CN111058958B - 一种活塞式航空发动机的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机的控制方法，将传感系统分成影响发动机做出基本的运行的主传感模块和只是起到调整的辅助传感模块；主传感模块设置成二套作为主/备份模块进行切换，而应急状态下辅助传感模块所感应的信号直接被忽略并采用预设的默认值，使发动机能够保证在正常范围内运行即可，以保证飞机在安全状态下执行飞行。从结构和装配上，省去了第二套的辅助传感模块，结构更简单、易于实现装配；也在很大程度上降低了现有技术中因相同位置上的主/备二套传感器同时损坏造成均无法使用的风险。

Description

一种活塞式航空发动机的控制方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器领域，具体涉及一种活塞式航空发动机的控制方法。

背景技术

发动机控制器是发动机管理系统的控制核心，其基本功能是以发动机转速和负荷为基础，采集传感器信号，经过处理后将控制指令发送至相关执行机构，执行预定的控制功能，从而使发动机在实时工况和外界工作条件下始终处于最佳的运行状态。

在航空领域，飞行安全是重中之重，航空发动机为飞行动力的核心，航空发动机的运行状态至关重要。现有技术中，为防止当前传感器出现异常而导致控制发动机运行异常，通常是设置二套相同的传感系统，正在运行的传感系统出现异常时，控制系统切换至另一套传感系统。但是，该种方式也存在一些风险。如配置二套完全相同的传感系统，传感器种类和数量较多，若在每个位置都设置二个传感器，设置难度会加大；且若是因为外力导致当前使用的传感器出现异常，即便切换至备用的另一套传感系统，相同位置上的另一个传感器也极有可能造成相同的损坏而出现异常，进而导致二套传感系统都不能用。

发明内容

为此，本发明提供一种活塞式航空发动机的控制方法，结构相对简单、容易实现，且能够有效的降低上述出现的风险。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案如下：

一种活塞式航空发动机的控制方法，包括如下步骤：

A1，提供控制系统以及分别与该控制系统连接的第一主传感模块、第二主传感模块和辅助传感模块，第一主传感模块和第二主传感模块是完全相同的两套传感模块，所述控制系统根据第一主传感模块或第二主传感模块所感应的信号来控制发动机做出基本的运行，所述控制系统根据辅助传感模块所感应的信号来控制发动机在基本运行的基础上做出调整；

A2，正常情况下，控制系统根据第一主传感模块和辅助传感模块所感应的参数信号进行控制发动机运行；

A3，当第一主传感模块或辅助传感模块出现异常时，切换成应急模式，应急模式下，控制系统只接收第二主传感模块所感应的参数信号，并将辅助传感模块所感应的参数信号忽略且将其取为预设的默认值，控制系统根据第二主传感模块所感应的参数信号以及上述预设的默认值进行控制发动机运行。

进一步的，所述第一主传感模块和第二主传感模块均包括感应发动机转速的转速传感器、感应节气门位置的节气门位置传感器和感应进气管空气压力的进气压力传感器，所述控制系统根据第一主传感模块所感应的信号来控制发动机的喷油量、点火时刻以及增压压力。

进一步的，所述辅助传感模块包括进气温度传感器、水温传感器、机油温度传感器、机油压力传感器和燃油压力传感器，正常情况下，所述控制系统根据进气温度传感器所感应的进气温度、水温传感器所感应的水温、机油温度传感器所感应的机油温度以及燃油压力传感器所感应的燃油压力的信号参数对发动机的喷油量、点火时刻以及增压压力进行调整。

进一步的，所述控制系统包括第一套控制系统和第二套控制系统，正常情况下，由所述第一套控制系统控制发动机运行；切换成应急模式，由第一套控制系统切换至第二套控制系统，并由第二套控制系统控制发动机运行。

进一步的，步骤A3中，在应急状况下，控制系统根据第二主传感模块所感应的参数信号以及预设的默认值进行控制发动机运行，并对发动机的运行进行锁定。

进一步的，步骤A3中，在应急状况下，控制系统还输出目前为应急工作模式的信号。

通过本发明提供的技术方案，具有如下有益效果：

将传感系统分成影响发动机做出基本的运行的主传感模块和只是起到调整的辅助传感模块；主传感模块设置成二套作为主/备份模块进行切换，而应急状态下辅助传感模块所感应的信号直接被忽略并采用预设的默认值，使发动机能够保证在正常范围内运行即可，以保证飞机在安全状态下执行飞行。从结构和装配上，省去了第二套的辅助传感模块，结构更简单、易于实现装配；也在很大程度上降低了现有技术中因相同位置上的主/备二套传感器同时损坏造成均无法使用的风险。

