航空柴油發動的制造方法
【專利摘要】本發明涉及一種航空發動機，其具有壓縮燃燒且重量小于725磅。本發明還涉及一種形成所述航空發動機的方法。
【專利說明】航空柴油發動機
[0001]相關申請案
[0002]本申請要求于2011年10月12日提交的序列號為61/546，391的美國臨時專利申請的權益，其以全文引用方式并入本文。
【技術領域】
[0003]本發明涉及一種在通用航空和無人駕駛航空領域中有用的航空發動機。更特別地，本發明涉及一種適于在航空環境中使用的壓縮燃燒發動機。
【背景技術】
[0004]至少從二戰開始，輕型飛機(通用航空以及近來的無人駕駛飛機(UAVs))已通過的空氣冷卻的以汽油為燃料的發動機提供動力，該發動機通常采用對置式六缸配置。該發動機以辛烷值非常高的航空汽油為燃料。問題是，在世界偏遠部分沒有航空汽油意味著通用航空在這些區域中無法使用，而這些區域正好是最需要通用航空服務的區域。近來，已能看到煉油廠已不愿意生產航空汽油，因此使得全世界的供應更為緊張。雖然所有的燃料都不便宜，但航空汽油卻一直特別昂貴。
[0005]與航空汽油的相對稀缺性和昂貴性成對比，在世界各地則更普通使用相對便宜的柴油燃料和/或噴氣燃料(JP)。雖然這種燃料的質量在不同的地方會發生很大的變化，但壓縮燃燒發動機也可同樣地燃燒柴油燃料或噴氣燃料(JP)。這種變化可被識別為燃料的十六烷值(CN)的變化，其為燃料可知的特征。
[0006]然而，這種壓縮燃燒發動機對其設計者提出了一些挑戰，包括:
[0007]對螺旋槳諧波友好的扭矩特性；
[0008]燃料系統冗余；
[0009]渦輪增壓的設計；
[0010]排-排(Bank-Bank)主軸承加載；以及
[0011]下降的動力要求。
[0012]在全世界范圍，需要一種能以這種燃料(柴油燃料或噴氣燃料(JP))運行但卻可戰勝上述挑戰的航空發動機。
【發明內容】
[0013]本 申請人:已構思了一種新穎的“平臥V型”發動機以解決在未來幾十年內通用航空(GA)行業所關注的問題。發動機概念利用新穎的柴油技術，提高現有飛機的效率并允許飛機制造商進入新興市場。平臥V型的優勢為其利用了高效使用材料的發動機架構，以讓柴油與現有技術相比在重量上有競爭力。現有發動機的重量與空氣冷卻、對置六缸發動機的重量相當，且還具有八缸以及壓縮燃燒的設計。
[0014]為了解決振動問題，本發明的發動機已利用與一階平衡系統一起使用的“成對的彎程”的概念以使振動最小化，從而優化飛機的結構和實現乘客的舒適度。
[0015]發動機設計者通常采用的方法是確定工作的曲軸形狀以提供下列參數:
[0016]統一的發動機點火；
[0017]令人滿意的發動機外部平衡；以及
[0018]用于發動機主軸承的最小軸承載荷。
[0019]盡管用于確定最佳權衡所必要的計算在考慮多氣缸發動機時會變得相當復雜，但是該技術仍是有據可查的，從而可確定有用的解決方案。
[0020]在第一種方法中，用相對系統化的方法設計新發動機概念的點火次序，如上所述。在研究用于本發動機的點火次序中，使用航空環境所獨有的數個其他標準以考慮可能的點火次序，包括:
[0021 ] 對螺旋槳諧波友好的扭矩特性；
[0022]燃料系統冗余；
[0023]渦輪增壓概念；
[0024]排-排主軸承加載；以及
[0025]下降的動力要求。
[0026]在考慮了上述變量后，新的點火次序被結合至本發動機中，其提供了超越可通過上述傳統技術所實現的特性的系統優勢。該點火次序使本發明的平臥V型發動機在作為飛機發動機時提供卓越性能的能力。
