一种新型多模式变循环二冲程活塞发动机

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种新型多模式变循环二冲程活塞发动机。


背景技术：

2.航空活塞发动机具有低成本、低耗油率的突出优点，但也有功重比高的致命缺点，另外翼尖喷气旋翼等一些复合航空动力同时有燃气输出和轴功输出的综合需求，因此开展高功重比、低耗油率、多动力输出的航空活塞发动机研发需求迫切。
3.目前国际上在研的高功重比航空重油活塞发动机xrdi200cc的功重比为2，国内的航瑞-云雀功重比为1.41，宗申c08/12h的功重比为1.42，北京航空航天大学团队的最新低油耗、高功重比的28kw小型重油活塞发动机的功重比为1.47，远远低于航空燃气轮机5左右的功重比（丁水汀，宋越，杜发荣，等．航空重油活塞发动机发展趋势及关键技术分析[j]．航空动力学报，2021，36（6）：1121-1136）。
[0004]
目前航空活塞发动机都只是单一的轴功输出，对于翼尖喷气、apu等需要燃气动力的场合就显得无能为力，有时不得已只能采用涡轮活塞组合发动机动力系统，但由于同时需要活塞发动机和涡轮机两套核心部件，显而易见，其功重比、成本就很不理想；也有尝试借助增加外部的压气增压系统来提高功重比并输出燃气，但效果微乎其微。


