半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法
本发明公开一种半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，预燃室火花塞安装于发动机的气缸侧壁，喷油器布置于副扫气道，预燃室位于发动机的活塞上且预燃室与布置喷油器的副扫气道在同一侧；预燃室包括入口通道、室顶以及射流通道，室顶位于入口通道上，射流通道均与半圆球状室顶连通，射流通道的圆柱中心轴线经半圆球状室顶的圆心后与活塞上表面连通。预燃室的位置通过活塞运动控制，喷油器向预燃室以及气缸内供油，火花塞用于点燃预燃室内混合气，火花塞点火后，高温高压燃气通过射流通道喷入主燃烧室内引燃主燃烧室中的混合气，减少着火距离，抑制发动机爆震，独特的预燃室结构可以有效利用扫气气流和泵气作用清除预燃室内的废气。
发明专利
CN202311505009.3
2023-11-13
CN117449951A
2024-01-26
F02B19/12(2006.01)
南京工业大学
刘锐;季昊成;钟翎丰;李晶;李松鸿;梁鑫全;薛深
210000 江苏省南京市浦口区浦珠南路30号
南京华恒专利代理事务所(普通合伙)
宋方园
江苏;32
1.一种半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，包括预燃室火花塞、喷油器以及预燃室，其特征在于，所述预燃室火花塞通过沉孔安装于发动机的气缸侧壁，喷油器布置于副扫气道，预燃室位于发动机的活塞上且预燃室与布置喷油器的副扫气道在同一侧；预燃室的体积Vp占主燃烧室体积的3％-6％；其中，所述预燃室包括异形体状的入口通道、半圆球状的室顶以及多个(例如六个)圆柱状的射流通道，室顶位于入口通道上，各个射流通道均与半圆球状室顶连通，同时各射流通道的圆柱中心轴线经半圆球状室顶的圆心后与活塞上表面连通；上述预燃室工作过程如下： 当活塞从下止点开始运动时，各扫气道与气缸处于连通状态，新燃油通过副扫气道内的喷油器以半直喷方式不断进入气缸内，随着活塞不断上行，各扫气道与气缸之间的连通逐渐消失，预燃室的入口通道与副扫气道扫气口开始出现重叠，此时预燃室开始进气；进气过程中喷油器向预燃室内喷入少量燃油形成局部较浓混合气，以实现后续的预燃；当预燃室的入口通道与副扫气道扫气口的重叠消失时，燃油及混合气不再进入到预燃室内，预燃室进气结束； 预燃室进气结束后，活塞继续上行至排气口逐渐关闭后，当活塞与火花塞沉孔出现重叠时，开始有少量混合气进入火花塞沉孔中，由于火花塞沉孔与预燃室的入口通道形状不同，因此会出现一段火花塞沉孔与预燃室入口的最大重叠时间，预燃室火花塞在该时间范围内跳火，并在预燃室内形成高温高压的燃气，燃气通过六个射流通道喷向主燃室，引燃主燃烧室内的混合气，形成多个着火点；随后预燃室的入口通道与火花塞沉孔的重叠面逐渐变小，直至消失； 接着气缸内开始燃烧，活塞继续上行直至上止点，随后开始下行，当排气口打开时，废气逐渐开始进入排气道并排出预燃室； 排气结束后活塞进一步下行，各扫气口与气缸开始连通，气体不断进入对气缸内并扫除废气，副扫气道内的喷油器可在此阶段向气缸内喷油；当活塞到达下止点时，一个循环结束。 2.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，所述异形体入口通道投向副扫气道扫气口方向的投影呈长方形；所述火花塞采用外置式面跳火型火花塞，其外侧电极不得伸出沉孔进入缸径，以免发动机活塞运动时出现干涉；所述副扫气道是指扫气方向指向排气方向的扫气道；所述预燃室通过减材加工的方式设置发动机的活塞上。 3.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，所述预燃室设有六个射流通道，六个射流通道的孔径相等，预燃室内部通过射流通道与气缸连通，预燃室的入口通道高度a不超过副扫气道扫气口高度，入口通道宽度w与半圆球室顶直径相等；所述半圆球形的圆形截面与气缸轴线垂直，异形体向副扫气道扫气口方向的投影即为预燃室入口。 4.根据权利要求3所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，所述六个射流通道依次为第一射流通道、第二射流通道、第三射流通道、第四射流通道、第五射流通道和第六射流通道；第一射流通道的中心轴线垂直与活塞上表面，第二射流通道与第三射流通道的轴线与第一射流通道的轴线共同分布在平面1上，平面1垂直于曲轴旋转运动所在的平面并平行于气缸轴线；从平面1上看，第二射流通道与第一射流通道的轴线夹角为30°，与第三射流通道的轴线夹角为60°。