重油航空活塞发动机技术路线分析
冯光烁 , 周明     
清华大学 航天航空学院, 北京 100084
摘要:分析了重油航空活塞发动机的两条技术路线:点燃式(Otto循环)和压燃式(Diesel循环)。点燃式重油航空活塞发动机功重比较高,但是燃油消耗率高,存在爆震、起动困难、电磁兼容性较差、可靠性较低、功率覆盖范围较小等弱点。缸内直喷、气动喷嘴和高能点火技术是点燃式发动机需攻克的关键技术。压燃式重油航空活塞发动机燃油消耗率低、续航能力强、电磁兼容性较好、可靠性高、功率覆盖范围较大,但是功重比较低、振动较大。高功重比、先进电控及燃油喷射、可调高压比增压技术是压燃式发动机需攻克的关键技术。研究了目前重油航空活塞发动机的主要案例,结果表明:点燃式和压燃式方案均是可行的,且各有一些关键技术需要攻克,压燃式技术路线将是未来主流。
关键词重油航空活塞发动机     技术路线     点燃式     压燃式    
Assessment of heavy fuel aircraft piston engine types
FENG Guangshuo , ZHOU Ming     
School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China
Abstract:The objective of this study is to assess spark ignition (Otto cycle) and compression ignition (Diesel cycle) engines as heavy fuel aircraft piston engines. Spark ignition aircraft engines give a higher power to weight ratio, but have higher specific fuel consumption (SFC), knocking, poor starting, higher electro magnetic interference (EMI), lower reliability and narrower power regions. Spark ignition systems use direct injection, pneumatic atomizers and high energy ignition systems. Compression ignition aircraft engines have lower SFC, improved range, lower EMI, higher reliability and wider power regions, but have worse power to weight ratios and more vibration. Compression ignition engines have advanced electronic controls, fuel injection systems and variable high-pressure ratio superchargers. The assessments show that both approaches are feasible with some technical challenges, with compression ignition engines as the more promising approach.
Key words: heavy fuel aircraft piston engine     technical approach     spark ignition     compression ignition    

发动机性能关乎飞机的整体性能。第二次世界大战前飞机动力无一不是活塞发动机,但主要是点燃式汽油机,二战后涡轮发动机迅猛发展,居于主流,但航空活塞发动机仍是数量最多的一种飞机动力装置,在低功率范围优势非常明显,而涡轮发动机则主要适用于大功率领域[1]。近百年来,航空活塞发动机主要以航空汽油为燃料,采取点燃式燃烧形式。但是,近十几年以来,重油作为航空活塞发动机的燃料正逐渐被重视和研究[2]

区别于石化行业所指的传统意义上的重油(heavy oil),航空活塞发动机用重油(heavy fuel)专指煤油型和柴油型燃油,如JP-8(Jet A/Jet A-1)、JP-5和柴油[2]。与国外燃油牌号相对应,中国航空活塞发动机所燃用的重油的范畴包括:3号喷气燃料、5号喷气燃料、6号喷气燃料和柴油。

与传统的航空汽油活塞发动机相比,重油航空活塞发动机具有明显的优势:1) 重油航空活塞发动机的安全性高[3-4]。2) 重油航空活塞发动机的燃料易得性好、后勤保障简易[5-7]。3) 重油航空活塞发动机的高度特性好[7]。4) 重油航空活塞发动机的通用性强、应用前景广阔[8]

另外,随着通用航空的发展,基于自身的优势,重油发动机在通用航空领域的市场前景也很好。美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)的通用航空推进(general aviation propulsion,GAP)计划也表明,压燃式重油航空活塞发动机和小型涡扇发动机将开启通用航空新纪元之门[9]

依据缸内着火方式,重油活塞发动机的技术路线分为两条:点燃式和压燃式。本文即按照这两条技术路线展开分析,仅涉及往复活塞发动机,对旋转活塞发动机暂不作讨论。

1 点燃式重油航空活塞发动机 1.1 Otto循环

点燃式发动机的实际工作循环可以简化为等容加热循环,即Otto循环,其热效率为[10]

$ {\eta _{\text{t}}} = 1 - \frac{1}{{{\varepsilon ^{\kappa - 1}}}}. $ (1)

