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一种小型二冲程四缸水平对置航空 发动机

阅读：945发布：2022-11-03

专利汇可以提供一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本实用新型涉及一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，结构紧凑简单，机械强度高，环境适用性宽，重量轻，效率高，可靠性高，工艺性好，适应性强。本实用新型简化了风门控制系统的制造与调试难度，有效的解决了二冲程发动机曲轴机构的润滑状况，也改善了曲柄连杆运动副运行时的冷却问题。本实用新型曲轴、连杆、活塞、汽缸、曲轴箱结构适应航空高强度飞行需求，可在海拔3500米以上5000转/分钟工况下，达到连续10小时的巡航运行。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利，下面是一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，包括磁电机(7)、排气管(9)、联轴器(11)、单向阀(4)、曲轴、曲轴箱(14)、涨裂式连杆、活塞和四个汽缸体(18)；其特征在于，所述曲轴箱(14)采用一体成型，位于发动机中心轴线处；所述曲轴为前、后两段组合式前、中、后三支承结构曲轴，包括前段曲拐单元(1-1)、二个挡圈(1-2)、对接套(1-3)、支承环(1-4)、二个轴承(1-5)、后段曲拐单元(1-6)，通过对接套(1-3)内环将前、后段曲拐单元对接固定连接，曲轴前、后端分别设有锥轴径，二个锥轴端面均设有内螺纹孔；所述涨裂式连杆为高强度调质合金钢材料，其结构包括连杆盖(2-1)、连杆大头(2-3)、连杆杆身(2-4)和连杆小头(2-5)，连杆杆身(2-4)，连杆盖(2-1)与连杆大头(2-3)的涨断面通过螺栓(2-7)固连，而且连杆大头孔壁为连续母线；连杆大头(2-3)沿连杆杆身(2-4)轴线对称设有两个凸台，凸台上分别对称开有通孔作为涨裂孔(2-2)，且涨裂孔(2-2)轴线与连杆大头(2-3)轴线相互平行，涨裂孔(2-2)中设置有二条平行于涨裂孔轴线且对称于该轴线的涨断槽(2-6)；所述活塞顶面、裙部为曲面结构，活塞内腔中，设置有若干加强筋，以提高强度和利于散热。
2.如权利要求1所述的一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，其特征在于，所述活塞顶面为中凸三维曲面，其内部活塞销孔凸台朝向顶部方向，设有若干加强筋整体呈分散状且分散方向朝向活塞顶部，顶部内壁上还设置有条横向加强筋，活塞裙部为非圆形曲面并喷涂耐高温自润滑混合物。
3.如权利要求1所述的一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，其特征在于，所述曲轴包括前段曲拐单元(1-1)、后段曲拐单元(1-6)、对接套(1-3)和轴承组件；所述两个曲拐单元结构相似并相互对接，通过对接套(1-3)内环将二个曲拐单元对接固定，并通过设置在对接套(1-3)外环上的轴承组件作为中主轴支承；所述二个曲拐单元均包括三个曲柄和二个连杆轴径；曲柄为矩形且两端呈圆弧状，曲柄平行排列，通过相互平行的连杆轴径固连，连杆轴径轴线与曲柄相互垂直；二个曲拐单元远离对接处的最外侧曲柄外侧壁上，沿主轴轴线向外分别依次设有前、后端主轴径和前、后端锥轴径；锥轴径端面均设有内螺纹孔，用于外部连接件的紧固。
4.如权利要求3所述的一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，其特征在于，所述轴承组件包括支承环(1-4)、轴承(1-5)、对接套(1-3)和挡圈(1-2)；并联的轴承(1-5)内、外圈与对接套(1-3)和支承环(1-4)为过盈固定连接，并通过挡圈(1-2)限位。
5.如权利要求1所述的一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，其特征在于，所述曲轴箱(14)的左右两侧两两错位水平对置四个汽缸体(18)，曲轴箱(14)内部安装有贯穿曲轴箱的分体式曲轴，曲轴四个曲拐上安装的涨裂式连杆与汽缸体(18)内部的活塞相连接，曲轴箱(14)上部沿轴线通过法兰安装有单向阀(4)，单向阀(4)上面连接安装二套进气机构，进气机构上端为空气滤清器(1)，并由风门连杆(2)将二套进气机构风门铰接进行同步控制，曲轴箱(14)前端连接有前法兰(6)和磁电机(7)，曲轴箱(14)后端连接有后机箱(10)和联轴器(11)，四个汽缸体(18)下侧通过排气管座(8)各连接一个排气管(9)。

