CN114526180B - 航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统及控制方法 - Google Patents

航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统及控制方法 Download PDF

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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预热系统及控制方法，包括油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵、自增压喷油器、燃油压力调节阀、电子控制单元ECU、单向常闭电磁阀和小循环燃油泵；燃油压力调节阀的另一端通过单向常闭电磁阀与大循环燃油泵和小循环燃油泵相连且大循环燃油泵和小循环燃油泵并联设置，由电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀的开启/常闭进而分别驱动小循环燃油泵和大循环燃油泵；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；电子控制单元ECU通过H桥式驱动电路调节自增压喷油器的驱动电流方向，并根据燃油温度的反馈信息和发动机的转速信息进行以下三种预热模式的切换：起动前预热模式、起动前保温模式和起动后保温模式。

Description

航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统及控制方法
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预热系统及控制方法。
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100kW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，因此航空活塞重油发动机的冷起动必须借助辅助措施。
现有的辅助措施包括引燃和预热，引燃是指使用挥发性较好的燃料辅助完成冷起动及暖机过程，例如专利CN202110265308公开一种可拆卸二冲程航空发动机活性燃料辅助起动系统及方法，但是该技术方案的引燃燃料会危害运输、存储和使用中的安全性。
而预热措施则分为三类：
第一类是改造排气系统，回收排气热量加热曲轴箱内燃油及混合气，例如专利CN201811601526公开一种重油发动机排气系统，例如专利CN201921253145公开一种重油发动机预热及排气热量回收的装置，这两个技术方案均无法实现起动前的预热；
第二类是使用预热塞或陶瓷加热片对发动机缸盖预热，例如专利CN201110184111公开一种重油发动机冷起动预热装置及方法，例如专利公开CN201810725056公开一种航空活塞发动机预热系统，例如专利201921557843公开一种航空地面加温预热暖风机，但是上述技术方案中的发动机的金属机体和散热肋片使得热传导及耗散严重，需要提高加热功率以缩短预热时间，并采取保温措施；
第三类是在燃油供给系统设置加热器对重油燃料预热，例如专利CN201320339770公开一种航空活塞发动机燃油快速加热装置，但该技术方案中的加热器至喷嘴之间的燃油无法被加热，燃油温度难以精确控制，预热的燃油喷雾碰壁后易重新凝结，尤其是在二冲程发动机曲轴箱内。
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预热系统及控制方法，通过本发明能够实现航空活塞发动机冷起动前的重油燃料预热和冷起动过程中的重油燃料恒温控制，改善航空活塞重油发动机在极寒、高原环境下的冷起动性能。
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预热系统，包括依次连接的油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵、自增压喷油器和燃油压力调节阀，还设有电子控制单元ECU、单向常闭电磁阀和小循环燃油泵；所述燃油压力调节阀的另一端通过单向常闭电磁阀与大循环燃油泵和小循环燃油泵相连且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联设置，由电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀的开启/常闭进而分别驱动小循环燃油泵和大循环燃油泵；所述自增压喷油器另一端与发动机连接，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；所述电子控制单元ECU中设有H桥式驱动电路，通过H桥式驱动电路调节自增压喷油器的驱动电流方向，其中正向电流用于驱动自增压喷油器的正常开启，反向电流加速关断自增压喷油器以及用于预热系统；电子控制单元ECU根据燃油温度信息和发动机转速信息进行以下三种预热模式的切换：起动前预热模式、起动前保温模式和起动后保温模式。
