CN106762100B - 一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连。
Description
技术领域
本发明属于活塞式柴油机技术领域，具体涉及一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统。
背景技术
随着国家《关于深化低空空域管理体制改革的意见》和《通航航空飞行任务审批与管理规定》的公布，国内通航产业规模逐渐形成，各个通航装备企业为抓住这一国家战略性新兴产业的重要战略机遇，大力发展通航全产业链，培育壮大临空产业。其中通航核心产业之一航空发动机也日益得到重视。
早前，轻型活塞通用飞机以汽油机为主，虽然汽油机具有升高率高，重量轻，冷启动等优势，但考虑发动机热效率，燃料适应性强(航空煤油、柴油以及生物柴油机均可使用)，燃料存储安全且容易获得，燃料价格更加稳定且便宜等优点，目前大陆发动机集团、SMA发动机公司和奥地利钻石发动机公司等发动机公司均在开发适应于轻型通过飞机的航空柴油机。
相比车用柴油机，轻型通用飞机航空柴油机燃烧系统设计具有自身特点，如高流量系数进气道、长喷油持续期(高升功率需要)、低爆发压力(轻量化需要)、低油耗、燃料适应性强(尤其适应低十六烷值)、特殊布置带来气门倾斜等劣势；但是航空柴油机工况单一以及暂无排放要求，对燃烧系统设计优化约束边界减少，这样设计燃烧过程中优化目标数减少，燃烧系统设计不需兼顾整个面工况和排放问题。
航空柴油机开发过程中由于布置问题，需要进排气门较大倾角(常规进排门倾角为0-2º)以及喷油器偏心布置，这就需要解决较大倾角和喷油器偏心布置引起整个燃烧系统产生的问题，规避功重比较大的航空柴油机燃油严重碰壁问题，有效平衡柴油机在高速高升功率工况时燃油消耗率和最大爆发压力关系。
发明内容
针对现有实际开发过程缸盖布置引起技术问题，本发明提供了一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，解决由于布置干涉需要采用较大进排气门倾角和喷油器偏心引起的燃烧系统设计问题，以达到有效平衡柴油机在高速高升功率工况时燃油消耗率和最大爆发压力的目的。
为了解决上述存在的技术问题，本发明采用了以下方案：
一种航空柴油机偏心活塞燃烧室，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。
进一步，燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。
进一步，凸台（43）的凸台侧面轮廓线（431）的倾角Φ为55 º -60º，凸台（43）上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm。
进一步，唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连。
进一步，唇口（42）斜凹槽的槽底与活塞（4）顶面之间的夹角α为22 º -28 º。
进一步，燃烧室腔体的口部长度由唇口（42）斜凹槽的宽度η加上凹坑口部直径Da组成，燃烧室腔体的口部长度关于气缸中心线对称。
进一步，燃烧室腔体的口部长度和活塞直径的比为0.50-0.60；燃烧室凹坑（41）的凹坑深度h与活塞直径的比为0.158-0.175。
进一步，喷油器（2）是高压多孔喷嘴。
进一步，喷油器（2）轨压≥180MPa，孔数8-9个，喷雾锥角148-155º。
进一步，缸盖（1）上加工有喷油器安装孔（11）以安装喷油器（2）。
进一步，喷油器（2）的中心线偏心量δ为2-4mm。
一种航空柴油机偏心活塞燃烧系统，其特征在于：包括上述任一所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室。
进一步，该燃烧系统采用四气门结构，进气门和排气门各两个；其中一个进气道采用螺旋气道，另一个进气道采用切向气道。
进一步，进气道气门倾角为 2-4º，排气道气门倾角为 4-7 º。
进一步，气道涡流比≥1.4；流量系数≥0.38。
该航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统具有以下有益效果：
（1）本发明与现有技术相比，具有以下优点：当由于缸盖布置问题必须使喷油器偏心布置时，采用该燃烧室及燃烧系统，仍然可使喷油器静态油束做到三等(等弧长、等圆周和等面积)，使缸内整个气流场和喷雾场轴线仍然重合，巧妙解决喷油器偏心导致喷油器中心线、活塞主体ω凹坑和活塞三者不能重合问题。
附图说明
图1：本发明航空柴油机偏心活塞燃烧室的轴向剖视图；
图2：本发明航空柴油机偏心活塞燃烧室的关键参数定义图；
图3：本发明航空柴油机偏心活塞燃烧室的俯视图；
图4：本发明航空柴油机偏心活塞燃烧系统的进排气道配置图；
图5：本发明航空柴油机偏心活塞燃烧系统的进排气道气门倾角示意图。
附图标记说明：
1—缸盖；11—喷油器安装孔；2—喷油器；21—静态喷油油束线；3—缸筒；4—活塞；41—燃烧室凹坑；42—唇口斜凹槽；43—凸台；431—凸台侧面轮廓线；44—凹坑圆弧；45—活塞顶面余隙；5—进气道；6—排气道；A—气缸中心线；B—燃烧室凹坑和喷油器的中心线；α—唇口斜凹槽的槽底与活塞顶面之间的夹角；Φ—凸台两侧直线倾角；R—底部凹坑圆弧半径；h—凹坑深度；Da—凹坑口部直径；Dm—凸台上端直径；η—唇口斜凹槽的宽度；δ—偏心量；θ i —进气道气门倾角；θ e —排气道气门倾角。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明做进一步说明：
图1至图5示出了一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，包括缸盖1和缸筒3，缸筒3内设有活塞4，活塞4顶部与缸盖1之间形成燃烧室的腔体，燃烧室的腔体包括活塞4顶部设置的燃烧室凹坑41，燃烧室凹坑41排气侧边缘的活塞顶部设有唇口42，唇口42位于燃烧室凹坑41外侧。缸盖1上偏心的设置有喷油器2，燃烧室凹坑41和喷油器2同轴线，如图1所示，B为燃烧室凹坑和喷油器的中心线，A为气缸中心线，燃烧室凹坑和喷油器的中心线B相对于气缸中心线A存在偏心量δ。本实施例中偏心量δ2-4mm。活塞4顶面和缸盖1之间存在活塞顶面余隙45。