附图说明

图1所示为实施例中活塞式航空发动机的控制方法的流程框图；

图2所示为实施例中活塞式航空发动机的控制流程框图。

具体实施方式

为进一步说明各实施例，本发明提供有附图。这些附图为本发明揭露内容的一部分，其主要用以说明实施例，并可配合说明书的相关描述来解释实施例的运行原理。配合参考这些内容，本领域普通技术人员应能理解其他可能的实施方式以及本发明的优点。图中的组件并未按比例绘制，而类似的组件符号通常用来表示类似的组件。

现结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。

参照图1、图2所示，本实施例提供的一种活塞式航空发动机的控制方法，包括如下步骤：

A1，提供控制系统10以及分别与该控制系统10连接的第一主传感模块21、第二主传感模块22和辅助传感模块23，第一主传感模块21和第二主传感模块22是完全相同的两套传感模块，所述控制系统10根据第一主传感模块21或第二主传感模块22所感应的信号来控制发动机1做出基本的运行，所述控制系统10根据辅助传感模块23所感应的信号来控制发动机1在基本运行的基础上做出调整。

具体的，本实施例中，所述第一主传感模块21和第二主传感模块22均包括感应发动机转速的转速传感器、感应节气门位置的节气门位置传感器和感应进气压力的进气压力传感器，通过分别感应发动机转速、节气门位置和空气的进气压力并输出至控制系统10，控制系统10处理分析数据并控制发动机1做出基本的运行，该基本的运行是指发动机1的喷油量、点火时刻以及增压压力，以保证发动机的正常运行。

再具体的，所述辅助传感模块23包括进气温度传感器、水温传感器、机油温度传感器、机油压力传感器和燃油压力传感器，正常情况下，所述控制系统10根据进气温度传感器所感应的进气温度、水温传感器所感应的水温、机油温度传感器所感应的机油温度以及燃油压力传感器所感应的燃油压力的信号参数对发动机1的喷油量、点火时刻以及增压压力进行调整，以使发动机1处于最佳的状态。

当然的，在其他实施例中，若保证发动机1的正常运行的参数不相同(如参数有增加或减少)，其主传感模块(即第一主传感模块21和第二主传感模块22)的传感器种类也可以相应的变化，以及辅助传感模块23的参数有不相同的(如参数有增加或减少)，也可以相应的改变。

A2，正常情况下，控制系统10根据第一主传感模块21和辅助传感模块23所感应的参数信号进行控制发动机1运行；通过第一主传感模块21和辅助传感模块23提供的信号，控制系统10能够控制发动机1在最佳状态下运行，保证飞机的飞行质量。

A3，当第一主传感模块21或辅助传感模块23出现异常时，切换成应急模式，应急模式下，控制系统10只接收第二主传感模块22所感应的参数信号，并将辅助传感模块23所感应的参数信号忽略且将其取为预设的默认值，即原本作为调整发动机1运行的参数全部取为预设的默认值，控制系统10根据第二主传感模块22所感应的参数信号以及上述预设的默认值进行控制发动机1运行，使发动机1能够保证在正常范围内运行即可，以保证飞机在安全状态下执行飞行，如进行返航等。

采用本方案的方法，从结构和装配上，省去了第二套的辅助传感模块，结构更简单、易于实现装配。也在很大程度上降低了现有技术中因相同位置上的主/备二套传感器同时损坏造成均无法使用的风险；即如在辅助传感模块23出现损坏导致的异常，此时，会切换至应急模式，应急模式下，该处的辅助传感器的信号会被自动忽略而取用预设的默认值，如此，在应急模式下就不会再出现该处的传感器的信号。只有在主传感模块的位置出现上述状况才会出现两种模式下均异常的情况，但这也极大的减低了出现概率。且从实际装配和检修过程中，也能让检修人员能够更为着重注意主传感模块的传感器的设置，将风险降至最低。