[0027]本發明的發動機包括提供下列內容的新穎元素:
[0028]1.用于成對的彎程的曲軸配置的點火次序。點火次序(1-7-5-3-6-4-2-8)為航空發動機應用所特有的。
[0029]2.上述獨有的點火次序允許發動機以排-排方式實現“電性分離”以用于發動機冗余。
[0030]3.獨有的點火次序也允許排-排配置中形成分離燃料系統，以允許飛機僅運行一排發動機的(八個氣缸中的四個氣缸)。
[0031]4.點火次序還允許從空氣處理的角度以排-排配置的方式配置發動機。渦輪增壓器可被配置成獨立地對每個發動機排進行填充，從而允許發動機以冗余的方式按排-排的配置運行。
[0032]5.新穎的點火次序允許八缸發動機按四缸發動機運行，且具有相對均勻間隔的點火脈沖。
[0033]6.按四缸模式運行八缸發動機的能力，讓運行中的發動機排的噴射器通過在較高載荷下運行點火氣缸而以增強的效率運行。
[0034]7.新的點火次序不會從排的角度實現“雙重點火”(即對一排中的相鄰氣缸進行點火，這樣相鄰的點火就會使主軸承中的油膜“分解”)。
[0035]8.與現有技術的六缸發動機相比，八缸發動機的附加慣性和摩擦載荷足以使發動機以一排氣缸運行，而不會對螺旋槳系統產生扭轉擾動。
[0036]9.在需要時可關閉平臥V型發動機的一排以加強燃料的經濟性且增加系統的整體安全性。
[0037]10.也可采用排的停用，以使飛機在下降過程中以減少的載荷燃燒，這是UAV應用中非常重要的考慮因素。
[0038]11.當僅有一排在運行時，在排和排之間的共享系統，如冷卻系統，則充當用于使燃燒變緩和并穩定發動機的熱電池。
[0039]12.在冷卻系統發生故障的情況下，共享的潤滑系統允許發動機的一半以具有熱穩定性的方式運行。即，當經導熱傳遞，源自四個運行氣缸的熱量被吸收在發動機的整個熱質中時，油系統足以冷卻活塞/發動機。
[0040]本發明涉及一種航空發動機，其具有壓縮燃燒且重量小于725磅。本發明還涉及一種形成所述航空發動機的方法。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0041]圖1為被安裝在試驗臺上并被聯接至螺旋槳的本發明的發動機的立體圖；
[0042]圖2為根據權利要求1所述的發動機的主視圖；
[0043]圖3為根據權利要求1所述的發動機的側視圖；
[0044]圖4為根據權利要求1所述的發動機的曲軸的立體圖；
[0045]圖5為根據權利要求1所述的發動機的曲軸的慣性力的圖示；
[0046]圖6為發動機的命名約定的圖示；
[0047]圖7為具有排-排填充方案的雙渦輪增壓器布置的主視圖；
[0048]圖8為流體動力軸承參數的圖形描繪；
[0049]圖9為發動機的連桿軸承上慣性和氣體加載組合的圖形描繪。
[0050]圖10為傳統的V-8發動機(上)和本發明的發動機(下)的主軸承加載的圖形描繪；
[0051]圖11為僅運行第一排時的發動機加載的圖形描繪；
[0052]圖12為僅運行第二排時的發動機加載的圖形描繪；
[0053]圖13為本發動機的單一冷卻劑系統流動的示意圖；
[0054]圖14為本發動機的單一潤滑系統流動的示意圖；以及
[0055]圖15為本發動機的排-排各潤滑系統流動的示意圖。
【具體實施方式】
