基于多孔喷油器与增量式PID的航空重油活塞发动机燃油喷射闭环控制策略研究|发动机|喷油器|活塞|燃油泵|空燃|节气门

摘要：针对国内RP-3航空重油活塞发动机燃油喷射系统存在的雾化效率低、环境适应性差及动态工况响应滞后等问题，本文提出一种基于多参数闭环控制的燃油喷射系统设计方案。通过优化喷油器结构（12孔对称布置，孔径0.145 mm）并将温度/压力动态环境补偿与增量式PID闭环控制策略相结合，实现喷油脉宽调控误差控制在±1%以内。台架试验表明：该系统雾化性能显著提升，喷油器索特平均直径由传统方案的115.6 μm降至65.2 μm（降幅达44%），喷油一致性误差控制在±3%以内。飞行验证显示：系统可稳定适配35 kg垂直起降无人机，支持-20 ℃～40 ℃及3000 m高原环境下的高海拔起降，单架次最长续航可达10 h（航程约1000 km），充分验证了其在复杂环境下的稳定性与可靠性。

关键词：航空重油活塞发动机；点燃式；燃油喷射控制；多孔喷油器；增量式PID；RP-3航空煤油

一、航空重油活塞发动机技术概述

1.1 研究背景

随着中小型无人机在军事侦察、边境巡逻、电力巡检、农业监测等场景中的广泛应用，其对动力系统的安全性、可靠性和环境适应性提出了更高要求。航空重油（特指RP-3航空煤油）因其高闪点、低挥发性及与军用后勤体系的高度兼容性，成为无人机动力系统的理想燃料。与传统的航空汽油活塞发动机相比，重油航空活塞发动机在安全性、燃料易得性、后勤保障简易性以及高度特性等方面具有显著优势。

然而，当前国内在航空重油点燃式发动机领域起步较晚，且受限于欧美国家的技术封锁与贸易禁运，核心零部件和系统集成能力较弱，亟需突破技术瓶颈。

1.2 航空重油活塞发动机技术路线分析

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（Otto循环）和压燃式（Diesel循环）。

点燃式重油航空活塞发动机的主要优势在于功重比较高（大于1.2 kW/kg）、燃烧柔和、振动噪声较小。在中小功率段（不大于50 kW），点燃式相较于压燃式具有更优的功重比和更低的振动水平，因此被广泛应用于各大飞行器平台。然而，点燃式发动机也存在燃油消耗率高、爆震倾向、起动困难、电磁兼容性较差、可靠性较低以及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则具有燃油消耗率低（比点燃式低10%～30%）、续航能力强、电磁兼容性较好、可靠性高、功率覆盖范围较大等优势。但其功重比较低、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。在中小功率无人机动力领域，点燃式因其功重比优势目前仍占据重要地位。点燃式航空重油活塞发动机的关键技术主要包括：重油燃料的快速雾化技术、快速冷起动技术、爆震抑制技术以及高空增压功率恢复技术。

1.3 国内技术瓶颈

国内点燃式航空重油发动机目前主要面临以下技术瓶颈：

1）轻量化不足。现有喷油系统多沿用传统车用平台，如某型号国产燃油泵质量达280 g，显著高于国际同类产品（如BZP21T40，质量仅90 g），难以满足航空平台对重量和空间的苛刻要求。

2）雾化性能差。RP-3燃油具有较高黏度（40 ℃时达12 mm²/s）和高表面张力（为汽油的1.5倍），传统喷油器雾化颗粒普遍超过80 μm，严重影响点火与燃烧效率。液体燃料的破碎雾化质量直接决定了油气混合的均匀性，进而影响整机的燃烧效率和功率输出。

3）动态控制滞后。现有喷油控制策略多采用稳态开环进气歧管绝对压力（MAP）控制，无法适应航空工况70%以上为瞬态变化（如紧急爬升、快速转向）的运行特性，无法实时感知环境变化（如气压骤降、温度波动）与动态负载扰动，导致喷油量滞后、空燃比失调，严重时可能引发发动机喘振或熄火。

