TWI351465B - Knock resistant split-cycle engine and method - Google Patents

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1351465 九、發明說明 相關申請案的交互參考 本申請案請求2007年8月7日申請之第60/963,742 號美國暫時專利申請案的利益。 【發明所屬之技術領域】 本發明關於內燃機，特別是關於一種具有一對活塞之 裝有渦輪增壓器的分離循環引擎。其中一個活塞用於進氣 和壓縮行程，且另一個活塞用於膨脹（或動力）和排氣行 程。在曲柄軸的一個迴轉中，完成四個行程中的每一者。 【先前技術】 爲了清楚，本申請案中所用的「習知（傳統）引擎 (conventional engine)」一詞，意指內燃機。其中熟知 的奧圖（Otto )循環之四個行程（亦即進氣、壓縮、膨 脹、和排氣行程）全部包含在引擎的每一活塞/汽缸的組 合內。本申請案所用之「分離循環引擎」一詞可能不是熟 悉引擎技藝所共通知道的固定意義。因此爲了清楚，下列 關於「分離循環引擎」定義可應用於先前技藝所揭露的引 擎和本發明所指之「分離循環引擎」一詞的意義。 此處提及的「分離循環引擎」包含： 可繞曲柄軸軸線旋轉的曲柄軸； 可滑動地容置在壓縮汽缸內且操作性地連接至曲柄軸 的壓縮活塞，使得在曲柄軸的單一旋轉中，壓縮活塞往復 -4 - 1351465 地經過進氣行程和壓縮行程； 可滑動地容置在膨脹汽缸內且操作性地連接至曲柄軸 的膨脹（動力）活塞，使得在曲柄軸的單一旋轉中，膨脹 活塞往復地經過膨脹行程和排氣行程；和 將膨脹和壓縮汽缸互連的跨越（crossover)通道，該 跨越通道包括跨越壓縮氣門（XovrC )和跨越膨脹氣門 (XovrE )，且界定壓力室在其間。 2003 年 4 月 8 日頒給 Carmelo J. Scuderi 之第 6543225號美國專利，包含分離循環和類似類型引擎的廣 泛討論。此外，該專利揭露本發明先前版本之引擎的細 節，本發明包含該引擎的進一步發展。 參考圖1，例示實施例之習知分離循環引擎槪念大致 以數字10表示。分離循環引擎1〇取代習知四行程引擎的 兩個相鄰汽缸，具有一個壓縮汽缸12和一個膨脹汽缸14 的組合。在每一曲柄軸16迴轉中，這兩個汽缸12、14執 行一次其各自的功能。經由典型的提動式進氣氣門18將 進氣加料（charge:燃料和空氣）抽入壓縮汽缸12內。 壓縮汽缸活塞20將加料加壓並驅動該加料經過跨越通道 22。跨越通道22作爲膨脹汽缸14的進氣通道。 在跨越通道入口的止回式跨越壓縮（XovrC )氣門 24’用於防止從跨越通道22反向流動。在跨越通道22出 口的跨越膨脹（X〇veE)氣門26，控制已被加壓之進氣加 料的流動進入膨脹汽缸14內。在進氣加料進入膨脹汽缸 14內不久，火星塞28被點火’且結果（resuiting)燃燒 -5- 1351465 驅動膨脹汽缸活塞30向下。排氣經由提動排氣氣門32抽 出膨脹汽缸。 由於分離循環引擎槪念，壓縮汽缸和膨脹汽缸的幾何 引擎參數（亦即孔徑、行程、連接桿長度、壓縮比等）通 常彼此獨立。例如每一汽缸的曲柄臂34、36可具有不同 的半徑，且相位彼此分開，呈膨脹汽缸活塞30的上死點 (TDC )在壓縮汽缸活塞20的上死點之前發生。此獨立 性使分離循環引擎相較於典型的四行程引擎，能潛在性地 達到較高的效率位準和較大的扭矩。 在分離循環中，進氣行程跟隨壓縮行程；而在習知引 擎中，進氣行程跟隨排氣行程。因此在分離循環引擎中， 當壓縮活塞到達上死點位置時，總是有小量之已壓縮的高 壓空氣被侷限在壓縮汽缸內。因爲在新鮮的加料空氣能被 吸入之前，此已被壓縮的空氣在進氣行程期間必須被再膨 脹，所以分離循環引擎的壓縮汽缸的尺寸必須被設計成包 括被侷限之空氣再膨脹的體積和新鮮加料空氣的體積。相 對於具有相同進氣加料的習知引擎，該尺寸設計傾向增加 分離循環引擎的尺寸和減少動力密度。分離循環引擎和習 知引擎兩者可使其進氣壓力增壓（boost :例如經由裝設 渦輪增壓器（turbocharging)、增壓（supercharging)、 或類似者），以增加動力密度和減少引擎的整體尺寸。增 壓（亦即增加壓力達一絕對大氣壓力之上）超過自然吸氣 式引擎越大，則動力密度越大，且引擎可減少的尺寸越 多。 -6- 1351465 問題在於：可提供至習知或分離循環汽油引擎中任一 者的增壓量，受限於燃料/空氣混合物被壓縮行程期間的 過度壓力和在引擎內發展的溫度強迫形成過早燃燒（即爆 燃）的點。在具有單一階段渦輪增壓器的習知汽油引擎 中，已知在發生爆燃以前，增壓的壓力限制在約1.5至 1.7絕對bar。