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增强型航空柴油 发动机

阅读：452发布：2020-05-08

专利汇可以提供增强型航空柴油发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种铁素体航空柴油发动机。所述铁素体航空柴油发动机包含铁曲轴箱、钢曲轴和八个钢活塞组合件。所述铁曲轴箱具有扁平的水平相对的八个汽缸布置，其中第一组汽缸壁限定第一排的第一组汽缸并且第二组汽缸壁限定相对的第二排的第二组汽缸。所述钢曲轴至少部分地可旋转地安装在所述铁曲轴箱内。多个钢活塞组合件中的每个钢活塞组合件收纳在所述铁曲轴箱的相应汽缸内并且联接到所述钢曲轴。所述第一组汽缸壁和所述第二组汽缸壁的最小壁厚在大约4.8与5.2mm之间。，下面是增强型航空柴油发动机专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种铁素体航空柴油发动机，包括：
铁曲轴箱，所述铁曲轴箱具有扁平的水平相对的八个汽缸布置，其中第一组汽缸壁限定第一排的四个汽缸并且第二组汽缸壁限定相对的第二排的四个汽缸；
钢曲轴，所述钢曲轴至少部分地可旋转地安装在所述铁曲轴箱内；以及八个钢活塞组合件，所述钢活塞组合件中的每个钢活塞组合件收纳在所述铁曲轴箱的相应汽缸内并且联接到所述钢曲轴；
其中所述第一组汽缸壁和所述第二组汽缸壁的最小壁厚在大约4.8-5.2mm之间。
2.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其中具有附件的所述铁素体航空柴油发动机的重量在大约595-680lbs之间(在无操作流体的情况下)。
3.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述铁素体航空柴油发动机被配置成产生在大约300-450之间的hp。
4.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其进一步包括第一铝汽缸盖和第二铝汽缸盖，其中所述第一铝汽缸盖和所述第二铝汽缸盖通过终接在所述相应汽缸的底部部分近侧的多个头螺栓可操作地联接到所述铁曲轴箱。
5.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述曲轴箱包含被配置成改善所述曲轴箱的结构完整性的斜肋。
6.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其进一步包括一或多个轴颈轴承，其中所述一或多个轴颈轴承的径向间隙在大约35-55μm之间。
7.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述活塞组合件被配置成承受峰值应力为300MPa或更小的无限数量的应力循环。
8.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述铁素体航空柴油发动机被配置成在高达240bar的峰值汽缸压力下操作。
9.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其进一步包括冷却剂系统，其中所述铁素体航空柴油发动机的相邻汽缸间隔开大约12mm，并且其中汽缸壁之间的空间限定了所述冷却剂系统的发动机冷却剂循环穿过的位于所述相邻汽缸之间的水套。
10.根据权利要求9所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述冷却剂系统进一步包含散热器和散热器旁通阀，其中所述散热器旁通阀被配置成选择性地将所述散热器与所述冷却剂系统的其余部分隔离。
11.根据权利要求10所述的铁素体航空柴油发动机，其中通过被配置成感测围绕所述汽缸的所述发动机冷却剂的温度的一或多个温度传感器来控制所述散热器旁通阀。
12.根据权利要求11所述的铁素体航空柴油发动机，其中当所述一或多个温度传感器中的至少一个温度传感器感测到的温度下降到低于大约222℃时，所述散热器旁通阀被激活。
13.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其进一步包括发动机润滑系统，所述发动机润滑系统具有被配置成将窜气气体与润滑油分离的第一离心机构和被配置成进一步将雾化的润滑油与所述窜气气体分离的第二离心机构。
14.根据权利要求1所述的铁素体航空柴油发动机，其进一步包括至少一个轻量齿轮，所述轻量齿轮具有由单一组件构造的外轮缘和主要织带，使得所述外轮缘和所述主要织带一起形成限定没有材料的中空区域的盘状结构。
15.根据权利要求14所述的铁素体航空柴油发动机，其中所述至少一个轻量齿轮进一步包含与所述主要织带相对的联接到所述外轮缘的次级织带，使得所述中空区域位于所述主要织带与所述次级织带之间。

说明书全文

增强型航空柴油发动机

[0001] 相关申请信息

[0002] 本申请要求(于2018年7月21日提交的)美国临时申请第62/535,459号的权益，所述美国临时申请的内容通过引用的方式完全并入本文中。

技术领域

[0003] 本公开总体上涉及航空柴油发动机。更具体地，本公开涉及一种被配置成提高可靠性并且使延长的飞行期间的油损耗和/或消耗最小化的轻量铁素体航空柴油发动机。

背景技术

[0004] 虽然燃料经济性是使航空时的航程(距离)和持续时间(飞行时间)最大化的重要因素，但是同样重要但经常被忽视的因素是润滑油经济性。在某些情况下，高油损耗和/或消耗率会是航空器的航程和持续时间的限制因素。增加润滑油的起始量以补偿高油损耗率会产生重量问题和平衡问题。此外，来自额外的油的增加的重量会对燃料经济性产生不利影响。因此，机油消耗较低的发动机具有航程较远并且持续时间较长的优点。

[0005] 可以显著限制航空器的航程和距离的另一个因素是其可靠性。不管燃料经济性如何，飞行期间经历的机械问题都将会对航空器的能力产生不利影响。在某些情况下，飞行必须缩短和/或任务必须取消以便安全着陆。在严重的情况下，机械问题会导致航空器损坏和/或生命丢失。

[0006] 轻量高功率航空器发动机常见的一种类型的机械问题是在长期使用期间疲劳开裂。由于重量的原因，几乎所有现代柴油压缩-燃烧航空器发动机都是由铝合金构造的。已证明铝是非常适合航空器发动机的轻量成本有效抗腐蚀材料。然而，由铝构造的发动机部件的可用寿命由发动机在经受应力时的持续退化(导致疲劳开裂)来限制。考虑到压缩-燃烧过程中存在的高应力，部件内的断裂最终将开始扩大，从而需要对部件进行替换。这在发动机曲轴箱内的螺纹孔中尤其普遍。如果此类断裂仍然未被注意到，则灾难性故障会在飞行期间发生，从而导致发动机退化或突然断电。

[0007] 航空柴油发动机已知的另一个问题是在低功率负荷下的“燃烧冻结”，常常是在长时间下降期间。无人机(UAV)由于其高滑翔率而特别易于出现这种现象。在下降期间，发动机功率可以往回调节，可能往回调节到空载。当航空器偏离海拔接近其期望水平时，飞行员试图增加发动机功率，但却发现发动机没有反应。然后，航空器被迫继续下降，这会导致航空器遭到破坏。

[0008] 据信，这种现象可能是由于在下降期间迅速冷却而发生的。在下降期间，发动机经常往回调节到低功率设置，使得发动机产生的热量比在较高功率设定下操作时少得多。同时，航空器的速度在下降期间可以增加，这会提高冷却效果。考虑到柴油发动机只依靠保留的汽缸热量和压缩的组合来燃烧，汽缸温度的迅速下降会对燃烧产生不利影响。这可以通过在高海拔飞行期间已经过冷的燃料而进一步加剧。

[0009] 当试图在高海拔重启发动机时，类似的现象可能出现。在启动期间，使用电热塞来预热进入的装料，直到汽缸达到足以维持燃烧的温度。在许多情况下，发动机可以包含在进入汽缸之前对空气进行压缩的涡轮增压器。在与燃料混合后，通过活塞压缩空气-燃料装料以影响点火。

