CN107255050A - 一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法。该系统包括燃油箱、燃油滤、电机燃油泵、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀、泵后压力传感器、发动机状态传感器、点火器、起动电机和发动机电子控制器。所述方法是由发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器信息自适应控制起动时序和供油量。本发明全部采用电控组件，无需回油路，减轻控制系统重量，同时弥补了微小型航空发动机冷态起动燃油不易雾化的缺陷，大大提高宽环境范围内的起动可靠性。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机控制技术领域，涉及一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法。
背景技术
随着军用、民用小型无人机技术的发展，要求具有推重比大、低成本的动力装置，为微小型涡喷、涡轴发动机开辟了广阔的市场前景。蒸发管式燃烧室由于结构简单、尺寸小成本低等特点，在微小型航空发动机中获得了广泛的应用。但蒸发管式燃烧室存在冷态起动燃油不易雾化的问题，尤其在低温高原环境，燃油点火起动困难的问题更为突出。目前主要有两种方法来应对起动困难问题，一种是提高喷嘴压力，这种方法会导致燃油泵的功耗大幅上升，目前小型电机燃油泵无法满足高输出压力的要求，通常用机械液压燃调来实现燃油控制，此类系统重量远高于电机燃油泵。另一种是采用电机燃油泵供油，先用丙烷气点火形成火苗，再对燃油进行点火的方式来起动发动机，该方法的点火成功率很高，但起动设备复杂且不安全，大大增加外场保障工作难度。因此，需要设计一种结构简单、重量轻、操作简单且可靠性高的微小型航空发动机燃油控制系统。
发明内容
针对现有技术的缺点和不足，本发明的目的是提供一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法，以简化微小型航空发动机燃油系统、降低成本，同时解决包括高原环境在内的宽工作环境范围内，微小型航空发动机燃油点火起动可靠性问题。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种微小型航空发动机燃油控制系统，包括燃油箱、燃油滤、电机燃油泵、多通接头、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀、泵后压力传感器、发动机的状态传感器、点火器、起动电机和发动机电子控制器，所述燃油箱通过油路经电动燃油泵与所述多通接头的进油口连通，其特征在于，
所述多通接头包括出油口Ⅰ、出油口Ⅱ、出油口Ⅲ等三个出油口，其中，所述出油口Ⅰ经所述主供油阀输出端连接到发动机的主喷嘴，所述出油口Ⅱ经优先供油阀输出端连接到发动机的优先喷嘴，所述出油口Ⅲ经点火供油阀输出端连接到发动机的点火喷嘴；所述多通接头上还设有信号输出端，所述信号输出端经泵后压力传感器与所述发动机电子控制器连接；
所述电动燃油泵、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀以及发动机的状态传感器、点火器、起动电机均与所述发动机电子控制器通信连接；
所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，产生PWM信号来调节所述电机燃油泵供油量的大小，通过控制所述主供油阀、优先供油阀和点火供油阀的通断来控制燃油输送到发动机的不同喷嘴。
优选地，所述发动机的状态传感器包括发动机进口总压P1t传感器、排气温度T5(或T45)传感器和发动机燃气涡轮转速Ng传感器，用于分别测量发动机进口总压P1t、排气温度T5(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng，并将发动机的进口总压P1t、排气温度T5(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng等信息传输给所述发动机电子控制器，所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，自适应控制起动时序和供油量。
优选地，所述的主供油阀、优先供油阀和点火供油阀为电磁阀，由所述发动机电子控制器用以控制各电磁阀的通断。
优选地，发动机的起动控制过程分为电机带转、点火供油、优先供油和主供油4个阶段。
