半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法

本发明属于无人机动力系统，具体涉及一种半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法。

背景技术：

1、二冲程点燃式活塞发动机体积小、功重比高，目前已经成为中小型无人机的主要动力装置。汽油燃料闪点低，安全性差，已逐渐被航空重油取代。航空重油一般指轻质柴油和航空煤油，其密度相较汽油偏大。有着闪点高，获取容易的优点。但是航空重油辛烷值和自然温度相对偏低，容易产生发动机爆震问题，大大制约了发动机的输出功率，甚至造成结构性故障，影响发动机寿命。目前来说解决爆震的主流方法为：降低缸内燃烧温度、点火-喷油协同优化。前者可以通过废气再循环(exhaust gas re-circulation,egr)实现，不过egr技术需要增加废气涡轮等结构，降低发动机的功重比，同时由于废气的增加，动力性有所减弱，实际egr抗爆震应用的最终效果还有待综合考量。在发动机处于低转速、小负荷工况下时，通过调整点火-喷油正时等参数是可以使煤油达到与汽油相同的燃烧效果的，但随着转速和负荷的增加，仅通过调整点火和喷油参数来抑制爆震非常困难。

2、除上述两种主流方法外，还有部分学者提出使用预燃室的方法来抑制小型二冲程重油活塞发动机的爆震，主要集中在缸内直喷发动机领域，但直喷喷嘴工作环境恶劣，容易积碳，从无人机用的活塞发动机角度出发，直喷喷嘴的低寿命无疑降低了发动机的大修间隔。而采用扫气道半直喷技术可以在保证发动机性能的同时一定程度上延长喷嘴的使用寿命。同时，预燃烧室结构不仅可以改善爆震，也可以保障发动机的冷起动性能，提高热效率。现有预燃室还尚未有应用到二冲程半直喷发动机上的。因此需要有一种适用于二冲程半直喷发动机的预燃室结构，以提升热效率并抑制爆震，进一步提高无人机飞行时的动力性和安全性。

技术实现思路

1、发明目的：本发明的目的在于解决现有技术中存在的不足，提供一种半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，本发明基于预燃室射流扰动与半直喷技术，来抑制发动机缸内爆震并解决喷嘴寿命的问题。旨在提高无人机用发动机的动力性、经济性以及可持续性。

2、技术方案：本发明的一种半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，包括预燃室火花塞、喷油器以及预燃室，所述预燃室火花塞通过沉孔安装于发动机的气缸侧壁，喷油器布置于副扫气道(本发明的发动机还包括排气道和主扫气道，扫气道与排气道与气缸连接处的接口称之为扫气口和排气口，图1的6-f即为主扫气道扫气口)，预燃室位于发动机的活塞上且预燃室与布置喷油器的副扫气道在同一侧；预燃室的体积vp占主燃烧室体积的3％-6％；其中，所述预燃室包括异形体状的入口通道、半圆球状的室顶以及多个(例如六个)圆柱状的射流通道，室顶位于入口通道上，各个射流通道均与半圆球状室顶连通，同时各射流通道的圆柱中心轴线经半圆球状室顶的圆心后与活塞上表面连通；上述预燃室工作过程如下：

3、当活塞从下止点开始运动时，各扫气道与气缸处于连通状态，新燃油通过副扫气道内的喷油器以半直喷方式不断进入气缸内，随着活塞不断上行，各扫气道与气缸之间的连通逐渐消失，预燃室的入口通道与副扫气道扫气口开始出现重叠，此时预燃室开始进气；进气过程中喷油器向预燃室内喷入少量燃油形成局部较浓混合气，以实现后续的预燃；当预燃室的入口通道与副扫气道扫气口的重叠消失时，燃油及混合气不再进入到预燃室内，预燃室进气结束；

4、预燃室进气结束后，活塞继续上行至排气口逐渐关闭后，当活塞与火花塞沉孔出现重叠时，开始有少量混合气进入火花塞沉孔中，由于火花塞沉孔与预燃室的入口通道形状不同，因此会出现一段最大重叠火花塞沉孔与预燃室的入口的最大重叠时间，预燃室火花塞在该时间范围内跳火，并在预燃室内形成高温高压的燃气，燃气通过六个射流通道喷向主燃室，引燃主燃烧室内的混合气，形成多个着火点，减少火焰传播距离；同时射流的强烈扰动增加了缸内湍动能，提高了火焰传播速度；随后预燃室的入口通道与火花塞沉孔的重叠面逐渐变小，直至消失；

