用于實現快速斷油的電控高壓噴油器的制造方法

用于實現快速斷油的電控高壓噴油器的制造方法
【專利摘要】本發明提供用于實現快速斷油的電控高壓噴油器，控制閥體(7b)中設置有主進油節流孔(7b1)和泄油通路。主進油節流孔(7b1)的一端與高壓油通道(75b)連通，另一端與壓力控制室(70)連通，用于向壓力控制室(70)供油。泄油通路的一端與壓力控制室(70)連通，另一端與控制閥體(7b)的啟閉元件密封部連通，用于在啟閉元件密封部解除密封時將壓力控制室(70)中的油泄出。控制閥體(7b)中還設置有副進油節流孔(7b11)，副進油節流孔(7b11)的一端與泄油通路連通，另一端與高壓油通道(75b)連通。通過本發明的電控高壓噴油器，經合理匹配的孔徑比，可以獲得斷油曲線陡降的理想噴油規律，有效抑制航空重油活塞發動機后燃，極大改善經濟性與排放指標。
【專利說明】
用于實現快速斷油的電控高壓噴油器
技術領域
[0001]本發明涉及用于實現快速斷油的電控高壓噴油器，應用于航空重油活塞發動機電控高壓燃油噴射系統。【背景技術】
[0002]航空重油活塞發動機是未來航空的重要動力，尤其是通用航空和無人機的主要動力，是當今世界先進的航空發動機技術，具有良好的動力性、經濟性、排放性、安全可靠性和健康特性。
[0003]電控高壓燃油噴射系統是航空重油活塞發動機用于實現重油時間壓力控制式噴射，優化燃燒與熱力循環，獲得良好動力性、經濟性、舒適性和排放性指標的重要技術。電控高壓噴油系統的燃油噴射壓力通常大于20MPa，目前較先進的技術水平可達到180MPa? 200MPa。其中，用于航空重油活塞發動機的高壓燃油噴射系統的燃油噴射壓力通常超過 180MPa。燃油噴射壓力越高，對電控高壓燃油噴射系統的結構強度、部件精度、安裝精度、密封性能、運動穩定性與精確性等的要求也越高。電控高壓燃油噴射系統通常包括全權限發動機數字式電子控制器(FADEC)、電控高壓油栗、蓄壓器、電控高壓噴油器這四個主要部分。
[0004]電控高壓噴油器的功能是接受FADEC的指令，將容納高壓燃料的蓄壓器中的燃料， 定時、定量以給定的噴油規律，噴射到航空重油活塞發動機的汽缸中。目前，理論與實踐表明可靠的電磁控制式高壓噴油器，接受FADEC信號并放大，產生的電磁力與彈簧力等耦合， 控制高速電磁閥的運動行程，再經液力放大控制針閥行程，控制針閥的開閉時刻與時長，實現給定的噴油規律。
[0005]電控噴油器主要由三部分構成，其一是高速電磁閥裝置，包括高速電磁鐵、耦合彈簧、銜鐵部件(包括銜鐵、銜鐵軸、銜鐵軸導向、銜鐵行程調整裝置等)；其二是液力控制閥裝置，主要包括設置有進油節流孔、泄壓節流孔且帶活動端壓力控制室的控制閥，一端構成壓力控制室活動端、另一端與噴射針閥剛性聯動的、可靈活運動的控制活塞，控制泄壓節流孔打開與關閉、并與銜鐵軸聯動的啟閉元件，構成控制閥高壓燃油區密封的密封面及裝置;其二是噴油針閥偶件。
[0006]當FADEC對電磁鐵通電時，產生的電磁力使銜鐵克服耦合彈簧力吸合上行，銜鐵迫使銜鐵軸帶動啟閉元件打開壓力控制室的泄壓節流孔，泄壓至作用在構成壓力控制室的活動端的控制活塞頭部的液壓力小于噴射針閥上的燃料背壓時，控制活塞聯同噴射針閥上行打開噴孔噴出燃料;反之，對電磁鐵斷電消磁后，耦合彈簧力推動銜鐵軸，強迫啟閉元件關閉壓力控制室的泄壓節流孔，壓力控制室的進油節流孔不斷充量至作用在控制活塞頭部的液壓力大于噴射針閥上的燃料背壓時，控制活塞迫使噴射針閥下行關閉噴孔，停止噴射。通過如此往復動作，經優化匹配，在FADEC控制下實現將蓄壓器內的燃料定時、定量以理想的噴油規律噴射到航空重油活塞發動機的汽缸中。
