航空柴油发动机
阅读：534发布：2020-05-13
专利汇可以提供航空柴油发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种航空 发动机 ，其具有压缩燃烧且重量小于725磅。本发明还涉及一种形成所述航空发动机的方法。，下面是航空柴油发动机专利的具体信息内容。
1.一种航空发动机，包括：
压缩燃烧；以及
小于725磅的重量。
2.根据权利要求1所述的发动机，其排气量小于5.0L。
3.根据权利要求1所述的发动机，其具有至少300马力。
4.根据权利要求1所述的发动机，其具有平卧对置八缸布置，其中四个气缸在第一排中，且四个气缸在对置的第二排中。
5.根据权利要求4所述的发动机，其中所述第一和第二排可独立操作。
6.根据权利要求5所述的发动机具有排-排独立性，包括：
从发动机布置角度出发的电独立性；
从发动机充排空气角度出发的进气独立性；以及
从发动机燃料供给角度出发的燃料独立性。
7.根据权利要求5所述的发动机具有排-排共享性，包括：
冷却系统共享；以及
润滑系统共享。
8.根据权利要求4所述的发动机，其中在所述第一排中的所述四个气缸被编号为从所述发动机一端开始的1至4，在所述第二排中的所述四个气缸被编号为从所述发动机的相同端开始的5-8，且点火次序为1-7-5-3-6-4-2-8。
9.一种形成航空发动机的方法，包括：
提供通过对充入燃料的压缩而产生的所述发动机燃烧；以及
提供重量小于725磅的所述发动机。
10.根据权利要求9所述的形成所述航空发动机的方法，包括形成具有小于5.0L排气量的所述发动机。
11.根据权利要求9所述的形成所述航空发动机的方法，包括形成所述发动机以传送至少300马力。
12.根据权利要求9所述的形成所述航空发动机的方法，包括形成具有平卧对置八缸布置的所述发动机，其中四个气缸在第一排中且四个气缸在对置的第二排中。
13.根据权利要求12所述的形成所述航空发动机的方法，包括分离所述发动机的第一和第二排以进行独立操作。
14.根据权利要求13所述的形成所述航空发动机的方法，包括形成具有排-排独立性的所述发动机，且所述排-排独立性包括：
提供从发动机布置角度出发的电独立性；
提供从发动机充排空气角度出发的充气独立性；以及
提供从发动机燃料供给角度出发的燃料独立性。
15.根据权利要求13所述的形成所述航空发动机的方法，包括形成具有排-排共享的所述发动机，包括：
提供冷却系统共享；以及
提供润滑系统共享。
16.根据权利要求12所述的形成所述航空发动机的方法，包括从所述发动机一端开始将所述第一排中的所述四个气缸编号为1至4，且从所述发动机的相同端开始将所述第二排中的所述四个气缸编号为5至8，且建立为1-7-5-3-6-4-2-8的点火次序。
航空柴油发动机
[0001] 相关申请案
技术领域
[0003] 本发明涉及一种在通用航空和无人驾驶航空领域中有用的航空发动机。更特别地，本发明涉及一种适于在航空环境中使用的压缩燃烧发动机。
背景技术
[0004] 至少从二战开始，轻型飞机(通用航空以及近来的无人驾驶飞机(UAVs))已通过的空气冷却的以汽油为燃料的发动机提供动力，该发动机通常采用对置式六缸配置。该发动机以辛烷值非常高的航空汽油为燃料。问题是，在世界偏远部分没有航空汽油意味着通用航空在这些区域中无法使用，而这些区域正好是最需要通用航空服务的区域。近来，已能看到炼油厂已不愿意生产航空汽油，因此使得全世界的供应更为紧张。虽然所有的燃料都不便宜，但航空汽油却一直特别昂贵。
[0005] 与航空汽油的相对稀缺性和昂贵性成对比，在世界各地则更普通使用相对便宜的柴油燃料和/或喷气燃料(JP)。虽然这种燃料的质量在不同的地方会发生很大的变化，但压缩燃烧发动机也可同样地燃烧柴油燃料或喷气燃料(JP)。这种变化可被识别为燃料的十六烷值(CN)的变化，其为燃料可知的特征。
