分开循环飞行器发动机的制作方法

专利名称：分开循环飞行器发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种分开循环(split-cycle)发动机，本发明具体地涉及一 种分开循环飞行器发动机。
背景技术：
在申请中所使用的术语分开循环发动机还没有被接受为发动机领域 的技术人员通常己知的固定意思。因此，为了清楚起见，应用到现有技术
中所公开的发动机和本申请中所涉及的术语"分开循环发动机"定义如下 本文涉及的分开循环发动机包括 曲轴，可以围绕曲轴轴线转动；
动力活塞，所述动力活塞可滑动地容纳在动力气缸内并且操作性地连 接到曲轴，从而所述动力活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的动力(膨 胀)冲程和排气冲程而往复运动；
压縮活塞，所述压縮活塞可滑动地容纳在压縮气缸内并且操作性地连 接到曲轴，从而所述压縮活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的进气冲程 和压縮冲程而往复运动；和
使动力气缸和压縮气缸相互连接的气体通道，所述气体通道包括在其 间限定压力室的进气阀与排气(隔断)阀。
全都受让于本发明的受让人的美国专利No.6，543,225、 No.6，609,371和 No.6,952,923公开了本文所定义的分开循环内燃机的示例。这些专利包含 在这些专利的授权中引用为背景技术的很多美国和外国专利和公开物。因 为它们经过两个专用缸(一个气缸专用于高压压縮冲程，而另一个气缸专 用于高压动力冲程)确切地将传统压力/体积奥托(Otto)循环的四个冲程 (即，进气、压缩、动力和排气)分开，所以用于这些发动机的术语为"分 开循环(split-cycle)"。
使用星形发动机用于航空应用的飞行器发动机在本领域中是已知的。例如，星形发动机通常用于二战时的飞行器和早期的模型商用飞行器中。 目前在一些螺旋桨驱动飞行器中仍旧使用星形发动机。
星形发动机不同于其它普通的内燃机，如在发动机气缸的布置中的直 列型或V型发动机。在星形发动机中，气缸和相应的活塞以圆形图案绕发 动机曲轴径向布置。
星形发动机用于飞行器应用中是有利的，因为它们可以产生大量动
力，它们具有相对较低的最大发动机速度(rpm)，这避免了对用于驱动螺
旋桨的减速齿轮的需要，并它们适于空气冷却，这消除了对水冷却系统的 需要。
虽然星形发动机己经是可靠的飞行器发动机，并且比其它类型的飞行 器发动机更便宜，但是已经基本上减少了在飞行器中对星形发动机的使 用。传统的星形发动机往往有噪音，并且比其它发动机更耗油。而且，传 统的星形发动机具有机械问题，如在不使用发动机期间油会漏到下面的气 缸内。在启动发动机之前必需通过手翻转发动机而从气缸将此油移除，这 对于飞行员或地勤人员来说是不方便的。
使用水平相对的发动机的飞行器发动机在本领域是已知的，并且被已 知为"拳师"型发动机，以驱动飞行器的螺旋桨。箱型发动机与其它内 燃机的不同在于发动机气缸以水平相对关系布置。
水平相对的发动机具有的优点是比其它发动机结构更紧凑并且具有 更低的重心。水平相对的发动机，如星形发动机潜在地可以被空气冷却， 这消除了对单独的发动机冷却系统的需要，从而减小了发动机的总体重 量。因此，水平相对的发动机适于飞行器应用。水平相对的发动机还被很 好的平衡，因为每一个活塞的动量被与其相对的活塞的运动平衡。这减少 或者甚至可以消除对曲轴上的平衡轴或平衡物的需要，从而进一步减小发 动机的总体重量。
然而，水平相对的发动机通常比其它发动机结构(如v型发动机和直
线型发动机)噪音更大。而且，水平相对的发动机更难于配合到发动机室， 因为水平相对的发动机往往比其它发动机结构更宽。
在航空学中还已知的是在飞行器中经常使用压縮空气。然而，传统的 飞行器缺少便利和有效的压縮空气源，从而使压縮空气的这些潜在使用不
8可行。

发明内容
本发明提供了用于螺旋桨驱动飞行器的各种分开循环发动机装置，所 述分开循环发动机装置能够存储压缩空气，并将压縮空气输回到飞行器的 发动机或其它部件。
在本发明的一种实施例中，分开循环混合动力飞行器发动机包括绕曲 轴轴线可转动的曲轴。动力活塞可滑动地容纳在动力气缸内，并且操作性 地连接到曲轴，使得动力活塞通过在曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排 气冲程而往复运动。压縮活塞可滑动地容纳在压縮气缸内，并且操作性地 连接到曲轴，使得压縮活塞通过在曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩 冲程而往复运动。气体跨接通道使压縮气缸和动力气缸操作性地相互连 接。气体跨接通道包括在其之间限定压力室的进气阀和排气阀。空气储蓄 器在压力室的进气阀和排气阀之间的位置处通过储蓄器通道操作性地连 接到压力室。空气储蓄器选择性地可操作以接收来自于压縮气缸的压縮空 气并输送压縮空气到动力气缸，以便在发动机运转期间在将动力传递给曲 轴时使用。空气储蓄器也可以将压縮空气输送给飞行器的其它部件。阀选 择性地控制流入和流出压縮气缸和动力气缸以及空气储蓄器的气体流。发 动机安装到飞行器，并且空气储蓄器设置在飞行器中。可选择地，空气储 蓄器可以位于飞行器的机翼内、飞行器的后机身内或者同时位于飞行器的 机翼和飞行器的后机身内。用于空气储蓄器的可选位置也在本发明的保护 范围内。