式中:ε为压缩比,κ为等熵指数。

增大压缩比可以提高Otto循环的热效率,但是爆震问题限制了Otto循环的压缩比不能太高。汽油机的压缩比一般在6~12,最高爆发压力不超过8.5 MPa,有效热效率可达25%~30%。

1.2 点燃式重油航空活塞发动机的优点

目前,点燃式的航空汽油机从产品研发到生产制造均已经发展较成熟,且形成了一批国际著名的航空汽油机公司,如Continental、Lycoming、Rotax、Hirth等。如果在现有航空汽油机的基础上研发出点燃式重油航空活塞发动机,则可充分利用航空汽油机的基础,继承现有航空汽油机的优点,如高功重比。因此,重油航空活塞发动机会选择点燃式技术路线。航空汽油机之所以可以长期垄断航空活塞发动机领域,其最显著的优势就在于较高的功重比。

表 1汇总了目前国外重油航空活塞发动机的案例及其主要性能参数,这些案例的功率覆盖范围和功重比如图 1所示。从图 1中可以看出,点燃式重油航空活塞发动机的功重比从整体上要高于压燃式重油航空活塞发动机的功重比,两者的功率覆盖范围也有较大差异,压燃式的功率范围分布于2~400 kW。

表 1 国外重油航空活塞发动机及其主要性能参数
发动机型号 研制单位 燃烧形式 气缸数 冲程数 冷却方式 排量 燃油消耗率 功率 质量 功重比
L g/(kW·h) kW kg kW/kg
CENTURION®1.7 Thielert (德国) 压燃 I4 液冷 1.689 99 134 0.74
CENTURION®2.0 Thielert (德国) 压燃 I4 液冷 1.991 220 99@2 300 r/min
71@2 000 r/min
134 0.74
CENTURION®3.2 Thielert (德国) 压燃 172
CENTURION®4.0 Thielert (德国) 压燃 V8 液冷 3.996 216~233 257@2 300 r/min1
54@1 900 r/min
272.2 0.94
AE 300 Austro Engine (奥地利) 压燃 I4 液冷 1.991 197~217 123.5@3 880 r/min 185 0.67
One Demonstrator BRD SrL (意大利) 压燃 4 HO 152.9@2 300 r/min 185 0.83
GAP Engine Model Teledyne Continental and NASA (美国) 压燃 4 HO 液冷 3.9 219 150@2 200 r/min 136 1.10
SR 305-230 SMA (法国) 压燃 4 HO 风冷油冷 5 169@2 200 r/min 195 0.87
SR 305-230E SMA (法国) 压燃 4 HO 风冷油冷 5 169@2 200 r/min 207 0.82
DH160A4/V4/R4 DeltaHawk (美国) 压燃 V4 液冷 3.3 231~243 120@2 700 r/min 143 0.84
DH180A4/V4/R4 DeltaHawk (美国) 压燃 V4 液冷 231~243 135@2 700 r/min 143 0.94
DH200A4/V4/R4 DeltaHawk (美国) 压燃 V4 液冷 231~243 150@2 700 r/min 143 1.05
SCAI/DARPA Sonex (美国) 压燃 V6 液冷 3 216 186@4 400 r/min
RED A03 RED Aircraft GmbH (德国) 压燃 V12 液冷 6.134 210~235 353 320 1.10
RED A05 RED Aircraft GmbH (德国) 压燃 V6 液冷 3.550 210~235 199
Gemini 100 Powerplant Developments (英国) 压燃 3 液冷 1.6 243 74.6@2 500 r/min 70.5 1.06
SwRI 30hp SwRI (美国) 压燃 2 HO 风冷 0.523 270 22.4@4 500 r/min 18.8 1.19
SR350i AVL Schrick (德国) 压燃 V2 风冷 0.6 300 34 24 1.42
ZO 01A ZOCHE (德国) 压燃 radial 4 风冷 2.66 212~225 110@2 500 r/min 84 1.31
ZO 02A ZOCHE (德国) 压燃 radial 8 风冷 5.33 212~225 220@2 500 r/min 123 1.79
ZO 03A ZOCHE (德国) 压燃 V2 风冷 1.33 220~235 51@2 500 r/min 55 0.93
WAM-80 Wilksch (英国) 压燃 I2
