CN112196667A - 一种重油航空转子发动机及其爆震控制方法 - Google Patents

一种重油航空转子发动机及其爆震控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种重油航空转子发动机及其爆震控制方法：包括发动机缸体，发动机缸体设置进气道、排气道、预燃室、第二空气辅助喷油器、电磁阀、爆震传感器，预燃室设置第一空气辅助喷油器、加热塞、火花塞，电磁阀通过旁通管连接进气道；所述第一空气辅助喷油器、第二空气辅助喷油器、电磁阀、爆震传感器均与ECU电连接；发动机缸体内置三角转子，三角转子外侧面均设置转子凹坑，沿着三角转子转动方向的反方向，转子凹坑先深后浅，转子凹坑沿中心对称面的截面轮廓为平滑的曲线，在每个转子凹坑内装有三个互相平行的圆柱体。本发明预燃室能够改善燃烧室内的燃烧雾化、扩散和燃烧过程。

Description

一种重油航空转子发动机及其爆震控制方法
技术领域
本发明属于内燃机燃烧技术领域，更具体的说，是涉及一种重油航空转子发动机及其爆震控制方法。
背景技术
无人机在军事上有着非常广泛的应用。目前功率需求在250马力以下的轻型中短程无人机都是使用燃烧航空汽油的内燃机。航空器的续航里程(以及载荷能力)由发动机自重+装载燃料的重量以及燃油消耗率共同决定；发动机本身越轻(功重比越大)，则能装载更多燃料；发动机的热效率越高(油耗率越低)，则单位重量燃油的运行时间越长，因此发动机的自重与燃油消耗率是决定航空器续航里程的关键参数。目前转子发动机的功重比是二冲程活塞式发动机的1.5倍左右，是四冲程活塞式发动机的3倍左右。目前的转子发动机燃油消耗率与二冲程活塞发动机相当，但是四冲程活塞式发动机1.5倍左右，所以：由发动机本机重量+燃油携带量为总体自重决定的续航里程：转子发动机动力是二冲程活塞式发动机动力的1.5倍以上，是四冲程活塞式发动机动力的2.0倍以上。基于以上特点，转子发动机已取代往复活塞发动机成为轻型中短程无人机的首选动力。
目前服役的转子发动机仍然使用航空汽油，不符合军方统一燃油的要求。因此研发燃烧航空煤油或柴油的重油转子发动机是打破轻型中短程无人机动力需求瓶颈的最佳技术解决方案。重油燃烧速度慢且容易发生爆震，限制了发动机的转速、功率和功重比，因此需要解决重油的雾化、爆震等问题，实现高效燃烧。
发明内容
为了改善重油转子发动机的雾化燃烧和解决爆震问题，本发明提出一种带有预燃室和旁通管的重油航空转子发动机及其爆震控制方法，预燃室能够改善燃烧室内的燃烧雾化、扩散和燃烧过程。通过控制燃油喷射策略改善爆震问题，最终实现重油转子发动机的高效运转。
本发明的目的可通过以下技术方案实现。
本发明重油航空转子发动机，包括发动机缸体，所述发动机缸体设置有与其内部连通的进气道、排气道、预燃室，所述预燃室设置有第一空气辅助喷油器、加热塞、火花塞，所述发动机缸体侧壁设置有第二空气辅助喷油器、电磁阀、爆震传感器，所述电磁阀通过旁通管连接进气道；所述第一空气辅助喷油器、第二空气辅助喷油器、电磁阀、爆震传感器均与ECU电连接；
所述发动机缸体内部设置有三角转子，所述三角转子的外侧面均设置有转子凹坑，沿着三角转子转动方向的反方向，转子凹坑先深后浅，转子凹坑沿中心对称面的截面轮廓为平滑的曲线，在每个转子凹坑内装有三个互相平行的圆柱体。
所述进气道与排气道在缸体长轴线的同一侧位置；所述电磁阀安装在发动机缸体侧壁的旁通孔内，所述旁通孔开在发动机缸体短轴线左侧，与进气道位于同一侧，所述旁通孔的中心线与缸体长轴线夹角θ2为20°～30°。
所述预燃室为球形预燃室，预燃室的通孔中心线与缸体短轴线夹角θ1为70°～80°。
所述第二空气辅助喷油器安装在缸体长轴线端点处，第二空气辅助喷油器中心线与缸体长轴夹角θ3为30°～45°，利用第二空气辅助喷油器进行预喷，喷射方向与燃烧室内空气流动方向相向，促进形成更加均匀的混合气。
所述爆震传感器安装在缸体短轴线端点处，向所述ECU传送振动信号，经比较处理后分别向所述第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器输出控制信号。
所述圆柱体的直径为转子凹坑最深处深度的1/4～1/3；每个转子凹坑内的三个圆柱体沿中心对称面的截面圆的圆心连线构成等边三角形，该等边三角形的边长为圆柱体直径的1.5～2倍，该等边三角形的其中一条边与三角转子旋转方向相垂直。
本发明的目的还可通过以下技术方案实现。
本发明重油航空转子发动机的爆震控制方法，包括以下过程：发动机运行时，爆震传感器向ECU传输振动信号，与预设的爆震阈值进行比较，当振动强度低于爆震阈值时，判定为爆震未发生，维持稳态，当振动强度超过爆震阈值时，判定为爆震发生，此时，ECU分别向第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器输出控制信号e和控制信号d，控制第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器的喷油量以及两者喷油比例，从而控制空燃比以及混合气分层状态，进而控制爆震；调整第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器的喷油量以及两者喷油比例后，继续检测爆震的发生，如果爆震仍然存在，则继续调整第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器的喷油量以及两者喷油比例，如此循环进行，直到爆震消失为止。
与现有技术相比，本发明的技术方案所带来的有益效果是：
