重油航空发动机及航空器的制作方法

文档序号:15579006发布日期:2018-09-29 06:21

本发明涉及发动机及应用,特别涉及一种重油航空发动机及航空器。



背景技术:

重油作为发动机的燃料,将成为中小型航空器的动力趋势;但重油黏度高,低温流动性差,导致雾化效果要比普通的轻质油差,影响了燃烧效果,甚至导致发动机启动困难以及排放不达标。

现有技术中,为了保证重油发动机能够具有良好的雾化以及启动,具有采用化油器+辅助预热技术、机械喷射(燃油直喷)、电控燃油喷射等供油方式。但是,由于重油的自身性质问题,无法达到一般油品的雾化程度,并且与燃烧空气之间无法均匀混合,在进行点燃发动时无法采用原始的电喷点燃方式;即使采用了点燃方式进行运行,则也会由于燃烧不充分而导致一系列发动机问题,无法实现重油的可靠雾化以及无法组织混合燃料高效的燃烧,也就使得重油应用于发动机的动力性、经济性和排放性无法达到期待的效果,从而使重油的应用无法大范围普及。

因此,需要对现有的重油发动机进行改进,能够使得重油实现较为充分的雾化和均匀的混合,并能够组织燃料高效的燃烧,保证重油在应用于发动机的动力性、经济性和排放性,实现重油应用于发动机后的节能、环保以及低成本。



技术实现要素:

有鉴于此,本发明的目的是提供一种重油航空发动机以及航空器,能够使得重油实现较为充分的雾化和均匀的混合,并能够组织燃料高效的燃烧,保证重油在应用于发动机的动力性、经济性和排放性,实现重油应用于发动机后的节能、环保以及低成本。

本发明的重油航空发动机,包括缸体、缸头和活塞组件,如图所示,活塞组件的活塞位于缸体内,所述缸头上设有将燃料喷入燃烧室的燃油喷射组件;活塞的顶面形成相对于活塞顶面下陷的凹形引导部,所述凹形引导部沿径向偏离于活塞顶面的中心位置且与燃油喷射组件的燃料喷射方向相对应,即所述燃油喷射组件将燃料喷向凹形引导部后由凹形引导部将燃料引导至火花塞点火区域;凹形引导部的设置位置需位于燃油喷射组件相对的部位,燃料喷射时凹形引导部利用反射并形成引导,利于形成滚流,利于进一步形成冲击雾化和混合,且该结构改变压缩比,降低爆震风险。

进一步,所述凹形引导部由引入面和引出面构成,所述引入面和引出面在凹形引导部的底部平滑过渡,引流效果顺畅;所述所述引入面与燃油喷射组件的喷射方向对应且引入面形成用于接受燃油喷射组件喷射的燃料的倾角,具有较好的引导效果,可完全将混合气引入至引出面;所述引出面向着火花塞的点火区域的方向向上平缓倾斜,利用该倾斜结构将喷出的燃料引至并聚集于火花塞点火区域附近,在引入并引出过程中利于形成滚流,进一步混合并细化燃料,并利于点火。

进一步,所述活塞顶面中部凹陷使得整个活塞顶面呈盆状结构,所述引出面的上边沿位于盆状结构的底部并与盆状结构的底部平滑过渡,所述引入面的上边沿位于盆状结构的边沿,该结构使得引入面的上边沿高于引出面的上边沿,形成顺畅的引入引出结构。

进一步,所述燃油喷射组件包括燃油喷嘴、预混室和油气混合喷嘴,所述预混室内有燃油喷嘴的喷油口以及压缩空气入口(也就是空气压缩系统的压缩空气出口),所述油气混合喷嘴连通预混室将燃油和压缩空气在预混室内形成的雾化后的混合油气送入发动机的燃烧室;采用辅助低压空气在预混室内实现预混并进一步雾化燃油喷嘴喷出的燃油,保证后期直喷进入燃烧室后形成较为更充分的雾化,从而实现重油的充分燃烧和利用;不但保证了燃油雾滴的进一步雾化,还能保证辅助空气与雾滴之间的均匀混合,进入燃烧室后能够均匀燃烧;燃油喷嘴一般采用电喷方式,在此不再赘述。