WAM-100 Wilksch (英国) 压燃 I3 液冷 260~300 75@2 750 r/min
67@2 650 r/min
44@2 300 r/min
99 0.76
WAM-120 Wilksch (英国) 压燃 I3 液冷 260~300 90@2 750 r/min
75@2 575 r/min
50@2 300 r/min
100 0.90
WAM-160 Wilksch (英国) 压燃 I4 液冷 260~300 120@2 750 r/min
100@2 575 r/min
67@2 300 r/min
120 1.00
DAIR-100 DAIR (英国) 压燃 2 液冷 1.81 75@2 500 r/min 92.7 0.81
Raptor 105 Raptor Turbo Diesel (美国) 压燃 I4 液冷 1.55 78@2 875 r/min 81 0.96
Cosworth AE1 Cosworth (英国) 压燃 1 0.08 <304 2.23 3.5 0.62
XRDi 150cc XRDi (美国) 点燃 1 风冷 0.15 <292 8.9~11.2 7.3 1.22~1.53
XRDi 200cc XRDi (美国) 点燃 1 液冷或风冷 0.2 <292 13 9.1 1.43
XRDi 400cc XRDi (美国) 点燃 2 HO 液冷或风冷 0.4 <292 26@7 000 r/min 15 1.73
XRDi 800cc XRDi (美国) 点燃 4 HO 液冷 0.8 <292 60@7 000 r/min 30 2.00
XRDi 1200cc XRDi (美国) 点燃 6 HO 液冷 1.2 <292 78@7 000 r/min 39 2.00
RCV 60cc RCV (英国) 点燃 2 HO 风冷 0.06 3.1@8 200 r/min
3.4@8 400 r/min
RCV 35cc RCV (英国) 点燃 1 风冷 0.035 365 2.5@9 500 r/min
65cc Hirth (德国) 点燃 1 0.065 5@8 000 r/min 3 1.67
S1200 Hirth (德国) 点燃 2 HO 风冷 0.13 10@6 500 r/min 4.5 2.22
312cc Hirth (德国) 点燃 1 0.312 22 15 1.47
3503HF Hirth (德国) 点燃 I2 液冷 0.625 45@6 500 r/min 28 1.61
938cc Hirth (德国) 点燃 I3 0.938 68 43 1.58
1250cc Hirth (德国) 点燃 4 HO 1.25 90 51 1.76
SwRI 50hp SwRI and Cuyuna Engine Company (美国) 点燃 I2 液冷 0.544 420 26.3@5 000 r/min 22.7 1.16
HF1 SwRI and EGEI(美国) 点燃 1 液冷 0.24 19
SwRI 120hp SwRI and EGEI(美国) 点燃 4 风冷 90
Spectre Twin EGEI (美国) 点燃 2 HO 风冷 0.488 30
S1204 Teledyne Brown(美国) 压燃 2 HO 0.5 298 33@6 500 r/min 22 1.50
215 MF 2si (美国) 点燃 1 风冷 0.215 5.2~9 24 0.22~0.38
230 MF 2si (美国) 点燃 1 液冷 0.228 11
460 MF 2si (美国) 点燃 I2 液冷 0.455 28@6 000 r/min 35.6 0.79
3W 28xi HFE 3W (德国) 点燃 1 风冷 0.028 2.1@8 500 r/min 1.875 1.12
3W 56iB2 HFE 3W(德国) 点燃 2 HO 风冷 0.056 3.3@6 500 r/min
3W 110xi TS HFE 3W (德国) 点燃 2 HO 风冷 0.11 8.2@8 500 r/min 4.42 1.86
3W 157Bxi TS HFE 3W (德国) 点燃 2 HO 风冷 0.157 12.7@8 500 r/min 5.51 2.31
3W 170Bxi TS HFE 3W (德国) 点燃 2 HO 风冷 0.157 13.5@8 500 r/min 5.51 2.45
3W 210Bxi TS HFE 3W (德国) 点燃 2 HO 风冷 0.21 15.7@7 500 r/min 7.12 2.21
Wolverine3 Ricardo (英国) 点燃 2 HO 风冷 0.088 2.3

