CN105304297B - 航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法 - Google Patents
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Abstract
一种航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法，初级绕组包括第一初级绕组和第二初级绕组，第一初级绕组和第二初级绕组的充磁工作都由电控单元ECU根据采集到的实际工况进行控制，当发动机处于冷启动状况时，由第一初级绕组和第二初级绕组共同充磁工作，而使火花塞点火时获得较大的能量；而当飞行器起飞后并保持稳定飞行状况时，电控单元ECU则使单一初级绕组充磁工作，从而保持较低能耗，而第一初级绕组和第二初级绕组视要求或者其一发生故障时可以单独工作，从而保证发动机稳定持续工作。由于第一初级绕组和第二初级绕组的充磁可以交替进行，因而能够消除连续点火所需的充磁时间，从而实现多次快速持续点火动作。
Description
技术领域
本发明涉及航空活塞式发动机的技术领域，具体说是一种航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法。
背景技术
目前，国内小型航空活塞式发动机均采用膜片式化油器供油系统，由于化油器通过喉管真空度以及机械方式计量燃油，所以不能满足发动机在爬升、巡航及俯冲等各种飞行工况条件下、各种环境条件下对可燃混合气最佳空燃比的需求。而燃油电控喷射技术可以提高燃油雾化品质，满足航空活塞式发动机的燃料适应性要求以及飞行过程中对动力的变化需求。
通过电控喷射技术可以精确控制发动机在各种工况下的空燃比，使发动机始终保持较佳的性能，从而使发动机各方面的性能，特别是高空性能得到改善。但是，现在小排量的航空活塞式发动机的电控技术上仍存在一些问题，在发动机冷启动时，现有的点火线圈受到固定匝数比的限制，无法满足冷启动时所需高点火能量的要求。而且次级绕组的工作依赖于单一初级绕组的充磁点火，而初级绕组在两次点火激发之间需要充磁时间，因而现有技术的点火线圈无法做到不间断的多次点火。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供具体说是一种航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法。
本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是:
本发明的航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法，其中所述航空活塞式发动机集成式高能点火线圈，包括绕于同磁芯的初级绕组和次级绕组，初级绕组与电源和电控单元ECU相连接并在电控单元ECU的控制下充磁，次级绕组与火花塞相连接，电控单元ECU与多个传感器相连接，初级绕组包括独立设置的第一初级绕组和第二初级绕组；第一初级绕组和第二初级绕组均与电源和电控单元ECU相连接，电控单元ECU分别独立控制第一初级绕组和第二初级绕组的工作，且第一初级绕组、第二初级绕组和次级绕组绕于同磁芯，上述方法包括以下步骤：
A、电控单元ECU分别处理发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器采集到的各数值，并将各数值与对应的各冷启动条件参数相比较；
B、上一步骤中某一数值与冷启动条件参数相符时，电控单元ECU的判断结论即为系统处于冷启动，第一初级绕组和第二初级绕组同时充磁工作，次级绕组在第一初级绕组和第二初级绕组的共同作用下产生高电压，使火花塞点火；
C、电控单元ECU持续将各传感器采集到的数值分别与运行参数相比较，当各数值未全部符合运行参数时，保持第一初级绕组和第二初级绕组共同工作；
D、当通过各传感器采集到的数据都符合运行参数时，电控单元ECU使第一初级绕组和第二初级绕组中的任一初级绕组充磁工作，而另一初级绕组休息，次级线圈在单一初级绕组的作用下产生高电压，使火花塞点火。
本发明还可以采用以下技术措施：
所述的第一初级绕组和第二初级绕组的匝数相同且绕线方向相同。
所述的电控单元ECU连接的传感器包括发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器。
冷启动条件参数为：发动机转速小于等于500转/分钟、大气压力为标准大气压、冷却水的水温不高于50℃或节气门开度为零。
运行参数为：发动机转速大于500转/分钟、大气压力小于或等于标准大气压、冷却水的水温高于90℃且节气门开度大于零。
本发明具有的优点和积极效果是:
本发明的航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法中， 初级绕组包括第一初级绕组和第二初级绕组，第一初级绕组和第二初级绕组的充磁工作都由电控单元ECU根据采集到的实际工况进行控制，当发动机处于冷启动状况时，由第一初级绕组和第二初级绕组共同充磁工作，而使火花塞点火时获得较大的能量；而当飞行器起飞后并保持稳定飞行状况时，电控单元ECU则使单一初级绕组充磁工作，从而保持较低能耗，而第一初级绕组和第二初级绕组视要求或者其一发生故障时可以单独工作，从而保证发动机稳定持续工作。由于第一初级绕组和第二初级绕组的充磁可以交替进行，因而能够消除连续点火所需的充磁时间，从而实现持续点火动作。
附图说明
图1是本发明中航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的电路示意图。
具体实施方式
以下参照附图和具体实施例对本发明进行详细的说明。
