CN114087078B - 航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，通过燃油温度传感器和燃油压力传感器实时采集对应油路的温度和压力数据，并反馈至电子控制单元ECU，电子控制单元ECU根据接收到的温度和压力数据对自增压喷油器、单向常闭电磁阀、小循环燃油泵和大循环燃油泵进行控制，完成自检模式、小循环模式、过渡模式、大循环模式和故障模式的切换，实现自增压喷油器散热和燃油温度控制。本发明根据燃油温度传感器的信号反馈来控制对应燃油泵，保障自增压喷油器的安全，减少相应燃油泵的能源消耗。

Description

航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法。

背景技术

航空活塞重油发动机，是燃用重油燃料的二冲程或四冲程、点燃式或压燃式活塞发动机。以RP-3航空煤油为代表的重油燃料具有闪点高、饱和蒸气压低等特点，保障了运输、存储和使用中的安全性。活塞发动机兼具成本和燃油经济性优势，低速无人机配置功率100 kW以下的活塞发动机已成为未来无人机动力系统的发展趋势。

重油燃料的理化特性导致低温下燃油蒸发性差，难以形成当量混合气，发动机起动困难。采用加浓策略可以改善发动机工作特性，但是加剧了油耗和排放的恶化。

国军标对航空活塞发动机的低温冷起动特性有严格要求，因此航空活塞重油发动机的冷起动必须借助辅助措施。缸内直喷技术可以将重油燃料以高压直接喷射进入缸内，高速喷雾与空气作用破碎雾化成粒径较小的燃油液滴，改善了重油燃料的蒸发性，可以在低温无外界辅助的条件下直接冷起动。车用缸内直喷技术已经成熟，但受价格与结构的限制，难以应用在小型航空活塞发动机上。而自增压直喷技术，可以在极少的改动下提供最大5MPa的喷射压力和约25μm的喷雾粒径，是轻型高功率航空发动机的理想选择。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于解决现有技术中存在的不足，提供一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法。

技术方案：本发明的一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，通过燃油温度传感器和燃油压力传感器实时采集对应油路温度和压力数据，并反馈至电子控制单元ECU，电子控制单元ECU根据接收到的温度和压力数据对自增压喷油器、单向常闭电磁阀、小循环燃油泵和大循环燃油泵进行控制来完成自检模式、小循环模式、过渡模式、大循环模式和故障模式的切换，实现自增压喷油器散热和燃油温度控制。

进一步地，所述电子控制单元ECU中还配置有自检模式，即发动机上电后电子控制单元ECU控制系统进入自检模式，然后进行以下步骤：

电子控制单元ECU首先驱动小循环燃油泵，根据检测到的燃油压力波动判断小循环燃油泵是否工作正常，若判断为正常随后驱动大循环燃油泵，若检测到燃油压力明显上升则判断大循环燃油泵工作正常；此处的燃油压力明显上升是指检测到当前燃油压力出现阶跃；

若燃油压力上限与燃油压力调节阀设定压力接近，则判断当前燃油压力调节阀工作正常；所述燃油压力上限是指对应燃油泵持续稳定工作时燃油压力传感器检测到的稳定的最大压力；

若燃油压力上限远低于燃油压力调节阀设定压力，则判断当前燃油油路存在燃油泄漏；

大循环燃油泵和小循环燃油泵继续工作10秒，直至将燃油管路内空气排尽。

进一步地，所述小循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机冷起动、怠速小负荷（例如可以设置为发动机转速2000r/min以下时）工作时所切换的工作模式，其具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀，此时燃油沿小循环油路流动；

电子控制单元ECU驱动小循环燃油泵，小循环燃油泵根据燃油温度传感器的信号反馈来调节小循环油路内的燃油流量，将小循环油路内的当前燃油温度控制低于80℃；

电子控制单元ECU驱动大循环燃油泵，大循环燃油泵根据燃油压力传感器的信号反馈来调节进入小循环油路的燃油流量，使得小循环油路内的当前燃油压力低于燃油压力调节阀的设定压力。