[0007]如上所述，當泄壓節流孔打開泄壓時，在預設的最大靜態壓力控制室容積下，泄壓節流孔與進油節流孔之間的流量差決定了噴射針閥開啟的速度，為滿足航空重油活塞發動機較理想的放熱規律，這個流量差有一個狹窄的適配區域;當泄壓節流孔被關閉時，在預設的最小靜態壓力控制室容積下，進油節流孔的流量大小決定了噴射針閥關閉的速度，關閉斷油速度越快，越能有效縮短航空重油活塞發動機燃燒過程的后燃。后燃是在緩燃階段沒有來得及完全燃燒的燃油在膨脹沖程中繼續燃燒，容易產生碳煙及有害排放，造成經濟性惡化，因而，理想的燃燒規律總是希望縮短后燃。
【發明內容】

[0008]本發明的目的在于:在不增大或基本不增大泄壓損失，不改變噴射針閥開啟速度的前提下，實現快速斷油來滿足航空重油活塞發動機縮短后燃的要求。
[0009]為此，本發明可以采用、但不限于下述方案。
[0010]—種電控高壓噴油器，其包括噴油器體和設置在所述噴油器體內的、用于控制噴射針閥的運動的液力控制閥，所述液力控制閥的控制閥體中設置有主進油節流孔和泄油通路，所述主進油節流孔的一端與高壓油通道連通，所述主進油節流孔的另一端與所述液力控制閥的壓力控制室連通，用于向所述壓力控制室供油，所述泄油通路的一端與所述壓力控制室連通，所述泄油通路的另一端與所述控制閥體的啟閉元件密封部連通，用于在所述啟閉元件密封部解除密封時將所述壓力控制室中的油泄出，其中，所述控制閥體中還設置有副進油節流孔，所述副進油節流孔的一端與所述泄油通路連通，所述副進油節流孔的另一端與所述高壓油通道連通。
[0011]優選地，所述泄油通路包括泄油節流孔和位于所述泄油節流孔與所述啟閉元件密封部之間的過渡通道，所述副進油節流孔的所述一端連接到所述過渡通道。
[0012]優選地，所述過渡通道的橫截面尺寸大于所述泄油節流孔的最小橫截面尺寸。
[0013]優選地，所述泄油通路包括泄油節流孔，所述泄油節流孔包括小徑部和位于所述小徑部與所述壓力控制室之間的大徑部，所述副進油節流孔的所述一端連接到所述大徑部。
[0014]優選地，所述主進油節流孔和所述副進油節流孔經由形成在所述控制閥體的軸向一端面的壓力導入區與所述高壓油通道連通。
[0015]優選地，所述壓力導入區延伸成圓環狀。
[0016]優選地，所述電控高壓噴油器還包括與所述控制閥體的軸向一端面密封接觸的控制活塞套，所述主進油節流孔和所述副進油節流孔經由形成在所述控制活塞套的軸向一端面的壓力導入區與所述高壓油通道連通。
[0017]優選地，所述壓力導入區延伸成圓環狀，所述高壓油通道形成于所述控制活塞套。
[0018]優選地，設置有一個或多個所述主進油節流孔，并且設置有一個或多個所述副進油節流孔。
[0019]優選地，所述電控高壓噴油器還包括控制活塞，所述控制活塞的頭部構成所述壓力控制室的變化端，所述控制活塞的尾端與所述噴射針閥的尾部剛性觸止而實現聯動。
[0020]在本發明的上述電控高壓噴油器中，在所述啟閉元件密封部被密封時，來自形成于控制活塞套的所述高壓油通道的油經由所述主進油節流孔以及經由所述副進油節流孔和所述泄油通路被供給到所述壓力控制室中，這樣，通過副進油節流孔的設置，可以使油以大流量快速地進入到壓力控制室中，從而可以實現快速斷油，也就是使噴射針閥快速關閉噴孔。[0021 ]在本發明的上述電控高壓噴油器中，在所述啟閉元件密封部解除密封時，來自所述高壓油通道的油經由所述主進油節流孔被供給到所述壓力控制室中，并經由所述副進油節流孔和所述泄油通路泄出，同時，所述壓力控制室中的油經由所述泄油通路泄出，由于來自形成于控制活塞套的高壓油通道的油全部經由泄油通路泄出，因而副進油節流孔的設置對于泄油(壓力控制室中的壓降)沒有影響或影響很小。[〇〇22]通過本發明的電控高壓噴油器，經合理匹配的孔徑比，可以獲得斷油曲線陡降的理想噴油規律，有效抑制航空重油活塞發動機后燃，極大改善經濟性與排放指標。【附圖說明】
