加而向前移动。

我们进一步分析得知了，当喷射提前角向前移动4°CA时，最大压力的相位向前移动0.5°CA，这说明燃油喷射量是固定的，喷射提前角的增加将导致点火延迟期间形成的燃油-空气混合物质量增加，从而促进气缸内的燃烧。

对发动机的实验设置

一台小型的两冲程APEs采用交叉流扫气系统，它具有三个进气口和一个排气口，其燃烧系统配置有直喷式和碗形燃烧室，这包括流动系统、气缸压力传感器和测功机测试系统。

我们采用了罗茨鼓风机模拟进气增压系统，先是通过变频驱动调节空气瓶中的体积流量，再让工作流体流入一个保持进气压力恒定的空气瓶，头部的溢流阀起到了调节作用。

我们设置空气的体积流量为16 L/s，误差在±5%范围，然后将来自空气瓶的空气倒入空气箱，通过对称的进气口进入两个气缸，如此一来发动机和测量模块就被组装在一起。

流量计和气压计可以测量气体的流速，并且检测发动机的空气质量，气缸压力传感器可以实时地收集、分析和存储发动机燃烧过程中的气缸压力信号，相位传感器可以测量喷射开始和喷射结束的时刻。

我们在此次实验中，通过动量通量方法测量了喷嘴的喷射速度，还建造了燃油喷射速度的测试台，紧接着在喷嘴出口一定距离处安装了压力传感器，这是用来测量喷雾的冲击力，让液滴在与传感器表面保持在一个垂直的方向上，令冲击前后速度的变化等于液滴的冲击速度。

HF-APEs在不同海拔下的燃烧特性

随着海拔的不断增加，气缸内的最大压力会一直下降，发动机的功率容量逐渐减小，在海拔5000米处，发动机的功率容量已经减少了约40%。这是因为随着海拔的增加，进气空气质量流量减少，导致燃烧的累积热释放减少。

海拔的增加，还会导致NOx排放量增加，HF-APEs的NOx生成受燃烧温度、氧浓度和气缸内高温持续时间的影响，更高的海拔还将降低气缸内的氧含量，从而抑制NOx的生成，导致NOx排放增加的主要因素是平均燃烧温度的增加，即在相同负荷下，平均燃烧温度随海拔增加而增加。

我们根据在不同喷射角下，观察气缸内的最大制动压力变化特征，发现了随着喷射提前角的增加，气缸内的最大制动压力显著增加，即喷射提前角向前移动4°CA，最大压力增加2 MPa，并且上升速率逐渐减小。

结语

两冲程高速航空发动机（HF-APEs）具有高功率密度和简单结构的特点，这让它在摩托艇、无人飞行器等领域得到应用，我们的研究采用了2400转/分、298K的进气温度和-8°CA喷射提前角，对发动机的燃烧过程，对不同海拔、不同喷射提前角的计算结果进行了分析。

我们在接下来的实验中，会关注燃烧室形状的设计，并提升燃油喷射系统与燃烧系统的匹配性，还会研究适用于小型HF-APEs的控制策略，以实现喷射时机的灵活调整，从而适应不同的外部环境。

参考文献

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