[發明專利]一種點燃式二沖程重油活塞發動機

在審

• 申請號: 201911135319.4
• 申請日: 2019-11-19
• 公開（公告）號: CN110848066A
• 公開（公告）日: 2020-02-28
• 發明（設計）人: 梅挺;黎藝文;李濤;湯鎮徽;鄧宇
• 申請（專利權）人: 廣西擎芯動力科技有限公司
• 主分類號: F02M67/02
• 分類號: F02M67/02;F02M67/10;F02B75/02;F02B75/24
• 代理公司: 南寧東之智專利代理有限公司 45128
• 代理人: 戴燕桃;汪治興

本發明涉及發動機技術領域，具體公開了一種點燃式二沖程重油活塞發動機，包括：發動機主體，帶有偏心輪結構的輔助氣氣泵以及由溢流調壓閥、重油油箱、油泵、重油計量噴射閥、油氣混合軌和帶有拉法爾噴射口的輔助氣計量噴射閥組成的氣輔助燃油供給系統。本發明通過偏心輪直接驅動輔助氣氣泵工作，不僅提高了輔助氣泵的啟動效率，使曲軸與偏心輪之間的相位關系更加精準，并且還簡化了發動機的結構，提升了功重比，降低油耗；還通過氣輔助燃油供給系統將重油精細霧化成小顆粒噴入到燃燒室中，提升了重油的燃燒性能與使用率。

技術領域

本發明屬于發動機技術領域，特別涉及一種點燃式二沖程重油活塞發動機。

背景技術

由于重油具有粘稠度高，閃點高，難揮發的特點，在運輸和存儲過程中更加安全可靠，因此在軍事、船舶和航空發動機領域備受青睞，特別是小型無人機發動機領域有很大的發展前景，美國在《無人機發展路線圖（2005-2030）》中已將重油發動機列為無人機技術的重要發展目標之一，為了提升國防實力，我國也在積極推動重油發動機的研發工作。

現階段的小功率航空重油活塞發動機基本上為兩沖程，采用兩沖程方式的原因是為了滿足航空發動機的高功重比要求，且兩沖程發動機本身結構簡單，運動部件少，升功率密度大，重量也較小，符合無人機動力系統的輕質高功重比要求。但是由于重油的粘度大，因此霧化和燃燒性能差，通過傳統發動機正常的壓燃或點燃手段難以達到重油發動的燃燒要求，因此通常會通過采取精細霧化、重油輔助預熱和改進燃燒室結構等手段來達到重油發動機的燃燒要求。但是過多地增加輔助預熱設備，會帶來結構復雜，機體重量增加，功重比降低，油耗增加，簡短飛行距離等缺陷。

發明內容

本發明的目的在于提供一種點燃式二沖程重油活塞發動機，從而克服傳統重油發動機霧化和燃燒性能差，功重比低的缺陷。

為實現上述目的，本發明提供了一種點燃式二沖程重油活塞發動機，包括：發動機主體，其包括曲軸箱，所述曲軸箱內設有曲軸，所述曲軸的一側設有加長端軸；輔助氣氣泵，其包括氣泵缸蓋和氣泵缸體，所述氣泵缸體內設有氣泵缸孔，氣泵活塞設于所述氣泵缸孔內，所述氣泵活塞的活塞頂與所述氣泵缸蓋和所述氣泵缸孔之間形成氣體壓縮室，所述氣泵缸蓋上設有與所述氣體壓縮室相連通的出氣孔，所述出氣孔與所述氣體壓縮室之間設有氣體單向閥，泄壓閥總成與所述氣體壓縮室相連通；所述加長端軸通過偏心輪與氣泵連桿的一端轉動連接，所述氣泵連桿的另一端通過活塞銷與所述氣泵活塞連接；以及氣輔助燃油供給系統，其包括溢流調壓閥，所述溢流調壓閥的進油側管路與重油油箱和油泵相互串聯形成進油回路，所述溢流調壓閥的進氣口與所述輔助氣氣泵的出氣孔連接，所述溢流調壓閥的出油口管路與重油計量噴射閥的進口連接，所述重油計量噴射閥的出口與油氣混合軌的一個進口連接，所述油氣混合軌的另一個進口與所述溢流調壓閥的出氣管路連接，所述油氣混合軌的出口與輔助氣計量噴射閥的進口連接，所述輔助氣計量噴射閥具有拉法爾噴射口，所述拉法爾噴射口設于所述發動機主體的燃燒室的頂部。

優選的，上述技術方案中，所述氣泵缸體內嵌有氣泵缸套，所述氣泵缸孔沿所述氣泵缸套的軸線設于所述氣泵缸套內；在所述氣泵缸套朝向所述氣泵缸蓋的一端設有凹止口，所述凹止口與所述氣泵缸孔的軸線重合，且其直徑大于所述氣泵缸孔的直徑；所述凹止口與所述氣泵缸孔之間的階梯面上設有環形的儲油槽，所述儲油槽的輪廓與所述氣泵缸孔的輪廓相對應；所述氣泵缸套上設有氣體導入孔，所述氣體導入孔將所述氣泵缸孔與所述氣泵缸套的外界連通。

優選的，上述技術方案中，所述氣泵缸體內還設有曲軸室，所述曲軸室與所述氣泵缸孔背向所述氣泵缸蓋的一端相連通；所述氣泵缸體的側面相對設有兩個氣泵主軸孔，所述氣泵主軸孔與所述曲軸室相連通；所述氣泵缸體的側面還設有與所述曲軸室相連通的進氣孔。

優選的，上述技術方案中，所述氣體導入孔與所述曲軸室相互連通。

優選的，上述技術方案中，所述單向閥包括以能夠滑動的方式設于所述凹止口中的閥片，所述閥片的直徑與所述凹止口的直徑相適配；所述閥片與所述氣體壓縮室的頂部之間設有第一彈簧。