Трехцилиндровый звездообразный двухтактный авиационный двигатель с центральными шатунами и поперечно-щелевой продувкой от внешнего нагнетателя Российский патент 2024 года по МПК F02B25/28 F02B75/22 

Область техники

Изобретение относится к области двигателестроения, а точнее к двухтактным звездообразным двигателям внутреннего сгорания, и может быть использовано в авиационной промышленности, предпочтительно, для авиации общего назначения.

Уровень техники

Из уровня техники известны двухтактные авиационные двигатели мощностью до 60 л.с. с кривошипно-камерной продувкой и смешанной системой смазки на основе смеси топлива и масла. При такой продувке используется обратная сторона рабочего поршня для всасывания и последующего нагнетания ее в цилиндр. Такие авиадвигатели производятся компаниями Hirth, Limbach, Zanzoterra, 3W, MVVS, DLE, DLA, O.S., NGH, Zongshen и др. Наиболее распространенные конструкции таких двигателей - это одноцилиндровый, рядный двухцилиндровый, оппозитный двух- и четырехцилиндровый. У таких двигателей сборные коленвалы, нижние головки шатунов крепятся шарнирно на подшипниках качения, при этом каждый шатун работает по своей шатунной шейке кривошипа.

Недостатком упомянутых выше двухтактных двигателей является относительно высокий удельный эффективный расход топлива из-за продувки цилиндра топливовоздушной смесью при внешним смесеобразовании, а следовательно, и повышенная масса силовой установки с запасом топлива на мощностях более 60 л.с. Кроме того снижен ресурс относительно 4-тактных двигателей.

Также из уровня техники известны четырехтактные авиационные двигатели с искровым зажиганием, имеющие раздельную систему смазки под давлением. Такие двигатели производятся компаниями Rotax, Jabiru, Ulpower, Zongchen и др.

К недостатку подобных двигателей можно отнести более низкую, чем у двухтактных двигателей удельную мощность. Такие двигатели требуют дорогого и сложного в изготовлении механизма газораспределения, при этом в их конструкции могут использоваться высокотехнологичные и дорогие сборные коленчатые валы и редукторы (например Rotax).

В процессе развития авиационных ДВС выявлено, что наиболее компактное расположение (т.е. максимальный рабочий объем двигателя при минимальных габаритных размерах двигателя) в сочетании с высокой удельной мощностью имеют радиальные (или звездообразные) авиационные двигатели. При этом обычно при количестве цилиндров более двух на одной кривошипной шейке используются прицепные шатуны, т.е. один - центральный шатун крепится на кривошипной шейке, а остальные шатуны - прицепные, крепятся к этому центральному шатуну.

В частности, известен двухтактный звездообразный многоцилиндровый двигатель внутреннего сгорания, раскрытый в источнике RU 2791583 (опубл. 10.03.2023), состоящий из картера, коленчатого вала с главным и прицепными шатунами, цилиндрами и поршнями, при этом подпоршневые полости каждого цилиндра отделены от полости общего картера золотниками шиберного типа, приводимыми в движение шатунами, имеющими переменное уменьшенное сечение, соответствующее положению шатунов на участке сопряжения с приводными отверстиями в указанных золотниках, также двигатель выполнен с возможностью всасывания из общего картера через открытое золотником окно топливно-воздушной смеси или воздуха в подпоршневую полость, нагнетания в подпоршневой полости топливно-воздушной смеси, а также продувки рабочей полости цилиндра топливно-воздушной смесью или воздухом из подпоршневой полости через продувочные каналы при открытии поршнем продувочных окон.

Однако, известное техническое решение имеет ряд недостатков, к которым можно отнести:

- относительно сложную и дорогую в производстве систему крепления прицепных шатунов;

- сниженный ресурс из-за трудности обеспечить надежную смазку прицепного шатуна;

- не оптимальную траекторию движения прицепного шатуна, снижающую ресурс цилиндропоршневой группы и повышающую вибрации.

