CN110284961A - 用于航空活塞发动机增压的控制系统及控制方法 - Google Patents

用于航空活塞发动机增压的控制系统及控制方法 Download PDF

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CN110284961A CN201910614040.8A CN201910614040A CN110284961A CN 110284961 A CN110284961 A CN 110284961A CN 201910614040 A CN201910614040 A CN 201910614040A CN 110284961 A CN110284961 A CN 110284961A
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张学平
马震
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Northwestern Polytechnical University
Xian Aisheng Technology Group Co Ltd
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Abstract

本发明属于航空活塞发动机设计研究领域，尤其涉及一种用于航空活塞发动机增压的控制系统及控制方法，包括主控模块、信号采集模块、执行器驱动模块、稳压箱压力控制模块、测控计算机、数据监控模块。本发明控制精确、功能齐全，能够监测发动机和增压系统工作参数的同时调节伺服电机位置，控制废气旁通阀开度，使增压进气压力满足发动机的要求；本发明能够记录存储发动机和增压系统的工作参数，用于增压系统的调试及故障分析。

Description

用于航空活塞发动机增压的控制系统及控制方法
技术领域
本发明属于航空活塞发动机设计研究领域，特别涉及一种用于航空活塞发动机增压的控制系统及控制方法。
背景技术
航空活塞发动机目前在小型航空器上仍然大量使用，如何进一步提升发动机的动力性，并降低排放，同时适应高原稀薄空气条件，已成为制约航空活塞发动机进一步发展的技术瓶颈。
目前国外航空活塞发动机的技术已经相当成熟，增压技术也已经在部分发动机上得到了广泛的实际应用，而国内在航空活塞发动机方面发展较缓慢，在输出功率、使用极限环境等方面与国外差距较大，增压技术在国内航空活塞发动机方面尚处于起步阶段，增压控制系统一直以来都是增压技术中的核心和难点，良好的控制系统能最大程度的发挥增压技术优势，有效提升发动机的动力性和环境适应性。，增压控制系统与发动机本体的工作过程息息相关，对于航空用活塞发动机，其高度和所处外界大气压都存在瞬时变化，现有的机械式增压系统响应速度差、调节精度低，完全不能满足航空应用环境。CN101082318B专利中提出了一种用于不同海拔高度控制涡轮增压内燃机进气压力的控制系统，但其侧重点在于高海拔地区的发动机增压压力控制，对于瞬时变化的海拔高度没有进一步探索，而且其执行器为气动制动器，响应缓慢，调节精度难以保证发动机理想运动；CN102297015A专利则主要集中在地面动力上的增压控制，针对增压器调节执行器在控制范围以外的情况，使用调节算法根据发动机工况对调节范围进行限制，不适合高度随时变化的航空活塞发动机的增压控制。
本方法结合实际需求，针对目前普遍使用的四冲程航空活塞发动机，采用模块化、结构化设计方法，采用伺服电机和三通电磁阀作为增压控制系统执行器驱动单元，实现增压控制系统的功能，通过稳压箱压力闭环控制，即使在环境压力随海拔高度变化时，仍能精确控制稳压箱压力达到目标设定值，从而使增压控制系统能一直为发动机提供良好的增压功能，保证发动机功率输出达到既定要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：本发明的目的是提供一种用于航空活塞发动机增压的控制系统及方法，重点在于应用了稳压箱压力闭环控制算法，可以根据发动机实际运行工况对增压器实行精确控制，保证在变海拔的情况下依然能够准确控制稳压箱压力，使发动机输出功率满足不同工况下的使用需求。
本发明的技术方案是：用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，包括主控模块、信号采集模块、稳压箱压力控制模块、执行器驱动模块、测控计算机和数据监控模块；所述信号采集模块采集参数信息并处理后，将结果发送至主控模块，主控模块通过稳压箱压力控制模块控制执行器驱动模块的运行，数据监控模块接收测控计算机的控制指令并解码，同时将主控模块的采集参数回传至测控计算机。
