一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统技术方案

本发明专利技术涉及一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连。

Eccentric piston combustion chamber of aviation diesel engine and combustion system thereof

The invention relates to a diesel engine air eccentric piston combustion chamber and its combustion system, including cylinder head (1) and the cylinder (3), a cylinder (3) is arranged in the piston (4), a piston (4) and the top of the head (1) is formed between the cavity of the combustion chamber, which is characterized in that the combustion chamber the chamber includes a piston (4) combustion chamber (41) arranged at the top of the pit, the pit chamber (41) exhaust side is arranged on the edge of the lip (42), lip (42) is located in the combustion chamber (41) outside the pits of piston top fuel injector (4); (2) vertical and eccentric set in the cylinder head (1), the injector (2) eccentric to the inlet side of the combustion chamber, the pit (41) and the injector (2) with the center line. The pit (41) of the combustion chamber is an Omega shaped pit, and the center of the Omega shaped pit is a conical boss (43). The lip (42) is an inclined groove that is inclined towards the pit (41) of the combustion chamber, and the bottom of the inclined groove is connected with the pit (41) of the combustion chamber through the transition arc.

【技术实现步骤摘要】
一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统
本专利技术属于活塞式柴油机
，具体涉及一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统。
技术介绍
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。早前，轻型活塞通用飞机以汽油机为主，虽然汽油机具有升高率高，重量轻，冷启动等优势，但考虑发动机热效率，燃料适应性强(航空煤油、柴油以及生物柴油机均可使用)，燃料存储安全且容易获得，燃料价格更加稳定且便宜等优点，目前大陆发动机集团、SMA发动机公司和奥地利钻石发动机公司等发动机公司均在开发适应于轻型通过飞机的航空柴油机。相比车用柴油机，轻型通用飞机航空柴油机燃烧系统设计具有自身特点，如高流量系数进气道、长喷油持续期(高升功率需要)、低爆发压力(轻量化需要)、低油耗、燃料适应性强(尤其适应低十六烷值)、特殊布置带来气门倾斜等劣势；但是航空柴油机工况单一以及暂无排放要求，对燃烧系统设计优化约束边界减少，这样设计燃烧过程中优化目标数减少，燃烧系统设计不需兼顾整个面工况和排放问题。航空柴油机开发过程中由于布置问题，需要进排气门较大倾角(常规进排门倾角为0-2º)以及喷油器偏心布置，这就需要解决较大倾角和喷油器偏心布置引起整个燃烧系统产生的问题，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。
技术实现思路
针对现有实际开发过程缸盖布置引起技术问题，本专利技术提供了一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，解决由于布置干涉需要采用较大进排气门倾角和喷油器偏心引起的燃烧系统设计问题，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。为了解决上述存在的技术问题，本专利技术采用了以下方案：一种航空柴油机偏心活塞燃烧室，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。进一步，燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。进一步，凸台（43）的凸台侧面轮廓线（431）的倾角Φ为55º-60º，凸台（43）上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm。进一步，唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连。进一步，唇口（42）斜凹槽的槽底与活塞（4）顶面之间的夹角α为22º-28º。进一步，燃烧室腔体的口部长度由唇口（42）斜凹槽的宽度η加上凹坑口部直径Da组成，燃烧室腔体的口部长度关于气缸中心线对称。进一步，燃烧室腔体的口部长度和活塞直径的比为0.50-0.60；燃烧室凹坑（41）的凹坑深度h与活塞直径的比为0.158-0.175。进一步，喷油器（2）是高压多孔喷嘴。进一步，喷油器（2）轨压≥180MPa，孔数8-9个，喷雾锥角148-155º。进一步，缸盖（1）上加工有喷油器安装孔（11）以安装喷油器（2）。进一步，喷油器（2）的中心线偏心量δ为2-4mm。一种航空柴油机偏心活塞燃烧系统，其特征在于：包括上述任一所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室。进一步，该燃烧系统采用四气门结构，进气门和排气门各两个；其中一个进气道采用螺旋气道，另一个进气道采用切向气道。进一步，进气道气门倾角为2-4º，排气道气门倾角为4-7º。进一步，气道涡流比≥1.4；流量系数≥0.38。该航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统具有以下有益效果：（1）本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：当由于缸盖布置问题必须使喷油器偏心布置时，采用该燃烧室及燃烧系统，仍然可使喷油器静态油束做到三等(等弧长、等圆周和等面积)，使缸内整个气流场和喷雾场轴线仍然重合，巧妙解决喷油器偏心导致喷油器中心线、活塞主体ω凹坑和活塞三者不能重合问题。附图说明图1：本专利技术航空柴油机偏心活塞燃烧室的轴向剖视图；图2：本专利技术航空柴油机偏心活塞燃烧室的关键参数定义图；图3：本专利技术航空柴油机偏心活塞燃烧室的俯视图；图4：本专利技术航空柴油机偏心活塞燃烧系统的进排气道配置图；图5：本专利技术航空柴油机偏心活塞燃烧系统的进排气道气门倾角示意图。附图标记说明：1—缸盖；11—喷油器安装孔；2—喷油器；21—静态喷油油束线；3—缸筒；4—活塞；41—燃烧室凹坑；42—唇口斜凹槽；43—凸台；431—凸台侧面轮廓线；44—凹坑圆弧；45—活塞顶面余隙；5—进气道；6—排气道；A—气缸中心线；B—燃烧室凹坑和喷油器的中心线；α—唇口斜凹槽的槽底与活塞顶面之间的夹角；Φ—凸台两侧直线倾角；R—底部凹坑圆弧半径；h—凹坑深度；Da—凹坑口部直径；Dm—凸台上端直径；η—唇口斜凹槽的宽度；δ—偏心量；θi—进气道气门倾角；θe—排气道气门倾角。具体实施方式下面结合附图，对本专利技术做进一步说明：图1至图5示出了一种航空柴油机偏心活塞燃烧室及其燃烧系统，包括缸盖1和缸筒3，缸筒3内设有活塞4，活塞4顶部与缸盖1之间形成燃烧室的腔体，燃烧室的腔体包括活塞4顶部设置的燃烧室凹坑41，燃烧室凹坑41排气侧边缘的活塞顶部设有唇口42，唇口42位于燃烧室凹坑41外侧。缸盖1上偏心的设置有喷油器2，燃烧室凹坑41和喷油器2同轴线，如图1所示，B为燃烧室凹坑和喷油器的中心线，A为气缸中心线，燃烧室凹坑和喷油器的中心线B相对于气缸中心线A存在偏心量δ。本实施例中偏心量δ2-4mm。活塞4顶面和缸盖1之间存在活塞顶面余隙45。燃烧室凹坑41位于活塞头部，燃烧室凹坑41为ω型凹坑。ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台43，凸台侧面轮廓线431为直线，凸台侧面轮廓线431的倾角Φ为55º-60º，如图2所示，本实施例中，凸台43上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm。ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm。唇口42为斜凹槽（凹槽横截面的主体部分是斜直线，斜直线一端与燃烧室凹坑41之间通过过渡圆弧相连），斜凹槽底部与燃烧室凹坑41之间通过过渡圆弧相连，斜凹槽的槽底与活塞顶面之间的夹角α为22º-28º。唇口斜凹槽的宽度为η，凹坑口部直径为Da，整个燃烧室腔体(包括燃烧室凹坑41和唇口42)的口部长度关于气缸中心线A对称，也即唇口斜凹槽的宽度η加上凹坑口部直径Da关于气缸中心线A对称，ω型凹坑与喷油器2关于燃烧室凹坑和喷油器的中心线B对称。燃烧室腔体的关键参数为：口径比（燃烧室腔体的口部和活塞直径的比）为0.50-0.60，径深比（凹坑深度h与活塞直径的比）为0.158-0.175。缸盖1上加工有喷油器安装孔11以安装喷油器2，如图3所示，喷油器安装孔11相对缸盖1偏心设置，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空柴油机偏心活塞燃烧室，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。

