CN206376942U - 一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其组成包括节气门总成、电喷嘴、舵机总成、气滤、火花塞、DD集成电路板和供油系统；所述的节气门总成包括节气门体、节气门、节气门轴、节气门回位弹簧和油门拉杆，所述的舵机总成包括舵机、舵机摇臂和球头拉杆；所述的DD集成电路板包括电子控制单元ECU和电容放电式点火器CDI；本实用新型不仅设计了小型活塞式发动机喷油系统，避免了机械调油针和喷油精度低两大问题，还将原本独立的点火系统和喷射系统集成，简化了结构、节省了空间，而且余度设计和自检设计又提高了飞行安全性和检修效率。

Description

一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统

技术领域

本实用新型属于发动机设计领域，具体涉及一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统。

背景技术

活塞式发动机的历史可以追溯到飞机诞生之初，19世纪上叶迅速发展并广泛应用，二战时期达到鼎盛，几乎所有的战斗机、轰炸机、运输机和侦察机，都由活塞式航空发动机加上螺旋桨作为动力源。二战后，为了追求更高的飞行速度和高度，飞机逐渐采用燃气涡轮式发动机，活塞式航空发动机逐去了优势地位。近年来航模及无人机发展迅速，由于小型活塞式航空发动机比燃气涡轮式发动机更经济，所以得以大量应用。

化油器发动机是最常见的活塞式发动机，靠负压将燃油吸入并雾化，优点是不需要额外供电，不受电磁干扰，缺点是雾化效果差，油耗高，无法自动调整空燃比，适应性差，结构复杂，重较大，启动不良。化油器一般都有三个油针即怠速油针、高速油针和低速油针，通过调节这三个油针的位置可以使发动机具有不同的动态性能，一般任何油针的轻微变动都会使发动机处于不正常的工作状态甚至造成停车，而不同的环境和工况都会对应不同的油针位置，所以只有技术过硬和经验丰富的人才能够调好一台活塞发动机。

电喷发动机由多个传感器提供数据给ECU自动运算出最佳的喷油量，喷油精度高，雾化效果好、省油，自动调节空燃比，适应性强，对使用者要求低，结构简单，重量轻。电喷发动机启动时，一般无需加油门。因为电喷发动机都有冷起动加浓、自动冷车快怠速功能，能保证发动机不论在冷车或热车状态下顺利起动。由于靠传感器自身检测状态，反馈给ECU计算得到最佳控制参数，所以控制精度高，而且可以形成闭环控制。

但是，在我国电喷系统开发还仅仅处在初级阶段，虽然有许多科研机构都研发出一些电喷控制系统，但与国外相比仍有很大的差距，而且大多数电喷系统都应用在汽车上面。对于航空用的二冲程发动机很少有加入电喷系统的，尤其在小型活塞式航空发动机领域，电喷系统还处在起步阶段。

仅有的几款电喷发动机，其点火系统和电喷系统各有一个控制芯片，一方面会造成资源浪费，增大受电磁干扰概率，另一方面点火和喷油一般情况下做不到最佳匹配。另外，目前没有研究者在电喷系统中采取余度设计和自检设计。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，解决现有技术的不足和问题，使小型活塞式航空发动机获得最佳的动态响应特性，扩大其应用范围。

本实用新型所采用的是一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统方案，其组成包括节气门总成、电喷嘴、舵机总成、气滤、火花塞、点火器、DD集成电路板和供油系统；所述节气门总成包括节气门体、节气门、节气门轴、节气门回位弹簧和油门拉杆，所述舵机总成包括舵机、舵机摇臂和球头拉杆，所述的DD集成电路板包括电子控制单元ECU和电容放电式点火器CDI；

所述节气门插入节气门轴的间隙并螺接在节气门轴上，油门拉杆与节气门轴固连，油门拉杆的摆动引起节气门开度的变化，节气门回位弹簧穿在油门拉杆和节气门体之间，增加油门弹性和促使油门回位。