[0056]圖1-3中大體以100示出本發明的發動機。在示例性配置中，發動機100可操作性地被聯接至傳遞構件104，其中傳遞構件104可操作性地被聯接至螺旋槳106。在該特定實例中，螺旋槳106具有三個葉片。可采用其他數量的葉片108。應注意的是，發動機100和其常用附件一起的重量不大于725磅且優選為具有4.4L的排氣量，然而也可利用更大或更小的排氣量。發動機100產生至少300馬力。圖2和3為發動機100的示意圖。發動機100可操作性地被聯接至試驗臺102。發動機100具有平臥對置配置的八個氣缸，其中四個氣缸位于第一排中且相對的四個氣缸位于第二排中，如下面更詳細的說明。
[0057]與現有航空發動機包括六個氣缸相比，本發明的發動機100利用增加的氣缸數量，即八個，以作為用于使扭矩波動最小化的方式，其旨在增加螺旋槳的壽命并降低發動機100的振動特性。平臥V型配置主要用于通過使在其構造中的使用的曲軸材料量最小化的方式降低柴油發動機的重量。此外，在具有多發動機配置的飛機中，平臥構造是有用的，其中發動機包的空氣動力阻力則變得更為關鍵。當實現降低的阻力是關鍵的情況下，平臥配置被證明是具有空氣動力學的優勢。
[0058]在給定的發動機中，可采用許多曲軸配置。在本發明的發動機的設計中評估了圖4所示的旋轉曲軸110所產生的力。如圖5所指出的，自由力(Frot、FI和FII)之和以及自由力矩(Ml和Mil)與點火次序和間隔無關。
[0059]旋轉曲軸110產生的力為發動機設計的下列元素的函數:
[0060]活塞重量；
[0061]桿重量和重心位置，以及桿長對曲軸彎程長度；
[0062]配重質量；
[0063]氣缸間距；以及
[0064]發動機速度。
[0065]選擇各發動機組件的重量和發動機架構以控制所產生的力，但發動機系的物理學卻要求力的總和要遵循上述總和，如圖5所示。
[0066]所選的點火次序在為本發動機100所采用的“成對的彎程”的方案的曲軸布局中具有許多可能性。見圖4所示的曲軸110。如圖4所示，曲軸110具有四個成對的彎程，彎程112、彎程114、彎程116和彎程118。優選地，位于對置的氣缸排(如下所述的)的兩個氣缸中各活塞的一對連桿可旋轉地被聯接至各成對彎程112、114、116和118中的每一對，因此用術語“成對的”所表示。
[0067]用于確定點火次序的約定
[0068]平臥V型發動機100包括編號的八個氣缸，如圖6所示。圖4所示的曲軸110限定圖6所示的y軸線。氣缸的命名約定與如圖4所示的成對的彎程曲軸110相結合使用。如關于圖6所進行的描述，其具有每排四個氣缸的兩排，即排120和對置的排122。氣缸1-4從發動機100的后部至發動機100的前部或螺旋槳側排列。相對的氣缸5-8則從發動機100的后部至發動機100的前部或螺旋槳側排列。氣缸I和5被可旋轉地聯接至成對的彎程118。氣缸2和6被可旋轉地聯接至成對的彎程116。氣缸3和7被可旋轉地聯接至成對的彎程114。且，氣缸4和8被可旋轉地聯接至成對的彎程112。
[0069]燃料系統冗余
[0070]大多數現代柴油發動機都利用“共軌”噴射方案，通過該方案，高壓燃料泵可維持近2000巴的軌壓。軌壓控制閥維持軌壓，且通過電子信號對每個噴射器單獨地進行點火，其中軌壓控制閥和每個噴射器可操作性地被聯接至發動機控制單元(ECU)并由其所控制。
[0071]在上述約定的范圍中，由 申請人:確定最適合通用航空應用的要求的配置，要注意的是發動機采用的是壓縮燃料設計。要理解的是，壓縮燃料設計具有與汽油燃料發動機非常不同的考慮。為了實現本發動機100的最終解決方案，考慮了下列元素中的每一個。
