CN110388263A - 一种航空用二冲程活塞式发动机 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种航空用二冲程活塞式发动机；其中发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二斜楔面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。本申请使得活塞从下往上运动的时候形成挤气流，当活塞到达到上死点时双半楔形区域的燃气被活塞挤出，在半球形区域内相互碰撞，碰撞后，气体流速快，火焰传播速度加快，从而形成促进燃烧的运动，从而使燃烧更加迅速，充分提高燃料利用率，提升发动机功率。
Description
技术领域
本申请涉及发动机技术领域，尤其是涉及一种航空用二冲程活塞式发动机。
背景技术
二冲程发动机包括机匣、气缸，活塞、进气、排气、燃油等。气缸和活塞是二冲程发动机的核心部件，燃烧发生在气缸的燃烧室内，燃烧产生的爆发压力推动活塞在气缸内做往复直线运动。活塞位于上止点时，活塞顶部和气缸形成的空间称为燃烧室。燃烧室的形状已经成为影响二冲程发动机性能的重要因素。众所周知，二冲程发动机曲轴旋转一周做功一次，相对于四冲程发动机曲轴旋转二周做功一次，进气，排气时间缩短一半，优秀的进气，排气气流组织及充分燃料燃烧是提高二冲程发动机有效输出功率的关键技术。
现有高功率的二冲程活塞发动机燃烧室多采用楔形燃烧室或球形燃烧室，活塞多为平顶或楔形，扫气形式为直流扫气或回流扫气。二冲程发动机一般在机匣内对可燃混合气进行预压缩，通过活塞移动打开进、排气口，进而控制新鲜混合气的进入和燃烧后废气的排出；新鲜气体在进气道内流动，进入气缸，并挤出气缸内燃烧后的废气，从而完成进气和排气；现有技术扫气不充分，容易造成可燃混合气短路，混合气没有经过燃烧，直接从排气口排出，从而造成发动机经济性能差，不易起动等问题。且现有技术中燃烧室边缘气体流动性差，造成边缘可燃混合气体参与燃烧的时间晚，造成燃烧不充分，从而影响发动机有效功率输出及发动机的HC(碳氢化合物)排放。
发明内容
本申请要解决的技术问题是提供一种航空用二冲程活塞式发动机。
本申请更进一步解决的技术问题是提供一种航空用二冲程活塞式发动机，所述发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二斜楔面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一夹角的范围为5°至10°，所述第二夹角的范围为5°至15°。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角，所述第二导圆角为所述第一导圆角的3-10倍，优选为3-5倍。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二楔形面的底端环线与顶端环线之间形成的环形区域的投影面积占燃烧室的最大横截面面积的20％至50％。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述活塞顶球面的半径为所述半球面半径的10-15倍。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述活塞顶球面的中心点与火力岸边缘的垂直距离为1-3mm。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述发动机的气缸固定在机匣上，所述气缸内设有活塞组件；所述燃烧室位于气缸内活塞的顶部；所述气缸的侧壁设有排气口，所述排气口的出口方向倾斜向下设置；所述排气口的口径由内至外逐渐变宽。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述气缸内面设有镀层。
根据本申请实施例提供的技术方案，所述气缸的侧壁设有主扫气道和至少一个辅助扫气道。
本申请具有的优点和积极效果是：由于本申请采用如上技术方案，即通过在活塞式发动机的燃烧室侧壁设置第一楔形面和第二楔形面，所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二斜楔面与水平方向之间形成第二夹角；第一夹角小于所述第二夹角。上述第一楔形面和第二楔形面之间形成的楔形区，使得活塞从下往上运动的时候形成挤气流，挤气流增加了流速，使燃烧室边缘的气体快速地参与到气体流动中，从而增加了火焰的传播速度，缩短整体燃烧时间，加快燃烧；当活塞到达到上死点时双半楔形区域的燃气被活塞挤出，在半球形区域内相互碰撞，碰撞后，气体流速加快，火焰传播速度加快，从而形成促进燃烧的运动，从而使燃烧更加迅速，充分，提高燃料利用率，提升发动机功率。