較高的增壓壓力是潛在性地可獲得，但是 在先前技藝的習知引擎中需要昂貴的多階段增壓和交互冷 卻系統。 因此，需要提升阻止一般引擎特別是分離引擎的爆 燃。尤其是需要增加分離循環引擎的爆燃阻抗，使得分離 循環引擎的進氣加料增壓至1.7絕對bar的壓力或更大。 【發明內容】 本發明包括具有有助於防止爆燃之各種特性、或具有 較高爆燃阻抗的分離循環引擎。 這些特性其中三個是： 1.相較於傳統引擎，本發明有非常遲的燃料噴射進入 跨越通道。 2_藉由高度混亂擾動的音速流動經過連接跨越通道的 氣門至膨脹汽缸（跨越膨脹氣門），幫助快速的空氣燃料 混合。 3_由於對跨越通道內之高溫空氣的主動或被動冷卻， 而經過跨越通道壁之預先決定的熱損失，該熱損失降低跨 越通道本身內的加料空氣溫度。 1351465 本發明的例示引擎 曲柄軸，可繞著該 壓縮活塞，可滑動 連接至該曲柄軸，使得 ' 縮活塞往復經過進氣行 ' 膨脹活塞，可滑動 連接至該曲柄軸，使得 φ 脹活塞往復經過膨脹行 跨越通道，互連該 道包括跨越壓縮氣門和 其間；和 燃料噴射器，設置 其中，控制從該燃 道內的時間點，以使該 縮行程期間發生。 • 本發明的額外實施 該燃料噴射進入該 塞的上死點之前曲柄角 噴射的結束，在從該膨 上死點之後曲柄角度10 建構該跨越通道， 關閉該跨越膨脹氣門和 打開該跨越壓縮氣門之 縮氣體內所含的熱能之 包括： 引擎的曲柄軸軸線旋轉； 地容置在壓縮汽缸內，且操作性地 在該曲柄軸的單一旋轉期間，該壓 程和壓縮行程： 地容置在膨脹汽缸內，且操作性地 在該曲柄軸的單一旋轉期間，該膨 程和排氣行程； 壓縮汽缸和該膨脹汽缸，該跨越通 跨越膨脹氣門，且界定壓力腔室於 在該跨越通道的該壓力腔室內； 料噴射器的燃料噴射進入該跨越通 燃料噴射全部在該壓縮活塞的該壓 例可包括： 跨越通道的開始，發生在該膨脹活 度從25至0度的範圍內。該燃料 脹活塞的下死點曲柄角度10度至 度的範圍內。 以將在該膨脹活塞的膨脹行程期間 在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間 間，被保持在該跨越通道中之已壓 至少5.3%傳導離開。未絕緣的通 1351465 道能將熱能之至少1 3 %傳導離開。也能主動冷卻’以控制 熱損失。 在曲柄軸1400 RPM和4000 RPM之間且全負載作業 期間，經過該已關閉之跨越膨脹氣門的壓力比等於或超過 ' 音速流動臨界壓力比値，造成一打開該跨越膨脹氣門時’ ' 已壓縮氣體從該跨越通道至該膨脹汽缸的起始音速流動。 在該氣體起始音速流動進入膨脹汽缸期間，該被噴射燃料 φ 的至少一部份通過該跨越膨脹氣門。 選擇性地，至少二分離跨越通道可連接至每一膨脹汽 缸，且每一跨越通道具有關聯的跨越壓縮氣門和跨越膨脹 氣門。設計該等跨越通道的尺寸，以將在該膨脹活塞的膨 脹行程期間關閉該關聯的跨越膨脹氣門和在隨後該壓縮活 塞的壓縮行程期間打開該關聯的跨越壓縮氣門之間，在該 等跨越通道中之已壓縮氣體內所含的熱能之控制量傳導離 開。 # 從本發明的下文詳細描述和附圖，可更完全瞭解本發 明的這些和其他特色及優點。 【實施方式】 詞 彙 本文所使用的頭字語語彙和術語的定義，提供於下列 做參考： 空氣/燃料比：在進氣中，空氣對燃料的比例。 下死點（BDC ):距離汽缸蓋最遠，且產生循環中最 1351465 大汽缸容積的活塞位置。 曲柄角度（CA):曲柄軸的旋轉角度。 臨界壓力比：造成經過孔之流動達到音速（即1馬 赫）之各壓力的比値。其可由下列方程式計算：

其中：

Pc =臨界壓力（在喉部） p 0 =上游壓力 r =比熱比値 就室溫時的乾空氣而言，r = 1.4，所以臨界壓力比 是 1 .8 93。 壓縮/膨脹汽缸位移比：壓縮汽缸之位移對膨脹汽缸 0 之位移的比値。 壓縮比：在下死點之汽缸容積對在上死點之汽缸容積 的比値。 ' 汽缸位移：活塞從下死點位移至上死點的容積。 • 全（100% )引擎負載：引擎在給定速率時能產生的 最大扭矩。 爆燃：燃料/空氣混合物在壓縮期間自我點燃的傾 向。 爆燃係數：一種預測的參數，其提供特殊燃光— -10- 1351465 混合物在壓縮期間達到自我點燃之傾向的相對指標。自我 點燃通常以爆燃値係數爲1來代表：而無我點燃傾向通常 以爆燃係數爲〇來代表。例如爆燃係數0.8表示：自我點 燃的化學預反應已達到產生自我點燃値得80%。 ' 辛烷（ON ):在內燃機內的壓縮行程期間，燃料對 ' 自燃之阻抗的相對經驗額定値。辛烷數（ON )的量測尺 規在0-120’且100辛烷是對自燃具有高阻抗的燃料（等 φ 辛烷値），而η-庚烷具有在壓縮期間爆燃的高傾向且辛 烷數爲〇。 動力密度：刹車動力/引擎位移，經常表示爲千瓦/升 或馬力/升。 