JPH03172529A - 軽飛行機用圧縮着火エンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は内燃機関、特に、軽飛行機に適した圧縮着火
機関に関する。

［従来の技術］ 小人数の旅行者用又は個人用航空機のエンジンと輸送用
航空機のエンジンとが相違していることは、航空機用エ
ンジンの設計に携わっている者の間では公知である。

輸送用航空機には、定期旅客機であろうと航空貨物機で
あろうと、はとんど例外なくターボジェットエンジンが
用いられている。ターボジェットエンジンはパワー、飛
行範囲、燃費の点で他のどの推進ユニットよりも優れて
いる。往復機関は軽飛行機（旅行用単発機及び双発機）
に限定されている。往復機関の定格馬力は一般に精々４
００〜５００ＨＰである。このような飛行機は、信頼性
が高く、安価に操縦でき、商業的に確立されている。推
進力の基本設計は戦前の時期に遡る。

後者の種類の航空機用エンジンには、世界各国で定常的
に確実に燃料を供給することができないという問題があ
る。これに対して、ジェット機は（現在では世界中で入
手可能な）ｒＡＩＪ燃料を用いている。軽飛行機の往復
機関は特殊な種類のガソリン（特別の性質、特に、零度
に近い温度でも凍結しない性質を有するように形成され
た燃料）しか使用することができない。現在ではジェッ
トエンジンが優勢なので、どの飛行場でもＡ１ジェット
燃料の需要が飛躍的に増大している。一方ガソリンは欠
乏し、しばしば高価であり、しかも悪いことに品質は保
証されていない。

従って、パワーの低い往復機関により推進される軽飛行
機の需要が伸びているにも拘らず、航空機エンジン用の
ガソリンがなかなか入手できないという問題が現実に存
在している。更に考慮しなければならない問題は、最近
の自動車技術におけるディーゼルエンジンの出現である
。ディーゼルエンジンは、パワー及び信頼性の点で、通
常のガソリンエンジンに類似している。このような状況
は、航空機用ガソリンエンジンが最初に設計開発され大
量生産された時点では予測することができなかった。更
に、現在ではディーゼルはガソリンエンジンに比べて（
単位排気量につき）平らなパワー−トルク曲線を描く。

これは必要な推進速度である２２００・・・２６０Ｏｒ
ｐｍを出す低速度航空機エンジンの開発に適している。

従って、信頼性及び経済性の点で通常の航空機ユニット
と同一であるが、入手し易く、品質が一定で妥当な費用
のシェッド燃料で動作する往復機関を軽飛行機に装備す
る必要がある。

［発明が解決しようとする課題］ この発明は、ディーゼル構造技術を開拓して、機械的構
成要素及び吸気に関しては、ジェット燃料で動作し、安
全性及び信頼性の点で従来のガソリンエンジンに比肩さ
れる構成を採用した軽飛行機用往復推進ユニットを提供
することを課題とする。

［課題を解決するための手段、作用、 及び発明の効果］ この課題は、カムシャフトと燃料系とを特徴とする下記
構成のエンジンにより達成される。カムシャフトはクラ
ンクシャフトと平行になるようにクランクケースの中央
に長手方向に配置されて、弁ギア及び燃料注入系を駆動
する駆動手段を構成している。燃料系は、一端がカムシ
ャフトに接触係合していて関連した注入器に燃料を供給
する複数のポンプ要素と、ポンプ要素を長さが同じでポ
ンプ要素に対応した注入器に接続する一組のバイブとを
有している。

注入器のノズルは、断面がオメガ形状の燃焼室に向けら
れている。燃焼室の底部は、中央部が注入器に向かって
突出していて、注入器から注入される燃料を受は取る本
質的にドーナツ型の空洞を形成している。従って、燃焼
室の丸い縁の直径、即ち、オメガ形状の締め付けられた
部分の距離は、燃焼が生じるドーナツ型エンクロージャ
ーの全体の直径よりも小さい。

この発明の長所は、中央に位置する一本のシャフトによ
り弁ギア及び注入ポンプ系が同時に作動するので、安定
した効率の良いバランスが得られることである。更に、
燃料を直に注入することにより燃焼は「ソフト」になる
ので、ピストン及びクランクシャフトの撓みや捩じれに
よる震動を防止することができる。

［実施例］ ディーゼルエンジンを飛行機の推進ユニットに用いるた
めに必要な性能特性は、信頼性があり、小型軽量で、ク
ランクシャフトの震動が最小であることが挙げられる。