(1)本发明利用第二空气辅助喷油器进行预喷，喷射方向与燃烧室内空气流动方向相向，促进形成更加均匀的混合气，实现高效率燃烧。
(2)本发明通过控制电磁阀开启时刻与持续时间控制旁通混合气量，促进燃油与空气的混合。
(3)本发明通过调节第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器的喷油量及比例控制爆震。
(4)本发明在每个转子凹坑内部设置的三个圆柱体能够有效增加混合气的湍流强度，促进预燃室喷出混合气充分混合，使火焰传播速度增大，缩短燃烧持续期，增大定容度，从而提高燃烧效率。
总的来说，本发明可以通过特殊的转子凹坑、旁通混合气循环等措施使重油在转子发动机中得到充分地雾化，与空气形成均匀混合气，通过控制通过调节第一空气辅助喷油器和第二空气辅助喷油器的喷油量及比例控制爆震，从而实现改善重油在转子发动机中的燃烧，降低油耗，同时降低有害排放物。该重油航空转子发动机实现方式简单易行，可靠稳定，具有良好的发展前景。本发明通过以上方法可以实现优化燃油与空气的混合，控制爆震、提高燃烧性能等有益效果。
附图说明
图1是本发明重油航空转子发动机的俯剖视图。
图2为本发明中三角转子的三维结构示意图，图中仅画出一侧的凹坑结构。
图3是本发明中三角转子沿中心对称面的截面图。
图4是本发明中爆震识别与控制流程图。
附图标记：1发动机缸体，2进气道，3排气道，4三角转子，401转子凹坑，402圆柱体，5预燃室，6第一空气辅助喷油器，7加热塞，8火花塞，9第二空气辅助喷油器，10电磁阀，11旁通孔，12旁通管，13爆震传感器，14ECU。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的描述。
如图1所示，本发明重油航空转子发动机，包括发动机缸体1、进气道2、排气道3、三角转子4、预燃室5、第一空气辅助喷油器6、加热塞7、火花塞8、第二空气辅助喷油器9、电磁阀10、旁通孔11、旁通管12、爆震传感器13、ECU14。所述第一空气辅助喷油器6、第二空气辅助喷油器9、电磁阀10、爆震传感器13均与ECU14电连接。
如图2和图3所示，所述三角转子4设置于发动机缸体1内部，所述三角转子4的外侧面均设置有转子凹坑401。在三角转子4的表面，沿着三角转子4转动方向的反方向，转子凹坑401先深后浅，转子凹坑401沿中心对称面的截面轮廓为平滑的曲线。在每个转子凹坑401内装有三个互相平行的圆柱体402，所述圆柱体402的直径D为转子凹坑401最深处深度H的1/4～1/3。每个所述转子凹坑401内的三个圆柱体402沿中心对称面的截面圆的圆心构成等边三角形，该等边三角形的边长L为圆柱体直径D的1.5～2倍，该等边三角形的其中一条边与三角转子4旋转方向相垂直。这种结构能够有效增加混合气的湍流强度，促进预燃室5喷出混合气充分混合，使火焰传播速度增大，缩短燃烧持续期，增大定容度，从而提高燃烧效率。
本发明重油航空转子发动机采用周边进气方式，所述进气道2与排气道3均与发动机缸体1内部连通，且设置于缸体长轴线的同一侧位置。所述旁通管12连接进气道2与所述电磁阀10，电磁阀10安装在发动机缸体1侧壁的旁通孔11内，所述旁通孔11开在发动机缸体1短轴线左侧，与进气道2位于同一侧，旁通孔11的中心线与缸体长轴线夹角θ2为20°～30°。
所述预燃室5为球形预燃室，预燃室501的通孔中心线与缸体短轴线夹角θ1为70°～80°。所述第一空气辅助喷油器6、加热塞7和火花塞8安装在预燃室5内。
所述第二空气辅助喷油器9安装在缸体长轴线端点处，第二空气辅助喷油器9的中心线与缸体长轴夹角θ3为30°～45°。利用第二空气辅助喷油器9进行预喷，喷射方向与燃烧室内空气流动方向相向，促进形成更加均匀的混合气，然后被预燃室5中喷出的已燃混合气点燃，实现高效率燃烧。
所述爆震传感器13安装在缸体短轴线端点处，向所述ECU14传送振动信号，经比较处理后分别向第一空气辅助喷油器6和第二空气辅助喷油器9输出控制信号e和控制信号d。
利用旁通气流促进混合气形成，其工作过程如下：发动机运行过程中，转速传感器将数据信号a(所述数据信号a包括上止点信号、偏心轴转速信号和曲轴转角信号)传给ECU14，经过计算处理向电磁阀10传输控制信号c，控制电磁阀10的开启和关闭时刻。
图4所示为本发明重油航空转子发动机的爆震控制方法，其工作过程如下：发动机运行时，爆震传感器13向ECU14传输振动信号b，与预设的爆震阈值进行比较，当振动强度低于爆震阈值时，判定为爆震未发生，维持稳态，当振动强度超过爆震阈值时，判定为爆震发生，此时，ECU14分别向第一空气辅助喷油器6和第二空气辅助喷油器9输出控制信号e和控制信号d，控制第一空气辅助喷油器6和第二空气辅助喷油器9的喷油量以及两者喷油比例，从而控制空燃比以及混合气分层状态，进而控制爆震。调整第一空气辅助喷油器6和第二空气辅助喷油器9的喷油量以及两者喷油比例后，继续检测爆震的发生，如果爆震仍然存在，则继续调整第一空气辅助喷油器6和第二空气辅助喷油器9的喷油量以及两者喷油比例，如此循环进行，直到爆震消失为止。
尽管上面结合附图对本发明的功能及工作过程进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体功能和工作过程，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可以做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