本发明的进一步技术方案是：所述信号采集模块为若干传感器，分别采集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置信息，并进行处理使其满足采集精度要求。
本发明的进一步技术方案是：所述若干传感器为转速采集传感器、节气门位置传感器、大气压力传感器、大气温度传感器和伺服电机位置传感器；其中发动机转速通过16通道I/O模块滤波、计数采集；节气门位置由节气门位置传感器通过32通道AD模块采集，大气压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，稳压箱压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，稳压箱温度由大气温度传感器通过32通道AD模块采集，伺服电机位置由伺服电机位置传感器通过32通道AD模块采集。
本发明的进一步技术方案是：所述主控模块为微处理器，其中MCU型号为Freescale SPC563M64L5,CPU为e200z335,32位PowerPC架构。主控模块对各路传感器传来的信息进行判断，从而决定如何控制稳压箱压力控制模块通过执行器驱动模块来对稳压箱进行增压或者减压。
本发明的进一步技术方案是：数据监控模块通过CAN总线通讯接收测控计算机的控制指令并解码，以及将增压系统工作参数回传至测控计算机；同时通过RS-232串行通讯将增压系统工作参数上传至动力装置控制器。测控计算机为该动力装置所搭载平台的控制系统，动力装置控制器为该动力装置自身的控制器，增压控制系统为动力装置系统中单独控制发动机增压的一个系统。从广义上，测控计算机这个部分包含了动力装置控制器，因为增压系统的信息不仅要发送给动力装置自身的控制器，还要发给上层的平台控制系统。数据监控模块在这其中起到了信息中转交换的作用。
本发明的进一步技术方案是：所述执行器驱动模块包括伺服电机和三通电磁阀；执行器驱动完成对伺服电机和三通电磁阀的直接控制，增压控制指令只有通过执行器驱动才能最终转化为控制动作；伺服电机驱动程序通过MCU的eTPU功能输出PWM信号控制H桥芯片驱动电流的大小，从而控制伺服电机的转速；通过I/O口控制H桥翻转来控制驱动电流的方向，从而控制伺服电机的转向。三通电磁阀由低边驱动芯片控制，其三通就是连接三条气管到发动机不同位置。两条气管接到了稳压箱中，第三条气管连接到发动机化油器进气前端。通过MCU的eTPU功能输出PWM信号控制低边驱动芯片，当PWM为高电平时三通电磁阀打开，当PWM为低电平时三通电磁阀关闭。只有当节气门位置位于115％时，电磁阀才打开，将一部分稳压箱气体引入化油器前端，形成更大的负压，以此增加喷油量，满足发动机更高功率的输出。
本发明的进一步技术方案是：还包括故障诊断模块，所述故障诊断模块为一看门狗。
本发明的进一步技术方案是：一种用于航空活塞发动机增压的控制系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：故障诊断模块、检测主控模块、信号采集模块和执行器驱动模块的运行状况；
步骤二：信号采集模块收集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置等信息；
步骤三：执行器驱动模块等待接收命令；
步骤四：主控模块根据信号采集模块传入的结果，通过稳压箱压力控制模块，控制执行器驱动模块相应部件执行动作；
步骤五：数据监控模块将主控模块的采集参数上传至测控计算机，同时接收测控计算机的控制指令并解码。
发明效果
本发明的技术效果在于：本发明具有积极的效果：
1)本发明通过主控模块进行控制，主控模块只直接对稳压箱压力控制模块作用，反馈速度快、执行效率高；
2)本发明的信号采集模块不仅能收集所需参数信息，还能对采集的参数进行精细处理，满足采集精度的要求；
3)本发明可以根据发动机实际运行工况，实时调整增压器工作状态，保证增压效果维持在最佳范围，并随时监测运行过程；
4)本发明的故障诊断模块可以迅速定位故障来源，提高了系统维护性；
5)本发明可以在紧急情况(发动机转速、稳压箱温度、压缩比超限)下，对发动机进行超限保护，提高了发动机运转的安全性。
附图说明
图1为本发明的原理框图，
图2为稳压箱压力闭环控制算法；
