一种航空活塞内燃机的制作方法

本实用新型涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空活塞发动机。

背景技术：

目前的航空活塞内燃机，一般采用多个缸体的发动机。而现有的多个缸体的发动机的缸头缸体的冷却方式一般为：风冷缸体，水冷气缸头。而多个缸体采用串联方式的方式进行散热，也就是说多个缸体仅有一个冷却水进口，冷却水经进口流入到缸体冷却水道之后，流经所有的缸体之后再由一个冷却水出口流出。

现有的航空发动机的冷却方式存在以下缺陷：1、需要单独引进冷却风对缸头进行冷却，增大航空发动机尤其是无人机飞行器的发动机的负担。2、各缸的冷却效果不均匀。3、缸体、缸头之间冷却方式不同，换热系数不同，导致缸体、缸头温度差异大，热膨胀系数差异大，发动机可靠性不足。

另外，现有发动机油冷器为管-带式油冷器，依靠外界空气吹过散热带对油冷器中滑油进行冷却。在高空中环境温度过低时，滑油温度也低，滑油流量降低，导致发动机润滑不良。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种冷却效果好且均匀的航空活塞内燃机。

为了实现上述目的，本实用新型是这样实现的：一种航空活塞内燃机，包括多套缸头和缸体以及冷却系统，其特征在于：所述冷却系统包括多条并联的冷却水道，每一条冷却水道分别包括缸体水套和缸头水套，每条缸体水道均包括进水口，每条缸体水套的出水口分别与和其相配合的缸头水套的进水口连接，每条缸头水道均具有出水口。采用上述设置方式，能够同时对发动机的缸头和缸体采用水冷冷却方式，并且每一套缸头缸体采用并联方式进行冷却。这样一来，能够保证缸头缸体温度相当，膨胀系数相当；而且各套缸头缸体的冷却效果均匀，提高发动机的可靠性。

为进一步提高发动机的润滑效果，本实用新型的内燃机包括油冷器，所述油冷器包括带有油腔和水腔的油冷器本体，所述油冷器本体上设置有冷却水室，所述冷却水室包括由带孔的隔板分隔成进水室和出水室，所述进水室上设置有与缸头水套出水口一一对应的进水孔，每一个缸头水套的出水口分别与进水室的进水孔通过管道连接，所述出水室上设置有出水孔，且所述进水室与出水室分别与所述油冷器本体的水腔相通。

进一步的，所述冷却水室顶部还设置有集气室，所述集气室与所述冷却水室之间设置有气孔，且所述集气室上设置有通气阀。

优选的，每一个缸头水套上分别设置有与温度传感器连接的管道。

优选的，所述缸头和缸体为四套。

为进一步提供航空发动机的马力，所述缸体的缸径为86mm。

有益效果：

1、本实用新型的内燃机缸孔直径增加到86mm，增加发动机性能到145马力。

2、本实用新型同时对内燃机的缸头和缸体采用水冷冷却方式，并且每一套缸头缸体采用并联方式进行冷却。能够保证缸头缸体温度相当，膨胀系数相当；而且各套缸头缸体的冷却效果均匀，提高内燃机的可靠性。减少导风罩装置。

3、本实用新型的滑油温度采用由内燃机缸头流出的冷却液冷却控制，集成安装到内燃机上，安装到顶部(4个缸头出水口处)，通过冷却液温度与滑油进行热交换，对滑油温度进行控制，解决启动时滑油温度上升缓慢、高空中滑油过冷的问题。

4、且本实用新型的内燃机能够匹配高性能增压器、涡轮增压控制器。更适用于更大更重的飞行器。

附图说明

图1为实施例中内燃机的主视图；

图2为实施例中的缸头缸体结构图；

图3为实施例中缸头水套和缸体水道的轴测图；

图4为实施例中缸头水套和缸体水套的主视图；

图5为实施例中油冷器的轴测图；

图6为实施例中油冷器的主剖视图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细的说明，但本实用新型并不局限于这些实施方式，任何在本实施例基本精神上的改进或代替，仍属于本实用新型权利要求所要求保护的范围。

实施例：如图1-6所示，本实施例提供一种用于飞行器的内燃机，尤其是一种适用于大、重的飞行器的大功率内燃机。

本实施例中的内燃机采用四套缸头缸体，本实施例中的缸头2和缸体1均采用水冷冷却的冷却系统，所述冷却系统包括多条并联的冷却水道，具体而言：每一条冷却水道分别包括缸体水套10和缸头水套20，每条缸体水道10均包括进水口a11，每条缸体水套的出水口a12分别与和其相配合的缸头水套20的进水口b21连接，每条缸头水道均具有出水口b22。并且，每一个缸头水套上分别设置有与温度传感器连接的管道3。