化學計量比：空氣對燃料之化學正確質量比，以確保 所有的燃料被燃燒（氧化），且所有的氧被用於該燃燒。 上死點（TDC):在整個循環中，活塞到達最接近汽 缸蓋的位置，其提供最小的汽缸容積。 現在詳細參考圖式中的圖2、3，數字50大致指示本 發明具有抵抗爆燃特色之分離循環引擎的例示實施例。引 擎50包括可繞著圖中所示曲柄軸軸線54順時針旋轉的曲 柄軸52。曲柄軸52包括在角度上位移隔開的相鄰前曲柄 臂56和後曲柄臂58，該等曲柄臂分別連接至連接桿60、 62 - 引擎50另外包括汽缸體64，其界定一對相鄰汽缸， 特別是壓縮汽缸66和膨脹汽缸68，該兩汽缸在相反於曲 -11 - 1351465 柄軸52的一端被汽缸蓋70封閉》 壓縮活塞72收納在壓縮汽缸66內，且連接至連接桿 62，用以使活塞在上死點（TDC)和下死點（BDC)位置 之間往復運動。膨脹活塞74收納在膨脹汽缸68內，且連 接至連接桿60，用於類似的上死點（TDC) /下死點 (BDC)位置之間的往復運動。 在此實施例中’膨脹活塞74在壓縮活塞72之前達 20度的曲柄角。換言之，在膨脹活塞74到達其上死點位 置後20度的曲柄軸旋轉，壓縮活塞72才到達其上死點位 置。各汽缸和活塞的直徑、以及各活塞和其位移的行程， 不需相同。 汽缸盡70提供氣體流入、流出汽缸及在各汽紅66、 6 8之間流動的構造。依氣體流動的順序，汽缸蓋包括進 氣埠76、一對分離的跨越（X〇vr )通道（或埠）78、 79、和排氣埠80。進氣的空氣經由該進氣埠76被抽入壓 縮汽缸66。已壓縮的空氣從壓縮汽缸66經由跨越通道 78、79傳輸至膨脹汽缸68。已用過的氣體從膨脹汽缸經 由排氣埠8 0排出。 進入壓縮汽缸66的氣體流由向內打開的提動式進氣 門82所控制。進入和流出每—跨越通道78、79的氣流， 由一對向外打開的提動氣門（亦即在跨越通道78、79之 入口端的跨越壓縮（XovrC)氣門86和在跨越通道78、 79之出口端的跨越膨脹（X〇vrE )氣門88 )所控制。自排 氣埠80流出的廢氣（exhaust gas)，由向內打開的提動 -12- 1351465 式排氣氣門94所控制。這些氣門82、86、88、94 何合適的方式致動，例如藉由機械式的驅動凸輪、 的氣門致動技術、或類似者。 每一跨越通道78、79具有設置在其內的至少 壓燃料噴射器96。操作燃料噴射器96以在壓縮行 個期間，將燃料噴射變成在跨越通道78、79內之 氣的加料。 引擎5 0也包括設在膨脹汽缸末端內適當位置 更多個火星塞98或其他點火裝置，其中，在膨脹 間，混合燃料和空氣的加料可被點火或燃燒。 此外，希望引擎50設有增壓裝置（例如渦輪 100)，其能將汽缸進氣加料壓力提升上達或超 bar，以充分利用本文所詳細討論之引擎抗爆燃的 渦輪增壓器1〇〇包括排氣渦輪102，其驅動可旋轉 機104。渦輪具有廢氣入口 106，連接該廢氣入口 接收來自引擎50之排氣埠80的已加壓廢氣。渦輪 動壓縮機104，壓縮機經由空氣入口 1〇8吸入周圍 並經由已壓縮空氣出口 110將已被加壓的空氣排出 壓的空氣通過單一階段的交互冷卻氣I12’並在全 至少1.7 bar的絕對壓力進入空氣進氣埠76。 引擎內的爆燃是發生點火以前，暴露於過度溫 料其時間量的函數。因此，降低引擎內燃料所暴露 或時間的特徵，會增加引擎對爆燃的阻抗。 本發明例示在分離循環引擎50內的三個特徵 可以任 可變化 一個高 程的整 壓縮空 的一或 行程期 增壓器 過 1.7 特色。 的壓縮 106以 102驅 空氣， 。已加 負載以 度之燃 之溫度 ，有助 -13- 1351465 於防止爆燃，或具有較高的爆燃阻抗。 1·相較於傳統引擎，燃料噴射非常遲地進入跨越 (Xovr)通道 78、79。 在分離循環引擎50中，來自噴射器96的燃料噴射在 空氣進氣行程以後且完全在壓縮行程期間。對照之下，在 具有埠燃料噴射的傳統引擎中，燃料噴射發生在空氣進氣 行程以前和期間，且在壓縮行程以前。此外，在具有直接 燃料噴射進入汽缸的傳統引擎，燃料噴射經常在進氣行程 期間的至少一部份時發生，且燃料噴射能持續至壓縮行程 的開始。 2. 藉由流經跨越膨脹氣門88的高度紊流幫助空氣燃 料混合（air-fuel mixing)，跨越膨脹氣門88將跨越通道 連接至膨脹汽缸 由於經過跨越膨脹氣門88的高起始壓力比，當氣門 88打開時，以音速起始流動。結果的高度紊流是對空氣 燃料混合的主要幫助，且相對於傳統引擎，該紊流允許非 常遲的燃料噴射。相較於分離循環引擎50，傳統引擎在 進氣和壓縮行程期間，具有相對低的速度。此導致很少的 時間供發生燃料/空氣反應。該燃料/空氣反應能導致爆 燃。 3. 跨越通道78、79內之商溫空氣經由跨越通道壁的 熱損失，降低加料空氣的溫度。 