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柴油机燃烧过程涡流室内瞬态温度分布的研究

摘要：采用激光莫尔偏折技术，结合高速摄影方法，对S195柴油机燃烧过程涡流 室内的瞬态温度分布进行了测试研究，定量描述并详细分析了燃烧过程涡流室内的温度分布 规律及其变化历程。

关键词：瞬态温度分布;燃烧过程;涡流室式柴油机;激光莫尔偏折法

柴油机涡流室内工质的瞬态温度直接影响着放热规律和燃烧的进程。精确地测定涡流室 内的温度场，对于提高分隔室式发动机的能量阻尼辊筒利用率，降低排放污染，具有十分重要的意义 。

柴油机燃烧室内温度分布的测定通常采用接触式测软件采取世界比拟盛行的高级言语编写升级简单快捷量法进行，但是由于测温探 头对 流场的干扰和传感器热惯性的影响，这类方法的测试结果难以令人满意。用非接触式光学方 法测量流场温度时，通常假定探测光线是以直线通过被测场，忽略了光线在流场中的偏折效 应，所以在实际测量中必须以成像透镜来修正。1980年Kafrif首先 提出了用莫尔偏折法测量瞬态温度场。由于莫尔偏折法正是利用光线经过被测场时的偏 折效应来测量其温度分布的，同时它还滚丝轮具有光路简单、调节方便、对光源相干性要求不高、 抗干扰性好等优点，因而被广泛地应用于燃气射流冲击场的定量测试中。然 而迄今鲜见应用此方法测试内燃机燃烧室内温度场的报道。

笔者在用激光莫尔偏折法成功地测量了柴油机压缩过程涡流室内温度场的基础 上，进一 步应用此方法测取了柴油机燃烧过程不同曲轴转角时涡流室内的温度分布，并结合高速摄影 的试验结果，对涡流室内温度分布的变化规律进行了研究，为分析分隔室式柴油机的燃烧过 程提供了试验依据。

1试验条件与装置

激光莫尔偏折测温是在S195型涡流室式柴油机上进行的。特制的发动机缸头上开有通光口径为30 mm的观测窗，其覆盖面积为涡流室纵截面的82%，见图1。观测窗用石英玻璃制成，为了消除玻璃背景条纹对莫尔条纹的影响，避免平行光束通过观测窗时形成牛顿干涉环，将石英玻璃2个表面之间的夹角加工成10′～20′，其表面的粗糙度小于测试光波长的1/10。观测窗的开设不改变涡流室的容积，保证了试验机的压缩比与原机相同。

图1观测窗的布置

激光莫尔偏折测试系统见图2，波长为632.8 nm的激光穿过扩束镜L1后变为一宽光束， 经准直镜L2后成为一束平行光穿过涡流室的观测窗，然后在相互偏转一角度θ的一对Ro nchi刻度光栅G1、G2后形成莫尔条纹，再由聚焦透镜L3成像及小孔光阑D滤波，把 经过光栅副之后的+1（或-1）级莫尔偏折条纹成像在高速摄影机胶片上，高速摄影机同时 记录下相应的曲轴转角。

图2激光莫尔偏折测试系统光路图

高速摄影试验是在与莫尔偏折测试一致的试验工况下进行的，其光路的布置与图2相 比仅仅少了一对Ronchi刻度光栅，其余完全相同。测试时发动机的转速为830 r/min，每循 环供油量为0.077 mL。高速摄影机以2 400帧/s的速度拍摄下整个燃烧过程 及各瞬间涡流室内莫尔条纹的变化。

2激光莫尔偏折法测温原理

光束经过流场时，介质折射率的变化会导致光线产生偏折效应，莫尔偏折法正是利用这一偏折效应来测取介质的折射率，进而测定流场其它参数的。发动机不工作时，涡流室内各处温度相同，高速摄影机胶片上呈现出均匀的直条纹；发动机工作时，由于涡流室内工质的密度和温度发生变化，原来的直条纹产生漂移而变形，见图3。

