一种航空重油活塞发动机系统的制作方法

1.本发明涉及航空活塞发动机，特别涉及一种航空重油活塞发动机系统，属于航空活塞发动机技术领域。

背景技术：

2.航空重油活塞发动机的好处、优点业界公知，有些场合如森林防火、人密集地的作业甚至必须要使用重油，在互联网文献“小功率航空活塞发动机重油技术进展”（航瑞动力，航瑞动力，https://view.inews.qq/a/20220909a06bxu00；https://new.qq/rain/a/20220909a06bxu00）中对这类发动机的进展进行了详细的介绍，根据该文章部分记载介绍，针对小功率活塞发动机进行创新的方案有两种，第一种是在现有化油器上改进，一种是采用新型供油方式。其中现有化油器改进方式仍然采用化油器供油，但根据重油燃料特点对进气系统、化油器、点火系统设计更改，同时增加辅助起动的预热系统。典型的系统为德国3w公司的重油发动机方案。为了实现重油的可靠雾化及燃烧组织，重油发动机采用了多项改进措施，具体如下：进气系统采用加速管；泵膜式化油器进行改进，工作方式接近于机械喷射系统；曲轴箱预热；压缩比降低；起动加入预热塞；点火系统更改，这种方式对发动机的设计更改非常大，更改的地方也比较多，因此仍然采用化油器供油方式更改的重油活塞发动机更改因素较多，增加附件多，设计比较复杂，改进实现比较困难。
3.第二种是机械喷射、电喷，基本的思路是根据航空活塞发动机要求对传统大排量发动机电控燃油喷射系统进行改进或者进行全新的创新型设计，典型的系统有澳大利亚orbital 公司的aadi（airassistant direct injection）空气辅助喷射系统、美国nwuav 公司的基于mems 微机电技术的喷射系统、美国jm harwood公司的dfi 微型高压直喷系统和北航提出的mfvi（multiplefixed-volumeinjection）小尺度微量多次喷射系统。澳大利亚orbital 公司的aadi 空气辅助喷射系统被德国hirth 公司采用进行重油航空发动机的开发工作。空气辅助喷射系统采用一体化喷嘴，由高压空气对燃油颗粒的冲击实现燃油的良好雾化；通过调整辅助空气压力和夹入空气时间，可以得到不同雾束形状，适应不同的燃烧室形状和火花塞位置。hirth 公司通过空气辅助喷射系统实现了两冲程重油发动机的缸内直喷，减少了扫气过程中的短路燃油损失，经济性大大提高；结合分层进气导流组织、火花塞和喷嘴布置，改善了燃烧条件，燃烧效率大大提高，北航微小型发动机与分布式能源试验室根据小功率航空重油活塞发动机实际工作特点和前期燃油喷射系统开发经历，提出了一种小尺度微量多次喷射系统结构。该系统是低压定容多次喷射，喷油器每次吸入的燃油体积是一定的，燃油量调节通过喷射次数的多少来实现，根据该文记载，上述很多技术处于任然处于研发阶段，在市场应用上尚未取得进展。
4.申请人依托大规模的应用场景，对航空活塞发动机使用重油也进行了应用型的探索，如在中国专利号202121812456x重油航空活塞发动机加热控制系统、中国专利号2021218124358（一种航空发动机进油预热装置）中分别针对重油对发动机的相关部分进行了设计，使重油易于雾化，在发动机中可以燃烧，上述两种技术方案结合后在使用在带预热
的电喷发动机上可以实现以重油作为燃料，但在市场的推广应用中，因为电喷较为复杂的控制系统、喷油系统、热管理系统等，导致其成本太高，以国内某公司出售的带预热的170cc排量的重油电喷发动机为例，其售价高达28.8万元，这导致采用这种发动机制造的无人机成本也会居高不下，其高昂的价格成为重油作为燃料的无人机在市场应用上的重大障碍。难以规模化的进入市场应用当然也会阻碍其本身的技术发展。