當壓縮而升高空氣的溫度至比通道壁溫度高很多時， 分離循環引擎50之跨越通道78、79內的壓縮空氣，藉由 -14- 1351465 熱傳至通道壁表面而損失能量。雖然此能量損失降低效 率，但是其可防止燃料於火花點火之前在跨越通道78、 79和膨脹汽缸68內自我引爆（爆燃），因爲熱損失降低 已壓縮氣體的溫度》 在傳統的汽油引擎中，由較高壓縮比、增壓、渦輪增 壓所產生之增加空氣壓力的位準，被在增加空氣溫度產生 爆燃的傾向所限制。藉由在增壓或渦輪增壓而壓縮之後， 使空氣通過中間冷卻器，可減少該傾向。但是在汽缸壓縮 以後，空氣仍處於非常高的溫度，且已發生燃料噴射。關 於分離循環引擎50，在增壓或渦輪增壓以後也可使用中 間冷卻器。此外，分離循環引擎50的獨特的特徵是：由 於在跨越通道78 ' 79中的熱損失，所以在汽缸壓縮以 後，空氣再度被冷卻，且在該壓縮的較後部份期間，發生 燃料噴射。 爲了更準確地預測本發明的功效，且使抗爆燃的特性 (例如延遲燃料噴射、氣體通道冷卻、和高度紊流）最佳 化，所以開始電腦硏究（模擬）。電腦硏究使用具有如下 表I和Π所示之氣門和汽缸參數的引擎50特定基線模 式。 表I :基線引擎50汽缸參數 參數 單位 壓縮汽缸66 膨脹汽缸68 汽缸內徑 毫米 94.4 86.3 汽缸行程 毫米 87.0 120.0 總汽缸位移 升 0.609 0.702 容積壓縮比 X ： 1 86 121 -15- 1351465 表π :基線引擎氣門參數 參數 單位 進氣氣門 82 跨越壓縮氣門 86 跨越膨脹氣門 88 排氣氣門 94 內座直徑 毫米 32.0 18.0 18.0 26.0 最大升程 毫米 9.73 2.60 2.43 9.28 打開角度位置 膨脹活塞上死點 之後的角度 62.0 -15.0 -5.0 155.0 關閉角度位置 膨脹活塞上死點 之後的角度 212.0 20.5 25.0 -24.0 此外，在電腦模式中，設定基線引擎50的膨脹活塞 74超前壓縮活塞72達20度的曲柄旋轉角度。換言之， 在膨脹活塞74的上死點之前-160度曲柄角度處，壓縮活 塞72開始其壓縮行程（亦即到達其下死點位置）。且在 膨脹活塞74的上死點之後20度曲柄角度處，壓縮活塞 72結束其壓縮行程（亦即到達其上死點位置）。 電腦硏究的結果揭露在下列的說明和對應的圖4-1 3。除非特別指明，否則基線引擎5 0的全部未提及的參 數，保持如上文表I和Π所列者。相對於膨脹活塞的上死 點位置，任何參數的全部曲柄角度位置被指定爲〇度的曲 柄角度上死點。 圖4顯示針對二個自然送氣的分離循環引擎，且該等 引擎具有未絕緣的鑄鐵跨越通道（埠），上述電腦硏究的 預測爆燃係數對曲表角度（線120和122)。當爆燃係數 趨近1時，可能產生爆燃。 圖4之硏究的每一引擎是在4000 rpm (每分鐘的轉 數）、100%引擎負載、以100辛烷（ON)汽油、且以稍 -16- 1351465 微高比例的13.0 5/1空氣對燃料比（即14.5/1化學計量比 的90% )運轉。線120代表具有87毫米壓縮行程的基線 引擎50，且線122代表不同於基線引擎50的分離循環引 擎，該兩引擎的差異僅在於分離循環引擎具有120毫米的 修長壓縮行程，且具有比例較大的壓縮汽缸位移。 如圖4所示，爆燃係數從開始燃料噴射（S ΟI )建 立，在膨脹活塞74上死點以前15度的曲柄角度發生開始 燃料噴射（SOI)。當壓縮汽缸行程和位移從87毫米增加 到1 20毫米（分別爲限1 20和1 22 )，最後的爆燃係數增 加，但是在最高的位移處（線1 2 2 )仍停留在〇 . 3 5以下。 注意圖4中的引擎模型代表未絕緣的標準鑄鐵，且跨 越通道壁具有兩個分離跨越通道，其中每一跨越通道具有 約13.5毫米的平均値徑。冷卻氣體通道78、79內的壓縮 空氣，是保持爆燃係數實質地小於1的重要特徵。用於建 構通道78、79之材料種類、用於壓縮空氣之給定加料的 通道數目、通道如何絕緣、和通道是否被主動地冷卻，是 從氣體通道移除熱和藉此降低爆燃係數所涉及的全部因 素。 在圖4中線1 20和1 22所例示的特殊情況中，使用具 有結合之跨越壓縮氣門86和跨越膨脹氣門88的一對未絕 緣鑄鐵跨越通道78、79，以移除熱。設計及建構該對跨 越通道78、79的尺寸，以在膨脹活塞74的膨脹行程期間 關閉相關跨越膨脹氣門88和在壓縮活塞72的後續壓縮行 程期間打開相關跨越壓縮氣門之間，將跨越通道內已壓縮 -17- 1351465 氣體所含的熱能傳導離開一控制量的熱能。如同本文將更 詳細討論者，在關閉跨越膨脹氣門88和隨後打開跨越壓 縮氣門86之間，已壓縮氣體內所含之熱能較佳是至少 5.3%的熱能被傳導離開，且更佳是至少13%的熱能被傳導 離開。熟悉該項技藝者可瞭解，也可使用跨越通道的其他 組合和組態，以移除相同控制量的熱能。