所述的舵机固定在节气门体上预留的位置上，并通过舵机摇臂和球头拉杆与油门拉杆连接，舵机摇臂、油门拉杆和球头拉杆构成一个平行四边形机构，它接收不同pwm的脉冲信号，会将舵机摇臂调节到不同位置，通过平行四边形机构传动引起节气门轴的转动，导致节气门打开程度的变化。它实际上就是一个微型的伺服电机，由一个空心杯直流电机、变速齿轮组、反馈可调电位器和电子控制板等组成，在电喷系统中选用高频率的舵机可以使后期控制模型的建立简化。

所述的DD集成式电路板是ECU电子控制单元和电容放电式点火器的集成体，两者共用一个主控芯片，节省资源，方便安装，根据发动机的燃烧规律，可控制最佳空燃比和最佳点火参数，使发动机获得最佳动态特性。

所述的火花塞是由绝缘体和金属壳体两部分组成，金属壳体带有螺纹，拧紧在发动机气缸上，在金属壳体中有一个中心电极，它通过绝缘材料与金属壳体绝缘，在中心电极上端有接线螺母，连接从点火器引出的高压导线，在金属壳体下面还焊有接地电极，在中心电极与接地电极之间有很小的间隙，脉冲高压电可击穿两个电极之间的空气，产生电火花点燃可然混合气。

所述的供油系统采用申请人申请的专利201610594834.9提出的方案，供油系统，采用多合一油箱、油泵、油滤、燃油压力调节器、一分多油嘴和固定支座构成整个供油系统，方案的中心思想是多合一、一分多和组合设计。所述多合一油箱通过抽油管与油泵相连通，油泵与油滤相连通，油滤通过燃油压力调节器与一分多油嘴相连通，一分多油嘴与各个发动机相连，所述燃油压力调节器通过回油管与多合一油箱相连；所述油泵、油滤和一分多油嘴螺接在固定支座上；所述固定支座螺接在机身上；所述燃油压力调节器螺接在与一分多油嘴做成一体的燃油压力调节器支座上，除油箱外的所有零部件组成一个组合件，提高空间利用率。所述多合一油箱采用多合一设计，即油箱里面设置上下均不与油箱的上下表面接触且高度小于油箱高度的多个隔板，将整个油箱分为多个既相互独立又相互连通的分油箱，既能防止晃动，增加飞行安全性，又能避免倾斜时局部缺油而引起停车。所述一分多油嘴采用一分多设计，即一个进油口分支出多个出油口，所述的出油口数量等于旋翼数量，保证供油系统中只出现一个油滤、一个油泵和一个燃油压力调节器，可减轻重量、降低成本、提高可靠性和降低检修难度。所述多合一油箱中的重锤置于油箱的最低处，所述的油泵、油滤、燃油压力调节器、一分多油嘴的出油口都略高于多合一油箱的进油口；供油系统的工作方法为：飞控给油泵供电并发送指令，油泵开始从油箱向外抽油，燃油首先经过油泵加压，从油泵流出后流入油滤，经过滤后流入燃油压力调节器，如果油压超过预设阀值，则燃油压力调节器的压力球阀打开，多余的燃油经过回油管流回油箱，当压力降低到预设阀值时，压力球阀关闭，停止回油，燃油从燃油压力调节器流出，流入一分多油嘴，只有燃油充满一分多油嘴的密闭型腔以后才会从多个出油口流出，流向各个发动机。

所述的电喷嘴实际上就是一个简单的常闭电磁阀，当电磁阀内部的线圈通电时，内部针阀被感应磁场吸起，喷油孔被打开，燃油在油路高压下经喷油孔喷出，同时油液会带走一部分电磁线圈产生的热量，帮助电磁线圈散热。本发明中将电喷嘴并入到供油系统中，飞控给油泵供电并发送指令，油泵开始从油箱向外抽油，燃油首先经过油泵加压，从油泵流出后流入油滤，经过滤后流入燃油压力调节器，如果油压超过预设阀值，则燃油压力调节器的压力球阀打开，多余的燃油经过回油管流回油箱，当压力降低到预设阀值时，压力球阀关闭，停止回油，燃油从燃油压力调节器流出，流入一分多油嘴，只有燃油充满一分多油嘴的密闭型腔以后才会从多个出油口流出，流向各个电喷嘴。