优选地，所述发动机电子控制器接收到起动指令后，进入电机带转阶段，起动时间计时器ts清0，并开始起动计时，发动机电子控制器输出起动电机驱动信号开启起动电机，起动电机带动发动机运转，当发动机电子控制器检测到燃气涡轮转速Ng达到设定的点火供油转速N1后，转入点火供油阶段，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入点火供油阶段，则关闭起动电机且报告起动失败。
优选地，在所述点火供油阶段，发动机电子控制器根据发动机进口总压P1t计算初始点火油量W1，并控制电机燃油泵工作使其输出相应燃油量，同时打开点火供油阀，驱动点火器工作，在起动电机带转和燃油燃烧的双重作用下，燃气涡轮转速Ng增加，发动机电子控制器按燃油闭环计算值不断增加燃油量。
优选地，当发动机温度T5(或T45)未达到点火成功温度时，判断起动时间计时器ts是否超过电机工作保护时间tmp，若超过判定起动失败，停车关闭起动电机、点火器、点火供油阀和电机燃油泵，若不超时，则继续供油并检测发动机温度；当发动机温度T5(或T45)达到点火成功温度时，则开始判定泵后压力条件。
优选地，当泵后压力传感器的压力未达到优先供油压力Pf时，若超时判定起动失败，关闭工作电组件，若不超时，继续供油并检测泵后压力；当泵后压力传感器的压力达到优先供油压力Pf时，关闭点火器，记下当前燃油量W2，转入优先供油阶段。
优选地，在所述优先供油阶段，优先供油计时器tf清0并开始计时，发动机电子控制器控制电机泵输出燃油量维持W2不变，打开优先供油阀，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴和优先喷嘴，当供油计时器tf时间达到设定的预热时间Tw，或者测得的燃气涡轮转速Ng达到设定的主油供油转速N2后，转入主供油阶段，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入主供油阶段，关闭起动电机、点火供油阀、优先供油阀和电机燃油泵，且报告起动失败。
优选地，在所述主供油阶段，发动机电子控制器控制电机燃油泵输出燃油量Wm0，同时打开主供油阀，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴、优先喷嘴和主喷嘴，Wm0由W2和设定的燃油增量ΔW求和获得，加快主油路连焰。
优选地，当燃气涡轮转速Ng达到发动机自立转速N3时，关闭起动电机、点火供油阀，停止给点火喷嘴供油，此时，为了保护点火喷嘴不形成积碳，从发动机引气用于冷却点火喷嘴，当燃气涡轮转速Ng继续增加达到发动机慢车转速N4稳定区，并稳定一段时间后，报告起动成功。
优选地，关闭起动电机和点火供油阀时，发动机电子控制器计算燃油补偿量，并将该补偿量与闭环计算燃油量求和作为电机燃油泵总的输出燃油量，使得发动机转速上升更加平滑。
优选地，燃油补偿量Wcomp计算表达式为：
Wcomp＝(1-ΔT/tc×Ni)×Wc
其中，ΔT为发动机电子控制器的控制周期，tc为补偿供油时间，Ni为补偿次数，每补偿一次该值加1，Wc为基本补偿量，是常数。
根据本发明的另一方面，本发明还提供了一种微小型航空发动机起动控制方法，利用本发明的上述微小型航空发动机起动控制系统，是由发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器信息自适应控制起动时序和供油量，所述方法包括如下步骤：
步骤S1，发动机电子控制器接收到起动指令后，进入电机带转阶段，起动时间ts清0，并开始起动计时，开启起动电机，当发动机电子控制器检测到燃气涡轮转速Ng达到设定的点火供油转速N1后，转入步骤S2，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入步骤S2，关闭起动电机且报告起动失败；
步骤S2，进入点火供油阶段，发动机电子控制器控制打开点火器和点火供油阀，同时根据进口总压P1t计算初始点火油量W1，并控制电机燃油泵工作使其输出相应燃油量，随着燃气涡轮转速Ng的增加，按燃油闭环计算值不断增加燃油量，当检测到发动机温度T5(或T45)达到点火成功温度且泵后压力传感器的压力达到优先供油压力Pf后，关闭点火器，记下当前燃油量W2，转入步骤S3，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入步骤S3，关闭起动电机、点火器、点火供油阀和电机燃油泵，且报告起动失败；
步骤S3，进入优先供油阶段，优先供油计时器tf清0并开始计时，发动机电子控制器控制电机泵输出燃油量维持W2不变，打开优先供油阀，当计时器tf时间达到设定的预热时间Tw或者燃气涡轮转速Ng达到设定的主油供油转速N2后，转入步骤S4，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入步骤S4，关闭起动电机、点火供油阀、优先供油阀和电机燃油泵，且报告起动失败；
