本实用新型属于活塞式航空发动机领域，涉及一种活塞式航空发动机。
背景技术：
传统的活塞式航空发动机以点燃式汽油发动机为主，具有技术成熟，生产成本低，燃油经济性好，使用成本低等优点，仍然广泛作为通用航空及无人机动力设备使用，特别是作为军用无人机动力依然被广泛使用。由于存储使用的安全性及后勤保障简便性方面的考虑，在军用燃料领域出现了燃料重油化和单一化的趋势。在活塞式航空发动机领域，重油主要指平均分子质量比汽油更大的航空煤油。以闪点高、安全性好的航空煤油燃料取代闪点低、易挥发、易失火、安全性差的航空汽油燃料成为活塞式航空发动机研究领域的一个重要课题。
然而航空煤油与航空汽油的性质有很大的差异，其粘性比汽油高、饱和蒸汽压低，蒸发雾化比较困难，燃烧稳定性差，并且航空煤油自燃温度低，燃烧速率慢，这些特性导致航空煤油在使用与汽油发动机相同的火花塞点燃燃烧模式时具有严重的爆震倾向，从而导致发动机的爆震极限大大降低，发动机动力性与经济性恶化。
因此想要基于活塞式航空汽油发动机开发能够燃烧航空煤油的活塞式航空重油发动机，需要对发动机的燃烧系统进行重新设计，以适应航空煤油蒸发雾化困难，自然温度低，燃烧速度慢，热效率低，容易爆震的特性。
预燃室被证明具有一定的加强火焰传播过程，加快燃烧速度的作用，因此有已经有一些研究将预燃室应用在稀燃发动机之中，来拓展发动机的稀薄燃烧极限。但还没有相关研究将其引入活塞式航空重油发动机，用来解决航空煤油燃烧速度低，热效率低，爆震倾向严重的问题。
如何利用好预燃室加速燃烧的特性，同时考虑航空煤蒸发雾化困难的特点，开发出适合活塞式航空重油发动机的燃烧系统，是本实用新型要解决的主要问题。
技术实现要素：
本实用新型的目的是提供一种预燃室射流火焰点火燃烧系统，适用于活塞式航空重油发动机，也可用在其他应用场合。技术要点如下：
一种活塞式航空重油发动机的预燃室射流火焰点火燃烧系统，用于包括主燃烧室、进气道、在进气道内设置的喷油器和预燃室部件，主燃烧室是由活塞顶面、缸套、进气门、排气门以及缸盖所围成的空间，其特征在于，预燃室部件设置在主燃烧室周边，在主燃烧室靠近排气门一侧的燃烧室末端设置有启动辅助火花塞；预燃室部件包括预燃室外壳和预燃室火花塞，预燃室外壳与预燃室火花塞之间密封，预燃室外壳内壁与预燃室火花塞下端面合围形成相对独立的燃烧室，射流喷孔贯穿预燃室外壳的底部，将预燃室与主燃烧室连通。
预燃室的体积为2-5ml。射流喷孔的直径为1-2mm。射流喷孔数量与喷孔方向根据燃烧室形状及预燃室安装位置决定，原则是使得射流火焰尽可能达到燃烧室的末端。所述的喷油器为电控高压喷油器。
以射流火焰点火取代传统火花塞点火，可以极大地提高活塞式航空发动机燃烧航空煤油的火焰发展速度及燃烧稳定性，降低发动机的爆震倾向，显著恢复活塞式航空重油发动机的动力性与经济性；并且该预燃室结构简单、重量轻，能够十分简便地应用在现有的点燃式航空活塞发动机中。该燃烧系统引入的启动辅助火花塞和电控高压喷油器，可以有效地应对航空煤油蒸发雾化困难的问题，提高活塞式航空重油发动机的启动性能和燃油经济性。
附图说明
图1燃烧室布置示意图
图2预燃室部件详细结构示意图