在本发明的另一种实施例中，提供了一种可以用于飞行器应用的分开 循环水平相对的("拳师")发动机。分开循环水平相对的发动机允许动力 气缸在曲轴的每个转动而不是每隔一个转动点火一次，并允许压縮气缸在 曲轴的每一个转动期间压縮装载空气。分开循环水平相对的发动机还允许 压縮气缸与动力气缸相比在更大直径的情况下运转，以增加吸入发动机内 的空气的体积，从而允许在不使用外部增压器的情况下给发动机增压。
更具体地，根据本发明的分开循环水平相对的("拳师")发动机包括 绕轴线可转动的曲轴。分开循环拳师型发动机还包括在曲轴的任一侧上的一对水平相对的动力气缸。动力活塞可滑动地容纳在每一个动力气缸内， 并且操作性地连接到曲轴，使得动力活塞通过在曲轴的一个转动期间的膨 胀冲程和排气冲程而往复运动。分开循环拳师型发动机还包括在曲轴的任 一侧上的一对水平相对的压缩气缸。压缩活塞可滑动地容纳在每一个压縮 气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得压缩活塞通过在曲轴的一个转动 期间的进气冲程和压縮冲程而往复运动。气体跨接通道使每一个压縮气缸 与相关联的轴向邻近的动力气缸相互连接。气体跨接通道包括在其之间限 定压力室的进气阀和排气阀。阀控制流入压縮气缸和流出动力气缸的气体 流。空气储蓄器在每一个压力室的进气阀和排气阀之间的位置处通过储蓄 器通道操作性地连接到压力室。空气储蓄器可选择性地操作以接收和输送 压縮空气。
在本发明的又一种实施例中，提供了一种可以用于飞行器应用的分开 循环星形发动机。分开循环星形发动机允许气缸连续点火，这增加了发动 机的扭矩。分开循环星形发动机还允许发动机气缸相对于曲轴的转动轴线 偏离，从而进一步增加了发动机的扭矩且减小了活塞裙摩擦。而且，分开 循环星形发动机能够吸入更大体积的装载吸入空气，这提高了发动机在空 气更加稀薄的高海拔处的性能。
更具体地，根据本发明的分开循环星形发动机包括绕曲轴轴线可转动 的曲轴。动力组包括绕所述曲轴径向设置的多个动力气缸。动力活塞可滑 动地容纳在每一个动力气缸内，并且操作性地连接到所述曲轴，使得每一 个动力活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往 复运动。压缩组轴向邻近所述动力组。所述压縮组包括绕所述曲轴径向设 置并且数量等于所述动力气缸的数量的多个压缩气缸。压缩活塞可滑动地 容纳在每一个压縮气缸内，并且操作性地连接到所述曲轴，使得每一个压 縮活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的进气冲程和压縮冲程而往复运 动。每一个压縮气缸与相关联的动力气缸配对。每一个压缩与动力气缸对 包括使所述一对压縮气缸和所述动力气缸相互连接的气体跨接通道。气体 跨接通道包括在其之间限定压力室的进气阀和排气阀。还设置阀以控制流 入压縮气缸和流出所述动力气缸的气体流。空气储蓄器可以在每一个压力 室的所述进气阀与所述排气阀之间的位置处通过储蓄器通道操作性地连接到所述压力室。所述空气储蓄器可选择性地操作以接收和输送压缩空 气。
参照附图从本发明的以下详细说明中更全面地理解本发明的这些和 其它特征和优点。


在附图中
图l是根据本发明的包括分开循环混合动力发动机和压縮空气箱的飞 行器的示意性侧视图2是图1的飞行器的示意性俯视图3是沿线3-3截得的飞行器的剖视图4是根据本发明的具有空气存储箱的分开循环水平相对("拳师")
的发动机的示意图，其中，所述分开循环水平相对("拳师")的发动机，
其中图示了在上死点周围的活塞；
图5是沿图4中的线5-5截得的分开循环水平相对的发动机的剖视图； 图6是沿图4中的线6-6截得的分开循环水平相对的发动机的剖视图； 图7是图4的分开循环水平相对的发动机的另一示意图，其中图示了在
下死点周围的活塞；
图8是沿图7中的线8-8截得的分开循环水平相对的发动机的剖视图； 图9是沿图7中的线9-9截得的分开循环水平相对的发动机的剖视图； 图10是根据本发明的具有空气存储箱的分开循环星形发动机的示意
图11是图10的分开循环星形发动机的压縮组的示意图；以及
图12是图10的分开循环星形发动机的动力组的示意图。
具体实施例方式
现在详细参照附图，数字10整体表示螺旋桨驱动飞行器。如图l-3 中所示，飞行器10具有一对机翼12、在机翼12中的翼梁14、驾驶舱16、 尾翼18和后机身20。飞行器10可以具有横越两个机翼12的一个翼梁14， 或者单独的翼梁可以位于每一个机翼12中。根据本发明的分开循环发动