技术实现要素：

5.本发明的目的在于克服目前的以重油为燃料的航空活塞发动机存在的上述问题，提供一种航空重油活塞发动机系统。
6.为实现发明的目的，采用了下述的技术方案：一种航空重油活塞发动机系统，包括水冷活塞发动机，所述的水冷活塞发动机配置有化油器，化油器连接供油系统，水冷活塞发动机的冷却套上具有进液口、出液口，进液口、出液口分别通过循环水路连接散热水箱的出口、进口，循环水路上安装有循环泵，散热水箱上部安装有散热扇，散热扇的出风方向吹向散热水箱，在散热水箱上安装有温控开关a，温控开关a连接在散热扇的电源回路中，在冷却套上安装有温控开关b，温控开关b连接在循环泵的散热回路中，所述的散热扇为长方形，在散热扇周围固定设置有四根固定柱，在固定柱上端固定安装有挡风板，挡风板覆盖整个散热扇面积，挡风板与散热扇的上表面之间具有间隙；在化油器的油室上固定连接有电加热装置，在化油器的油室上还固定连接有测温装置，测温装置连接至控制器，控制器控制电加热装置；所述的供油系统包括重油箱、油泵，还包括小油罐，所述的小油罐为密封罐，管路a的进口端位于小油罐内靠近底部、出口端直接或间接连接至油泵的进口，管路b的进口端位于重油箱内靠近底部、出口端位于小油罐内靠近上口部，油泵的出口通过出油管连接至化油器，发动机启动前，重油箱内装入重油，小油罐内装入汽油，汽油的液位低于管路b的出口端。
7.进一步的；所述的挡风板左右两侧为平面、中间为上凸的弧形面。
8.进一步的；所述的电加热装置为电加热片，电加热片固定贴敷在化油器的油室上。
9.进一步的；所述的电加热装置为加热块，加热块上开设有至少两个孔，其中一个孔中固定设置有温控开关c，另外的孔中安装有电加热棒，温控开关c连接在电加热棒的加热电回路中，加热块固定连接在化油器油室的底面上。
10.进一步的；所述的加热块与化油器的主量孔上下正对。
11.进一步的；所述的加热块上端部穿过化油器底面，加热块与化油器中的油相接触。
12.进一步的；所述的化油器底面或者加热块上开设有与油室相通的放油管路，放油管路上安装有放油开关。
13.进一步的；所述的小油罐具有上盖，小油罐的罐体旋接在上盖上，管路a、管路b均固定连接在上盖上。
14.本发明的积极有益技术效果在于：本发明的技术方案在目前的以汽油为燃料的航空化油器活塞发动机上经过简单技术改造即可实现燃烧重油，成本非常低，成本不及目前市场市场上在售的航空活塞重油发动机的十分之一，这将大大消除航空活塞重油发动机在无人机上的推广应用，且本发动机系统只在启动时需要少量汽油，起飞后汽油基本上已经
完全消耗，所以本发动机系统还可应用在对汽油燃料禁用的深林防火、人密集地作业等场合。
附图说明
15.图1是本发明发动机温度保障系统的示意图。
16.图2是散热器处的侧视示意图。
17.图3是挡风板为弧形的主视示意图。
18.图4是供油系统的示意图。
19.图5是图4中的化油器部分的示意图。
20.图6是化油器加热的另一个实施例的示意图。
具体实施方式
21.为了更充分的解释本实用新型的实施，提供本实用新型的实施实例。这些实施实例仅仅是对本实用新型的阐述，不限制本实用新型的范围。
22.结合附图对本实用新型进一步详细的解释，附图中各标记为：1：发动机；2：气缸；3：冷却套；4：进液口；5：出液口；6：温控开关b；7：散热水箱；8：出口；9：进口；10：温控开关a；11：循环泵；12：挡风板；13：散热扇；14：膨胀水箱；15：固定柱；16：重油箱；17：管路b；18：小油罐；19：管路a；20：油滤芯；21：油泵；22：化油器；23：油室；24：加热块；25:加热棒；26：温控开关c；27：油孔；28：放油开关；29：加热片。
23.本发明中，基于目前的以汽油为燃料的航空活塞发动机分别对发动机的热管理、化油器、供油系统进行了创新性设计，使发动机能够以重油为燃料，其它未涉及的创新的部分采用现有技术，如化油器与发动机的连接、活塞发动机的气缸等。