附图标记说明：1、主控模块，2、信号采集模块，3、稳压箱压力控制模块，4、执行器驱动模块，5、测控计算机，6、数据监控模块，7、故障诊断模块；T(k)为节气门开度，u(k)为PWM驱动信号占空比，e(k)为输入偏差，P0为大气压力，P(k+1)为稳压箱压力反馈，Kp为比例系数，Ki为积分系数，Kd为微分系数。
具体实施方式
参见图1—图2，一种用于航空活塞发动机增压的控制系统，包括主控模块1、信号采集模块2、稳压箱压力控制模块3、执行器驱动模块4、测控计算机5、数据监控模块6，所述信号采集模块2与主控模块1相连，对传感器进行参数采集和处理，并将结果发送给主控模块1，所述主控模块1通过稳压箱压力控制模块3控制执行器驱动模块4的运行，所述数据监控模块6接收测控计算机5的控制指令并解码，同时将主控模块1的采集参数回传至测控计算机5。
所述的信号采集模块2包括对发动机转速传感器、节气门位置传感器、大气压力传感器、稳压箱压力传感器、稳压箱温度传感器、伺服电机位置传感器等传感器信息的收集。
所述执行器驱动模块4包括伺服电机驱动单元和三通电磁阀驱动单元，
所述伺服电机驱动单元能够通过改变驱动电流大小控制伺服电机的转速，通过控制驱动电流方向控制电机转向；
所述三通电磁阀驱动单元能够通过改变低边驱动芯片电平高低，从而控制三通电磁阀的开闭。
所述稳压箱压力控制模块3包括放气阀开度手动控制单元、稳压箱压力闭环控制单元和发动机超限保护单元，
所述放气阀开度手动控制单元在测试模式下，通过标定软件可手动输入目标位置至伺服电机，通过PID算法闭环控制伺服电机达到目标位置；
所述稳压箱压力闭环控制单元在正常运行模式下，通过位置式PID直接控制伺服电机输出位置，调节放气阀开度，实现稳压箱压力的闭环控制；
所述发动机超限保护单元，在发动机转速、稳压箱温度、压缩比超限后，会以降低目标稳压箱压力的方式对发动机进行超限保护。
所述用于航空活塞发动机增压的控制系统还包括故障诊断模块7，所述故障诊断模块7与主控模块1、信号采集模块2和执行器驱动模块4相连接，故障诊断模块7对信号采集模块2的采集参数进行实时监测，超出范围时输出故障代码至主控模块1，上电时，所述故障诊断模块7对执行器驱动模块4的伺服电机进行正反行程检测，出现故障时输出故障代码至主控模块1，所述故障诊断模块7设置内部看门狗，当主控模块1程序失控时，复位程序。
基于一种用于航空活塞发动机增压的控制系统的控制方法，包括以下步骤：
1)故障诊断模块7检测主控模块1、信号采集模块2和执行器驱动模块4的运行状况；
2)信号采集模块2收集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置等信息；
3)执行器驱动模块4等待接收命令；
4)主控模块1根据信号采集模块2传入的结果，通过稳压箱压力控制模块3，控制执行器驱动模块4相应部件执行动作；
5)数据监控模块6将主控模块1的采集参数上传至测控计算机5或动力装置控制器，同时接收测控计算机5的控制指令并解码。
信号采集模块与主控模块相连，对传感器进行参数采集和处理，并将结果发送给主控模块，主控模块同时还与稳压箱压力控制模块和故障诊断模块相连，在共享经处理的传感器信息至数据监控模块和稳压箱压力控制模块的同时，主控模块也对信息进行分析判断，将结果反馈至故障诊断模块，稳压箱压力控制模块与执行器驱动模块相连，从主控模块发送来的数据在此经过分析处理之后，转成伺服电机动作信息进入执行器驱动模块并最终实现相应位置的调节，数据监控模块与测控计算机相连，接收测控计算机的控制指令并解码，同时将主控模块的采集参数回传至测控计算机，故障诊断模块也与信号采集模块和执行器驱动模块相连，随时监测其工作状态并将结果发送给主控模块。
作为本发明的优化方案，信号采集模块通过32通道AD采集接口和16通道I/O接口收集发动机转速传感器、节气门位置传感器、大气压力传感器、稳压箱压力传感器、稳压箱温度传感器、伺服电机位置传感器信息，并进行处理使其满足采集精度要求；
发动机转速通过16通道I/O模块滤波、计数采集；节气门位置由节气门位置传感器通过32通道AD模块采集，数据宽度12位，量化单位0.001％，有效范围0％-115％；大气压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，数据宽度12位，量化单位0.026kPa，有效范围10kPa-115kPa；稳压箱压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，数据宽度12位，量化单位0.068kPa，有效范围20kPa-300kPa；稳压箱温度由大气温度传感器通过32通道AD模块采集，数据宽度12位，量化单位0.01℃，有效范围-40℃-130℃；伺服电机位置由伺服电机位置传感器通过32通道AD模块采集，数据宽度12位，量化单位0.02％，有效范围0％-107％。