图 1 国外重油航空活塞发动机功率覆盖范围和功重比

1.3 点燃式重油航空活塞发动机的缺点

1) 热效率低,燃油消耗率高。点燃式活塞发动机热效率低,燃油消耗率和温室气体排放量较高。

2) 爆震问题。重油的辛烷值较低,采用点燃式方案时会存在爆震问题。文[11]研究了点燃式两冲程发动机燃用重油的可行性,实验样机为Mercury Marine公司的单缸水冷两冲程汽油机,压缩比7.57:1,进气歧管喷射。当燃用重油时,发动机在3 500 r/min、大节气门开度、使用常规喷嘴时发生了明显的爆震,使用气动喷嘴也不能消除爆震现象。文[12]研究了在一款GM公司生产的直列3缸、缸内直喷两冲程汽油机上燃用JP-5燃油的可行性和发动机动力性能的变化情况,分析了多种参数对爆震现象的影响。实验使用的气动喷嘴由Orbital公司提供,燃用JP-5燃油时,该发动机在50%油门开度时开始出现爆震现象。油门开度固定不变,提高发动机转速,爆震现象变得严重。文[12]作者认为通过优化喷油正时、点火正时、燃烧室形状、火花塞位置等参数可以在两冲程点燃式发动机上实现燃用重油。

3) 起动问题。点燃式重油活塞发动机面临的另一个严峻问题是起动困难。文[11]的实验表明,该样机燃用重油时,在室温下(25 ℃),不管是使用化油器还是使用电控燃油喷射系统,样机均不能起动。众所周知,发动机先用汽油起动并运行一段时间,等发动机预热之后,再将泵给的燃油切换为重油,则发动机不会熄火,可以继续运行,这是因为重油被加热从而改善了重油汽化和渗混。Evinrude、Yamaha、Tohatsu、Suzuki等公司均生产点燃式煤油版舷外发动机,配置汽油、煤油两个油箱,汽油起动后可以自动或手动切换至煤油。将气动喷嘴的进气进行预热,不管使用常规点火系统还是使用高能点火系统,当喷油脉宽合适时,样机即能起动。气动喷嘴的进气压力增加,则进气预热温度可以适当降低,反之亦然。Orbital公司基于其气动喷嘴良好的雾化效果,在不进行进气预热的情况下,其实验样机(3.0 L V6点燃式两冲程发动机)在-10 ℃时可以正常冷起动,起动时间约为4 s[13]

4) 可靠性问题。点燃式重油活塞发动机还面临着一些可靠性方面的问题。在文[13]的两冲程样机中,火花塞积炭问题严重,尤其是在起动工况和小负载工况。经过火花塞、燃烧室以及喷油策略等的优化设计之后,可以改善火花塞积炭问题。在两冲程样机中燃用重油时,由于重油和汽油在运动粘度和挥发性等方面的差异,如仍采用原两冲程样机混合润滑的润滑方式,则活塞和气缸之间润滑不充分,易发生粘缸。点燃式发动机比压燃式发动机多一套点火系统。点火系统直接关系到发动机的可靠性,点火系统故障,会导致发动机熄火。并且,火花塞周期性高压放电,电磁干扰较强,致使发动机电控系统和飞行器飞控系统的电磁兼容性设计难度加大。点燃式发动机除需要控制喷油系统之外,还要控制点火系统,控制系统相对较复杂。点燃式发动机在理论空燃比附近燃烧,因此必须对可燃混合气的空燃比进行严格控制。而压燃式发动机过量空气系数较大,无需对空燃比进行控制,不易发生空中停车等故障。

正如文[14]在研究了四冲程点燃式发动机改烧重油的实验之后所总结的那样,只要解决了点燃式发动机的爆震问题、冷起动问题、重油喷射雾化问题之后,点燃式方案即是一条可行的重油航空活塞发动机技术路线。

1.4 点燃式重油航空活塞发动机的关键技术

1) 缸内直喷技术。点燃式发动机缸内直喷技术的工作原理类似于高压共轨燃油喷射系统的工作原理,只是油轨压力远低于高压共轨系统的油轨压力。缸内直喷技术能够实现对燃油的精确控制,并可以通过提高压力的方法提高燃油雾化质量,提高发动机动力性,显著改善燃油经济性。重油的挥发性差,缸内直接喷射有利于其雾化;重油辛烷值低,采用缸内直喷技术,可以通过控制喷油提前角来实现对爆震的控制。

