CN107060986A - 一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种两冲程高功重比的航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，包括气缸体、气缸套、气缸头、活塞、单体泵；所述气缸头固定于气缸体顶部；气缸套固定于气缸体内；活塞设置于气缸套内部；活塞顶面中部设计有凹坑A，同时在气缸头底面中部设计有凹坑B；其中，凹坑A与凹坑B均为浅坑；凹坑A、凹坑B与气缸套共同构成组合式燃烧室；单体泵固定于气缸头上，单体泵的喷嘴伸入到组合式燃烧室内，且使喷嘴的喷孔位于凹坑B内。气缸体下部侧壁对置设计有2条进气道和1条排气道。本发明组合式燃烧室结构紧凑，功重比大，燃烧速率高，最高燃烧压力较小，燃烧温度低，排气品质较好；扫气形式为旋流扫气，有效降低充量损失，提高容积效率。

Description

一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室

技术领域

本发明涉及航空活塞发动机领域，具体涉及到一种轻量化的两冲程高功重比航空重油活塞发动机的组合式燃烧室。

背景技术

发动机是航空飞行器的动力输出装置，而小型活塞式航空发动机是军用及民用低速飞行器所采用的主要动力装置。近年来，随着小型航空器和无人机的发展，航空重油活塞4发动机必将成为低速飞行器动力装置的首选。航空重油是指原油在提取汽油、柴油后所剩余的重质油，重油活塞发动机以其低油耗、高功重比以及易获得性，得到世界发达国家的关注，是未来航空活塞发动机的必然趋势。

目前，主流的航空重油活塞发动机燃烧室主要有分隔式和直喷式两种形式，分隔式燃烧室由主燃烧室和副燃烧室组成，混合气形成主要在副燃烧室内完成，其高速性能好、噪声小、易维护、对燃油系统要求低，但因燃料消耗率高、冷起动困难，没有得到广泛的应用。直喷式燃烧室大多为深坑燃烧室，活塞上端面、气缸壁及缸盖下端面构成燃烧室，活塞4顶部多采用U形或W形深坑，缸盖下端面多为平面，深坑直喷式燃烧室结构简单、易于制造、动力性好，多用于四冲程活塞发动机。

结构连接方面，主流重油活塞发动机气缸盖和气缸体之间多采用螺栓连接，两者之间通过气缸盖衬垫来密封，虽然这种连接形式保证气缸盖拥有足够的强度和刚度，但是其本身受热不均匀，各部分温差大，在热应力高的地方容易出现裂纹损坏，而由于机械负荷和热负荷作用下产生的变形可能会导致密封不严，影响发动机的动力性、经济型和工作可靠性。

综上所述，现有的航空重油活塞发动机燃烧室形式及结构连接形式，导致其存在以下不足：

(1)功重比小，结构不够紧凑。四冲程的航空活塞发动机由于工作循环行程较多，结构重量高，升功率低，功重比小；而传统的二冲程发动机因缸盖采用螺栓连接，结构不够紧凑，缸盖质量大，功重比小。

(2)燃烧速率低。传统的重油活塞式发动机的燃烧室为深坑造型，燃油喷射雾化效果较差，可燃混合气不够均匀，因而燃烧速率低下。

(3)最高爆发压力大。传统的重油活塞发动机的燃烧室内可燃混合气的涡流强度和扩散强度较大，燃烧剧烈，爆发压力大。

(4)排放品质较差。传统的重油活塞发动机可燃混合气在燃烧过程中的温度较高，工作粗暴，因而产生较多的NO_x。且燃烧不彻底，部分燃油未经燃烧便排出，所以排气品质较差。

(5)扫气易产生短路，造成损失。对于两冲程活塞发动机，扫气过程中易发生短路，导致油耗高，经济性差，不能满足长期续航的需求。

世界上的很多国家都在积极研制新型的航空重油活塞发动机燃烧室来克服以上的诸多缺点，并作为未来无人机和轻型飞行器的动力源，而两冲程的工作形式，再配合新型的燃油喷射系统，合理的燃烧室结构和良好的扫气形式，便是小功率航空活塞重油发动机的发展趋势。

