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航空航天技术,组合式燃烧室

现有技术中所涉及的重油发动机燃烧室按结构和燃烧过程的特点不同可分为开式、半开式、涡流式和预燃式燃烧室。其中，传统的开式与半开式燃烧室，虽然在四冲程发动机中应用能达到较好的性能，但由于所用喷油器的起喷压力、起喷速度和喷射贯穿度不够，所以难以满足两冲程发动机高速燃烧的要求；涡流式燃烧室，虽然能预先产生涡流，但是未经过预燃，燃烧速度也跟不上两冲程发动机高速化的发展；现有传统的预燃式燃烧室，在副燃烧室和主燃烧室之间只有一个通道，导致节流损失大，而且无法产生高强度涡流，导致燃油消耗率高、经济性较差。 上述现有的燃烧室均不能很好地适应两冲程重油发动机对高速燃烧的要求，也不能较好地控制发动机燃烧最大爆发压力，导致发动机缸体结构增厚，降低了发动机的功重比，难以满足航空发动机安全性的要求。因此，研发适应高速化两冲程航空活塞重油发动机的燃烧室是十分必要的。

该项目研发出一种用于活塞发动机的组合式燃烧室，来显著提高活塞发动机的燃烧速度，控制最高爆发压力，改善燃油经济性，适应航空发动机高安全性的要求。其结构包括：气缸盖，形成于所述气缸盖中的副燃烧室，以及形成于所述气缸盖、所述副燃烧室和活塞之间的主燃烧室，其中，所述副燃烧室和所述主燃烧室之间通过设置于所述副燃烧室的底部的多个第一通道互相连通，各所述第一通道的中心线相对于所述副燃烧室的中心线径向偏置。在活塞上行过程中，气缸内形成的压缩空气通过上述多个径向偏置通道，可以在副燃烧室中强制产生强涡流，与副燃烧室中喷油器喷出的燃油充分掺混，由此促进副燃烧室中的燃油充分雾化，发生预燃，从而提高燃油的经济性、改善排放。在燃烧过程中，副燃烧室中预燃后的油气混合物通过该多个偏置通道，可以进一步帮助主燃烧室提高旋流强度，提高主燃烧室的燃烧速度，控制发动机的最高爆发压力，从而减薄发动机缸体结构，增大发动机的功重比。另外，该多个偏置通道可以使副燃烧室和主燃烧室之间的流道相对面积增大，减少节流损失。

来自北京航空航天大学，可为本项目的研究开展提供良好的研究工作条件。项目的研究团队由教授、青年教师、博士生和硕士生等人员组成，团队负责人多年从事相关方面的科研与教学工作，负责完成过科技重大专项课题等以及横向合作等多项课题的研究工作。团队人员构成合理，技术基础好，研发能力强，为本项目的研究开展提供了良好的人员保障。

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