一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，無人機小型活塞式發(fā)動機的排放物主要由未燃燒成分、燃燒產物以及過?？諝饨M成的。除了N2,O2,H2和水蒸氣等無害外,其余均為有害成分,該有害成分主要是NOx,CO,HC,SO2和燃燒顆粒等；此外，尾氣中還有可以利用的能量。無人機小型活塞式發(fā)動機動力輸出占燃油燃燒總熱量的25%～42%，其余以廢熱形式從冷卻和尾氣等中排出。這不僅是一種能量浪費,同時也會造成一定程度的大氣熱污染。本發(fā)明提供的一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，用無人機小型活塞式發(fā)動機廢氣為進入無人機小型活塞式發(fā)動機的空氣加溫，達到節(jié)能減排的目的，同時解決了無人機小型活塞式發(fā)動機在零下低溫和高海拔的氣候狀況下作業(yè)難題。
【專利說明】一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及無人機汽油活塞式動力系統(tǒng)進氣加熱技術，具體涉及一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置。
【背景技術】
[0002]由于無人機具有機動快速、使用成本低、維護使用簡單等特點，因此在國內外已經廣泛被運用，但目前的無人機遙感平臺技術還有很多不足。其中，零下低溫和高海拔就是其望而卻步的一個難題。由于零下低溫和高海拔，在常規(guī)活塞式發(fā)動機的工作過程中汽油、空氣混合氣體較難被點燃，故在飛行過程中發(fā)動機工作不穩(wěn)定經常會出現(xiàn)熄火現(xiàn)象。而為了保持無人機使用成本低這一技術特點，改用噴氣式發(fā)動機必然是不現(xiàn)實的。

【發(fā)明內容】

[0003]無人機小型活塞式發(fā)動機燃料燃燒的熱量除了轉化為有用的機械能外，其余大部分的熱量都在機構的降溫、摩擦、傳遞和尾氣中遺失，其中尾氣帶走了絕大部分。如何提高無人機小型活塞式發(fā)動機的熱效率一直是關注的焦點，而對尾氣能量的開發(fā)利用也是節(jié)能的重要途徑之一。本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，從無人機小型活塞式發(fā)動機燃料燃燒的尾氣中回收能量并加以利用，提高能量利用率，既節(jié)省能源又使運行費用降低，同等油量下可以提升無人機巡航航程。本發(fā)明借鑒了噴氣式發(fā)動機的防冰系統(tǒng)，將發(fā)動機工作所產生的熱量利用起來，對發(fā)動機的進氣進行加熱，使較熱的空氣進入汽缸內與燃油相結合后較容易燃燒，確保發(fā)動機在低溫環(huán)境下可靠工作。
[0004]本發(fā)明解決上述技術問題的技術方案如下:一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，包括殼體、導熱片、冷空氣進氣管、熱空氣出氣管、廢氣進氣口和廢氣排氣口 ；所述導熱片有多片，所有所述導熱片等距離排列在所述殼體內部；所述冷空氣進氣管有兩個，兩個所述冷空氣進氣管都穿過所述殼體，兩個所述冷空氣進氣管的兩端都延伸到所述殼體的外部，并且兩個所述冷空氣進氣管都穿過在所述殼體內部的所有所述導熱片；所述熱空氣出氣管在所述殼體外部，在所述殼體外部同一側的兩個所述冷空氣進氣管的出氣管口連通所述熱空氣出氣管；在所述殼體上還設有廢氣進氣口和廢氣排氣口，所述廢氣進氣口和廢氣排氣口都連通所述殼體內部。
[0005]進一步，所述廢氣排氣口有兩個。
[0006]進一步，所述熱空氣出氣管一端封閉，另外一端不封閉，所述熱空氣出氣管不封閉的一端連通無人機小型活塞式發(fā)動機進氣口。
[0007]其中，小型活塞汽油發(fā)動機是相比較常規(guī)汽油發(fā)動機而言的一種叫法。它與常規(guī)汽油發(fā)動機的主要區(qū)別有以下幾個方面:功率容量不大，氣缸容積也較小，一般小于1000ml,沒有完善的水冷散熱系統(tǒng)，重量較輕，發(fā)動機采用風冷散熱。用在航空飛行器上一般采用二沖程小型汽油發(fā)動機，它具有體積小、重量輕、功率比大。不足之處是燃料效率低，溫度適應范圍窄。根據(jù)多年小型無人機實際應用經驗，小型活塞汽油發(fā)動機在(TC以下工作穩(wěn)定性就變差，極容易發(fā)生空中熄火。為攻克這一難題，本發(fā)明提供的一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置就能在0°c至-20°c范圍內可靠有效地工作。
[0008]本發(fā)明的有益效果是:本發(fā)明提供的一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，用無人機小型活塞式發(fā)動機廢氣為進入無人機小型活塞式發(fā)動機的空氣加溫，可以提高活塞式發(fā)動機缸內溫度，使得燃油汽化率提高，燃燒充分提升小型無人機發(fā)動機效率，達到節(jié)能減排的目的。同時提升了無人機小型活塞式發(fā)動機在零下低溫和高海拔工作效率，解決了無人機小型活塞式發(fā)動機在零下低溫和高海拔的氣候狀況下作業(yè)難題。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0009]圖1為本發(fā)明整體結構示意圖；