ii机22在驾驶舱16的前方安装在飞行器10中以驱动螺旋桨24。空气存储 箱26可以位于翼梁14、后机身20中，或者位于翼梁14和后机身20中。 空气存储箱(一个或多个)也可以位于在机身IO中的任何其它适当的位 置中，例如，位于除翼梁14之外机翼12中的适当位置。
转到图4-9，在本发明的一种实施例中，分开循环发动机22可以是水 平相对("拳师")型分开循环发动机。分开循环拳师型发动机22包括可 绕轴线30转动的曲轴28。分开循环拳师型发动机22还包括在曲轴28的 任一侧上的一对水平相对的动力气缸34。动力活塞36可滑动地容纳在每 一个动力气缸34内，并操作性地连接到曲轴28，从而每一个动力活塞36 通过在曲轴28的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。分开 循环拳师型发动机22还包括在曲轴28的任一侧上的水平相对的压縮气缸 40。压縮活塞42可滑动地容纳在每一个压縮气缸40内并操作性地连接到 曲轴28，使得每一个压缩气缸42通过在曲轴28的一个转动期间的进气冲 程和压縮冲程而往复运动。气体跨接通道44使每一个压縮气缸40与相关 联的轴向相邻的动力气缸34相互连接。气体跨接通道44包括在其之间限 定压力室50的进气阀46和排气阀48。在整个发动机循环期间压力室50 内的空气压力保持在升高的最小压力。阀52控制流进压縮气缸40和流出 动力气缸34的气体流。阀44、 46、 52可以是止回阀、提升阀或任何其它 适当的阀。阀44、 46、 52可以被凸轮致动、电气致动、气动致动、或液 压致动。空气储蓄器26在每一个压力室50的进气阀46与排气阀48之间 的位置处可以通过储蓄器通道54操作性地连接到压力室50。空气储蓄器 26可选择性地操作以接收并输送压縮空气。
图4-9中所示的分开循环拳师型发动机22包括一对动力气缸34和一 对压縮气缸40总共四个气缸。如果期望额外的马力，另一对动力气缸和 压縮气缸可以增加为总共八个气缸。然而，应该理解的是发动机22可以 具有任何数量的气缸，只要具有偶数个动力气缸、偶数个压縮气缸以及相 等数量的动力气缸和压縮气缸(因为每一个动力气缸必须与压縮气缸配 对)。
动力气缸34可以设置在压縮气缸40的前面，以有利于在发动机运转 期间较热的动力气缸34的空气冷却。每一个压缩气缸40和每一个动力气缸34的纵向轴线56可与曲轴28的转动轴线30偏离。气缸轴线56与曲 轴轴线30的偏离允许更多的机械优点和增加扭矩。在发动机22的每一侧 上， 一对水平相对的气缸中的一个被升高到曲轴28的转动轴线30以上， 而另一个被下降到曲轴28的转动轴线30以下。此外，因为压缩气缸40 与动力气缸34分离，所以压縮气缸40可以被设计成比动力气缸34具有 更大的直径。这导致压縮气缸40比动力气缸34具有更大的体积，从而在 不使用外部增压器的情况下允许给发动机增压。与传统的发动机相比，这 也可以通过允许发动机吸入更大体积的稀薄空气而提高发动机在更高海 拔处的效率。动力活塞36也可以被设计成与压缩活塞42相比具有用于更 长冲程的在曲轴28上更长的行程(throw),从而过膨胀动力气缸34内的 气体并提供增加的效率，即，密勒效应。
压縮活塞42稍微滞后(曲柄角度转动的度数)于动力活塞136。这与 其中相邻一对活塞曲柄角度180度分开的传统的水平相对的发动机相反。 在发动机22的运转期间，当压縮活塞42到达上死定点(TDC)时，动力 活塞36己经达到TDC并且己经开始动力冲程。在与动力气缸34相关联 的动力活塞36已经到到达其上死点位置后，燃料在5-40度曲柄角度
(ATDC度)的范围内在每一个动力气缸34内被点燃。优选地，燃料在 10-30度ATDC范围内在每一个动力气缸34内被点燃。
图4-6图示了在TDC位置附近处的压縮活塞42和远离TDC向下死点
(BDC)移动的动力活塞36。曲轴28的转动方向(图5)和动力活塞36 的相对运动(图6)由附图中与它们相对应的部件相关联的箭头表示。图 7-9图示了在BDC位置附近的压縮活塞42和远离BDC向TDC移动的动 力活塞36。曲轴28的转动方向(图8和图9)与压縮活塞42和动力活塞 36的相对运动(图7和图9)由附图中与它们相对应的部件相关联的箭头 表不。
动力活塞36可以通过相对于曲轴轴线30分开180度的分离曲柄销/ 轴颈43操作性地连接到曲轴28。配对的动力活塞36因此同时到达上死点。 同样，压缩活塞42可以通过相对于曲轴轴线30也分开180度的分离曲柄 销/轴颈43操作性连接到曲轴28。配对的压縮活塞42因此也同时到达上 死点。
13火花塞(未示出)也可以延伸到动力气缸34中的每一个内，用于通 过点火控制(也未示出)在精确时间点燃空气-燃料装料。应该理解的是如 果期望，发动机22可以被制成为柴油发动机，并且在不需要火花塞的情
况下可以操作。而且，发动机22可以被设计成以用于通常的往复活塞发