2) 气动喷嘴技术。与航空涡轮发动机气动喷嘴技术类似,活塞发动机气动喷嘴在原喷嘴的基础上额外提供气源,与加压之后的燃油一起喷入燃烧室。气动喷嘴能够显著减小燃油液雾粒度;燃油液滴周围由于辅助喷气的作用可以形成局部富氧区,有助于可燃混合气的点燃;燃油贯穿率较低,防止重油液滴被喷射至燃烧室壁面上。气动喷嘴技术为点燃式重油活塞发动机解决冷起动困难、爆震和火花塞积炭问题提供了一条途径。Orbital公司长期致力于气动喷嘴的研发,其产品为空气辅助直喷系统(air assist direct injection system),并在二冲程和四冲程点燃式发动机上均得到了应用,实现了重油的点燃式方案[13]。采用气动喷嘴技术,现有点燃式汽油机经过较小的硬件改动就可以燃用重油。

3) 高能点火技术。提高点燃式重油活塞发动机点火系统的点火能量,有利于改善发动机的冷起动性能,提高点火系统可靠性和火花塞的自洁能力,使燃烧更充分,改善发动机动力性,降低燃油消耗率。但是,采用高能点火技术又会产生较强的电磁兼容性问题。

1.5 点燃式重油航空活塞发动机案例

美国西南研究院(Southwest Research Institute, SwRI)是参与重油活塞发动机研发较早的单位之一。文[15]中美国西南研究院提供给NAWCAD (Naval Air Warfare Center Aircraft Division)的50 lb (即23 kg)重油发动机项目的样机为一台两冲程直列双缸发动机,排量0.544 L,压缩比5.8:1,自然吸气,高能点火,最大功率35.3 hp (即26.3 kW)@5 000 r/min,样机试车时使用JP-5燃油。另外,该研究院与Evan Guy Enterprises (EGEI)联合研发的25 hp (即18.6 kW)单缸点燃式重油航空活塞发动机“HF1”已经在Merlin UAV (unmanned aerial vehicle)上试飞成功,其改进型为一款120 hp (即89.5 kW)四缸点燃式重油航空活塞发动机。

基于与美国西南研究院成功研发“HF1”的经验,EGEI又开发了“Spectre Twin”点燃式重油航空活塞发动机,水平对置双缸两冲程,排量0.488 L,可以燃用JP-8、JP-5和柴油。

Teledyne Brown Engineering研制的点燃式重油航空活塞发动机S1204是水平对置双缸两冲程发动机,选用Orbital公司的空气辅助直喷供油系统,排量0.5 L,可燃用JP-8、JP-5和Jet A燃油。

Hirth公司一直致力于两冲程点燃式航空汽油机,在重油航空活塞发动机的研发中依然选用两冲程点燃式方案,并与Orbital公司合作,将Orbital公司的空气辅助直喷系统应用于两冲程重油发动机,其产品的详细性能参数见表 1

XRDi公司研制的重油活塞发动机主要是采用其MCDI(mechanically compressed direct injection)专利技术,该技术将空气与燃油预混压缩后喷入燃烧室,具有多种燃料适应性,在-30 ℃环境下可以不外加预热装置而实现冷起动,飞行高度可达8 000 m。XRDi的两款点燃式重油发动机目前正在准备联邦航空管理局(Federd Aviation Administration,FAA)认证。

其他点燃式重油航空活塞发动机案例参见表 1。结合图 1表 1可以发现,点燃式重油航空活塞发动机的功率一般小于100 kW,绝大部分采用两冲程,功重比水平整体上高于压燃式重油航空活塞发动机。

2 压燃式重油航空活塞发动机 2.1 Diesel循环

压燃式发动机的实际工作循环可以简化为等压加热循环,即Diesel循环,其热效率为[10]

$ {\eta _{\text{t}}} = 1 - \frac{1}{{{\varepsilon ^{\kappa - 1}}}}\left[ {\frac{{{\rho ^\kappa } - 1}}{{\kappa \left( {\rho - 1} \right)}}} \right]. $ (2)

