一种航空用二冲程活塞式发动机制造技术

本申请提供一种航空用二冲程活塞式发动机；其中发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。本申请使得活塞从下往上运动的时候形成挤气流，当活塞到达到上死点时双半楔形区域的燃气被活塞挤出，在半球形区域内相互碰撞，碰撞后，气体流速快，火焰传播速度加快，从而形成促进燃烧的运动，从而使燃烧更加迅速，充分提高燃料利用率，提升发动机功率。

【技术实现步骤摘要】
一种航空用二冲程活塞式发动机
本申请涉及发动机
，尤其是涉及一种航空用二冲程活塞式发动机。
技术介绍
二冲程发动机包括机匣、气缸，活塞、进气、排气、燃油等。气缸和活塞是二冲程发动机的核心部件，燃烧发生在气缸的燃烧室内，燃烧产生的爆发压力推动活塞在气缸内做往复直线运动。活塞位于上止点时，活塞顶部和气缸形成的空间称为燃烧室。燃烧室的形状已经成为影响二冲程发动机性能的重要因素。众所周知，二冲程发动机曲轴旋转一周做功一次，相对于四冲程发动机曲轴旋转二周做功一次，进气，排气时间缩短一半，优秀的进气，排气气流组织及充分燃料燃烧是提高二冲程发动机有效输出功率的关键技术。现有高功率的二冲程活塞发动机燃烧室多采用楔形燃烧室或球形燃烧室，活塞多为平顶或楔形，扫气形式为直流扫气或回流扫气。二冲程发动机一般在机匣内对可燃混合气进行预压缩，通过活塞移动打开进、排气口，进而控制新鲜混合气的进入和燃烧后废气的排出；新鲜气体在进气道内流动，进入气缸，并挤出气缸内燃烧后的废气，从而完成进气和排气；现有技术扫气不充分，容易造成可燃混合气短路，混合气没有经过燃烧，直接从排气口排出，从而造成发动机经济性能差，不易起动等问题。且现有技术中燃烧室边缘气体流动性差，造成边缘可燃混合气体参与燃烧的时间晚，造成燃烧不充分，从而影响发动机有效功率输出及发动机的HC(碳氢化合物)排放。
技术实现思路
本申请要解决的技术问题是提供一种航空用二冲程活塞式发动机。本申请更进一步解决的技术问题是提供一种航空用二冲程活塞式发动机，所述发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一夹角的范围为5°至10°，所述第二夹角的范围为5°至15°。根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角，所述第二导圆角为所述第一导圆角的3-10倍，优选为3-5倍。根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二楔形面的底端环线与顶端环线之间形成的环形区域的投影面积占燃烧室的最大横截面面积的20％至50％。根据本申请实施例提供的技术方案，所述活塞顶球面的半径为所述半球面半径的10-15倍。根据本申请实施例提供的技术方案，所述活塞顶球面的中心点与火力岸边缘的垂直距离为1-3mm。根据本申请实施例提供的技术方案，所述发动机的气缸固定在机匣上，所述气缸内设有活塞组件；所述燃烧室位于气缸内活塞的顶部；所述气缸的侧壁设有排气口，所述排气口的出口方向倾斜向下设置；所述排气口的口径由内至外逐渐变宽。根据本申请实施例提供的技术方案，所述气缸内面设有镀层。根据本申请实施例提供的技术方案，所述气缸的侧壁设有主扫气道和至少一个辅助扫气道。本申请具有的优点和积极效果是：由于本申请采用如上技术方案，即通过在活塞式发动机的燃烧室侧壁设置第一楔形面和第二楔形面，所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角；第一夹角小于所述第二夹角。上述第一楔形面和第二楔形面之间形成的楔形区，使得活塞从下往上运动的时候形成挤气流，挤气流增加了流速，使燃烧室边缘的气体快速地参与到气体流动中，从而增加了火焰的传播速度，缩短整体燃烧时间，加快燃烧；当活塞到达到上死点时双半楔形区域的燃气被活塞挤出，在半球形区域内相互碰撞，碰撞后，气体流速加快，火焰传播速度加快，从而形成促进燃烧的运动，从而使燃烧更加迅速，充分，提高燃料利用率，提升发动机功率。挤气流还可促进扫气，更好的完成进排气；挤气流增加了流速，增加流速的机理是楔型挤压，形成气体喷射，从而增加流速。楔形区的设计，颠覆了传统燃烧室中火焰传播方向的笔直界面传播的设计，第一楔形面和第二楔形面形成的弯折的燃烧室侧壁，使得火焰传播中形成折行传播，从而进一步增加火焰传播面积及速度。