例如，可使用多 於兩個氣體通道，以供給定加料的已壓縮氣體增加受暴露 氣體通道的內壁表面積；或者，可主動冷卻氣體通道。 在此硏究中，用於基線引擎 5 0的開始燃料噴射 (SOI )，是被塑造在壓縮行程開始之後且非常接近跨越 膨脹氣門88打開之時。較佳的開始燃料噴射（SOI )範圍 是在上死點前曲柄角度25度至上死點之間。 此外，在此硏究中，結束燃料噴射（EOI )，是被塑 造在壓縮行程結束之前且在跨越膨脹氣門8 8關閉之前。 較佳的結束燃料噴射（EOI )範圍是在上死點後曲柄角度 —1 0至+ 1 0度之間。 從燃料噴射器96進行燃料噴射進入跨越通道78、79 的時間點，全部在壓縮活塞72的壓縮行程期間內發生、 且在SOI和EOI的較佳範圍內發生，導致被噴射的燃料 從跨越通道78、79幾乎完全傳輸進入膨脹汽缸68。注 意.右開始燃料噴射的時間點在壓縮行程開始之前就發 生’可導致過早爆燃。也要注意：若結束燃料噴射的時間 點在壓縮行程結束之前才發生，可導致大量的燃料被困在 跨越通道78、79內，且不會被傳輸進入膨脹汽缸68。 -18- 1351465 燃料噴射的壓力必須高於跨越通道78、79的壓力， 使用不同的噴射壓力以獲得最佳的噴射期間，此取決於引 擎速率、負載作業點、和不同的噴射系統能力。 圖5顯示從自然吸氣式基線分離循環引擎5〇在4000 RP Μ和1 0 0 % (全）引擎負載時的循環模擬，所預測的跨 越通道78、79、壓縮汽缸66和膨脹汽缸68的壓力相對 於曲柄角度。顯示了跨越壓縮氣門86'跨越膨脹氣門 88、壓縮汽缸66、膨脹汽缸68、火星塞98點火、噴射器 96開始燃料噴射的範圍、噴射器96結束燃料噴射的範 圍、和壓縮行程結束的定時時間點（timing )。線124代 表壓縮汽缸55的壓力。線126代表跨越壓縮氣門86出口 的壓力，亦即在跨越通道78、79內且位在緊鄰跨越壓縮 氣門8 6提動頭旁邊之點所取的壓力。線1 2 8代表跨越膨 脹氣門88入口的壓力，亦即在跨越通道78、79內且位在 緊鄰跨越膨脹氣門提動頭旁邊之點所取的壓力。最後，線 130代表膨脹汽缸68的壓力。 就此圖5的模擬而言，開始燃料噴射的時間點是在上 死點前20度，且結束燃料噴射的時間點是在上死點後1 度。此結束燃料噴射在火花點火之前只約16度。注意： 在此範圍內，跨越通道壓力（線126和128)在約25 bar 至65 bar的範圍內變化，因此燃料噴射的壓力必定遠在 這些壓力之上。也要注意：當跨越膨脹氣門88打開時， 跨越膨脹氣門入口的壓力大幅高（40 bar )於膨脹汽缸68 的壓力（5 bar )，且在整個跨越膨脹氣門88有足夠高的 -19- 1351465 壓力比，以使燃料空氣混合物的音速流動經過跨 門打開區域’其增加紊流和燃料空氣混合。 圖6、7顯示當基線引擎50在全（100%) 運轉時，分別在4000 rpm (圖6的線132)和 (圖7的線134)的情況，趨近流動從跨越通玉 經過膨脹跨越氣門88進入膨脹汽缸68的馬赫數 膨脹氣門88首先打開時，在兩速率的音速（馬！ 動維持約3〜4度，然後在4000 rpm的情況降3 赫，在1400 rpm的情況降至0.15馬赫，其仍被 的紊流。因爲紊流提供快速的空氣-燃料混合， 燃料/空氣加料暴露於壓縮的高溫之時間量，高 助於引擎50的爆燃阻抗。 藉由比較 5、6、7，可看到引擎 50的較佳 噴射是在上死點之後- 25度至0度曲柄角度之 上死點之後- 5度至- 2度曲柄角度之間發生起 動。此亦即整個燃料噴射事件可在空氣流已降至 之後才發生。但是較佳是在已壓縮氣體的起始音 間’使至少一部份的噴射燃料通過跨越膨脹氣P 將燃料和空氣更徹底地混合在一起。 再度參考圖5，注意跨越膨脹氣門88在上 25度關閉以後，跨越通道78、79內的平均壓力 和128 )約爲47 bar。但是當跨越壓縮氣門86 前1 5度打開開時，跨越通道78、79之偈限容積 均壓力（線1 2 6和1 2 8 )減少至約3 9 b ar。此能 越膨脹氣 引擎負載 1400 rpm | 78 、 79 。當跨越 赤=〗）流 0 · 3 5 馬 認爲高速 藉由減少 速紊流有 開始燃料 間，且在 始音速流 音速以下 速流動期 ，88，以 死點之後 (線 126 在上死點 內的該平 量損失是 -20- 1351465 因爲從被侷限的空氣熱傳至跨越通道壁，且該能量損失代 表能量的13%損失消耗用於壓縮空氣。因爲此能量損失是 圖4所預測之低爆燃數的重要貢獻者，所以希望建構氣體 通道78、79，使得在跨越膨脹通道88關閉和隨後跨越壓 縮通道86打開之間，空氣通道78、79內之被侷限容積的 空氣之至少1 3 %能量被移除。