従って、ここに開示するエンジンを設計する際には、ジ
ェットエンジン燃料を使用できるように燃焼室の形状を
選択する以外にも、以上の要件を最大限に考慮しなけれ
ばならない。

添付図面に示すように、この発明のエンジンは、クラン
クケース及びブロックアセンブリ１を有している。クラ
ンクケース及びブロックアセンブリ１はピストン２を複
数個収容している。第１図の例には、「平らな」４個の
シリンダエンボデイメント（又は「ボクサー」）が示さ
れている。２個のピストンの２個のバンクが、クランク
ケース１０ の中央に配置されていて一端にプロペラ１６を有してい
るクランクシャフト３の両側端部でタイミング良く連続
的に逆方向に往復動じている。参照符号４は、ピストン
の数に対応して各ピストンの直ぐ上に設けられ、クラン
クケース及びブロックアセンブリ１と共に複数個の燃焼
室５を形成するシリンダヘッドである。各シリンダヘッ
ド４は、往復動する一対の弁６を収容し、支承している
。

一対の弁６により吸気及び排気ポート７が連続的に開閉
される。各シリンダヘッド４は注入器８をも支承してい
る。各注入器８は、ノズル端部が対応する燃焼室５内に
向けられていて、反対側端部が燃料ポンプシステム９に
接続されている。燃料ポンプシステム９の詳細は後に述
べる。燃料ポンプシステム９は、参照符号１０で全体を
示す駆動手段により駆動される。駆動手段１０はピスト
ン２と同期して作動し、タンク（図示せず）から燃料を
吸引し、計測した量を各注入器８に周期的に供給する。

駆動手段１０には、クランクケース及びブロッ１ グアセンブリ１内の中央部で長手方向に位置を占め、ク
ランクシャフト３の直ぐ上で同シャフトに平行に配置さ
れたカムシャフト１１が設けられている。カムシャフト
１１はプロペラ１６が取り付けられている端部とは反対
側の端部が３個のギアの噛み合わせ１５によりクランク
シャフト３に同期するように接続されている。噛み合わ
せをするギアの数は、両シャフトの震動を最小限に押さ
えるように制限されている。

このようにカムシャフト１１は、弁６と、対向する両バ
ンクに配置され、各注入器８に連通し、独立して作動す
る複数の要素９から成る（第１図参照）燃料注入ポンプ
システムとの両者を作動する。４個のポンプ要素９は、
一端がカムシャフト１１に接触するように配置されてい
て、他端が燃料を対応する注入器８に供給する同じ長さ
のパイプライン１２に連通している。この構造では、エ
ンジンは複数個の同一ポンプ要素から成り（各ポンプ要
素は対応するシリンダに配置され、長さの等しい短いパ
イプを介して対応する注入器に連通　２ いる）、注入方法は直接的であり、異なる長さのバイブ
により注入器に連通している単一の燃料ポンプを用いた
従来の分配型システムに典型的に発生するハンマリング
により生じる圧力波及び共鳴を除去するように設計され
ている。ポンプ要素９は、カムシャフト１１の両側に平
行に配置され、この発明の中心ではないので簡単に図示
した手段を介してポンプ要素９に接続されている一対の
ロッド１３ａ、１３ｂを有する（第１図にはいずれか一
方だけが図示されていて、他方はクランクケース及びブ
ロックアセンブリ１により隠れている）制御手段１３に
更に係合している。ロッドは直線運動をするので、ポン
プ要素９は同期して均一に制御される。ロッド１３ａ、
１３ｂのこのような動きは、両ロッドを横切るように配
置されて、中間点で旋回し、クランクケース及びブロッ
クアセンブリ１の外部から駆動されるレバー１４により
生じる。従って、注入器８に供給される燃料の量を計測
することができ、エンジンを所定の回転速度に維持する
ことができる。

３ 第２図は、燃焼室の形状を注入器８との関連で示す図で
ある。ノズルは燃焼室５の内部に直接に入り込んでいる
。より正確にいえば、燃焼室はピストン２の頂部に（図
示のように中央部か、中央からずれて）形成されていて
、断面がほぼ逆オメガ形状をしている。この形状は、燃
焼室５の底から注入器８に向かって突出して、注入器８
により上方から直に燃料が噴射されるドーナツ型の空洞
５ｂを形成する中央の膨らみ５ｃ（三次元的に見れば円
錐形状をしている）を有している（第２図参照）。この
「逆オメガ」の断面形状の効果は、燃焼室５にドーナツ
型の空洞の直径りよりも小さい直径ｄを有する丸い縁５
ｄが形成されることである。従って、第２図から明らか
なように、燃焼室はピストン２の圧縮工程ではドーナツ
型をしていて、注入された燃料を完全に利用することが
でき、吸引した空気の乱流をピストンの軸及びトーラス
の軸Ｔとの関連で強化することができる。