24.如附图所示，一种航空重油活塞发动机系统，包括水冷活塞发动机1，2所示为发动机的气缸，气缸的缸头上固定连接有冷却套3，,冷却套上具有进液口4、出液口5，进液口、出液口分别通过循环水路连接散热水箱7的出口8、进口9，散热水箱上连接有膨胀水箱14，膨胀水箱的与目前汽车中的膨胀水箱作用相同，当散热水箱中的压力高时，冷却液进入膨胀水箱，当散热水箱中的压力低时，冷却液进入散热箱，当循环水路上安装有循环泵11，散热水箱上部安装有散热扇13，散热扇的出风方向吹向散热水箱7，散热水箱的安装方式如申请人在中国专利申请号中201922228043.6（农用植保无人机发动机温度可控散热装置）的安装方式（本技术中的散热水箱对应于该专利中的散热器）。以上的发动机热管理与汽车的发动机热管理原理相同，均是现有技术，在散热水箱上安装有温控开关a10，温控开关a连接在散热扇13的电源回路中，温度达到温控开关a的设定值后温控开关a导通，散热扇开启，温度达不到温控开关a的设定值时温控开关a断开，在冷却套上安装有温控开关b6，温控开关b连接在循环泵11的电源回路中，温度达到温控开关b的设定值后温控开关b导通，循环泵启动，散热扇为长方形，在散热扇周围固定设置有四根固定柱15，在固定柱上端固定安装有挡风板12，挡风板覆盖整个散热扇面积，挡风板与散热扇的上表面之间具有间隙。优化的，所述的挡风板左右两侧为平面、中间为上凸的弧形面，这种弧形面的实施例如图3所示，弧形面免于对旋翼产生的气流导流。
25.供油系统包括重油箱16、油泵21，还包括小油罐18，小油罐为密封罐，管路a19的进
口端位于小油罐内靠近底部、出口连接至油滤芯20，油滤芯20连接至油泵21的进口，油泵的出口通过出油管连接至化油器22，管路b17的进口端位于重油箱内靠近底部、出口端位于小油罐内靠近上口部，小油罐具有上盖，小油罐的罐体旋接在上盖上，管路a、管路b均固定连接在上盖上，这样便于在起飞前更换上装汽油的小油罐。
26.发动机启动前，重油箱内装入重油，小油罐内装入汽油，汽油的液位低于管路b的出口端。
27.化油器22的油室23上固定连接有电加热装置，在化油器的油室上还固定连接有测温装置，测温装置连接至控制器，控制器控制电加热装置，本技术的一个实施例中，电加热装置为加热块24，加热块上开设有两个孔，其中一个孔中固定设置有温控开关c26，另外的孔中安装有电加热棒25，电加热板连接加热电源，温控开关c26连接在电加热棒的加热电回路中，温度达到温控开关c设定的温度后，温控开关断开停止加热棒加热，温度低于温控开关c设定的温度后温控开关c闭合，加热块固定连接在化油器油室的底面上，加热块上端部穿过化油器底面，加热块与化油器中的油相接触，加热块与化油器的主量孔上下正对。更为优化的，加热块上开设有与油室相通的放油管路27，放油管路上安装有放油开关28，放油开关可以是螺纹旋接的堵头。放油开关的作用是在下一次飞行时将化油器中的重油放掉，便于下一次采用汽油直接启动。
28.除了加热棒外，电加热装置还可以是电加热片，电加热片固定贴敷在化油器的油室上，电加热片可采用半导体加热片等。
29.业界公知重油使用在航空活塞发动机上的瓶颈是由于其粘度大，不易雾化，本发明中为了使重油能够使用，从以下几方面进行了创新，一是供油系统，二是化油器加热，三是发动机的热管理（包括循环泵、散热扇、挡风板、温控开关等）由于小油罐中是汽油，所以发动机、燃油在不必加热的情况下能够顺利启动，启动后发动机会产生热量完成预热，同时燃料也从汽油、汽油与重油的混合物、重油转变，转变的过程中打开化油器加热，使化油器的温度控制在80度以上，低于该温度温控开关c闭合通过加热棒加热，重油即可雾化，通过化油器进入发动机稳定的燃烧做功，为了防止发动机温度过低影响重油的燃烧，在冷却套上安装有温控开关b，温控开关b设定到75度左右，温度低于该温度时循环泵关闭以保证发动机温度，其在低温飞行时有挡风板，旋翼的气流也不能带着发动机产生的热量，保证了低位飞行时发动机足够的温度，大载荷飞行时循环泵、散热扇启动对发动机散热保证其动力输出。在发动机散热量大是，散热水箱中的水温达到80度以上时，温控开关a闭合使散热扇开启对冷却液散热。
30.本发动机系统经过在无人机上应用试验非常成功，重油箱采用目前的油箱，小油罐采用网购的铝合金药瓶，在铝合金药瓶中装入大约100ml汽油，采用配置210cc二冲程活塞发动机的无人机，发动机本身不带加热，发动机配置nibbi化油器，其中一种化油器底部本身有一个带堵头的螺孔，在该螺孔中安装带加热棒、温控开关的加热块，温控开关的温度设定在85度，环境温度15摄氏度，发动机不加热直接启动，启动正常，启动后大约3min，对化油器加热，发动机可持续工作，控制无人机机起飞，起飞正常、飞行与重油发动机相比没有明显异常。后来经过试验，在小油罐中加入少于100ml汽油同样可以实现。
31.在详细说明本实用新型的实施方式之后，熟悉该项技术的人士可清楚地了解，在不脱离上述申请专利范围与精神下可进行各种变化与修改，凡依据本实用新型的技术实质
对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均属于本实用新型技术方案的范围，且本实用新型亦不受限于说明书中所举实例的实施方式。