步骤S4，进入主供油阶段，发动机电子控制器控制电机燃油泵输出燃油量为Wm0，打开主供油阀，随着燃气涡轮转速Ng的增加，按燃油闭环计算值不断增加燃油量，当燃气涡轮转速Ng达到发动机自立转速N3，关闭起动电机、点火供油阀，当燃气涡轮转速Ng继续增加达到发动机慢车转速N4稳定区，并稳定一段时间后，报告起动成功。
优选地，所述航空发动机起动控制方法步骤S2中的优先供油压力Pf是随发动机进口总压P1t变化的，其表达式为：
Pf＝P1t/101325*a+b，
其中，a和b为常数。
优选地，所述航空发动机起动控制方法步骤S4中关闭起动电机和点火供油阀时，计算燃油补偿量，并将该补偿量与闭环计算燃油量求和作为电机燃油泵总的输出燃油量。燃油补偿量Wcomp计算表达式为：
Wcomp＝(1-ΔT/tc×Ni)×Wc
其中，ΔT为发动机电子控制器(11)的控制周期，tc为补偿供油时间，Ni为补偿次数，每补偿一次该值加1，Wc为基本补偿量，是常数。
同现有技术相比，本发明所提供的微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法具有如下突出的特点：一是全部采用电控组件，无需回油路，减轻控制系统重量；二是根据发动机状态传感器和泵后压力传感器信息自适应控制起动时序和供油量，弥补了微小型航空发动机冷态起动燃油不易雾化的缺陷，大大提高宽环境范围内的起动可靠性；三是只需修改软件即可实现不同类型发动机控制时序和参数调整，可移植性好。
附图说明
图1是本发明微小型航空发动机燃油控制系统的组成示意图；
图2是本发明微小型航空发动机起动控制方法总流程框图；
图3是本发明点火供油阶段的控制流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步详细说明。
参阅图1，本实施例提供的微小型航空发动机燃油控制系统，包括燃油箱1、燃油滤2、电机燃油泵3、多通接头4、主供油阀5、优先供油阀8、点火供油阀9、泵后压力传感器10、发动机7的状态传感器704、点火器705、起动电机706和发动机电子控制器11，燃油箱1通过油路经燃油滤2、电动燃油泵3与多通接头4的进油口连通。
通过电机燃油泵3的运转来给发动机7输送燃油，由发动机电子控制器11产生的PWM信号来调节燃油量的大小，通过控制主供油阀5、优先供油阀8和点火供油阀9的通断来控制燃油输送到发动机的不同喷嘴。多通接头4包括出油口Ⅰ、出油口Ⅱ、出油口Ⅲ等三个出油口，出油口Ⅰ经主供油阀5输出端连接到发动机7的主喷嘴701，出油口Ⅱ经优先供油阀8输出端连接到发动机7的优先喷嘴702，出油口Ⅲ经点火供油阀9输出端连接到发动机7的点火喷嘴703。
泵后压力传感器10用于检测电机燃油泵3的输出油压，发动机的状态传感器704包括压力、温度和转速传感器，用于测量发动机进口总压P1t、排气温度T5(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng。
主供油阀5、优先供油阀8和点火供油阀9均为电磁阀，由发动机电子控制器11产生一个开关信号即可控制电磁阀的通断。
本发明提供的燃油控制系统全部采用电控组件，无液压组件，可用电信号精确控制燃油量，提高控制灵活性，同时简化了结构、降低系统重量。
参阅图2，其是微小型航空发动机起动控制方法的流程框图，起动控制过程分为起动带转、点火供油、优先供油和主供油4个阶段。在整个供油过程中，由发动机电子控制器11根据发动机状态传感器704和泵后压力传感器10信息自适应控制起动时序和供油量，具体方法包括如下步骤：
步骤S1，发动机电子控制器11接收到起动指令后，进入电机带转阶段，起动时间ts清0，并开始起动计时，发动机电子控制器11输出起动电机驱动信号开启起动电机706，起动电机706带动发动机运转，当发动机电子控制器11检测到燃气涡轮转速Ng达到设定的点火供油转速N1后，转入步骤S2，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入步骤S2，关闭起动电机706且报告起动失败。
