CN102245877A - 航空器柴油发动机用的发动机控制系统 - Google Patents

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Abstract

一种螺旋桨式航空器的航空器柴油发动机用的发动机控制系统，用于控制由非冗余的致动器所致动的喷射阀、充气压力阀、共轨压力阀和螺旋桨控制阀，该发动机控制系统包括多个传感器以及与所述多个传感器和致动器连接的调节装置，该发动机控制系统设置有两个发动机控制单元，即第一发动机控制单元和第二发动机控制单元，这两个发动机控制单元分别与第一电源和第二电源连接且分别与传感器连接，这两个发动机控制单元利用串行总线彼此连接，并且能够通过利用第一发动机控制单元一起供电的继电器选择性地连接至致动器。这两个发动机控制单元各自具有诊断功能，该诊断功能用于计算各自由检测到的故障而确定的健康级(A和B)，这两个发动机控制单元能够利用串行总线进行互换，并且彼此进行比较。如果第一发动机控制单元的健康级(A)低于第二发动机控制单元的健康级(B)，则中断向继电器的供电，从而第二发动机控制单元经由已释放的继电器而自动连接至致动器，由此创建了航空器柴油发动机用的冗余发动机控制系统。本发明的核心在于：根据计算出的健康级，能够经由继电器自动切换彼此进行通信的两个发动机控制单元的连接。