式中:ε为压缩比,ρ为初始膨胀比,κ为等熵指数。

提高压缩比、减小初始膨胀比均可以提高Diesel循环的热效率。柴油机的压缩比一般在15~24之间,最高爆发压力可达25 MPa,有效热效率可达36%~46%。

2.2 压燃式重油航空活塞发动机的优点

1) 燃油消耗率低,飞行器续航能力强。压燃式活塞发动机最大的特点是燃油消耗率低,比点燃式低10%~30%;在飞行器和燃油质量保持不变的情况下,飞行器的航程与有效燃油消耗率成反比[7]。此外,在相同的续航能力前提下,由于燃油消耗率低,加之重油比汽油密度大,压燃式发动机可减小飞行器油箱体积和迎风面积;在相同的油箱体积前提下,压燃式发动机可以增大飞行器的航程。此外,因压燃式活塞发动机的热效率高,与功率相同的点燃式发动机相比,散失的热量可以减少10%~15%,因此可以减小发动机冷却系统的负荷[7],机体散热少、排气温度低,红外隐身性好。

2) 可靠性高。压燃式活塞发动机没有点火系统,电磁噪声水平低,零件数量少;超载能力强;过量空气系数大,对油气混合比例的变化不敏感;压燃式点火可靠性高,发生空中停车的概率极小。

3) 高度特性好。进气增压可以弥补活塞发动机随海拔高度升高而产生的功率损失,在增压器和发动机允许的条件下,增压器增压比越高,发动机保持100%额定功率不损失可以达到的海拔高度就越高。点燃式发动机由于爆震和热负荷的限制,进气增压比一般不大于2;而压燃式发动机的进气增压比可达4,故高度特性好。

4) 转速低、扭矩大,减速器质量轻。参考表 1,压燃式重油航空活塞发动机的额定转速较低,一般在2 000~4 000 r/min之间。在相同的飞行器平台上选用压燃式发动机时,减速器的减速比可以大幅度降低,减速器的体积和质量可以显著减小。在某些飞行器中,压燃式发动机具备不用减速器而直接驱动螺旋桨的能力,不但消除了减速器的冗余质量,而且发动机可以利用螺旋桨的惯性取代部分发动机飞轮的惯性,从而使发动机自身的飞轮也能大幅度减轻质量。

2.3 压燃式重油航空活塞发动机的缺点

1) 功重比低。功重比低始终是制约压燃式航空活塞发动机广泛应用的首要问题。1928年9月19日,装配美国底特律Packard公司DR-980型柴油机的Stinson SM-1 DX Detroiter号飞机试飞成功,这是世界上首次以柴油机为动力的飞行[16],其功重比仅有0.73 kW/kg,燃油消耗率达243 g/(kW·h)。二战后柴油机在航空领域消声匿迹,主因就是柴油机较笨重,功重比低。

2) 振动噪声问题。点燃式发动机燃烧柔和,振动噪声较小;压燃式发动机由于压缩比和最高爆发压力高,振动噪声水平高于点燃式发动机,尤其是在低转速段。

3) 冷起动问题。燃用重油时,压燃式方案与点燃式方案同样面临冷起动问题。但是,简单的电热塞技术已经很好地解决了现代车用柴油机的冷起动问题。

2.4 压燃式重油航空活塞发动机的关键技术

早在20世纪80年代初,压燃式活塞发动机被重新考虑作为飞行器动力装置时,NASA就为压燃式航空活塞发动机的发展制定了指导方针:大幅度降低燃油消耗率;具备多种燃料适应性;提高当前功重比水平;改善发动机高度特性;延长发动机大修间隔[17]

目前,压燃式重油航空活塞发动机需要攻克的关键技术如下:

1) 高功重比技术。为了有效提高压燃式航空活塞发动机的功重比,必须基于总能理论和系统最优原理,对发动机进行顶层规划和总体设计、进行有效的轻量化研究开发,主要包括先进的结构设计和优化、轻质高强度材料的应用等。

2) 先进的电控及燃油喷射技术。压燃式航空活塞发动机燃油喷射系统的电控化程度远远落后于车用柴油机,应借鉴发展较成熟的车用柴油机电控高压共轨技术,开发适用于航空的电控高压共轨燃油喷射系统。利用高压共轨系统的高压喷射和灵活的控制能力,改善重油燃料的雾化和燃烧。