动机的任何适当的燃料(如，氢气、天然气或生物柴油)运转。
在使用空气储蓄器26的情况下，分开循环发动机22可以用作混合动 力发动机。压縮气缸40则可被可选择性地控制以将压缩活塞42置于压縮 模式或空转模式。类似地，动力气缸34可被选择性地控制以将动力活塞 36置于动力模式或空转模式。此外，发动机22可以在至少三个模式下可 运转，所述至少三个模式包括内燃机模式(ICE)、空气压縮机(AC)模 式和预压縮空气动力(PAP)模式。在ICE模式下，压縮活塞42和动力 活塞36处于它们各自的压縮模式和动力模式下，其中，压縮活塞42吸入 空气并压縮吸入的空气用于在动力气缸34中使用，并且压縮空气与燃料 一起进入动力气缸34，在膨胀冲程开始时，燃料在动力活塞36的同一膨 胀冲程期间被点燃、燃烧和膨胀，从而将动力传递给曲轴28，并且燃烧产 物在排气冲程期间被排放。在AC模式下，压縮活塞42处于压缩模式下， 并且压縮活塞42吸入并压縮空气，所述空气存储在空气储蓄器26中，如 下详细所述的，用于后续使用在动力气缸或其它飞行器部件中。在PAP模 式下，动力气缸34处于动力模式下，并接收来自空气储蓄器26的、在动 力活塞36的膨胀冲程期间被膨胀的压縮空气，从而将动力传递给曲轴28， 并且膨胀空气在排气冲程期间被排放。
可选择地，在PAP模式下，燃料在膨胀冲程开始时与压縮空气混合， 并且混合物可以在动力活塞36的同一膨胀冲程期间被点燃、燃烧并膨胀， 从而将动力传递给曲轴28，并且燃烧产物可以在排气冲程期间被排放。可 选地，在PAP模式下，进入动力气缸34的压縮空气可以在不添加燃料或 没有开始燃烧的情况下被膨胀。
过量的压縮空气，即，在动力气缸34中没有用于燃烧的空气经由储 蓄器通路54从压力室50传送给空气存储箱(一个或多个)26。存储的压 缩空气可以用于各种应用。这些应用可以包括但不限于a)代替电启动 器启动发动机；b)舱室增压；c)在受压飞行器中给可充气门密封件充气；
14d) 通过致动制动靴和/或通过受压空气相对旋转轮子的主动阻力制动轮子;
e) 在没有将燃料注入到发动机内(见上面的PAP模式)的情况下转动螺 旋桨，用于滑行短距离；f)在没有启动发动机和没有使螺旋桨旋转(允许 安全滑行)的情况下驱动飞行器的轮子，以使飞行器滑行；g)在着陆之 前，向上旋转飞行器的轮子，因此在着陆期间当轮胎接触地面时它们没有 受到很多摩擦破损；h)除了飞行器的传统制动之外，在飞行器的轮子上 提供用于快速停止的制动力；i)当压縮气缸在空转模式(见上面的PAP 模式)下时利用压縮空气使发动机运转；j)操作使用陀螺仪的飞行仪器； k)在燃料泵发生故障时提供燃料压力；1)致动飞行控制和着陆装置，例 如，空气压力调节阀可以用于在控制表面上提供精细调整的平衡压力，并 且可以操作前缘缝翼；m)从飞行器的机翼除冰；n)给用于防坠毁装置的 安全气袋充气；o)代替火箭发动机打开整个飞行器降落伞回收系统的整 个飞行器回收降落伞；p)操作紧急疏散滑槽；q)配置来自于特殊飞行器 使用的杀虫剂、阻燃剂、闪光、军需品、和其它物品；r)从水陆两用飞行 器的飞行器浮子和机身喷射水；以及s)从机翼的顶部中的孔排放空气， 以模拟在慢速下漩涡发生器的作用。
可选择地，发动机22也可以在至少第四模式(这里被指定为高动力 (HP)模式)下可运转。在HP模式下，压縮气缸40可选择地被控制， 以实际上作为具有代替进气冲程和压縮冲程的膨胀冲程和排气冲程的附 加动力气缸而运转。
在HP模式期间，没有外界空气通过吸气阀52吸入到压縮气缸40内。 而是，压縮气缸40和动力气缸36都从空气储蓄器26接收压縮空气，所 述压縮空气在压缩气缸和动力气缸的各自膨胀冲程期间被膨胀，并在它们 各自的排气冲程期间被排放。
在HP模式的一种优选实施例中，在通过在没有燃烧的情况下膨胀来 自空气储蓄器26的空气的过程压縮活塞42将动力传递给曲轴28的同时， 通过燃烧过程动力活塞36将动力传递给曲轴28。 g卩，在动力气缸34中， 在膨胀冲程开始时，燃料与压縮空气混合，混合物在动力气缸34的同一 膨胀冲程期间点燃、燃烧和膨胀。同时，在压縮气缸40中，进入压縮气 缸40内的压縮空气在不需要添加燃料或没有开始燃烧的情况下在压縮气缸40的膨胀冲程期间膨胀。
使发动机22在HP模式下运转将可用于飞行器的动力冲程的数量增加
了一倍，只要空气储蓄器26保持有足够的空气压力以保持HP模式。此模 式在临界短期运转期间(如增加海拔以飞过山或迅速加速到用于起飞的高 速)对于增加动力给飞行器是有用的。而且，空气储蓄器可以在地面上通 过外部压縮机过增压，以能够使发动机22在起飞期间在HP模式下运转更 长的时间周期。