Description

航空器柴油发动机用的发动机控制系统
技术领域
本发明涉及螺旋桨式航空器的航空器柴油发动机用的发动机控制系统，用于控制由致动器所致动的喷射阀、充气压力控制阀、共轨压力控制阀以及螺旋桨控制阀，其中该发动机控制系统包括多个传感器以及与所述多个传感器和致动器相连接的调节装置。
背景技术
在现有技术中，配置了利用航空燃料(煤油)进行工作的机动车柴油发动机，以驱动螺旋桨式航空器。这种航空器柴油发动机利用用以实现指定充气压力的涡轮增压器以及共轨喷射方式来进行工作，因此配备有喷射阀、充气压力控制阀、轨道压力控制阀以及螺旋桨控制阀，其中这些阀由分配至各阀的致动器进行致动。非冗余设计的致动器的控制是基于由传感器所生成的传感器信号并利用发动机控制器而进行的。然而，在发动机控制器发生故障的情况下，不再能保证柴油发动机的可靠运行，并且实际上，当配置了这种发动机作为航空器柴油发动机时，结果无法接受。
因此，本发明的目的是为航空器柴油发动机的控制阀的非冗余设计的致动器指定冗余设计的简单控制器，其中，即使在发生故障的情况下，该控制器也保证了发动机的可靠运行。
发明内容
根据本发明，利用基于权利要求1的特征所设计的发动机控制系统实现了上述目的。本发明的优选实施例为从属权利要求的主题。
一种螺旋桨式航空器的航空器柴油发动机用的发动机控制系统，用于控制由非冗余设计的致动器所致动的喷射阀、充气压力控制阀、共轨压力控制阀和螺旋桨控制阀，该发动机控制系统包括多个传感器以及与所述多个传感器和致动器连接的调节装置，其中，该发动机控制系统设置有两个发动机控制单元，即第一发动机控制单元和第二发动机控制单元，这两个发动机控制单元与传感器连接，并且分别与第一电源和第二电源连接，其中第一发动机控制单元和第二发动机控制单元经由串行总线彼此连接，并且能够经由利用第一发动机控制单元一起供电的继电器选择性地连接至致动器，其中，这两个发动机控制单元分别配备有诊断功能，该诊断功能用于计算这两个发动机控制单元各自通过所登记的故障而确定出的健康级(A和B)，第一发动机控制单元和第二发动机控制单元能够经由串行总线进行互换并且彼此进行比较。如果第一发动机控制单元的健康级(A)低于第二发动机控制单元的健康级(B)，则中断向继电器的供电，从而第二发动机控制单元经由已释放的继电器而自动连接至致动器，由此提供了航空器柴油发动机用的冗余设计的发动机控制系统。本发明的核心在于：经由继电器彼此进行通信的两个发动机控制单元的连接使得能够根据计算出的健康级进行自动切换。如果向第一发动机控制单元的供电失败，或者第一发动机控制单元出现故障，则第二发动机控制单元自动启动。由于两个发动机控制单元彼此没有直接连接，因此即使其中一个发动机控制单元的输出存在故障，另一个发动机控制单元也不受影响。此外，在最严重故障模式中，继电器的故障并没有导致整个发动机的故障。例如，如果由于短路线圈而导致相关继电器发生故障，则从另一发动机控制单元来控制相关输出。如果继电器触点具有高阻抗，则第一发动机控制单元的触点通常可能是激活状态。还可以经由第二发动机控制单元来进行控制。
在本发明的进一步改进中，重要性高的冗余设计的传感器和重要性低的非冗余设计的传感器被分配至航空器柴油发动机。
根据本发明的另一特征，继电器经由能够手动启动的开关连接，其中飞行员能够利用供电的手动中断来执行向第二发动机控制单元的切换。也就是说，由于实际上发动机控制系统不能检测到100％的故障，因此飞行员也能够强制切换至第二发动机控制单元。
在本发明的优选实施例中，警告灯连接至第一发动机控制单元和第二发动机控制单元这两者，以通过信号通知非最大的健康级(A、B)。为了在这两个发动机控制单元之间进行通信所设置的串行总线优选为CAN总线。
第一发动机控制单元和第二发动机控制单元的诊断功能包括对故障的登记以及基于所确定出的故障对健康级的计算，其中，所述故障根据所述故障对于发动机操作的重要性而具有不同的权重。与健康级有关的故障大致包括短路、缺陷传感器、过电压、过转动速度、轨道压力或充气压力过高或过低、不具备串行通信等。
具体实施方式
将利用附图来更详细地说明根据本发明的冗余设计的发动机控制系统的实施例的示例，其中附图表示两个发动机控制器与航空器柴油发动机的组合的电路图。
该发动机控制系统包括被指定为FADEC(Full Authority Digital EngineControl，全权限数字发动机控制器)的属于航空业的现有技术的两个全数字发动机控制单元，即第一发动机控制单元1(FADEC A)和第二发动机控制单元2(FADEC B)；这两个发动机控制单元经由连接板3彼此连接，且与航空器柴油发动机4连接，并且分别与电源21、22连接。航空器柴油发动机具有4个喷射阀5～8以及充气压力控制阀9、轨道压力控制阀10和螺旋桨控制阀11，其中为了致动的目的而将各阀分别分配至非冗余设计的致动器5’～11’。航空器柴油发动机4还配备有对于发动机操作重要且由此采用冗余设计(例如，转动速度和计划性能等)的多个传感器12以及对于发动机操作不太重要且由此采用非冗余设计的传感器13。冗余设计的传感器12的连接点12’和非冗余设计的传感器13的连接点13’与两个发动机控制单元1和2(FADEC A和FADEC B)的相应连接点12”和13”连接。相反，为了进行阀设置而配置的致动器5’～11’分别经由控制线路与连接板3上的继电器14～20连接。继电器14～20经由能够手动致动的开关23连接至发动机控制单元1。在两个发动机控制单元1和2上分别设置有控制阀连接点5”～8”以及控制阀连接点9”～11”，其中控制阀连接点5”～8”是为了经由继电器14～17来控制喷射阀5～8的致动器5’～8’，而控制阀连接点9”～11”是为了经由继电器18、19和20来控制充气压力控制阀9、轨道压力控制阀10以及螺旋桨控制阀11的致动器9’～11’。另外，各发动机控制单元1和2分别具有各自与电源21和22连接的连接点21’和22’，并且还分别具有各自与警告灯24和25连接的连接点24’、25’。最后，继电器连接点23’也设置在第一发动机控制单元1上，以经由开关23与继电器14～20连接。第一发动机控制单元1(FADEC A)或第二发动机控制单元2(FADEC B)的喷射阀连接点和控制阀连接点5”～11”分别经由继电器14～20的其中一个继电器与喷射阀5～8或各控制阀9～11的致动器5’～11’连接。为了在两个发动机控制单元1和2(FADEC A和FADEC B)之间进行串行通信，发动机控制单元1和2经由串行总线26(这里为CAN总线)以及与各个发动机控制单元1和2相对应的总线连接点而相互连接。因此，存在两个相同的发动机控制器(FADEC A和FADEC B)，这两个发动机控制器可以经由串行总线26彼此进行通信，分别启动这两个发动机控制器，且启动的发动机控制器经由连接板3上的继电器14～20与设置在航空器柴油发动机4上的阀(5～11)的致动器5’～11’连接以便控制这些阀。
这两个发动机控制单元1和2具有内部诊断功能，其中这些内部诊断功能例如包括：输出(连接点)处的短路的检测，过电压、缺陷传感器、过转动速度、充气压力或轨道压力过高或过低、不具备串行通信以及其它故障的检测。诊断功能分别计算所谓的健康级A和B，其中在健康级A和B中，可能发生的故障具有不同的权重。也就是说，例如，与重要的传感器发生故障或发生短路相比，不太重要的传感器的故障使各自的健康级下降得较少。这两个发动机控制单元1和2经由串行总线26彼此进行通信。发动机控制单元1(FADEC A)还包括将计算出的两个健康级A和B彼此进行比较的比较器。如果这两个健康级相同(A＝B)，或者第一发动机控制单元1的健康级大于第二发动机控制单元2的健康级(A＞B)，则第一发动机控制单元1使连接板3上的继电器通电，由此经由致动器5’～11’进行控制。然而，如果第二发动机控制单元2(FADEC B)的健康级B的值比健康级A的值大，则使继电器14～20断电，从而如图所示，第二发动机控制单元2(FADEC B)经由致动器5’～11’进行控制。此外，分别与各发动机控制单元1和2连接的警告灯24、25以信号通知未实现最大健康级A或B。
由于实际上不可能进行100％的故障检测，因而飞行员还可以选择经由开关23来断开继电器14～20和第一发动机控制单元1之间的连接，由此手动将继电器14～20切换至第二发动机控制单元2。在与第一发动机控制单元1连接的电源21发生故障的情况下，继电器14～20释放，并且第二发动机控制单元2自动启动。此外，在第一发动机控制单元1发生故障的情况下，第二发动机控制单元2由于继电器未通电而自动启动。
附图标记列表
1第一发动机控制单元(FADEC A)
2第二发动机控制单元(FADEC B)
3连接板
4航空器柴油发动机
5～8喷射阀
9充气压力控制阀
10轨道压力控制阀
11螺旋桨控制阀
5’～11’5～11的致动器
5”～11”1、2的喷射/控制阀连接点
124的冗余设计的传感器
13 4的非冗余设计的传感器
12’、13’ 4上的传感器连接点
12”、13” 1、2上的传感器连接点
14～20 3上的继电器
21、22 1、2的电源
23手动开关
23’ 1的继电器连接点
24、25 1、2的警告灯
26串行总线
26’1、2上的总线连接点