[0023]圖1是本發明的電控高壓噴油器的第一實施例的示意性局部截面圖。[〇〇24]圖2是圖1的要部放大圖。
[0025]圖3是本發明的電控高壓噴油器的噴油規律對比圖。
[0026]圖4是本發明的電控高壓噴油器的第二實施例的示意性局部截面圖。
[0027]圖5示出了該電控高壓噴油器的控制閥體的下端面的示意圖。【具體實施方式】[〇〇28]下面參照附圖對本發明的優選實施例進行進一步的說明。然而，應當理解，這些說明僅是示例性的，不用于限制本發明的范圍。
[0029]為了更詳細地說明本發明，參照附圖進行說明。圖1是本發明的電控高壓噴油器的第一實施例的示意性截面圖，圖2是圖1的要部放大圖。
[0030]在本申請中，將電控高壓噴油器1的電磁鐵10側(圖1和圖2的上側)稱為上側，將噴孔16側(圖1和圖2的下側)稱為下側，然而，這僅是為了便于說明而進行的定義，并不表示本申請的電控高壓噴油器1的真實安裝方向。
[0031]參照圖1以及圖2,電控高壓噴油器1具有:噴油器體5、噴射針閥62、針閥體61、控制活塞72a、控制閥體7b(控制閥體7b中設置有主進油節流孔7bl、副進油節流孔7bl 1、泄油節流孔7b2、壓力導入區7b3、過渡通道7bc)、啟閉元件7c、控制閥鎖緊裝置8、電磁鐵運動傳遞裝置9、電磁鐵10、針閥偶件鎖緊裝置11。[〇〇32] 進油及回油過程:如圖1所示，未示出的蓄壓器內的高壓油經進油接頭座12進入主供油通道13，流入針閥體61的集油槽14，針閥62與針閥體61形成密封部15，針閥62在針閥體 61內可上下滑動，集油槽14與密封部15背面相通，針閥62開啟向上運動時，高壓油通過密封部15經噴孔16噴到航空重油活塞發動機的汽缸的燃燒室內；泄漏燃油經噴油器體5上的回流通道17a回到油箱，進入電磁鐵運動傳遞裝置室18的泄漏燃油，經噴油器體5上的回流通道17b回到油箱。[〇〇33]噴射控制過程:參照圖1以及圖2,能自由滑動的控制活塞72a的下端部與針閥62的尾部剛性觸止而實現聯動，控制活塞72a的上端部構成壓力控制室70的變化端;控制閥體7b 內置有泄油節流孔7b2及位于啟閉元件密封部與泄油節流孔7b2之間的過渡通道7bc，控制閥體7b的下端內置了主進油節流孔7bl及壓力導入區7b3,泄油節流孔7b2及主進油節流孔 7bl分別與壓力控制室70導通，主進油節流孔7bl的另一端與壓力導入區7b3導通，同時，控制閥體7b內置了副進油節流孔7bll，副進油節流孔7bll的一端與過渡通道7bc導通，另一端與壓力導入區7b3導通。
[0034]將壓力控制室70與控制閥體7b的與啟閉元件7c接觸的啟閉元件密封部(密封面)之間的油通路稱為泄油通路。該泄油通路包括與啟閉元件密封部(密封面)連通的過渡通道7bc和與壓力控制室70連通的泄油節流孔7b2。過渡通道7bc的橫截面尺寸優選大于泄油節流孔7b2的最小橫截面尺寸。
[0035]經進油接頭座12的高壓油，通過噴油器體5上的高壓油分支通道75a，穿過控制活塞套71a中的高壓油通道75b，進入控制閥體7b上的壓力導入區7b3，泄油節流孔7b2由啟閉元件7c通過電磁鐵運動傳遞裝置9被密封，壓力導入區7b3內的高壓油分兩路進入壓力控制室70，一路由主進油節流孔7bl直接進入，另一路由副進油節流孔7bl I穿過泄油節流孔7b2進入。
[0036]通過向電磁鐵10供給驅動信號，電磁鐵運動傳遞裝置9克服彈簧19的作用力而向上升起，導致啟閉元件7c離開啟閉元件密封部，通過泄油節流孔7b2將壓力控制室70的壓力釋放到燃料回流路，壓力控制室70內壓力降低，此時，壓力導入區7b3的高壓油通過副進油節流孔7bl I也向燃料回流路釋放，對壓力控制室70內的壓降速度影響較小。若通過對電磁鐵10消磁，在彈簧19的作用下電磁鐵運動傳遞裝置9推動啟閉元件7c重新落座密封，壓力導入區7b3內高壓油經主進油節流孔7bl和副進油節流孔7bll同時向壓力控制室70充量，壓力升尚極快。