[0010] 由于高海拔中常见的低密度过冷空气，即使使用了电热塞，达到发起燃烧所需的热量水平也会具有挑战性。已减速(spool down)或停止并且不再压缩进入汽缸的空气的涡轮增压器会使问题进一步复杂化。在某些情况下，可以要求航空器在可以重启之前下降到空气密度较高、较暖的地方。在某些条件下，如当在山区飞行时或在有防空武器的情况下，此类下降是不可能的。

[0011] 因此，业内需要的是被设计成使飞行期间的润滑油消耗和/或损耗最小化的轻量高功率航空器发动机。进一步地，业内需要的是其构造的方式使得其能够在结构部件最低限度地退化的情况下承受较长一段时间的高应力负荷并且维持较为一致的内部汽缸温度以避免燃烧在低功率下降期间冻结并且使发动机能够在高海拔重启的航空器发动机。本公开的申请人开发了一种航空柴油发动机来解决这些问题。发明内容

[0012] 本公开的实施例提供了一种由铁素体材料(如钢)构造的航空柴油发动机，其中通过减小的活塞-汽缸膛间隙与集成的多离心干油池式润滑系统的组合来最小化润滑油的消耗和/或损耗。此类铁素体航空柴油发动机与其铝对应物相比更不易于发生疲劳应力断裂。此外，本公开的实施例还能够将其内部汽缸温度保留在高于其铝对应物的程度，从而减少在延长的低功率下降期间燃烧冻结的可能性并且实现高海拔重启。本公开的一些实施例进一步包含至少部分地围绕汽缸的水套，温度调节的水可以在所述水套中循环以进一步帮助控制汽缸温度。

[0013] 材料科学的最新进展、计算机辅助工程(CAE)分析技术和砂芯技术(包含“打印”复杂几何结构的高质量砂芯的能力)实现了铸造具有一致材料特性的薄壁铁结构。因此，本公开的申请人开发了一种能够实现极致性能而不受限制且没有铝结构固有的疲劳寿命的高强度可靠发动机。此外，与产生等效功率量的铝发动机相比，使用高强度铁素体材料使申请人能够降低发动机的重量和容量(体积)两者。

[0014] 本公开的一个实施例提供了一种铁素体航空柴油发动机，所述铁素体航空柴油发动机包含铁曲轴箱、钢曲轴和多个钢活塞组合件。所述铁曲轴箱可以具有扁平的水平相对的多汽缸布置，其中第一组汽缸壁限定第一排的第一组汽缸并且第二组汽缸壁限定相对的第二排的第二组汽缸。在一个实施例中，所述第一排中有四个汽缸并且所述第二排中有四个汽缸。所述钢曲轴可以至少部分地可旋转地安装在所述铁曲轴箱内。所述多个钢活塞组合件中的每个钢活塞组合件可以收纳在所述铁曲轴箱的相应汽缸内并且可以联接到所述钢曲轴。在一个实施例中，所述第一组汽缸壁和所述第二组汽缸壁的最小壁厚可以在大约4.8与5.2mm之间。

[0015] 在一个实施例中，具有附件的所述铁素体航空柴油发动机的重量可以在大约595-680lbs之间(在无操作流体的情况下)。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机可以被配置成产生在大约300-450之间的hp。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机可以进一步包括第一铝汽缸盖和第二铝汽缸盖，其中所述第一铝汽缸盖和所述第二铝汽缸盖通过终接在所述相应汽缸的底部部分近侧的多个头螺栓可操作地联接到所述铁曲轴箱。在一个实施例中，所述曲轴箱可以进一步包含被配置成改善所述曲轴箱的结构完整性的斜肋。
在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机可以进一步包含一或多个轴颈轴承，其中所述一或多个轴颈轴承的径向间隙在大约35-55μm之间。在一个实施例中，所述活塞组合件被配置成承受峰值应力为300MPa或更小的无限数量的应力循环。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机被配置成在高达240bar的峰值汽缸压力下操作。

[0016] 在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机进一步包括冷却剂系统，其中相应的第一排汽缸和第二排汽缸中的相邻汽缸间隔开大约12mm，并且其中汽缸壁之间的空间限定了所述冷却剂系统的发动机冷却剂可以循环穿过的位于所述相邻汽缸之间的水套。在一个实施例中，所述冷却剂系统可以进一步包含散热器和散热器旁通阀，其中所述散热器旁通阀可以被配置成选择性地将所述散热器与所述冷却剂系统的其余部分隔离。在一个实施例中，可以通过被配置成感测围绕所述汽缸的所述发动机冷却剂的温度的一或多个温度传感器来控制所述散热器旁通阀。在一个实施例中，当所述一或多个温度传感器中的至少一个温度传感器感测到的温度下降到低于大约222℃时，所述散热器旁通阀可以被激活。

[0017] 在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机可以进一步包含发动机润滑系统，所述发动机润滑系统具有被配置成将窜气气体与润滑油分离的第一离心机构和被配置成进一步将雾化的润滑油与所述窜气气体分离的第二离心机构。

[0018] 在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机可以进一步包含至少一个轻量齿轮，所述轻量齿轮具有由单一组件构造的外轮缘和主要织带，使得所述外轮缘和所述主要织带一起形成限定没有材料的中空区域的盘状结构。在一个实施例中，所述至少一个轻量齿轮可以进一步包含与所述主要织带相对的联接到所述外轮缘的次级织带，使得所述中空区域位于所述主要织带与所述次级织带之间。

[0019] 本公开的另一个实施例提供了一种铁素体航空柴油发动机，所述铁素体航空柴油发动机被配置成使在延长的飞行期间的油损耗最小化。所述航空柴油发动机可以包含铁曲轴箱、钢曲轴、多个钢活塞组合件和润滑油循环系统。所述铁曲轴箱可以包含限定相应的多个汽缸的多个汽缸壁。所述钢曲轴可以至少部分地可旋转地安装在所述铁曲轴箱内。所述多个钢活塞组合件中的每个钢活塞组合件可以包含收纳在所述多个汽缸中的相应汽缸内的活塞头和可操作地联接到所述钢曲轴的连接杆。所述润滑油循环系统可以包含被配置成将润滑剂与窜气气流分离的第一离心机构和被配置成收纳来自第一离心机的所述窜气气流以进一步将润滑剂与所述窜气气流分离的第二离心机构。在一个实施例中，可以调谐所述活塞头中的每个活塞头与相应汽缸壁之间的径向间隙以在大约60与150μm之间操作。

[0020] 在一个实施例中，具有附件的所述铁素体航空柴油发动机的重量在大约595-680lbs之间(在无操作流体的情况下)。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机被配置成产生在大约300-450之间的hp。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机的位移为大约4.3L。在一个实施例中，第一排汽缸和第二拾取汽缸相隔大约180°角。在一个实施例中，汽缸的点火次序是1-7-5-3-6-4-2-8。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机进一步包括冷却剂系统，其中所述铁素体航空柴油发动机的相邻汽缸间隔开大约12mm，并且其中汽缸壁之间的空间限定了所述冷却剂系统的发动机冷却剂可以循环穿过的位于所述相邻汽缸之间的水套。

[0021] 在一个实施例中，所述冷却剂系统进一步包含散热器和散热器旁通阀，其中所述散热器旁通阀被配置成选择性地将所述散热器与所述冷却剂系统的其余部分隔离。在一个实施例中，通过被配置成感测围绕所述汽缸的所述发动机冷却剂的温度的一或多个温度传感器来控制所述散热器旁通阀。在一个实施例中，当所述一或多个温度传感器中的至少一个温度传感器感测到的温度下降到低于大约220℃时，所述散热器旁通阀被激活。