具体的，本实施例中，所述第一主传感模块21、第二主传感模块22和辅助传感模块23中各具体的传感器的类型、设置方式以及与控制系统10的连接方式等，以及控制系统10的类型，以及控制系统10与发动机1的控制连接方式等；上述均为现有技术，是本领域的技术人员早已掌握并实施运用的，在此不再详述。

本具体实施例中，所述发动机1的增压压力是通过涡轮增压器实现的，是通过控制涡轮增压器上的电磁阀开合度实现控制流入涡轮的排气量，进而实现控制增压压力，涡轮增压器的设置和控制涡轮增压器上的电磁阀开合度实现控制流入涡轮的排气量的方式均是现有技术，不再详述。

进一步优选的，本实施例中，所述控制系统包括第一套控制系统和第二套控制系统，正常情况下，由所述第一套控制系统控制发动机运行；切换成应急模式，由第一套控制系统切换至第二套控制系统，并由第二套控制系统控制发动机运行。采用两套控制系统，用于分别控制正常飞行和应急飞行，第一套控制系统和第二套控制系统可设置成不同的控制参数，即第一套控制系统设置成适应正常飞行下的控制参数；而第二套控制系统可调整成适应应急飞行下的控制参数，使控制更为精准。具体的，第一套控制系统和第二套控制系统的切换控制技术是现有技术，在此不再详述。当然的，在其他实施例中，也可以直接采用一套控制系统同时控制二种模式。

进一步优选的，本实施例中，步骤A3中，在应急状况下，控制系统10根据第二主传感模块23所感应的参数信号以及预设的默认值进行控制发动机1运行，并对发动机1的运行进行锁定，在锁定状态下，人工无法对发动机1的运行进行干预，避免人工的干预(如手动加油门等)造成发动机失去平衡状态。

再进一步优选的，本实施例中，在应急状况下，控制系统10还输出目前为应急工作模式的信号，实现警报。

尽管结合优选实施方案具体展示和介绍了本发明，但所属领域的技术人员应该明白，在不脱离所附权利要求书所限定的本发明的精神和范围内，在形式上和细节上可以对本发明做出各种变化，均为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

A1，提供控制系统以及分别与该控制系统连接的第一主传感模块、第二主传感模块和辅助传感模块，第一主传感模块和第二主传感模块是完全相同的两套传感模块，所述控制系统根据第一主传感模块或第二主传感模块所感应的信号来控制发动机做出基本的运行，所述控制系统根据辅助传感模块所感应的信号来控制发动机在基本运行的基础上做出调整；

A2，正常情况下，控制系统根据第一主传感模块和辅助传感模块所感应的参数信号进行控制发动机运行；

A3，当第一主传感模块或辅助传感模块出现异常时，切换成应急模式，应急模式下，控制系统只接收第二主传感模块所感应的参数信号，并将辅助传感模块所感应的参数信号忽略且将其取为预设的默认值，控制系统根据第二主传感模块所感应的参数信号以及上述预设的默认值控制发动机运行。

2.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：所述第一主传感模块和第二主传感模块均包括感应发动机转速的转速传感器、感应节气门位置的节气门位置传感器和感应进气管空气压力的进气压力传感器，所述控制系统根据第一主传感模块所感应的信号来控制发动机的喷油量、点火时刻以及增压压力。

3.根据权利要求2所述的活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：所述辅助传感模块包括进气温度传感器、水温传感器、机油温度传感器、机油压力传感器和燃油压力传感器，正常情况下，所述控制系统根据进气温度传感器所感应的进气温度、水温传感器所感应的水温、机油温度传感器所感应的机油温度以及燃油压力传感器所感应的燃油压力的信号参数对发动机的喷油量、点火时刻以及增压压力进行调整。

4.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：所述控制系统包括第一套控制系统和第二套控制系统，正常情况下，由所述第一套控制系统控制发动机运行；切换成应急模式，由第一套控制系统切换至第二套控制系统，并由第二套控制系统控制发动机运行。

5.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：步骤A3中，在应急状况下，控制系统根据第二主传感模块所感应的参数信号以及预设的默认值进行控制发动机运行，并对发动机的运行进行锁定。

6.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机的控制方法，其特征在于：步骤A3中，在应急状况下，控制系统还输出目前为应急工作模式的信号。

Images