进一步地，所述自增压喷油器内包括线圈和永磁体；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；线圈通电产生电磁力并与永磁体相互作用，推动线圈及支架冲击压力室内的燃油形成高压。
进一步地，还包括通讯模块，所述电子控制单元ECU通过通讯模块将系统参数和系统状态发送至上位机，并接收上位机的指令信息。
进一步地，所述发动机的进气道上设有进气温度传感器，所述发动机的缸头和排气管上分别设有缸头温度传感器和排气温度传感器，以此分别获得发动机的进气温度(环境温度)、缸头温度及排气温度，同时燃油温度传感器获取当前燃油温度，再由电子控制单元ECU对检测到的进气温度、缸头温度、排气温度和燃油温度进行分析。
进一步地，还设有蓄电池，所述蓄电池与电子控制单元ECU相连，蓄电池为电子控制单元ECU供电。
本发明还公开一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统的控制方法，所述发动机和电子控制单元ECU上电后，先对发动机的进气温度(环境温度)、燃油温度、缸头温度及排气温度综合分析；
若检测到环境温度及燃油温度较高或发动机已经处于暖机状态，则无需预热，减少电源消耗；
若判断为需要预热时，则电子控制单元ECU向上位机发送预热请求，收到上位机预热指令后，电子控制单元ECU控制进入起动前预热模式；若检测到燃油温差ΔT小于预设温度差值(该预设温度差值小于10℃即可)，则电子控制单元ECU控制切换为起动前保温模式；温差ΔT为设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel之间的温度差值；
若检测到发动机的转速信号，则电子控制单元ECU制切换为起动后保温模式。
预热模式下考虑到燃油预热系统中燃油温度上升的惯性，在燃油温度达到目标值前应提前降低预热功率，例如此处选取温差ΔT为2℃作为预热完成并切换到保温模式的参考依据。
进一步地，所述起动前预热模式下，电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并驱动小循环燃油泵工作，使得燃油沿小循环燃油通道流动；同时，电子控制单元ECU采用基于时间的反向电流脉冲宽度调制(PWM)驱动自增压喷油器，以此为小循环燃油通道内的燃油提供预热，该预热时的加热功率PPreHeat根据设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel的温差ΔT反馈控制；
为防止自增压喷油器的线圈过热，电子控制单元ECU对小循环燃油通道内的燃油流量QFuel进行调节，根据喷油器线圈上的加热功率PPreHeat、实时燃油温度TFuel和设定燃油温度TSet的温差ΔT，来调节燃油流量QFuel：
QFuel×(TSet-TFuel)∝PPreHeat；
上述过程中，电子控制单元实时检测蓄电池电压，如果蓄电池电压低于预设值(例如12V)，则自动中断预热程序，并向上位机发送蓄电池低压警告，并根据当前温度判断是否重新发送预热请求；此时上位机提醒操作人员更换蓄电池或为现有蓄电池充电；当预热系统检测到蓄电池电压高于预设值(例如13V)且重新收到预热指令后，再次进入起动前预热模式；
此处，小循环燃油泵采用脉冲宽度调制驱动，根据预标定数据调整驱动的占空比，实现对燃油流量QFuel的开环控制。
进一步地，所述起动前保温模式下，电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并以最小功率驱动小循环燃油泵工作，减少燃油泵上的功率消耗。同时电子控制单元ECU根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制将燃油温度稳定于设定燃油温度值TSet；电子控制单元ECU向上位机发送预热完成状态，并请求上位机起动发动机。
进一步地，所述起动后保温模式下，电子控制单元ECU采用基于曲轴相位的反向电流脉冲宽度调制驱动，以发动机曲轴运转一圈为周期，避开自增压喷油器工作相位(150-0℃A BTDC)，在固定的曲轴相位输出脉冲，以脉宽所占的曲轴角度为控制量；根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制。
有益效果：与现有技术相比，本发明具有以下优点：
(1)本发明将自增压喷油器的用作加热器件，无需额外的加热器件、线束及控制器，减少整个预热系统的复杂度，有助于维持发动机的高功重比。