所述的航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统的设计主要分两部分：（1）执行机构设计，包括节气门总成设计、供油系统设计、舵机选型和安装，及火花塞选型和安装。（2）DD集成式电路板设计，包括电子控制单元设计（ECU）和电容放电式点火器设计（CDI）。

所述的电子控制单元设计（ECU）包括供电系统设计、输入信号处理、微控制器外围电路设计和电喷嘴驱动电路设计等。根据燃油发动机的燃烧规律，通过舵机和ECU控制节气门开度、喷油时刻和喷油量以调整最佳空燃比。硬件的可靠性很大程度决定了电喷系统的可靠性和稳定性，所以ECU都需要经过大量的长时间的和不同工作环境的测试。只有具备了良好的稳定性、抗电磁干扰和抗振动能力后，才能投入正常使用。

所述的电容放电式点火器（CDI）设计主要包括逆变振荡电路、MOS管控制电容放电电路、触发信号转换电路和数字控制电路。根据燃油发动机的燃烧规律，通过CDI控制点火时刻、点火能量和点火次数以达到最佳点火状态。

所述的航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统采用了自检设计和余度设计，每一个线路都有自检测电路，且DD集成电路板上的主控芯片里有自检测程序，实时监测各个线路的通断。系统采用双霍尔元件，一个工作异常则由另一个替代，集成电路板的电源线、信号线、地线和CAN线也均设置备用，任何一组异常都能由检测电路捕捉到，然后备用的开始工作。余度设计和自检设计能提高飞行安全性和检修效率。

与现有技术比，本实用新型的有益效果是：

（1）ECU与CDI集成，共用同一个主控芯片，节省资源，方便安装，而且可避免喷油与点火不能最佳匹配；

（2）点火器采用电容式放电点火器，电火花强，次级电流上升快，不容易产生积碳；

（3）采用自检设计，每一条与DD集成电路板连接的线路均设置自检电路，集成电路板上的主控芯片里的自检程序，实时监测通断情况；

（4）采用余度设计，双霍尔元件设置，其中一个不工作，由另一个替代，与DD集成电路板连接的电源线、信号线、地线和CAN线等也均设置备用，一组失效，由另一组保证正常工作；

（5）采用航空专用线缆、油管和插头以提高抗震性；

（6）喷油精度与点火时刻、点火能量、点火次数精确匹配，发动机动态性能提高，有利于实现多台发动机的同步调速和动力匹配。

附图说明

图1为航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统的结构示意图；

图2为电喷嘴的结构示意图；

图3为ECU稳压电路示意图；

图4为电喷嘴的供电电路示意图；

图5为电喷嘴的开关驱动电路示意图；

图6为电容式放电点火器的逆变振荡电路示意图；

其中：节气门体1、节气门2、节气门轴3、节气门回位弹簧4、油门拉杆5、电喷嘴6、舵机7、舵机摇臂8、球头拉杆9、气滤10、火花塞11、ECU12、点火器13、供油系统14。

具体实施方式

一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统方案，如图1所示，其组成包括节气门体1、节气门2、节气门轴3、节气门回位弹簧4、油门拉杆5、电喷嘴6、舵机7、舵机摇臂8、球头拉杆9、气滤10、火花塞11、ECU12、点火器（13）和供油系统14。

航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统的设计主要分两部分：（1）执行机构设计，包括节气门总成设计、供油系统设计、舵机选型和安装，及火花塞选型和安装。（2）集成式电路板设计，包括ECU电子控制单元设计和电容放电式点火器设计。