说明书全文

一种小型二冲程四缸水平对置航空 发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机技术领域，特别是涉及了一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机。

背景技术

[0002] 二冲程活塞发动机由于其独特的结构特点，可获得比传统直列发动机更高的机械效率和燃烧效率，以及高的能量密度与功重比等优点，广泛用于中小型无人机动力。传统的二冲程多缸小型航空发动机以双缸和四缸为典型结构，虽然技术成熟，但存在体积较大、燃油经济性较差、多个进气与供油机构同步控制复杂等问题。

[0003] 公告号CN104343566B的中国专利公布了“一种电喷式航空汽油发动机”，为一种二冲程四缸发动机，包括曲轴箱、两两水平对置的四个缸体装在曲轴箱的两侧，每个缸体的进气口均朝上且连接一电喷机构，电喷机构包括进气管、节气门转轴、驱动拐臂、喷油器、进油管，节气门转轴固接节气门和驱动拐臂，喷油器装在进气管的侧面，喷油器的下部装有喷嘴、中部装有电磁开关阀、上部连接进油管，进气管的上部连接空气滤清器。

[0004] 公告号CN203403950U的中国实用新型专利公布了“一种小型二冲程四缸航空发动机”，四个缸体水平对置在曲轴箱的两侧，四个化油器装在四个缸体进气口上，油门操纵机构由底板、销轴、摇臂、扭簧、拉杆、操纵杆、调整螺钉组成，与四个化油器的节气门转轴上的四个拐臂连接，控制节气门动作。

[0005] 公告号CN206158856U的中国实用新型专利公布了“一种四缸无人机发动机”，发动机有燃气装置、传动装置、驱动装置和排气装置组成，目的在于当一个汽缸故障时发动机能继续工作。

[0006] 上述三个发动机专利均为水平对置四缸二冲程汽油航空发动机，差异在于前者采用电子燃油喷射供油方式，后二者采用化油器供油方式，这种化油器被动供油与电喷主动供油方式的不同，仅使得发动机在燃油经济性上有所不同，而其发动机机械结构则是完全相同的。但是，该前两项专利所提供发动机由于其化油器机构或电喷机构结构位置相同，即置于汽缸进气口，均存在明显的曲轴箱润滑问题，特别是曲轴与曲柄机构不能得到良好润滑，存在润滑及冷却不足引起曲柄轴承过热风险，进而影响发动机功率输出甚至失效，而且四个进气供油机构控制风门控制复杂，同步调整费时费力。第三项专利则是将单缸改为四缸是为了防止飞行时汽缸故障导致的无人机骤停，实际飞行中工作中汽缸故障导致的必然结果是发动机停车与飞行停止迫降，多缸发动机与单缸发动机的缸体故障结果是一样的，增加缸体数量，只能增加故障概率。航空发动机化油器机构或电喷机构等进气附件方式改变，或者缸体数量的多少变化，都不是提高发动机性能和可靠性的有效途径。

[0007] 提升小型二冲程四缸活塞式航空发动机性能，提高可靠性，需要在发动机本体核心机部分进行结构改善。改进发动机曲轴、连杆以及曲轴箱结构、改进活塞部件结构，减轻重量，改善运动副润滑条件。同时，减小发动机体积，简化进气与供油机构，提高功重比和燃油效率等，获得高的升功率，需要通过改善发动机本体核心机零部件的设计结构来解决。

发明内容

[0008] 本发明解决的技术问题是：有鉴于现有技术上的局限性，本发明提供了一种小型二冲程四缸水平对置活塞式航空发动机，其目的在于通过对发动机本体核心机零部件结构设计的改进为中小型无人机提供一种新的发动机，具有结构紧凑，重量轻，效率高，控制简洁，可靠性高，工艺性好，适应性强的小型活塞式航空发动机。