Предлагаемое изобретение направлено на преодоление отмеченных недостатков уровня техники и решает задачу создания авиационного двигателя нового типа с возможностью безредукторного исполнения, высокой удельной мощностью, характерной для аналогичных по мощности авиационных двигателей, пониженным относительно 2-тактных двигателей с кривошипно-камерной продувкой удельным расходом топлива и повышенным эксплуатационным ресурсом.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является улучшение технико-эксплуатационных характеристик двигателя за счет усовершенствования конструкции, обеспечивающей снижение удельного эффективного расхода топлива и масла, а также повышение эксплуатационного ресурса двигателя за счет обеспечения возможности использования закрытой системы смазки под давлением.

Раскрытие изобретения

Для достижения указанного выше технического результата предлагается звездообразный двухтактный авиационный двигатель, включающий картер, имеющий кривошип коленчатого вала, расположенный в кривошипной камере картера, три шатунно-поршневых группы, шатуны которых шарнирно установлены своими нижними головками на одной шатунной шейке кривошипа и соединены шарнирно с поршнями посредством поршневых пальцев, цилиндры, каждый из которых образует цилиндропоршневую группу с поршнем упомянутой шатунно-поршневой группы, установленные на картере радиально в равностоящих интервалах вокруг оси коленчатого вала, при этом гильза каждого цилиндра снабжена впускной коробкой для продувки цилиндра воздухом посредством внешнего нагнетателя, выполненной в виде полого кольцевого объема, расположенного по радиусу цилиндра и имеющего впускное и выпускное окна с наружной стороны гильзы цилиндра, а также продувочные окна, сконфигурированные с заданным интервалом по периметру окружности боковой поверхности зеркала гильзы цилиндра с возможностью обеспечения продувки рабочей камеры цилиндра при рабочем положении поршня, соответствующем нижней мертвой точке.

Произведенные авторами расчеты и испытания нескольких опытных образцов разработанного двигателя показали, что расположение трех шатунов на одной шатунной шейке кривошипа коленчатого вала позволяет создать более компактную, простую конструкцию двигателя с большим коэффициентом унификации по сравнению с известными техническими решениями, в конструкции которых применяются прицепные шатуны.

Применение предложенной конструкции цилиндра обеспечивает возможность контурной продувки рабочей камеры цилиндра от внешнего нагнетателя, позволяя тем самым отказаться от традиционной кривошипно-камерной продувки с добавлением масла для смазки кривошипно-шатунного механизма и цилиндропоршневой группы и перейти на более надежную и эффективную закрытую систему смазки кривошипно-шатунного механизма и цилиндропоршневой группы, позволяя тем самым повысить эксплуатационный ресурс и надежность кривошипно-шатунного механизма промышленных двигателей внутреннего сгорания.

В следующем разделе описания представлены подробные сведения в отношении осуществления изобретения, показывающие возможность достижения указанного технического результата.

Осуществление изобретения

Для более полного понимания сущности в описании даны отсылки на поясняющие фигуры, согласно которым представлены:

Фиг. 1 - общий вид двигателя (в частном варианте выполнения с искровым зажиганием) в частичном поперечном разрезе;

Фиг. 2 - общий вид двигателя (в частном варианте выполнения с бензиновым зажиганием) в продольном разрезе;

Фиг. 3 - общий вид одного из вариантов двигателя в сборке.

Конструктивно двигатель (Фиг. 1) представляет собой ряд из трех цилиндров 1, закрепленных радиально на картере 2, внутренняя полость которого представляет собой кривошипную камеру 3, в которой установлен кривошип коленчатого вала 4 (Фиг. 2), состоящий из расположенных на одной оси коренных шеек 5, 6, промежуточной шатунной шейки 7, эксцентрично расположенной относительно оси коренных шеек (и, соответственно, коленчатого вала), и соединяющих их щек 8, 9. На шатунной шейке 7 шарнирно закреплены шатуны 10 своими нижними головками 11. Указанное шарнирное соединение обеспечивается в предпочтительном варианте конструкции посредством выполнения в нижней головке 11 шатуна 10 неразъемной втулки с радиальным подшипником скольжения (на чертежах не показано). При этом выполнение шарнирной опоры в виде подшипника скольжения не является принципиальным. В зависимости от нагрузок, особенностей конструкции и прочих параметров альтернативно могут быть применены подшипники качения. Верхние (поршневые) головки 12 шатунов 10 шарнирно соединены с поршнями 13 через полые поршневые пальцы 14, зафиксированные с обеих сторон стопорными кольцами (на чертежах не показаны).