[0006] 然而，这种压缩燃烧发动机对其设计者提出了一些挑战，包括：
[0007] 对螺旋桨谐波友好的扭矩特性；
[0008] 燃料系统冗余；
[0010] 排-排(Bank-Bank)主轴承加载；以及
[0011] 下降的动力要求。
[0012] 在全世界范围，需要一种能以这种燃料(柴油燃料或喷气燃料(JP))运行但却可战胜上述挑战的航空发动机。
发明内容
[0013] 本申请人已构思了一种新颖的“平卧V型”发动机以解决在未来几十年内通用航空(GA)行业所关注的问题。发动机概念利用新颖的柴油技术，提高现有飞机的效率并允许飞机制造商进入新兴市场。平卧V型的优势为其利用了高效使用材料的发动机架构，以让柴油与现有技术相比在重量上有竞争力。现有发动机的重量与空气冷却、对置六缸发动机的重量相当，且还具有八缸以及压缩燃烧的设计。
[0014] 为了解决振动问题，本发明的发动机已利用与一阶平衡系统一起使用的“成对的弯程”的概念以使振动最小化，从而优化飞机的结构和实现乘客的舒适度。
[0016] 统一的发动机点火；
[0017] 令人满意的发动机外部平衡；以及
[0020] 在第一种方法中，用相对系统化的方法设计新发动机概念的点火次序，如上所述。在研究用于本发动机的点火次序中，使用航空环境所独有的数个其他标准以考虑可能的点火次序，包括：
[0021] 对螺旋桨谐波友好的扭矩特性；
[0022] 燃料系统冗余；
[0023] 涡轮增压概念；
[0024] 排-排主轴承加载；以及
[0025] 下降的动力要求。
[0026] 在考虑了上述变量后，新的点火次序被结合至本发动机中，其提供了超越可通过上述传统技术所实现的特性的系统优势。该点火次序使本发明的平卧V型发动机在作为飞机发动机时提供卓越性能的能力。
[0027] 本发明的发动机包括提供下列内容的新颖元素：
[0028] 1.用于成对的弯程的曲轴配置的点火次序。点火次序(1-7-5-3-6-4-2-8)为航空发动机应用所特有的。
[0029] 2.上述独有的点火次序允许发动机以排-排方式实现“电性分离”以用于发动机冗余。
[0030] 3.独有的点火次序也允许排-排配置中形成分离燃料系统，以允许飞机仅运行一排发动机的(八个气缸中的四个气缸)。
[0032] 5.新颖的点火次序允许八缸发动机按四缸发动机运行，且具有相对均匀间隔的点火脉冲。
[0033] 6.按四缸模式运行八缸发动机的能力，让运行中的发动机排的喷射器通过在较高载荷下运行点火气缸而以增强的效率运行。
[0034] 7.新的点火次序不会从排的角度实现“双重点火”(即对一排中的相邻气缸进行点火，这样相邻的点火就会使主轴承中的油膜“分解”)。
[0035] 8.与现有技术的六缸发动机相比，八缸发动机的附加惯性和摩擦载荷足以使发动机以一排气缸运行，而不会对螺旋桨系统产生扭转扰动。
[0036] 9.在需要时可关闭平卧V型发动机的一排以加强燃料的经济性且增加系统的整体安全性。
[0037] 10.也可采用排的停用，以使飞机在下降过程中以减少的载荷燃烧，这是UAV应用中非常重要的考虑因素。
[0038] 11.当仅有一排在运行时，在排和排之间的共享系统，如冷却系统，则充当用于使燃烧变缓和并稳定发动机的热电池。
[0039] 12.在冷却系统发生故障的情况下，共享的润滑系统允许发动机的一半以具有热稳定性的方式运行。即，当经导热传递，源自四个运行气缸的热量被吸收在发动机的整个热质中时，油系统足以冷却活塞/发动机。
[0041] 图1为被安装在试验台上并被联接至螺旋桨的本发明的发动机的立体图；
[0043] 图3为根据权利要求1所述的发动机的侧视图；
[0044] 图4为根据权利要求1所述的发动机的曲轴的立体图；
[0045] 图5为根据权利要求1所述的发动机的曲轴的惯性力的图示；
[0046] 图6为发动机的命名约定的图示；
[0048] 图8为流体动力轴承参数的图形描绘；