本发明针对以上几点，发明了一种低油耗、高功重比的航空重油活塞发动机的组合型燃烧室。

发明内容

本发明提供了一种两冲程高功重比的航空重油活塞发动机的燃烧室，具备结构紧凑，燃烧速率高，最高燃烧压力小，排放品质好，扫气完全的特点，以满足低油耗、高功重比、轻质量的航空重油活塞发动机的使用要求。

本发明用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，包括气缸体、气缸套、气缸头、活塞、单体泵。

所述气缸头为柱状结构，采用旋入式设计，固定于气缸体顶部；且相对气缸体具有任意角度转动功能。气缸套固定于气缸体内，气缸套与气缸头下端面间设置有气缸密封垫。活塞设置于气缸套内部，活塞顶面中部设计有凹坑A，同时在气缸头底面中部设计有凹坑B。其中，凹坑A与凹坑B均为浅坑；凹坑A、凹坑B与气缸套共同构成组合式燃烧室。

气缸体下部还设计有2条进气道和1条排气道；两条进气道的出气端分别与气缸套中段壁面上设计的两个进气口连通；排气道的进气端与气缸套中段壁面上设计的排气口连通；且两个进气口位置与出气口位置相对于气缸体轴线180度对置。上述2条进气道为自由曲面造型，采用切向大仰角的进气方式。

所述单体泵固定于气缸头上，单体泵的喷嘴伸入到组合式燃烧室内，且使喷嘴的喷孔位于凹坑B内。

本发明的优点在于：

1、本发明组合式燃烧室，结构紧凑，重量轻；与传统的通过螺栓连接的气缸体和气缸头相比，旋入式气缸头“嵌入”气缸体内孔中，气缸体和气缸体之间可布置冷却水套，对于具有相同缸径的活塞发动机，旋入式的缸体和缸头重量可降低10％—20％，有效提高了功重比，满足了航空轻量化的要求。

2、本发明组合式燃烧室与燃烧室密封程度高；与传统的依靠螺栓预紧力压紧气缸密封垫来保证燃烧室密封性能的发动机相比，旋入式缸头通过细牙螺纹与气缸体内孔连接，有效提高了密封性能；另外，缸头密封垫置于缸体内孔中，未与外界连接，缸头的拧紧力矩进一步确保了燃烧室的密封性能。

3、本发明组合式燃烧室与传统的深坑造型燃烧室相比，浅坑ω造型燃烧室促使空气在燃烧室内发生旋转，对油束的吹散作用增大，空气涡流加速火焰的传播，使燃烧速率提高。

4、本发明组合式燃烧室，由三部分燃烧室共同构成，其中两个燃烧室的浅坑造型使缸内的涡流强度和扩散强度较小，混合气的形成主要依靠喷油装置的喷雾场，缸内的燃料燃烧较为柔和，最高爆发压力小。

5、本发明组合式燃烧室，面容比小，涡流强度小，燃烧柔和，且燃烧室扫气完全没有死区，发动机的过量空气系数较大，因此在燃烧过程中最高燃烧压力较小，并且燃烧温度较低，降低了NO_x的排放量，排气品质较好。

6、本发明组合式燃烧室，扫气完全，没有死区；与传统的两冲程活塞发动机的直流扫气或横流扫气相比，所述燃烧室的扫气方式为旋流扫气，扫气口和排气口分别对置在气缸的两侧，采用切向大仰角的进气方式，进气沿着气缸壁螺旋向气缸顶流动，迫使废气沿着气缸壁向下螺旋排出，实现分层扫气燃烧组织，因此能够降低扫气充量损失，提高了二冲程发动机的容积效率。