Каждый цилиндр 1 представляет собой рабочую камеру объемного вытеснения и состоит из внутренней части - гильзы 15 и наружной части - рубашки 16 (Фиг. 3) с ребрами охлаждения 28. Гильза 15 снабжена впускной коробкой 17 (Фиг. 1, 2) для продувки цилиндра 1 воздухом, нагнетаемом от внешнего нагнетателя (на чертежах не показан), выполненной в виде полого кольцевого объема (Фиг. 1), расположенного по радиусу цилиндра 1, и имеющего впускное 18 и выпускное 19 окна с наружной стороны гильзы 15, а также продувочные окна 20 (показанные на Фиг. 1 в разрезе) сконфигурированные с определенным интервалом по периметру окружности боковой поверхности зеркала 21 гильзы 15. Продувочные окна 20 сконфигурированы таким образом, что обеспечивают контурную поперечно-щелевую (или петлевую) продувку рабочей камеры цилиндра 1 при рабочем положении поршня 13, соответствующем нижней мертвой точке (НМТ).

Двигатель в частных вариантах реализации конструкции может иметь многорядное исполнение в едином корпусе картера 2. При этом каждый ряд образован из аналогичных приведенных на Фиг. 1, 2 трех шатунно-поршневых групп, с шарнирным креплением нижних головок шатунов каждой группы на своей шатунной шейке, которые формируют многозвенный кривошипно-шатунный механизм.

Изобретение осуществляется следующим образом.

Поочередно в каждом цилиндре 1 после прохождении поршнем 13 ВМТ шатун 10, изменяя угловое положение в соответствующее такту выпуска, переводит поршень 13 в положение НМТ, открывая над днищем 22 поршня 13 со стороны боковой поверхности зеркала 21 продувочные окна 20, в результате чего постоянно нагнетаемый продувочным насосом (или продувочными насосами) воздух поступает по разветвленному трубопроводу 23 (или раздельным трубопроводам) (Фиг. 3) во впускную коробку 17 (Фиг. 1) через впускное окно 18 и затем через продувочные окна 20 в рабочую камеру гильзы 15, выталкивая отработанные газы через выпускное окно 19 в разветвленный трубопровод системы выпуска отработанных газов 24 (фиг.3).

Далее шатун 10 (Фиг. 2), изменяя наклон в противоположную сторону для занятия положения, соответствующего рабочему такту сжатия, двигает поршень 13 к ВМТ, который в процессе перемещения закрывает своей юбкой 25 выпускное 19 и продувочные 20 окна (Фиг. 1), перекрывая таким образом доступ нагнетаемому продувочным насосом воздуху. При этом согласно частному варианту исполнения двигателя с искровым зажиганием (в альтернативном варианте двигатель может быть выполнен дизельным, т.е. с воспламенением топливо-воздушной смеси от сжатия) при достижении поршнем 13 ВМТ происходит сжатие и воспламенение от свечи зажигания 26 воздушно-топливной смеси, которая поступает по подающему трубопроводу 27 (Фиг. 3) и впрыскивается через форсунку 28 (Фиг. 1, 2) в рабочую камеру гильзы 15.