[0022] 本公开的另一个实施例提供了一种铁素体航空柴油发动机，所述铁素体航空柴油发动机被配置成提高燃烧稳定性和在高海拔的重启。所述航空柴油发动机可以包含铁曲轴箱、钢曲轴、多个钢活塞组合件和发动机冷却剂系统。所述铁曲轴箱可以包含限定相应的多个汽缸的多个汽缸壁。所述汽缸壁可以进一步限定多个水套，每个水套至少部分地围绕所述多个汽缸中的相应汽缸。所述钢曲轴可以至少部分地可旋转地安装在所述铁曲轴箱内。所述多个钢活塞组合件中的每个钢活塞组合件可以包含收纳在所述多个汽缸中的相应汽缸内的活塞头和可操作地联接到所述钢曲轴的连接杆。所述发动机冷却剂系统可以具有泵、一或多个温度传感器、散热器和散热器旁通阀。所述发动机冷却剂系统可以被配置成如果所述一或多个温度传感器检测到汽缸壁温度小于大约222℃，则激活所述散热器旁通阀并且继续使冷却剂在所述多个水套内循环。

[0023] 在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机被配置成在降低的功率设定下以完全损耗发动机冷却剂的方式运行延长的一段时间。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机的相邻汽缸间隔开大约12mm，并且汽缸壁之间的空间限定所述相邻汽缸之间的水套。在一个实施例中，闭环发动机冷却剂系统被配置成使冷却剂循环穿过所述水套以帮助所述铁素体航空柴油发动机维持所述汽缸的温度从而促进燃烧。

[0024] 在一个实施例中，具有附件的所述铁素体航空柴油发动机的重量在大约595-680lbs之间(在无操作流体的情况下)。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机被配置成产生在大约300-450之间的hp。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机进一步包括发动机润滑系统，所述发动机润滑系统具有被配置成将窜气气体与润滑油分离的第一离心机构和被配置成进一步将雾化的润滑油与所述窜气气体分离的第二离心机构。在一个实施例中，所述铁素体航空柴油发动机进一步包含发动机电子控制单元(EECU)，所述EECU被配置成以下中的至少一个：补偿柴油燃料中十六烷的数量或浓度的差异、进行压力检查、计算指示平均有效压力(IMEP)、以所产生的总扭矩信号不与已知的系统固有频率共振的方式调整来自汽缸的单独贡献或其组合。

[0025] 以上发明内容不旨在描述本公开的每个所展示的实施例或每个实施方案。以下附图和详细描述更具体地例证了这些实施例。

附图说明

[0026] 结合附图，考虑本公开的各个实施例的以下详细描述，可以更全面地理解本公开，在附图中：

[0027] 图1是描绘了根据本公开的实施例的航空燃烧驱动组合件的斜视图。

[0028] 图2A是描绘了根据本公开的实施例的航空柴油发动机组件的侧视横截面视图。

[0029] 图2B是描绘了图2A的航空柴油发动机组件的俯视横截面视图。

[0030] 图2C是描绘了图2A的航空柴油发动机组件的中段横截面视图。

[0031] 图2D是描绘了图2A的航空柴油发动机组件的前视横截面视图。

[0032] 图2E是描绘了图2A的航空柴油发动机组件的后视横截面视图。

[0033] 图3是描绘了根据本公开的实施例的航空燃烧驱动组合件的一部分的示意图。

[0034] 图4是描绘了根据本公开的实施例的曲轴的斜视图。

[0035] 图5是根据本公开的实施例的曲拐的朝向以及其到可滑动地收纳在相应的多个发动机汽缸内的多个活塞组合件的连接的简化图形表示。

[0036] 图6A是描绘了现有技术的铝合金曲轴箱的螺纹孔内的应力集中的局部横截面视图。

[0037] 图6B是描绘了根据本公开的实施例的铸铁曲轴箱的螺纹孔内的应力集中的局部横截面视图。

[0038] 图7A是描绘了根据本公开的实施例的具有螺纹孔连接的航空柴油发动机的仰视图。

[0039] 图7B是描绘了图7A的曲轴箱的横截面视图。

[0040] 图7C是描绘了根据本公开的实施例的具有螺纹孔连接的曲轴箱的横截面视图。

[0041] 图8描绘了燃烧-压缩发动机轴颈轴承的优化曲线。

[0042] 图8是描绘了现有技术的铝合金活塞组合件的侧正视图。

[0043] 图9A是描绘了图9的铝合金活塞组合件的横截面视图。

[0044] 图10是描绘了根据本公开的实施例的钢活塞组合件的侧正视图。

[0045] 图10A是描绘了图10的铝合金活塞组合件的横截面视图。

[0046] 图11是描绘了钢和铝的耐久极限的图形表示。

[0047] 图12是描绘了根据本公开的实施例的发动机冷却剂系统的示意图。

[0048] 图13是描绘了根据本公开的实施例的冷却剂流经多个水套的斜视图。

[0049] 图14A-C共同表示描绘了根据本公开的实施例的发动机润滑系统的示意图。

[0050] 图15是描绘了根据本公开的实施例的空气-燃料装料喷射系统的示意图。

[0051] 图16是描绘了根据本公开的实施例的在燃烧期间汽缸压力的正常实际升高的图形表示。

[0052] 图17A是描绘了根据本公开的实施例的轻量齿轮的透视图。

[0053] 图17B是图17A的轻量齿轮的横截面视图。

[0054] 虽然本公开的实施例适于各种修改和替代形式，但是将对附图中通过举例示出的所述实施例的细节进行详细描述。然而，应理解，不旨在将本公开限于所描述的特定实施例。相反，旨在涵盖落入如权利要求书所限定的本主题的精神和范围内的所有修改、等效物和替代方案。

具体实施方式

[0055] 参考图1，根据本公开的实施例描绘了航空燃烧驱动组合件100的斜视图。航空燃烧驱动组合件100可以包含航空柴油发动机组件102、传送组件104和螺旋桨106。在一个实施例中，螺旋桨可以具有三个叶片108。航空燃烧驱动组合件100可以任选地进一步包含润滑系统110(如图14A-C中进一步描绘的)、冷却系统112(如图12中进一步描绘的)、空气-燃料装料喷射系统114(如图15中进一步描绘的)、排气系统116、起动马达118、转速计输出120和其它附件。

[0056] 几十年来，航空发动机设计的总趋势一直是至少用铝构造曲轴箱和活塞。特别地，因为活塞的重量影响发动机的动态平衡和曲柄摇杆机构中轴承的负载，并且航空柴油发动机需要高压缩比来发起燃烧，所以据信，使用除铝合金以外的材料将会导致重很多的发动机产生的功率不超过铝等效物。这同样适用于曲轴箱，所述曲轴箱几十年来一直用铝构造，其目的是将发动机的总重量最小化。由于对新航空器发动机的需求继续集中于提高功率密度(即生产产生更多功率的更轻量发动机)，航空器发动机设计人员继续避免使用较重材料，如铁、钢和其它铁素体材料。