图3预燃室射流火焰点火燃烧模式与双火花塞点火燃烧模式燃烧稳定性、燃烧相位及燃烧持续期对比
图4预燃室射流火焰点火燃烧模式与双火花塞点火燃烧模式动力性、经济性及爆震强度对比
图5预燃室射流火焰点火燃烧模式与双火花塞点火燃烧模式缸压与放热率曲线对比
图1、图2各序号指向的部件或区域意义如下：1—预燃室外壳，2—预燃室火花塞，3—进气门，4—喷油器，5—进气道，6—射流火焰，7—主燃烧室，8—缸套(包括冷却水套)，9—连杆，10—活塞，11—启动辅助火花塞，12—排气道，13—排气门，14—火花塞密封垫圈，15—预燃室外壳密封垫圈，16—气缸盖，17—预燃室腔体，18—射流喷孔，19—火花塞电极间隙，20—预燃室外壳与气缸盖连接螺纹，21—火花塞与预燃室外壳连接螺纹。
图3、图4、图5中图例“火花塞”表示数据采自航空煤油双火花塞点火燃烧模式实验，图例“预燃室”表示数据采自航空煤油预燃室射流火焰点火燃烧模式实验。
具体实施方式
本实用新型设计的燃烧系统的核心是无喷油器的小体积预燃室，以及依靠该预燃室产生的射流火焰点火燃烧模式。与在汽油稀燃发动机的应用情景下由于需要在稀混合气环境中稳定点火，通常需要在预燃室中注入额外的燃料，因而预燃室中既有火花塞又有喷油器，整个预燃室机构体积较大、结构复杂，想要应用在实际发动机中，一方面需要对发动机的结构及控制系统进行大规模的改造增加了设计及生产成本，另一方面还会增加发动机的整体重量。特别是活塞式航空发动机对系统的可靠性和发动机的功重比有较为严格的要求，将稀燃汽油机上的预燃室射流火焰点火系统要直接移植到活塞式航空煤油发动机中，会提高系统的复杂度，降低系统的可靠性，同时降低发动机功重比，对发动机的整体性能可谓是得不偿失。考虑到航空发动机通常运行于大负荷工况，并且参与燃烧的混合气当量比通常在1左右，在发动机运行期间，主燃烧室内的混合气压入预燃室即可实现预热室内稳定点火，无需再向预燃室中注入额外的燃料。因此预燃室结构应用到活塞式航空发动机中，无需在预燃室中设置单独的喷油器，整体结构大大简化，结构质量很小，也无需增加额外的喷油控制系统。
为了保证发动机的启动性能，适应航空煤油蒸发雾化困难的特点，设置了启动辅助火花塞及电控高压喷油器。由于航空煤油挥发性差，雾化困难，特别是在冷启动时，由于发动机整体温度较低，航空煤油蒸发形成均值混合气的量也较少，不能保证有足够的航空煤油燃料进入预燃室中，进而降低了预燃室内的点火稳定性。即使预燃室内的火花塞成功地将预燃室内部的混合气点燃，由于发动机燃烧室周边各部件的温度较低，火焰在预燃室内发展以及穿越喷射孔时会损失较多的热量，气体射流的温度低，活性分子团数量不足，不能引燃主燃烧室内的航空煤油混合气。因此如果仅仅使用预燃室点火，发动机启动反而更为困难。本实用新型设计的燃烧系统通过引入电控高压喷油器可以提高航空煤油的雾化质量，有利于均质混合气的形成；而在主燃烧室中设置发动机启动辅助火花塞，直接点燃主燃烧室内的混合气，从而避免了预燃室在发动机启动时点火性能下降的问题，同时在发动机正常运行过程中，额外的火花塞也可以起到点燃燃烧室末端混合气，加快火焰传播速度，抑制爆震的作用。
该燃烧系统的具体设计简述如下。
燃烧系统布置情况：