进一步,所述缸头上安装由火花塞Ⅰ和火花塞Ⅱ形成的双火花塞,所述火花塞Ⅰ为中心火花塞;所述油气混合喷嘴与火花塞Ⅱ分列于火花塞Ⅰ两侧;所述火花塞Ⅰ的中心线、火花塞Ⅱ的中心线和油气混合喷嘴的中心线基本共面,基本共面是指允许具有一定的误差,比如较小的倾斜和错位,并不影响对本方案共面的理解;在通过该共面的截面上,所述引入面的上边沿与油气混合喷嘴的喷射方向对应且该上边沿与活塞顶面之间平滑过渡;所述油气混合喷嘴喷射的燃料基本正对引入面的上边沿并向下顺着引入面方向进入凹形引导部,该平滑过渡处形成引入面的一部分,具有较好的引入效果;实际上引入面和引出面分别形成凹形引导部的前后侧面(按照气流总体方向),油气混合喷嘴的喷射方向正对引入面的上边沿且在引入面的约束引导下至凹形引导部底部进而顺着引出面冲向点火区域,具有较好的滚流效果,防止爆震;所述引出面的上边沿在活塞顶面上的径向位置不超过火花塞Ⅰ的点火位置,给出将燃料引入点火区域的空间,利于充分燃烧,避免爆燃。

进一步,所述火花塞Ⅰ和火花塞Ⅱ由上到下相向倾斜,缸头上的燃烧室面在中间附近向下凸出且该下凸出部位与火花塞Ⅰ对应形成与其轴线基本垂直的斜面,基本垂直指的是允许具有一定误差的垂直,保证了安装稳定性和制造的工艺性,且该斜面对于引出面引出的混合气具有一定的引导作用,使得火花塞具有较好的点火效果;所述引出面的上边沿沿径向不超过火花塞Ⅰ,利于充分延长燃料的引出流程,利于燃料聚于点火区域。

进一步,所述油气混合喷嘴的喷射方向为16°-20°;火花塞Ⅱ的点火夹角为40°-50°;油气混合喷嘴的喷射方向更能适应于重油的雾化性质以及适应双火花塞的点火方式,利于组织点火以及最终得充分燃烧。。

进一步,还包括预燃烧室,所述预燃烧室为沿着火花塞Ⅰ点火方向的拉瓦尔喷管结构,所述拉瓦尔喷管结构直接形成于缸头且喷射口连通燃烧室;预燃烧室工作过程是,在混合燃料被喷入燃烧室后,同时进入预燃烧室,被火花塞(点火点位于拉瓦尔喷管的进气端,该进气端是相对于拉瓦尔喷管而言,而不是与燃烧室连通的口)点火后,膨胀并通过拉瓦尔喷管急速喷出(比燃烧爆炸更高的速度),对进入燃烧室的混合燃料进一步冲击具有使气体充分混合的作用,利于形成均匀的燃烧混合气,同时,预燃烧室可加速火焰的传播,提高燃烧效率,提升发动机功率并降低爆震风险,还能够组织燃料高效的燃烧,保证重油在应用于发动机的动力性、经济性和排放性,实现重油应用于发动机后的节能、环保以及低成本。

进一步,所述盆状结构的底部由与凹形引导部径向相对的一侧向着引出面的上边沿逐渐向上倾斜,也可理解为由火花塞Ⅱ一侧向着引出面的上边沿逐渐向上倾斜,也可理解为所述盆状结构的底部从引出面的上边沿向着火花塞点火所在区域沿径向逐渐向下倾斜,形成足够的让位空间,为均匀燃烧提供结构条件,并使得最终的活塞受力均匀。

本发明还公开了一种航空器,所述航空器安装有所述的重油航空发动机。

本发明的有益效果:本发明的重油航空发动机及航空器,活塞的顶面与燃油喷射组件的喷射方向相对应的相对于活塞顶面下陷的凹形引导部,将喷入的燃料引导至火花塞点火区域,优化了活塞顶面,从而优化了燃烧室,改变压缩比,降低爆震风险,同时增强滚流效果,能够使得重油实现较为充分的雾化混合,在良好的混合后形成均匀的燃烧混合气,还能够组织燃料高效的燃烧,保证重油在应用于发动机的动力性、经济性和排放性,实现重油应用于发动机后的节能、环保以及低成本。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明作进一步描述。

图1为本发明的发动机结构示意图;

图2为油气混合喷嘴结构示意图。

图3为活塞立体图;

图4为图3沿A-A向剖视图;

图5为图3沿B-B向剖视图。

具体实施方式

如图所示:本实施例的重油航空发动机,包括缸体5、缸头13和活塞组件,如图所示,活塞组件的活塞位于缸体5内,所述缸头13上设有将燃料喷入燃烧室的燃油喷射组件;活塞1的顶面形成相对于活塞顶面下陷的凹形引导部,所述凹形引导部沿径向偏离于活塞顶面的中心位置且与燃油喷射组件的燃料喷射方向相对应(指的是在燃油组件喷射时,而活塞的位置使得凹形引导部对应于喷射方向),所述燃油喷射组件将燃料喷向凹形引导部后由凹形引导部将燃料引导至火花塞点火区域;凹形引导部的设置位置需位于燃油喷射组件相对的部位,燃料喷射时凹形引导部利用反射并形成引导,利于形成滚流,利于进一步形成冲击雾化和混合,且该结构改变压缩比,降低爆震风险。