參考圖8，爲了決定熱損失的效果，所以以高度絕緣 的氣體通道77、79壁（具有環繞通道的陶瓷內層空氣間 隙）模擬運轉。圖8內所塑造的基線引擎5 0和圖5所塑 造的引擎相同，但是圖8具有陶瓷絕緣的通道壁。線136 代表壓縮汽缸6 6的壓力。線1 3 8代表跨越壓縮氣門8 6出 口的壓力，亦即在跨越通道78、79內且位在緊鄰跨越壓 縮氣門86提動頭旁邊之點所取的壓力。線140代表跨越 膨脹氣門88入口的壓力，亦即在跨越通道78、79內且位 在緊鄰跨越膨脹氣門提動頭旁邊之點所取的壓力。最後， 線142代表膨脹汽缸68的壓力。 圖8顯示所預測的跨越通道壓力（線1 3 8和1 40 )相 對、於曲柄角度，且從跨越膨脹氣門88在上死點後25度 時關閉至隨後的跨越壓縮氣門86在上死點前15度時打開 之間，幾乎沒有損失。注意：在圖8中具有陶瓷絕緣氣體 通道78、79之基線引擎50的汽缸66、68和跨越通道 78、79，相對於圖5中具有未絕緣跨越通道78、79之基 線引擎50，前者的壓力（和其溫度）較高。 參考圖9，因爲已增加跨越通道的壓力和溫度，所以 -21 - 1351465 電腦硏究模擬預測較高壓縮/膨脹汽缸位移比之爆燃係數 到達無法接受的1.〇(和因此爆燃）。因此必須將空氣對 燃料比値從13.05/1 (化學計量比的90% )改變爲較富含 燃料的10.4/1 (化學計量比的70%)再模擬運轉，以促進 蒸發冷卻，並將預測的爆燃係數保持在1 . 〇以下。圖9顯 示具有辛烷（ON)燃料的結果爆燃係數，其中，線144 代表具有87 mm壓縮行程的基線引擎50，且線146代表 不同於基線引擎50的分離循環引擎，該不同僅在於分離 循環引擎具有120 mm的修長壓縮行程和具有成比例的較 大位移。 注意：較高的爆燃係數是0.9以上（線146 )，其在 生產上不可行，因爲在作業條件和周圍溫度及壓力沒有充 分的邊際供變化。但是，具有全然未絕緣之通道的爆燃係 數留有許多的爆燃邊際（見圖4)，甚至在高壓縮/膨脹汽 缸位移比的情況亦然。因此，適度量的絕緣（例如在通道 區段具有不鏽鋼套筒和圍繞的空氣間隙）可增加效率，同 時仍然將爆燃係數實質地保持在1·〇以下。 圖10類似於圖5和8，但是氣體通道78、79壁轉換 爲不鏽鋼套筒，其在通道的中央區段內側’且在套筒和基 線引擎5 0的鑄鐵汽缸蓋之間具有5 mm的空氣間隙。氣 體通道78、79的端部（其包括容至跨越壓縮氣門86和跨 越膨脹氣門8 8的彎曲部）被保持爲未絕緣的鑄鐵。線 M8代表壓縮汽缸66的壓力。線150代表跨越壓縮氣門 86出口的壓力，亦即在跨越通道78、79內且位在緊鄰跨 -22- 1351465 越壓縮氣門86提動頭旁邊之點所取的壓力。線152代 跨越膨脹氣門88入口的壓力，亦即在跨越通道78、79 且位在緊鄰跨越膨脹氣門提動頭旁邊之點所取的壓力。 後，線154代表膨賬汽缸68的壓力。 圖1 〇顯示所預測的跨越通道78、79、壓縮汽缸 的壓力、膨脹汽缸68的壓力相對於曲柄角度，且從跨 膨脹氣門88關閉至跨越壓縮氣門86打開有一些損失， 沒有像圖5之未絕緣（鑄鐵）壁那麼多。當相較於未絕 通道的13%，圖10的平均通道壓力從在跨越膨脹氣門 關閉時的約47.5 bar下降至在跨越壓縮氣門86打開時 約45 bar，代表約5. 3 %的能量損失消耗用於壓縮空氣。 圖11顯示二分離循環引擎的預測爆燃係數，其中 以不鏽鋼套筒和空氣間隙將跨約通道78、79絕緣。 156代表具有87 mm壓縮行程的基線引擎50。線158 表分離循環引擎，其和基線引擎50的差異只在於：分 循環引擎具有120 mm的修長壓縮行程。此模擬中的兩 引擎以1〇〇辛烷（〇N )燃料運轉。爆燃係數比圖4之 絕緣通道者高很多，但是相較於圖9之陶瓷壁通道， 11具有在1.0以下的大邊際。 參考圖12，上數結果顯示分離循環引擎50的預測 燃係數對跨越通道78、79內能量損失的程度很敏感。 提升以一些「主動」冷卻系統動力地控制該熱損失的可 性，且藉此影響引擎在不同作業條件下的爆燃傾向。 12顯示例示分離循環引擎50之冷卻系統的示意圖，該 表 內 最 66 越 但 緣 88 的 線 代 離 個 未 圖 爆 此 能 圖 圖 -23-

