CN112555010A - 航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统 - Google Patents

航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统，该温度控制方法中，根据当前环境大气压强确定航空活塞发动机的上限温度，然后将该上限温度与发动机实时温度进行比较，以确定冷却液是否需要额外的散热过程，即本申请实施例中，该发动机的上限温度随环境大气压强实时变化，进而使得该上限温度始终小于冷却液的沸点，从而解决了因气压变化导致冷却液沸腾的问题，进而保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。

Description

航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统
技术领域
本发明涉及发动机温度控制技术领域，尤其涉及一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统。
背景技术
在使用活塞发动机的无人机等航空飞行器中，要想维持发动机正常工作，通常需要对发动机进行散热以控制发动机的温度在一个合理区间，例如采用流动的冷却液构成的散热系统对发动机温度进行控制，现有技术中，通常给发动机设定一个上限温度，当发动机实时温度小于该上限温度时，冷却液通过特定的回路对发动机进行散热，当发动机实时温度大于该上限温度时，需要对冷却液再进行额外散热以使发动机快速散热。
但本申请发明人在实现本申请实施例中技术方案的过程中，发现上述技术至少存在如下技术问题：
当发动机随航空飞行器飞行高度较高时，气压降低，导致冷却液的沸点小于该发动机的上限温度，此时，冷却液沸腾，导致发动机的散热系统无法正常工作。
发明内容
本申请实施例提供一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统，该温度控制方法中，根据当前环境大气压强确定航空活塞发动机的上限温度，然后将该上限温度与发动机实时温度进行比较，以确定冷却液是否需要额外的散热过程，即本申请实施例中，该发动机的上限温度随环境大气压强实时变化，进而使得该上限温度始终小于冷却液的沸点，从而解决了因气压变化导致冷却液沸腾的问题，进而保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。
本申请实施例提供一种航空活塞发动机的温度控制方法，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述温度控制方法包括：
获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
本申请实施例中，所述根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度包括：
获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
对所述沸点温度进行降幅补偿；
将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
本申请实施例中，对所述沸点温度进行降幅补偿包括：
将所述沸点温度减去预设的补偿温度。
本申请实施例中，所述补偿温度为10～25度。
本申请实施例还提供一种航空活塞发动机的温度控制装置，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述装置包括：
获取单元，用于获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
确定单元，用于根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
比较单元，用于将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
控制单元，用于当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
本申请实施例中，所述确定单元包括：
获取模块，用于获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
补偿模块，用于对所述沸点温度进行降幅补偿；
确定模块，用于将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
本申请实施例还提供一种航空活塞发动机的温度控制系统，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述温度控制系统包括：
控制阀，所述控制阀具有进口、第一出口和第二出口；
冷却液散热器，用于对冷却液散热；
冷却液泵，用于推动冷却液循环；
其中，所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第一出口和所述冷却液泵构成第一冷却液循环回路；
所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第二出口、所述冷却液散热器和所述冷却液泵构成第二冷却液循环回路；
并且，所述温度控制系统还包括与所述控制阀连接的发动机温度控制器，所述发动机温度控制器还连接有大气压强传感器和发动机温度传感器；
以使得所述发动机温度控制器得到当前环境大气压强和航空活塞发动机的当前温度，并根据所述当前环境大气压强得到所述航空活塞发动机的上限温度；以及
将所述上限温度与所述当前温度进行对比；以及
当所述当前温度低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第一冷却液循环回路循环；和