发动机转速
发动机采用的转速信号齿盘为单齿，曲轴旋转一周时转速传感器产生一个脉冲，输出电平正比于转速，经滤波整形电路处理后为方波信号，通过MCU的eTPU PPA模块采集方波周期及电平时间，软件滤波后计算转速。根据以下公式计算：
其中，n为发动机转速，单位r/min，N为100ms内传感器采集到的有效齿数，Δt为100ms内有效齿的总齿宽，单位μs；计算完成后对转速信号滑动平均处理，滑动平均系数取0.8。
节气门位置
采用MCU的eQADC模块采集经信号调理电路处理后的节气门位置电压信号，通过eDMA模块发送处理结果及命令。
节气门物理量基于Rotax914发动机节气门位置传感器电压值标定，计算公式如下：
T＝32.4265Vthrottle-5.84182
其中，T为节气门位置，单位％，Vthrottle为节气门位置传感器电压采集值，单位为V。
大气压力
采用MCU的eQADC模块采集经信号调理电路处理后的大气压力电压信号，通过eDMA模块发送处理结果及命令。
大气压力物理量基于Rotax914发动机大气压力传感器电压值标定，计算公式如下：
其中，Pa为大气压力，单位kPa，VPa为大气静压传感器电压采集值，单位V。
稳压箱压力
采用MCU的eQADC模块采集经信号调理电路处理后的大气压力电压信号，通过eDMA模块发送处理结果及命令。
稳压箱压力物理量基于Rotax914发动机稳压箱压力传感器电压值标定，计算公式如下：
Pb＝501.52095Vb+243.77183
其中，Pb为稳压箱压力，单位hPa，Vb为稳压箱压力传感器电压采集值，单位V。
稳压箱温度
采用MCU的eQADC模块采集经信号调理电路处理后的大气压力电压信号，通过eDMA模块发送处理结果及命令。
伺服电机位置
采用MCU的eQADC模块采集经信号调理电路处理后的大气压力电压信号，通过eDMA模块发送处理结果及命令。
伺服电机物理量基于Rotax914发动机伺服电机位置传感器电压值标定，计算公式如下：
Tm＝23.18485Vm+7.87501
其中，Tm为伺服电机位置，单位％，Vm为伺服电机位置传感器电压采集值，单位V。
传感器本身确实只起到采集温度、压力或位置的作用，对于数据的处理，有相应的模块去执行，如上所述，精度的要求就是按照量化单位进行取值，多余的部分会放弃。
作为本发明的优化方案，主控模块只对稳压箱压力控制模块下发命令，由稳压箱压力控制模块比较稳压箱压力采集信号与预设的稳压箱目标压力，通过PID反馈控制，驱动伺服电机改变增压器废气旁通阀开度，直到稳压箱压力采集值与目标值之差小于允许容差；
作为本发明的优化方案，执行器驱动模块完成对伺服电机和三通电磁阀的直接控制，增压控制指令只有通过驱动执行器才能最终转化为控制动作；
作为本发明的优化方案，用于航空活塞发动机增压的控制系统还包括
故障诊断模块，故障诊断模块与主控模块、信号采集模块和执行器驱动模块相连接，故障诊断模块对信号采集模块的采集参数进行实时监测，超出范围时输出故障代码至主控模块，上电时，所述故障诊断模块对执行器驱动模块的伺服电机进行正反行程检测，出现故障时输出故障代码至主控模块，故障诊断模块设置内部看门狗，当主控模块程序失控时，复位程序。
一种用于航空活塞发动机增压的控制方法，包括如下步骤：
1)故障诊断模块检测主控模块、信号采集模块和执行器驱动模块的运行状况：对主控模块的检测通过测控计算机发送控制命令是否有回报来判断其工作正常与否，对信号采集模块的检测通过其静态测量值与经验值对比来进行，对执行器驱动模块在上电后进行行程检测，通过H桥驱动伺服电机正向旋转至最大位置(放气阀全开)，随后反向旋转至卡死位置(放气阀全关)，检测执行器机构动作是否正常；
2)信号采集模块收集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置信息，发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度分别由其对应传感器通过AD和I/O接口传入，伺服电机位置通过传感器反馈电压值传入；
3)执行器驱动模块等待接收命令；