进一步地，所述过渡模式是指电子控制单元ECU检测到发动机进行中负荷工作时（例如可以设置为节气门开度50%以下且转速大于2000r/min时）所切换的工作模式，其具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀，此时部分燃油沿小循环流动；

电子控制单元ECU控制大循环燃油泵提高其输出功率，使得小循环油路内的当前燃油压力高于燃油压力调节阀的设定压力（例如可设定为0.05MPa）；

此时燃油压力调节阀开启使得部分高温燃油进入油箱与低温燃油混合后再经大循环燃油泵进入大循环油路；

电子控制单元ECU根据燃油温度传感器的信号反馈，来驱动大循环燃油泵调节经燃油压力调节阀流出的燃油流量，进而控制当前燃油温度低于60℃；

在过渡模式下当实际燃油压力低于燃油压力调节阀的设定压力后，燃油压力调节阀关闭，燃油经单向常闭电磁阀流动。

进一步地，所述大循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机当前大负荷工作时所切换的工作模式（发动机大负荷工作时，其转速和喷油量增加导致喷油器的工作频率及喷油脉宽增加，线圈发热激增，高温缸盖也会将热量传导给喷油器，例如可以设置为节气门开度50%以上时），此时具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀关闭，此时燃油沿大循环油路流动，且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联，电子控制单元同步驱动大循环燃油泵和小循环燃油泵，并根据燃油温度传感器的信号反馈，调节大循环油路内的燃油流量，使得当前燃油温度低于40℃。

进一步地，所述故障模式是指电子控制单元ECU自检模式结束后在系统后台实时进行故障诊断，即根据当前大循环燃油泵、小循环燃油泵以及单向常闭电磁阀的驱动情况，分析实时采集的燃油温度传感器和燃油压力传感器动态信号，判断燃油供给系统是否存在故障；然后针对检测到的不同故障类型，电子控制单元ECU控制燃油供给系统进行对以下应急处理：

若燃油压力传感器失效，会影响小循环模式，则电子控制单元ECU切换为过渡模式；

若单向常闭电磁阀失效，单向常闭电磁阀默认为常闭状态，则电子控制单元ECU切换为大循环模式；

若单个燃油泵或燃油温度传感器失效，会影响自增压喷油器散热的反馈控制，电子控制单元ECU切换为大循环模式并全功率驱动正常的燃油泵；

若双燃油泵失效或燃油泄漏，会严重危害自增压喷油器和发动机安全，则电子控制单元ECU控制发动机停机；

上述故障的类型包括：燃油泵失效、单向常闭电磁阀失效、燃油温度传感器失效、燃油压力传感器失效以及燃油泄漏。

有益效果：与现有技术相比，本发明具有以下优点：

（1）本发明的电子控制单元ECU根据燃油温度传感器的信号反馈来控制对应燃油泵，保障自增压喷油器的安全，减少相应燃油泵的能源消耗；

（2）本发明中同时设置有小循环燃油泵和大循环燃油泵，增加小循环燃油通道，进而充分利用自增压喷油器线圈废热为重油燃料加热，改善航空活塞重油发动机在极寒、高原环境下的工作状态；

（3）本发明中的燃油温度传感器、燃油压力传感器和对应燃油泵相互配合，为整个燃油供给系统提供故障诊断功能及故障状态下的应急处理流程，提高整个系统和发动机的安全可靠性，同时又降低了系统的复杂度，进而提高热管理效率。

（4）本发明的电子控制单元ECU依据燃油温度传感器和燃油压力传感器的反馈数据，来判断当前系统状态，根据发动机状态切换到合适模式，并根据不同模式的上层控制策略来控制底层驱动电路，驱动执行器，整个燃油供给系统及热管理方法智能安全性高。

附图说明

图1为本发明的热管理流程示意图；

图2为本发明的故障诊断流程图；

图3为实施例中小循环模式下的燃油流动示意图；

图4为实施例中过渡模式下的燃油流动示意图；

图5为实施例中大循环模式下的燃油流动示意图；

图6为为实施例涉及硬件部件结构图；

图7为实施例中涉及自增压喷油器的结构示意图；

图8为实施例1中燃油温度传感器、燃油压力传感器、燃油压力调节阀和单向常闭电磁阀的安装示意图。

具体实施方式

下面对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。

实施例1

如图1所示，本实施的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，通过燃油温度传感器10和燃油压力传感器11实时采集对应油路温度和压力数据，并反馈至电子控制单元ECU，电子控制单元ECU根据接收到的温度和压力数据对自增压喷油器、单向常闭电磁阀13、小循环燃油泵和大循环燃油泵进行控制，来进行自检模式、小循环模式、过渡模式、大循环模式和故障模式的切换，实现自增压喷油器散热和燃油温度控制。