该燃烧系统的燃烧室布置情况如图1及图2所示，主燃烧室7是由活塞10顶面、缸套8、进气门3、排气门13以及缸盖16所围成的空间，主燃烧室周围安装了主要由预燃室外壳1和预燃室火花塞2组成的预燃室部件，以及启动辅助火花塞11。在采用四气门结构等燃烧室及缸盖空间允许的条件下，预燃室部件位置如图1，以达到最好的射流火焰点火效果，若采用二气门结构，燃烧室部件应在空间允许的位置偏心布置，同时调整射流喷孔18的数量和方向，使射流火焰尽量达到燃烧室末端，提高火焰加速及爆震抑制效果。启动辅助火花塞11安装在主燃烧室7内靠近排气门13一侧的燃烧室末端，在发动机启动时由于可以直接点燃主燃烧室内的混合气从而提高发动机的启动性能，而在发动机正常运行时点燃燃烧室末端混合气，可以加快燃烧速度，降低降低发动机的爆震倾向。喷油器4安装在进气道5上，在空间允许的条件下，可以设计为缸内直喷的供油方式，这样可以进一步提高发动机的燃油经济性，发动机控制单元ecu控制喷油器的喷油时刻和喷油脉宽，通常在进气行程早期开始喷射，保证更好的雾化效果，并根据运行工况，调配适宜的混合气浓度，在起飞工况提供燃油浓度偏高的功率混合气，在巡航工况提供浓度偏低的经济混合气，在启动和怠速工况进行加浓，以适应发动机的运行需要。
预燃室部件详细结构：
该燃烧系统的核心部分预燃室部件的详细结构示意图如图2所示，预燃室外壳1与预燃室火花塞2构成了预燃室的主体部分。预燃室火花塞2为普通火花塞。预燃室外壳1整体呈桶形，其内壁上半部分有螺纹21实现与火花塞的连接，并利用火花塞密封垫圈14实现预燃室内腔的密封。预燃室外壳1外壁上部为六边形柱体接口，以便通过套筒或扳手进行安装和拆卸，预燃室外壳1外壁下部有螺纹20以实现将预燃室外壳与缸盖16的连接，并利用预燃室外壳密封垫圈15完成对预燃室外壳安装孔的密封。预燃室外壳1内壁与预燃室火花塞2下端面合围形成预燃室17相对独立的燃烧空间。预燃室的体积较小，约为2-5ml,预燃室体积过大发动机热效率会下降，而预热室体积过小则射流火焰强度不够。射流喷孔18贯穿预燃室外壳的底部，将预燃室17与主燃烧室7连通，射流喷孔18的直径为1-2mm,喷孔数量1-7个，喷孔数量与喷孔方向应根据燃烧室形状及预燃室安装位置决定，原则是使射流火焰尽可能达到燃烧室的末端。
射流火焰点火燃烧过程：
发动机工作过程中，主燃烧室中的当量混合气在压缩形成被压入预燃室，预燃室火花塞2在燃烧上止点附近跳火，火花塞电极间隙19处的混合气被点燃形成初始火核。预燃室相对独立的空间为初始火核的形成和发展提供了较为稳定的环境，初始火核不易被缸内气流吹灭，火焰发展也更加稳定，降低了发动机点燃航空煤油的循环波动。火焰在预燃室内稳定发展，预燃室内气体温度压力快速上升，当预燃室内的火焰通过预燃室与主燃烧室的连接小孔后形成高速射流，虽然火焰在通过小孔时很可能会淬灭，但高速射流中的气体具有较高的温度，并且含有很多具有高化学活性的燃烧中间产物，从而在主燃烧室中引发射流状的多点快速燃烧，形成射流火焰6加快火焰在燃烧室中的传播速度，缩短航空煤油的燃烧持续期，使发动机的整体燃烧相位提前，燃烧的等容度提高，发动机的热效率上升；另一方面，射流火焰减小了火焰传播的距离和时间，使得燃烧室内末端混合气发生自燃的可能性降低，也会降低自燃时的末端混合气质量，从而使的航空煤油发动机的爆震几率和爆震强度降低，提高了航空煤油发动机的爆震极限，发动机的动力性与经济性都有显著提高。
