專利名稱：無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種發(fā)動機。更具體的說它涉及一種無曲軸活塞數(shù)為缸體總數(shù)一半的非對稱兩沖程發(fā)動機。它將是一種比重量小，比功率大，升功率高，節(jié)能性能優(yōu)異，安全性能更好的活塞式航空發(fā)動機。
背景技術(shù)：
往復(fù)式活塞發(fā)動機曾在航空領(lǐng)域發(fā)揮過重大作用。然而隨航空事業(yè)的發(fā)展，航速的大幅提高，它的功率小重量大，加之噴氣式發(fā)動機的誕生，它已經(jīng)退出空中這一歷史舞臺。不過人們對無曲軸活塞式發(fā)動機的研發(fā)卻從未終止。日本美國等技木先進的國家無曲軸轉(zhuǎn)子發(fā)動機的開發(fā)成功；更鼓舞了人們的信心。南昌航空工業(yè)學(xué)院的王細洋教授在所著航空概論一書的112頁中這樣描述‘這種發(fā)動機的研制成功，為旋轉(zhuǎn)式活塞發(fā)動機。應(yīng)用于直升機和小型飛機上開創(chuàng)了前景’但轉(zhuǎn)子發(fā)動機采用的是德國人汪格爾的發(fā)明專利。它產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)的原理是一種偏心機構(gòu)，這種機構(gòu)造成的能耗高、污染重的缺點是無法克服的。因此許多年來；并未在航空領(lǐng)域應(yīng)用上取得突破。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是在已經(jīng)取得發(fā)明專利授權(quán)的ZL200610112003 .X的基礎(chǔ)上研發(fā)的。它產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)的原理是類似雙推磨式的更為合理的杠桿原理。它是一種活塞在作旋轉(zhuǎn)運動的同時，還沿和軸線平行的方向在左右形狀互補的缸體中作直線運動；沒有氣門、不設(shè)置換氣機構(gòu)的兩沖程發(fā)動機。具體

發(fā)明內(nèi)容
1，左右布置的圓形缸蓋。2，缸蓋上設(shè)置有左右形狀互補的曲邊扇形缸體。其數(shù)量左右各為不小于4的偶數(shù)個。3，固定在主軸上中間有潤滑油通道；一對圓形密封板。它分別用來密封和分隔左右部分的各個缸體。4，在左右的密封板上設(shè)置供楔形活塞在互補的缸體作直線運動使用的楔形槽體。5，在左右缸蓋上的兩缸之間位置上還設(shè)置有安裝燃燒室體的槽體；在槽體中還設(shè)置有進氣通道和排氣通道。6，在左右缸蓋的槽體中安裝有和缸體數(shù)量相等的燃燒室體。7，燃燒室體可小幅擺動。通過擺動來完成氣體從活塞運行方向前向活塞運行方向後的轉(zhuǎn)換同時還適時的通過擺動來實現(xiàn)進、排氣孔的掩閉和開放；用以實現(xiàn)缸體的壓縮、密封和吸氣、排氣各個沖程的工作任務(wù)。8，在主軸上還裝有一對凸輪盤用來驅(qū)動燃燒室的適時小幅擺動。凸輪的形狀應(yīng)保證燃燒室體完成以下動作；如果活塞在缸體中正進行作功、壓縮沖程的工作；則活塞運行方向前的燃燒室體在回位彈簧的作用下處于靜止位置。燃燒室開口朝向活塞運行方向；處于接受壓縮氣體的狀態(tài)。在活塞即將完成作功、壓縮沖程的任務(wù)時；燃燒室體應(yīng)在凸輪的推動下擺動一個小角度使燃燒室的開口朝向密封區(qū)；進入第二個較短的靜止期；這一時期要完成以下工作；噴入燃油，點火，火焰的傳播和充分燃燒。當(dāng)活塞進入下一缸體達到高壓氣體出口的上端時；凸輪應(yīng)推動燃燒室向前擺動，釋放高溫高壓氣體推動活塞作功。在作功行程的末期；凸輪外形應(yīng)保證燃燒室在回位彈簧作用下復(fù)位；處在接受壓縮氣體位置。開始下一循環(huán)工作。9，在左右布置的圓形缸蓋之間設(shè)置機體。