技术实现要素：

[0005]
为此，本发明提供一种新型多模式变循环二冲程活塞发动机，对传统航空活塞发动机开展结构原理突破性创新，提出一种具有轴功和燃气两种输出模式的高功重比低耗油率航空复合动力系统。
[0006]
为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种新型多模式变循环二冲程活塞发动机，包括气缸和设置在所述气缸内顶部的火花塞，还包括曲柄箱、活塞、扫气口、进气口、主排气口、第一排气组件和第二排气组件；所述曲柄箱设置在所述气缸下部，所述曲柄箱传动连接设于所述气缸内的活塞，所述气缸一侧设置扫气口，所述气缸另一侧设置进气口和主排气口，所述气缸顶部设有第二排气组件，所述曲柄箱上设有第一排气组件，所述第一排气组件、第二排气组件均连通所述主排气口。
[0007]
优选的，还包括补燃室和补燃剂入口，所述第一排气组件、第二排气组件和主排气口汇集连通补燃室，所述补燃室上设有补燃剂入口。
[0008]
优选的，所述第一排气组件包括曲柄箱排气口、曲柄箱排气电控单向阀和第一排气管路，所述第一排气管路入口设有曲柄箱排气口，所述第一排气管路出口设有曲柄箱排气电控单向阀。
[0009]
优选的，第二排气组件包括缸顶排气口、缸顶排气电控单向阀和第二排气管路，所述第二排气管路入口设有缸顶排气口，所述第二排气管路出口设有缸顶排气电控单向阀。
[0010]
优选的，轴功输出工作模式时，所述曲柄箱排气口和缸顶排气口关闭，其工作模式及性能与典型二冲程活塞发动机相同，其热力循环就是典型的点燃式活塞发动机奥托循环。
[0011]
优选的，燃气输出模式时，所述活塞对气缸内气体和曲轴箱内的气体进行双向的压缩，所述活塞上移到进气口上方后，所述进气口打开，新鲜空气进入所述曲柄箱，在所述活塞接近气缸顶端但尚未运动到闭合缸顶排气口时，开始点火燃烧，此时，缸顶排气口在缸顶排气电控单向阀的控制下排气，故该过程为定压燃烧；所述活塞在等压燃烧过程中继续上行至完全关闭所述缸顶排气口，所述活塞在顶部上止点停顿，其后所述气缸内的燃烧过程为定容燃烧，其热力循环是与萨巴特循环加热过程顺序相反的先定压加热后定容加热的类似萨巴特循环。
[0012]
优选的，燃烧结束，所述活塞随后在高压燃气推动下下行，燃烧后的高温高压燃气在缸顶排气电控单向阀的控制下从所述缸顶排气口排出气缸；同时，所述活塞下行压缩曲柄箱内气体时，所述曲柄箱内气体在曲柄箱排气电控单向阀的控制下从曲柄箱排气口排出曲柄箱；当所述活塞下行至主排气口和扫气口下方时，所述气缸内的气体和部分扫气从主排气口和缸顶排气口排出，整个活塞下行过程中都有燃气或高压气体输出。
[0013]
优选的，所述活塞从下止点开始上行时，曲柄箱内的高压气体在曲柄箱排气电控单向阀的控制下继续通过曲柄箱排气口排出，直至压力降低为负压开启进气口进气；随后活塞继续上行，缸内高压气可在缸顶排气电控单向阀的控制下通过缸顶排气口排出，直至活塞接近上止点关闭缸顶排气口，整个活塞在上行过程中都有高压气体或燃气输出。
[0014]
优选的，燃气输出模式时，该二冲程活塞发动机变身为压气机及燃烧室，能够像燃气轮机一样连续输出燃气，同时活塞和曲轴不吸收机械功，只是维持自身的活塞运动，即活塞发动机此时变成了一个能连续排气的燃气发生器。
[0015]
优选的，燃气输出模式时，三路排气管均汇集于气缸外补燃室，并通过向所述补燃室喷注如过氧化氢之类的补燃剂，通过过氧化氢等补燃剂的进一步汽化放热反应加大燃气发生量，同时对发动机排气中的未燃尽油气进行补充燃烧。
[0016]
本发明具有如下优点：本发明对传统二冲程航空活塞发动机进行结构原理创新，使其在保留原有轴功输出功能的前提下，能够具有并可视需要切换为燃气输出功能，从而分别实现二冲程活塞发动机典型奥托循环和类似萨巴特循环的变循环工作，结构简单，功重比高，耗油率低，在翼尖喷气旋翼动力、apu动力及类似航空动力系统中有突出优势和广阔应用前景。
附图说明
[0017]
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
[0018]
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供
熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
[0019]
图1为本发明的整体结构示意图；图2为本发明中活塞上行示意图；图3为本发明的等压燃烧示意图；图4为本发明的等容燃烧示意图；图5为本发明中活塞下行示意图；图6为本发明中扫气排气示意图；图7为本发明的变循环热力循环示意图；图中：1火花塞；2气缸；3扫气口；4活塞；5曲柄箱；6曲柄箱排气口；7进气口；8曲柄箱排气电控单向阀；9主排气口；10补燃室；11补燃剂入口；12缸顶排气电控单向阀；13缸顶排气口。
具体实施方式
[0020]
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0021]
