本文關(guān)鍵詞：二沖程重油發(fā)動機燃燒系統(tǒng)的仿真分析與試驗研究，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

【摘要】：小功率航空活塞式發(fā)動機一直在中小型無人機領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。近年來，隨著重油燃料在安全性以及戰(zhàn)場后勤供應(yīng)方面的優(yōu)勢被廣泛認(rèn)同，重油燃料在航空活塞式發(fā)動機上的應(yīng)用受到了越來越多的關(guān)注與重視。基于我國航空動力裝置的發(fā)展現(xiàn)狀與需求，活塞式重油發(fā)動機的研制與研究是十分有必要的。 本文以某二沖程重油發(fā)動機為研究平臺，對航空重油應(yīng)用于二沖程壓燃式航空發(fā)動機的若干關(guān)鍵技術(shù)問題進行了仿真與試驗研究。在研究過程中，根據(jù)發(fā)動機預(yù)研發(fā)過程中的實際條件與需求，采取數(shù)值模擬技術(shù)與臺架試驗相結(jié)合的手段，使用AVLFIRE軟件建立了發(fā)動機的仿真模型，并通過試驗對仿真模型進行標(biāo)定，從而獲得精確的數(shù)值計算模型。在此基礎(chǔ)上研究了發(fā)動機的工作過程，并針對燃燒系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)對發(fā)動機混合氣形成和燃燒過程影響的規(guī)律進行了深入研究，研究結(jié)果可以為二沖程重油發(fā)動機預(yù)開發(fā)提供有效的理論支持與設(shè)計優(yōu)化依據(jù)。 研究得出的主要結(jié)論如下： 1.該二沖程重油發(fā)動機的掃氣過程結(jié)束后，殘余廢氣主要集中在氣缸底部和掃氣道一側(cè)的缸壁附近。在掃氣道形狀和活塞形狀的配合下，缸內(nèi)流動以滾流運動為主，活塞運動到上止點附近時會形成擠流和逆擠流。 2.噴油提前角和噴油持續(xù)期會對噴霧動態(tài)特性產(chǎn)生影響。噴油提前角越大，，貫穿距最大值、噴油后期的索特平均直徑以及缸內(nèi)平均湍動能的峰值越大，同時射流對于缸內(nèi)湍動能分布的影響也越顯著。噴油持續(xù)期對噴霧動態(tài)特性的影響較為顯著，噴油持續(xù)期越短，油束貫穿距達到最大值的時刻越早，燃油液滴的霧化速度更快，對缸內(nèi)湍動能的提高也更顯著。 3.撞壁燃油在壁面黏附、攤布后形成了壁面油膜，油膜的去向主要是蒸發(fā)和附壁氣流的卷吸，隨著燃燒過程的進行油膜會逐漸蒸發(fā)或通過卷吸作用與空氣混合形成可燃混合氣。燃油噴射參數(shù)對壁面油膜的形成、分布和發(fā)展有顯著的影響。噴油提前角越大，燃油碰壁量越大，油膜質(zhì)量和面積也越大。噴油持續(xù)期越短，燃油碰壁量越大，形成油膜的質(zhì)量、面積也越大。 4.燃油噴射參數(shù)對混合氣的形成質(zhì)量和分布有一定影響。隨著噴油提前角的減小，著火時刻的燃油蒸發(fā)率和燃空當(dāng)量比最大值均呈先增大后減小的趨勢，混合氣分布區(qū)域變小。隨著噴油持續(xù)期的縮短，著火時刻的燃油蒸發(fā)率先增大后減小，混合氣分布變廣。 5.通過噴油提前角大小的控制可以控制燃燒相位。噴油提前角越小，滯燃期越短，缸壓峰值越小，峰值相位越靠后，燃燒重心也越靠后，但燃燒持續(xù)期呈先減小后增大的趨勢。隨著噴油提前角的減小，發(fā)動機指示功率和指示熱效率均呈先增大后減小的趨勢。在噴油提前角為26°CA時發(fā)動機指示功率最大、指示熱效率最高，因此26°CA是該工況下最為合理的噴油提前角。 6.在燃油噴射量相同的前提下適當(dāng)縮短噴油持續(xù)期，即提高燃油噴射壓力，可以縮短滯燃期，使得放熱過程更加集中，燃燒持續(xù)期縮短，從而明顯提高缸壓，因此發(fā)動機指示功率和指示熱效率效率都更高。說明較高的燃油噴射壓力有利于可燃混合氣的形成，以實現(xiàn)更優(yōu)的燃燒放熱規(guī)律。 7.仿真研究的結(jié)果證明，該二沖程重油發(fā)動機燃燒系統(tǒng)設(shè)計合理，可以達到較好的動力性、經(jīng)濟性和工作效率，滿足了無人機對其動力裝置高推重比、長航時的要求。
【關(guān)鍵詞】：航空活塞發(fā)動機 二沖程 重油 混合氣形成 燃燒
【學(xué)位授予單位】：吉林大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V234
【目錄】：