回到图10-12，在本发明可选的实施例中，分开循环发动机122可以 是径向型分开循环发动机。分开循环星形发动机122包括可绕曲轴轴线 130转动的曲轴128。发动机122具有动力组132，所述动力组包括绕曲轴 128径向设置的多个动力气缸134。动力活塞136可滑动地容纳在每一个 动力气缸134内，并操作性地连接到曲轴128，使得每一个动力活塞136 通过在曲轴128的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。压缩 组138轴向邻近动力组132。压縮组138包括多个压缩气缸140，所述压 縮气缸绕曲轴128径向设置，并在数量上等于动力气缸134的数量。压縮 活塞142可滑动地容纳在每一个压縮气缸140内，并操作性地连接到曲轴 128，使得每一个压縮活塞142通过在曲轴128的一个转动期间的进气冲 程和压缩冲程而往复运动。每一个压縮气缸140与相关联的动力气缸134 配对。每一个压縮气缸140和动力气缸134对包括相互连接所述一对压縮 气缸140和动力气缸134的气体跨接通道144。、气体跨接通道144包括在 其之间限定压力室150的进气阀146和排气阀148。阀152还被设置成控 制流进压縮气缸140和流出动力气缸134的气体流。阀144、 146、 152可 以是止回阀、提升阔、或任何其它适当的阀。阀144、 146、 152可以被凸 轮致动、电气致动、气动致动、或液压致动。空气储蓄器126在每一个压 力室150的进气阀146与排气阀148之间的位置处可以通过的储蓄器通道 154操作性地连接到压力室150。空气储蓄器126可选择性地操作以接收 并输送压縮空气。
动力组132可以设置在压縮组138的前面，以便于在发动机运转期间 更热的动力组132的空气冷却。压縮组138的压縮气缸140可以相对于动 力组132的动力气缸134转动。换句话说，压縮气缸140不直接与动力气缸134成直线，而是可以基本相对于曲轴128转动一小角度，从而增加压
縮气缸140上的空气流。此外，每一个压縮气缸140的纵向轴线156可以 与曲轴128的转动轴线130偏离。类似地，每一个动力气缸134的纵向轴 线156也可以与曲轴128的转动轴线130偏离。压缩气缸140比动力气缸 134具有更大的直径，从而允许更大体积的吸入空气。压縮活塞142也可 以比动力活塞136具有更短的冲程。
动力活塞136中的一个可以通过第一固定主杆(masterrod) 158操作 性地连接到曲轴128，而动力活塞136中剩余的可以通过致动杆160操作 性地连接到第一主杆158。第一主杆158在一端处具有毂161 (因此所述 第一主杆词定到毂161)。致动杆160通过关节销或其它合适的装置枢转地 连接到毂。类似地，压縮活塞142中的一个可以通过第二固定主杆162操 作性地连接到曲轴128，而压縮活塞142中剩余的可以通过致动杆164操 作性地连接到第二主杆162。第二主杆在一端处具有毂166 (因此所述第 二主杆固定到毂166)。致动杆164通过关节销或其它合适的枢转连接装置 枢转地连接到毂166。然而，应该理解的是，动力活塞和压缩活塞可以通 过其它机械装置操作性地连接到曲轴。
分开循环星形发动机122可以包括3-9个动力气缸和相等数量的压縮 气缸。在图中所示的实施例中，发动机122具有五个动力气缸134和五个 压縮气缸140。然而，应该理解的是分开循环星形发动机不限于任何具体 数量的动力气缸和压縮气缸，只要动力气缸与压縮气缸的数量相等，并且 具有至少三个动力气缸和三个压縮气缸。
如果期望额外的动力，分开循环星形发动机122也可以可选择地包括 第二动力组和轴向邻近第二动力组的第二压縮组，所述动力组具有绕曲轴 径向设置的多个动力气缸，而所述压缩组包括绕曲轴径向设置并在数量上 等于动力气缸的数量的压縮气缸。第二动力组可以以四个组成行对齐的这 样的方式轴向邻近第一压縮组。动力活塞可滑动地容纳在第二动力组的每 一个动力气缸内，并操作性地连接到曲轴，使得每一个动力活塞通过在曲 轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。同样，压縮活塞可 滑动地容纳在每一个压缩气缸内，并操作性地连接到曲轴，使得每一个压 縮活塞通过在曲轴的一个转动期间的进气冲程和压縮冲程而往复运动。第
17二压縮组的每一个压縮气缸与第二动力组的相关联的动力气缸配对。第二 压缩组和第二动力组中的每一个压縮气缸和动力气缸对包括相互连接所 述一对压縮气缸和动力气缸的气体跨接通道。气体跨接通道包括在其之间 限定压力室的进气阀和排气阀。阀还控制流进第二压缩组的压縮气缸和流 出第二动力组的动力气缸的气体流。应该理解的是，分开循环星形发动机 122可以具有任何数量的组，只要动力组与压缩组的数量相等。
压缩活塞142稍微滞后(曲柄角度转动的度数)于动力活塞136。在 发动机的运转期间，当压缩活塞142到达上死定点(TDC)时，动力活塞 136已经达到TDC并且已经开始动力冲程。在与动力气缸134相关联的动 力活塞136已经到到达其上死点位置后，燃料在5-40度曲柄角度(ATDC 度)的范围内在每一个动力气缸134内被点燃。优选地，燃料在10-30度 ATDC范围内在每一个动力气缸134内被点燃。动力气缸134可以被布置 成当曲轴转动时顺序点火。此外，曲轴128每回转一次，每一个动力气缸 134点火一次。这与传统的四冲程星形发动机相反，在所述传统的四冲程 星形发动机中，当曲轴转动时，每隔一个气缸点火，使得对于曲轴的每两 个回转来说，每一个气缸点火一次。曲轴128的转动方向由图10-12中与 曲轴相关联的箭头表示。