本实施例中,所述凹形引导部2由引入面21和引出面22构成,所述引入面21和引出面22在凹形引导部的底部平滑过渡,引流效果顺畅;所述所述引入面与燃油喷射组件的喷射方向对应且引入面形成用于接受燃油喷射组件喷射的燃料的倾角α,该倾角可以设置于引入面的靠上、中部或者靠下,利于接受并引导燃料进入引入面,具有较好的引导效果,可较为完全的将混合气引入至引出面;所述引出面向着火花塞的点火区域的方向向上平缓倾斜,利用该倾斜结构将喷出的燃料引至并聚集于火花塞附近,在引入并引出过程中利于形成滚流,进一步混合并细化燃料,并利于点火;如图所示,引入面21和引出面22的排列方向即为燃料喷射方向到火花塞点火区域的方向,且引出面与引入面之间位于两侧(凹形引导部从引入面到引出面方向的两侧面)呈平滑过渡,形成横截面位于引出面一头曲率半径小引入面一头曲率半径大的卵形结构,相对于火花塞Ⅰ3的中心线、火花塞Ⅱ4的中心线和油气混合喷嘴8的中心线的共面对称。

本实施例中,所述燃油喷射组件a包括燃油喷嘴6、预混室7和油气混合喷嘴8,所述预混室7内有燃油喷嘴6的喷油口以及压缩空气入口(也就是空气压缩系统的压缩空气出口),所述油气混合喷嘴8连通预混室7将燃油和压缩空气在预混室内形成的雾化后的混合油气送入发动机的燃烧室;采用辅助低压空气在预混室内实现预混并进一步雾化燃油喷嘴喷出的燃油,保证后期直喷进入燃烧室后形成较为更充分的雾化,从而实现重油的充分燃烧和利用;这种预混雾化不同于现有技术的单纯的压力空气的冲击雾化,不但保证了燃油雾滴的进一步雾化,还能保证辅助空气与雾滴之间的均匀混合,进入燃烧室后能够均匀燃烧;燃油喷嘴一般采用电喷方式,在此不再赘述。

如图所示,燃油喷射组件依次由燃油喷嘴6、预混室7和油气混合喷嘴8密封连接形成,燃油喷嘴6与油气混合喷嘴8之间通过安装座10密封连接形成固定,而预混室直接形成于安装座10内,结构简单紧凑;燃油喷嘴设有进油接头61,预混室7通过空气接头9、压缩空气管16连接压缩机的压缩空气出口;预混室的进气口91即为空气接头9的出气口。

本实施例中,所述缸头上安装由火花塞Ⅰ3和火花塞Ⅱ4形成的双火花塞,所述火花塞Ⅰ为中心火花塞;所述油气混合喷嘴8与火花塞Ⅱ4分列于火花塞Ⅰ3两侧,即在径向上三者排列;采用双火花塞提供点火,具有高能点火的特性,结合前述的空气辅助雾化以及预混方案,保证发动机在各种工况和条件下可靠安全的点火,相对于传统的重油压燃式发动机,进一步减小发动机体积和重量,适合于航空器(飞机等)使用;该结构使得缸内直喷进入的混合气与火花塞的点火方位相对应,在火花塞附近形成浓燃气混合区,利于与燃烧空气进一步混合,从而组织燃料高效的燃烧;所述火花塞Ⅰ3的中心线、火花塞Ⅱ4的中心线和油气混合喷嘴8的中心线基本共面,基本共面是指允许具有一定的误差,比如较小的倾斜和错位,并不影响对本方案共面的理解;在通过该共面的截面上,所述引入面的上边沿与油气混合喷嘴的喷射方向对应且该上边沿(指的是在喷射时,活塞的位置使得凹形引导部的引入面的上边沿对应于喷射方向)与活塞顶面之间平滑过渡,且该上边沿与活塞顶面之间平滑过渡,该平滑过渡处形成引入面的一部分,具有较好的引入效果;实际上引入面和引出面分别形成凹形引导部的前后侧面(按照气流总体方向),油气混合喷嘴的喷射方向正对引入面的上边沿且在引入面的约束引导下至凹形引导部底部进而顺着引出面冲向点火区域,具有较好的滚流效果,防止爆震;所述引出面的上边沿在活塞顶面上的径向位置不超过火花塞Ⅰ3的点火位置,给出将燃料引入点火区域的空间,利于充分燃烧,避免爆燃。