[0009] 本发明的技术方案是：一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机，包括磁电机7、排气管9、联轴器11、单向阀4、曲轴、曲轴箱14、涨裂式连杆、活塞和四个汽缸体18；其特征在于，所述曲轴箱14采用一体成型，位于发动机中心轴线处；所述曲轴为前、后两段组合式前、中、后三支承结构曲轴，包括前段曲拐单元1-1、二个挡圈1-2、对接套1-3、支承环1-4、二个轴承1-5、后段曲拐单元1-6，通过对接套1-3内环将前、后段曲拐单元对接固定连接，曲轴前、后端分别设有锥轴径，二个锥轴端面均设有内螺纹孔；所述涨裂式连杆为高强度调质合金钢材料，其结构包括连杆盖2-1、连杆大头2-3、连杆杆身2-4和连杆小头2-5，连杆杆身2-4，连杆盖2-1与连杆大头2-3的涨断面通过螺栓2-7固连，而且连杆大头孔壁为连续母线；连杆大头2-3沿连杆杆身2-4轴线对称设有两个凸台，凸台上分别对称开有通孔作为涨裂孔2-
2，且涨裂孔2-2轴线与连杆大头2-3轴线相互平行，涨裂孔2-2中设置有二条平行于涨裂孔轴线且对称于该轴线的涨断槽2-6；所述活塞顶面、裙部为曲面结构，活塞内腔中，设置有若干加强筋，以提高强度和利于散热。

[0010] 本发明的进一步技术方案是：所述活塞顶面为中凸三维曲面，其内部活塞销孔凸台朝向顶部方向，设有若干加强筋整体呈分散状且分散方向朝向活塞顶部，顶部内壁上还设置有条横向加强筋，活塞裙部为非圆形曲面并喷涂耐高温自润滑混合物。

[0011] 本发明的进一步技术方案是：所述曲轴包括前段曲拐单元1-1、后段曲拐单元1-6、对接套1-3和轴承组件；所述两个曲拐单元结构相似并相互对接，通过对接套1-3内环将二个曲拐单元对接固定，并通过设置在对接套1-3外环上的轴承组件作为中主轴支承；所述二个曲拐单元均包括三个曲柄和二个连杆轴径；曲柄为矩形且两端呈圆弧状，曲柄平行排列，通过相互平行的连杆轴径固连，连杆轴径轴线与曲柄相互垂直；二个曲拐单元远离对接处的最外侧曲柄外侧壁上，沿主轴轴线向外分别依次设有前、后端主轴径和前、后端锥轴径；锥轴径端面均设有内螺纹孔，用于外部连接件的紧固。

[0012] 本发明的进一步技术方案是：所述轴承组件包括支撑环1-4、轴承1-5、对接套1-3和挡圈1-2；并联的轴承1-5内、外圈与对接套1-3和支撑环1-4为过盈固定连接，并通过挡圈1-2限位。

[0013] 本发明的进一步技术方案是：所述整体式曲轴箱14的左右两侧两两错位水平对置四个汽缸体18，整体式曲轴箱14内部安装有贯穿曲轴箱的分体式曲轴，曲轴四个曲拐上安装的涨裂式连杆与汽缸体18内部的活塞相连接，曲轴箱14上部沿轴线通过法兰安装有单向阀4，单向阀4上面连接安装二套进气机构，进气机构上端为空气滤清器1，并由风门连杆2将二套进气机构风门铰接进行同步控制，曲轴箱14前端连接有前法兰6和磁电机7，曲轴箱14后端连接有后机箱10和联轴器11，四个汽缸体18下侧通过排气管座8各连接一个排气管9。

[0014] 发明效果

[0015] 本发明的技术效果在于：由于采用了上述技术方案，本发明的小型活塞式航空发动机结构紧凑简单，机械强度高，环境适用性宽，重量轻，效率高，可靠性高，工艺性好，适应性强。本发明简化了风门控制系统的制造与调试难度，有效的解决了二冲程发动机曲轴机构的润滑状况，也改善了曲柄连杆运动副运行时的冷却问题。本发明曲轴、连杆、活塞、汽缸、曲轴箱结构适应航空高强度飞行需求，可在海拔3500米以上5000转/分钟工况下，达到连续10小时的巡航运行。附图说明