可以设置具有延伸到动力气缸134中的每一个中的电极的火花塞 168，用于通过点燃控制器(未示出)在精确时间点燃加载的空气-燃料混 合物。应该理解的是，如果期望，发动机122可以被制造为柴油发动机， 并且在没有火花塞的情况下可以被操作。
虽然己经参照具体实施例说明了本发明，但是应该理解的是在不脱离 所述本发明的概念的精神和保护范围的情况下可以进行大量改变。因此， 目的不是将本发明限于所述实施例，而是使本发明具有由以下权利要求的 语言限定的全部保护范围。
权利要求
1. 一种分开循环混合动力飞行器发动机，包括曲轴，所述曲轴能够绕曲轴轴线转动；动力活塞，所述动力活塞能够滑动地容纳在动力气缸内，并且操作性地连接到所述曲轴，使得所述动力活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动；压缩活塞，所述压缩活塞能够滑动地容纳在压缩气缸内，并且操作性地连接到所述曲轴，使得所述压缩活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩冲程而往复运动；气体跨接通道，所述气体跨接通道使所述压缩气缸和所述动力气缸操作性地相互连接，所述气体跨接通道包括进气阀和排气阀，在所述进气阀与所述排气阀之间限定压力室；空气储蓄器，所述空气储蓄器在所述压力室的所述进气阀与所述排气阀之间的位置处通过储蓄器通道操作性地连接到所述压力室，所述空气储蓄器在发动机运转期间能够选择性地操作，以接收来自所述压力气缸的压缩空气和将压缩空气输送给所述动力气缸，以便在将动力传递给所述曲轴时使用该压缩空气；以及多个阀，所述阀选择性地控制流入和流出所述压缩气缸、所述动力气缸和所述空气储蓄器的气体流，其中，所述发动机安装到飞行器，并且所述空气储蓄器设置在所述飞行器中。
2. 根据权利要求l所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所 述飞行器具有机翼，所述空气储蓄器设置在所述机翼内。
3. 根据权利要求2所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所述飞行器具有在每一个机翼内的翼梁，所述空气储蓄器设置在所述翼梁中 的至少一个内。
4. 根据权利要求l所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所 述飞行器具有驾驶舱、尾翼和邻近所述尾翼的后机身，所述空气储蓄器设 置在所述后机身内。
5. 根据权利要求4所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所 述空气储蓄器设置在所述尾翼附近。
6. 根据权利要求l所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所述压縮气缸能够被选择性地控制以将所述压縮活塞置于压縮模式或i转模式。
7. 根据权利要求l所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所 述动力气缸能够被选择性地控制以将所述动力活塞置于动力模式或空转 模式。
8. 根据权利要求7所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，所述发动机能够在至少三个模式下运转，所述至少三个模式包括内燃机(ICE)模式、空气压縮(AC)模式和预压縮空气动力(PAP)模式，其中在所述ICE模式下，所述压缩活塞和所述动力活塞处于其各自的压縮 模式和动力模式下，其中，所述压縮活塞吸入空气并压縮吸入的空气用于 在所述动力气缸中使用，并且压縮空气与燃料一起进入所述动力气缸，在 膨胀冲程开始时，所述燃料在所述动力气缸的同一膨胀冲程期间被点燃、 燃烧并膨胀，从而将动力传递给所述曲轴，并且燃烧产物在所述排气冲程 期间被排放；在所述AC模式下，所述压縮活塞处于所述压縮模式下，并吸入和压縮存储在所述空气储蓄器内用于后续使用在所述动力气缸中的空气；以及 在所述PAP模式下，所述动力气缸处于所述动力模式下，并接收来自 于所述空气储蓄器的压縮空气，所述压縮空气在所述动力活塞的所述膨胀 冲程期间膨胀，从而将动力传递给所述曲轴，并且所述膨胀空气在所述排 气冲程期间被排放。
9. 根据权利要求8所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中，在 所述PAP模式下，燃料在所述膨胀冲程开始时与所述压縮空气混合，并且 混合物在所述动力活塞的同一膨胀冲程期间被点燃、燃烧和膨胀，从而将 动力传递给所述曲轴，并且燃烧产物在所述排气冲程期间被排放。