[0072]本發動機100被設計成具有比當前的航空發動機(通常為六缸)更大的氣缸數(八個)。這樣做，至少部分地是因為與現有的通過火花引起燃燒的汽油發動機相比，作用于曲軸軸承上的壓縮燃燒發動機具有較高的氣缸壓力。更大的氣缸數的優勢在于額外的氣缸的固有慣性發揮作用以使發動機的扭矩平滑并調節扭矩傳送。
[0073]本發動機100的設計不具有“雙點火”，在四沖程的循環上“雙點火”通常給出更均勻的90度間隔。雙點火為同時對兩個氣缸進行點火，對于每個排120或122分別有一個點火。相應地，在720度循環上(發動機100的兩個旋轉)，所有八個氣缸則以90度間隔進行點火。
[0074]在使用被聯接至曲軸110上的扭矩隔離元件和減震器124組合的發動機100的設計中，包括了對高輸出八缸的振動水平的有效控制，如圖4所示。這種控制允許考慮可使用什么點火次序以使發動機100在四缸兩排的配置中實現冗余。這種假定可被稱為用于本八缸發動機100的4X2的配置。這種配置要求將發動機100分成兩個獨立的排120和122以實現最大冗余和有效性。
[0075]參照圖15，其示出了冗余的燃料噴射(FI)系統130。在現代的共軌噴射系統中，已確定高壓燃料泵為最容易發生故障的組件。相應地，雙泵策略包括在冗余FI系統130中，其具有兩個高壓燃料泵132和134。泵構造中的新發展已降低了泵132和134組合組件的重量，從而位于上一代單泵的重量范圍中。
[0076]燃料軌136通常是細長且高強度的“管歧路”，優選地，其沿每個氣缸蓋展開，如圖15所示。由于泵132和134通常是通過位于發動機100 —端的凸輪驅動機構所驅動的，因此其對于將燃料組件集成至氣缸蓋模塊中來說是有意義的。
[0077]如圖15所示，經低壓泵140和142將燃料從共用的燃料箱138吸出并使其通過各燃料過濾器144。各發動機控制單元(ECU) 148和150對各燃料計量閥152和154進行電子控制。應注意的是，也可采用單一的ECU，其具有各發動機控制單元(ECU) 148和150的相結合的功能。通過各燃料計量閥152和154使燃料可用于各高壓燃料泵132和134，并因而用于各排120和122的各燃料噴射器156。
[0078]氣缸1、2、3和4被分組為第一排122且氣缸5、6、7和8被分組為相對的第二排120，如圖6所示。這種分組的方法基本上將發動機100電子地劃分成4X2的配置，該配置遵循排122和120的架構，如剛才所述。
[0079]相應地，發動機100包括兩個四缸發動機，其共用同一曲軸以及一些其他發動機的配件，但卻可相互獨立的運行。有利地，兩個四缸發動機共用機械油和冷卻系統，但兩個四缸發動機中的每一個則基本上相互獨立地運行，無論發動機100是以八氣缸點火的方式運行或是以兩個四缸發動機之一進行點火的方式運行。優選地，執行ECU148和150的功能的雙發動機控制單元(ECT)以4X2的方案提供了發動機100的近完全的電分離。E⑶148和150能夠根據需要，簡單地通過停止流經各燃料計量閥152和154的燃料流或不對相應的噴射器156進行電性脈沖而關閉兩個四缸發動機排120和122的任一排(就這點而言，或者可同時關閉兩排)。
[0080]渦輪增壓系統的二元性
[0081]上述4X2 二元性的概念要求用于兩個四缸發動機之一的充氣系統具有二元性。飛機中大多數單發動機的裝置都利用三輪起落架配置，其中必須將前起落架集成至發動機艙中。僅僅對于這一點來說，則宜將雙渦輪增壓器裝置集成至發動機100中，從而提供充足的空間以用于在飛機的非著陸/起飛的飛行配置中收起前起落架所必需的輪子。