[0049] 图9为发动机的连杆轴承上惯性和气体加载组合的图形描绘。
[0050] 图10为传统的V-8发动机(上)和本发明的发动机(下)的主轴承加载的图形描绘；
[0051] 图11为仅运行第一排时的发动机加载的图形描绘；
[0052] 图12为仅运行第二排时的发动机加载的图形描绘；
[0053] 图13为本发动机的单一冷却剂系统流动的示意图；
[0054] 图14为本发动机的单一润滑系统流动的示意图；以及
[0055] 图15为本发动机的排-排各润滑系统流动的示意图。
具体实施方式
[0056] 图1-3中大体以100示出本发明的发动机。在示例性配置中，发动机100可操作性地被联接至传递构件104，其中传递构件104可操作性地被联接至螺旋桨106。在该特定实例中，螺旋桨106具有三个叶片。可采用其他数量的叶片108。应注意的是，发动机100和其常用附件一起的重量不大于725磅且优选为具有4.4L的排气量，然而也可利用更大或更小的排气量。发动机100产生至少300马力。图2和3为发动机100的示意图。发动机100可操作性地被联接至试验台102。发动机100具有平卧对置配置的八个气缸，其中四个气缸位于第一排中且相对的四个气缸位于第二排中，如下面更详细的说明。
[0057] 与现有航空发动机包括六个气缸相比，本发明的发动机100利用增加的气缸数量，即八个，以作为用于使扭矩波动最小化的方式，其旨在增加螺旋桨的寿命并降低发动机100的振动特性。平卧V型配置主要用于通过使在其构造中的使用的曲轴材料量最小化的方式降低柴油发动机的重量。此外，在具有多发动机配置的飞机中，平卧构造是有用的，其中发动机包的空气动力阻力则变得更为关键。当实现降低的阻力是关键的情况下，平卧配置被证明是具有空气动力学的优势。
[0058] 在给定的发动机中，可采用许多曲轴配置。在本发明的发动机的设计中评估了图4所示的旋转曲轴110所产生的力。如图5所指出的，自由力(Frot、FI和FII)之和以及自由力矩(M1和M11)与点火次序和间隔无关。
[0059] 旋转曲轴110产生的力为发动机设计的下列元素的函数：
[0060] 活塞重量；
[0062] 配重质量；
[0063] 气缸间距；以及
[0064] 发动机速度。
[0065] 选择各发动机组件的重量和发动机架构以控制所产生的力，但发动机系的物理学却要求力的总和要遵循上述总和，如图5所示。
[0066] 所选的点火次序在为本发动机100所采用的“成对的弯程”的方案的曲轴布局中具有许多可能性。见图4所示的曲轴110。如图4所示，曲轴110具有四个成对的弯程，弯程112、弯程114、弯程116和弯程118。优选地，位于对置的气缸排(如下所述的)的两个气缸中各活塞的一对连杆可旋转地被联接至各成对弯程112、114、116和118中的每一对，因此用术语“成对的”所表示。
[0067] 用于确定点火次序的约定
[0068] 平卧V型发动机100包括编号的八个气缸，如图6所示。图4所示的曲轴110限定图6所示的y轴线。气缸的命名约定与如图4所示的成对的弯程曲轴110相结合使用。如关于图6所进行的描述，其具有每排四个气缸的两排，即排120和对置的排122。气缸1-4从发动机100的后部至发动机100的前部或螺旋桨侧排列。相对的气缸5-8则从发动机100的后部至发动机100的前部或螺旋桨侧排列。气缸1和5被可旋转地联接至成对的弯程118。气缸2和6被可旋转地联接至成对的弯程116。气缸3和7被可旋转地联接至成对的弯程114。且，气缸4和8被可旋转地联接至成对的弯程112。
[0069] 燃料系统冗余
[0070] 大多数现代柴油发动机都利用“共轨”喷射方案，通过该方案，高压燃料泵可维持近2000巴的轨压。轨压控制阀维持轨压，且通过电子信号对每个喷射器单独地进行点火，其中轨压控制阀和每个喷射器可操作性地被联接至发动机控制单元(ECU)并由其所控制。