电子控制单元ECU上电后执行自检指令，获取燃油温度传感器10和燃油压力传感器11的反馈信号。燃油温度的极限范围在-40 ~ 80℃，超出这一范围则燃油温度传感器10存在故障，同时电子控制单元ECU也会根据其他温度信号如进气、缸头温度等判断燃油温度传感器10是否准确；燃油压力的极限范围在0 ~ 0.05 MPa（燃油压力调压阀设定压力），超出这一范围则燃油压力传感器11存在故障。

上述自检模式即电子控制单元ECU上电后进入自检模式，然后进行以下步骤：电子控制单元ECU首先驱动小循环燃油泵，检测到的燃油压力波动判断小循环燃油泵工作正常，若判断为正常随后驱动大循环燃油泵，若检测到燃油压力明显上升则判断大循环燃油泵工作正常；若燃油压力上限与燃油压力调节阀14设定压力接近，则判断当前燃油压力调节阀14工作正常；若燃油压力上限远低于燃油压力调节阀14设定压力，则判断当前燃油油路存在燃油泄漏；上述自检步骤完成无误后，燃油泵继续工作10秒，将燃油管路内空气排尽。

例如，电子控制单元ECU诊断燃油温度传感器10和燃油压力传感器11工作正常后，电子控制单元ECU 依次驱动小循环燃油泵和大循环燃油泵全功率运转。仅有小循环燃油泵工作时，燃油温度及燃油压力整体平稳且有小幅度波动，则小循环燃油泵正常；仅有大循环燃油泵工作时，燃油温度波动下降，燃油压力提升至0.05 MPa后波动，则大循环燃油泵正常，如果燃油压力有提升但低于0.05 MPa，则大循环燃油泵正常但是燃油油路存在泄漏。

上述自检完成后，如果判断整个燃油供给系统正常，电子控制单元ECU 则标记状态为正常，并驱动大循环燃油泵和小循环燃油泵继续运行10秒，排尽燃油管路内空气；如果燃油温度传感器10、燃油压力传感器11、大循环燃油泵或小循环燃油泵故障，电子控制单元ECU 则标记状态为预警，并生成相应的故障码，燃油供给系统进入应急运行状态；如果大循环燃油泵和小循环燃油泵同时故障，或燃油油路存在泄漏，电子控制单元ECU 则标记状态为警告，并生成相应故障码，系统停止运行。状态和故障码由电子控制单元ECU 根据通讯协议发送至上位机，并根据状态码闪烁预警指示灯或警告指示灯。

实施例2：

发动机起动后，电子控制单元ECU根据发动机的工作负荷，燃油供给系统会在小循环模式、过渡模式以及大循环模式之间进行切换。

如图3所示，本实施例的小循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机冷起动、怠速小负荷工作时所切换的工作模式，其具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀13，此时燃油沿小循环油路流动；电子控制单元ECU驱动小循环燃油泵，小循环燃油泵根据燃油温度传感器10的信号反馈来调节小循环油路内的燃油流量，控制小循环油路内的燃油温度低于80℃；电子控制单元ECU驱动大循环燃油泵，大循环燃油泵根据燃油压力传感器11的信号反馈来调节进入小循环油路的燃油流量，使得小循环油路内的燃油压力低于燃油压力调节阀14的设定压力。该模式下，燃油完全沿小循环油路流动，大循环燃油泵起到补充燃油的作用。