[0016] 图1是本发明发动机的结构示意图；

[0017] 图2是本发明发动机的结构示意图的俯视图；

[0018] 图3是本发明发动机的结构示意图的右视图；

[0019] 图4是本发明发动机组合曲轴的结构示意图；

[0020] 图5是本发明发动机涨断式连杆的结构示意图；

[0021] 图6是本发明发动机整体式曲轴箱的结构示意图；

[0022] 图7是本发明发动机汽缸体的结构示意图；

[0023] 图8是本发明发动机活塞的结构示意图。

[0024] 附图标注，1—空气滤清器、2—风门连杆、3—供油管、4—单向阀、5—磁电机转子、6—前法兰、7—磁电机、8—螺栓、9—排气管、10—后机箱、11—联轴器、12—风门摇臂、13—化油器、14—曲轴箱、15—火花塞、16—点火电缆、17—点火线圈、18—汽缸体；1-1—前段曲拐单元、1-2—挡圈、1-3—对接套、1-4—支承环、1-5—轴承、1-6—后段曲拐单元；2-1—连杆盖、2-2—涨裂孔、2-3—连杆大头、2-4—连杆杆身、2-5—连杆小头、2-6—涨裂线、2-7—连杆螺栓；3-1—曲轴箱、3-2—螺柱。

具体实施方式

[0025] 参见图1-图8，本发明提供一种小型二冲程四缸水平对置活塞式航空发动机，该发动机采用典型水平对置结构方式，即位于中心对称轴线上的曲轴箱及其内部的曲轴，沿曲轴两两错位对置的四个缸体，位于曲轴箱中心对称轴线上的二个化油器机构或电喷机构；曲轴为二段式对接式分体结构并采用三支承方式，曲轴四个曲柄上分别安装一个裂解式连杆，连杆大头曲柄轴承采用保持架对开式滚针轴承结构，连杆小头通过整体式滚针轴承连接一个活塞，活塞结构为顶面中凸三维曲面、内腔三条竖向发射状加强筋及一条顶部横加强筋结构；并采用锲面结构的双活塞环；曲轴箱采用整体贯穿式结构；汽缸体采用金属基复合陶瓷镀覆工作面；曲轴前端为螺旋桨安装法兰，可以直接安装高速螺旋桨，也可以连接减速器以安装低速螺旋桨；曲轴后端为发电机安装外锥轴。曲轴箱后端为用于发动机与飞机连接的后机箱。

[0026] 本发明的进一步技术方案是：所述曲轴为一种前、后两段组合式前、中、后三支承结构曲轴，包括前段曲拐单元、后段曲拐单元、对接套和轴承组件；所述两个曲拐单元结构相似并相互对接，通过对接套内环将二个曲拐单元对接固定，并通过设置在对接套外环上的轴承组件作为中主轴支承，中主轴支承轴承采用二个并联球轴承；所述二个曲拐单元均包括三个曲柄和二个连杆轴径；曲柄为矩形且两端呈圆弧状，曲柄平行排列，通过相互平行的连杆轴径固连，连杆轴径轴线与曲柄相互垂直；二个曲拐单元远离对接处的最外侧曲柄外侧壁上，沿主轴轴线向外分别依次设有前端主轴径、前端锥轴径和后端主轴径、后端锥轴径；前端锥轴径与后端锥轴径用于发动机外部连接和传递扭矩，二个锥轴端面均设有内螺纹孔，用于外部连接件的紧固。这种结构使得曲轴结构紧凑简单，支承充分，曲轴整体的刚度和强度得以保证，有利于提升产品可靠性；同时，有效的减短了曲轴的长度，并且使曲轴的重量得到控制，便于组织发动机结构，提高了发动机的功重比，而且该曲轴结构简洁有利于达到更高的加工精度。

[0027] 本发明的进一步技术方案是：所述连杆为一种高强度调质合金钢裂解式连杆，其包括连杆体和连杆盖并通过螺栓连接而成，具体为连杆盖、连杆大头、连杆杆身、连杆小头、涨断孔、螺栓组成。所述连杆体的右端为连杆小头，中部为连杆杆身，左端为连杆大头，在连杆体上还设有小头孔和大头孔；所述连杆体与连杆盖通过连接螺栓在连杆大头的涨断断面处连接，特别的连杆大头孔壁为连续母线，在连杆大头的涨断处对称开设有涨断孔，涨断孔位于连杆大头两侧对称设置的二个凸台之上，该凸台及涨断孔均以连杆中心线对称；所述连杆杆身的横截面是工字形断面。所述连杆体和连杆盖的材料采用高强度合金调质钢并对局部采用渗碳或渗氮处理。这种技术方案，涨断槽不设置在连杆大头孔壁上，而是在连杆大头凸台上设置涨断孔，涨断孔中设置涨断槽，涨断时也不从大头孔施加机械力的一种新结构，解决了调质合金钢连杆的涨断断裂面结构问题，使得连杆涨断工艺过程简化，便于过程控制，减少了涨断面受力面积，使涨断力减小，使得涨断后缺损尺寸减少，涨断时连杆大头孔不受力，减少了连杆大头变形，改善了接合面的质量，使连杆承载能力、抗剪切能力与装配质量提高；该结构使连杆涨断后外表面缺损减少，实现了高强度调质合金钢连杆的涨断，便于组织发动机结构，拓宽了小型航空活塞发动机的使用范围；该连杆结构紧凑、强度高、刚性好、重量轻且工艺性好，提升了产品可靠性。