步骤S2，进入点火供油阶段，该阶段控制过程参阅图3。发动机电子控制器11根据进口总压P1t计算初始点火油量W1，并控制电机燃油泵3工作使其输出相应燃油量，同时打开点火供油阀9，驱动点火器705工作，在起动电机带转和燃油燃烧的双重作用下，燃气涡轮转速Ng增加，发动机电子控制器11按燃油闭环计算值不断增加燃油量。当发动机温度T5(或T45)未达到点火成功温度时，判断起动时间计时器ts是否超过电机工作保护时间tmp，若超过判定起动失败，停车关闭起动电机706、点火器705、点火供油阀9和电机燃油泵3，若不超时，则继续供油并检测发动机温度；当发动机温度T5(或T45)达到点火成功温度时，则开始判定泵后压力条件。当泵后压力传感器10的压力未达到优先供油压力Pf时，若超时判定起动失败，关闭工作电组件，若不超时，继续供油并检测泵后压力；当泵后压力传感器10的压力达到优先供油压力Pf时，关闭点火器705，记下当前燃油量W2，转入步骤S3。
步骤S2中发动机温度T5是否达到点火成功温度的判定方法，采用发动机温度T5的实时测量值与起动前T5测量值之差为一常数进行判断，可以提高不同温度环境下的适应性。
步骤S2中的优先供油压力Pf是随发动机进口总压P1t变化的，从而提高不同高度环境下的适应性，其表达式为：
Pf＝P1t/101325*a+b (1)
其中，a和b为常数，根据不同发动机燃油需求、喷嘴特性以及电机泵特性计算得到。
步骤S3，进入优先供油阶段，优先供油计时器tf清0并开始计时，发动机电子控制器11控制电机泵输出燃油量维持W2不变，打开优先供油阀8，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴702和优先喷嘴703，当计时器tf时间达到设定的预热时间Tw，或者测得的燃气涡轮转速Ng达到设定的主油供油转速N2后，转入步骤S4，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入步骤S4，关闭起动电机706、点火供油阀9、优先供油阀8和电机燃油泵3，且报告起动失败。经过优先供油阶段，对燃烧室进行预热，提高燃油雾化性能，有利于主油路点火连焰。
步骤S4，进入主供油阶段，发动机电子控制器11控制电机燃油泵3输出燃油量Wm0，同时打开主供油阀5，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴702、优先喷嘴703和主喷嘴701，Wm0由W2和设定的燃油增量ΔW求和获得，加快主油路连焰；随着燃气涡轮转速Ng增加，发动机电子控制器11按燃油闭环计算值不断增加燃油量，当燃气涡轮转速Ng达到发动机自立转速N3时，关闭起动电机706、点火供油阀9，停止给点火喷嘴供油702，此时，为了保护点火喷嘴不形成积碳，从发动机引气用于冷却点火喷嘴，当燃气涡轮转速Ng继续增加达到发动机慢车转速N4稳定区，并稳定一段时间后，报告起动成功。
步骤S4中关闭起动电机706和点火供油阀9时，发动机电子控制器11计算燃油补偿量，并将该补偿量与闭环计算燃油量求和作为电机燃油泵3总的输出燃油量，使得发动机转速上升更加平滑。燃油补偿量Wcomp计算表达式为：
Wcomp＝(1-ΔT/tc×Ni)×Wc (2)
其中，ΔT为发动机电子控制器11的控制周期，tc为补偿供油时间，Ni为补偿次数，每补偿一次该值加1，Wc为基本补偿量，是常数。
本发明提供的微小型航空发动机燃油系统与起动控制方法弥补了微小型航空发动机冷态起动燃油不易雾化的缺陷，大大提高点火连焰成功率，适应不同温度不同高度环境，提高宽工作环境范围内的起动可靠性。
以上所述为本发明的较佳实施例而已，本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。凡是不脱离本发明所公开的思路下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。
Claims (10)
1.一种微小型航空发动机燃油控制系统，包括燃油箱、电动燃油泵、多通接头、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀、泵后压力传感器、发动机的状态传感器、点火器、起动电机和发动机电子控制器，所述燃油箱通过油路经电动燃油泵与所述多通接头的进油口连通，其特征在于，
所述多通接头包括出油口Ⅰ、出油口Ⅱ、出油口Ⅲ等三个出油口，其中，所述出油口Ⅰ经主供油阀的输出端连接到发动机的主喷嘴，所述出油口Ⅱ经优先供油阀的输出端连接到发动机的优先喷嘴，所述出油口Ⅲ经点火供油阀的输出端连接到发动机的点火喷嘴；所述多通接头上还设有信号输出端，所述信号输出端经泵后压力传感器与所述发动机电子控制器连接；
所述电动燃油泵、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀以及发动机的状态传感器、点火器、起动电机均与所述发动机电子控制器通信连接；