3) 可调高增压比增压技术。进气增压能够提高发动机升功率,补偿发动机的高空功率损失。可调高增压比技术可以兼顾发动机高、低速动力性,提高发动机效率;能够大幅度提高低速大扭矩区的进气量,改善燃烧过程,提高发动机的低速扭矩储备;可改善空气系统的动态响应。为了得到更好的发动机高度特性,需要开发可调高增压比增压器。

2.5 压燃式重油航空活塞发动机案例

20世纪80年代初,NASA重新开始压燃式活塞发动机在航空领域的应用研究,并与Teledyne Continental Motors(TCM)公司合作进行了多款压燃式航空活塞发动机的概念设计研究[18-20]。1997年,NASA与TCM开始合作开展GAP计划,设计目标为一款200 hp (即149 kW)燃用Jet A燃油的压燃式航空活塞发动机。GAP计划主要面向通用航空,其发动机指标非常苛刻。TCM设计的验证样机是一款水平对置四缸、两冲程压燃式活塞发动机。该发动机的主要特点为:燃油消耗率低,仅有219 g/(kW·h);额定转速低,仅2 200 r/min,不需要减速器,直接驱动螺旋桨;每缸四气门;功重比达1.1 kW/kg,与当时的点燃式航空汽油机功重比水平相当。TCM认为,随着100LL航空汽油逐渐退出历史舞台,燃用Jet A的活塞发动机将成为通用航空的主流。鉴于燃油的发展趋势和市场的需求,TCM已经计划大力发展重油发动机,尽早推出取得认证的重油发动机。

Thielert Aircraft Engines(TAE)公司是世界著名的重油航空活塞发动机制造商,其航空活塞发动机均使用商标“CENTURION?”。CENTURION发动机比一般的活塞发动机节油约40%,装配CENTURION发动机的飞行器其航程约能增加30%。TAE公司的第一款压燃式重油航空活塞发动机产品为CENTURION 1.7,是基于Mercedes-Benz OM668发动机开发的,采用电控高压共轨燃油喷射系统,燃用Jet A/Jet A-1或柴油,直列四缸,四冲程,排量1.7 L,额定功率99 kW,发动机自身集成一个1:1.689的减速器[21]。CENTURION 2.0与CENTURION 1.7各项参数基本一致,安装尺寸相同,区别仅为增大了缸径和行程,排量2.0 L,其中CENTURION 2.0S的额定功率可以达到114 kW。TAE的另外一款重油发动机为CENTURION 4.0,V8四冲程,也采用高压共轨燃油喷射系统,排量4.0 L,额定功率根据具体型号不同而有所差异,主要分布于210~257 kW,发动机自身集成一个1:1.689的减速器。TAE的上述3款重油航空活塞发动机均已经取得了欧洲航空安全局(European Aviation Safety Agency,EASA)和FAA的认证。2011年,中航国际收购美国Continental发动机公司100%股权;2013年,中航国际收购德国Thielert发动机公司。

Diamond Aircraft公司是TAE公司重油发动机主要的客户之一,目前Diamond公司也跻身重油航空活塞发动机的研发行列,并于2007年组建了Austro Engine公司。目前,Austro Engine公司主要有一款重油航空活塞发动机产品AE300,该发动机在参数和外形上均与CENTURION 2.0近似,但是额定功率达123.5 kW,发动机自身集成一个1:1.69的减速器和扭转减振器。该发动机也已经获得了EASA和FAA认证。

另外一款取得EASA和FAA认证的压燃式重油航空活塞发动机是SMA的SR 305-230,该发动机是水平对置四缸,四冲程,单体泵燃油供给系统,排量5.0 L,额定功率169 kW,燃用Jet A/Jet A-1燃油,额定转速2 200 r/min。

Delta Hawk公司的压燃式重油航空活塞发动机采用倒置的V4布局,两冲程,干式油底壳,压力润滑,额定转速2 700 r/min,不需要减速器,直接驱动螺旋桨,额定功率分为120、135、150 kW 3个型号,燃用Jet A、Jet A-1、JP-5、JP-8或柴油。

Wilksch Airmotive公司的压燃式重油航空活塞发动机采用直列式气缸布局,两冲程,机械控制燃油供给系统,燃用Jet A-1燃油,有WAM-100、WAM-120、WAM-160等几个型号,详见表 1

