一種航空柴油機偏心活塞燃燒室及其燃燒系統的製作方法
2023-06-05 06:03:01 3
本發明屬於活塞式柴油機技術領域，具體涉及一種航空柴油機偏心活塞燃燒室及其燃燒系統。
背景技術：
隨著國家《關於深化低空空域管理體制改革的意見》和《通航航空飛行任務審批與管理規定》的公布，國內通航產業規模逐漸形成，各個通航裝備企業為抓住這一國家戰略性新興產業的重要戰略機遇，大力發展通航全產業鏈，培育壯大臨空產業。其中通航核心產業之一航空發動機也日益得到重視。
早前，輕型活塞通用飛機以汽油機為主，雖然汽油機具有升高率高，重量輕，冷啟動等優勢，但考慮發動機熱效率，燃料適應性強(航空煤油、柴油以及生物柴油機均可使用)，燃料存儲安全且容易獲得，燃料價格更加穩定且便宜等優點，目前大陸發動機集團、SMA發動機公司和奧地利鑽石發動機公司等發動機公司均在開發適應於輕型通過飛機的航空柴油機。
相比車用柴油機，輕型通用飛機航空柴油機燃燒系統設計具有自身特點，如高流量係數進氣道、長噴油持續期(高升功率需要)、低爆發壓力(輕量化需要)、低油耗、燃料適應性強(尤其適應低十六烷值)、特殊布置帶來氣門傾斜等劣勢；但是航空柴油機工況單一以及暫無排放要求，對燃燒系統設計優化約束邊界減少，這樣設計燃燒過程中優化目標數減少，燃燒系統設計不需兼顧整個面工況和排放問題。
航空柴油機開發過程中由於布置問題，需要進排氣門較大傾角(常規進排門傾角為0-2º)以及噴油器偏心布置，這就需要解決較大傾角和噴油器偏心布置引起整個燃燒系統產生的問題，規避功重比較大的航空柴油機燃油嚴重碰壁問題，有效平衡柴油機在高速高升功率工況時燃油消耗率和最大爆發壓力關係。
技術實現要素：
針對現有實際開發過程缸蓋布置引起技術問題，本發明提供了一種航空柴油機偏心活塞燃燒室及其燃燒系統，解決由於布置幹涉需要採用較大進排氣門傾角和噴油器偏心引起的燃燒系統設計問題，以達到有效平衡柴油機在高速高升功率工況時燃油消耗率和最大爆發壓力的目的。
為了解決上述存在的技術問題，本發明採用了以下方案：
一種航空柴油機偏心活塞燃燒室，包括缸蓋（1）和缸筒（3），缸筒（3）內設有活塞（4），活塞（4）頂部與缸蓋（1）之間形成燃燒室的腔體，其特徵在於：燃燒室的腔體包括活塞（4）頂部設置的燃燒室凹坑（41），燃燒室凹坑（41）排氣側的邊緣設置有唇口（42），唇口（42）位於燃燒室凹坑（41）外側的活塞（4）頂部；噴油器（2）垂直、偏心的設置在缸蓋（1）上，噴油器（2）向進氣側偏心，燃燒室凹坑（41）和噴油器（2）同中心線。
進一步，燃燒室凹坑（41）為ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圓錐形的凸臺（43）。
進一步，凸臺（43）的凸臺側面輪廓線（431）的傾角Φ為55 º -60º，凸臺（43）上端直徑Dm為4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h為4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圓弧半徑R為6.3-7mm。
進一步，唇口（42）為向燃燒室凹坑（41）傾斜的斜凹槽，斜凹槽底部與燃燒室凹坑（41）之間通過過渡圓弧相連。
進一步，唇口（42）斜凹槽的槽底與活塞（4）頂面之間的夾角α為22 º -28 º。