10. 根据权利要求7所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中， 在所述PAP模式下，进入所述动力气缸的所述压縮空气在没有增加燃料或没有开始燃烧的情况下被膨胀。
11. 根据权利要求8所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中， 所述发动机在至少第四高压(HP)模式下能够这转，在所述HP模式下所述压縮气缸能够被选择性地控制以作为具有膨胀冲程和排气冲程 的动力气缸运转；所述动力气缸和所述压縮气缸都接收来自于所述空气储蓄器的压縮 空气，所述压縮空气在所述压縮气缸和所述动力气缸各自的膨胀冲程期间 被膨胀，并在所述压縮气缸和所述动力气缸各自的排气冲程期间被排放。
12. 根据权利要求ll所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中 在所述动力气缸中，燃料在所述膨胀冲程开始时与所述压縮空气混合，并且混合物在所述动力气缸的同一膨胀冲程期间被点燃、燃烧和膨胀； 和在所述压缩气缸内，进入所述压缩气缸的压縮空气在没有增加燃料或 没有开始燃烧的情况下在所述压縮气缸的所述膨胀冲程期间被膨胀。
13. 根据权利要求l所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中， 在所述动力活塞己经到达其上死点(TDC)位置后，燃料在5-40度曲柄角 度(CA)的范围内被点燃。
14. 根据权利要求13所述的分开循环混合动力飞行器发动机，其中， 在所述动力活塞已经到达其上死点(TDC)位置后，燃料在10-30度曲柄角 度(CA)的范围内被点燃。
15. —种分开循环星形发动机，包括 曲轴，所述曲轴能够绕曲轴轴线转动；动力组，所述动力组包括绕所述曲轴径向设置的多个动力气缸；动力活塞，所述动力活塞能够滑动地容纳在每一个动力气缸内，并且 操作性地连接到所述曲轴，使得每一个动力活塞通过在所述曲轴的一个转 动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动；压縮组，所述压縮组轴向邻近所述动力组，所述压縮组包括绕所述曲 轴径向设置并且数量等于所述动力气缸的数量的多个压縮气缸；压縮活塞，所述压縮活塞能够滑动地容纳在每一个压縮气缸内，并且 操作性地连接到所述曲轴，使得每一个压縮活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩冲程而往复运动；每一个压缩气缸与相关联的动力气缸配对；每一个压缩与动力气缸对都包括使所述一对压缩气缸和所述动力气 缸相互连接的气体跨接通道，所述气体跨接通道包括进气阀和排气阀，在所述进气阀与所述排气阀之间限定压力室；以及多个阀，所述阀控制流入所述压縮气缸和流出所述动力气缸的气体流。
16. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，所述压缩组的所述压縮气缸相对于所述动力组的动力气缸形成角度。
17. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，每一个压缩 气缸的纵向轴线与所述曲轴的转动轴线偏离。
18. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，每一个动力 气缸的纵向轴线与所述曲轴的转动轴线偏离。
19. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，所述压縮活塞比所述动力活塞具有更短的冲程。
20. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，所述压縮气缸比所述动力气缸具有更大的直径。
21. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，所述动力气缸被布置成当所述曲轴转动时按顺序点火。
22. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，其中，在与所述动 力气缸相关联的所述动力活塞已经达到其上死点位置之后，燃料在5-40度' 曲柄角度的范围内在每一个动力气缸内被点燃。
23. 根据权利要求15所述的分开循环星形发动机，包括空气储蓄器， 所述空气储蓄器在每一个压力室的所述进气阀与所述排气阀之间的位置 处通过储蓄器通道操作性地连接到所述压力室，所述空气储蓄器能够选择 性地操作以接收和输送压缩空气。