4)主控模块根据信号采集模块传入的结果，通过稳压箱压力控制模块，在其内部经过压力闭环控制算法，控制伺服电机位置输出，调节放气阀开度，实现稳压箱压力的闭环控制，对废气放气涡轮增压器实现增压压力的反馈控制实际非常复杂，从增压控制系统产生输出到增压压力的变化之间要经过伺服电机、涡轮以及压气机等一系列环节，因此即使在发动机处于某一稳态工况时，伺服电机的位置和增压压力的变化之间仍然存在严重的非线性关系。在本发明中采用位置式PID反馈控制，直接基于与目标压力的偏差值计算驱动信号的占空比，由此可以精确又迅速得进行控制，达到较好的稳压箱压力调节效果，控制算法过程见图2；
5)数据监控模块将主控模块的采集参数上传至测控计算机或动力装置控制器，同时接收测控计算机的控制指令并解码。
了使实现过程更加明了，具体分为以下步骤。当理解，此处所描述的具体实例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，本发明公开了一种用于航空活塞发动机增压的控制方法，包括主控模块1、信号采集模块2、稳压箱压力控制模块3、执行器驱动模块4、测控计算机5、数据监控模块6，信号采集模块2与主控模块1相连，对传感器进行参数采集和处理，并将结果发送给主控模块1，主控模块1通过稳压箱压力控制模块3控制执行器驱动模块4的运行，执行器驱动模块4完成对伺服电机和三通电磁阀等执行器的直接控制，数据监控模块6双向通信，接收测控计算机5的控制指令并解码，同时将主控模块1的采集参数回传至测控计算机5；其中，稳压箱压力控制模块3采用PID算法闭环控制，可以快速实现对执行器驱动模块4的有效控制，精确维持稳压箱所需压力，执行器驱动模块4作为控制指令的最终动作实现部位，通过MCU的eTPU功能输出PWM信号控制H桥芯片和低边驱动芯片，完成对伺服电机和三通电磁阀的驱动。
信号采集模块2收集发动机转速传感器、节气门位置传感器、大气压力传感器、稳压箱压力传感器、稳压箱温度传感器、伺服电机位置传感器等信息，并进行处理使其满足采集精度要求；
执行器驱动模块4只接受来自稳压箱压力控制模块3的动作指令，稳压箱压力控制模块3比较稳压箱压力采集信号与预设的稳压箱目标压力，判断之后决定后续操作；
用于航空活塞发动机增压的控制系统还包括故障诊断模块7，故障诊断模块7与主控模块1、信号采集模块2和执行器驱动模块4相连接，故障诊断模块7对信号采集模块2的采集参数进行实时监测，超出范围时输出故障代码至主控模块1，上电时，故障诊断模块7对执行器驱动模块4的伺服电机进行正反行程检测，出现故障时输出故障代码至主控模块1，故障诊断模块7设置内部看门狗，当主控模块1程序失控时，复位程序；
故障诊断单元对采集参数进行实时监测，超出范围时输出故障代码。所谓范围一般指的是部件正常工作时的参数范围，例如对于发动机转速来说，当其超过5900r/min时，就认为已经超出范围。
转速超限保护中，当发动机转速超过5900r/min后，伺服电机会受控打开增压器放气阀以减小稳压箱压力。按照每超100r/min，大约减小稳压箱压力133hPa的梯度线性增加。
稳压箱温度超限保护中，当稳压箱温度超过88℃时，每超过1℃，伺服电机就会控制增压器放气阀减小稳压箱压力25hPa，直到稳压箱温度达到96℃时，最大减小稳压箱压力200hPa，此后稳压箱温度如果继续上升，减小值(200hPa)也不再变化。
伺服电机的行程检测通过H桥驱动伺服电机正向旋转至最大位置(放气阀全开)，随后反向旋转至最小位置(放气阀全关)，检测执行机构动作是否正常。记录最大及最小位置传感器反馈电压值，如果电压值超限，则更新故障字。
设置内部看门狗，当程序跑飞时，复位程序，进行初始化操作。
一种用于航空活塞发动机增压的控制方法，包括如下步骤：
1)故障诊断模块7检测主控模块1、信号采集模块2和执行器驱动模块4的运行状况；
2)信号采集模块2收集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置等信息；
3)执行器驱动模块4等待接收命令；
4)主控模块1根据信号采集模块2传入的结果，通过稳压箱压力控制模块3，控制执行器驱动模块4相应部件执行动作；
5)数据监控模块6将主控模块1的采集参数上传至测控计算机5或动力装置控制器，同时接收测控计算机5的控制指令并解码。
以上所述的具体实施实例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施实例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，包括主控模块(1)、信号采集模块(2)、稳压箱压力控制模块(3)、执行器驱动模块(4)、测控计算机(5)和数据监控模块(6)；所述信号采集模块(2)采集参数信息并处理后，将结果发送至主控模块(1)，主控模块(1)通过稳压箱压力控制模块(3)控制执行器驱动模块(4)的运行，数据监控模块(6)接收测控计算机(5)的控制指令并解码，同时将主控模块(1)的采集参数回传至测控计算机(5)。