图3莫尔条纹的漂移

在图2中建立坐标系，取涡流室轴线方向为z轴，光束传播方向为x轴，按右手规则 确定y轴。我们从拍摄的莫尔条纹图中，通过判读每一条纹各点处的漂移量h，可以得知光线 相应的偏折角，该偏折角与折射率有关［7］

式中，下标0为涡流室的边界参考场；n0为边界参考场的折射率；n为流场的折射率； φ为探测光线的偏折角。

偏折角还可以表示为

式中，θ绢纺原料为光栅偏转角；Δ为两光栅面的距离；h为条纹的漂移量。

S195柴油机吊钟型涡流室为轴对称结构，对于轴对称场，由于x2+y2=r2，故

对式(3)进行Abel变换［8］后得

考虑式(2)，则

式中，n(y,z)为被测流场折射率；r0为涡流室半径，对于S195柴油机，r0=15mm。

流场内某一点的温度与对应该点位置工质的折射率及波长有关，当激光光源的波长为63 2.8 nm时，温度与折射率之间有

式中，t为温度。

由式(5)和式(6)联立再现涡流室内的瞬态温度分布时，需要首先确定涡流室边界参考场 的瞬态折射率n0。由于涡流室内工质不直接与大气接触，因而不能像测定燃气射流冲击 场那 样以大气作为边界参考场。笔者通过对内燃机缸内气体与壁面间传热边界层 理论的深 入研究，发现在涡流室壁面附近有一层极薄的密度均匀的消焰层，将这一 消焰层作 为边界参考场，在进行莫尔偏折测试的同时，用瞬态壁面热电偶测取了涡流室的瞬态壁温作 为边界参考场的温度，实现了对涡流室瞬态温度场的再现。

3试验结果分析

图4为具有代表性的4个曲轴转角下涡流室内的莫尔条纹照片。图5为发动机相同工 况时涡流室内燃烧过程的高速摄影照片。

图4燃烧过程涡流室内莫尔偏折条纹照片

受涡流室镶块通道及喷油器喷射方向的影响，涡流室内的实际流场并不是严格的轴对称 流场，笔者在定量再现涡流室内瞬态温度分布时对其进行了相应的修正：首 先读取某一幅莫尔偏折条纹照片左半部分条纹的位移量，用式(5)计 算出涡流室 纵截面左半侧的折射率分布；继续读取同一幅照片右半部分条纹的位移量，由式(5)计算 出涡流室纵截面右半侧的折射率分布；然后再将涡流室左右两半侧的折射率分布图相加组 合，由式(6)得到修正后的涡流室内温度分布图。图6为对图4条纹进行数值计算后定量再 现的涡流室内温度分布。

图5涡流室内燃烧过程

(转速：830 r/min,每循环 供油量：0.077 mL)

图6燃烧过程涡流室内温度分布

(转速：830 r1、使用温度：10 35℃/min,每循环供油量：0.077 mL)

由图6可知，燃烧过程中涡流室内的高低温区是随着曲轴转角的化工泵变化而变化的。燃烧初期 ，高温区位于涡流室下部靠近镶块表面通道处，上部空间的温度较低；随着燃烧的进行，高 温区逐渐上移到涡流室中心部分，此时涡流室下部的温度高于其上部，而顶部仍保持着相对 低温区；在刮人锅中间燃烧过程中期，高温区逐渐由涡流室中心外移，在涡流室纵截面上形成一圈高温 带，涡流室壁面附近及底部镶块拐角处温度较低；燃烧后期，涡流室内的高温带已外移到周 边壁面附近，并使涡流室中心部分的温度降低。

