技术领域
[0001] 本
发明应用于无人机用活塞发动机领域，具体涉及到一种二冲程航空活塞发动机用
增压器。
背景技术
[0002] 无人机平台对航空活塞发动机在功重比、结构紧凑等方面有较高要求，传统的废气
涡轮增压器需要外接独立的润滑系统(或借助发动机润滑系统)，而无人机用航空活塞发动机大多采用掺混润滑方式，采用传统的废气
涡轮增压器会导致无人机动
力系统布局复杂、功重比优势减弱。
发明内容
[0003] 为了解决以上问题，本发明提供一种二冲程的航空活塞发动机增压器，可以实现在涡轮增压器在变海拔多变工况下与发动机良好匹配运行，更加充分的利用发动机废气
能量，全面提高二冲程航空活塞发动机的性能；具备独立的
隔热与自润滑系统，满足于航空航空发动机附件结构紧凑要求；将增压器
轴承内圈滚道与
转轴设计为一体可简化轴系结构。
[0004] 为实现上述目的，本发明二冲程航空活塞发动机增压器需要具备以下条件：涡轮流通截面可调节(可变几何涡轮-Variable Geometry Turbocharge，VGT)装置、自循环滑油供给系统、多层隔热系统以及滚道与
轴承内圈设计一体化的轴承安装结构。
[0005] 根据本发明的技术方案，提供一种二冲程航空活塞发动机增压器，包括：
[0006]
增压压力反馈可变几何涡轮(VGT)自调节装置，用于调节涡轮端流通面积；
[0007] 独立冷却润滑系统，用于对增压器轴承进行润滑与冷却；
[0008] 多层隔热装置，用于隔离增压器的热端与冷端；
[0009] 滚道与轴承内圈设计一体化轴承安装结构，用于实现增压器轴承的内圈与增压器轴的整体设计，减小轴系尺寸。
[0010] 进一步的，所述增压压
力反馈可变几何涡轮自调节装置包括：可变几何涡轮调节
弹簧机构、可变几何涡轮调节杆、主动拨叉、从动拨叉、
喷嘴环和喷嘴环
叶片。
[0011] 进一步的，设置在增压器蜗壳外的可变几何涡轮调节弹簧机构通过可变几何涡轮调节杆连接位于涡轮喷嘴环上的主动拨叉和从动拨叉，喷嘴环叶片与主动拨叉同轴连接，从动拨叉与喷嘴环之间为
滚针轴承联接。
[0012] 进一步的，可变几何涡轮调节弹簧机构包括：增压压力采集孔、活塞
定位片、隔层
垫片、活塞、调节弹簧和调节弹簧座。
[0013] 进一步的，增压压力采集孔通过软管连接发动机进气稳压腔，隔层垫片与活塞位于增压压力采集孔出口直接承受采集到的增压压力，调节弹簧两端分别连接活塞与可变几何涡轮调节杆。
[0014] 进一步的，当增压压力高于调节弹簧的预紧力时，通过可变几何涡轮调节杆带动主动拨叉和从动拨叉使喷嘴环上的喷嘴环叶片开度增加，涡轮端流通面积增加；当增压压力减小至低于调节弹簧的预紧力时，调节弹簧带动可变几何涡轮调节杆使喷嘴环上的喷嘴环叶片开度减小，涡轮端流通面积减小。
[0015] 进一步的，调节弹簧的预紧力根据发动机常用工况的增压压力范围来预先调节。
[0016] 进一步的，所述独立冷却润滑系统包括：
润滑油腔、润滑油绳与
压气机叶轮，所述润滑油腔位于增压器蜗壳内，润滑油绳两端分别连接润滑油腔与增压器轴承，所述增压器轴承位于压气机进气口处。
[0017] 进一步的，所述独立冷却润滑系统的作用方式为：在增压器高速运转时，利用虹吸原理将润滑油腔内的润滑油通过润滑油绳导至增压器轴承处，对其进行进行润滑；压气机工作时由压气机叶轮吸入的压缩空气对增压器轴承进行冷却。
[0018] 进一步的，所述多层隔热装置为三层隔热垫片，所述三层隔热垫片位于增压器涡轮与压气机之间的金属隔板中。
[0019] 进一步的，所述滚道与轴承内圈一体化轴承安装结构包括：内嵌
钢轴套、增压器轴及增压器轴承。
[0020] 本发明的有益效果：
[0021] 1、增压器中的结构紧凑、系统简单的独立冷却润滑系统省略了外接润滑油供给系统与中冷系统使增压系统结构得到简化；
[0022] 2、滚道与轴承内圈一体化轴承安装结构使增压器的总体尺寸较小，提供了紧凑可靠的轴承安装方式；
[0023] 3、简单可靠的多层隔
热机构极大降低了从涡轮端向压气机端的传递的热量，从根本上提高发动机废气能量的利用率；
[0024] 4、VGT自调节机构通过采集增压压力实时调节涡轮喷嘴环开度可以使增压器与发动机在更宽的工况范围内与发动机良好匹配，发动机整体性能得到提升，并且省去了传统VGT调节的步进
电机装置，增压器结构得到简化；
[0025] 5、体积小、
质量轻、结构简单、工作范围广的特点，更加适用于航空活塞发动机。
附图说明
[0026] 为了更清楚地说明本发明
实施例或
现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0027] 图1示出根据本发明实施例的二冲程航空活塞发动机废气涡轮增压器总体结构示意图；
[0028] 图2(a)-图2(c)示出根据本发明实施例的废气涡轮增压器内部结构示意图，包括独立冷却润滑系统、多层隔热装置以及轴承内圈滚道与转轴一体化转轴；
[0029] 图3(a)示出根据本发明实施例的增压压力响应自调节VGT装置结构示意图；
[0030] 图3(b)示出根据本发明实施例的VGT调节弹簧机构结构示意图。
[0031] 其中，1-独立冷却润滑系统；2-多层隔热装置；3-滚道与轴承内圈设计一体化轴承安装结构；4-润滑油腔；5-润滑油绳；6-压气机叶轮；7-隔热垫片；8-内嵌钢轴套；9-增压器轴；10-增压器轴承；11-VGT调节弹簧机构；12-VGT调节杆；13-主动拨叉；14-从动拨叉；15-喷嘴环；16-喷嘴环叶片；17-增压压力采集孔；18-活塞定位片；19-隔层垫片；20-活塞；21-VGT调节弹簧；22-调节弹簧座。