[0082]此外，由于曲軸110的主軸承119 (見圖4)在發動機100以給定的發動機轉速轉動時，總是承受類似的慣性載荷，因此必須要確定何時要將各氣缸點火所產生的燃氣力與慣性載荷相結合。可通過選擇發動機100的點火次序而實現這種情況。連桿燃氣力在圖8和9中與慣性力相比較。這些力為在特定氣缸的燃燒過程中被傳送至曲軸110的相同的力。
[0083]圖7示出了在排-排的構造上分離空氣處理以用于4X2操作的布局。這種構造的思路是將充氣分離，從而在如果一半發動機(例如排120) “退出”或關閉的情況下，第二排122不會因失去源自非運行排120的輸入而損失其充氣壓力。因此，排氣和進氣系統被分開以匹配在上述縱向4X2方案中提出的電冗余。圖7示出驅動各渦輪增壓器174和176的渦輪部分的排氣170和172。各渦輪增壓器174和176的壓縮器部分經各箭頭178和180將充入的空氣提供至各中間冷卻器182和184。要理解的是，專用管道裝置將充入的空氣從各渦輪增壓器174和176運送至各中間冷卻器182和184。進氣管186和188將充入且被冷卻的空氣提供至各排120和122的入口。相應地，發動機100設有冗余且獨立的排-排進氣/排氣系統。
[0084]下面結合用于長降落的要求討論這種冗余的排-排進氣/排氣系統的另一優勢，其可能有利于“關閉”發動機100的一半(根據需要可以是排120或122)。
[0085]主軸承加載
[0086]發動機100被設計成以排-排為基礎避免主軸承的“雙加載”。慣性和氣缸壓力通常由如圖10的上部中所示的八缸V型發動機中的5個主軸承所承載。這些力(慣性或氣缸壓力)中的任一種力可對流體動力軸承(特定軸承的油涂層的薄膜)進行加載直到油膜退化至最終水平。在實踐中，實際上，由于所介入的油膜層的存在，曲軸在其旋轉的過程中從未“觸及”其主軸承。圖8中示出了主軸承的參數。在計算發動機100的旋轉組件的壽命中，避免在特定成對的軸承上進行成對的點火是一個很重要的考慮因素。本發動機的設計避免了這種點火。在圖10的上部中示出了典型的現有技術的V型八缸發動機的軸承加載。在圖10的下部中示出了發動機100的軸承加載。要注意的是，本發動機100的新穎的點火次序產生了很類似于現有技術的V型發動機的軸承加載。因此，在平臥狀態上沒有要推薦V型配置的特定載荷狀態，反之亦然。
[0087]海拔的下降
[0088]飛機在其海拔下降的過程中會遇到所需發動機動力的下降。下降的時間依賴于特定飛機的滑翔比。無人駕駛飛機(UAV)被設計成，在其支持地面士兵的長任務中，盡可能在戰場上花更多的時間。該特性要求其使用最低的動力水平游蕩，且UAV則會因其“滑翔般”的飛行特征而慢慢地下降。
[0089]由于柴油發動機依賴于用于燃燒的壓縮點火而不是火花塞點火，因此壓縮點火所產生的燃燒可能會由于缺乏控制在噴射器操作的底部范圍(即在最少的燃料使用的情況下的操作)內而變得不穩定。
[0090]壓縮燃燒發動機100中的每個噴射器被設計成具有很寬的操作范圍。現代燃料噴射器被設計成在單一噴射事件中給出多個燃料脈沖，以形成該事件用于低速和低載荷行駛的燃燒壓力曲線。在許多情況下，共軌壓力減小以補償噴射器的切換速度。當發動機在高載荷的情況下，這是以所發生的最有效的噴射器燃料霧化為代價的。燃料霧化效率的下降會降低發動機的效率。
[0091]在飛機下降過程中所需的動力量可足夠得低以保證關閉發動機100的排120和122中的一排。這個E⑶148或150 (見圖15)的策略完成了數個有用的事情:
[0092]該策略允許運行的氣缸排120或122的噴射器在較高的燃料傳送的設計范圍中很好地運行，有利于達到最好的燃料霧化；