[0037]由于控制活塞72a的下端部與針閥62剛性觸止，壓力控制室70內的壓力降低且針閥62的背壓大于壓力控制室70內的壓力時，針閥62離開密封部15向上運動，高壓油通過密封部15經噴孔16噴到航空重油活塞發動機的汽缸的燃燒室內；反之，壓力控制室70內的壓力增大時，控制活塞72a的上端部壓力大于針閥62的背壓，控制活塞72a下行推動針閥62落座密封，噴孔16停止噴射。
[0038]圖3是本發明的電控高壓噴油器的噴油規律對比圖。圖3中的橫軸表示時間t，縱軸表示單位時間的噴油量dQ/dt。圖中的實線示出了僅具有單個進油節流孔的電控高壓噴油器的噴油規律曲線，虛線示出了根據本發明的具有主、副進油節流孔的電控高壓噴油器的噴油規律曲線。
[0039]如圖3所示，通過副進油節流孔7bll在啟閉元件7c處于密封和打開時的流向轉變，經合理的匹配能夠實現針閥的快速落座，使噴油規律下降端的斜率偏向陡降方向。也就是，本發明的具有主、副進油節流孔的電控高壓噴油器可以實現針閥62的快速落座密封，進而實現快速斷油(即，快速停止燃油噴射)。
[0040]下面參照圖4和圖5來說明本發明的第二實施例。在圖4和圖5中，對于與第一實施例相同或相似的部件標注相同的附圖標記，并省略對這些部件的詳細說明。
[0041]第二實施例與第一實施例的不同之處在于副進油節流孔7bll和泄油節流孔7b2的位置關系與第一實施例中的不同。
[0042]泄油通路包括與啟閉元件密封部(密封面)連接的過渡通道7bc和位于該過渡通道7bc與壓力控制室70之間的泄油節流孔7b2。泄油節流孔7b2包括與過渡通道7bc連接的小徑部7b21和位于該小徑部7b21與壓力控制室70之間的大徑部7b22。大徑部7b22的橫截面尺寸大于小徑部7b21的橫截面尺寸。
[0043]在本實施例中，副進油節流孔7bll的一端連通到壓力導入區7b3，另一端連通到大徑部7b22。這樣，在壓力控制室70泄油時，來自大徑部7b22的油和來自副進油節流孔7bll的油均經過泄油節流孔7b2的小徑部7b21流出，因而與未設置副進油節流孔7bll相比，對壓力控制室70內的壓降速度幾乎沒有影響。在通過對電磁鐵10消磁，在彈簧19的作用下電磁鐵運動傳遞裝置9推動啟閉元件7c重新落座密封時，壓力導入區7b3內高壓油經主進油節流孔7bl和副進油節流孔7bll(和泄油節流孔7b2的大徑部7b22)同時向壓力控制室70充量，壓力升尚極快。
[0044]圖5示出了根據本發明的第二實施例的電控高壓噴油器的控制閥體7b的下端面的示意圖。壓力導入區7b3可以延伸為弧形，其一端7b31與高壓油通道75b和主進油節流孔7bl連接，另一端7b32與副進油節流孔7bl I連接。當然，壓力導入區7b3的形狀和延伸過的角度可以適當改變。特別地，壓力導入區7b3可以形成為圓環狀(S卩，延伸過360度)，這樣可以使控制閥體7b的結構對稱性更好。
[0045]本發明的第二實施例可以獲得與第一實施例類似的效果。
[0046]本發明不限于上述實施例，本領域技術人員在本發明的教導下，可以對本發明的上述實施例作出各種改變和變型，而不脫離本發明的范圍。
[0047](I)在上述實施例中，壓力導入區形成于控制閥體7b的軸向一端面，這樣可以簡化壓力導入區的加工。然而，本發明不限于此，壓力導入區還可以形成于控制活塞套71a的與控制閥體7b相對的軸向端面，這樣可以實現類似的效果。可選地，還可以在控制閥體7b和控制活塞套71a兩者的彼此相對的端面共同地形成壓力導入區。