附图说明

图1为本发明组合式燃烧室结构剖视图；

图2为本发明组合式燃烧室中活塞上的凹坑示意图；

图3为本发明组合式燃烧室中气缸头上的凹坑示意图；

图4为本发明组合式燃烧室中进气道与排气道结构示意图；

图5为本发明组合式燃烧室内部旋流扫气方式示意图；

图中：

1-气缸体 2-气缸套 3-气缸头

4-活塞 5-单体泵 6-气缸密封垫

7-缸头压板 8-凹坑A 9-凹坑B

10-阶梯孔 11-进气道 12-排气道

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，包括气缸体1、气缸套2、气缸头3、活塞4、单体泵5，如图1所示。

气缸体1为筒状结构，顶端内壁设计有内螺纹；筒状气缸套2同轴安装于气缸体1内部，外壁与气缸体1内壁间小过盈配合装配成一体。气缸套2顶端设计有环形台肩，与气缸体1内壁顶部设计的环形定位台配合，实现气缸套2与气缸体1间的轴向定位；为了保证装配精度，使装配接合面的面积尽可能小，气缸套2的外壁中间具有一缩进段，缩进长度为1mm，由此降低了气缸体1与气缸套2的装配难度，提高了装配精度。

气缸头3为柱状结构，采用旋入式设计，可根据总布置的需要相对气缸体1做任意角度转动。气缸头3外柱面设计有外螺纹，与气缸体1顶端内壁内螺纹配合，螺纹旋入气缸体1顶端内，与气缸体1同轴固定，并压紧气缸套2，实现气缸套2的轴向固定；且气缸套2上端面与气缸头3下端面间设置有气缸密封垫6，实现密封，避免水和空气进入气缸体1内。气缸密封垫6设置于气缸套顶端环形凹槽内，且在气缸头3装配前，气缸密封垫6上端面需稍微高出气缸套2上端面；由于气缸密封垫6是软材料，进而使得在气缸头3装配后，气缸密封垫6被气缸头3压紧，可以保证良好的密封效果；经计算和优化设计，气缸密封垫6上端面需高出气缸套2上端面端约0.05～0.15mm最为合适，如若上述高度差小于0.05mm，活塞发动机气缸会出现漏气、反水等故障，若高度差大于0.15mm时，则活塞发动机气缸会出现机油与冷却水混合、气缸头3变形甚至出现裂纹等故障。气缸头3顶面上安装的缸头压板7，通过缸头螺柱和缸头螺母配合，将气缸压板7压紧定位，通过气缸压板7压紧气缸头3，确保气缸头3与气缸体1间的固定，使气缸头3不松动。

所述活塞4同轴设置于气缸套2内部，周向上与气缸套2内壁间隙配合；且在活塞4的裙部设有三道密封环，保证燃烧室下端的密封。活塞4沿气缸体1轴线做往复直线运动，当活塞4运动到上止点时，活塞4顶面、气缸套2内壁和气缸头3下端面所组成的三维几何空间形成了组合式燃烧室。如图2、图3所示，上述活塞4顶面中部设计有凹坑A8，同时在气缸头3底面中部设计有凹坑B9，凹坑A8与凹坑B9分别作为燃烧室A与燃烧室B；其中，凹坑A8为回转体结构浅坑，径深比为12～14，使凹坑整体截面呈ω形；由此，在压缩和膨胀行程初期，浅坑促使空气在燃烧室A内发生旋转，对油束的吹散作用增大，空气涡流加速火焰的传播，使燃烧速率提高。凹坑B9为U型浅坑结构，侧壁向外倾斜，底面为平面；U型浅坑的径深比为12～14。令气缸套2内部作为燃烧室C，则燃烧室A、燃烧室B、燃烧室C，共同形成了组合式燃烧室；组合式燃烧室内燃油与空气以空间雾化的方式混合，雾状油滴从高温空气中吸热蒸发扩散与空气混合；上述燃烧室A的结构与喷油油束配合良好，使进气分布在燃烧室油束密集位置，促进了燃烧室中气流运动，形成均匀混合气。上述气缸头3中心设有阶梯孔10，阶梯孔内壁设有螺纹，单体泵5通过该螺纹旋入阶梯孔，且使单体泵5的喷嘴伸入到组合式燃烧室内，且使喷嘴的喷孔位于凹坑B9内，超出凹坑B9底面2mm；同时保证燃烧室A、燃烧室B、单体泵5、气缸体1和气缸头3在同一轴线上，此种设计便于油束贯穿度与喷孔到组合式燃烧室壁面之间的距离优化匹配，使热流和气流均匀。