针对上述问题，国外多采用辅助气流喷雾、多孔喷嘴与高频控制策略，如Orbital提出的低压空气辅助喷射方案（需5 bar辅助气源）使索特平均直径（SMD）降至15 μm以下。空气辅助喷射（AAFI）技术因其优异的雾化特性和燃料适应性，被认为是解决高空环境下重油雾化差和混合气形成困难的关键技术。但因专利保护与技术封锁，国内尚缺少系统性解决方案。

二、燃油喷射控制系统设计

2.1 系统总体架构

本系统基于某型号双缸二冲程水平对置发动机（排量56 mL，最大功率3.8 kW，转速8500 r/min）开发，通过模块化设计原则构建燃油喷射控制系统。系统工作原理是：燃油经轻量化燃油泵增压后，由多孔喷油器对气缸周围实施定量喷射并雾化，与空气混合后进入燃烧室。控制器（ECU）实时采集转速、节气门开度及环境参数（温度、压力），基于增量式PID控制算法，动态调节喷油脉宽，实现空燃比在各工况下的精准闭环控制。

系统包括4个核心子单元：燃油供给单元、执行单元、控制单元与传感采集单元。

2.2 燃油供给单元

燃油供给单元采用集成式机电融合燃油泵，内置压力传感器（型号40PC100G2A，量程0～690 kPa，精度±0.25% FS）与稳压调节模块。通过ECU输出的脉冲宽度调制（PWM）信号（10 kHz，占空比分辨率0.1%）实时调节工作压力，形成油压闭环控制回路，目标压力设定为300 kPa，稳态误差小于±1.5%。

在结构轻量化方面，通过优化泵体材料与结构设计，燃油泵总成质量由传统方案的280 g降至190 g，体积缩减32%，有效满足了航空发动机狭小舱室的空间约束。

2.3 执行单元——多孔喷油器设计

喷油器是燃油喷射系统的核心执行元件，其结构直接决定了雾化质量。本系统喷油器采用12孔对称分布设计，孔径为0.145 mm，贯穿距80 mm。该结构设计的核心优势在于：

1）分散射流动量。多孔对称布置可有效分散液体射流，减弱单股射流动量，避免大粒径液滴的形成。

2）增强湍流剪切。多股射流间的相互作用增强了湍流剪切效应，促进了液滴的二次破碎，提升了雾化效率，形成较小液滴粒径。

3）优化喷雾覆盖。12孔对称分布确保了燃油在燃烧室空间内的均匀分布，有利于形成均质混合气。

喷油器电磁阀采用双线圈驱动，响应时间1.2 ms（10%～90%开度），工作频率范围50～200 Hz，可适配发动机全工况需求。

2.4 控制单元

控制器采用冗余设计的双核MCU（主频200 MHz），集成16位高精度ADC（采样率1 MS/s）及CAN总线通信模块，确保控制的实时性与抗干扰能力。

核心控制算法采用增量式PID控制，其特点在于：

1）避免积分饱和。增量式PID通过差分形式输出控制量的增量而非绝对值，有效避免了传统位置式PID中积分项累积导致的饱和问题。

2）误差积累小。增量式PID输出的控制量变化值仅与当前、前一次和前两次时刻的偏差有关，误差积累小，控制平稳。

3）切换平滑。增量式算法易于实现不同控制器之间的平滑切换，适应航空发动机多工况运行需求。

2.5 传感采集单元

系统集成多源信息采集，主要包括：

转速传感器：霍尔传感器，精度±0.2%
节气门位置传感器：线性度±0.5%
环境温度传感器：PT100，±0.5 ℃
气压传感器：MPXH6115A，±1 kPa

数据采样周期为1 ms，支持ECU实时判断工况并完成喷油补偿计算。同时，系统设有过压、过流、喷油失效保护机制，故障响应时间小于10 ms，确保系统在异常工况下的安全性。

三、燃油喷射控制策略

航空发动机的燃油喷射控制核心在于实现对喷油脉宽的精确调节，以确保在不同运行状态下维持目标空燃比，从而优化动力性能与燃烧效率。针对航空平台运行环境复杂、状态切换频繁的特点，本文构建了三阶段控制策略：基准喷油图谱建模、环境补偿修正、闭环反馈校正。