结合图5的高速摄影结果可以很好地解释燃烧过程涡流室内温度分布的这种变化规律。 上止点前4° CA稍后，涡流室底部通道口处首先着火，此时涡流室中上部的气体还未被加热 。上止点前2° CA时，底部通道附近的火焰已扩大，在通道口处形成高温区，由于燃烧初期 火 焰没有明显的旋转运动，涡流室内的热力混合效应较弱，中上部的气体受底部高温区的辐射 换热和弱对流换热作用而温度有所升高。随着燃烧的继续，燃烧火焰迅速卷向涡流室中心， 并传播到整个燃烧室，在上止点后6° CA左右火焰高温区已位于涡流室的中心，此时壁面 附近 的气体由于受壁面的冷却作用而温度相对较低。在燃烧过程中期，受涡流室内旋转涡流的影 响，燃烧产物由于其密度较小被卷向涡流室中心，密度较大的未燃混合气在由涡流室中心卷 向外侧的同时继续燃烧，火焰呈螺旋辐射状，形成了如图6c所示的一圈环状高温带。燃烧 后期，更多的燃烧产物被卷向涡流室中心，外移的新鲜空气和壁面附近的浓混合气相遇后又 继续燃烧，高温区相应地外移到壁面附近，直到上止点后38°CA时火焰才基本上从涡流室中消失。

在未着火前的混合气形成过程中，虽然温度较高的涡流室底部镶块对混合气有加热作用 ，但由于喷油时扩展在镶块表面的燃油从镶块处吸热蒸发，使镶块附近的混合气温度比涡流 室中心区的低。然而，涡流室内的最先着火处却是在其底部镶块通道口附近，随后火焰才移 向涡流室中心并向四周传播。笔者认为，涡流室内的最先着火点不仅与其温度分布有关，与 油 气的浓度分布有更直接的关系。未着火前涡流室中心区虽然温度最高，但因其可燃混合气较 稀薄，不利于首先着火，而涡流室底部聚集有相对较浓的可燃混合气，该处的温度已超过燃 油的自燃温度，故而使燃烧最先在底部通道附近进行。

为了对激光莫尔偏折法的测温结果作出评估，笔者曾尝试用CTA1010型风速仪对燃 烧过程涡流室空间的温度场进行测量。考虑到风速仪探头过粗过长均会影响其测 试精度，试验中采用了直径10μm、长2.5mm的铂铱金属丝作，但燃烧过程喷射油束的冲 击和燃烧火焰的扰动对细小的探头造成破坏，使风速仪难于测定燃烧过程的温度场 。因此笔者改用风速仪及莫尔偏折测试2种方法同时对不喷油的纯压缩过程涡流室内温 度场进行了测量，并对2种测温结果进行了比较。对比结果表明，2种方法 的测温 偏差较小，温度变化曲线较吻合，但整个压缩过程中风速仪在各测点的测量值都略低于 莫尔偏折法的测算值，且二者间的偏差随测点温度的升高而略有增加。这一现象可由探 头的热惯性、探头本身的导热、探头与气体的对流换热及与壁面的辐射换热等作用得到较好 的解释。由于探头对流场的干扰进而对测量结果所造成的影响尚无法估算，这恰恰从另一 方面反映了莫尔偏折测试技术的优越性，同时也证明了本文的测温结果具有足够的精度。

4结论

(1)莫尔偏折法测量温度场，具有精度高、响应快、对流场无干扰及全流场测试信息量 大等优点，是一种先进的测试方法。

(2)首次提出了将涡流室内的消焰层作为莫尔偏折法定量计算时的边界参考场，解决了 光学测试技术测定密闭燃烧室的温度分布时，难以确定边界参考条件的问题。

(3)燃烧过程涡流室内的高温区首先出现在涡流室下部镶块通道处，随着燃烧的进行， 高温区上移到涡流室中心部位，然后呈环状向壁面扩展。

(4)当涡流室内各处的温度都超过燃油的自燃温度后，涡流室内的最先着火处主要与该 处的可燃混合气浓度有关。

(end)