另外，本实施例的内燃机还包括油冷器4，所述油冷器包括带有油腔和水腔的油冷器本体41，所述油冷器本体上设置有冷却水室42，所述冷却水室包括由带孔的隔板43分隔成进水室44和出水室45，所述进水室上设置有与缸头水套出水口一一对应的四个进水孔46，每一个缸头水套的出水口分别与进水室的进水孔通过进水管道47连接，所述出水室上设置有出水孔，所述出水孔与出水管道48连接。且所述进水室与出水室分别与所述油冷器本体的水腔相通。所述油冷器本体的油腔分别连接有进油管道51和出油管道52。

本实施例中的油冷器的本体采用现有的汽车上或其他车辆上油冷器本体的设置方式，为一层油腔55一层水腔56的连续间隔设置，且每一层油腔相通，每一层水腔相通。比如可采用本实用新型背景技术中记载的中国专利cn208950661u所公开的油冷器本体。

作为本实施例中的另一实施方式，在所述冷却水室的顶部还设置有集气室53，所述集气室与所述冷却水室之间设置有气孔，所述集气室顶部设置有通气阀54。所述通气阀的开盖压力为1.3bar。所述集气室相当于膨胀壶，通气阀相当于膨胀壶盖。能够排出冷却水中的多余气体。

作为本实施例中的另一实施方式，本实施例中的缸体的缸径为86mm。

采用本实施例内燃机，缸孔直径增加到86mm，增加发动机性能到145马力。提高了其马力和排量，使得本实施例的内燃机能够匹配高性能增压器、涡轮增压控制器。更适用于更大更重的飞行器。

且本实施例的缸头和缸体均采用水冷冷却方式，每一套缸头缸体采用并联方式进行冷却。能够保证缸头缸体温度相当，膨胀系数相当；而且各套缸头缸体的冷却效果均匀，提高发动机的可靠性。减少导风罩装置。

本实施例的滑油温度采用由发动机缸头流出的冷却液冷却控制，集成安装到发动机上，安装到顶部(4个缸头出水口处)，通过冷却液温度与滑油进行热交换，对滑油温度进行控制，解决启动时滑油温度上升缓慢、高空中滑油过冷的问题。且冷却液中夹杂空气，会影响到发动机冷却效果，通过本实施例中的集气室及通气阀，可将多余气体通过通气孔流到溢流瓶，从而通向大气；当内燃机停车时，随着冷却液温度降低，集气室中压力跟随下降，当集气室中气体低于环境压力时，膨胀壶盖的补水阀门打开，溢流瓶中冷却液通过补水阀门对冷却系统进行补水。

技术特征：

1.一种航空活塞内燃机，包括多套缸头和缸体以及冷却系统，其特征在于：所述冷却系统包括多条并联的冷却水道，每一条冷却水道分别包括缸体水套和缸头水套，每条缸体水道均包括进水口，每条缸体水套的出水口分别与和其相配合的缸头水套的进水口连接，每条缸头水道均具有出水口。

2.如权利要求1所述的航空活塞内燃机，其特征在于：包括油冷器，所述油冷器包括带有油腔和水腔的油冷器本体，所述油冷器本体上设置有冷却水室，所述冷却水室包括由带孔的隔板分隔成进水室和出水室，所述进水室上设置有与缸头水套出水口一一对应的进水孔，每一个缸头水套的出水口分别与进水室的进水孔通过管道连接，所述出水室上设置有出水孔，且所述进水室与出水室分别与所述油冷器本体的水腔相通。

3.如权利要求2所述的航空活塞内燃机，其特征在于：所述冷却水室顶部还设置有集气室，所述集气室与所述冷却水室之间设置有气孔，且所述集气室上设置有通气阀。

4.如权利要求1、2或3所述的航空活塞内燃机，其特征在于：每一个缸头水套分别设置与温度传感器连接。

5.如权利要求4所述的航空活塞内燃机，其特征在于：所述缸头和缸体为四套。

6.如权利要求5所述的航空活塞内燃机，其特征在于：所述缸体的缸径为86mm。

技术总结
本实用新型公开了一种航空活塞内燃机，包括多套缸头和缸体以及冷却系统，其特征在于：所述冷却系统包括多条并联的冷却水道，每一条冷却水道分别包括缸体水套和缸头水套，每条缸体水道均包括进水口，每条缸体水套的出水口分别与和其相配合的缸头水套的进水口连接，每条缸头水道均具有出水口。采用本实用新型的大功率航空活塞内燃机，能够提高发动机的可靠性。

技术研发人员：皮礼平;吴玉平;黄友;钟贤;刘宇航
受保护的技术使用者：重庆宗申航空发动机制造有限公司
技术研发日：2019.12.30
技术公布日：2020.08.25