[0028] 本发明的进一步技术方案是：所述曲轴箱采用整体贯穿式结构，集成了曲轴连杆机构前、后安装孔、曲轴中支承孔、汽缸安装孔、进气口、润滑通道、冷却系统、燃油系统、前后端附件连接口等多个系统的发动机曲轴箱体。所述曲轴箱机为左右对称结构，左、右两侧四个汽缸安装孔在发动机前后方向上的间距为曲轴相邻曲拐连杆径位置差值；进气系统位于曲轴箱上方对称中心线上，为二个矩形结构气道并与曲轴前、后段曲拐位置相对应，以利于混合油气沿曲轴箱润滑与冷却系统设计结构进行润滑、冷却曲柄连杆轴承以及连杆小头轴承、汽缸与活塞环运动副，从而提高发动机运行的可靠性和稳定性；曲轴箱上方还设置若干连接接口螺柱或螺纹孔用于油、电系统附件的安装布置；曲轴箱前、后端面设置前、后端输出附件的连接螺柱，环绕于前、后端面孔的四周；曲轴箱下方设置观察窗口。优选的，本曲轴箱采用镁合金材料铸造，具有良好的热稳定性和比重量，外侧壁设有若干条竖斜向设置的加强筋，有利于进一步减重和提高箱体强度。该曲轴箱体结构紧凑、稳定，尺寸精度受环境温度影响小，适用于更宽泛的飞行高度范围和天气，提高了适应性；加工与装配工艺性好，使得发动机能够获得更高的机械精度，有利于发动机在高于5000转/分钟的工况下长期运转。

[0029] 本发明的进一步技术方案是：所述活塞为一种强度高、重量轻的铸造结构，活塞顶面结构为中凸三维曲面，在活塞的内腔，活塞销孔凸台朝向顶部方向设有三根呈发射状角度的加强筋，沿壁伸向活塞顶部，同时，在活塞内腔顶部的壁上设置一条横向加强筋，四条加强筋相连并与活塞销孔凸沿相连。更进一步的，活塞采用过共晶铝合金铸造，活塞顶部采用硬质阳极化处理，活塞裙部采用非圆形修正线型结构并喷涂二硫化钼耐高温自润滑混合物，形成多孔结构利于润滑油存储。这种活塞结构使得飞行时发动机连续在5000转/分钟运行时，活塞顶部部分压力会通过活塞内腔顶部壁上的加强筋直接向活塞销孔凸台直接传递，改善了活塞受力状况，同时，加强筋等同增加了活塞的散热面积，改善了活塞的散热途径。

[0030] 本实施例小型二冲程四缸水平对置航空发动机是一种新型无人机用小型活塞发动机，本实施例中以化油器型为例进行说明，如图1—8所示，其组成包括二个空气滤清器1、风门连杆2、二个供油管3、二个单向阀4、磁电机转子5、前法兰6、磁电机7、四个排气管座8、四个排气管9、后机箱10、联轴器11、二个风门摇臂12、二个化油器13、曲轴箱14、四个火花塞15、四根点火电缆16、四个点火线圈17、四个汽缸体18。以及前段曲拐单元1-1、二个挡圈1-
2、对接套1-3、支承环1-4、二个轴承1-5、后段曲拐单元1-6；连杆盖2-1、涨裂孔2-2、连杆大头2-3、连杆杆身2-4、连杆小头2-5、涨裂线2-6、二个连杆螺栓2-7；三十个螺柱3-2。