3.1 喷油脉宽模型与基准MAP建立

在标准环境条件（温度20 ℃、压力101.3 kPa）下，依据节气门开度与发动机转速构建三维喷油MAP图谱。该MAP图作为后续补偿与反馈控制的基准数据源。

MAP的构建采用试验标定与插值相结合的方法：在全工况范围内（转速2500～8500 r/min，节气门开度0～100%）选取关键工况点进行喷油量标定，通过多维插值获得连续工况下的基准喷油脉宽。该基准MAP图充分考虑了发动机在不同转速和负载下的燃油需求量差异，为精确控制提供了基础数据支撑。

3.2 环境补偿与修正方法

高空低温等环境因素将显著影响空气密度与燃油黏度，从而引起燃烧效率波动。为此，系统建立了多维度环境补偿模型：

1）温度补偿。低温环境下燃油黏度增大，流动性变差，需适当增加喷油脉宽以补偿流量下降；高温环境下则反之。补偿系数基于PT100温度传感器实时采集的数据动态计算。

2）气压补偿。高海拔地区空气密度降低，进气量减少，需相应减少喷油量以维持目标空燃比。气压传感器实时监测环境压力，补偿系数随海拔高度自适应调整。

3）燃油特性补偿。针对RP-3航空煤油的黏温特性，建立燃油温度-黏度-流量修正模型，确保不同油温下的喷油精度。

3.3 闭环控制与动态自适应调节

系统采用1 ms控制周期的闭环采样频率，反馈变量包括喷油器电压、电流、油压等，以修正执行偏差，保证喷油控制精度优于±1%。

增量式PID控制算法的具体实现如下：

对航空发动机典型的瞬态工况，系统设有特殊喷油策略：

冷启动工况：采用增浓与预加热模式，通过空气辅助缸内直喷技术手段解决低温起动困难问题。试验表明，缸体温度在-10～20 ℃之间，最佳喷油提前角在上止点前50°～85°范围，最佳点火提前角为上止点前45°可保证重油发动机平稳起动。

急加速/减速工况：加入节气门信号滤波与喷油响应滞后补偿，避免发动机熄火或喘振。喷油脉宽调整延迟不大于2 ms，确保瞬态工况下的空燃比精确控制。

高原运行工况：通过气压补偿与自适应调节，维持空燃比稳定。试验表明，在3000 m海拔条件下，空燃比波动率不大于±1.5%。

四、试验验证与结果分析

为评估所提出燃油喷射控制系统在雾化性能、喷油一致性、系统稳定性及实际飞行中的应用效果，分别开展了4类实验：雾化性能测试、动态流量一致性测试、台架耐久试验及无人机飞行验证。

4.1 雾化性能测试

液体雾化场平均直径用来表征液体雾化场粒子群的细度。索特平均直径（SMD，即D32）是最常用的一种液体雾化场平均直径表征方式，D50（即液滴体积累计分布50%对应的直径）则用来评估整体粒度分布的“平均倾向”。

采用激光粒度分析仪对双孔与多孔喷油器进行雾化性能对比测试。试验条件设定为燃油压力300 kPa，环境温度25 ℃，喷油频率50 Hz。试验结果表明：多孔喷油器的SMD由传统双孔喷嘴的115.6 μm降低至65.2 μm，降幅达44%；D50由139 μm降至83 μm，粒度分布曲线显著左移，表明雾化更加细化均匀。雾化性能的显著提升为后续高效燃烧提供了结构基础。

雾化质量的提升机理可归结为：多孔结构分散了单股射流动量，降低了射流穿透距离，增强了液滴与周围空气的相互作用；同时，多股射流间的相互干扰促进了液滴的二次破碎，使得液滴粒径分布更加集中、细化。

4.2 动态流量一致性测试

为评估控制系统在不同脉宽下的喷油一致性，依据GB/T 25363—2010《汽油机电磁阀式喷油口总成试验方法》标准，设定燃油压力300 kPa、频率50 Hz，对2～7 ms不同脉宽下的喷油量进行连续3000次喷射测试，每组脉宽重复10次。评价指标包括标准差（SD）、最大相对误差、变异系数（CV）。