[0057] 材料科学的最新进展、计算机辅助工程(CAE)分析技术和砂芯技术(包含“打印”复杂几何结构的高质量砂芯的能力)实现了铸造具有一致材料特性的薄壁结构，这在先前是不可能的。具备铁素体材料不易发生热膨胀和收缩、具有较好的保温特性并且通常比铝合金更坚固的知识，本公开的申请人着手使用铁素体材料设计高功率轻量航空器发动机，所述高功率轻量航空器发动机与由铝合金构造的航空发动机相比消耗更少的油并且通常更可靠。

[0058] 参考图2A-D，根据本公开的实施例描绘了航空柴油发动机组件102的各种视图。在一个实施例中，航空柴油发动机组件102可以包含曲轴箱122、曲轴124、多个连接杆126以及对应的多个活塞128和活塞销130。在一个实施例中，航空柴油发动机组件102的每个部件可以由铁素体材料构造。例如，在一个实施例中，曲轴箱122可以由铸铁构造，并且曲轴124、连接杆126、活塞128和活塞销130可以由钢构造。

[0059] I.铁曲轴箱

[0060] 如铸铁等铁素体材料因具有在铝结构中不可能的确定的耐久强度而提供了增强的材料特性。参考表1(下文)，将铸铁的材料特性与铝进行了比较。铸铁展现出比铝更高的极限抗拉强度和更高的布氏硬度(Brinnell hardness)。因此，由铸铁构造的曲轴箱122不需要表面处理改性或铁活塞孔衬里插入件，所述表面处理改性或铁活塞孔内衬插入件对于铝曲轴箱壳体来说是常见的(即，活塞128可以直接在孔132内运行)。因此，铸铁的材料特性结合铸造薄壁结构的能力使汽缸132能够倾斜得更靠近，这进而使曲轴箱122与由铝构造的曲轴箱相比更加紧凑并且使用更少的材料。例如，在一个实施例中，发动机组件102可以包含孔径为大约86mm、分隔开大约98mm的多个汽缸132。换句话说，汽缸132之间的空间可以测量为大约12mm并且可以包括测量为间隔开在大约4.8与5.2mm之间以限定测量为在大约1.6与2.4mm之间的水套202(如图12所描绘的)的一对汽缸壁134。因此，在一个实施例中，航空柴油发动机102(在无操作流体的情况下)与其常用附件的重量不超过680lbs。例如，在一个实施例中，航空柴油发动机102的重量在大约595与680lbs之间，平均重量为大约605lbs。

[0061]

[0062] 表1

[0063] 在一个实施例中，航空柴油发动机组件102可以包含限定对应的多个活塞孔(可替代地称为汽缸132)的多个汽缸壁134。例如，在一个实施例中，航空柴油发动机组件102可以以扁平的相对的配置限定八个汽缸132a-h，其中第一排的四个汽缸与相对的四个汽缸和第二排相隔大约180°角(在本文中称为FLAT-VEE配置)。在一个实施例中，所述多个汽缸壁134可以限定相应的多个大致上圆柱形(即，大致上圆形横截面)汽缸132。在一个实施例中，汽缸132a-h的总位移可以为4.3L。在其它实施例中，可以利用更大或更小的位移。

[0064] 在一些实施例中，FLAT-VEE配置使曲轴箱122能够用较少的材料构造，从而使航空柴油发动机100的总重量最小化。另外，FLAT-VEE配置对于具有多发动机配置的航空器或者当一或多个发动机套件的气动阻力成为更重要的设计考虑因素时是有用的。在一个实施例中，航空柴油发动机102可以产生在大约300与450之间的hp并且可以与空气冷却的相对的六汽缸发动机的重量相当。

[0065] 参考图3，根据本公开的实施例描绘了航空燃烧驱动组合件100的一部分的示意图。航空燃烧驱动组合件100可以包含具有第一排汽缸136a(包含汽缸1-4(132a-d))和第二排汽缸136b(包含汽缸5-8(132e-h))的航空柴油发动机102。传送组件104(可替代地称为齿轮箱104)可以位于发动机组件102的第一端近侧。螺旋桨106可以可操作地联接到传送组件104。附件138可以位于发动机100的第二相对端近侧。防火墙140可以位于附件138近侧。

[0066] 参考图4，根据本公开的实施例描绘了曲轴124的斜视图。在一个实施例中，曲轴可以具有四个曲拐142a-d，从而与各组汽缸132配对。图5描绘了所述四个曲拐142a-d的简化图形表示。在一个实施例中，汽缸1和5可旋转地联接到曲拐142a、汽缸2和6可旋转地联接到曲拐142b、汽缸3和7可旋转地联接到曲拐142c并且汽缸4和8可旋转地联接到曲拐142d。因此，在燃烧循环中，每个成对的汽缸彼此相对地操作。在一个实施例中，汽缸的点火次序是1-7-5-3-6-4-2-8。

[0067] 铸铁所展现出的增强的刚度(弹性模数)和强度使在运行期间由于高汽缸压力造成的孔132的变形最小化。在孔132的变形减少的情况下，发动机102可以被配置成消耗较少的油、需要较小的弹簧张力以进行适当的密封、在油中展现出较少的窜气和腐蚀性酸性排气蒸馏物并且在滑动部件上展现出较少的磨损。

[0068] 除了增强的刚度之外，铸铁曲轴箱122随时间推移展现出较少的材料疲劳。经历频繁的高应力负荷的螺纹区域特别易于发生材料疲劳。具体地说，这些区域可以包含围绕汽缸盖附接螺栓和主轴承固位螺栓的螺纹区域。

[0069] 参考图6A-B，可以将在高应力负荷下的铝螺纹孔144a与等效应力负荷下的铸铁螺纹孔144b相比较。如图6A所描绘的，延长的疲劳可以促使铝曲轴箱的螺纹区域的根部开裂，在所述根部处，应力趋于集中。在发动机的寿命中，螺纹可以损坏的程度是：孔144a的螺纹区域呈现为不能使用。在此类情况下，必须修理(例如利用螺旋线圈(HELICOIL)修理)螺纹区域，或者必须更换铝曲轴箱。螺纹孔144中的应力集中也会增加汽缸132在操作期间的变形，这会导致摩擦磨损和油消耗增加。

[0070] 相比之下，如图6B所描绘的，由铁素体材料(如铸铁)构造的曲轴箱122不易于发生此类故障，因为铁素体材料的刚性使应力能够更均匀地分布在螺纹孔144b上。此外，由铁素体材料构造的曲轴箱122可以采用比其铝等效物更少的材料和更小的螺纹区域，从而有助于减少构造曲轴箱122所需的材料。

[0071] 另外参考图7A-C，为了进一步抑制应力负荷的集中，在一个实施例中，利用了终接在汽缸132的底部172近侧的长头螺栓170。另外，斜肋174可以形成于曲轴箱122中以帮助将产生的力从头螺栓170中分散并且改善曲轴箱122的结构完整性。

[0072] 相较于铝，铁素体材料还表现出更低的热导率和更少的热膨胀。曲轴箱122的热膨胀必须在围绕曲轴124的轴颈轴承146中得到补偿(如图2A-D所描绘的)。传统上，轴颈轴承146与曲轴124之间的间隙的尺寸被设定成使摩擦最小化。在低温操作和冷启动期间必须添加另外的间隙以抑制刻痕和外壳旋转。这种另外的间隙会导致多余的油流量以及在高操作温度期间的油压损耗。