進一步，燃燒室腔體的口部長度由唇口（42）斜凹槽的寬度η加上凹坑口部直徑Da組成，燃燒室腔體的口部長度關於氣缸中心線對稱。
進一步，燃燒室腔體的口部長度和活塞直徑的比為0.50-0.60；燃燒室凹坑（41）的凹坑深度h與活塞直徑的比為0.158-0.175。
進一步，噴油器（2）是高壓多孔噴嘴。
進一步，噴油器（2）軌壓≥180MPa，孔數8-9個，噴霧錐角148-155º。
進一步，缸蓋（1）上加工有噴油器安裝孔（11）以安裝噴油器（2）。
進一步，噴油器（2）的中心線偏心量δ為2-4mm。
一種航空柴油機偏心活塞燃燒系統，其特徵在於：包括上述任一所述的航空柴油機偏心活塞燃燒室。
進一步，該燃燒系統採用四氣門結構，進氣門和排氣門各兩個；其中一個進氣道採用螺旋氣道，另一個進氣道採用切向氣道。
進一步，進氣道氣門傾角為 2-4º，排氣道氣門傾角為 4-7 º。
進一步，氣道渦流比≥1.4；流量係數≥0.38。
該航空柴油機偏心活塞燃燒室及其燃燒系統具有以下有益效果：
（1）本發明與現有技術相比，具有以下優點：當由於缸蓋布置問題必須使噴油器偏心布置時，採用該燃燒室及燃燒系統，仍然可使噴油器靜態油束做到三等(等弧長、等圓周和等面積)，使缸內整個氣流場和噴霧場軸線仍然重合，巧妙解決噴油器偏心導致噴油器中心線、活塞主體ω凹坑和活塞三者不能重合問題。
附圖說明
圖1：本發明航空柴油機偏心活塞燃燒室的軸向剖視圖；
圖2：本發明航空柴油機偏心活塞燃燒室的關鍵參數定義圖；
圖3：本發明航空柴油機偏心活塞燃燒室的俯視圖；
圖4：本發明航空柴油機偏心活塞燃燒系統的進排氣道配置圖；
圖5：本發明航空柴油機偏心活塞燃燒系統的進排氣道氣門傾角示意圖。
附圖標記說明：
1—缸蓋；11—噴油器安裝孔；2—噴油器；21—靜態噴油油束線；3—缸筒；4—活塞；41—燃燒室凹坑；42—唇口斜凹槽；43—凸臺；431—凸臺側面輪廓線；44—凹坑圓弧；45—活塞頂面餘隙；5—進氣道；6—排氣道；A—氣缸中心線；B—燃燒室凹坑和噴油器的中心線；α—唇口斜凹槽的槽底與活塞頂面之間的夾角；Φ—凸臺兩側直線傾角；R—底部凹坑圓弧半徑；h—凹坑深度；Da—凹坑口部直徑；Dm—凸臺上端直徑；η—唇口斜凹槽的寬度；δ—偏心量；θi—進氣道氣門傾角；θe—排氣道氣門傾角。
具體實施方式
下面結合附圖，對本發明做進一步說明：
圖1至圖5示出了一種航空柴油機偏心活塞燃燒室及其燃燒系統，包括缸蓋1和缸筒3，缸筒3內設有活塞4，活塞4頂部與缸蓋1之間形成燃燒室的腔體，燃燒室的腔體包括活塞4頂部設置的燃燒室凹坑41，燃燒室凹坑41排氣側邊緣的活塞頂部設有唇口42，唇口42位於燃燒室凹坑41外側。缸蓋1上偏心的設置有噴油器2，燃燒室凹坑41和噴油器2同軸線，如圖1所示，B為燃燒室凹坑和噴油器的中心線，A為氣缸中心線，燃燒室凹坑和噴油器的中心線B相對於氣缸中心線A存在偏心量δ。本實施例中偏心量δ2-4mm。活塞4頂面和缸蓋1之間存在活塞頂面餘隙45。