本实施例中,所述活塞1顶面中部凹陷使得整个活塞顶面呈盆状结构,所述引出面22的上边沿位于盆状结构的底部并与盆状结构的底部平滑过渡,所述引入面的上边沿位于盆状结构的边沿,该结构使得引入面的上边沿高于引出面的上边沿,形成顺畅的引入引出结构。

本实施例中,所述火花塞Ⅰ3和火花塞Ⅱ4由上到下相向倾斜,缸头上的燃烧室面在中间附近向下凸出且该下凸出部位与火花塞Ⅰ3对应形成与其轴线基本垂直的斜面,基本垂直指的是允许具有一定误差的垂直,保证了安装稳定性和制造的工艺性,且该斜面对于引出面引出的混合气具有一定的引导作用,使得火花塞具有较好的点火效果;所述引出面的上边沿沿径向不超过火花塞Ⅰ3,利于充分延长燃料的引出流程,利于燃料聚于点火区域。

本实施例中,所述油气混合喷嘴8与火花塞Ⅱ4分列于火花塞Ⅰ3两侧,所述油气混合喷嘴的喷射方向为16°-20°,优选18°;火花塞Ⅱ的点火夹角为40°-50°,优选45°,点火夹角是指火花塞的轴线方向的夹角;这里的夹角(包括喷射方向)指的都是与缸体中心线的夹角,在此不再赘述;该结构使得缸内直喷进入的混合气经活塞顶部的凹形引导部引流后,与火花塞的点火方位相对应,在火花塞附近形成浓燃气混合区,且利于与燃烧空气进一步混合,从而形成高效的组织燃烧;油气混合喷嘴的喷射方向更能适应于重油的雾化性质以及适应双火花塞的点火方式,利于组织点火以及最终得充分燃烧。

本实施例中,所述火花塞Ⅰ3位于燃烧室顶部的中间位置或附近(中心火花塞),由于火花塞Ⅰ3位于中间位置或附近,与火花塞Ⅱ4对应设置,油气混合喷嘴8所喷射的燃料冲至火花塞Ⅰ3点火区域并分布于火花塞Ⅱ4的点火区域,喷射后利于充分混合以及点火后的充分的燃烧。

本实施例中,还包括预燃烧室12,所述预燃烧室12为沿着火花塞点火方向(指的是火花塞轴线方向)的拉瓦尔喷管结构形成,所述拉瓦尔喷管结构直接形成于缸头且喷射口连通燃烧室;本实施例中,与火花塞Ⅰ3对应设置预燃烧室,如图所示,火花塞Ⅰ3的点火位置位于预燃烧室内;预燃烧室工作过程是,在混合燃料被喷入燃烧室后,同时进入预燃烧室,被火花塞(点火点位于拉瓦尔喷管的进气端,该进气端是相对于拉瓦尔喷管而言,而不是与燃烧室连通的口)点火后,膨胀并通过拉瓦尔喷管急速通过喉部由拉瓦尔喷管的喷射口喷出(比燃烧爆炸更高的速度),对进入燃烧室的混合燃料进一步冲击具有使气体充分混合的作用,利于形成均匀的燃烧混合气,同时,预燃烧室可加速火焰的传播,提高燃烧效率,提升发动机功率并降低爆震风险,还能够组织燃料高效的燃烧,保证重油在应用于发动机的动力性、经济性和排放性,实现重油应用于发动机后的节能、环保以及低成本。

本实施例中,所述盆状结构的底部由与凹形引导部径向相对的一侧向着引出面的上边沿逐渐向上倾斜,也可理解为由火花塞Ⅱ4一侧向着引出面22的上边沿逐渐向上倾斜,也可理解为所述盆状结构的底部从引出面的上边沿向着火花塞点火所在区域沿径向逐渐向下倾斜,形成足够的让位空间,为均匀燃烧提供结构条件,并使得最终的活塞受力均匀。

本发明的上下指的是与活塞顶面相对应的方位,相对于活塞来说,顶面方向指的是上,往活塞裙部为下,相对于缸头方向为上,缸体为下;活塞顶部开有用于避开气门的避让槽,属于结构上的需要,在此不再赘述。

本发明还公开了一种航空器,所述航空器安装有所述的重油航空发动机。

最后说明的是,以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制,尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明,本领域的普通技术人员应当理解,可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换,而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围,其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

再多了解一些
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