本发明属于无人机发动机技术领域，具体涉及一种小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机。
背景技术：
活塞式二冲程涡轮增压发动机在工程机械领域、船舶领域及航空领域已经有应用，而小型无人机采用二冲程活塞式涡轮增压发动机的案例很少，且难度较大。目前有针对航空活塞涡轮增压发动机的应用集中以四冲程发动机为主，兼顾有增压器本体的设计、增压器控制装置及方法；另外涉及二冲程涡轮增压发动机的专利主要集中在船舶领域，以大型二冲程柴油机为主。缺少带有涡轮增压器的小型二冲程活塞汽油发动机方面的专利。
针对国内小型无人机高海拔工作的需求，提出本发明：应用于小型固定翼无人机的小型航空活塞二冲程增压发动机。
技术实现要素：
为了解决上述问题，本发明提供一种小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机，所述增压发动机包括活塞二冲程发动机、排气脉冲转换系统、废气涡轮增压器和排气放气阀，所述排气脉冲转换系统一端同时连接废气涡轮增压器和排气放气阀，另一端连接活塞二冲程发动机；
进一步地，所述排气脉冲转换系统包括排气歧管、排气总管和排气尾管，所述排气歧管一端连接活塞二冲程发动机，另一端通过排气总管连接排气尾管，所述排气尾管还分别连接废气涡轮增压器和排气放气阀；
进一步地，所述增压发动机还包括进气稳压腔和节气门体，所述废气涡轮增压器通过进气稳压腔连接节气门体，所述节气门体还与活塞二冲程发动机相连；
进一步地，所述排气放气阀由阀体、舵机隔热固定架、舵机、限位螺栓、摇臂及连杆组成，所述舵机旋转带动连杆驱动摇臂控制排气放气阀装置的关闭或放气，所述舵机通过隔热材料与排气热源隔开，确保舵机工作可靠稳定；
进一步地，所述摇臂与阀体的阀芯固定连接；
进一步地，所述排气总管包括扩压管、稳压腔和倒锥管，所述扩压管通过稳压腔连接倒锥管，所述扩压管连接排气歧管，所述倒锥管连接排气尾管；
本发明的有益效果如下：
1）：本发明针对中小型低速无人机，提出一种小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机的总体布局方式，布局紧凑、结构简单、重量轻；
2）：本发明设计的小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机，涡轮增压系统无需额外的润滑系统，且该增压系统适用于中小型无人机用二冲程活塞发动机；
3）:本发明提出小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机专用排气脉冲转换装置，大幅提高了增压发动机的性能；
4）：本发明提出小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机排气放气装置，可灵活调节涡轮增压器入口的压力及流量，控制增压度，进而使该增压发动机使用于不同海拔。
附图说明
图1是本发明所述增压发动机总体布局示意图；
图2是本发明所述增压发动机工作流程图；
图3是本发明所述排气脉冲转换系统示意图；
图4本发明所述排气脉冲转换系统二维示意图；
图5是本发明所述排气放气装置示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细描述。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。相反，本发明涵盖任何由权利要求定义的在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。进一步，为了使公众对本发明有更好的了解，在下文对本发明的细节描述中，详尽描述了一些特定的细节部分。对本领域技术人员来说没有这些细节部分的描述也可以完全理解本发明。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为对本发明的限定。下面为本发明的举出最佳实施例：
如图1-图4所示本发明提供一种小型航空活塞二冲程涡轮增压发动机，所述增压发动机包括活塞二冲程发动机1、排气脉冲转换系统8、废气涡轮增压器6和排气放气阀7，所述排气脉冲转换系统8一端同时连接废气涡轮增压器6和排气放气阀7，另一端连接活塞二冲程发动机1，所述排气脉冲转换系统8包括排气歧管11、排气总管和排气尾管19，所述排气歧管11一端连接活塞二冲程发动机1，另一端通过排气总管连接排气尾管19，所述排气尾管19还分别连接废气涡轮增压器6和排气放气阀7，所述增压发动机还包括进气稳压腔3和节气门体2，所述废气涡轮增压器6通过进气稳压腔3连接节气门体2，所述节气门体2还与活塞二冲程发动机1相连，所述排气放气阀7由阀体13、舵机隔热固定架14、舵机15、限位螺栓16、摇臂17及连杆18组成，所述舵机15旋转带动连杆18驱动摇臂17控制排气放气阀7的关闭或放气，所述舵机15通过隔热材料与排气热源隔开，确保舵机15工作可靠稳定，所述摇臂17与阀体13的阀芯21固定连接，所述排气总管包括扩压管10、稳压腔20和倒锥管12，所述扩压管10通过稳压腔20连接倒锥管12，所述扩压管10连接排气歧管11，所述倒锥管12连接排气尾管19。
所述增压发动机总体布局如图1所示，其基本结构由活塞二冲程发动机1、节气门体2、进气稳压腔3、橡胶减震垫组件4、发动机固定支柱5、废气涡轮增压器6、排气放气阀7、排气脉冲转换系统8和发动机散热罩9组成。所有组件通过螺栓及喉箍连接固定，另本发明设计航空活塞二冲程增压发动机选配的废气涡轮增压器6不需要额外润滑冷却系统，结构简单，重量轻。使得整体布局紧凑，满足无人机平台对动力系统的要求。
本发明的工作流程图如图2所示，活塞二冲程发动机1排出的废气首先经过排气脉冲转换系统8，然后一部分直接进入并驱动废气涡轮增压器6对空气进行压缩做功，将压缩的空气送入进气稳压腔3，并流经节气门体2进入航空活塞二冲程发动机1；另一部分通过排气放气阀7直接排入大气环境，其主要作用是调节废气涡轮增压器6做功大小，可使废气涡轮增压器6工作在最优工况点。
本发明排气脉冲转换系统8结构如图3、4所示。其基本结构由排气歧管11、扩压管10、稳压腔20、倒锥管12及排气尾管19组成。本发明的排气脉冲转换系统8的详细尺寸见图4所示。
本发明排气放气阀7结构如图5所示。其基本结构由阀体13、舵机隔热固定架14、舵机15、限位螺栓16、摇臂17及连杆18组成。其工作原理为由舵机15旋转带动连杆18驱动摇臂17控制排气放气阀装置7的关闭或放气，而摇臂17与阀体13的阀芯21固定连接。该装置通过隔热材料将舵机15与排气热源隔开，确保舵机工作可靠稳定。
以上所述的实施例，只是本发明较优选的具体实施方式的一种，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。