所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，产生PWM信号来调节所述电机燃油泵供油量的大小，通过控制所述主供油阀、优先供油阀和点火供油阀的通断来控制燃油输送到发动机的不同喷嘴。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述发动机的状态传感器包括发动机进口总压传感器、排气温度传感器和发动机燃气涡轮转速传感器，用于分别测量发动机进口总压P1t、排气温度T5(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng，并将发动机的进口总压P1t、排气温度T5(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng等信息传输给所述发动机电子控制器，所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，自适应控制起动时序和供油量。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述的主供油阀、优先供油阀和点火供油阀均为电磁阀，由所述发动机电子控制器用以控制各电磁阀的通断。
4.根据上述权利要求所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，发动机的起动控制过程分为电机带转、点火供油、优先供油和主供油4个阶段。
5.根据上述权利要求所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述发动机电子控制器接收到起动指令后，进入电机带转阶段，起动时间计时器ts清0，并开始起动计时，发动机电子控制器输出起动电机驱动信号开启起动电机，起动电机带动发动机运转，当发动机电子控制器检测到燃气涡轮转速Ng达到设定的点火供油转速N1后，转入点火供油阶段，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入点火供油阶段，则关闭起动电机且报告起动失败。
6.根据上述权利要求5所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，在所述点火供油阶段，发动机电子控制器根据发动机进口总压P1t计算初始点火油量W1，并控制电机燃油泵工作使其输出相应燃油量，同时打开点火供油阀，驱动点火器工作，在起动电机带转和燃油燃烧的双重作用下，燃气涡轮转速Ng增加，发动机电子控制器按燃油闭环计算值不断增加燃油量。
7.根据上述权利要求6所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，当发动机温度T5(或T45)未达到点火成功温度时，判断起动时间计时器ts是否超过电机工作保护时间tmp，若超过判定起动失败，停车关闭起动电机、点火器、点火供油阀和电机燃油泵，若不超时，则继续供油并检测发动机温度；当发动机温度T5(或T45)达到点火成功温度时，则开始判定泵后压力条件。
8.根据上述权利要求7所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，当泵后压力传感器的压力未达到优先供油压力Pf时，若超时判定起动失败，关闭工作电组件，若不超时，继续供油并检测泵后压力；当泵后压力传感器的压力达到优先供油压力Pf时，关闭点火器，记下当前燃油量W2，转入优先供油阶段。
9.根据上述权利要求8所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，在所述优先供油阶段，优先供油计时器tf清0并开始计时，发动机电子控制器控制电机泵输出燃油量维持W2不变，打开优先供油阀，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴和优先喷嘴，当供油计时器tf时间达到设定的预热时间Tw，或者测得的燃气涡轮转速Ng达到设定的主油供油转速N2后，转入主供油阶段，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入主供油阶段，关闭起动电机、点火供油阀、优先供油阀和电机燃油泵，且报告起动失败。
10.根据上述权利要求9所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，在所述主供油阶段，发动机电子控制器控制电机燃油泵输出燃油量Wm0，同时打开主供油阀，使电机泵输出燃油分别输送给点火喷嘴、优先喷嘴和主喷嘴，Wm0由W2和设定的燃油增量ΔW求和获得，加快主油路连焰。
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