上述內(nèi)容構(gòu)成了本發(fā)明無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機。本發(fā)明有以下有益效果1，節(jié)能效果優(yōu)異所謂節(jié)能是指比較而言。所以我們先對已有的轉(zhuǎn)子發(fā)動機和傳統(tǒng)的往復(fù)式發(fā)動機的能耗狀況加以分析。轉(zhuǎn)子發(fā)動機我們沒有很多資料，附圖3是我從航空概論一書第108頁摘錄的三角形偏心活塞的受力圖，圖中如果勿視圖中標(biāo)出的旋轉(zhuǎn)方向，是很難判定它的旋轉(zhuǎn)方向的，因為此時活塞的偏心兩側(cè)幾乎受到大小相等的正、負力矩的作用。而且造成能量損失的負力矩；大小不等的存在于作功的全過程。那么這個負力矩造成的能量損失是很大的。造成它能耗高、污染重的缺點是無法克服的。這也很可能是轉(zhuǎn)子發(fā)動機開發(fā)成功多年；未能推廣應(yīng)用的原因。那么傳統(tǒng)的往復(fù)式發(fā)動機能耗情況如何呢？我們可用表示能量利用情況的示功圖來分析說明；為簡單明了我們把清華大學(xué)劉崢、王建聽教授所著汽車發(fā)動機原理教程一書39頁的圖3--3(a)的理論示功圖；作為我們的附圖4加以說明；圖中三角形arc的面積是壓縮沖程燃油作負功的量；類似大三角形arzb的面積是作功沖程燃油所正功的量。而輸出的有用功只有類似梯形aczb的面積代表的量。顯然輸出的有用功和燃油在一個循環(huán)所轉(zhuǎn)化的全部能量有很大差異；定性的分析負功造成的能量損失應(yīng)該是兩倍三角形arc的面積。負功造成油料浪弗的量在有限的資料中並未找到。但我們從清華大學(xué)汽研所燃燒與排放實驗室白先生提供實測示功圖作為我們的附圖5 ；朝陽柴油機廠賀兆欣處長提供的實測示功圖作為我們的附圖6。實際測算表明它們的負功損失分別是37%，和43%。我們把往復(fù)式發(fā)動機的負功損失估計為40%是比較可靠的。就是說傳統(tǒng)的往復(fù)式發(fā)動機能源浪費高達40% .。這一觀點好像有些夸大；但是我反復(fù)的推敲，示功圖的面積代表功如果不錯，我們的結(jié)論就是正確可靠的。那么我們的發(fā)明方案能避免負功、減少浪費，大幅節(jié)能嗎？這一點我們用附圖2 來說明，從圖中看出活塞5，和活塞7，的運行方向前正在完成壓縮沖程的工作；正個壓縮沖程并不點火，所以不存在往復(fù)式發(fā)動機因必須有點火提前角，導(dǎo)至點火后高溫高壓氣體對活塞的反作用，(負功的主要部分)；我們的發(fā)明方案點火的時刻發(fā)生在活塞完成壓縮沖程的任務(wù)，進入密封區(qū)和可燃氣脫離接觸之后發(fā)生的；已經(jīng)脫離接觸當(dāng)然不會作負功這就避免了大部分負功；那一小部分壓縮所需負功被轉(zhuǎn)移到燃燒室中；點火后和高溫高壓氣體從活塞運行方向后對活作正功。從而避免了往復(fù)式發(fā)動機40%的能源損失浪費。這就可以結(jié)論因為我們的發(fā)明方案結(jié)構(gòu)優(yōu)化，節(jié)能40%是完全可能的。一但受到國家的重視投入一定人力物力進行開發(fā)。如果研發(fā)成功；大幅節(jié)能的事實必將對國家乃至全人類做出巨大貢獻。2，升功率高我們的發(fā)明方案改往復(fù)式發(fā)動機的四沖程為兩沖程；使升功率翻一番是肯定的。 因為我們發(fā)明方案的兩沖程和已有的往復(fù)式發(fā)動機的兩沖程有本質(zhì)的不同；我們的發(fā)明方案是屏棄了燃油損失較大的換氣機構(gòu)；活塞運行方向前、后同時工作形成的；從而實現(xiàn)了人們大幅提高升功率的夢想。也是國家發(fā)展改革委員會，今年給發(fā)動機行業(yè)提出技術(shù)創(chuàng)新任務(wù)之一。3，比功率高比功率是發(fā)動機的重要指標(biāo)之一；我們的發(fā)明尚在只有方案階段；沒有實物。談它的比功率為時太早。但我們完全可以用日本美國等技朮先進國家早以開發(fā)成功的轉(zhuǎn)子發(fā)動機的指標(biāo)來比較，說明；南昌航空工業(yè)學(xué)院王細洋教授所著航空概論一書112頁中說美國寇蒂斯·萊特(Curtiss · Wright)公司研制成功了 1456KW的多種燃料旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動