24. —种分开循环水平相对的发动机，包括 曲轴，所述曲轴能够绕曲轴轴线转动； 在所述曲轴的任一侧上的一对水平相对的动力气缸；动力活塞，所述动力活塞能够滑动地容纳在每一个动力气缸内，并且操作性地连接到所述曲轴，使得每一个动力活塞通过在所述曲轴的一个转 动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动；在所述曲轴的任一侧上的一对水平相对的压縮气缸；压縮活塞，所述压縮活塞能够滑动地容纳在每一个压縮气缸内，并且 操作性地连接到所述曲轴，使得每一个压縮活塞通过在所述曲轴的一个转动期间的进气冲程和压縮冲程而往复运动；气体跨接通道，所述气体跨接通道使每一个压縮气缸与相关联的、轴 向相邻的动力气缸相互连接，所述气体跨接通道包括进气阀和排气阀，在 所述进气阀与所述排气阀之间限定压力室；以及多个阀，所述阀控制流入所述压縮气缸和流出所述动力气缸的气体流。
25. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中，每一 个压縮气缸的纵向轴线与所述曲轴的转动轴线偏离。
26. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中，每一个动力气缸的纵向轴线与所述曲轴的转动轴线偏离。
27. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中，所述 压縮气缸比所述动力气缸具有更大直径。
28. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中， 一对压縮活塞同时达到上死点。
29. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中， 一对动力活塞同时达到上死点。
30. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，包括空气储 蓄器，所述空气储蓄器在每一个压力室的所述进气阀与所述排气阀之间的 位置处通过储蓄器通道操作性地连接到所述压力室，所述空气储蓄器能够 选择性地操作以接收和输送压縮空气。
31. 根据权利要求24所述的分开循环水平相对的发动机，其中，在与所述动力气缸相关联的所述动力活塞已经达到上死点位置之后，燃料在 5-40度曲柄角度的范围内在每一个动力气缸内被点燃。
全文摘要
分开循环飞行器发动机包括绕曲轴轴线可转动的曲轴。动力活塞可滑动地容纳在动力气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得动力活塞通过在曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。压缩活塞可滑动地容纳在压缩气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得压缩活塞通过在曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩冲程而往复运动。气体跨接通道使压缩气缸和动力气缸操作性地相互连接。空气储蓄器通过储蓄器通道操作性地连接到气体跨接通道。空气储蓄器可选择性地操作以接收和输送压缩空气。发动机安装到飞行器，并且空气储蓄器设置在飞行器中。分开循环飞行器发动机包括绕曲轴轴线转动的曲轴。动力活塞可滑动地容纳在动力气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得动力活塞通过在曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。压缩活塞能够滑动地容纳在压缩气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得压缩活塞通过在曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩冲程而往复运动。气体跨接通道使压缩气缸和动力气缸操作性地相互连接。空气储蓄器通过储蓄器通道操作性地连接到气体跨接通道。空气储蓄器可选择性地操作以接收和输送压缩空气。发动机安装到飞行器，并且空气储蓄器设置在飞行器中。分开循环飞行器发动机包括绕曲轴轴线可转动的曲轴。动力活塞可滑动地容纳在动力气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得动力活塞通过在曲轴的一个转动期间的膨胀冲程和排气冲程而往复运动。压缩活塞可滑动地容纳在压缩气缸内，并且操作性地连接到曲轴，使得压缩活塞通过在曲轴的一个转动期间的进气冲程和压缩冲程而往复运动。气体跨接通道使压缩气缸和动力气缸操作性地相互连接。空气储蓄器通过储蓄器通道操作性地连接到气体跨接通道。空气储蓄器可选择性地操作以接收和输送压缩空气。发动机安装到飞行器，并且空气储蓄器设置在飞行器中。
文档编号F02G3/00GK101512135SQ200780033574
公开日2009年8月19日 申请日期2007年9月4日 优先权日2006年9月11日
发明者克利福德·D·希顿 申请人:史古德利集团有限责任公司