[0073] 与铝曲轴箱相比，铁素体(例如，铸铁)曲轴箱122的间隙更可控并且不需要在热/冷条件下进行补偿。这是由于类似的热膨胀系数并且形成了需要更小间隙和离心率的更加稳定的轴承系统。例如，在一个实施例中，轴承间隙与预期而通过不同轴承外壳补偿的公差的范围相符。用机床刚性、磨削准确度以及其它热刚性和刀具刚性来减小制造公差。

[0074] 参考图8，描绘了限定的轴颈轴承146的典型优化曲线。在这个图中，ho表示膜厚度、Q表示油流量、T2表示出油温度并且H表示产生的热量。如所描绘的，存在针对新轴颈轴承146的径向间隙确定的唯一最优段(例如，0.0005英寸)。在铝曲轴箱的情况下，必须增加间隙以补偿低温条件。在径向间隙增加时，油流量(Q)增大。在发动机温度增加从而导致油流量(Q)进一步增加并且产生更低的系统油压时，有问题产生。在某个时刻，油膜减小的程度是：其无法再承受轴承负荷，从而导致金属对金属接触。

[0075] 由于曲轴124和曲轴箱122的热膨胀率一致，因此仅需要对这两个部件的铁素体组合进行正常的摩擦磨损补偿。因此，可以调谐轴颈轴承146以匹配统计制造公差并忽略热膨胀作为计算的一部分。例如，在一个实施例中，轴颈轴承146的径向间隙可以在大约35与55μm之间。

[0076] II.钢活塞组合件

[0077] 参考图9-10A，可以将由铝构造的活塞组合件148与本公开的活塞组合件150相比较，所述活塞组合件150由如钢等铁素体材料构造。铁素体活塞组合件150可以包含钢活塞128、钢活塞销130和钢连接杆126。如前面的图中描绘的，钢活塞128可以被配置成在铸铁曲轴箱122的相应活塞孔132内操作。出于比较目的，现有技术的铝活塞组合件148可以包含铝活塞152和铝活塞销154以及钢连接杆156。

[0078] 图11是描绘了钢和铝的耐久极限的曲线图。如所描绘的，钢在引起塑性形变和/或故障之前可以承受比铝更高的应力量级。此外，在变动应力的循环数量增加时，钢在疲劳寿命方面始终优于铝。具体地说，由钢构造的部件可以承受峰值应力为300MPa或更小的无限数量的应力循环，而由铝构造的相同部件在仅约10,000(104)个循环后发生故障。铝的疲劳极限随着温度的增加而进一步退化。因此，不同于在应力下持续退化的铝，如钢活塞128等钢发动机部件可以被设计成具有无限寿命(除摩擦磨损以外)。

[0079] 再次参考图9-10A，钢的增强的强度使钢活塞128能够用比构造铝活塞152所需的材料更少的材料来构造。具体地说，与传统的铝活塞组合件148的等效压缩高度(H2)相比，本公开的钢活塞组合件150使总压缩高度(H1)能够降低。由于降低的压缩高度H1，曲轴箱122的宽度也可以减小以产生更窄的发动机组件102，所述发动机组件呈现出比钢活塞128单独提供的尺寸减小和重量减轻大得多的尺寸减小和重量减轻。

[0080] 另外，钢活塞128可以被构造成具有较小的销座区域158，所述销座区域是活塞128的将气体力分配到活塞销130的区域。此外，由钢构造的活塞销130的直径可以小于传统的铝活塞销154，而不会由于弯曲而继续退化和/或担心变形。这些特征一起使钢活塞组合件150能够使用比传统的铝活塞组合件更少的材料来构造，从而使钢活塞组合件150可与传统的铝活塞组合件148竞争，而没有铝活塞152中显而易见的缺点。

[0081] 使用铝的另一个明显缺点是其较大的线性热膨胀系数。具体地说，铝的线性热膨胀系数几乎是钢的两倍(即，钢活塞128的线性热膨胀率是铝活塞152的线性热膨胀率一半)。现有的铝压缩-燃烧航空发动机通常使用与铝活塞组合件148结合的铁活塞孔衬里。因此，铝活塞152必须设计成具有足够的间隙使得铝活塞152的外直径可以在铁活塞孔衬里内膨胀而不会卡住。对于大孔发动机来说，所需的间隙可以相当大。没有足够间隙的铝活塞152经受骤冷的风险增加，其中铝活塞152中的至少一个铝活塞由于例如在低功率下降期间的快速冷却而在其汽缸内瞬间卡住。

[0082] A.降低的油消耗和活塞敲击

[0083] 铝活塞152与活塞孔之间的大的所需间隙导致油消耗由于润滑油泄漏到燃烧室中而增加并且使润滑油与逸散进入曲轴箱中的排放气体的窜气混合。尽管窜气气体是从曲轴箱中排出的，但是排出的气体本身通常带有润滑油雾，从而进一步耗尽了润滑油储量。在许多情况下，在飞行后，可在航空器的腹部观察到无意地排出的润滑油的痕迹。此外，窜气气体含有随时间推移累积在油中的酸。经过蒸馏的排气产物的腐蚀性可以破坏内部发动机部件，尤其是在使用后将航空器贮存延长的一段时间时。

[0084] 形成鲜明对比的是，活塞128和汽缸132(均由铁素体材料构造)的组合仅需要补偿活塞128与限定汽缸132的汽缸壁134之间的温度差。由于进入燃烧室的油较少并且进入曲轴箱122的窜气气体较少，因此减小的间隙直接使油消耗减少。另外，需要较小的环张力，这进而使发动机的摩擦损耗减少。此外，减小的活塞-汽缸间隙使操作由于减少的“活塞敲击”(这是活塞128与活塞孔132之间的间隙增加的特性)而更加安静，从而使发动机的操作更加安静。

[0085] B.提高的性能能力

[0086] 此外，铝活塞152的强度通常受其操作温度限制。也就是说，在温度增加并且铝更具弹性时，在正常操作温度(如图11所描绘的)下经历的疲劳强度降低，并且活塞152的负荷承载特性常常限于小于205bar的峰值汽缸压力。因为活塞不像汽缸壁那样易于冷却并且通常保留热量较长一段时间，因此活塞常常是发动机性能的限制部件。

[0087] 钢活塞128更耐温并且能够在更高的温度下操作，而没有显著的疲劳强度降低。具体地说，钢活塞能够在接近240bar的峰值汽缸压力(表示与其铝对等物相比增加15％)下操作。因此，使用钢活塞128代替铝活塞152使利用具有相同位移(即，活塞孔132的大小相同)的发动机能够产生更高的比功率。

[0088] C.在冷却剂损耗的情况下的自然保护

[0089] 在高温下铁素体材料的疲劳强度提高也为在冷却剂损耗的情况下的活塞卡住提供了自然保护。在一个实施例中，具有铁曲轴箱122和钢活塞组合件150的航空柴油发动机102可以被配置成在降低的功率设定(即，较低的功率设定)下以完全损耗发动机冷却剂的方式运行延长的一段时间。因此，本发明的实施例呈现了航空柴油发动机102，所述航空柴油发动机可以在承受由于过热而导致的损坏的同时继续产生有限的功率量，如与由于铝活塞152在其汽缸132内卡住而导致发动机完全故障相反的。

[0090] D.提高的燃烧稳定性和在高空的重启

[0091] 除了在较高温度下较低的热膨胀和提高的疲劳强度之外，铁素体材料还具有较低的热导率，这意味着铁素体材料倾向于将其热量保留较长的一段时间。从燃烧保留热量会对在所有飞行领域中维持适当的燃烧而言特别重要，包含在低功率下降后并且在高海拔重启期间的快速功率变化。