2.如权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，所述信号采集模块(2)为若干传感器，分别采集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置信息，并进行处理使其满足采集精度要求。
3.如权利要求2所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，所述若干传感器为转速采集传感器、节气门位置传感器、大气压力传感器、大气温度传感器和伺服电机位置传感器；其中发动机转速通过16通道I/O模块滤波、计数采集；节气门位置由节气门位置传感器通过32通道AD模块采集，大气压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，稳压箱压力由大气压力传感器通过32通道AD模块采集，稳压箱温度由大气温度传感器通过32通道AD模块采集，伺服电机位置由伺服电机位置传感器通过32通道AD模块采集。
4.如权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，所述主控模块(1)为微处理器，其中MCU型号为Freescale SPC563M64L5,CPU为e200z335,32位PowerPC架构。主控模块对各路传感器传来的信息进行判断，从而决定如何控制稳压箱压力控制模块通过执行器驱动模块来对稳压箱进行增压或者减压。
5.如权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，数据监控模块(6)通过CAN总线通讯接收测控计算机的控制指令并解码，以及将增压系统工作参数回传至测控计算机；同时通过RS-232串行通讯将增压系统工作参数上传至动力装置控制器。测控计算机为该动力装置所搭载平台的控制系统，动力装置控制器为该动力装置自身的控制器，增压控制系统为动力装置系统中单独控制发动机增压的一个系统。从广义上，测控计算机这个部分包含了动力装置控制器，因为增压系统的信息不仅要发送给动力装置自身的控制器，还要发给上层的平台控制系统。数据监控模块在这其中起到了信息中转交换的作用。
6.如权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，所述执行器驱动模块(4)包括伺服电机和三通电磁阀；执行器驱动完成对伺服电机和三通电磁阀的直接控制，增压控制指令只有通过执行器驱动才能最终转化为控制动作；伺服电机驱动程序通过MCU的eTPU功能输出PWM信号控制H桥芯片驱动电流的大小，从而控制伺服电机的转速；通过I/O口控制H桥翻转来控制驱动电流的方向，从而控制伺服电机的转向。三通电磁阀由低边驱动芯片控制，其三通就是连接三条气管到发动机不同位置。两条气管接到了稳压箱中，第三条气管连接到发动机化油器进气前端。通过MCU的eTPU功能输出PWM信号控制低边驱动芯片，当PWM为高电平时三通电磁阀打开，当PWM为低电平时三通电磁阀关闭。只有当节气门位置位于115％时，电磁阀才打开，将一部分稳压箱气体引入化油器前端，形成更大的负压，以此增加喷油量，满足发动机更高功率的输出。
7.如权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统，其特征在于，还包括故障诊断模块，所述故障诊断模块为一看门狗。
8.一种基于权利要求1所述的用于航空活塞发动机增压的控制系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：故障诊断模块(7)检测主控模块(1)、信号采集模块(2)和执行器驱动模块(4)的运行状况；
步骤二：信号采集模块(2)收集发动机转速、节气门位置、大气压力、稳压箱压力、稳压箱温度和伺服电机位置等信息；
步骤三：执行器驱动模块(4)等待接收命令；
步骤四：主控模块(1)根据信号采集模块(2)传入的结果，通过稳压箱压力控制模块(3)，控制执行器驱动模块(4)相应部件执行动作；
步骤五：数据监控模块(6)将主控模块(1)的采集参数上传至测控计算机(5)，同时接收测控计算机(5)的控制指令并解码。
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