従って、ジェット燃料を用いてもこのドーナツ形状によ
り効率良く燃焼することができ、しかも４ （燃料が燃焼室５で燃焼する際に生じる）クランクシャ
フトの撓みや捩じれによる震動をかなり減少させること
ができる。また、最大燃焼圧力値を限界内（即ち、１３
００ｐｓ　ｉ）に維持したまま、寸法を小さくすること
ができる。従って、推進ユニットを軽量化して、通常の
ガソリン航空機用エンジンの重量にすることができる。

最大燃焼圧力を制限することにより（即ち、燃焼により
生じる機械的応力を制限することにより）、中間クラン
クシャフトベアリングが不要になる。従って、シャフト
の軸方向の長さが減少するので、更に小形軽量にするこ
とができる。

ここに開示したエンジンに使用されるジェット燃料は、
一般の燃料オイルと同様に潤滑には使用できないので、
第３図に示すように、燃料注入ポンプ要素９は潤滑剤を
運ぶ機能を果たす一組のダクト１７を内部に白°シてい
る。図示のシステムでは、潤滑剤は弁１８と平行に配置
された第１ダクト（Ｆ）に導入される。燃料は弁１８か
ら注入器８に供給され、効率良くポンプ動作をするプラ
ン　５ ジャー１９の周囲を覆っている一組の更に別のダクト２
２内を循環する。潤滑剤は、ダクト２２により形成され
ている循環路の端に辿り着くと、中心的潤滑回路（図示
せず）に戻る前に、カムシャフト１１に接触しているポ
ンプ要素９の部分９ａに適切な量が染み出て部分９ａが
完全に潤滑剤に浸される。

以上に述べた構成のエンジンは、構造の点でも機能の点
でも下記の長所を有している。

■　ドーナツ型燃焼室と注入システムとの組み合わせに
より、大きいピストンを効率良く使用することができる
。しかも、生じる燃焼はシリンダ内の最大圧力を制限内
（く約１３００ｐｓ　ｉ）に維持することができるので
、推進ユニット全体の震動及び応力が減少する。

■　燃料注入ポンプシステム及び弁ギアを駆動するカム
シャフトが一本なので、６ 小型軽量である。

■　各注入器には独立のポンプ要素により燃料が供給さ
れる直接注入システムが採用されているので、エンジン
を高効率にすることができ、信頼性を高めることができ
る。注入器供給バイブラインのノーンマリングにより生
じる共鳴や、正常な注入パターンを妨害する圧力波又は
脈動が除去されるので、このシステムは「滑らかＪに作
動する。

■　カムシャフトとクランクシャフトは一連の最少数の
ギアを介して接続されているので、機械的故障は本質的
に少なく（ベルトドライブでは故障が多い）、クランク
シャフトの震動が減衰する。

また、このユニットは、通常の運転速度では構造的震動
（特に、クランクシャフトの震動など）の危険性が低い
ので、非常に安全に運転することができる。この点は航
空力学において基本的に重要である。

【図面の簡単な説明】

第１図は、この発明の航空機用エンジンを一部切り欠い
て示す斜視図、 第２図は、ヘッド及びピストンを有するシリンダの一つ
からなり、第１図にｒＡＪで示した部分の断面図、 第３図は、燃料注入ポンプシステムの一要素であり、第
１図にｒＢＪで示した部分の部分断面図である。 、１・・・クランクケース、４・・・シリンダヘッド、
６・・・弁、９・・・燃料注入システム、１０・・・駆
動手段。 以上のように、この発明に基づくエンジンは、高効率で
小型軽量であることを特徴としている。 ７