[0092] 空气冷却的柴油发动机的已知减损是在低功率负荷下缺乏燃烧稳定性或者甚至燃烧完全冻结，例如在长期下降期间或当在冷空气环境(例如，在海拔15,000英尺下-15℃)中空载操作持续的时间段时。该条件在铝曲轴箱的情况下有所夸大，所述铝曲轴箱可以迅速将由于传导和对流而产生的热量排除，特别是在经受在从高海拔下降的期间由于速度增加而呈现的冷气流时。

[0093] 由于钢活塞128与铁曲轴箱122的操作温度较高(接近500℃)并且即使在燃烧停止后仍然能够保留热量，因此两者的组合可以提高燃烧稳定性。在一些实施例中，可以通过在燃烧室的压缩的“红色气体”气氛中制备用于燃烧的燃料来进一步增强燃烧稳定性。例如，可以通过进气口几何结构和/或凸轮定时来增强空气扰动。可以通过喷射几何结构来增强燃料雾化。可以增强燃烧室的几何结构以优化活塞碗。在燃料流撞击热活塞时，来自活塞“点”的热传递可以最大化。而且，可以加热进入空气和/或燃料以促进燃烧。

[0094] 钢活塞128的较高的操作温度也使发动机在高海拔重启成为可能。大多数柴油发动机依靠压缩和发动机汽缸内的保留的热量的组合来维持燃烧。启动时，柴油发动机通常使用电热塞。电热塞的功能是辅助加热进入的空气-燃料装料以促进启动期间的点火。一旦发动机汽缸达到足以维持燃烧的温度，就可以中断由电热塞提供的加热辅助。在操作期间，许多柴油发动机进一步依靠涡轮增压器在进入燃烧室之前对空气进行预压缩，特别是在空气稀薄的高海拔(即，与地平面的空气相比，给定空气体积内的氧分子较少的地方)。

[0095] 当燃烧停止时，燃烧室开始冷却并且涡轮增压器可能减速或甚至完全停止。因为高海拔的空气极端寒冷并且稀薄，所以在高海拔重启发动机可能有困难。因此，配置有铝发动机的大多数航空器在重新点火之前必须尽可能下降到空气较温暖并且较密集的地方。但是，在某些情况下，可能无法下降，例如在山区飞行时或者在进一步下降将会使航空器进入基于地面的防空武器的有效范围内的情况下。

[0096] 对于钢活塞128来说常见的较高操作温度以及钢活塞组合件150和铸铁曲轴箱122保留其热量的能力促进了在极端寒冷条件下的燃烧稳定性以及在高空下较好的重新点火结果。通过用冷却剂系统对发动机102进行恒温控制可以进一步增强燃烧稳定性和在高空的重启。

[0097] III.冷却剂系统

[0098] 参考图12，根据本公开的实施例描绘了闭环发动机冷却剂系统200的示意图。发动机冷却剂系统200可以被配置成使如防冻液(例如，50％乙醇/50％乙二醇混合物)等冷却剂循环穿过导管以向发动机组件102的各部分提供冷却。例如，在一个实施例中，发动机冷却剂系统200可以向第一汽缸体158a和第二汽缸体158b以及第一汽缸盖160a和第二汽缸盖160b提供冷却(第一汽缸体和第二汽缸体以及第一汽缸盖和第二汽缸盖包括相应的第一汽缸排136a和第二汽缸排136b的各部分)。

[0099] 在一个实施例中，发动机冷却剂系统200可以包含多个水套202a-h、一或多个泵204、一或多个温度传感器206、散热器208、散热器旁通阀210以及热膨胀和/或储存罐212。
在一个实施例中，限定汽缸132a-h的汽缸壁134可以进一步限定所述多个水套202a-h，使得每个水套202a-h至少部分地围绕多个汽缸132a-h中的相应汽缸。参考图13，根据本公开的实施例描绘了流经所述多个水套202a-h的冷却剂的斜视图。

[0100] 可以采用泵204使冷却剂在相应的汽缸排136a-b中的每个汽缸周围循环。在其它实施例中，可以采用更多或更少数量的泵204。散热器208可以被配置成通过散热器208实现冷却剂与气流之间的热量交换。在一个实施例中，冷却剂可以调节到约222°F或更低。热膨胀和/或储存罐212可以被配置成将一定量的冷却剂贮存在发动机冷却剂系统200内。

[0101] 所述一或多个温度传感器206可以被配置成感测发动机冷却剂的温度。在一个实施例中，至少一个温度传感器206与每个汽缸132相关联。在其它实施例中，一或多个温度传感器206可以位于发动机冷却剂系统200的导管内。所述一或多个温度传感器206可以可操作地联接到控制器214，所述控制器被配置成接收和处理感测到的温度信息以及控制散热器旁通阀210。在一个实施例中，控制器214可以被配置成发送信号以激活散热器旁通阀210，从而有效地限制发动机冷却剂流到散热器208和/或基本上将散热器208与发动机冷却剂穿过发动机冷却剂系统200的其余部分的循环隔离。在一个实施例中，控制器214可以利用感测到的温度信息以及如转速计输出和/或功率设定等其它信息来控制散热器旁通阀
210。

[0102] 在一个实施例中，冷却剂系统200可以进一步帮助航空柴油发动机组件102维持在所有飞行领域的适当的燃烧，包含在低功率下降期间的快速功率变化以及在高海拔重启期间的重新点火。在一个实施例中，发动机冷却剂系统200可以被配置成利用所述一或多个温度传感器206a-h来感测围绕汽缸132(或汽缸132近侧)的温度并且激活散热器旁通阀210以限制发动机冷却剂流到散热器208。例如，在一个实施例中，当所述一或多个传感器206a-h感测到的温度下降到低于大约222℃(尽管也设想了其它温度)时，散热器旁通阀210可以被激活。例如，在一个实施例中，散热器旁通阀210可以被激活以将发动机冷却剂的温度维持在大约75与90℃之间，尽管也设想了其它温度。

[0103] 因此，在散热器旁通阀210激活后，散热器208可以至少部分地与冷却剂系统200隔离，使得可以维持冷却剂系统200内的热量。在冷却剂系统内维持并且通过水套202在汽缸132周围循环的热量可以帮助发动机维持汽缸132的温度以促进燃烧和/或点火。

[0104] IV.润滑系统

[0105] 参考图14A-C，根据本公开的实施例描绘了发动机润滑系统300的示意图。润滑系统300用于通过在表面之间提供润滑剂层来将过程热量从热部件中移除并且抑制展现出彼此滑动运动的部件上的机械磨损。所述润滑系统不仅通过在高于环境空气压力的压力下向关键部件提供油，而且还通过经由抽吸从共有油池区域扫除油和空气以及通过确保发动机内部区域适当通风来确保这一点。

[0106] 润滑系统300可以是被配置成使润滑油循环穿过航空柴油发动机102以向至少曲轴箱122的轴颈轴承146以及第一汽缸盖160a和第二汽缸盖160b提供润滑油的集成干油池式系统。在一个实施例中，润滑系统300包含一或多个扫气泵302、第一离心机构304、第二离心机构306、油池308、压力泵310、卸压阀312、一或多个压力传感器、滤油器316、一或多个热交换器/油冷却器318a-b和连接各个部件的导管。在一个实施例中，连接各个部件的导管可以集成到提供另外的功能的机械部件中。