Zoche的压燃式重油航空活塞发动机设计得别具一格。其发动机采用星型布局,每一行成90°布置四个气缸,结构异常紧凑,迎风面积较小;两冲程,没有气门,没有定时齿形带;起动机-发电机一体化,直接驱动方式,无皮带和齿轮;每行四气缸结构能够完全平衡旋转惯性力和往复惯性力,振动噪声水平非常低;直接驱动螺旋桨,无需减速器。Zoche的发动机设计新颖,性能优越,并已经作了大量台架试验和地面风洞试验,正在进行认证和产业化工作。

AVL Schrick公司曾经研制过一款技术难度非常大的压燃式重油活塞发动机SR350i,该发动机的外形尺寸被限制在435 mm×400 mm×360 mm以内,额定功率34 kW,质量24 kg,巡航转速5 000~6 000 r/min,最高转速10 000 r/min。文[22]详细叙述了AVL Schrick公司设计该发动机的流程和方案:四冲程,V2布局,ω型燃烧室;全姿态高效润滑系统,机油总量仅1.2 L,机油循环速度约16 L/min;高速气门驱动系统,结构优化设计和先进合金材料的使用;曲轴采用减轻质量的方案,结构优化设计,非传统加工制造工艺;高效涡轮增压器的设计,质量从2.40 kg减至1.25 kg,转速270 000 r/min,空气质量流量260 kg/h;发动机安装支架、机油冷却器、增压中冷器和进气歧管一体化设计,设计巧妙,集成度高,结构紧凑,质量轻。文[23]是AVL Schrick公司的一份专利,介绍了该公司的一款航空用柴油机:水平对置八缸,四冲程;双涡轮增压器,每缸四气门;高压共轨燃油喷射系统;发动机自身集成了一个减速器,输出轴直接驱动螺旋桨。

美国西南研究院在文[8]中评估了发展重油发动机的几条技术路线,包括压燃式的柴油机、涡轮发动机、转子发动机和燃料电池等,经过分析后最终指出,压燃式柴油机能够满足美国国防部发展重油发动机的各项指标要求,是发展重油发动机的最佳方案。西南研究院的研究人员认为,低压缩比的燃烧系统较难燃烧重油,最适用于UAV重油动力装置的燃烧系统是Diesel循环[24]。文[24]中的验证样机为美国西南研究院设计的一款比较有特色的压燃式重油活塞发动机,该发动机为两冲程,预燃室式燃烧室,水平对置四缸,其中两个气缸燃烧做功,另外两个气缸(冷缸)为做功的气缸提供高压空气,做功气缸的连杆为钛合金材料,压缩气缸的连杆为铝合金材料,排量0.523 L,功率22.4 kW,样机质量18.8 kg,预计经过轻量化设计最终可以达到15.9 kg,燃用JP-8燃油。

其他一些压燃式重油航空活塞发动机案例参见表 1。结合图 1表 1可以发现,压燃式重油航空活塞发动机的功率覆盖范围较宽,功重比多数分布于1 kW/kg左右,整体水平仍低于点燃式方案;两冲程和四冲程均有采用,但取得认证的较成熟产品多为四冲程发动机。

目前,清华大学航空发动机研究院致力于压燃式重油航空活塞发动机的研发工作,坚持基础研究与整机设计并重,该研究院于2009年12月在华泰圣达菲SUV汽车(压燃式D4EA高压共轨发动机,2.0 L)上燃用RP-3航空煤油进行了验证性实验。该车燃用纯的RP-3航空煤油或者燃用RP-3与柴油按照任意比例掺混而成的燃油时,其冷起动性能、动力性以及排放性能没有明显变化。

3 结论

1) 点燃式重油航空活塞发动机能够继承航空汽油机高功重比的优点,以技术成熟的航空汽油机为原型机,可降低研发难度和风险。但是,点燃式发动机固有的油耗高、爆震、起动困难、电磁兼容性和可靠性等问题是其发展的障碍。

2) 航空重油的燃料性能清楚表明,航空重油更适合压燃式,即Diesel循环。国内外的研究成果和成功案例亦表明,压燃式重油航空活塞发动机是最有潜力的技术路线,是未来的主流,而高功重比技术、先进的电控及燃油喷射技术、可调高增压比增压技术等是影响其发展的关键因素。

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