如图4所示，本实施例的过渡模式是指电子控制单元ECU检测到发动机进行中负荷工作时所切换的工作模式，其具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀13，此时部分燃油沿小循环流动；电子控制单元ECU控制大循环燃油泵提高其输出功率，使得小循环油路内燃油压力高于燃油压力调节阀14的设定压力；燃油压力调节阀14开启，使得部分高温燃油进入油箱与低温燃油混合后再经大循环燃油泵进入大循环油路进行流动；电子控制单元ECU根据燃油温度传感器10的信号反馈，驱动大循环燃油泵实现调节经燃油压力调节阀14流出的燃油流量，进而控制当前燃油温度低于60℃。

如图5所示，本实施例的大循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机当前大负荷工作时所切换的工作模式，（发动机大负荷工作时，其转速和喷油量增加导致喷油器的工作频率及喷油脉宽增加，线圈2发热激增，高温缸盖也会将热量传导给喷油器），此时具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀13关闭，此时燃油沿大循环油路流动，且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联，电子控制单元同步驱动大循环燃油泵和小循环燃油泵，并根据燃油温度传感器10的信号反馈，调节大循环油路内的燃油流量，控制当前燃油温度低于40℃。

如图2所示，本实施例的故障模式是指电子控制单元ECU自检模式结束后在系统后台实时进行故障诊断，即根据当前大循环燃油泵、小循环燃油泵以及单向常闭电磁阀13的驱动情况，分析实时采集的燃油温度传感器10和燃油压力传感器11动态信号，判断燃油供给系统是否存在故障；然后针对检测到的不同故障类型，电子控制单元ECU控制燃油供给系统进行对以下应急处理：

若燃油压力传感器11失效，会影响小循环模式，则电子控制单元ECU切换为过渡模式；若单向常闭电磁阀13失效，单向常闭电磁阀13默认为常闭状态，则电子控制单元ECU切换为大循环模式；若单个燃油泵或燃油温度传感器10失效，会影响自增压喷油器散热的反馈控制，电子控制单元ECU切换为大循环模式并全功率驱动正常的燃油泵；若双燃油泵失效或燃油泄漏，会严重危害自增压喷油器和发动机安全，则电子控制单元ECU控制发动机停机。

本实施例中的故障类型包括：燃油泵失效、单向常闭电磁阀13失效、燃油温度传感器10失效、燃油压力传感器11失效以及燃油泄漏。

实施例3

如图6所示，本实施例的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法中还包括油箱、自增压喷油器和电子控制单元ECU，油箱两端分别通过管道连通于燃油压力调节阀14和燃油滤清器，燃油压力调节阀14的另一端通过单向常闭电磁阀13连接有大循环燃油泵和小循环燃油泵；自增压喷油器分别连接于燃油压力调节阀14、大循环燃油泵和小循环燃油泵和发动机；自增压喷油器与燃油压力调节阀14之间的管道上设有燃油温度传感器10和燃油压力传感器11；电子控制单元ECU根据燃油温度传感器10和燃油压力传感器11反馈的数据，对自增压喷油器、单向常闭电磁阀13、小循环燃油泵和大循环燃油泵进行控制实现小循环模式、过渡模式、大循环模式和故障模式的切换和自增压喷油器散热和重油燃料的温度控制。其中，大循环燃油泵和小循环燃油泵均采用电子活塞式燃油泵，由电子控制单元调节燃油泵的输出功率，流量更大能够满足喷油器散热需求，而且活塞式燃油泵结构保障了单个燃油泵失效时不影响燃油供给系统，大循环燃油泵靠近油箱。

本实施例中，电子控制单元ECU采用脉冲宽度调制（PWM）驱动大循环燃油泵和小循环燃油泵（例如调整PWM驱动波形占空比就可以调整输出功率），大循环燃油泵或者小循环燃油泵运转，不同的驱动占空比下相应燃油泵的转速不同，进而燃油流量也不同。本发明还可根据温度来闭环控制流量，比如燃油温度过高，则增加驱动功率，增加燃油流量，流动的燃油带走的热量增加，自增压喷油器和小循环内燃油温度则会降低。