1351465 顯示用於引擎50之不同零件（包括跨越通道78、 分離冷卻線路。 雖然參考特定實施例描述本發明，但是應瞭海 述之發明槪念的精神和範圍內，可做許多變化。g 發明不欲受限於所述的實施例，而是具有下列請导 所界定的全部範圍。 【圖式簡單說明】 圖1是先前技藝分離循環引擎的橫向剖面視 圖2是本發明基線分離循環引擎之例示實施 剖面視圖； 圖3是取自燃料噴射器重疊之圖2的線3-3 離循環引擎的剖面上視圖； 圖4是關於各種分離循環引擎之未絕緣鑄鐵 (埠）所預測之爆燃係數對曲柄角度的圖形： 圖5是關於基線分離循環引擎之未絕緣鑄鐵 的汽缸和跨越通道壓力的圖形； 圖6是具有未絕緣鑄鐵跨越通道之基線分離 在4 00 0 rpm時，跨越膨脹氣門流動的馬赫數對 的圖形； 圖7是具有未絕緣鑄鐵跨越通道之基線分離 在1 400 rpm時，跨越膨脹氣門流動的馬赫數對 的圖形； 圖8是具有陶瓷壁跨越通道之基線分離循環 79)的 在所描 此，本 項語言 的橫向 基線分 越通道 越通道 環引擎 柄角度 環引擎 柄角度 擎，其 -24- 1351465 汽缸和跨越通道壓力的圖形； 圖9是具有陶瓷壁跨越通道之各種分離循環引擎’所 預測的爆燃係數對曲柄角度的圖形； 圖10是具有不鏽鋼套筒跨越通道之基線分離循環引 擎，其汽缸和跨越通道壓力的圖形； 圖1 1是具有不鏽鋼套筒跨越通道之各種基線分離循 環引擎，所預測的爆燃係數對曲柄角度的圖形；和 % 圖12是用於基線分離循環引擎的四個分離控制的主 @冷卻劑護套的示意圖。 t主要元件符號說明】 10:習知分離循環引擎 1 2 :壓縮汽缸 14 :膨脹汽缸 1 8 :提動式進氣氣門 ^ 20 :壓縮汽缸活塞 22 :跨越通道 • 24 :跨越壓縮氣門 26 :跨越膨脹氣門 28 :火星塞 3 〇 :膨脹汽缸活塞 32 :提動式排氣氣門 34 :曲柄臂 36 :曲柄臂 -25- 1351465 50 ： 52 ： 54 ： 56 ： 58 ： 60 ： 62 ：

66 ： 68 : 70 ： 72 ： 74 ： 76 : 78 ：

80 ： 82 ： 86 ： 88 ： 96 ： 97 ： 98 ： 100 分離循環引擎 曲柄軸 曲柄軸軸線 前曲柄臂 後曲柄臂 連接桿 連接桿 汽缸體 壓縮汽缸 膨脹汽缸 汽缸蓋 壓縮活塞 膨脹活塞 進氣璋 跨越通道 跨越通道 排氣埠 提動式進氣氣門 跨越壓縮氣門 跨越膨脹氣門 燃料噴射器 提動式排氣氣門 火星塞 :渦輪增壓器 -26 1351465 102 :排氣渦輪 104 :壓縮機 1 06 :廢氣入口 110:已壓縮空氣出口 1 1 2 :中間冷卻器 120-158 ：線

Claims (1)

1351465 十、申請專利範圍 1 .一種引擎，包含： 曲柄軸，可繞著該引擎的曲柄軸軸線旋轉； 壓縮活塞，可滑動地容置在壓縮汽缸內，且操作性地 連接至該曲柄軸，使得在該曲柄軸的單一旋轉期間，該壓 縮活塞往復經過進氣行程和壓縮行程； 膨脹活塞，可滑動地容置在膨脹汽缸內，且操作性地 連接至該曲柄軸，使得在該曲柄軸的單一旋轉期間，該膨 脹活塞往復經過膨脹行程和排氣行程； 跨越通道，互連該壓縮汽缸和該膨脹汽缸，該跨越通 道包括跨越壓縮氣門和跨越膨脹氣門，且界定壓力腔室於 其間；和 燃料噴射器，設置在該跨越通道的該壓力腔室內； 其中’控制從該燃料噴射器的燃料噴射進入該跨越通 道內的時間點，以使該燃料噴射全部在該壓縮活塞的該壓 縮行程期間發生。 2.如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中該燃料噴 射進入該跨越通道的開始，發生在該膨脹活塞的上死點之 前曲柄角度從25至0度的範圍內。 3 .如申請專利範圍第2項所述的引擎，其中該燃料噴 射進入該跨越通道的結束，發生在從該膨脹活塞的上死點 之前曲柄角度10度至上死點之後曲柄角度10度的範圍 內。 4.如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中該燃料噴 -28- 1351465 射進入該跨越通道的結束，發生在從該膨脹活塞的上死點 之前曲柄角度1〇度至上死點之後曲柄角度10度的範圍 內。 5.如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中建構該跨 越通道，以將在該膨脹活塞的膨脹行程期間關閉該跨越膨 脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間打開該跨越壓 縮氣門之間，被保持在該跨越通道中之已壓縮氣體內所含 的熱能之至少5.3%傳導離開。 6 .如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中建構該跨 越通道，以將在該膨脹活塞的膨脹行程期間關閉該跨越膨 脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間打開該跨越壓 縮氣門之間，被保持在該跨越通道中之已壓縮氣體內所含 的熱能之至少1 3%傳導離開。 7 .