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第二冷却液循环回路循环。
本申请实施例中，所述控制阀为三通电磁阀。
本申请实施例中，所述发动机温度控制器通过继电器与所述控制阀连接。
本申请实施例中，所述系统还包括电源，所述电源分别与所述发动机温度控制器、所述继电器和所述三通电磁阀连接。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本申请实施例中，首先根据当前环境的大气压强得到冷却液的沸点，然后将该冷却液沸点温度减去预设的补偿温度得到发动机的上限温度，进而，根据发动机的实时温度与该上限温度的比较结果，来确定冷却液是否需要进行额外的散热；也就是说，在现有发动机冷却散热循环中发动机上限温度为固定值的基础上，本申请实施例将该上限温度与发动机当前的大气压强进行联系，由于当前大气压强决定冷却液的当前沸点，因此，本申请实施例将该上限温度与冷却液当前的沸点进行联系，使该上限温度能够随当前大气压强实时变化，从而能够保证该发动机的上限温度始终低于冷却液的沸点，并且，该上限温度距离冷却液的沸点具有补偿温度的差值，进而避免了冷却液沸腾的情况，保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例的描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例中所述温度控制方法的流程图。
图2为本申请实施例中所述温度控制装置的结构示意图。
图3为本申请实施例中所述温度控制系统的结构示意图。
图4为本申请实施例中所述温度控制系统的工作流程图。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面将参考附图详细地描述本申请的示例实施例，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是本申请的全部实施例，应理解，本申请不受这里描述的示例性实施例的限制。
图1示出了根据本申请实施例的航空活塞发动机的温度控制方法的流程图。
如图1所示，本申请实施例提供的一种航空活塞发动机的温度控制方法，应用于航空活塞发动机的散热过程，该方法包括：
S1、获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
S2、根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
S3、将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
S4、当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
其中，S1中，获取航空活塞发动机的当前环境大气压强P和当前温度T1，例如可以通过大气压强传感器和温度传感器分别获取航空活塞发动机的当前环境大气压强P和当前温度T1，该当前环境大气压强P为该航空活塞发动机在正常工作时所处高度的大气压强，该当前温度T1为该该航空活塞发动机在正常工作时的当前温度。
其中，S4中，能够理解，该冷却液可采用水或其它比热值较高的物质，该第一冷却液循环回路和第二冷却液循环回路均为冷却液循环散热的回路。
例如该第一冷却液循环回路为仅环绕所述航空活塞发动机的循环回路，冷却液在冷却液泵的推动下对航空活塞发动机进行散热，该第二冷却液循环回路为在第一冷却液循环回路的基础上，增加了对冷却液进行散热的散热装置，一个例子为该散热装置采用增大散热面积的方式，对冷却液进行快速的散热，进而使得冷却液对发动机进行快速散热，或者在另一例子中，该散热装置采用风冷散热的方式，对冷却液进行快速散热，进而使得冷却液对发动机进行快速散热。
具体的，S2中，根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度包括：
S21、获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
S22、对所述沸点温度进行降幅补偿；
S23、将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
其中，在S21中，能够理解，冷却液为液态物质，该冷却液在不同的大气压强下沸点不同，一种普遍的变化方式是冷却液的沸点随大气压强的减小而降低；即在冷却液和大气压强确定的情况下，本领域能够得到在该大气压强P下该冷却液的沸点温度T0；
然后，在S22中，对所述沸点温度进行降幅补偿包括：
将所述沸点温度减去预设的补偿温度。
本实施例中，对该沸点温度T0进行降幅补偿，一个例子为将该沸点温度T0减去预设的补偿温度T即为航空活塞发动机的上限温度T2；或者，在另一个例子中，将该沸点温度T0乘以一个小于1的补偿系数即为航空活塞发动机的上限温度T2；该上限温度T2即为判断是否对冷却液进行额外散热的上限温度；也就是说，当发动机的当前温度T1小于该上限温度T2时，发动机温度处于上升阶段，不必对冷却液进行额外的散热；当发动机当前温度T1不小于该上限温度T2时，此时，需要对冷却液进行额外的散热，即，使冷却液在第二冷却液循环回路循环。
在上述实施例中，该补偿温度T为冷却液沸点温度T0与上限温度T2的差值，能够理解，该补偿温度在冷却液沸点之下提供了一个缓冲区间，使得发动机当前温度并不容易超过该冷却液的沸点温度，从而有效避免了冷却液沸腾的情况发生。
一种可能的实施方式中，该补偿温度T的取值范围为10～25度。
一种可能的实施方式中，该补偿温度T为20度。