機-----發(fā)動機總重36Ig，比重量為0. 88Kg/Kff(實際應(yīng)為36Ig/1456KW = 0. 25Kg/Kff0
不知較大差異如何發(fā)生。)換算成比功率為1. 14(1456/362 = 4)和汽車發(fā)動機原理教一書第10頁不同用途的車用發(fā)動機性能參數(shù)表中載貨車用往復(fù)式發(fā)動機的比重量6 3，(折算成比功率為 0. 17^0. 33)已有很大提高。我們的發(fā)明方案和轉(zhuǎn)子發(fā)動機對比是改四沖程為沒有換氣損失的兩沖程；比功率有更大提高也在情理之中。4，比重量小比重量和比功率互為倒數(shù)；似乎無須再議。但本發(fā)明方案因結(jié)構(gòu)的特別性，尚有封論的必要；前述美國開發(fā)的轉(zhuǎn)子發(fā)動機比重量為0. 88Kg/KW。轉(zhuǎn)子發(fā)動機的特點是單機為固定三缸；不可減少或増加。工作方式固定為四沖程不可改變。我們的發(fā)明方案則不同 ’左右缸蓋共同用中間一個機體；左右缸體共用一組活塞；必將導(dǎo)至總重量的降低使比重量減小。我們估計因共用組件和兩沖程的工作方式使比重量從0. 88Kg/Kff降到0. 4Kg/Kff是可能的。這一指標(biāo)和航空概論一書156頁表4. 8第四代渦輪軸發(fā)動機典型機型及主要參數(shù)表中的MTR390型發(fā)動機的功率重量比為5. 49KW/Kg(折算成比重量為0. 18KG/KW)相比也只高一倍左右。何況我們的方案尚存其他減少比重量的因素呢。5，增加輸出功率簡單容易我們的發(fā)明方案是缸體沿圓形機體的周邊設(shè)置；只須增加機體的直徑；缸數(shù)就迅速増加；假設(shè)機體直徑加大到1. 2米則左右可各設(shè)置十缸；主軸轉(zhuǎn)360度。十個活塞順序通過二十個缸作功次數(shù)為活塞數(shù)平方。即一百次。輸出功率之高、推力之大是可想而知的。6，，噪聲低本發(fā)明方案改有曲軸為無曲軸，改活塞的往復(fù)運動為圓周運動，噪聲大幅減小是很自然的。更因改有氣門為無氣門噪聲會進一步下降。7，較低的轉(zhuǎn)速從汽車發(fā)動機原理教程一書10頁不同用途的車用發(fā)動機性能參數(shù)表中知道；活塞運行的平均速度相對比較固定，大約在9 16m/S。我們的發(fā)明方案活塞和缸體為共用。各個活塞順序通全部缸體；所以機體直徑加大主軸轉(zhuǎn)一周活塞運行所需時間大幅增加；轉(zhuǎn)速迅速下降。我們毛估如果機體外徑達到1. 2米左右則轉(zhuǎn)速可降至每分鐘300轉(zhuǎn)左右。8，結(jié)構(gòu)簡單容易開發(fā)我們從以下幾方來說明開發(fā)的難易，第一無曲軸發(fā)動機，國外早已開發(fā)成功多年.它和我們的方案雖有本質(zhì)的不同但類似之處也不少，諸如圓的外形，變形圓的缸體，扁平的結(jié)構(gòu)等等既有相似之處，當(dāng)然有可以借鑒的開發(fā)方法.第二，零部件少；本方案如果不計輔機；主機只有幾個部件當(dāng)然從設(shè)計加工角度要容易很多.第三從加工工藝上看和轉(zhuǎn)子