【技术特征摘要】
1.一种航空柴油机偏心活塞燃烧室，包括缸盖（1）和缸筒（3），缸筒（3）内设有活塞（4），活塞（4）顶部与缸盖（1）之间形成燃烧室的腔体，其特征在于：燃烧室的腔体包括活塞（4）顶部设置的燃烧室凹坑（41），燃烧室凹坑（41）排气侧的边缘设置有唇口（42），唇口（42）位于燃烧室凹坑（41）外侧的活塞（4）顶部；喷油器（2）垂直、偏心的设置在缸盖（1）上，喷油器（2）向进气侧偏心，燃烧室凹坑（41）和喷油器（2）同中心线。2.根据权利要求1所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：燃烧室凹坑（41）为ω型凹坑，ω型凹坑的中央是圆锥形的凸台（43）。3.根据权利要求1或2所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：唇口（42）为向燃烧室凹坑（41）倾斜的斜凹槽，斜凹槽底部与燃烧室凹坑（41）之间通过过渡圆弧相连。4.根据权利要求3所述的航空柴油机偏心活塞燃烧室，其特征在于：凸台（43）的凸台侧面轮廓线（431）的倾角Φ为55º-60º，凸台（43）上端直径Dm为4.0-5.0mm，ω型凹坑深度h为4.5-5.5mm；ω型凹坑的底部凹坑圆弧半径R为6.3-7mm；唇...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡鹏，
申请(专利权)人：奇瑞汽车股份有限公司，
类型：发明
国别省市：安徽,34