在现有技术中，航空活塞发动机的散热包括两个冷却液循环回路，其中第一冷却液循环回路仅环绕发动机，第二冷却液循环回路为在第一冷却液循环回路基础上，增加了对冷却液进行额外散热的散热装置，以通过对冷却液进行额外散热进而对发动机进行快速散热；并且，通常给发动机设定一个上限温度，该上限温度通常为一固定值，例如当采用水作为冷却液时，水在地面大气压强下的沸点为100度，该上限温度可设定为小于100度的90度，当发动机实时温度小于该上限温度(例如90度)时，冷却液通过第一冷却液循环回路对发动机进行散热，当发动机实时温度大于该上限温度(例如90度)时，冷却液通过第二冷却液循环回路对发动机进行快速散热；然而，本领域可知，冷却液的沸点随大气压强的减小而降低，当飞行高度较高，大气压强较低时，冷却液的沸点有可能低于该上限温度(例如90度)，此时，若发动机实时温度大于冷却液沸点而小于上限温度时，冷却液仍然通过第一冷却液循环回路循环，由于发动机温度高于冷却液沸点，此时冷却液有沸腾的可能，导致发动机的散热系统无法正常工作，严重影响飞行安全。
因此，本申请实施例中，针对上述问题，首先根据当前环境的大气压强得到冷却液的沸点，然后在该冷却液沸点基础上减去补偿温度得到发动机的上限温度，进而，根据发动机的实时温度与该上限温度的比较结果，来确定冷却液是否需要进行额外的散热；也就是说，在现有发动机冷却散热循环中发动机上限温度为固定值的基础上，本申请实施例将该上限温度与发动机当前的大气压强进行联系，由于当前大气压强决定冷却液的当前沸点，因此，本申请实施例将该上限温度与冷却液的当前沸点进行联系，使该上限温度能够随当前大气压强实时变化，从而能够保证该发动机的上限温度始终低于冷却液的沸点，并且，该上限温度距离冷却液的沸点具有补偿温度的差值，进而避免了冷却液沸腾的情况，保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。
图2示出了根据本申请实施例的航空活塞发动机的温度控制装置的结构图。
如图2所示，本申请实施例提供的一种航空活塞发动机的温度控制装置，应用于航空活塞发动机的散热过程，该装置包括：
获取单元21，用于获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
确定单元22，用于根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
比较单元23，用于将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
控制单元24，用于当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
一种可能实施方式中，所述确定单元22包括：
获取模块，用于获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
补偿模块，用于对所述沸点温度进行降幅补偿；
确定模块，用于将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
图3示出了根据本申请实施例的航空活塞发动机的温度控制系统的结构图，图4示出了根据本申请实施例的航空活塞发动机的温度控制系统的工作流程图。
结合图3、图4所示，本申请实施例提供的一种航空活塞发动机的温度控制系统，应用于航空活塞发动机的散热过程，该系统包括控制阀32、冷却液散热器33和冷却液泵34，其中，冷却液散热器33用于对冷却液进行额外散热，如上所述，可以采用增大散热面积或风冷等方式进行散热；该冷却液泵用于推动冷却液循环；该控制阀32具有进口321、第一出口322和第二出口323，当控制阀32在一种状态时，进口321与第一出口322联通，而与第二出口323封闭，当控制阀32在另一种状态时，进口321与第二出口323联通，而与第一出口322封闭；
其中，结合图3，航空活塞发动机31、控制阀32的进口321、控制阀32的第一出口322和冷却液泵34构成第一冷却液循环回路；例如在第一冷却液循环回路，冷却液可以依次流经航空活塞发动机的出口、控制阀的进口、控制阀的第一出口、冷却液泵，然后流回至航空活塞发动机的进口；
航空活塞发动机31、控制阀32的进口321、控制阀32的第二出口323、冷却液散热器33和冷却液泵34构成第二冷却液循环回路；例如在第二冷却液循环回路，冷却液可以依次流经航空活塞发动机的出口、控制阀的进口、控制阀的第二出口、冷却液散热器、冷却液泵，然后流回至航空活塞发动机的进口；
并且，该系统还包括与控制阀32连接的发动机温度控制器35，该发动机温度控制器35还连接有大气压强传感器36和发动机温度传感器37；其中，大气压强传感器36用于实时获取当前的大气压强P，发动机温度传感器37安装在航空活塞发动机31上，用于实时获取发动机的当前温度T1；
然后，发动机温度控制器根据当前大气压强P得到航空活塞发动机的上限温度T2，将该上限温度T2与发动机的当前温度T1进行对比，在当前温度T1低于上限温度T2的情况下，控制冷却液在第一冷却液循环回路循环，在当前温度T1不低于上限温度T2的情况下，控制冷却液在第二冷却液循环回路循环；
其中，该上限温度的获取过程如上所述，在此不再赘述。
一种可能的实施方式中，该控制阀32为三通电磁阀，然后该发动机温度控制器35通过继电器38与该三通电磁阀连接；在发动机温度传感器的数值低于上限温度的情况下，发动机温度控制器向继电器发送低电平信号，三通电磁阀不通电，三通电磁阀的进口和第一出口联通，三通电磁阀的进口和第二出口断开，此时，冷却液在第一冷却液循环回路循环；在发动机温度传感器的数值不低于上限温度的情况下，发动机温度控制器向继电器发送高电平信号，三通电磁阀通电，三通电磁阀的进口与第一出口断开，三通电磁阀的进口与第二出口联通，此时，冷却液在第二冷却液循环回路循环。
一种可能的实施方式中，该温度控制系统还包括电源，该电源分别与发动机温度控制器、继电器和三通电磁阀连接，用于分别给发动机温度控制器、继电器和三通电磁阀供电。
能够理解，本申请实施例中，该大气压强传感器和发动机温度传感器均为实时监测大气压强和发动机温度，因此，该上限温度为随大气压强实时变化。