[0071] 在上述约定的范围中，由申请人确定最适合通用航空应用的要求的配置，要注意的是发动机采用的是压缩燃料设计。要理解的是，压缩燃料设计具有与汽油燃料发动机非常不同的考虑。为了实现本发动机100的最终解决方案，考虑了下列元素中的每一个。
[0072] 本发动机100被设计成具有比当前的航空发动机(通常为六缸)更大的气缸数(八个)。这样做，至少部分地是因为与现有的通过火花引起燃烧的汽油发动机相比，作用于曲轴轴承上的压缩燃烧发动机具有较高的气缸压力。更大的气缸数的优势在于额外的气缸的固有惯性发挥作用以使发动机的扭矩平滑并调节扭矩传送。
[0073] 本发动机100的设计不具有“双点火”，在四冲程的循环上“双点火”通常给出更均匀的90度间隔。双点火为同时对两个气缸进行点火，对于每个排120或122分别有一个点火。相应地，在720度循环上(发动机100的两个旋转)，所有八个气缸则以90度间隔进行点火。
[0074] 在使用被联接至曲轴110上的扭矩隔离元件和减震器124组合的发动机100的设计中，包括了对高输出八缸的振动水平的有效控制，如图4所示。这种控制允许考虑可使用什么点火次序以使发动机100在四缸两排的配置中实现冗余。这种假定可被称为用于本八缸发动机100的4×2的配置。这种配置要求将发动机100分成两个独立的排120和122以实现最大冗余和有效性。
[0075] 参照图15，其示出了冗余的燃料喷射(FI)系统130。在现代的共轨喷射系统中，已确定高压燃料泵为最容易发生故障的组件。相应地，双泵策略包括在冗余FI系统130中，其具有两个高压燃料泵132和134。泵构造中的新发展已降低了泵132和134组合组件的重量，从而位于上一代单泵的重量范围中。
[0076] 燃料轨136通常是细长且高强度的“管歧路”，优选地，其沿每个气缸盖展开，如图15所示。由于泵132和134通常是通过位于发动机100一端的凸轮驱动机构所驱动的，因此其对于将燃料组件集成至气缸盖模块中来说是有意义的。
[0077] 如图15所示，经低压泵140和142将燃料从共用的燃料箱138吸出并使其通过各燃料过滤器144。各发动机控制单元(ECU)148和150对各燃料计量阀152和154进行电子控制。应注意的是，也可采用单一的ECU，其具有各发动机控制单元(ECU)148和150的相结合的功能。通过各燃料计量阀152和154使燃料可用于各高压燃料泵132和134，并因而用于各排120和122的各燃料喷射器156。
[0078] 气缸1、2、3和4被分组为第一排122且气缸5、6、7和8被分组为相对的第二排120，如图6所示。这种分组的方法基本上将发动机100电子地划分成4×2的配置，该配置遵循排122和120的架构，如刚才所述。
[0079] 相应地，发动机100包括两个四缸发动机，其共用同一曲轴以及一些其他发动机的配件，但却可相互独立的运行。有利地，两个四缸发动机共用机械油和冷却系统，但两个四缸发动机中的每一个则基本上相互独立地运行，无论发动机100是以八气缸点火的方式运行或是以两个四缸发动机之一进行点火的方式运行。优选地，执行ECU148和150的功能的双发动机控制单元(ECU)以4×2的方案提供了发动机100的近完全的电分离。ECU148和150能够根据需要，简单地通过停止流经各燃料计量阀152和154的燃料流或不对相应的喷射器156进行电性脉冲而关闭两个四缸发动机排120和122的任一排(就这点而言，或者可同时关闭两排)。
[0080] 涡轮增压系统的二元性
[0081] 上述4×2二元性的概念要求用于两个四缸发动机之一的充气系统具有二元性。飞机中大多数单发动机的装置都利用三轮起落架配置，其中必须将前起落架集成至发动机舱中。仅仅对于这一点来说，则宜将双涡轮增压器装置集成至发动机100中，从而提供充足的空间以用于在飞机的非着陆/起飞的飞行配置中收起前起落架所必需的轮子。