[0031] 如图1—8所示，本发明二冲程四缸活塞式航空发动机采用典型水平对置结构方式，即位于发动机中心对称轴线上布置的曲轴箱14及其设置于其内部称轴线上的组合式曲轴(图4)，沿曲轴二侧两两错位水平对置的四个汽缸体18，位于曲轴箱14中心对称轴线上的二个化油器13机构附件单元；曲轴为二段式对接式分体组合结构，曲轴四个曲柄上分别安装一个裂解式连杆(图5)，连杆大头曲柄轴承采用保持架对开式滚针轴承结构，连杆小头通过整体式滚针轴承连接一个活塞(图8)，活塞顶面结构为中凸三维曲面结构，裙部为非圆形曲面结构，并采用锲面结构的双活塞环；曲轴箱14采用整体贯穿式结构，汽缸体(图7)采用复合陶瓷镀覆工作面；曲轴前端为螺旋桨安装法兰6，可以直接安装高速螺旋桨，也可以连接减速器以安装低速螺旋桨；曲轴后端为发电机安装外锥轴及无间隙软接式联轴器11。曲轴箱后端为用于发动机与飞机连接的后机箱10。

[0032] 如图4所示，本发明实施例中所述曲轴为一种前、后两段组合式前、中、后三支承结构曲轴，包括前段曲拐单元1-1、二个挡圈1-2、对接套1-3、支承环1-4、二个轴承1-5、后段曲拐单元1-6。所述两个曲拐单元前段曲拐单元1-1、后段曲拐单元1-6结构相似并相互对接，通过对接套1-3内环将二个曲拐单元前段曲拐单元1-1与后段曲拐单元1-6对接固定，并通过设置在对接套1-3外环上的轴承组件轴承1-5作为中主轴支承，中主轴支承轴承1-5采用二个并联球轴承；所述二个曲拐单元前段曲拐单元1-1与后段曲拐单元1-6均包括三个曲柄和二个连杆轴径；曲柄为矩形且两端呈圆弧状，曲柄平行排列，通过相互平行的连杆轴径固连，连杆轴径轴线与曲柄相互垂直；二个曲拐单元前段曲拐单元1-1与后段曲拐单元1-6远离对接处的最外侧曲柄外侧壁上，沿主轴轴线向外分别依次设有前端主轴径、前端锥轴径和后端主轴径、后端锥轴径；前端锥轴径与后端锥轴径用于发动机外部连接和传递扭矩，二个锥轴端面均设有内螺纹孔，用于外部连接件的紧固。这种结构使得曲轴结构紧凑简单，支承充分，曲轴整体的刚度和强度得以保证，有利于提升产品可靠性；同时，有效的减短了曲轴的长度，并且使曲轴的重量得到控制，便于组织发动机结构，提高了发动机的功重比。而且该曲轴结构简洁，有利于达到更高的加工精度和经济性；在产品实现时，对前段曲拐单元1-1与后段曲拐单元1-6按对接处轴径进行分组装配，能够获得更高的曲轴抗扭效果和可靠性。

[0033] 如图5所示，本发明实施例中所述连杆为一种高强度调质合金钢裂解式连杆，其包括连杆体和连杆盖并通过螺栓连接而成，具体为连杆盖2-1、涨裂孔2-2、连杆大头2-3、连杆杆身2-4、连杆小头2-5、涨裂线2-6、二个连杆螺栓2-7组成。所述连杆的右端为连杆小头2-5，其上并设有小头孔，中部为连杆杆身2-4，左端为连杆大头2-3，其上并设有大头孔；所述连杆体与连杆盖2-1通过连杆螺栓2-7在连杆大头2-3的涨断断面处连接，特别的连杆大头
2-3孔壁为连续母线，在连杆大头2-3的涨断处对称开设有涨裂孔2-2，涨裂孔2-2位于连杆大头2-3两侧对称设置的二个凸台之上，该凸台及涨裂孔2-2均以连杆中心线对称；所述连杆杆身2-4的横截面是圆弧过度的工字形断面。所述连杆体和连杆盖2-1的材料采用高强度合金调质钢并对局部采用渗碳、淬火处理，本实施例也可以采用氮化工艺。本发明的这种技术方案，涨断槽不设置在连杆大头孔壁之上，而是在连杆大头两侧凸台之上设置涨裂孔2-
2，涨裂孔2-2孔壁上各设置二个涨断槽，涨断时也不从大头孔中施加机械力的一种新结构，解决了调质合金钢连杆的涨断断裂面结构问题，使得连杆涨断工艺过程简化，便于过程控制，减少了涨断面受力面积，使涨断力减小，涨断后缺损尺寸减少，涨断时连杆大头孔不受力，减少了连杆大头孔变形，改善了接合面的质量，使连杆承载能力、抗剪切能力与装配质量提高；该结构使连杆涨断后外表面缺损减少，实现了高强度调质合金钢连杆的涨断；同时，也实现了连杆大头孔母线连续，连杆大头孔壁可直接作为曲柄连杆滚针轴承外圈，使得连杆结构简洁，便于组织发动机结构，拓宽了小型航空活塞发动机的使用范围；该连杆结构紧凑、强度高、刚性好、重量轻且工艺性好，有效的提升了产品可靠性。

