[实用新型]一种航空用二冲程活塞式发动机

说明书

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。

技术领域

本申请涉及发动机技术领域，尤其是涉及一种航空用二冲程活塞式发动机。

背景技术

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。

发明内容

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。