气缸体1下部还设计有2条进气道11和1条排气道12，如图4所示；两条进气道11的出气端分别与气缸套2中段壁面上设计的两个进气口连通；排气道12的进气端与气缸套2中段壁面上设计的排气口连通；且两个进气口位置与出气口位置相对于气缸体1轴线180度对置设计。上述2条进气道11为自由曲面造型，采用切向大仰角的设计形式，相对于气缸体1轴线的法线偏转一定的角度，优选角度为17°左右，整体向上倾斜一定的角度；而排气道12采用直纹曲面造型，为直联式，与低转速的旋翼相匹配，通过气缸体1与气缸套2间采用的干式小过盈配合，保证进气道11和排气道12的水密性。由此，空气从由两条进气道11进入组合式燃烧室，通过本发明中进气道11和排气道12的结构形式，使进气沿着气缸套2内壁螺旋向气缸头3流动，迫使废气沿着气缸套2内壁向下螺旋从排气道12排出，实现旋流扫气；且通过两条进气道11实现多气口匹配进气，保证进气会沿着气缸套2内壁螺旋上升，从而有效的避免了扫气短路，使扫气完全没有死区，实现分层扫气，实现分层燃烧组织，提高了进气效率，如图5所示。

根据上述结构的组合式燃烧室，其工作流程为：当活塞4从下止点位置时向上止点位置移动时，活塞4压缩气缸体1内的气体使气体压力升高，当活塞4到达上止点位置，单体泵5喷射燃油，燃油受热迅速的蒸发扩散并与燃烧室A的形状相配合形成均匀的可燃混合气，混合气因高压而点火自燃，在燃烧室A的作用下快速燃烧传播，此时，组合式燃烧室内气体压力升高，推动活塞4向下运动做功，当功率将要消耗殆尽，活塞4将要到达下止点时，进气口和排气口打开，新鲜空气由进气道进入燃烧室，沿着气缸套内壁螺旋向上，并推动废气沿着气缸壁螺旋向下从排气道排出，直至新鲜空气完全充满气缸，此时，活塞4到达下止点，完成一个工作循环。

Claims (8)

1.一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：包括气缸体、气缸套、气缸头、活塞、单体泵；

所述气缸头固定于气缸体顶部；气缸套固定于气缸体内；活塞设置于气缸套内部；活塞顶面中部设计有凹坑A，同时在气缸头底面中部设计有凹坑B；其中，凹坑A与凹坑B均为浅坑；凹坑A、凹坑B与气缸套共同构成组合式燃烧室；

所述单体泵固定于气缸头上，单体泵的喷嘴伸入到组合式燃烧室内，且使喷嘴的喷孔位于凹坑B内。

2.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：气缸头为柱状结构，采用旋入式设计，且相对气缸体具有任意角度转动功能。

3.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：气缸套与气缸头下端面间设置有气缸密封垫。

4.如权利要求3所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：气缸密封垫上端面需高出气缸套上端面端约0.05～0.15mm。

5.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：所述凹坑A为回转体结构，径深比为12～14；凹坑B的径深比为12～14。

6.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：单体泵的喷嘴超出凹坑B底面2mm。

7.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：2条进气道相对于气缸体轴线的法线偏转角度为17°。

8.如权利要求1所述一种用于两冲程航空重油活塞发动机的组合式燃烧室，其特征在于：扫气方式为旋流扫气，具有2条进气道与1条排气道；2条进气道的出气端分别与气缸套中段壁面上设计的两个进气口连通；排气道的进气端与气缸套中段壁面上设计的排气口连通；且两个进气口位置与出气口位置相对于气缸体轴线180度对置；上述2条进气道为自由曲面造型，采用切向大仰角的进气方式。