燃烧室凹坑41位于活塞头部，燃烧室凹坑41为ω型凹坑。ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台43，凸台侧面轮廓线431为直线，凸台侧面轮廓线431的倾角Φ为55 º -60º，如图2所示，本实施例中，凸台43上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm。唇口42为斜凹槽（凹槽横截面的主体部分是斜直线，斜直线一端与燃烧室凹坑41之间通过过渡圆弧相连），斜凹槽底部与燃烧室凹坑41之间通过过渡圆弧相连，斜凹槽的槽底与活塞顶面之间的夹角α为22 º -28 º。唇口斜凹槽的宽度为η，凹坑口部直径为Da，整个燃烧室腔体(包括燃烧室凹坑41和唇口42)的口部长度关于气缸中心线A对称，也即唇口斜凹槽的宽度η加上凹坑口部直径Da关于气缸中心线A对称，ω型凹坑与喷油器2关于燃烧室凹坑和喷油器的中心线B对称。燃烧室腔体的关键参数为：口径比（燃烧室腔体的口部和活塞直径的比）为0.50-0.60，径深比（凹坑深度h与活塞直径的比）为0.158-0.175。
缸盖1上加工有喷油器安装孔11以安装喷油器2，如图3所示，喷油器安装孔11相对缸盖1偏心设置，喷油器2垂直偏心布置在缸盖1上，并与ω型凹坑中心线重复；喷油器2是高压多孔喷嘴，轨压≥180MPa，孔数8-9个，喷雾锥角148-155º。
如图4和图5所示，该燃烧系统采用4气门结构，进气门和排气门各2个。进气道一个采用螺旋气道，另一个采用切向气道。进排气道的气门倾角非对称，进气道气门倾角θ i 2-4º，排气道气门倾角θ e 4-7 º；按照AVL气道评价方式，气道涡流比≥1.4；流量系数≥0.38。
本发明中，航空柴油机采用4气门机构，由于高升功率，缸盖排气侧热负荷很高，需增加水套厚度；同时为保证高功率进气顺畅，气门直径不能减小；为了充分利用四气门垂直喷油器静态油束三等(等圆周，等弧长和等面积)优势，也不能采用喷油器倾斜布置方案避开水套。综上，保持喷油器垂直布置基础上，将喷油器向进气侧偏移2-4mm，活塞凹坑为了匹配喷油器偏心布置，也采用凹坑偏心，使得活塞凹坑中心线和喷油器中心线重合。随之导致另一个问题，喷油器喷雾流场与缸内整个气流运动不对称，因此在排气侧增加唇口解决了上述问题。
本发明中，进气道采用螺旋和切向气道组合，缸内涡流保持性好；由于缸盖布置问题，进排气道的气门倾角较大，进气道气门倾角2-4º，排气道气门倾角4-7 º，具体进排气门倾角根据缸盖布置反推；当然如果实际布置进排气门也可均采用相等倾角，如4 º；但实际进气门倾角较大如5 º，进排气道涡流和流量系数较难同时达到较大水平，而排气道约束主要是流量系数，采用较大排气门(增加)倾角更加容易解决布置问题。
本发明中，由于采用较大气门倾角后，高升功率航空柴油机更加追求高流量系数。满足升高率需求，为了解决流量系数和涡流比Trade-off关系，采用高轨压和多孔喷嘴解决上述问题，这样将进气道设计成高流量系数中等涡流比气道。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：当由于缸盖布置问题必须使喷油器偏心布置时，采用该燃烧室及燃烧系统，仍然可使喷油器静态喷油油束线21做到三等(等弧长、等圆周和等面积)，使缸内整个气流场和喷雾场轴线仍然重合，巧妙解决喷油器偏心导致喷油器中心线、活塞主体ω凹坑和活塞三者不能重合问题。
上面结合附图对本发明进行了示例性的描述，显然本发明的实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种改进，或未经改进将本发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围内。
Claims (8)
1.一种航空柴油机偏心活塞燃烧室，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线；
唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连；燃烧室腔体的口部长度由唇口（42）斜凹槽的宽度η加上凹坑口部直径Da组成，燃烧室腔体的口部长度关于气缸中心线对称。
2.根据权利要求1所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。
3.根据权利要求2所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：凸台（43）的凸台侧面轮廓线（431）的倾角Φ为55 º -60º，凸台（43）上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm，ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm；唇口（42）斜凹槽的槽底与活塞（4）顶面之间的夹角α为22 º -28 º。
4.根据权利要求1或2或3所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：燃烧室腔体的口部长度和活塞直径的比为0.50-0.60；燃烧室凹坑（41）的凹坑深度h与活塞直径的比为0.158-0.175。
5.根据权利要求1至3任一所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：喷油器（2）是高压多孔喷嘴。
6.一种航空柴油机偏心活塞燃烧系统，其特征在于：包括上述权利要求1至权利要求5任一所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室。
7.根据权利要求6所述的航空柴油机偏心活塞燃烧系统，其特征在于：该燃烧系统采用四气门结构，进气门和排气门各两个；其中一个进气道采用螺旋气道，另一个进气道采用切向气道。
8.根据权利要求7所述的航空柴油机偏心活塞燃烧系统，其特征在于：进气道气门倾角为 2-4º，排气道气门倾角为 4-7 º；气道涡流比≥1.4；流量系数≥0.38。
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| CN106762100A (zh) | 2017-05-31 |
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