如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中主動冷卻 該跨越通道，以將在該膨脹活塞的膨脹行程期間關閉該跨 越膨脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間打開該跨 越壓縮氣門之間，在該跨越通道中之已壓縮氣體內所含之 熱能的受控制量傳導離開。 8 _如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中在曲柄軸 1 400 RPM和4000 RPM之間且全負載作業期間，經過該 跨越膨脹氣門的壓力比等於或超過臨界値，造成一打開該 跨越膨脹氣門時，已壓縮氣體從該跨越通道至該膨脹汽缸 的起始音速流動。 9.如申請專利範圍第8項所述的引擎，其中在該已壓 -29- 1351465 縮氣體的起始音速流動經過該跨越膨脹氣門期間，每一循 環被輸送至該膨脹汽缸之該被噴射燃料的至少一部份，通 過該跨越膨脹氣門。 10. 如申請專利範圍第1項所述的引擎，其中該跨越 通道包含至少一對分離跨越通道，該等跨越通道具有關聯 的跨越壓縮氣門和跨越膨脹氣門，設計該至少一對跨越通 道的尺寸，以將在該膨脹活塞的膨脹行程期間關閉該關聯 的跨越膨脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間打開 該關聯的跨越壓縮氣門之間，在該等跨越通道中之已壓縮 氣體內所含的熱能之至少5.3 %傳導離開。 11. 一種提升分離循環引擎內進氣空氣壓力在1.7 bar 絕對壓力以上而無爆燃的方法，該方法包含： 提供分離循環引擎，該分離循環引擎具有曲柄軸、壓 縮活塞、膨脹活塞、和跨越通道；該曲柄軸可繞著該引擎 的曲柄軸軸線旋轉；該壓縮活塞可滑動地容置在壓縮汽缸 內，且操作性地連接至該曲柄軸，使得在該曲柄軸的單一 旋轉期間，該壓縮活塞往復經過進氣行程和壓縮行程；該 膨脹活塞可滑動地容置在膨脹汽缸內，且操作性地連接至 該曲柄軸，使得在該曲柄軸的單一旋轉期間，該膨脹活塞 往復經過膨脹行程和排氣行程；該跨越通道互連該壓縮汽 缸和該膨脹汽缸，該跨越通道包括跨越壓縮氣門和跨越膨 脹氣門，且界定壓力腔室於其間； 在該進氣行程期間，提升進入該壓縮汽缸之加料空氣 的進氣壓力到至少1 .7 bar絕對壓力； -30- 丄35!465 在該壓縮行程期間，壓縮加料空氣； 打開該跨越壓縮氣門，以將加料空氣傳輸進入該跨越 通道；和 在該壓縮行程期間，將燃料全部噴射進入該跨越通 道。 12. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 在該膨脹活塞的上死點之前曲柄角度從25至0度的 範圍內，開始進入該跨越通道的燃料噴射。 13. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 在從該膨脹活塞的上死點之前曲柄角度10度至上死 點之後曲柄角度10度的範圍內，結束進入該跨越通道的 燃料噴射。 14. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 將在該膨脹活塞的膨脹行程期間關閉該跨越膨脹氣門 和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期間打開該跨越壓縮氣門 之間，被保持在該跨越通道中之已壓縮空氣內所含的熱能 之至少5.3%傳導離開該跨越通道。 15. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 -31 - 1351465 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 主動冷卻該跨越通道，以將在該膨脹活塞的膨脹行程 期間關閉該跨越膨脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程 期間打開該跨越壓縮氣門之間，在該跨越通道中之已壓縮 空氣內所含之熱能的受控制量傳導離開。 16. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 建構該跨越通道成至少一對分離跨越通道，設計該至 少一對跨越通道的尺寸，以將在該膨脹活塞的膨脹行程期 間關閉該跨越膨脹氣門和在隨後該壓縮活塞的壓縮行程期 間打開該跨越壓縮氣門之間，在該跨越通道中之已壓縮空 氣內所含的熱能之受控制量傳導離開。 17. 如申請專利範圍第11項所述提升分離循環引擎內 進氣空氣壓力在1.7 bar絕對壓力以上而無爆燃的方法， 更包含： 在曲柄軸1400 RPM和4000 RPM之間且全負載作業 期間，建立經過該跨越膨脹氣門的壓力比，該壓力比等於 或超過臨界値；和 一打開該跨越膨脹氣門時，造成已壓縮空氣從該跨越 通道至該膨脹汽缸的起始音速流動。 -32-