5、接着气缸内开始燃烧，活塞继续上行直至上止点，随后开始下行，当排气口打开时，废气逐渐开始进入排气道并排出预燃室；

6、排气结束后活塞进一步下行，各扫气口与气缸开始连通，气体不断进入对气缸内并扫除废气，副扫气道内的喷油器可在此阶段向气缸内喷油；当活塞到达下止点时，一个循环结束。

7、进一步地，所述火花塞采用外置式面跳火型火花塞，其外侧电极不得伸出沉孔进入缸径，以免发动机活塞运动时出现干涉；所述副扫气道是指扫气方向指向排气方向的扫气道；所述预燃室通过减材加工的方式加工在发动机活塞上。

8、进一步地，所述预燃室设有六个射流通道，六个射流通道的孔径相等，预燃室内部通过射流通道与气缸连通，预燃室的入口通道高度a不超过副扫气道扫气口高度，入口通道宽度w与半圆球室顶直径相等；所述半圆球形的圆形截面与气缸轴线垂直，异形体向副扫气道扫气口方向的投影(长方形)即为预燃室入口，为实现密封，活塞的活塞环垂直于气缸轴线安装于入口通道的两侧。

9、进一步地，

10、所述六个射流通道依次为第一射流通道、第二射流通道、第三射流通道、第四射流通道、第五射流通道和第六射流通道；第一射流通道的中心轴线垂直与活塞上表面，第二射流通道与第三射流通道的轴线与第一射流通道的轴线共同分布在平面1上，平面1垂直于曲轴旋转运动所在的平面并平行于气缸轴线；从平面1上看，第二射流通道与第一射流通道的轴线夹角为30°，与第三射流通道的轴线夹角为60°。第三射流通道与第一射流通道的轴线夹角为30°；所述第四射流通道、第五射流通道和第六射流通道的轴线均分布在平面2上，以半圆球状室顶的圆心为中心，做一条垂直于曲轴旋转所在平面的垂线，并将平面1以这条垂线为旋转轴，向副扫气道气流运动一侧的方向旋转30°即可得到平面2；从平面2上看，第五射流通道和第六射流通道的轴线夹角为30°，与第六射流通道的轴线夹角为60°，第六射流通道与第四射流通道的轴线夹角为30°，第四射流通道与第一射流通道的轴线存在于平面3上，夹角为30°，平面3为同时垂直于平面2与平面1且包括第四射流通道轴线与第一射流通道轴线的唯一平面。

11、进一步地，所述预燃室的体积vp的计算公式为：

12、vp＝vs+vc+vw

13、其中，vs为半圆球状室顶的体积，vc为六个射流通道的总体积，vw为预燃室c的入口通道的体积；

14、1)、设半圆球状室顶的半径为r，则半圆球状室顶的体积vs为：

15、

16、2)、忽略射流通道和半圆球形以及活塞顶微小的不规则连接，定义半圆球形室顶到活塞顶的距离为h，则射流通道1的高度近似为h-r，根据角度几何关系，另外五个射流通道的高度近似为射流通道的半径为l，则六个射流通道的体积为：

17、

18、3)、异形体可由一异形进行长度为a的拉伸获得，异形体入口通道的体积计算公式可由底面积与高的体积公式获得，其中异形体的高度为预燃室入口高度a。上述异形体体积计算公式为：v＝s·h。底面积为长方形与弓形的组合，其中长方形的一条边长即为预燃室入口宽度2r，定义异形体内壁面至活塞外圆切面的长度为b，活塞半径为r。将弓弦两端点连接至活塞圆心得到扇形角度β，根据几何关系可得根据弓弦与扇形半径形成的三角形，可计算出长方形另一条边长为该长方形的面积为而弓形的面积可用扇形减去三角形获得，则可得则异形体的总底面积为sw＝sa+sr。