[0093]在一排120或122關閉的情況下，均勻地保持八缸發動機的摩擦載荷，從而從燃燒的角度允許發動機100繼續保持熱穩定性；
[0094]在長降落的過程中，飛機的燃料經濟性和范圍擴展；
[0095]在燃料供給接近絕對最小值的情況下，飛行員可選擇擴展飛機的飛行范圍并在燃料用完時實現安全的著陸；且
[0096]螺旋槳的動力以適當的點火次序保持，其通過仍允許在運行的排120或122中所噴射的燃料進行有利的速率整形而達成，該運行的排120或122處在發動機100中在運行的四缸發動機部分(排120或122)的較高動力設置上。
[0097]點火次序的詳情
[0098]本發明的發動機100采用獨特的點火次序，從冗余的角度來看，其在4X2的配置中特別有效。如上所述，從主軸承載荷的角度來看，與現有技術的V型八缸發動機相比，本點火次序對于八缸發動機來說不具有明顯的益處。當考慮了其他方面時，發動機100所采用的點火次序的優勢則變得顯而易見。
[0099]當作為四缸發動機且停用任一排120或122的情況下運行發動機100時，發動機100所采用的點火次序1-7-5-3-6-4-2-8則給出相對均勻的氣缸點火。通過在所選的排120或122上對E⑶148和150進行發動機控制而實現停用，如圖15所示。相對均勻的點火還具有改善渦輪增壓器的性能且明確地影響發動機-螺旋槳系統的扭轉響應的效果。
[0100]不存在會對成對的軸承產生不利影響的“雙點火”，這種點火可能會分解油膜或將發動機的曲軸110設置為彎曲諧振。
[0101]發動機100可被選擇性地分成實現排-排分離的4X2的配置。這種劃分可通過下述的方式分離發動機:
[0102]從發動機布置的角度進行電性分離(圖15);
[0103]從充氣和排氣的角度進行進氣分離(圖7);以及
[0104]當使用上述雙泵策略時從燃料供給角度進行分離(圖15)。
[0105]進一步地，共用的系統有助于作為一個整體的方式而強化發動機100。共用下列系統以強化發動機100的功能:
[0106]如圖13所示，共用冷卻系統以作為大的熱電池，并根據需要確保第二排已準備好進行“再點火”；
[0107]如圖14所示，共用潤滑系統以確保發動機100不會損失其主軸承的油供給和油冷卻系統的熱容量；以及
[0108]八缸的慣性用于緩和典型的四缸發動機的扭矩特性。盡管四缸可能未進行點火，但所添加的慣性仍可充當大的固有飛輪。見用于各排120和122的扭矩特性的圖11和圖12。
[0109]圖13是發動機100的冷卻劑系統170的示意圖。冷卻劑系統170為用于發動機100的單一系統，其未考慮各排120和122的操作條件。從散熱器172吸出冷卻劑。將冷卻劑同時提供至泵174和176。泵174將冷卻劑供給至排122且泵176將冷卻劑供給至排120。泵174通過氣缸體178、氣缸套180和氣缸蓋182泵送冷卻劑。同時，泵176通過氣缸體184、氣缸套186和氣缸蓋188泵送冷卻劑。相應地，在所有的操作條件下，冷卻劑被供給至整個發動機100。