[0107] 所述一或多个扫气泵302可以被配置成从发动机组件102内的各个位置扫除和/或回收油。可以通过扫气线导管将扫除的油引导到第一离心机构304。第一离心机构304可以被配置成将夹带的空气和/或窜气气体与乳化的润滑油分离。分离之后，可以将润滑油引导到油池308，同时可以将气体引导到第二离心机构306。第二离心机构306可以被配置成进一步将窜气气体与任何其余润滑油分离。在另外的分离之后，可以将润滑油引导到油池308，同时可以将窜气气体排放到大气。

[0108] 在一个实施例中，第一离心机构304包含被配置成在壳体内旋转的可旋转组件，其中所述可旋转组件和所述壳体被配置成将循环的润滑油与已进入润滑油中的窜气气体分离。分离之后，窜气气体可以流入第二离心机构306中。在一个实施例中，第二离心机构306包含被配置成在壳体内旋转的可旋转组件，其中所述可旋转组件和所述壳体被配置成进一步将雾化的润滑油与窜气气体分离。第二次分离之后，窜气气体可以离开第二离心机构306并且排出到大气中。在其它实施例中，可以采用另外的离心机构。

[0109] 在一个实施例中，油池308如与外部油罐相反的那样集成到发动机油盘122中。将油池308集成到油盘122中使油池308能够用作发动机102的下部部分的盖，所述盖可以在为润滑油提供储油器的同时为曲轴箱122提供结构加固。扫除的离心的油通过压力泵310从油池308中抽出。这使压力泵310能够产生油压。然后，引导加压的油经过卸压阀312。如果压力超过一定水平，加压的油将打开卸压阀312，这将使至少一部分加压的润滑油回流到油池308，否则加压的油将穿过滤油器316、经过压力传感器314并且进入到热交换器318a-b中。
然后，将来自热交换器318a-b的润滑油引导到曲轴箱122和相应的汽缸盖160a-b。

[0110] 因此，第一离心机构304和第二离心机构306使油发泡最小化并且使轴颈轴承146和其它轴承组合件能够在没有夹带的空气的情况下操作，这将会以其它方式降低其负荷承载能力。此外，在窜气气体排出到大气中时，使用多个离心机构304、306用于使油损耗最小化，从而减少在飞行过程中通过该过程损耗的油量。

[0111] V.空气-燃料装料喷射系统

[0112] 参考图15，根据本公开的实施例描绘了空气-燃料装料喷射系统400的示意图。空气-燃料装料喷射系统400可以包含燃料喷射子系统402、一或多个涡轮增压器子系统404a/b和发动机电子控制系统(EECU)406。

[0113] 燃料喷射子系统402可以包含燃料箱408、一或多个燃料过滤器410a/b、一或多个低压燃料泵412a/b、一或多个燃料计量阀414a/b、一或多个高压燃料泵416a/b、一或多个燃料轨418a/b、多个燃料喷射器420a-h和一或多个喷射控制模块422a/b。在燃料喷射子系统402内，通过相应的燃料过滤器410a/b由低压泵412a/b从共有燃料箱408中抽出燃料。所述一或多个喷射控制模块422a/b电子地控制相应的燃料计量阀414a/b。尽管描绘了两个喷射控制模块422a/b，但是可以采用具有所述两个喷射控制模块422a/b的组合功能的单个喷射控制模块422。燃料通过相应的燃料计量阀414a/b变得可用于相应的高压燃料泵416a/b，并且然后可用于相应的燃料轨418a/b以及相应的第一排汽缸136a和第二排汽缸136b的所述多个燃料喷射器420a-d/420e-h。

[0114] 在一个实施例中，发动机组件102包含两个四汽缸发动机，所述两个四汽缸发动机共用共有曲轴124和其它发动机配件，但是能够彼此独立地操作。在本实施例中，发动机冷却剂系统200和发动机润滑系统300有利地由所述两个四汽缸发动机共用，但是所述两个四汽缸发动机中的每个四汽缸发动机基本上独立于另一个四汽缸发动机操作，无论发动机102是用八个汽缸点火还是仅用四个汽缸中的两个汽缸点火来操作。因此，喷射控制模块
422a/b能够通过仅使燃料流停止穿过相应的燃料计量阀414a/b或者通过不如期望的那样对对应的喷射器420进行电脉冲来关闭两个四汽缸发动机排136a/b中的任一个四汽缸发动机排(或同时关闭所述两个四汽缸发动机排)。

[0115] 涡轮增压器子系统404a/b可以包含一或多个涡轮增压器424a/b、涡轮增压器控制模块426a/b以及被配置成将涡轮增压的空气引导到相应的第一排汽缸和第二排汽缸136a/b中的每个汽缸132中的管道。在一个实施例中，所述一或多个涡轮增压器424a/b可以是被配置成通过随海拔增加而加速来自然地补偿较低密度空气的双级涡轮增压器。在一个实施例中，进入空气和/或燃料可以任选地路由穿过冷却剂-空气引入口/燃料热交换器(未描绘)或油气引入口/燃料热交换器(未描绘)以在进入汽缸132之前预热空气和/或燃料。

[0116] EECU 406可以包含控制系统模块428、多个燃烧室压力传感器430a-h和曲轴速度传感器432。燃料喷射子系统402的喷射控制模块422a/b和涡轮增压器子系统404a/b的涡轮增压器控制模块426a/b可以与控制系统模块428电气连通。在一个实施例中，至少一个燃烧室压力传感器430a-h位于每个汽缸132a-h中或近侧并且被配置成检测相应汽缸132a-h内的燃烧压力。在一个实施例中，燃烧室压力传感器430a-h可以采取压力压力感测电热塞的形式。曲轴速度传感器432可以被配置成测量曲轴124相对于曲轴箱122的旋转速度和角度。燃烧室压力传感器430a-h和曲轴速度传感器432可以与控制系统模块428电气连通，以便实现将由燃烧室压力传感器430a-h和曲轴速度传感器432感测的数据提供到控制系统模块
428。

[0117] 在一个实施例中，EECU 406被配置成改变燃料喷射子系统402的燃料喷射和/或涡轮增压器子系统404a/b对涡轮增压的空气的供应，以调整每个汽缸132a-h内的燃烧事件的定时和压力。具体地说，EECU 406可以用于实时调整燃料喷射的定时和/或持续时间以及涡轮增压器424a/b的输出以补偿燃料和大气条件的差异。例如，在一个实施例中，EECU 406可以用于补偿柴油燃料中十六烷的量或浓度的差异。

[0118] 十六烷是限定了柴油压缩燃烧发动机中燃烧如何迅速发生的优质煤油衍生物燃料。高十六烷数量或水平意味着燃料将开始迅速点燃并以受控的方式继续燃烧。相反，低十六烷数量或水平意味着燃料将较慢地点燃并且然后在活塞128接近上止点(即，最大压缩)时引起迅速升压。换句话说，低十六烷燃料的点火迟延较长，但是一旦点火开始，燃料中的能量就迅速燃烧。因此，可以通过以下感测到低十六烷燃料：比正常的峰值汽缸压力(Pmax)高、比发生峰值汽缸压力(Pmax)的正常时间长以及比正常的每曲轴角压力上升(dP/dt)高。