燃燒室凹坑41位於活塞頭部，燃燒室凹坑41為ω型凹坑。ω型凹坑的中央是圓錐形的凸臺43，凸臺側面輪廓線431為直線，凸臺側面輪廓線431的傾角Φ為55 º -60º，如圖2所示，本實施例中，凸臺43上端直徑Dm為4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h為4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圓弧半徑R為6.3-7mm。唇口42為斜凹槽（凹槽橫截面的主體部分是斜直線，斜直線一端與燃燒室凹坑41之間通過過渡圓弧相連），斜凹槽底部與燃燒室凹坑41之間通過過渡圓弧相連，斜凹槽的槽底與活塞頂面之間的夾角α為22 º -28 º。唇口斜凹槽的寬度為η，凹坑口部直徑為Da，整個燃燒室腔體(包括燃燒室凹坑41和唇口42)的口部長度關於氣缸中心線A對稱，也即唇口斜凹槽的寬度η加上凹坑口部直徑Da關於氣缸中心線A對稱，ω型凹坑與噴油器2關於燃燒室凹坑和噴油器的中心線B對稱。燃燒室腔體的關鍵參數為：口徑比（燃燒室腔體的口部和活塞直徑的比）為0.50-0.60，徑深比（凹坑深度h與活塞直徑的比）為0.158-0.175。
缸蓋1上加工有噴油器安裝孔11以安裝噴油器2，如圖3所示，噴油器安裝孔11相對缸蓋1偏心設置，噴油器2垂直偏心布置在缸蓋1上，並與ω型凹坑中心線重複；噴油器2是高壓多孔噴嘴，軌壓≥180MPa，孔數8-9個，噴霧錐角148-155º。
如圖4和圖5所示，該燃燒系統採用4氣門結構，進氣門和排氣門各2個。進氣道一個採用螺旋氣道，另一個採用切向氣道。進排氣道的氣門傾角非對稱，進氣道氣門傾角θi 2-4º，排氣道氣門傾角θe 4-7 º；按照AVL氣道評價方式，氣道渦流比≥1.4；流量係數≥0.38。
本發明中，航空柴油機採用4氣門機構，由於高升功率，缸蓋排氣側熱負荷很高，需增加水套厚度；同時為保證高功率進氣順暢，氣門直徑不能減小；為了充分利用四氣門垂直噴油器靜態油束三等(等圓周，等弧長和等面積)優勢，也不能採用噴油器傾斜布置方案避開水套。綜上，保持噴油器垂直布置基礎上，將噴油器向進氣側偏移2-4mm，活塞凹坑為了匹配噴油器偏心布置，也採用凹坑偏心，使得活塞凹坑中心線和噴油器中心線重合。隨之導致另一個問題，噴油器噴霧流場與缸內整個氣流運動不對稱，因此在排氣側增加唇口解決了上述問題。
本發明中，進氣道採用螺旋和切向氣道組合，缸內渦流保持性好；由於缸蓋布置問題，進排氣道的氣門傾角較大，進氣道氣門傾角2-4º，排氣道氣門傾角4-7 º，具體進排氣門傾角根據缸蓋布置反推；當然如果實際布置進排氣門也可均採用相等傾角，如4 º；但實際進氣門傾角較大如5 º，進排氣道渦流和流量係數較難同時達到較大水平，而排氣道約束主要是流量係數，採用較大排氣門(增加)傾角更加容易解決布置問題。
本發明中，由於採用較大氣門傾角後，高升功率航空柴油機更加追求高流量係數。滿足升高率需求，為了解決流量係數和渦流比Trade-off關係，採用高軌壓和多孔噴嘴解決上述問題，這樣將進氣道設計成高流量係數中等渦流比氣道。
本發明與現有技術相比，具有以下優點：當由於缸蓋布置問題必須使噴油器偏心布置時，採用該燃燒室及燃燒系統，仍然可使噴油器靜態噴油油束線21做到三等(等弧長、等圓周和等面積)，使缸內整個氣流場和噴霧場軸線仍然重合，巧妙解決噴油器偏心導致噴油器中心線、活塞主體ω凹坑和活塞三者不能重合問題。
上面結合附圖對本發明進行了示例性的描述，顯然本發明的實現並不受上述方式的限制，只要採用了本發明的方法構思和技術方案進行的各種改進，或未經改進將本發明的構思和技術方案直接應用於其它場合的，均在本發明的保護範圍內。