[0010]圖2為本發(fā)明剖視圖；
[0011]圖3為本發(fā)明局部剖視圖。
[0012]附圖中，各標號所代表的部件列表如下:
[0013]1、殼體，2、導熱片，3、冷空氣進氣管，4、熱空氣出氣管，5、廢氣進氣口，6、廢氣排氣□。
【具體實施方式】
[0014]以下結合附圖對本發(fā)明的原理和特征進行描述，所舉實例只用于解釋本發(fā)明，并非用于限定本發(fā)明的范圍。
[0015]如圖1、2和3所示，一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，包括殼體1、導熱片2、冷空氣進氣管3、熱空氣出氣管4、廢氣進氣口 5和廢氣排氣口 6;所述導熱片2有多片，所有所述導熱片2等距離排列在所述殼體I內部；所述冷空氣進氣管3有兩個，兩個所述冷空氣進氣管3都穿過所述殼體1，兩個所述冷空氣進氣管3的兩端都延伸到所述殼體I的外部，并且兩個所述冷空氣進氣管3都穿過在所述殼體I內部的所有所述導熱片2;所述熱空氣出氣管4在所述殼體I外部，在所述殼體I外部同一側的兩個所述冷空氣進氣管3的出氣管口連通所述熱空氣出氣管4;在所述殼體I上還設有廢氣進氣口 5和廢氣排氣口 6，所述廢氣進氣口 5和廢氣排氣口 6都連通所述殼體I內部。無人機小型活塞式發(fā)動機啟動后，發(fā)動機運行產生的廢氣從廢氣進氣口 5進入殼體I內部，在殼體I的內部，氣流在導熱片2之間的空隙流動，當氣流經過冷空氣進氣管3的外壁時，對進入冷空氣進氣管3內的冷空氣換熱加溫，通過導熱片2對氣流的擠壓，使得氣流與冷空氣進氣管3外壁的接觸面積更大，提高氣流與冷空氣進氣管3內的冷空氣換熱率，所述廢氣進氣口 5有兩個，換熱后的氣流降溫后由兩個廢氣排氣口 6排出，冷空氣進氣管3內的冷空換熱加溫后進入到熱空氣出氣管4，所述熱空氣出氣管4 一端封閉，另外一端不封閉。熱空氣出氣管4不封閉的一端連通無人機小型活塞式發(fā)動機進氣口。
[0016]無人機小型活塞式發(fā)動機運行時，冷空氣由熱空氣出氣管4進入到無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，通過與無人機小型活塞式發(fā)動機運行產生的廢氣換熱后，冷空氣逐漸被加溫變成熱空氣，熱空氣再由熱空氣出氣管4進入到無人機小型活塞式發(fā)動機內，熱空氣通過發(fā)動機化油器“喉管”加速后，與霧化汽油混合后形成可燃氣體被活塞吸入氣缸體內，壓縮可燃氣體至火花塞放電點火爆炸做功?？梢蕴岣呋钊桨l(fā)動機缸內溫度,使得燃油汽化率提高，燃燒充分提升小型無人機發(fā)動機效率，達到節(jié)能減排的目的。將發(fā)動機工作所產生的熱量利用起來，對發(fā)動機的進氣進行加熱，使較熱的空氣進入汽缸內與燃油相結合后較容易燃燒，確保發(fā)動機在低溫環(huán)境下可靠工作。提升了無人機小型活塞式發(fā)動機在零下低溫的氣候狀況下和高海拔環(huán)境中的工作效率，解決了無人機小型活塞式發(fā)動機在零下低溫和高海拔環(huán)境中的作業(yè)難題。
[0017]以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。
【權利要求】
1.一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，其特征在于:包括殼體(I)、導熱片(2)、冷空氣進氣管(3)、熱空氣出氣管(4)、廢氣進氣口(5)和廢氣排氣口(6);所述導熱片(2)有多片，所有所述導熱片(2)等距離排列在所述殼體(I)內部；所述冷空氣進氣管(3)有兩個，兩個所述冷空氣進氣管(3)都穿過所述殼體(1)，兩個所述冷空氣進氣管(3)的兩端都延伸到所述殼體(I)的外部，并且兩個所述冷空氣進氣管(3)都穿過在所述殼體(I)內部的所有所述導熱片(2);所述熱空氣出氣管(4)在所述殼體(I)外部，在所述殼體(I)外部同一側的兩個所述冷空氣進氣管(3)的出氣管口連通所述熱空氣出氣管(4);在所述殼體(I)上還設有廢氣進氣口( 5 )和廢氣排氣口( 6 )，所述廢氣進氣口( 5 )和廢氣排氣口( 6 )都連通所述殼體(I)內部。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，其特征在于:所述廢氣排氣口(5)有兩個。
3.根據(jù)權利要求1或2所述的一種無人機小型汽油發(fā)動機低溫點火保障裝置，其特征在于:所述熱空氣出氣管(4) 一端封閉，另外一端不封閉，所述熱空氣出氣管(4)不封閉的一端連通無人機小型活塞式發(fā)動機進氣口。
【文檔編號】F02M31/08GK103790739SQ201410024699
【公開日】2014年5月14日 申請日期:2014年1月20日 優(yōu)先權日:2014年1月20日
【發(fā)明者】秦子建 申請人:桂林航龍科訊電子技術有限公司