挤气流还可促进扫气，更好的完成进排气；挤气流增加了流速，增加流速的机理是楔型挤压，形成气体喷射，从而增加流速。
楔形区的设计，颠覆了传统燃烧室中火焰传播方向的笔直界面传播的设计，第一楔形面和第二楔形面形成的弯折的燃烧室侧壁，使得火焰传播中形成折行传播，从而进一步增加火焰传播面积及速度。
根据本申请实施例提供的技术方案，通过设计倾斜向下的排气口和辅助扫气道，排气口设置一定的倾角，且渐扩，降低排气的流速，使排气有一个合适的背压，避免在活塞没有关闭排气口时新鲜的油气混合气直接排出发动机，能够避免进、排气短路，增加边缘可燃混合气流动速度，提升燃烧相对速度，提升发动机的机械效率及燃料利用率。
除了上面所描述的本申请解决的技术问题、构成技术方案的技术特征以及由这些技术方案的技术特征所带来的优点之外，本申请所能解决的其他技术问题、技术方案中包含的其他技术特征以及这些技术特征所带来的优点，将结合附图作进一步详细的说明。
附图说明
图1是本申请第一种实施例中燃烧室的结构示意图；
图2是本申请第一种实施例中燃烧室内的气流示意图；
图3为本申请第二种实施例中发动机的总成立体剖视结构图；
图4为图3中A部分的放大结构示意图；
图5为本申请第二种实施例中发动机剖视结构图。
图6为本申请第二种实施例中气缸的结构示意图；
图7位本申请第二种实施例中气缸的垂直于图5中剖面的气缸结构示意图；
图8为本申请第二种实施例中活塞的结构示意图；
图中：1、活塞；2、活塞顶球面；3、第一楔形面；4、第二楔形面；5、半球面；6、火花塞；7、气缸；8、辅助扫气道；9、连杆；10、机匣；11、排气口；12、主扫气道；13、活塞推力面、14、镂空面。
具体实施方式
下面结合附图对本申请的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本申请，但并不构成对本申请的限定。此外，下面所描述的本申请各个实施方式中涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
实施例一
如图1所示为本申请提供的活塞式发动机的燃烧室的结构示意图，包括设置在活塞顶部的活塞顶球面2、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面3和第二楔形面4、位于顶部且与所述第二楔形面4衔接的半球面5；所述第一楔形面3与活塞侧壁之间形成第一夹角α，所述第二斜楔面与水平方向之间形成第二夹角β；所述第一夹角α小于所述第二夹角β。在本实施例中第一夹角α为6°，第二夹角β为10°，第一夹角小于第二夹角使得燃烧室的侧壁从上止点开始形成弯折的一段侧壁，先逐渐变宽后逐渐变窄，从而在燃烧室内形成挤气流；如图1所示，半球面5的顶部设有火花塞6；如图2和图3所示，当活塞运动到上止点的时候，燃烧室侧壁的气流如图中的箭头方向移动，第一楔形面3的斜楔面的气体被挤压，挤流流速增加，推动活塞周边气体流动；当气体流动到第二楔形面4时，因活塞的挤压流速进一步增加，气流方向进一步改变，不同方向的挤压气流进入到半球面5内，在火花塞6附近形成增强的滚流，在上止点前火花塞6点火后，较强的滚流混合气迅速燃烧，释放能力，有效的提高燃烧速率，提高发动机的机械效率和燃料利用率，有效的优化了燃烧，减轻了HC的排放。
根据需求，通过设计第一楔形面3的长度和第二楔形面4的长度可设计挤流区域面积占比，使得挤流区域的面积占燃烧室的最大横截面面积的百分之20％-50％，从而使得燃料得到有效地挤压混合和燃烧，提高燃烧效率。挤流区域的面积指的是第二楔形面4的底端与顶端之间形成的环形的投影面积，燃烧室的最大横截面为第二楔形面4的底端环线所在的横截面。
在其他实施例中，所述第一夹角也可以是范围为5°至10°之间的其他数值，所述第二夹角也可以是范围为5°至15°之间的其他数值。第二夹角比第一夹角大，使得第二楔形面从下往上逐渐缩小，一方面可以提高气流速度，另外可以控制流动方向，促进燃烧。
在本实施例中，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角R1；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角R2，所述第二导圆角R2为所述第一导圆角R1的3-10倍，优选为3-5倍。导圆角的设计可以使得气流更顺畅，第二倒圆角比第一倒圆角大是为了顺应第二楔形面和第二楔形面的倾斜角度差异，更好地顺应气流的变化，提高气体流速。
在本实施例中，所述活塞顶球面的半径SR1为所述半球面半径SR2的10-15倍。
在本实施例中，所述活塞顶球面的中心点与火力岸边缘的垂直距离为1-3mm；传热效率从热传导，发动机散热，金属的变形等统一来决定，传热是接触传热，接触要靠活塞环，距离的差异会造成变形的不一样，从而传热不一样，造成摩擦损失不一样；而1-3mm的距离设计使得活塞到气缸的传热效率高，从而也使得摩擦损失小。
实施例二