本实用新型通过设置启动辅助火花塞11，直接点燃发动机主燃烧室内的混合气，从而提高该活塞航空煤油发动机的冷启动性能。由于该启动辅助火花塞11安装在最容易发生爆炸的排气门附近的燃烧室末端，发动机正常运行时启动辅助将此处的混合气提前点燃消耗了末端混合气，同时提供了燃烧速度，也能起到一定的爆震抑制和提高热效率的作用。
本实用新型基于小体积预燃室的活塞式航空重油发动机射流火焰点火燃烧系统的作用已通过单缸发动机上的对比实验得到部分验证。两组实验都采用了缸内直喷高压喷油器喷射航空煤油，一组实验采用了双火花塞点火，另一组实验将其中的一个火花塞替换为本实用新型提及的小体积预燃室，从而可以验证预燃室射流点火模式对于燃烧航空煤油的作用。
图3中cov-imep参数为平均指示压力的循环波动，反应发动机燃烧过程的稳定性，其数值越低越稳定，ca50参数为燃烧过程放热一半的相位曲轴转角，数值越小表明燃烧相位越提前，ca90-ca10代表燃烧持续期，数值越小表明放热过程越集中。图3中数据表明，预燃室射流火焰点火燃烧模式比双火花塞点火燃烧模式燃烧稳定性更好，燃烧相位更靠前，放热更集中，火焰传播速度更快，发动机效率更高。
图4中bmep参数为平均有效压力，反应发动机的动力性，数值越高表明动力输出越高；bsfc为有效燃油消耗率，反应发动机的燃油经济性，数值越低燃油经济性越好；mapo为平均带通缸压幅值，数值越高发动机爆震强度越高。图4中数据表明，相同点火时刻，预燃室射流火焰点火燃烧模式比双火花塞点火燃烧模式动力性、燃油经济性更好，虽然爆震强度有所提高，但在同等爆震强度下，预燃室射流火焰点火模式动力性与燃油经济性依然更好。
图5为两种燃烧模式在同等爆震强度下的缸压与放热率曲线。数据表明，预燃室射流火焰点火模式燃烧持续期更短，放热更加集中，因而具有更好的动力性与燃油经济性。
1.一种活塞式航空重油发动机的预燃室射流火焰点火燃烧系统，用于包括主燃烧室、进气道、在进气道内设置的喷油器和预燃室部件，主燃烧室是由活塞顶面、缸套、进气门、排气门以及缸盖所围成的空间，其特征在于，预燃室部件设置在主燃烧室周边，在主燃烧室靠近排气门一侧的燃烧室末端设置有启动辅助火花塞；预燃室部件包括预燃室外壳和预燃室火花塞，预燃室外壳与预燃室火花塞之间密封，预燃室外壳内壁与预燃室火花塞下端面合围形成相对独立的预燃室，射流喷孔贯穿预燃室外壳的底部，将预燃室与主燃烧室连通。
2.根据权利要求1所述的预燃室射流火焰点火燃烧系统，其特征在于，预燃室的体积为2-5ml。
3.根据权利要求1所述的预燃室射流火焰点火燃烧系统，其特征在于，射流喷孔的直径为1-2mm。
4.根据权利要求1所述的预燃室射流火焰点火燃烧系统，其特征在于，射流喷孔数量与喷孔方向根据燃烧室形状及预燃室安装位置决定，原则是使得射流火焰尽可能达到燃烧室的末端。
5.根据权利要求1所述的预燃室射流火焰点火燃烧系统，其特征在于，所述的喷油器为电控高压喷油器。
技术总结