[0048](2)上面說明了只設置一個主進油節流孔和一個副進油節流孔的情況，然而，還可以設置多個主節油節流孔和/或多個副進油節流孔。
[0049]工業實用性
[0050]根據本發明的電控高壓噴油器，能夠實現快速斷油，實現理想的噴油規律，有效抑制航空重油活塞發動機后燃，改善航空重油活塞發動機的經濟性與排放指標。
【主權項】
1.一種電控高壓噴油器，其包括噴油器體和設置在所述噴油器體內的、用于控制噴射 針閥的運動的液力控制閥，所述液力控制閥的控制閥體中設置有主進油節流孔和泄油通 路，所述主進油節流孔的一端與高壓油通道連通，所述主進油節流孔的另一端與所述液力 控制閥的壓力控制室連通，用于向所述壓力控制室供油，所述泄油通路的一端與所述壓力控制室連通，所述泄油通路的另一端與所述控制閥體 的啟閉元件密封部連通，用于在所述啟閉元件密封部解除密封時將所述壓力控制室中的油 泄出，其特征在于，所述控制閥體中還設置有副進油節流孔，所述副進油節流孔的一端與所述泄油通路連 通，所述副進油節流孔的另一端與所述高壓油通道連通。2.根據權利要求1所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述泄油通路包括泄油節流孔和位于所述泄油節流孔與所述啟閉元件密封部之間的 過渡通道，所述副進油節流孔的所述一端連接到所述過渡通道。3.根據權利要求2所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述過渡通道的橫截面尺寸大于所述泄油節流孔的最小橫截面尺寸。4.根據權利要求1所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述泄油通路包括泄油節流孔，所述泄油節流孔包括小徑部和位于所述小徑部與所述 壓力控制室之間的大徑部，所述副進油節流孔的所述一端連接到所述大徑部。5.根據權利要求1至4中任一項所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述主進油節流孔和所述副進油節流孔經由形成在所述控制閥體的軸向一端面的壓 力導入區與所述高壓油通道連通。6.根據權利要求5所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述壓力導入區延伸成圓環狀。7.根據權利要求1至4中任一項所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述電控高壓噴油器還包括與所述控制閥體的軸向一端面密封接觸的控制活塞套，所述主進油節流孔和所述副進油節流孔經由形成在所述控制活塞套的軸向一端面的 壓力導入區與所述高壓油通道連通。8.根據權利要求7所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述壓力導入區延伸成圓環狀，所述高壓油通道形成于所述控制活塞套。9.根據權利要求1至4中任一項所述的電控高壓噴油器，其特征在于，設置有一個或多個所述主進油節流孔，并且設置有一個或多個所述副進油節流孔。10.根據權利要求1至4中任一項所述的電控高壓噴油器，其特征在于，所述電控高壓噴油器還包括控制活塞，所述控制活塞的頭部構成所述壓力控制室的變 化端，所述控制活塞的尾端與所述噴射針閥的尾部剛性觸止而實現聯動。
【文檔編號】F02M61/16GK105971793SQ201610374480
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2016年5月31日
【發明人】張可, 周明, 牟學利
【申請人】清華大學