本实施例中，自增压喷油器中的线圈2上瞬时峰值功率高达270 W，线圈2及永磁体3均浸没于燃油中，通过强制流动的燃油散热。燃油压力调节阀14设定压力为0.05MPa，以便加速燃油供给系统中空气的排出，减少燃油蒸发形成气阻的可能，也降低了燃油泵的功率消耗。通过单向常闭电磁阀13确保燃油沿燃油压力调节阀14至相应燃油泵的方向流动，关闭时能够确保故障状态下燃油沿大循环油路流动。上述的燃油温度传感器10、燃油压力传感器11、燃油压力调节阀14和单向常闭电磁阀13集成在定制的三通管路12上，以简化燃油供给系统结构，如图8所示。

实施例4：

如图7所示，本实施例的自增压喷油器包括燃油油道5、外开式喷嘴针阀9、线圈2和永磁体3；永磁体3固定于金属壳体内顶部形成定子，线圈2套设于永磁体3外周且通过支架4固定于压力室8顶部，线圈2可沿永磁体3轴向运动形成动圈；燃油油道5设置于金属壳体内，从上到下依次连接有出油口1和进油口6，靠近进油口6一侧的燃油油道还通过第一单向阀7连接于压力室8，压力室8底部与外开式喷嘴针阀9连接；上述线圈2和永磁体3均浸没于燃油流道5的燃油中。此处，上述实施例的喷油器进油口6的冷却燃油经过燃油流道5沿支架4流动，吸收永磁体3和线圈2热量后，从出油口1流出，为自增压喷油器提供散热；线圈2通电产生电磁力并与永磁体3相互作用，推动线圈2及支架4一起冲击压力室8内的燃油形成高压，压力室8内燃油压力升高推动第一单向阀7关闭，此时推动外开式喷嘴针阀9开启，完成燃油喷射。

Claims (6)

1.一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，包括燃油供给系统，燃油供给系统包括依次连接构成回路的油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵、小循环燃油泵、自增压喷油器和燃油压力调节阀，其特征在于：所述燃油压力调节阀的出口和大循环燃油泵的出口设置单向常闭电磁阀，所述自增压喷油器与燃油压力调节阀之间的管道上设有燃油温度传感器和燃油压力传感器，燃油温度传感器和压力传感器实时检测大循环燃油泵、小循环燃油泵、燃油压力调压阀及单向常闭电磁阀的工作状态，并反馈至电子控制单元ECU；电子控制单元ECU根据接收到的温度和压力数据对自增压喷油器、单向常闭电磁阀、小循环燃油泵和大循环燃油泵进行控制，实现燃油回路切换、自增压喷油器散热和燃油温度控制，包括：小循环模式、过渡模式大循环模式、自检模式以及故障模式；

其中，通过单向常闭电磁阀确保燃油沿燃油压力调节阀至相应燃油泵的方向流动，关闭时能够确保故障状态下燃油沿大循环油路流动；所述自增压喷油器包括燃油油道、外开式喷嘴针阀、线圈和永磁体；永磁体固定于金属壳体内顶部形成定子，线圈套设于永磁体外周且通过支架固定于压力室顶部，线圈可沿永磁体轴向运动形成动圈；燃油油道设置于金属壳体内，从上到下依次连接有出油口和进油口，靠近进油口一侧的燃油油道还通过第一单向阀连接于压力室，压力室底部与外开式喷嘴针阀连接；上述线圈和永磁体均浸没于燃油流道的燃油中；所述自增压喷油器进油口的冷却燃油经过燃油流道沿支架流动，吸收永磁体和线圈热量后，从出油口流出，为自增压喷油器提供散热；线圈通电产生电磁力并与永磁体相互作用，推动线圈及支架一起冲击压力室内的燃油形成高压，压力室内燃油压力升高推动第一单向阀关闭，此时推动外开式喷嘴针阀开启，完成燃油喷射；

所述自检模式是指电子控制单元ECU上电后，依次驱动和判断小循环燃油泵、大循环燃油泵、燃油压力调节阀是否工作正常；

所述小循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机冷起动、怠速小负荷工作时所切换的工作模式，在该模式下开启单向常闭电磁阀，高温燃油沿着自增压喷油器、燃油压力调节阀、单向常闭电磁阀和小循环燃油泵流动，低温燃油沿油箱、燃油滤清器和大循环燃油泵流动，并汇入高温燃油；