(2)本发明采用燃油小循环模式，仅对小循环内燃油预热，加热快，耗散少，更节能。
(3)本发明通过电子控制单元ECU完成对自增压喷油器线圈、相应燃油泵及单向常闭电磁阀的全电控，实现发动机冷起动全过程重油燃料的精准恒温控制。
附图说明
图1为本发明的系统结构框图；
图2为本发明中自增压喷油器的结构示意图；
图3为本发明的预热管理流程示意图。
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和图2所示，本实施例的一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统，包括依次连接的油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵、自增压喷油器和燃油压力调节阀，还设有电子控制单元ECU、单向常闭电磁阀和小循环燃油泵；燃油压力调节阀的另一端通过单向常闭电磁阀与大循环燃油泵和小循环燃油泵相连且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联设置，由电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀的开启/常闭进而分别驱动小循环燃油泵和大循环燃油泵；所述自增压喷油器另一端与发动机连接，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；电子控制单元ECU中设有H桥式驱动电路，通过H桥式驱动电路调节自增压喷油器的驱动电流方向，其中正向电流用于驱动自增压喷油器的正常开启，反向电流加速关断自增压喷油器以及用于预热系统；电子控制单元ECU根据燃油温度信息和发动机转速信息进行以下三种预热模式的切换：起动前预热模式、起动前保温模式和起动后保温模式。
本实施例的自增压喷油器内包括线圈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；线圈2通电产生电磁力并与永磁体3相互作用，线圈2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。本实施例的发动机进气道上设有进气温度传感器，发动机的缸头和排气管上分别设有缸头温度传感器和排气温度传感器，以此分别获得发动机的进气温度(环境温度)、缸头温度及排气温度，同时燃油温度传感器获取当前燃油温度，再由电子控制单元ECU对接收到的进气温度、缸头温度、排气温度和燃油温度进行分析。例如，可根据获取的发动机转速、节气门开度以及各位置的温度等参数，对发动机的实时状态进行判定，包括起动前停机状态、冷起动状态、暖机状态、暖机后怠速状态、小负荷、中负荷、大负荷状态。
本实施例中还设有蓄电池，蓄电池通过线束为电子控制单元ECU供电，电子控制单元ECU中包含蓄电池电压检测功能，在电源输入引脚上设置分压电压和滤波电路，将调理后的信号接入单片机AD转换模块，根据AD采样值和分压电阻阻值，计算得到蓄电池电压。同时还为预热系统中的其他执行器供电。
实施例2：
本发明还公开一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统的控制方法，电子控制单元ECU上电后，先对发动机的进气温度(环境温度)、燃油温度、缸头温度及排气温度综合分析；若检测到环境温度及燃油温度较高或发动机已经处于暖机状态，则无需预热，减少电源消耗；若判断为需要预热时，则电子控制单元ECU向上位机发送预热请求，收到上位机预热指令后，电子控制单元ECU控制进入起动前预热模式；若检测到燃油温差ΔT小于2℃，则电子控制单元ECU控制切换为起动前保温模式；ΔT为设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel之间的温度差值；若检测到发动机的转速信号，则电子控制单元ECU控制切换为起动后保温模式。
本实施例中，处于起动前预热模式下时的电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并驱动小循环燃油泵工作，使得燃油沿小循环流动；同时，电子控制单元ECU采用基于时间的反向电流脉冲宽度调制(PWM)来驱动自增压喷油器，以此为小循环燃油通道内的燃油提供预热，该预热功率根据设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel的温差ΔT反馈控制；
为防止自增压喷油器的线圈2过热，电子控制单元ECU对小循环燃油流量QFuel进行调节，根据喷油器线圈2上的加热功率PPreHeat和实时燃油温度TFuel和设定燃油温度TSet的温差ΔT，来调节燃油流量QFuel：
QFuel×(TSet-TFuel)∝PPreHeat；