5發(fā)動對比；也沒有特殊要求.在機床己經(jīng)數(shù)字化程序化的今天更不是難事.9，應(yīng)用范圍廣軍事意義大因為有前述的諸多有益效果，才能說它將會有寬廣的應(yīng)用范圍。首先看它在直升飛機上應(yīng)用的可能性直升飛機因旋翼的轉(zhuǎn)速較慢噴氣式發(fā)動機並不是非常適用；如航空概論一書第121頁中這樣敘述自由渦輪軸轉(zhuǎn)速和旋翼轉(zhuǎn)速相差很大。在這種條下傳遞功率要有專門的減速器組件；直升飛機主減速器就是用于這個目的的，該附件是獨立的，未列入發(fā)動機結(jié)構(gòu)，傳動比為20 1至50 1。發(fā)動機功率提高將相應(yīng)地引起減速器組件重量的増加，因此革新減速器組件是提高發(fā)動機性能的一個重要途徑。革新減速器組件都很重要；那么屏棄減速不是更重要嗎？我們再從輸出功率的角度來論證；據(jù)了解直升飛機的起飛重量大致是每噸250KW左右；美國約翰·迪爾公司已用只有三缸的無曲軸方案開發(fā)出2140KW的旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動機；在不考慮排量的情況下只改四沖程為兩沖程就可使輸出功率達4000KW以上。如果把單機直徑加大到1. an缸數(shù)増加到20個。 輸出功率達到10000KW也不困難。再考慮雙機串聯(lián)等措施；解決我國沒有大型直升飛機的現(xiàn)狀也應(yīng)不難。其次再看在大型亞音速螺旋槳飛機上應(yīng)用的可能性；我國正在開發(fā)大型飛如果能在發(fā)動機上全部用自主知識產(chǎn)權(quán)；意義是非常重大的。我們的發(fā)明方案無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機能為這一事業(yè)作出供獻嗎？這要從重量和功率兩方靣來衡量。如前所述我們毛估在不計減速器的情況下，已與第四代噴氣式發(fā)動機的比重量相差無幾。在有關(guān)減速囂的有無的重要性上；航空概論一書在118頁這樣敘述在渦輪螺旋槳發(fā)動機中，為使渦輪、 壓氣機轉(zhuǎn)子、和螺旋槳軸、都能在最佳轉(zhuǎn)速下協(xié)調(diào)地工作，須采用傳動比為5 Γ15 1的減速器，因而動力裝置的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，重量増大。我們的發(fā)明方案則可用改變機體直徑的方式來改變主軸轉(zhuǎn)速；以適應(yīng)螺旋槳的需要。用多機串聯(lián)的方法增加功率，以適應(yīng)大飛機的要求。改變外國對我們的技朮控制，是有可能的。第三，在潛艇上的應(yīng)用上，因為我們沒有相應(yīng)的資料尚不能肯定。但如前所述，在大功率上肯定不成問題。在轉(zhuǎn)速上我估計它的漿葉在水中運行；也不會是高速的。所以我們的發(fā)明方案在大海中也可能有一定的前途。至于在潛艇上應(yīng)用因為它有噪音低，和不同噪音頻譜；而更適合反偵察的需要。如果前面所述三項應(yīng)用成立，那么它的重大軍事意就很明白了。因為在當(dāng)前高技術(shù)的情況下，如果有很多直升飛機裝備部隊；在軍事的攻擊上、人員設(shè)備的轉(zhuǎn)移上、軍事偵察等方靣，都有無可比擬的空前意義。


圖1 無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機示意2 沿圖1圓周方向A-—-A所作剖視的展開3 轉(zhuǎn)子發(fā)動機三角活塞受力4 往復(fù)式發(fā)動機理論循環(huán)示功5 清華大學(xué)汽研所的實測示功6 朝陽柴油機廠的實測示功7:圖1的徑向剖靣8 凸輪盤凸輪曲線展開圖各附圖中的數(shù)字代表如下意義。
1.左紅蓋
2.右紅蓋
3.左缸體
4.右缸體
5.活塞之一
6.活塞之二
7.活塞之三
8.活塞之四
9.左密封板
10右密封板
11燃燒室槽
12燃燒室體
13燃燒室
14進氣通道
15排氣通道
16排氣孔
17進氣孔
18主軸
19驅(qū)動燃燒室擺動的凸輪盤
20機體
21主軸端蓋
具體實施例方式