[0110]圖14為發動機100的潤滑系統190的示意圖。潤滑系統190為用于發動機100的單一系統，其未考慮各排120和122的操作條件。要理解的是，無論發動機100的操作條件如何，發動機100的所有旋轉組件均旋轉。且無論發動機100是以所有八缸點火的方式運行或是以一排或另一排120和122自己點火的方式都是如此。因此，在操作的所有時間都必須向發動機100的所有旋轉組件提供潤滑。通過油泵194從油池192吸出潤滑。油泵194在線路196中產生油壓。如果壓力超過某個水平，這種壓力將會打開卸壓閥198且隨后將使油向左轉回至池192中。加壓油被傳送以通過壓力傳感器200，并通過過濾器200達到油冷卻器204。將油從油冷卻器204發送至曲軸110和氣缸蓋206和208。在潤滑曲軸110和氣缸蓋206和208后，接著經線路210將低壓油發送回油池192。根據上述內容，要注意的是通過集成的共用的油系統190對整個發動機100進行潤滑，且在所有操作條件下均可發生這種情況。
[0111]雖然可容易地對本發明進行各種修改和采用可替代的形式，但仍通過附圖中所示實例示出本發明的細節并將詳細地進行描述。然而，要理解的是，本發明未將本發明限于所述的特定實施例。相反，其旨在涵蓋所有的修改、等同物和可替代方案。
【權利要求】
1.一種航空發動機，包括: 壓縮燃燒；以及 小于725磅的重量。
2.根據權利要求1所述的發動機，其排氣量小于5.0L。
3.根據權利要求1所述的發動機，其具有至少300馬力。
4.根據權利要求1所述的發動機，其具有平臥對置八缸布置，其中四個氣缸在第一排中，且四個氣缸在對置的第二排中。
5.根據權利要求4所述的發動機，其中所述第一和第二排可獨立操作。
6.根據權利要求5所述的發動機具有排-排獨立性，包括: 從發動機布置角度出發的電獨立性； 從發動機充排空氣角度出發的進氣獨立性；以及 從發動機燃料供給角度出發的燃料獨立性。
7.根據權利要求5所述的發動機具有排-排共享性,包括: 冷卻系統共享；以及 潤滑系統共享。
8.根據權利要求4所述的發動機，其中在所述第一排中的所述四個氣缸被編號為從所述發動機一端開始的I至4，在所述第二排中的所述四個氣缸被編號為從所述發動機的相同端開始的5-8，且點火次序為1-7-5-3-6-4-2-8。
9.一種形成航空發動機的方法，包括: 提供通過對充入燃料的壓縮而產生的所述發動機燃燒；以及 提供重量小于725磅的所述發動機。
10.根據權利要求9所述的形成所述航空發動機的方法，包括形成具有小于5.0L排氣量的所述發動機。
11.根據權利要求9所述的形成所述航空發動機的方法，包括形成所述發動機以傳送至少300馬力。
12.根據權利要求9所述的形成所述航空發動機的方法，包括形成具有平臥對置八缸布置的所述發動機，其中四個氣缸在第一排中且四個氣缸在對置的第二排中。
13.根據權利要求12所述的形成所述航空發動機的方法，包括分離所述發動機的第一和第二排以進行獨立操作。
14.根據權利要求13所述的形成所述航空發動機的方法，包括形成具有排-排獨立性的所述發動機，且所述排-排獨立性包括: 提供從發動機布置角度出發的電獨立性； 提供從發動機充排空氣角度出發的充氣獨立性；以及 提供從發動機燃料供給角度出發的燃料獨立性。
15.根據權利要求13所述的形成所述航空發動機的方法，包括形成具有排-排共享的所述發動機，包括: 提供冷卻系統共孚；以及 提供潤滑系統共享。
16.根據權利要求12所述的形成所述航空發動機的方法，包括從所述發動機一端開始將所述第一排中的所述四個氣缸編號為I至4，且從所述發動機的相同端開始將所述第二排中的所述四個氣缸編號為5至8，且建立為1-7-5-3-6-4-2-8的點火次序。
【文檔編號】F02B75/22GK104145104SQ201280061293
【公開日】2014年11月12日 申請日期:2012年10月12日 優先權日:2011年10月12日
【發明者】斯蒂芬·M·溫澤爾, 邁克爾·J·福斯 申請人:工程推進系統有限公司