如图5至图7所示为本实施例提供的一种航空用二冲程活塞式发动机的结构示意图，包括机匣10、固定在机匣10上的气缸7及位于所述气缸7内的活塞组件，活塞组件包括活塞1和连杆9，活塞1远离燃烧室的一端可转动地连接有连杆9；活塞1可滑动设置在气缸7内，所述气缸7的侧壁设有排气口11，所述排气口11的出口方向倾斜向下设置；所述排气口11的口径由内至外逐渐变宽；本实施例中发动机的燃烧室结构与实施例一种的燃烧室结构相同；在本实施例中，气缸的侧壁设有镀层面。
如图8所示，本实施例中，活塞1活塞上设置有销孔，活塞销孔相对于活塞中心轴线相互垂直相交；活塞1的侧面为活塞推力面13，活塞的中部设有镂空面14。
气缸7包括扫气道，扫气道和排气口均联通至燃烧室；新鲜空气和燃油在扫气道内混合，通过簧片阀进入机匣10，在机匣内预压缩，通过活塞的运动控制扫气道的开启，混合燃料通过扫气道进入燃烧室；在本实施例中，扫气道包括主扫气道12和辅助扫气道8；在本实施例中，辅助扫气道8的数量为2个，在其他实施例中，所述辅助扫气道的数量也可以是多个；本领域的的技术人员可以理解，辅助扫气道和主扫气道都是进气的通道，二者的区别只是路径不一样，其两端连通的腔室均是一样的，在此不赘述；辅助扫气道的设计目的是为了增加进气截面积，使得在相同的时间内进气更充分，且采用主、辅进气道的方式，可以有效的改变气流的方向，更有效、充分的挤出燃烧后的废气。
混合燃料在机匣10内进行预压缩，随着活塞1的在连杆9的作用下在气缸7内做往复直线运动。随着活塞1的运动，辅助扫气道8和主扫气道12打开，开始进气；当排气口11打开时，排气口11的倾角，限定了气体的流动方向，形成回流扫气，排出气缸内的废气，废气由排气口11排出，排气口11设置一定的倾角，且渐扩，降低排气的流速，使排气有一个合适的背压，避免在活塞1没有关闭排气口11时新鲜的油气混合气直接排出发动机，从而提高了发动机效率，降低了发动机油耗。
在本实施例中，活塞1的上止点距离气缸7缸头安装面距离为H1，第一楔形面3的底端距离缸头安装面的距离为H2，第一楔形面4的顶端距离缸头安装面的距离为H3，H1、H2和H3的尺寸设计由使用者根据发动机的压缩比、行程等参数设定。
以上结合附图对本申请的实施方式作出详细说明，但本申请不局限于所描述的实施方式。对于本领域的普通技术人员而言，在不脱离本发明的原理和精神的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变形仍落入在本申请的保护范围内。
Claims (9)
1.一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二斜楔面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。
2.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第一夹角的范围为5°至10°，所述第二夹角的范围为5°至15°。
3.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角，所述第二导圆角为所述第一导圆角的3-10倍，优选为3-5倍。
4.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述活塞顶球面的半径为所述半球面半径的10-15倍。
5.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述活塞顶球面的中心点与火力岸边缘的垂直距离为1-3mm。
6.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第二楔形面的底端环线与顶端环线之间形成的环形区域的投影面积占燃烧室的最大横截面面积的20％至50％。
7.根据权利要求1至6任意一项所述的航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述发动机的气缸固定在机匣上，所述气缸内设有活塞组件；所述燃烧室位于气缸内活塞的顶部；所述气缸的侧壁设有排气口，所述排气口的出口方向倾斜向下设置；所述排气口的口径由内至外逐渐变宽。
8.根据权利要求7所述的二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述气缸的侧壁设有主扫气道和至少一个辅助扫气道。
9.根据权利要求7所述的二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述气缸内面设有镀层。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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