具体实施方式
[0032] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附
权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。
[0033] 本公开的
说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本公开的实施例例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何
变形，意图在于
覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0034] 多个，包括两个或者两个以上。
[0035] 和/或，应当理解，对于本公开中使用的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系。例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。
[0036] 实施例
[0037] 本发明中涉及到的涡轮增压器总体主要结构如剖视图1所示。主要包括：增压压力反馈可变几何涡轮(VGT)自调节装置、独立冷却润滑系统、多层隔热装置2与滚道与轴承内圈一体化轴承安装结构3以及。
[0038] 独立润滑分系统如图2(a)所示，主要包括：润滑油腔4，润滑油绳5与压气机叶轮6。润滑油腔4位于增压器蜗壳内，润滑油绳5两端分别连接润滑油腔4与增压器轴承10。其润滑方式为：在增压器高速运转时，利用虹吸原理将润滑油腔4内的润滑油通过润滑油绳5导至增压器轴承10(见图2(c))处，对其进行进行润滑与冷却。而轴承位于压气机进气口处，压气机工作时由叶轮6吸入的压缩空气也对轴承起到
风冷效果。该增压器独立润滑冷却系统结构的特点是：与传统增压器的外置供油润滑系统相比，取消了位于蜗壳上的滑油进、回油口，无需外接供油辅助装置，使结构简单而紧凑。很好的解决了航空活塞发动机增压器长期工作时的增压器的冷却与润滑问题，保护了增压器轴与轴承。
[0039] 多层隔热装置如图2(b)所示，主要包括：隔热垫片7。隔热垫片7位于增压器涡轮与压气机之间的金属隔板中，该装置应用三层隔热垫片，用于隔离增压器热端(涡轮端)与冷端(压气机端)，极大减少了二者之间的
传热量，提高了热端废气能量的利用率，同时也减少了排气对进气的加热，提高发动机的充气效率。
[0040] 滚道与轴承内圈设计一体化的轴承安装结构如图2(c)所示，主要包括：增压器轴套8、增压器轴承9及增压器轴10。其中内嵌钢轴套8是将增压器轴承10的内圈与增压器轴9设计为整体，主要考虑到轴系的尺寸对增压器整体尺寸的影响，在满足发动机进气需求的前提下，尽量减小轴系尺寸，该设计使增压器
外壳尺寸整体减小，结构更加紧凑。
[0041] 本发明中涉及到的增压压力反馈自调节VGT装置如图3(a)所示。图3(a)所示VGT自调节装置主要包括：VGT调节弹簧机构11、VGT调节杆12、主动拨叉13、从动拨叉14、喷嘴环15与喷嘴环叶片16。设置在增压器蜗壳外的VGT调节机构11通过VGT调节杆12连接位于涡轮喷嘴环15上的主动拨叉13与从动拨叉14，而喷嘴环叶片与主动拨叉13位同轴连接，从动拨叉14与喷嘴环15之间为滚针轴承联接。
[0042] VGT调节弹簧机构的具体结构如图3(b)所示，包括：增压压力采集孔17、活塞定位片18、隔层垫片19、活塞20、VGT调节弹簧21、调节弹簧座22。其中增压压力采集孔17可通过软管连接发动机进气稳压腔，隔层垫片19与活塞20则位于采集孔17出口直接承受采集到的增压压力，而VGT调节弹簧21两端分别连接活塞20与VGT调节杆12。是其工作原理为：通过塑胶管将增压压力采集孔17与发动机进气稳压腔相连接，实时采集稳压腔压力(增压压力)，该压力直接作用在隔层垫片19上，通过活塞20推动VGT调节弹簧21与VGT调节杆12，带动主动拨叉13与从动拨叉14、进而带动与其同轴相连的喷嘴环叶片16的相对
角度，从而起到调节涡轮喷嘴环开度的作用。
[0043] 自调节VGT机构工作原理：增压压力高于调压弹簧的预紧力时，通过VGT调节杆12带动喷嘴环开度调节拨叉使涡轮喷嘴环15上的叶片16开度增加，涡轮端流通面积增加，限制涡轮排气背压过大影响发动机扫气过程；当增压压力减小至低于VGT调节弹簧21的预紧力时，弹簧带动VGT调节杆12调小喷嘴环开度，涡轮流通面积减小，更好地匹配发动机低负荷工况(弹簧21预紧力可参考发动机常用工况的增压压力范围来预先调节)。
[0044] 根据本发明的二冲程航空活塞发动机增压器具备以下优势：1)结构紧凑、系统简单的独立冷却润滑系统；2)简单可靠的多层隔热装置；3)紧凑可靠的轴承安装方式；4)使增压器在宽广的工况范围与航空活塞发动机良好匹配运行的自调节VGT装置。众多优势的集成使该增压器具备了：体积小、质量轻、结构简单、工作范围广的特点，更加适用于航空活塞发动机。
[0045] 上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。