• 摘要4-6
• abstract6-12
• 第1章 緒論12-20
• 1.1 課題研究背景12-13
• 1.2 航空重油發(fā)動機的技術(shù)特點13
• 1.3 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀13-18
• 1.3.1 國內(nèi)外航空重油活塞式發(fā)動機的研究與應(yīng)用情況13-16
• 1.3.2 國內(nèi)外航空活塞式重油發(fā)動機數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀16-18
• 1.4 AVL-FIRE 軟件介紹18
• 1.5 論文主要研究內(nèi)容18-20
• 1.5.1 研究意義18-19
• 1.5.2 主要研究內(nèi)容19-20
• 第2章 發(fā)動機燃燒系統(tǒng)仿真模型20-34
• 2.1 基本守恒方程20-22
• 2.2 湍流模型22-23
• 2.3 燃油噴霧模型23-29
• 2.3.1 湍流擴散模型24
• 2.3.2 蒸發(fā)模型24-26
• 2.3.3 破碎模型26-27
• 2.3.4 碰壁模型27-29
• 2.4 燃燒模型29-31
• 2.5 壁面油膜模型31-32
• 2.6 本章小結(jié)32-34
• 第3章 仿真平臺的建立與模型標(biāo)定試驗34-44
• 3.1 發(fā)動機仿真模型的建立34-38
• 3.1.1 發(fā)動機幾何模型的建立34-35
• 3.1.2 計算網(wǎng)格模型的建立35-37
• 3.1.3 仿真邊界條件和初始條件的設(shè)定37-38
• 3.2 仿真模型的標(biāo)定試驗38-42
• 3.2.1 噴霧過程可視化試驗與噴霧模型校核38-41
• 3.2.2 二沖程重油發(fā)動機臺架試驗41-42
• 3.3 本章小結(jié)42-44
• 第4章 二沖程重油發(fā)動機工作過程仿真44-62
• 4.1 缸內(nèi)流動分析44-54
• 4.1.1 發(fā)動機掃氣性能分析45-49
• 4.1.2 缸內(nèi)流場分析49-54
• 4.2 燃油噴射過程分析54-58
• 4.3 燃燒過程分析58-61
• 4.4 本章小結(jié)61-62
• 第5章 燃油噴射參數(shù)對重油混合氣形成與燃燒特性的影響62-100
• 5.1 燃油噴射參數(shù)對重油混合氣形成的影響62-81
• 5.1.1 燃油噴射參數(shù)對噴霧動態(tài)特性的影響62-69
• 5.1.1.1 噴油提前角對噴霧特性的影響63-66
• 5.1.1.2 噴油持續(xù)期對噴霧特性的影響66-69
• 5.1.2 燃油噴射參數(shù)對噴霧碰壁特性的影響69-76
• 5.1.2.1 噴油提前角對噴霧碰壁特性的影響69-73
• 5.1.2.2 噴油持續(xù)期對噴霧碰壁特性的影響73-76
• 5.1.3 燃油噴射參數(shù)對混合氣形成質(zhì)量的影響76-81
• 5.1.3.1 噴油提前角對混合氣形成質(zhì)量的影響76-79
• 5.1.3.2 噴油持續(xù)期對混合氣形成質(zhì)量的影響79-81
• 5.2 燃油噴射參數(shù)對重油發(fā)動機燃燒特性的影響81-97
• 5.2.1 噴油提前角對燃燒過程的影響81-89
• 5.2.2 噴油持續(xù)期對燃燒過程的影響89-97
• 5.3 本章小結(jié)97-100
• 第6章 全文總結(jié)及工作展望100-104
• 6.1 全文總結(jié)100-101
• 6.2 工作展望101-104
• 參考文獻104-108
• 致謝108

【參考文獻】

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中國博士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前1條

1 陳林林;二沖程煤油發(fā)動機性能數(shù)值模擬與噴油控制研究[D];南京航空航天大學(xué);2009年

  本文關(guān)鍵詞：二沖程重油發(fā)動機燃燒系統(tǒng)的仿真分析與試驗研究，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

本文編號：282316