[0082] 此外，由于曲轴110的主轴承119(见图4)在发动机100以给定的发动机转速转动时，总是承受类似的惯性载荷，因此必须要确定何时要将各气缸点火所产生的燃气力与惯性载荷相结合。可通过选择发动机100的点火次序而实现这种情况。连杆燃气力在图8和9中与惯性力相比较。这些力为在特定气缸的燃烧过程中被传送至曲轴110的相同的力。
[0083] 图7示出了在排-排的构造上分离空气处理以用于4×2操作的布局。这种构造的思路是将充气分离，从而在如果一半发动机(例如排120)“退出”或关闭的情况下，第二排122不会因失去源自非运行排120的输入而损失其充气压力。因此，排气和进气系统被分开以匹配在上述纵向4×2方案中提出的电冗余。图7示出驱动各涡轮增压器174和176的涡轮部分的排气170和172。各涡轮增压器174和176的压缩器部分经各箭头178和180将充入的空气提供至各中间冷却器182和184。要理解的是，专用管道装置将充入的空气从各涡轮增压器174和176运送至各中间冷却器182和184。进气管186和188将充入且被冷却的空气提供至各排120和122的入口。相应地，发动机100设有冗余且独立的排-排进气/排气系统。
[0084] 下面结合用于长降落的要求讨论这种冗余的排-排进气/排气系统的另一优势，其可能有利于“关闭”发动机100的一半(根据需要可以是排120或122)。
[0085] 主轴承加载
[0086] 发动机100被设计成以排-排为基础避免主轴承的“双加载”。惯性和气缸压力通常由如图10的上部中所示的八缸V型发动机中的5个主轴承所承载。这些力(惯性或气缸压力)中的任一种力可对流体动力轴承(特定轴承的油涂层的薄膜)进行加载直到油膜退化至最终水平。在实践中，实际上，由于所介入的油膜层的存在，曲轴在其旋转的过程中从未“触及”其主轴承。图8中示出了主轴承的参数。在计算发动机100的旋转组件的寿命中，避免在特定成对的轴承上进行成对的点火是一个很重要的考虑因素。本发动机的设计避免了这种点火。在图10的上部中示出了典型的现有技术的V型八缸发动机的轴承加载。在图10的下部中示出了发动机100的轴承加载。要注意的是，本发动机100的新颖的点火次序产生了很类似于现有技术的V型发动机的轴承加载。因此，在平卧状态上没有要推荐V型配置的特定载荷状态，反之亦然。
[0087] 海拔的下降
[0088] 飞机在其海拔下降的过程中会遇到所需发动机动力的下降。下降的时间依赖于特定飞机的滑翔比。无人驾驶飞机(UAV)被设计成，在其支持地面士兵的长任务中，尽可能在战场上花更多的时间。该特性要求其使用最低的动力水平游荡，且UAV则会因其“滑翔般”的飞行特征而慢慢地下降。
[0090] 压缩燃烧发动机100中的每个喷射器被设计成具有很宽的操作范围。现代燃料喷射器被设计成在单一喷射事件中给出多个燃料脉冲，以形成该事件用于低速和低载荷行驶的燃烧压力曲线。在许多情况下，共轨压力减小以补偿喷射器的切换速度。当发动机在高载荷的情况下，这是以所发生的最有效的喷射器燃料雾化为代价的。燃料雾化效率的下降会降低发动机的效率。
[0091] 在飞机下降过程中所需的动力量可足够得低以保证关闭发动机100的排120和122中的一排。这个ECU148或150(见图15)的策略完成了数个有用的事情：
[0092] 该策略允许运行的气缸排120或122的喷射器在较高的燃料传送的设计范围中很好地运行，有利于达到最好的燃料雾化；
[0093] 在一排120或122关闭的情况下，均匀地保持八缸发动机的摩擦载荷，从而从燃烧的角度允许发动机100继续保持热稳定性；
[0094] 在长降落的过程中，飞机的燃料经济性和范围扩展；
[0095] 在燃料供给接近绝对最小值的情况下，飞行员可选择扩展飞机的飞行范围并在燃料用完时实现安全的着陆；且
[0096] 螺旋桨的动力以适当的点火次序保持，其通过仍允许在运行的排120或122中所喷射的燃料进行有利的速率整形而达成，该运行的排120或122处在发动机100中在运行的四缸发动机部分(排120或122)的较高动力设置上。