根据本申请实施例提供的技术方案，通过设计倾斜向下的排气口和辅助扫气道，排气口设置一定的倾角，且渐扩，降低排气的流速，使排气有一个合适的背压，避免在活塞没有关闭排气口时新鲜的油气混合气直接排出发动机，能够避免进、排气短路，增加边缘可燃混合气流动速度，提升燃烧相对速度，提升发动机的机械效率及燃料利用率。除了上面所描述的本申请解决的技术问题、构成技术方案的技术特征以及由这些技术方案的技术特征所带来的优点之外，本申请所能解决的其他技术问题、技术方案中包含的其他技术特征以及这些技术特征所带来的优点，将结合附图作进一步详细的说明。附图说明图1是本申请第一种实施例中燃烧室的结构示意图；图2是本申请第一种实施例中燃烧室内的气流示意图；图3为本申请第二种实施例中发动机的总成立体剖视结构图；图4为图3中A部分的放大结构示意图；图5为本申请第二种实施例中发动机剖视结构图。图6为本申请第二种实施例中气缸的结构示意图；图7位本申请第二种实施例中气缸的垂直于图5中剖面的气缸结构示意图；图8为本申请第二种实施例中活塞的结构示意图；图中：1、活塞；2、活塞顶球面；3、第一楔形面；4、第二楔形面；5、半球面；6、火花塞；7、气缸；8、辅助扫气道；9、连杆；10、机匣；11、排气口；12、主扫气道；13、活塞推力面、14、镂空面。具体实施方式下面结合附图对本申请的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本申请，但并不构成对本申请的限定。此外，下面所描述的本申请各个实施方式中涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。实施例一如图1所示为本申请提供的活塞式发动机的燃烧室的结构示意图，包括设置在活塞顶部的活塞顶球面2、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面3和第二楔形面4、位于顶部且与所述第二楔形面4衔接的半球面5；所述第一楔形面3与活塞侧壁之间形成第一夹角α，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角β；所述第一夹角α小于所述第二夹角β。在本实施例中第一夹角α为6°，第二夹角β为10°，第一夹角小于第二夹角使得燃烧室的侧壁从上止点开始形成弯折的一段侧壁，先逐渐变宽后逐渐变窄，从而在燃烧室内形成挤气流；如图1所示，半球面5的顶部设有火花塞6；如图2和图3所示，当活塞运动到上止点的时候，燃烧室侧壁的气流如图中的箭头方向移动，第一楔形面3的斜楔面的气体被挤压，挤流流速增加，推动活塞周边气体流动；当气体流动到第二楔形面4时，因活塞的挤压流速进一步增加，气流方向进一步改变，不同方向的挤压气流进入到半球面5内，在火花塞6附近形成增强的滚流，在上止点前火花塞6点火后，较强的滚流混合气迅速燃烧，释放能力，有效的提高燃烧速率，提高发动机的机械效本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述发动机的燃烧室包括设置在活塞顶部的活塞顶球面、从下至上依次设置在燃烧室侧壁的第一楔形面和第二楔形面、位于顶部且与所述第二楔形面衔接的半球面；所述第一楔形面与活塞侧壁之间形成第一夹角，所述第二楔形面与水平方向之间形成第二夹角；所述第一夹角小于所述第二夹角。


2.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第一夹角的范围为5°至10°，所述第二夹角的范围为5°至15°。


3.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角，所述第二导圆角为所述第一导圆角的3-10倍。


4.根据权利要求1所述的一种航空用二冲程活塞式发动机，其特征在于，所述第一楔形面与所述第二楔形面之间设有第一导圆角；所述第二楔形面与所述半球面之间设有第二导圆角，所述第二导圆角为所述第一导圆角的3-5倍。


5.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈军磊，
申请(专利权)人：象限空间天津科技有限公司，
类型：新型
国别省市：天津;12