以上结合具体实施例描述了本申请的基本原理，但是，需要指出的是，在本申请中提及的优点、优势、效果等仅是示例而非限制，不能认为这些优点、优势、效果等是本申请的各个实施例必须具备的。另外，上述公开的具体细节仅是为了示例的作用和便于理解的作用，而非限制，上述细节并不限制本申请为必须采用上述具体的细节来实现。
本申请中涉及的器件、装置、设备、系统的方框图仅作为例示性的例子并且不意图要求或暗示必须按照方框图示出的方式进行连接、布置、配置。如本领域技术人员将认识到的，可以按任意方式连接、布置、配置这些器件、装置、设备、系统。诸如“包括”、“包含”、“具有”等等的词语是开放性词汇，指“包括但不限于”，且可与其互换使用。这里所使用的词汇“或”和“和”指词汇“和/或”，且可与其互换使用，除非上下文明确指示不是如此。这里所使用的词汇“诸如”指词组“诸如但不限于”，且可与其互换使用。
还需要指出的是，在本申请的装置、设备和方法中，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本申请的等效方案。
提供所公开的方面的以上描述以使本领域的任何技术人员能够做出或者使用本申请。对这些方面的各种修改对于本领域技术人员而言是非常显而易见的，并且在此定义的一般原理可以应用于其他方面而不脱离本申请的范围。因此，本申请不意图被限制到在此示出的方面，而是按照与在此公开的原理和新颖的特征一致的最宽范围。
为了例示和描述的目的已经给出了以上描述。此外，此描述不意图将本申请的实施例限制到在此公开的形式。尽管以上已经讨论了多个示例方面和实施例，但是本领域技术人员将认识到其某些变型、修改、改变、添加和子组合均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (10)

1.一种航空活塞发动机的温度控制方法，应用于航空活塞发动机的散热过程，其特征在于，所述温度控制方法包括：
获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
2.根据权利要求1所述的温度控制方法，其特征在于，所述根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度包括：
获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
对所述沸点温度进行降幅补偿；
将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
3.根据权利要求2所述的温度控制方法，其特征在于，对所述沸点温度进行降幅补偿包括：
将所述沸点温度减去预设的补偿温度。
4.根据权利要求3所述的温度控制方法，其特征在于，所述补偿温度为10～25度。
5.一种航空活塞发动机的温度控制装置，应用于航空活塞发动机的散热过程，其特征在于，所述装置包括：
获取单元，用于获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
确定单元，用于根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
比较单元，用于将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
控制单元，用于当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
6.根据权利要求5所述的温度控制装置，其特征在于，所述确定单元包括：
获取模块，用于获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
补偿模块，用于对所述沸点温度进行降幅补偿；
确定模块，用于将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
7.一种航空活塞发动机的温度控制系统，应用于航空活塞发动机的散热过程，其特征在于，所述温度控制系统包括：
控制阀，所述控制阀具有进口、第一出口和第二出口；
冷却液散热器，用于对冷却液散热；
冷却液泵，用于推动冷却液循环；
其中，所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第一出口和所述冷却液泵构成第一冷却液循环回路；
所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第二出口、所述冷却液散热器和所述冷却液泵构成第二冷却液循环回路；
并且，所述温度控制系统还包括与所述控制阀连接的发动机温度控制器，所述发动机温度控制器还连接有大气压强传感器和发动机温度传感器；
以使得所述发动机温度控制器得到当前环境大气压强和航空活塞发动机的当前温度，并根据所述当前环境大气压强得到所述航空活塞发动机的上限温度；以及
将所述上限温度与所述当前温度进行对比；以及
当所述当前温度低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第一冷却液循环回路循环；和
当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第二冷却液循环回路循环。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述控制阀为三通电磁阀。
9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述发动机温度控制器通过继电器与所述控制阀连接。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述系统还包括电源，所述电源分别与所述发动机温度控制器、所述继电器和所述三通电磁阀连接。
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