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、クランクケースと、複数のシリンダヘッドと、複数
   の弁と、燃料注入システムと、弁及び燃料注入システム
   の両者を駆動する駆動手段とを備え、 前記クランクケースは、同ケースの中央に配置されてい
   るクランクシャフトに接続され、順次往復動される複数
   のピストンを収容し、 前記複数のシリンダヘッドは、ピストンの数に対応する
   数だけ設けられ、クランクケースと共に複数の燃焼室を
   形成しており、各燃焼室は対応するピストンの頂部内に
   形成され、断面がほぼ逆オメガ形状をしており、底部に
   は注入器に向かって突出する中央の膨らみがあり、燃料
   が直に注入されるドーナツ型の空洞がこの膨らみにより
   形成され、空洞全体の直径はオメガ形状により形成され
   る燃焼室の丸い縁部の直径よりも大きく、 前記複数の弁はシリンダヘッドにより支承されており、
   往復動をして対応する吸気ポート及び排気ポートを開閉
   し、 燃料注入システムは、独立に形成されて対応するシリン
   ダヘッドに支承され、燃料をタンクから吸引して同じ長
   さのパイプラインを介して対応する複数の注入器に供給
   する複数の要素を有し、これら要素は一端が対応する燃
   焼室内に入り込んでいて、他端が対応するパイプライン
   に接続されており、 駆動手段は、クランクケースの中央部でクランクシャフ
   トと平行に長手方向に配置され、各ポンプ要素の一端に
   直に接触係合し、ピストンと同期して作動するカムシャ
   フトを有する軽飛行機用圧縮着火エンジン。 ２、ロッド及びレバーを有する制御手段を備え、 ロッドはカムシャフトに平行に配置され、燃料注入シス
   テムの各ポンプ要素に関連付けられて全ポンプ要素を同
   時に均一に制御するように動き、前記レバーは、ロッド
   を横切って配置されてロッドの一端に係合し、中央部が
   軸着され、クランクケースの外部から駆動されることに
   より、ロッドは直線運動をする請求項１に記載の軽飛行
   機用圧縮着火エンジン。 ３、カムシャフトは３個のギアよりなるギヤ列により一
   端がクランクシャフトの対応する端部に接続されて、吸
   気及び排気弁と、燃料ポンプ要素と、ピストンとを同期
   して作動する請求項１に記載の軽飛行機用圧縮着火エン
   ジン。 ４、クランクケースと、複数のシリンダヘッドと、複数
   の弁と、燃料注入システムと、制御手段と、弁及び燃料
   注入システムの両者を駆動する駆動手段とを備え、 前記クランクケースは、クランクケースの中央に配置さ
   れたクランクシャフトの両側のバンクに接続されて整然
   とした順序で往復動する複数のピストンを収容し、 前記複数のシリンダヘッドはピストンの数と対応した数
   だけ設けられ、クランクケースと共に複数の燃焼室を形
   成しており、各燃焼室は対応するピストンの頂部内に形
   成され、断面がほぼ逆オメガ形状をしており、底部には
   注入器に向かって突出する中央の膨らみがあり、燃料が
   直に注入されるドーナツ型の空洞がこの膨らみにより形
   成され、空洞全体の直径はオメガ形状により形成される
   燃焼室の丸い縁部の直径よりも大きく、 前記複数の弁はシリンダヘッドにより支承されており、
   往復動をして対応する吸気ポート及び排気ポートを開閉
   し、 前記燃料注入システムは、カムシャフトから等距離離れ
   た反対側の両バンクに別々に形成されて配置され、燃料
   をタンクから吸引して同じ長さのパイプラインを介して
   対応する複数の注入器に供給する複数の要素を有し、各
   要素は対応するシリンダヘッドに支承され、一端が対応
   する燃焼室内に入り込んでいて、他端が対応するパイプ
   ラインに接続されており、 前記制御手段は２本のロッド及び１本のレバーを有して
   おり、 ２本のロッドはカムシャフトの両側に１本づつカムシャ
   フトに平行に配置されていて、燃料注入システムの各ポ
   ンプ要素に関連付けられて全ポンプ要素を同時に均一に
   制御し、 レバーは両ロッドを横切って配置されて両ロッドの一端
   に係合し、中央部が軸着されていてクランクケースの外
   部から駆動されることにより、ロッドに直線運動を行な
   わせ、 前記駆動手段には、クランクケースの中央部でクランク
   シャフトと平行に長手方向に配置され、各ポンプ要素の
   一端に直に接触し、３個のギアよりなるギヤ列によりピ
   ストンと同期して作動する１本のカムシャフトが設けら
   れている軽飛行機用圧縮着火エンジン。 ５、前記燃焼室はピストンに対して中央に位置している
   請求項１に記載の軽飛行機用圧縮着火エンジン。 ６、燃焼室はピストンに対して中央に位置している請求
   項４に記載の軽飛行機用圧縮着火エンジン。