[发明专利]用于活塞发动机的组合式燃烧室

说明书

本申请公开了一种用于活塞发动机的组合式燃烧室，包括气缸盖，形成于所述气缸盖中的副燃烧室，以及形成于所述气缸盖、所述副燃烧室和活塞之间的主燃烧室，其中，所述副燃烧室和所述主燃烧室之间通过设置于所述副燃烧室的底部的多个第一通道互相连通，各所述第一通道的中心线相对于所述副燃烧室的中心线径向偏置。通过在副燃烧室中强制形成和保持高强度涡流，能够显著提高发动机的燃烧速度，控制最高爆发压力，改善燃油经济性，适应航空发动机高安全性的要求。

技术领域

本申请涉及活塞发动机燃烧室领域，具体但不排他地，涉及一种用于两冲程航空重油活塞发动机的多通道组合式燃烧室。

背景技术

近年来，两冲程航空重油活塞发动机在小型航空器和无人机中扮演越来越重要的角色。其中，重油活塞发动机的燃烧室中气流的合理组织以及良好的燃烧会直接影响到重油发动机的性能和工作效率，因此，对燃烧室的形状的优化会对重油发动机的发展有很大的促进作用。

现有技术中所涉及的重油发动机燃烧室按结构和燃烧过程的特点不同可分为开式、半开式、涡流式和预燃式燃烧室。其中，传统的开式与半开式燃烧室，虽然在四冲程发动机中应用能达到较好的性能，但由于所用喷油器的起喷压力、起喷速度和喷射贯穿度不够，所以难以满足两冲程发动机高速燃烧的要求；涡流式燃烧室，虽然能预先产生涡流，但是未经过预燃，燃烧速度也跟不上两冲程发动机高速化的发展；现有传统的预燃式燃烧室，在副燃烧室和主燃烧室之间只有一个通道，导致节流损失大，而且无法产生高强度涡流，导致燃油消耗率高、经济性较差。

可见，上述现有的燃烧室均不能很好地适应两冲程重油发动机对高速燃烧的要求，也不能较好地控制发动机燃烧最大爆发压力，导致发动机缸体结构增厚，降低了发动机的功重比，难以满足航空发动机安全性的要求。因此，研发适应高速化两冲程航空活塞重油发动机的燃烧室是十分必要的。

发明内容

为了至少部分的解决上述已有技术存在的不足，本发明提供一种用于活塞发动机的组合式燃烧室，来显著提高活塞发动机的燃烧速度，控制最高爆发压力，改善燃油经济性，适应航空发动机高安全性的要求。

为实现上述目的，根据本发明的一方面，提供一种用于活塞发动机的组合式燃烧室，包括：气缸盖，形成于所述气缸盖中的副燃烧室，以及形成于所述气缸盖、所述副燃烧室和活塞之间的主燃烧室，其中，所述副燃烧室和所述主燃烧室之间通过设置于所述副燃烧室的底部的多个第一通道互相连通，各所述第一通道的中心线相对于所述副燃烧室的中心线径向偏置。

在活塞上行过程中，气缸内形成的压缩空气通过上述多个径向偏置通道，可以在副燃烧室中强制产生强涡流，与副燃烧室中喷油器喷出的燃油充分掺混，由此促进副燃烧室中的燃油充分雾化，发生预燃，从而提高燃油的经济性、改善排放。在燃烧过程中，副燃烧室中预燃后的油气混合物通过该多个偏置通道，可以进一步帮助主燃烧室提高旋流强度，提高主燃烧室的燃烧速度，控制发动机的最高爆发压力，从而减薄发动机缸体结构，增大发动机的功重比。另外，该多个偏置通道可以使副燃烧室和主燃烧室之间的流道相对面积增大，减少节流损失。

在一些实施例中，各所述第一通道可以相对于所述副燃烧室的中心线均布，各所述第一通道的中心线可大致垂直于所述副燃烧室的内周面的切线且可与所述副燃烧室的中心线的夹角为45-50°。偏置通道的特定偏置角度可以使通过偏置通道的气流产生不平衡动量矩，从而在副燃烧室中产生强度更大的涡流。

在一些实施例中，所述副燃烧室可具有纵向截面为U形的内壁，所述内壁的底部可包括第一ω弧形。副燃烧室的内壁的底部设置第一ω弧形可以与发动机的额定转速下产生的涡流强度相适应，从而利于在副燃烧室中形成涡流流场并保持该涡流流场的强度。

在一些实施例中，所述第一ω弧形可以相对于所述副燃烧室的中心线对称，所述第一ω弧形可以具有一个或一个以上弧半径。优选地，所述第一ω弧形具有单一弧半径。