在圖2中我們假定活塞正在沿箭頭所指的方向作旋轉(zhuǎn)運動。從圖2中我們看出活塞之一的5、和活塞之三的7、的運行方向后正在受從燃燒室13中湧出的高溫高壓氣體的作用，沿箭頭方向運動；并代動圓形密封板9和10 —起和主軸旋轉(zhuǎn)；完成作功沖程的任務(wù)；活塞運行方向前對前一活塞吸入的空氣進行壓縮；將其壓入前面的燃燒室中。完成壓縮沖程的任務(wù)。與此同時活塞之三的6和活塞之四的8在活塞運行方向前正排出前一循環(huán)產(chǎn)生的廢氣?；钊\行方向后則吸入新鮮空氣供后面跟上的活壓縮之用。從圖2中我們看出對右側(cè)缸體而言，全部活塞都處于密封區(qū)中；從圖中我們還能看出活塞5和7將進入吸氣和排氣工作沖程；而活6和8將進入作功和壓縮工作沖程；工作方式和在左側(cè)時完全一致；如此周而復(fù)始的工作，通過主軸輸出動能。完成作功任務(wù)。
權(quán)利要求
1.一種無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機，該發(fā)動機包括圓形機體，左缸蓋、右缸蓋、活塞、圓形密封板、燃燒室體和凸輪盤；在左右缸蓋上各設(shè)置有形狀左右互補，非對稱曲邊扇形缸體；該發(fā)動機所述的兩塊圓形密封板為左右缸蓋所用，并和缸蓋組成缸體密封區(qū)；和分隔各個缸體。該發(fā)動機內(nèi)的所述凸輪盤的凸輪外形曲線應(yīng)能保證燃燒室接受被壓縮氣體后及時擺向密封區(qū)；在密封區(qū)有足夠的靜止時時間完成噴油、點火和火焰?zhèn)鞑ニ钑r間。該發(fā)動機內(nèi)的所述圓形密封板，其上設(shè)置有楔形槽，供活塞在左右缸體中作直線運動使用。所述活塞在沿周邊缸體作圓周運動的同時還為通過密封區(qū)在左右缸體中沿和軸線平行方向作直線運動；所述燃燒室體設(shè)置在相鄰兩缸之間，并可作小幅擺動；所述燃燒室體上設(shè)置有燃燒室，進氣通道和排氣通道；所述的燃燒室體在小幅擺動時，還適時完成對進、 排氣孔的掩閉和開放；所述缸體是大于偶數(shù)4的偶數(shù)個；所述活塞是所述缸體總數(shù)的一半； 該發(fā)動機沒曲柄連桿機構(gòu)和進、排氣門機構(gòu)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機，其特征是，所述活塞為左右缸體共用，且活塞運行方向前和運行方向后同時工作。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機，其特征是，該發(fā)動機是一種無換氣機構(gòu)的兩沖程發(fā)動機。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機，其特征是，所述發(fā)動機內(nèi)的主軸旋轉(zhuǎn)360度，活塞作功次數(shù)是活塞數(shù)的平方。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動機，其特征是，左右兩側(cè)各設(shè)置一個凸輪盤。每側(cè)的凸輪盤為各側(cè)的全部燃燒室體共用。
全文摘要
無曲軸非對稱活塞式航空發(fā)動，是一種缸體左右設(shè)置形狀非對稱，且形狀互補的發(fā)動機?；钊谧鲌A周運動的同時還沿和軸線平行的方向在左右缸體中作直線運動；它是一種活塞運行方向前、后同時工作；不用換氣機構(gòu)的兩沖程發(fā)動機。它因無曲軸，活塞為左右缸體共用，摒棄進、排氣門等因素，使它具有大幅節(jié)能、升功率高、比功率大等很多優(yōu)勢；優(yōu)其是它的大功率、低轉(zhuǎn)速、低噪音；使它有可在直升飛機，潛艇和大型亞音速螺旋槳飛機上都有廣擴的應(yīng)用前景。
文檔編號F02B53/04GK102486122SQ20091022382
公開日2012年6月6日 申請日期2009年11月23日 優(yōu)先權(quán)日2009年11月23日
發(fā)明者曾慶仁, 曾繁星 申請人:曾慶仁