Claims (7)

1.一种螺旋桨式航空器的航空器柴油发动机(4)用的发动机控制系统，所述发动机控制系统用于控制由非冗余设计的致动器(5’～11’)所致动的喷射阀、充气压力控制阀、共轨压力控制阀和螺旋桨控制阀(5～11)，所述发动机控制系统包括多个传感器(12、13)以及与所述多个传感器和所述致动器连接的调节装置，其特征在于，所述发动机控制系统还包括：
第一发动机控制单元和第二发动机控制单元(1、2)，其与所述传感器(12、13)连接，并且分别与第一电源和第二电源(21、22)连接，其中所述第一发动机控制单元和所述第二发动机控制单元经由串行总线(26)彼此连接，并且能够经由由所述第一发动机控制单元(1)进行供电的继电器(14～20)选择性地连接至所述致动器(5’～11’)，其中，
所述第一发动机控制单元和所述第二发动机控制单元(1和2)分别配备有诊断功能，所述诊断功能用于计算各自通过所登记的故障而确定出的健康级(A和B)，所述第一发动机控制单元和所述第二发动机控制单元能够经由所述串行总线(26)进行互换并且彼此进行比较，以及
在所述第一发动机控制单元的健康级(A)低于所述第二发动机控制单元的健康级(B)的情况下，中断对所述继电器(14～20)的供电，并且所述第二发动机控制单元(2)经由已释放的所述继电器(14～20)而自动连接至所述致动器(5’～11’)。
2.根据权利要求1所述的发动机控制系统，其特征在于，重要性高的冗余设计的传感器(12)和重要性低的非冗余设计的传感器(13)被分配至所述航空器柴油发动机(4)。
3.根据权利要求1所述的发动机控制系统，其特征在于，所述继电器(14～20)经由能够手动启动的开关(23)连接，并且飞行员能够通过手动中断供电来执行向所述第二发动机控制单元(2)的切换。
4.根据权利要求1所述的发动机控制系统，其特征在于，警告灯(24、25)连接至所述第一发动机控制单元和所述第二发动机控制单元(1、2)这两者上，用于以信号通知非最大的健康级(A、B)。
5.根据权利要求1所述的发动机控制系统，其特征在于，所述串行总线(26)是CAN总线。
6.根据权利要求1所述的发动机控制系统，其特征在于，所述第一发动机控制单元和所述第二发动机控制单元(1、2)的诊断功能包括对故障进行登记以及基于确定的故障对健康级进行计算，其中，
所述故障根据所述故障对于发动机操作的重要性而具有不同的权重。
7.根据权利要求6所述的发动机控制系统，其特征在于，与健康级有关的故障大致包括短路、缺陷传感器、过电压、过转动速度、轨道压力或充气压力过高或过低、不具备串行通信等。
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