上述过程中实时检测蓄电池电压，如果蓄电池电压低于12V则自动中断预热程序，向上位机发送蓄电池低压警告，并根据当前温度判断是否重新发送预热请求；此时需要更换蓄电池或为现有蓄电池充电，当检测到蓄电池电压高于13V且重新收到预热指令后，再次进入起动前预热模式；
此处，小循环燃油泵采用脉冲宽度调制驱动，根据预标定数据调整驱动的占空比，实现对燃油流量QFuel的开环控制。
本实施例中，处于起动前保温模式下的电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并以最小功率驱动小循环燃油泵工作，减少燃油泵上的功率消耗。同时电子控制单元ECU根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制将燃油温度稳定于设定燃油温度值TSet；电子控制单元ECU向上位机发送预热完成状态，并请求上位机起动发动机。
本实施例中，处于起动后保温模式下的电子控制单元ECU采用基于曲轴相位的反向电流脉冲宽度调制驱动，以发动机曲轴运转一圈为周期，避开自增压喷油器工作相位(150-0℃A BTDC)，在固定的曲轴相位输出脉冲，以脉宽所占的曲轴角度为控制量；根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制。
实施例3：
如图3所示，本实施例的电子控制单元ECU上电以及发动机自检程序结束后，预热系统会读取当前的发动机状态参数，如果检测到的当前燃油温度高于40℃时，或者电子控制单元ECU根据发动机缸头温度和排气温度判定当前为暖机状态，则无需预热系统介入；否则预热系统判定需要预热，为保证有充足电量用于发热，蓄电池电压需要高于13V，否则电子控制单元ECU反馈当前电池电量不足，请求人工操作为蓄电池充电或更换蓄电池。
电子控制单元ECU检测到上述系统就绪后发送请求预热的指令，操作人员可根据当前发动机准备状态判断是否开始预热，如果短期内无发动机起动安排则忽视请求指令，避免加热燃油的电量消耗；如果发动机即将起动，则确认预热指令，此时预热系统开始工作。
接着，预热系统首先读取发动机转速信号，若无转速信号，即为停机状态，预热系统获得自增压喷油器完整的控制权限，采用基于时间的反向电流脉冲宽度调制PWM驱动。根据设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel的温度差值ΔT反馈控制加热功率PPreHeat，为防止自增压喷油器的线圈2过热，电子控制单元ECU对小循环燃油流量QFuel进行调节，根据自增压喷油器线圈2上的加热功率PPreHeat和实时燃油温度TFuel和设定燃油温度TSet的温差ΔT，来调节燃油流量QFuel，具体如下：
QFuel×(TSet-TFuel)∝PPreHeat。
由于发动机停机状态下，预热系统消耗的电量全部来自蓄电池，因此预热系统需实时获取蓄电池电压参数，当蓄电池电压低于12V时，自动中断预热程序，并向上位机发送蓄电池电压不足指示，等待蓄电池电压恢复后，重新确认是否继续预热。
当检测到温差ΔT小于2℃，预热系统判定预热完成，向上位机发送预热完成状态，请求起动发动机，并进入起动前保温模式。此时电子控制单元ECU根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制将燃油温度稳定于设定燃油温度值TSet，以最小功率驱动小循环燃油泵工作，减少燃油泵上的功率消耗。
发动机起动后，小循环燃油通道内的高温燃油的喷射和低温燃油的泵入导致燃油温度快速下降，因此检测到发动机转速后进入起动后保温模式。此时发动机处于运转过程，自增压喷油器的工作相位为150-0℃A BTDC，预热系统仅有其余相位下的自增压喷油器控制权限；本实施例采用基于曲轴相位的脉冲宽度调制驱动，在固定的曲轴相位输出脉冲，以脉宽所占的曲轴角度为控制量；最后根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制。
当检测到温差ΔT再次小于2℃，预热程序判定预热及保温过程完成，或者发动机转速高于2000r/min，即发动机结束怠速暖机过程，预热程序结束。

Claims (6)

1.一种航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统，其特征在于：包括依次连接的油箱、燃油滤清器、大循环燃油泵、自增压喷油器和燃油压力调节阀，还设有电子控制单元ECU、单向常闭电磁阀和小循环燃油泵；所述燃油压力调节阀的另一端通过单向常闭电磁阀与大循环燃油泵和小循环燃油泵相连且大循环燃油泵和小循环燃油泵串联设置，由电子控制单元ECU控制单向常闭电磁阀的开启/常闭进而分别驱动小循环燃油泵和大循环燃油泵；所述自增压喷油器另一端与发动机连接，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；