[0034] 如图6所示，本发明实施例中，所述曲轴箱14采用整体式贯穿式结构，集成了曲轴连杆机构前、后安装孔、曲轴中支承孔、汽缸安装孔、进气口、润滑通道、冷却系统、燃油系统、前后端附件连接口等多个系统的发动机曲轴箱体。所述曲轴箱14为左右对称结构，左、右两侧四个汽缸18安装孔在发动机前后方向上的间距为曲轴相邻曲拐连杆径位置差值；进气系统位于曲轴箱14上方对称中心线上，为二个矩形结构气道并与曲轴前、后段曲拐位置相对应，以利于混合油气沿曲轴箱润滑与冷却系统设计结构进行润滑、冷却曲柄连杆轴承以及连杆小头轴承、汽缸18与活塞环运动副的润滑、冷却，从而提高发动机运行的可靠性和稳定性；曲轴箱14上方还设置若干连接接口螺柱3-2用于油、电系统附件的安装布置；曲轴箱18前、后端面设置前、后端输出附件的连接螺柱3-2，环绕于前、后端面孔的四周；曲轴箱14下方设置观察窗口。优选的，本曲轴箱14采用镁合金材料铸造，具有良好的热稳定性和比重量，外侧壁设有若干条竖斜向设置的加强筋，有利于进一步减重和提高箱体强度。该曲轴箱体结构紧凑、稳定，尺寸精度受环境温度影响小，适用于更宽泛的飞行高度范围和天气，提高了适应性；加工与装配工艺性好，使得发动机能够获得更高的机械精度，有利于发动机在高于5000转/分钟的工况下长期运转。

[0035] 如图8所示，本发明实施例中，所述塞活塞为一种强度高、重量轻的铸造结构，活塞顶面结构为中凸三维曲面，在活塞的内腔，活塞销孔凸台朝向顶部方向设有三根呈发射状角度的加强筋，沿壁伸向活塞顶部，同时，在活塞内腔顶部的壁上设置一条横向加强筋，四条加强筋相连并与活塞销孔凸沿相连。更进一步的，活塞采用过共晶铝合金铸造，活塞顶部采用硬质阳极化处理，活塞裙部采用非圆形修正线型结构并喷涂二硫化钼耐高温自润滑混合物，并形成多孔结构利于润滑油存储，防止抱缸或拉缸，同时，这种活塞结构使得飞行时发动机连续在5000转/分钟运行时，活塞顶部部分压力会通过活塞内腔顶部壁上的加强筋直接向活塞销孔凸台直接传递，改善了活塞受力状况，同时，加强筋等同增加了活塞的散热面积，改善了活塞的散热途径。

[0036] 如图1—3所示，本实施例中，以化油器为例进行说明，本发明另一个实施方案为电喷型发动机，将二个单向阀4上部化油器13机构单元更换为电喷机构单元附件即可，而风门控制方式依然采用风门连杆2和风门摇臂12进行控制完成。

[0037] 本实施例中，如图1—3所示，进气机构即二个单向阀4以上附件，采用与发动机曲轴中心线呈垂直安装方式，在实际应用时，为减少发动机迎风面积或飞机系统布置需求，可以以单向阀4对称中心线为基准，将进气机构在65°范围内进行斜置；同样，四个排气管9也可以以排气管座8对称中心线为基准，将进气管口在90°范围内进行斜置以至横置。

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