技术领域本发明涉及发动机技术领域，尤其是涉及一种航空柴油机活塞燃烧室及燃烧系统。
背景技术：
随着国家《关于深化低空空域管理体制改革的意见》和《通航航空飞行任务审批与管理规定》的公布，国内通航产业规模逐渐形成，各个通航装备企业为抓住这一国家战略性新兴产业的重要战略机遇，大力发展通航全产业链，培育壮大临空产业。其中通航核心产业之一航空发动机也日益得到重视。目前，小型航空活塞发动机大多是汽油机，小型航空重油活塞发动机的研发仅仅停留在论证阶段；而国外在无人机用小型航空重油活塞发动机的研发以及应用方面己经取得了许多的研究成果，一些小型航空重油活塞发动机已投入到实际应用当中。四冲程活塞柴油机具有较低的燃油消耗率、优良的高空性能和较高的可靠性；同时燃料适应性强，燃料存储安全且容易获得，柴油机在通航上应用在长航程、高海拔无人机上的应用越来越广泛。由于小型航空柴油机追求功重比，在高速如3500-4000r/min时，以曲轴转角计喷油时间明显延长，喷油持续期达35℃A以上；而为了降低柴油机质量，限制最大爆发压力，导致喷油提前角受限，这样导致航空柴油机在上之后15℃A还在大量喷油，此时活塞已经明显下行，如果采用常规口径比和径深比的ω形燃烧室，大量燃料喷到活塞上侧壁面和余隙活塞顶面，有效燃油消耗率降增加，继而影响航空飞行里程。
技术实现要素：
针对现有技术不足，本发明所要解决的技术问题是提供一种航空柴油机活塞燃烧室及燃烧系统，以达到有效平衡柴油机在高速高升功率工况时燃油消耗率和最大爆发压力的目的。为了解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案为：一种航空柴油机活塞燃烧室，包括缸盖和缸筒，所述缸筒内设有活塞，所述活塞顶部与缸盖之间形成燃烧室的腔体，所述活塞顶部设有燃烧室凹坑，燃烧室边缘活塞顶部设有凹槽，凹槽位于燃烧室凹坑外侧。所述燃烧室凹坑为ω型凹坑，整个燃烧室凹坑关于活塞轴线对称。所述凹槽为斜凹槽，斜凹槽与燃烧室凹坑之间通过圆弧过渡。所述燃烧室凹坑中心设有凸台，凸台直径为4.0～5.0mm，凸台的台面至活塞顶面之间的距离为4.5～5.5mm。所述燃烧室凹坑的底部为凹坑圆弧，凹坑圆弧直径为6.3～7.0mm。所述斜凹槽的槽底截面的凹槽斜线与活塞顶面之间的夹角为22～28°。所述凸台两侧与燃烧室凹坑底部截面采用直线连接，直线与活塞轴线之间夹角为55～60°。一种具有所述航空柴油机活塞燃烧室的燃烧系统，所述缸盖上设有喷油器，喷油器的喷雾锥角为148～155°。包括进气道，所述进气道采用螺旋气道和切向气道组合。所述进气道的涡流比为1.6～1.8。本发明与现有技术相比，具有以下优点：能达到满足航空柴油机高速高负荷运行时要求高升功率、相对低的爆发压力即发动机重量要求以及较低有效燃油消化率需求；燃烧高效，规避高功重比的航空柴油机燃油严重碰壁问题，有效平衡航空柴油机在高速高升功率工况时燃油消耗率和最大爆发压力的关系。附图说明下面对本说明书各幅附图所表达的内容及图中的标记作简要说明：图1为本发明燃烧室剖视图。图2为本发明燃烧室关键参数示意图。图3为本发明柴油机在上止点后20℃A燃油喷射示意图。图4为图3燃烧室凹槽局部放大示意图。图5为本发明航空柴油机燃烧系统俯视图。图中：1.缸盖、2.活塞顶面、3.喷油器、4.喷油油束线、5.凹槽、6.凹槽斜线、7.缸筒、8.活塞、9.燃烧室凹坑、10.凸台两侧直线、11.凸台、12.凹坑圆弧、13.过渡圆弧。具体实施方式下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。如图1至图5所示，该航空柴油机活塞燃烧室及燃烧系统，包括缸盖1和缸筒7，缸筒7内设有活塞8，活塞顶部与缸盖之间形成燃烧室的腔体，活塞顶部设有燃烧室凹坑9，燃烧室边缘活塞顶部设有凹槽5，凹槽位于燃烧室凹坑外侧，缸盖1上设有喷油器3。燃烧室凹坑9位于活塞头部，燃烧室凹坑为ω型凹坑，整个燃烧室凹坑关于活塞轴线对称，ω型凹坑总体呈直口状或稍微外扩状态。在燃烧室外侧开口处增设一个凹槽5，凹槽为斜凹槽，斜凹槽与燃烧室凹坑之间通过过渡圆弧13相连。斜凹槽的槽底截面的凹槽斜线6与活塞顶面之间的夹角α为22～28°。整个燃烧室腔体的开口的口径比为0.60～0.70，径深比为0.158～0.175；燃烧室凹坑中心设有凸台11，凸台11直径Dm为4.0～5.0mm，凸台的台面至活塞顶面2之间的距离Tm为4.5～5.5mm。燃烧室凹坑的底部为凹坑圆弧，凹坑圆弧12直径2×R为6.3～7.0mm。凸台两侧与燃烧室凹坑底部截面采用直线连接，凸台两侧直线10与活塞轴线之间夹角为55～60°。燃烧室凹坑底部与燃烧室凹坑侧面截面为直线，该直线与活塞顶面之间的角度β为100～110°。缸盖1上设有喷油器3，喷油器3的喷孔为6-7个，喷油器中心垂直布置，喷油器的喷雾锥角δ为148～155°。柴油机燃烧系统采用四气门结构，进气和排气门各两个，进气道采用螺旋和切向气道组合；多孔喷油器垂直中心布置。航空柴油机采用四气门机构，可将喷油器垂直布置在四个气门中间，这时活塞顶上的燃烧室轴心线、气缸中心线与喷油器轴心线重合，喷油器各喷孔到燃烧室壁面的距离相等，喷油油束线4沿燃烧室周边均布，油束沿气缸轴线方向在燃烧室壁上的落点位置处于同一高度，并可以通过改变喷孔之间的锥面夹角和喷油器头部伸出气缸盖底面的距离来加以调整。其次，进气道采用螺旋和切向气道组合，缸内涡流保持性好；整个燃烧室关于活塞轴线对称，避免燃烧室偏置导致进气涡流衰减较快，降低涡流比需求，继而提高进气道流量系数，提高进气充量，降低对增压器依耐性。同时，整个进气道形成涡流比在1.6～1.8，稍低于面工况车用柴油机同级别涡流比，由于航空柴油机的循环和爬升工况都是高速高负荷，此时发动机转速处于3500～4000r/min，与常规柴油机，涡流比可降低0.2～0.4，降低冷却损失。通过合理匹配喷油参数、四气门结构和燃烧室结构参数，可有效规避功重比较大的航空柴油机燃油严重碰壁问题，有效平衡柴油机在高速高升功率工况时燃油消耗率和最大爆发压力关系。上面结合附图对本发明进行了示例性描述，显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的构思和技术方案进行的各种非实质性的改进，或未经改进将本发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。