为了解决现有技术中存在的相关技术问题，本发明实施例提供了一种新型二冲程变循环发动机，旨在解决传统航空活塞发动机功重比大、无法提供某些航空动力所需燃气的问题。如图1所示的，具体包括气缸2和设置在所述气缸2内顶部的火花塞1，还包括曲柄箱5、活塞4、扫气口3、进气口7、主排气口9、第一排气组件和第二排气组件；所述曲柄箱5设置在所述气缸2下部，所述曲柄箱5传动连接设于所述气缸2内的活塞4，所述气缸2一侧设置扫气口3，所述气缸2另一侧设置进气口7和主排气口9，所述气缸2顶部设有第二排气组件，所述曲柄箱5上设有第一排气组件，所述第一排气组件、第二排气组件均连通所述主排气口9。
[0022]
其中，还包括补燃室10和补燃剂入口11，所述第一排气组件、第二排气组件和主排气口9汇集连通补燃室10，所述补燃室10上设有补燃剂入口11。
[0023]
优选的，所述第一排气组件包括曲柄箱排气口6、曲柄箱排气电控单向阀8和第一排气管路，所述第一排气管路入口设有曲柄箱排气口6，所述第一排气管路出口6设有曲柄箱排气电控单向阀8。
[0024]
优选的，第二排气组件包括缸顶排气口13、缸顶排气电控单向阀12和第二排气管路，所述第二排气管路入口设有缸顶排气口13，所述第二排气管路出口设有缸顶排气电控单向阀12。
[0025]
上述三根排气管能保证源源不断的高压燃气、高压空气汇集于补燃室10进一步补燃增压；所述补燃室10有过氧化氢类补燃剂注入与高温燃气汽化反应进一步提高燃气量及压力，并对未燃尽油气补充燃烧，减少污染排放，提高燃烧效率。
[0026]
本发明实施例中轴功输出模式时，曲柄箱排气口6和缸顶排气口13关闭时，其工作
模式及性能与典型二冲程活塞发动机相同，不作赘述，其热力循环就是典型的点燃式活塞发动机奥托循环，如图7中典型奥托循环0-1-2-3-4-1。
[0027]
燃气输出模式时，活塞4对气缸2内气体和曲轴箱5内的气体进行双向压缩，活塞4上行，对应于图7中类似萨巴特循环中的1-2’过程；活塞4上移到进气口7上方后，进气口7打开，新鲜空气进入曲柄箱5，如图2所示；在活塞4接近气缸2顶端但尚未运动到闭合气缸顶部缸顶排气口13时，开始点火燃烧，如图3所示，此时由于缸顶排气口13在缸顶排气电控单向阀12的控制下排气，故该过程为定压燃烧，对应于图7中类似萨巴特循环的2
’‑
2.5过程。活塞4在等压燃烧过程中继续上行，直至关闭缸顶排气口13，活塞4在顶部上止点停顿，之后的燃烧为定容燃烧过程，如图4所示，对应于图7中类似萨巴特循环的2.5-3’过程。图7中类似萨巴特循环不同于正常的萨巴特循环的先定容燃烧再定压燃烧，而是先进行定压燃烧，最后再进行定容燃烧，这样可以把燃烧能量更多的转化为燃气功而不是机械功。
[0028]
燃烧结束，所述活塞4随后在高压燃气推动下下行，燃烧后的高温高压燃气在缸顶排气电控单向阀12的控制下从所述缸顶排气口13排出气缸2；同时，所述活塞3下行压缩曲柄箱5内气体时，所述曲柄箱5内气体在曲柄箱排气电控单向阀8的控制下从曲柄箱排气口6排出曲柄箱5；当所述活塞4下行至主排气口9和扫气口3下方时，所述气缸2内的气体和部分扫气从主排气口9和缸顶排气口13排出，整个活塞下行过程中都有燃气或高压气体输出。即随后活塞4在高压燃气推动下下行，如图5所示，燃烧后的高温高压燃气进行膨胀，对应于图7中类似萨巴特循环的3
’‑
4。活塞4到达下止点时，如图6，进气口7关闭，扫气口3开启，曲柄箱排气口6在曲柄箱排气电控单向阀8的控制下开启，主排气口9开启，缸顶排气口13在缸顶排气电控单向阀12的控制下开启，曲柄箱5内气体一部分进入气缸2，一部分气体从曲柄箱排气口6排出，气缸2内的气体从主排气口9和缸顶排气口13排出。
[0029]
优选的，所述活塞从下止点开始上行时，曲柄箱内的高压气体在曲柄箱排气电控单向阀的控制下继续通过曲柄箱排气口排出，直至压力降低为负压开启进气口进气；随后活塞继续上行，缸内高压气可在缸顶排气电控单向阀的控制下通过缸顶排气口排出，直至活塞接近上止点关闭缸顶排气口，整个活塞在上行过程中都有高压气体或燃气输出。
[0030]
优选的，燃气输出模式时，该二冲程活塞发动机变身为压气机及燃烧室，能够像燃气轮机一样连续输出燃气，同时活塞和曲轴不吸收机械功，只是维持自身的活塞运动，即活塞发动机此时变成了一个能连续排气的燃气发生器。
[0031]
优选的，燃气输出模式时，三路排气管均汇集于气缸外补燃室10，并通过向所述补燃室10喷注如过氧化氢之类的补燃剂，通过过氧化氢等补燃剂的进一步汽化放热反应加大燃气发生量，同时对发动机排气中的未燃尽油气进行补充燃烧。
[0032]
本发明对传统二冲程航空活塞发动机进行结构原理创新，使其在保留原有轴功输出功能的前提下，能够具有并可视需要切换为燃气输出功能，从而分别实现二冲程活塞发动机典型奥托循环和类似萨巴特循环的变循环工作，结构简单，功重比高，耗油率低，在翼尖喷气旋翼动力、apu动力及类似航空动力系统中有突出优势和广阔应用前景。
[0033]
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，
在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。