如图1所示，本发明的航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法中，所述点火线圈包括绕于同磁芯的初级绕组和次级绕组，初级绕组与电源和电控单元ECU相连接并在电控单元ECU的控制下充磁，次级绕组与火花塞相连接，电控单元ECU与多个传感器相连接，初级绕组包括第一初级绕组和第二初级绕组；第一初级绕组1a和第二初级绕组1b均与电源和电控单元ECU相连接，且第一初级绕组、第二初级绕组和次级绕组2绕于同磁芯。
第一初级绕组和第二初级绕组的匝数相同且绕线方向相同，在冷启动点火时第一初级绕组和第二初级绕组共同工作，从而在次级绕组端形成单一初级绕组工作时1.5倍的电压，从而保证了火花塞的正常工作。
电控单元ECU连接的传感器包括发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器，通过各传感器采集到的数据判断发动机当时的工作状态。
本发明的点火线圈运行方法，包括以下步骤：
A、电控单元ECU分别处理发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器采集到的各数值，并将各数值与对应的各冷启动条件参数相比较；
B、上一步骤中的数值与冷启动条件参数相符时，电控单元ECU的判断结论即为系统处于冷启动，第一初级绕组和第二初级绕组同时充磁工作，次级绕组在第一初级绕组和第二初级绕组的共同作用下产生高电压，使火花塞点火；
C、电控单元ECU持续将各传感器采集到的数值分别与运行参数相比较，当各数值未全部符合运行参数时，保持第一初级绕组和第二初级绕组共同工作；
D、当通过各传感器采集到的数据都符合运行参数时，电控单元ECU使第一初级绕组和第二初级绕组中的任一初级绕组充磁工作，而另一初级绕组休息，次级线圈在单一初级绕组的作用下产生高电压，使火花塞点火。
步骤D中的第一初级绕组和第二初级绕组交替工作。
当发动机处于冷启动状况时，由第一初级绕组和第二初级绕组共同充磁工作，而使火花塞点火时获得较大的能量；而当飞行器起飞后并保持稳定飞行状况时，电控单元ECU则使单一初级绕组充磁工作，从而保持较低能耗，而第一初级绕组和第二初级绕组视要求或者其一发生故障时可以单独工作，从而保证发动机稳定持续工作。由于第一初级绕组和第二初级绕组的充磁可以交替进行，因而能够消除连续点火所需的充磁时间，从而实现多次快速持续点火动作。
冷启动条件参数为：发动机转速小于等于500转/分钟、大气压力为标准大气压、冷却水的水温不高于50℃或节气门开度为零。在各数据都满足冷启动条件参数时，第一初级绕组和第二初级绕组共同工作。
运行参数为：发动机转速大于500转/分钟、大气压力小于或等于标准大气压、冷却水的水温高于90℃且节气门开度大于零。当满足运行参数时，可指定第一初级绕组或第二初级绕组单独工作，或者第一初级绕组与第二初级绕组交替工作。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例公开如上，然而，并非用以限定本发明,任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内,当然会利用揭示的技术内容作出些许更动或修饰，成为等同变化的等效实施例,但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。
Claims (6)
1.一种航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法，其中所述航空活塞式发动机集成式高能点火线圈，包括绕于同磁芯的初级绕组和次级绕组，初级绕组与电源和电控单元ECU相连接并在电控单元ECU的控制下充磁，次级绕组与火花塞相连接，电控单元ECU与多个传感器相连接，初级绕组包括独立设置的第一初级绕组和第二初级绕组；第一初级绕组和第二初级绕组均与电源和电控单元ECU相连接，电控单元ECU分别独立控制第一初级绕组和第二初级绕组的工作，且第一初级绕组、第二初级绕组和次级绕组绕于同磁芯，上述方法包括以下步骤：
A、电控单元ECU分别处理发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器采集到的各数值，并将各数值与对应的各冷启动条件参数相比较；
B、上一步骤中某一数值与冷启动条件参数相符时，电控单元ECU的判断结论即为系统处于冷启动，第一初级绕组和第二初级绕组同时充磁工作，次级绕组在第一初级绕组和第二初级绕组的共同作用下产生高电压，使火花塞点火；
C、电控单元ECU持续将各传感器采集到的数值分别与运行参数相比较，当各数值未全部符合运行参数时，保持第一初级绕组和第二初级绕组共同工作；
D、当通过各传感器采集到的数据都符合运行参数时，电控单元ECU使第一初级绕组和第二初级绕组中的任一初级绕组充磁工作，而另一初级绕组休息，次级线圈在单一初级绕组的作用下产生高电压，使火花塞点火。
2.根据权利要求1所述的航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法，其特征在于：第一初级绕组和第二初级绕组的匝数相同且绕线方向相同。
3.根据权利要求1或2所述的航空活塞式发动机集成式高能点火线圈的运行方法，其特征在于：电控单元ECU连接的传感器包括发动机转速传感器、大气压力传感器、冷却水水温传感器和节气门开度传感器。
4.根据权利要求1所述的点火线圈运行方法，其特征在于：步骤D中的第一初级绕组和第二初级绕组交替工作。
5.根据权利要求4所述的点火线圈运行方法，其特征在于：冷启动条件参数为：发动机转速小于等于500转/分钟、大气压力为标准大气压、冷却水的水温不高于50℃或节气门开度为零。
6.根据权利要求5所述的点火线圈运行方法，其特征在于：运行参数为：发动机转速大于500转/分钟、大气压力小于或等于标准大气压、冷却水的水温高于90℃且节气门开度大于零。
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