所述电子控制单元ECU中设有H桥式驱动电路，通过H桥式驱动电路调节自增压喷油器的驱动电流方向，其中正向电流用于驱动自增压喷油器的正常开启，反向电流加速关断自增压喷油器以及用于预热系统；电子控制单元ECU根据燃油温度信息和发动机转速信息进行以下三种预热模式的切换：起动前预热模式、起动前保温模式和起动后保温模式；
所述起动前预热模式下，电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并驱动小循环燃油泵工作，使得燃油沿小循环燃油通道流动；同时，电子控制单元ECU采用基于时间的反向电流脉冲宽度调制来驱动自增压喷油器，以此为小循环燃油通道内的燃油提供预热，该预热时的加热功率PPreHeat根据设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel的温差ΔT反馈控制；
电子控制单元ECU对小循环燃油通道内的燃油流量QFuel进行调节，根据喷油器线圈上的加热功率PPreHeat和实时燃油温度TFuel和设定燃油温度TSet的温差ΔT，来调节燃油流量QFuel：
QFuel×(TSet-TFuel)∝PPreHeat；
上述过程中电子控制单元ECU实时检测蓄电池电压，当蓄电池电压低于预设值则自动中断起动前预热模式，向上位机发动蓄电池低压警告，并根据当前温度判断是否重新发送预热请求，此时上位机提醒操作人员更换蓄电池或为现有蓄电池充电；当电子控制单元ECU检测到蓄电池电压高于预设值且重新收到预热指令后，再次进入起动前预热模式；
此处，小循环燃油泵采用脉冲宽度调制驱动，根据预标定数据调整驱动的占空比，实现对燃油流量QFuel的开环控制；
所述起动前保温模式下，电子控制单元ECU驱动单向常闭电磁阀开启，并以最小功率驱动小循环燃油泵工作，同时电子控制单元ECU根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制将燃油温度稳定于设定燃油温度值TSet；电子控制单元ECU向上位机发送预热完成状态，并请求上位机起动发动机；
所述起动后保温模式下，电子控制单元ECU采用基于曲轴相位的脉冲宽度调制驱动，以发动机曲轴运转一圈为周期，避开自增压喷油器工作相位(150-0°CABTDC)，在固定的曲轴相位输出脉冲，以脉宽所占的曲轴角度为控制量；根据燃油温差ΔT，对加热功率PPreHeat进行反馈控制。
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预热系统，其特征在于：所述自增压喷油器内包括线圈和永磁体；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；
线圈通电产生电磁力并与永磁体相互作用，推动线圈及支架冲击压力室内的燃油形成高压。
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预热系统，其特征在于：还包括通讯模块，所述电子控制单元ECU通过通讯模块将系统参数和系统状态发送至上位机，并接收上位机的指令信息。
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预热系统，其特征在于：所述发动机的进气道上设有进气温度传感器，所述发动机的缸头和排气管上分别设有缸头温度传感器和排气温度传感器，以此分别获得发动机的进气温度、缸头温度及排气温度，同时燃油温度传感器获取当前燃油温度，再由电子控制单元ECU对检测到的进气温度、缸头温度、排气温度和燃油温度进行分析。
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预热系统，其特征在于：还设有蓄电池，所述蓄电池与电子控制单元ECU相连，蓄电池为电子控制单元ECU供电。
6.一种根据权利要求1至5任意一项所述的航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油预热系统的控制方法，其特征在于：所述发动机电子控制单元ECU上电后，先对发动机的进气温度、燃油温度、缸头温度及排气温度综合分析；
若检测到环境温度及燃油较高或发动机已经处于暖机状态，则无需预热；若判断为需要预热时，则电子控制单元ECU向上位机发送预热请求，收到上位机预热指令后，电子控制单元ECU控制进入起动前预热模式；
若检测到燃油温差ΔT小于预设温度差值，则电子控制单元ECU控制切换为起动前保温模式；温差ΔT为设定燃油温度TSet和实时燃油温度TFuel之间的温度差值；
若检测到发动机的转速信号，则电子控制单元ECU控制切换为起动后保温模式。
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