第三射流通道与第一射流通道的轴线夹角为30°； 所述第四射流通道、第五射流通道和第六射流通道的轴线均分布在平面2上，以半圆球状室顶的圆心为中心，做一条垂直于曲轴旋转所在平面的垂线，并将平面1以这条垂线为旋转轴，向副扫气道气流运动一侧的方向旋转30°即可得到平面2；从平面2上看，第五射流通道和第六射流通道的轴线夹角为30°，与第六射流通道的轴线夹角为60°，第六射流通道与第四射流通道的轴线夹角为30°，第四射流通道与第一射流通道的轴线存在于平面3上，夹角为30°，平面3为同时垂直于平面2与平面1且包括第四射流通道轴线与第一射流通道轴线的唯一平面。 5.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，所述预燃室的体积Vp的计算公式为： Vp＝Vs+Vc+Vw 其中，Vs为半圆球状室顶的体积，Vc为六个射流通道的总体积，Vw为预燃室C的入口通道的体积； 1)、设半圆球状室顶的半径为r，则半圆球状室顶的体积Vs为： 2)设各射流通道的半径为l，半圆球形室顶到活塞顶的距离为h，则其中给一个射流通道的高度近似为h-r，根据角度几何关系，另外五个射流通道的高度近似为则六个射流通道的体积为： 3)、异形体的预燃室入口通道的体积由底面积与高的体积公式获得；其中底面积为长方形与弓形的组合，长方形的一条边长即为预燃室入口通道宽度2r，异形体内壁面至活塞外圆切面的长度为b，活塞半径为R；将弓弦两端点连接至活塞圆心，得到的扇形角度定义为β，根据几何关系可得 根据弓弦与扇形半径形成的三角形，计算出长方形另一条边长为进而长方形的面积为/>用扇形减去三角形获得弓形的面积/>则异形体的总底面积为Sw＝Sa+Sr； 最终得到异形体的入口通道的体积为： 6.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，在废气逐渐进入排气道，预燃室开始排气的具体过程如下： 当曲轴转角为360-θb时，预燃室的入口通道在活塞下行过程中和副扫气道扫气口出现重叠，预燃室排气过程开始； 随着活塞下行，气缸内的压力降低，在扫气气流和缸内泵气的作用下，预燃室内残余废气从各个射流通道流出，进入气缸内； 当曲轴转角为360-θa时，预燃室的入口通道和副扫气道扫气口重叠在活塞下行过程中消失，预燃室排气过程结束。 其中，定义活塞上行时预燃室入口与副扫气道扫气口开始出现重叠时的曲轴转角为θa，重叠结束时的曲轴转角为θb，发动机活塞行程为dstroke。 7.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，预燃室进气过程中，对喷油时刻要求如下： 考虑到油束贯穿到入口通道的截面需要一定时间，因此经过定义油束贯穿时间tp，经过标定后换算成与发动机转速n相关的油束贯穿时间转角6ntp°，即在发动机转速n下，油束到达预燃室的入口通道时，曲轴已转过6ntp°； 为使燃油和蒸发的混合气尽可能进入到预燃室中，需要在油束在到达预燃室入口通道时，预燃室已经与副扫气道扫气口完全重叠，具体方法为：通过活塞行程与预燃室入口高度计算出活塞上行时预燃室与副扫气道扫气口开始完全重叠时的曲轴转角为同理，活塞上行时预燃室与副扫气道扫气口完全重叠状态结束的曲轴转角为/>因此预燃室燃油喷射的时刻tinj-s与燃油喷射结束时刻tinj-e需要满足如下的范围： 8.根据权利要求1所述的半直喷点燃式无人机动力装置的预燃点火喷油控制方法，其特征在于，所述预燃室的点火过程需在活塞到达上止点前完成，具体方法为： 首先，定义火花塞沉孔的孔径为dign，孔径dign小于预燃室入口通道高度a，定义活塞上行时预燃室入口与火花塞沉孔开始出现重叠时的曲轴转角为θc，重叠结束时的曲轴转角为θd； 然后，当火花塞沉孔与预燃室入口完全重叠时才可进行点火，通过活塞行程与火花塞沉孔孔径计算出活塞上行时预燃室与火花塞沉孔开始完全重叠时的曲轴转角为同理，活塞上行时预燃室与火花塞沉孔完全重叠状态结束的曲轴转角为 进而得到预燃室入口与火花塞沉孔的最大重叠时间为 接着，预燃室点火时刻tign需要满足如下范围： 根据航空重油活塞发动机的工作特性，将上述范围进行如下约束：