19、异形体入口通道的体积为：

20、

21、进一步地，在废气逐渐进入排气道，预燃室开始排气的具体过程如下：

22、当曲轴转角为360-θb时，预燃室的入口通道在活塞下行过程中和副扫气道扫气口出现重叠，预燃室排气过程开始；

23、随着活塞下行，气缸内的压力降低，在扫气气流和缸内泵气的作用下，预燃室内残余废气从各个射流通道流出，进入气缸内；

24、当曲轴转角为360-θa时，预燃室的入口通道和副扫气道扫气口重叠在活塞下行过程中消失，预燃室排气过程结束。

25、其中，定义活塞上行时预燃室入口与副扫气道扫气口开始出现重叠时的曲轴转角为θa，重叠结束时的曲轴转角为θb，发动机活塞行程为dstroke。

26、进一步地，对预燃室进气过程的喷油时刻要求如下：

27、考虑到油束贯穿到入口截面需要一定时间，因此可经过定义油束贯穿时间tp(单位为s)，经过标定后换算成与发动机转速n(单位为r/min)相关的油束贯穿时间转角6ntp°，即在发动机转速n下，油束到达预燃室入口时，曲轴已转过6ntp°；

28、为使燃油和蒸发的混合气尽可能进入到预燃室中，需要在油束在到达预燃室入口时，预燃室已经与副扫气道扫气口完全重叠。由于预燃室入口高度为a，可通过活塞行程与预燃室入口高度计算出活塞上行时预燃室与副扫气道扫气口开始完全重叠时的曲轴转角为同理，活塞上行时预燃室与副扫气道扫气口完全重叠状态结束的曲轴转角为因此预燃室燃油喷射的时刻tinj-s与燃油喷射结束时刻tinj-e需要满足如下的范围：

29、

30、

31、在tinj-s到tinj-e的范围内，燃油及部分混合气可以较好地到达预燃室内部，否则会出现燃油碰壁或者混合气回流曲轴箱。为灵活调控喷油量，预燃室入口通道的高度a不宜过大。

32、进一步地，所述预燃室的点火过程需要在活塞到达上止点前完成，方法如下：

33、定义火花塞沉孔的孔径为dign，为便于调整点火角度，定义该孔径dign小于预燃室入口高度a，定义活塞上行时预燃室入口与火花塞沉孔开始出现重叠时的曲轴转角为θc，重叠结束时的曲轴转角为θd；当火花塞沉孔与预燃室入口完全重叠时才可进行点火，则通过活塞行程与火花塞沉孔孔径可以计算出活塞上行时预燃室与火花塞沉孔开始完全重叠时的曲轴转角为同理，活塞上行时预燃室与火花塞沉孔完全重叠状态结束的曲轴转角为因此得到上述预燃室入口与火花塞沉孔的最大重叠时间为

34、进一步地，预燃室点火时刻tign需要满足如下的范围：

35、

36、根据航空重油活塞发动机的工作特性，将上述范围进行如下约束：

37、

38、火花塞及其沉孔的布置位置需要根据该约束进行设计，同时沉孔孔径dign尽可能小，以便扩大点火角的调节范围。

39、有益效果：与现有技术相比，本发明具有以下优点：

40、(1)现有常规的预燃烧室布置在缸盖下方，采用主动式预燃烧室需要直喷式喷油器的配合；本发明特殊结构设计的预燃室使得二冲程半直喷式发动机也可应用主动式预燃烧室技术。

41、(2)本发明可以利用预燃室上的射流通道将预燃室内的高温燃烧气体喷向主燃烧室，引燃主燃烧室气体。多个射流通道的引燃作用可形成多个着火点，减少火焰传播距离，抑制发动机爆震，这能在发动机大负荷工况下提高热效率。在小负荷工况，预燃室射流可以点燃更为稀薄的混合气，能够提高燃油经济性；

42、(2)本发明的预燃室充分利用了二冲程发动机的进排气结构，能够有效利用二冲程发动机扫气道的扫气作用和缸内的泵气作用将预燃室中的废气清除。且即便喷油方式不采用半直喷的方式，该结构也可以实现被动预燃室的功能；

43、(3)本发明能够利用半直喷的供油方式能够准确调整预燃室内燃油量，能够灵活调控预燃室内的混合气浓度，进而控制高温燃气的射流强度。同时，喷油器不处在高温高压环境下，寿命能够有所提升。