[0097] 点火次序的详情
[0098] 本发明的发动机100采用独特的点火次序，从冗余的角度来看，其在4×2的配置中特别有效。如上所述，从主轴承载荷的角度来看，与现有技术的V型八缸发动机相比，本点火次序对于八缸发动机来说不具有明显的益处。当考虑了其他方面时，发动机100所采用的点火次序的优势则变得显而易见。
[0099] 当作为四缸发动机且停用任一排120或122的情况下运行发动机100时，发动机100所采用的点火次序1-7-5-3-6-4-2-8则给出相对均匀的气缸点火。通过在所选的排120或122上对ECU148和150进行发动机控制而实现停用，如图15所示。相对均匀的点火还具有改善涡轮增压器的性能且明确地影响发动机-螺旋桨系统的扭转响应的效果。
[0100] 不存在会对成对的轴承产生不利影响的“双点火”，这种点火可能会分解油膜或将发动机的曲轴110设置为弯曲谐振。
[0101] 发动机100可被选择性地分成实现排-排分离的4×2的配置。这种划分可通过下述的方式分离发动机：
[0102] 从发动机布置的角度进行电性分离(图15)；
[0103] 从充气和排气的角度进行进气分离(图7)；以及
[0104] 当使用上述双泵策略时从燃料供给角度进行分离(图15)。
[0105] 进一步地，共用的系统有助于作为一个整体的方式而强化发动机100。共用下列系统以强化发动机100的功能：
[0106] 如图13所示，共用冷却系统以作为大的热电池，并根据需要确保第二排已准备好进行“再点火”；
[0107] 如图14所示，共用润滑系统以确保发动机100不会损失其主轴承的油供给和油冷却系统的热容量；以及
[0109] 图13是发动机100的冷却剂系统170的示意图。冷却剂系统170为用于发动机100的单一系统，其未考虑各排120和122的操作条件。从散热器172吸出冷却剂。将冷却剂同时提供至泵174和176。泵174将冷却剂供给至排122且泵176将冷却剂供给至排
120。泵174通过气缸体178、气缸套180和气缸盖182泵送冷却剂。同时，泵176通过气缸体184、气缸套186和气缸盖188泵送冷却剂。相应地，在所有的操作条件下，冷却剂被供给至整个发动机100。
120。泵174通过气缸体178、气缸套180和气缸盖182泵送冷却剂。同时，泵176通过气缸体184、气缸套186和气缸盖188泵送冷却剂。相应地，在所有的操作条件下，冷却剂被供给至整个发动机100。
[0110] 图14为发动机100的润滑系统190的示意图。润滑系统190为用于发动机100的单一系统，其未考虑各排120和122的操作条件。要理解的是，无论发动机100的操作条件如何，发动机100的所有旋转组件均旋转。且无论发动机100是以所有八缸点火的方式运行或是以一排或另一排120和122自己点火的方式都是如此。因此，在操作的所有时间都必须向发动机100的所有旋转组件提供润滑。通过油泵194从油池192吸出润滑。油泵194在线路196中产生油压。如果压力超过某个水平，这种压力将会打开卸压阀198且随后将使油向左转回至池192中。加压油被传送以通过压力传感器200，并通过过滤器200达到油冷却器204。将油从油冷却器204发送至曲轴110和气缸盖206和208。在润滑曲轴
110和气缸盖206和208后，接着经线路210将低压油发送回油池192。根据上述内容，要注意的是通过集成的共用的油系统190对整个发动机100进行润滑，且在所有操作条件下均可发生这种情况。
110和气缸盖206和208后，接着经线路210将低压油发送回油池192。根据上述内容，要注意的是通过集成的共用的油系统190对整个发动机100进行润滑，且在所有操作条件下均可发生这种情况。
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