所述过渡模式是指电子控制单元ECU检测到发动机进行中负荷工作时所切换的工作模式，在该模式下开启单向常闭电磁阀，部分高温燃油沿着、自增压喷油器、燃油压力调节阀、单向常闭电磁阀、小循环燃油泵流动，另一部分高温燃油通过燃油压力调节阀进入油箱，并与低温燃油汇合，再次沿油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵和小循环燃油泵流动；

所述大循环模式是指电子控制单元ECU检测到发动机当前大负荷工作时所切换的工作模式，在该模式下单向常闭电磁阀关闭，此时燃油沿大循环油路流动，且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联，电子控制单元同步驱动大循环燃油泵和小循环燃油泵；

所述故障模式是指电子控制单元ECU自检模式结束后在系统后台实时进行故障诊断，即根据当前大循环燃油泵、小循环燃油泵以及单向常闭电磁阀的驱动情况，分析实时采集的燃油温度传感器和燃油压力传感器动态信号，判断燃油供给系统是否存在故障。

2.根据权利要求1所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，其特征在于：所述自检模式的具体步骤包括：

电子控制单元ECU首先驱动小循环燃油泵，根据检测到的燃油压力波动判断小循环燃油泵是否工作正常，若判断为正常随后驱动大循环燃油泵，若检测到燃油压力明显上升则判断大循环燃油泵工作正常；

若燃油压力上限与燃油压力调节阀设定压力接近，则判断当前燃油压力调节阀工作正常；

若燃油压力上限远低于燃油压力调节阀设定压力，则判断当前燃油油路存在燃油泄漏；

上述自检模式的步骤完成无误后，大循环燃油泵和小循环燃油泵继续工作10秒，直至将燃油管路内空气排尽。

3.根据权利要求1所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，其特征在于：所述小循环模式具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀，此时燃油沿小循环油路流动；

电子控制单元ECU驱动小循环燃油泵，小循环燃油泵根据燃油温度传感器的信号反馈来调节小循环油路内的燃油流量，将小循环油路内的当前燃油温度控制低于80℃；

电子控制单元ECU驱动大循环燃油泵，大循环燃油泵根据燃油压力传感器的信号反馈来调节进入小循环油路的燃油流量，使得小循环油路内的当前燃油压力低于燃油压力调节阀的设定压力。

4.根据权利要求1所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，其特征在于：所述过渡模式具体工作方法如下：

电子控制单元ECU控制开启单向常闭电磁阀，此时部分燃油沿小循环流动；

电子控制单元ECU控制大循环燃油泵提高其输出功率，使得小循环油路内的燃油压力高于燃油压力调节阀的设定压力；

此时燃油压力调节阀开启，使得部分高温燃油进入油箱与低温燃油混合后再经大循环燃油泵进入大循环油路进行流动；

电子控制单元ECU根据燃油温度传感器的信号反馈，驱动大循环燃油泵，调节经燃油压力调节阀流出的燃油流量，进而控制当前燃油温度低于60℃。

5.根据权利要求1所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，其特征在于：所述大循环模式的具体工作方法如下：

电子控制单元ECU根据燃油温度传感器的信号反馈，调节大循环油路内的燃油流量，使得当前燃油温度低于40℃。

6.根据权利要求1所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法，其特征在于：所述故障模式判断燃油供给系统是否存在故障；然后针对检测到的不同故障类型，电子控制单元ECU控制燃油供给系统进行对以下应急处理：

若燃油压力传感器失效，会影响小循环模式，则电子控制单元ECU切换为过渡模式；

若单向常闭电磁阀失效，单向常闭电磁阀默认为常闭状态，则电子控制单元ECU切换为大循环模式；

若单个燃油泵或燃油温度传感器失效，会影响自增压喷油器散热的反馈控制，电子控制单元ECU切换为大循环模式并全功率驱动正常的燃油泵；

若双燃油泵失效或燃油泄漏，会严重危害自增压喷油器和发动机，则电子控制单元ECU控制发动机停机；

上述故障的类型包括：燃油泵失效、单向常闭电磁阀失效、燃油温度传感器失效、燃油压力传感器失效以及燃油泄漏。

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