Claims (7)

1.一种重油航空转子发动机，其特征在于，包括发动机缸体(1)，所述发动机缸体(1)设置有与其内部连通的进气道(2)、排气道(3)、预燃室(5)，所述预燃室(5)设置有第一空气辅助喷油器(6)、加热塞(7)、火花塞(8)，所述发动机缸体(1)侧壁设置有第二空气辅助喷油器(9)、电磁阀(10)、爆震传感器(13)，所述电磁阀(10)通过旁通管进气道(2)连接；所述第一空气辅助喷油器(6)、第二空气辅助喷油器(9)、电磁阀(10)、爆震传感器(13)均与ECU(14)电连接；
所述发动机缸体(1)内部设置有三角转子(4)，所述三角转子(4)的外侧面均设置有转子凹坑(401)，沿着三角转子(4)转动方向的反方向，转子凹坑(401)先深后浅，转子凹坑(401)沿中心对称面的截面轮廓为平滑的曲线，在每个转子凹坑(401)内装有三个互相平行的圆柱体(402)。
2.根据权利要求1所述的重油航空转子发动机，其特征在于，所述进气道(2)与排气道(3)在缸体长轴线的同一侧位置；所述电磁阀(10)安装在发动机缸体(1)侧壁的旁通孔(11)内，所述旁通孔(11)开在发动机缸体(1)短轴线左侧，与进气道(2)位于同一侧，所述旁通孔(11)的中心线与缸体长轴线夹角θ2为20°～30°。
3.根据权利要求1所述的重油航空转子发动机，其特征在于，所述预燃室(5)为球形预燃室，预燃室(5)的通孔中心线与缸体短轴线夹角θ1为70°～80°。
4.根据权利要求1所述的重油航空转子发动机，其特征在于，所述第二空气辅助喷油器(9)安装在缸体长轴线端点处，第二空气辅助喷油器(9)中心线与缸体长轴夹角θ3为30°～45°，利用第二空气辅助喷油器(9)进行预喷，喷射方向与燃烧室内空气流动方向相向，促进形成更加均匀的混合气。
5.根据权利要求1所述的重油航空转子发动机，其特征在于，所述爆震传感器(13)安装在缸体短轴线端点处，向所述ECU(14)传送振动信号，经比较处理后分别向所述第一空气辅助喷油器(6)和第二空气辅助喷油器(9)输出控制信号。
6.根据权利要求1所述的重油航空转子发动机，其特征在于，所述圆柱体(402)的直径为转子凹坑(401)最深处深度的1/4～1/3；每个转子凹坑(401)内的三个圆柱体(402)沿中心对称面的截面圆的圆心连线构成等边三角形，该等边三角形的边长为圆柱体(402)直径的1.5～2倍，该等边三角形的其中一条边与三角转子(4)旋转方向相垂直。
7.一种上述权利要求1至6中任一项所述的重油航空转子发动机的爆震控制方法，其特征在于，包括以下过程：发动机运行时，爆震传感器(13)向ECU(14)传输振动信号，与预设的爆震阈值进行比较，当振动强度低于爆震阈值时，判定为爆震未发生，维持稳态，当振动强度超过爆震阈值时，判定为爆震发生，此时，ECU(14)分别向第一空气辅助喷油器(6)和第二空气辅助喷油器(9)输出控制信号e和控制信号d，控制第一空气辅助喷油器(6)和第二空气辅助喷油器(9)的喷油量以及两者喷油比例，从而控制空燃比以及混合气分层状态，进而控制爆震；调整第一空气辅助喷油器(6)和第二空气辅助喷油器(9)的喷油量以及两者喷油比例后，继续检测爆震的发生，如果爆震仍然存在，则继续调整第一空气辅助喷油器(6)和第二空气辅助喷油器(9)的喷油量以及两者喷油比例，如此循环进行，直到爆震消失为止。
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