[0119] 另外，EECU 406可以用于在起飞前并且在某些飞行领域对航空器进行压力检查和/或计算指示平均有效压力(IMEP)或其它性能标准。燃烧控制系统406还可以用作预测维修工具以确定异常情况，如燃料喷射器420a-h中的至少一个燃料喷射器退化并且在飞行期间提醒飞行员即将发生的故障和/或弱汽缸性能。EECU 406还可以用于以所产生的总扭矩信号不与已知的系统固有频率(例如，发动机102、变速器104和螺旋桨106的固有频率)共振的方式调谐燃烧和/或调整来自汽缸的单独贡献，从而避免了可能损害航空燃烧驱动组合件100部件的有害谐波。因此，在一个实施例中，EECU 406实现了单独并且逐个汽缸地修改每个汽缸132a-h内的燃烧事件的持续时间、定时和峰值汽缸压力。

[0120] 参考图16，根据本公开的实施例描绘了燃烧事件期间汽缸压力上升的图形表示。在该表示中，x轴表示汽缸压力并且y轴表示曲轴124的时间线和/或曲轴角。燃烧室压力传感器430a-h和曲轴速度传感器432可以用于感测每个汽缸132a-h内的燃烧事件期间的压力和相应的曲轴角(即，汽缸压力与时间函数的关系)。来自传感器430、432的数据可以传送到控制系统模块428以进行处理。在控制系统模块428内，可以对压力函数(即，随时间推移的汽缸压力或曲轴角)求积分以评估燃烧有效地“居中”的点，目的是确定可以例如通过喷射定时作出以将峰值汽缸压力(Pmax)放回到其通常位置的修改的控制策略。可替代地，可以通过评估每曲轴角压力上升(dP/dt)以确定dP/dt有效地为“零”的点并且在时间上将所述点用作燃烧的假定中心来确定燃烧中心。另外，可以根据为最大燃烧压力(Pmax)和最大压力斜率(dP/dt)设定的极限通过控制策略作出调整。因此，由EECU 406制定和实施的控制战略和/或修改的目的是通过改变燃料喷射(例如，定时、持续时间和/或脉冲数)和/或改变涡轮增压器424a/b速度来调整燃烧事件，目的是使压力曲线处于被视为“正常”或“优选”的阈值极限内。

[0121] 如图16所描绘的，描绘了正常燃烧压力曲线，所述正常燃烧压力曲线包含正常最大汽缸压力(Pmax n)、正常的每曲轴角压力斜率或压力上升(dP/dt范数)和正常燃烧中心。可以将与正常或预期燃烧有关的数据存储在控制系统428中以与实际测量的条件进行比较。图15还描绘了低十六烷燃烧压力曲线，所述低十六烷燃烧压力曲线包含高于正常峰值汽缸压力(Pmax)、高于正常的每曲轴角压力上升(dP/dt)以及长于发生峰值汽缸压力的正常时间(即，压力函数的质心转移)。

[0122] 如图16中进一步描绘的，用于正常燃烧的对燃料喷射的默认校准可以包含由相应的燃料喷射器420(分别为P1和P2)喷射到每个汽缸132中的两脉冲燃料。如果将实际燃烧压力曲线与正常或预期燃烧压力曲线进行比较发现最大汽缸压力存在偏差(ΔPmax)、压力斜率存在偏差(ΔdP/dt)或压力函数的质心存在偏差，则可以将第一脉冲(P1)期间燃料喷射的起始点提前。如果在进一步比较之后观察到实际燃烧压力曲线与正常燃烧压力曲线之间存在偏差，则可以改变第一脉冲(P1)和第二脉冲(P2)的定时和/或持续时间，并且可以添加第三脉冲(P3)。因此，可以使用多个喷射脉冲来对压力上升进行“四舍五入”和/或降低航空燃烧驱动组合件100的下游部件上的应力。在一个实施例中，在低功率高海拔操作中，可以将“喷射后”的燃料脉冲添加到持续的涡轮速度。在其它实施例中，实际燃烧压力曲线与正常燃烧压力曲线之间的偏差(例如汽缸压力上升(dP/dt)的延迟)可以解释为缺乏空气-燃料混合物并且可以通过激活涡轮增压器424a/b中的次级涡轮增压器来进行补偿。在一个实施例中，与正常燃烧压力曲线相比，对控制策略的调整继续进行直到实际燃烧压力曲线落入预先定义的带宽极限或公差内。

[0123] VI.轻量齿轮传动

[0124] 参考图17A-B，根据本公开的实施例描绘了轻量齿轮500。在一个实施例中，轻量齿轮500可以包含外轮缘502、集成的主要织带504和附接的次级织带506。外轮缘502可以限定被配置成与其它齿轮啮合的多个齿508。主要织带504和/或次级织带506可以包含被配置成可操作地联接到可旋转轴的附接部分510。在一个实施例中，外轮缘502和主要织带504由单一组件构造，使得外轮缘502和主要织带一起形成限定没有材料的中空区域512的盘状结构。

[0125] 任选地，次级织带506可以与主要织带504相对的可操作地联接到外轮缘502，使得中空区域512位于主要织带504与次级织带506之间。例如，在一个实施例中，次级织带506可以焊接到外轮缘502。

[0126] 在航空柴油发动机102的一些实施例中，轻量齿轮500可以用作齿轮箱104和/或附件138的一或多个齿轮。例如，在一个实施例中，航空柴油发动机102的观点和/或主齿轮中的至少一个是具有上述配置的轻量齿轮500。

[0127] 应理解的是，可以按任何顺序和/或同时进行本发明教导的方法中使用的单独的步骤，只要教导保持可操作即可。此外，应理解的是，本发明教导的设备和方法可以包含任何数量的或全部所描述的实施例，只要教导保持可操作即可。

[0128] 本文中描述了系统、装置和方法的各个实施例。这些实施例仅作为实例提供并且不旨在限制所要求的发明的范围。此外，应了解的是，可以以各种方式将已经描述的实施例的各种特征组合以产生许多另外的实施例。此外，虽然已描述了各种材料、尺寸、形状、配置和位置等以与公开的实施例一起使用，但是也可以利用除所公开的那些之外的其它材料、尺寸、形状、配置和位置等而不超出所要求的发明的范围。

[0129] 相关领域的普通技术人员将认识到，本发明的主题可以包括比上述任何单独的实施例所展示的特征更少的特征。本文所述的实施例并不意味着是可以组合本发明的主题的各种特征的方式的穷举呈现。因此，所述实施例不是特征的互斥组合；相反，如本领域普通技术人员所理解的，各个实施例可以包括选自不同的单独实施例的不同单独特征的组合。此外，除非另有说明，否则关于一个实施例描述的要素可以在其它实施例中实施，即使所述要素在此类实施例中并未描述。

[0130] 尽管从属权利要求在权利要求书中可以指代与一或多项其它权利要求的具体组合，但其它实施例也可以包含从属权利要求与每个其它从属权利要求的主题的组合或者一或多个特征与其它从属权利要求或独立权利要求的组合。本文提出了此类组合，除非声明不旨在具体组合。

[0131] 以上通过引用文献的方式的任何并入被限制为使得不包含与本文的明确公开相反的主题。以上通过引用文献的方式的任何并入进一步被限制为使得文献中包含的权利要求均不通过引用的方式并入本文。以上通过引用文献的方式的任何并入更进一步被限制为使得除非明确包含在本文中，否则文献中提供的任何定义不通过引用的方式并入本文。

[0132] 出于解释权利要求的目的，明确的意图是，除非在权利要求中陈述具体术语“用于……的构件”或“用于……的步骤”，否则不援引35U.S.C.§112(f)的规定。

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