Предложенная конструкция двигателя позволяет по сравнению с известными техническими решениями звездообразных двухтактных авиационных двигателей перейти на более надежную и эффективную смазку шатунно-поршневых и цилиндропоршневых групп, предполагающую откачку масла из кривошипной камеры 3 под давлением 1-го масляного насоса (на чертежах не показан) с последующей закачкой масла во внешний масляный бак (на чертежах не показан). После чего масло из внешнего масляного бака закачивается обратно в двигатель под давлением 2-го внешнего масляного насоса (на чертежах не показан) в систему смазки, образованную каналами, выполненными внутри стенок двигателя, трубопроводами, а также фильтром (или фильтрами), регулирующими клапанами, элементами системы измерения и сигнализации. Масло поступает по специальным каналам (на чертежах не показаны) под давлением ко всем основным трущимся поверхностям, с помощью специальных форсунок разбрызгивается на нижнюю часть поршня 13 для его охлаждения, а масло, вытекающее из зазоров в подшипнике (на чертежах не показан) коленчатого вала, разбрызгивается по всему внутреннему объему кривошипной камеры 3 картера 2 и попадает на подверженные трению конструктивные элементы шатунно-поршневых и цилиндропоршневых групп.

Предложенная конструкция двигателя проста в изготовлении, дешевле в изготовлении по сравнению с известными аналогами, при этом имеет низкий удельный эффективный расход топлива и высокую удельную мощность, сопоставимую с удельной мощностью известных из существующего уровня техники двухтактных авиационных двигателей.

Заявленное изобретение является новым, поскольку совокупность его существенных признаков не известна из уровня техники, и, соответственно, отвечает условию патентоспособности "новизна". При этом представленные в описании сведения позволяют специалисту осуществить изобретение посредством указанных средств и методов, а описанные преимущества изобретения проявляются объективно и явным образом не следуют из уровня техники.

Изобретение может быть использовано в двигателестроении. Звездообразный двухтактный авиационный двигатель включает картер (2), кривошип коленчатого вала, расположенный в кривошипной камере (3) картера, и три шатунно-поршневых группы. Шатуны (10) шарнирно установлены своими нижними головками на одной шатунной шейке (7) кривошипа и соединены шарнирно с поршнями (13) посредством поршневых пальцев. Цилиндры (1) образуют цилиндропоршневую группу с поршнем (13) кривошипно-шатунного механизма, установлены на картере (2) радиально в равностоящих интервалах вокруг оси коленчатого вала. Гильза (15) каждого цилиндра (1) снабжена впускной коробкой (17) для контурной продувки цилиндра воздухом посредством внешнего нагнетателя. Коробка (17) выполнена в виде полого кольцевого объема, расположенного по радиусу цилиндра и имеющего впускное и выпускное окна (18) и (19) с наружной стороны гильзы (15) цилиндра, а также продувочные окна (20). Продувочные окна (20) сконфигурированы с заданным интервалом по периметру окружности боковой поверхности зеркала гильзы (15) цилиндра с возможностью обеспечения контурной продувки рабочей камеры цилиндра (1) при рабочем положении поршня (13), соответствующем нижней мертвой точке. Технический результат заключается в снижении удельного расхода топлива и масла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Звездообразный двухтактный авиационный двигатель, включающий картер, имеющий кривошип коленчатого вала, расположенный в кривошипной камере картера, три шатунно-поршневых группы, шатуны которых шарнирно установлены своими нижними головками на одной шатунной шейке кривошипа и соединены шарнирно с поршнями посредством поршневых пальцев, цилиндры, каждый из которых образует цилиндропоршневую группу с поршнем упомянутого кривошипно-шатунного механизма, установленные на картере радиально в равностоящих интервалах вокруг оси коленчатого вала, при этом гильза каждого цилиндра снабжена впускной коробкой для контурной продувки цилиндра воздухом посредством внешнего нагнетателя, выполненной в виде полого кольцевого объема, расположенного по радиусу цилиндра и имеющего впускное и выпускное окна с наружной стороны гильзы цилиндра, а также продувочные окна, сконфигурированные с заданным интервалом по периметру окружности боковой поверхности зеркала гильзы цилиндра с возможностью обеспечения контурной продувки рабочей камеры цилиндра при рабочем положении поршня, соответствующем нижней мертвой точке.

2. Двигатель по п. 1, характеризующийся тем, что продувочные окна сконфигурированы с возможностью обеспечения поперечно-щелевой или петлевой продувки рабочей камеры цилиндра.

3. Двигатель по п. 1, характеризующийся тем, что выполнен многорядным.