技术特征：

1.一种航空重油活塞发动机系统，包括水冷活塞发动机，所述的水冷活塞发动机配置有化油器，化油器连接供油系统，水冷活塞发动机的冷却套上具有进液口、出液口，进液口、出液口分别通过循环水路连接散热水箱的出口、进口，循环水路上安装有循环泵，散热水箱上部安装有散热扇，散热扇的出风方向吹向散热水箱，在散热水箱上安装有温控开关a，温控开关a连接在散热扇的电源回路中，其特征在于：在冷却套上安装有温控开关b，温控开关b连接在循环泵的散热回路中，所述的散热扇为长方形，在散热扇周围固定设置有四根固定柱，在固定柱上端固定安装有挡风板，挡风板覆盖整个散热扇面积，挡风板与散热扇的上表面之间具有间隙；在化油器的油室上固定连接有电加热装置，在化油器的油室上还固定连接有测温装置，测温装置连接至控制器，控制器控制电加热装置；所述的供油系统包括重油箱、油泵，还包括小油罐，所述的小油罐为密封罐，管路a的进口端位于小油罐内靠近底部、出口端直接或间接连接至油泵的进口，管路b的进口端位于重油箱内靠近底部、出口端位于小油罐内靠近上口部，油泵的出口通过出油管连接化油器，发动机启动前，重油箱内装入重油，小油罐内装入汽油，汽油的液位低于管路b的出口端。2.根据权利要求1所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的挡风板左右两侧为平面、中间为上凸的弧形面。3.根据权利要求1所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的电加热装置为电加热片，电加热片固定贴敷在化油器的油室上。4.根据权利要求1所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的电加热装置为加热块，加热块上开设有至少两个孔，其中一个孔中固定设置有温控开关c，另外的孔中安装有电加热棒，温控开关c连接在电加热棒的加热电回路中，加热块固定连接在化油器油室的底面上。5.根据权利要求4所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的加热块与化油器的主量孔上下正对。6.根据权利要求5所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的加热块上端部穿过化油器底面，加热块与化油器中的油相接触。7.根据权利要求6所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的化油器底面或者加热块上开设有与油室相通的放油管路，放油管路上安装有放油开关。8.根据权利要求1所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：所述的小油罐具有上盖，小油罐的罐体旋接在上盖上，管路a、管路b均固定连接在上盖上。9.根据权利要求1所述的一种航空重油活塞发动机系统，其特征在于：小油罐与油泵之间的管路a上安装有油滤芯，油料通过油滤芯后进入油泵。

技术总结

一种航空重油活塞发动机系统，包括水冷活塞发动机，水冷活塞发动机的冷却套上具有进液口、出液口，进液口、出液口分别通过循环水路连接散热水箱的出口、进口，循环水路上安装有循环泵，散热水箱上部安装有散热扇，在散热水箱上安装有温控开关A，在冷却套上安装有温控开关B，温控开关B连接在循环泵的散热回路中，散热扇为长方形，在散热扇周围固定设置有四根固定柱，在固定柱上端固定安装有挡风板，在化油器的油室上固定连接有电加热装置，供油系统包括重油箱、油泵，还包括小油罐。本发明成本非常低。低。低。