所述的节气门总成主要由节气门体1、节气门2、节气门轴3、节气门回位弹簧4和油门拉杆5组成，节气门2插入节气门轴3的间隙并螺接在节气门轴3上，油门拉杆5与节气门轴3固连，油门拉杆5的摆动引起节气门2的开度变化，节气门回位弹簧4穿在油门拉杆5和节气门体1之间，增加油门弹性和促使油门回位。

所述的供油系统采用专利201610594834.9提出的方案。如图2所示，所述的电喷嘴6实际上就是一个简单的常闭电磁阀，当电磁阀内部的线圈通电时，内部针阀被感应磁场吸起，喷油孔被打开，燃油在油路高压下经喷油孔喷出，同时油液会带走一部分电磁线圈产生的热量，帮助电磁线圈散热。本发明中将电喷嘴6并入到供油系统中，飞控给油泵供电并发送指令，油泵开始从油箱向外抽油，燃油首先经过油泵加压，从油泵流出后流入油滤，经过滤后流入燃油压力调节器，如果油压超过预设阀值，则燃油压力调节器的压力球阀打开，多余的燃油经过回油管流回油箱，当压力降低到预设阀值时，压力球阀关闭，停止回油，燃油从燃油压力调节器流出，流入一分多油嘴，只有燃油充满一分多油嘴的密闭型腔以后才会从多个出油口流出，流向各个电喷嘴。

所述的舵机7固定在节气门体1上预留的位置上，并通过舵机摇臂8和球头拉杆9与油门拉杆5连接，构成一个平行四边形机构。舵机7接收不同pwm脉冲信号，会将舵机摇臂8调节到不同位置，通过平行四边形机构传动引起节气门轴3的转动，导致节气门2打开程度的变化。它实际上就是一个微型的伺服电机，由一个空心杯直流电机、变速齿轮组、反馈可调电位器和电子控制板等组成，在电喷系统中选用高频率的舵机可以使后期控制模型的建立简化。

所述的气滤10连接在进气道的入口处，阻挡沙尘等杂质进入。所述的火花塞11是由绝缘体和金属壳体两部分组成，金属壳体带有螺纹，拧紧在发动机气缸上，在金属壳体中有一个中心电极，它通过绝缘材料与金属壳体绝缘，在中心电极上端有接线螺母，连接从点火器引出的高压导线，在金属壳体下面还焊有接地电极，在中心电极与接地电极之间有很小的间隙，脉冲高压电可击穿两个电极之间的空气，产生电火花点燃可然混合气。

所述的ECU12设计包括供电系统设计、输入信号处理、微控制器外围电路设计和电喷嘴驱动电路设计等。根据燃油发动机的燃烧规律，通过舵机和ECU控制节气门开度、喷油时刻和喷油量以调整最佳空燃比。硬件的可靠性很大程度决定了电喷系统的可靠性和稳定性，所以ECU都需要经过大量的长时间的和不同工作环境的测试。只有具备了良好的稳定性、抗电磁干扰和振动能力后，才能投入正常使用。

ECU的设计步骤有：

（1）控制芯片的选择和其外围电路的搭建。

主控芯片的选择。主控芯片是DD集成电路板的大脑，用来处理计算来自各个传感器的信息和作出控制决策。主控芯片的稳定性和运算能力直接关系到电喷系统的正常运行，选择一款性能优异的芯片是DD集成电路板设计的基础，在本设计中选用STM32单片机作为DD集成电路板的为微控制单元（MCU）。

对于主控芯片的外围电路来说其主要功能就是要保证主控芯片能够正常稳定的工作，主控工作的稳定性很大部分取决于供电电源的稳定性，一般电源通过稳压芯片之后要添加滤波电容来滤除电源中的低频噪声和高频噪声，电容选择时要根据滤除低频噪声用大电容和滤除高频噪声用小电容，一般滤波电容选择47uF、10uF、4.7uF和0.1uF的并联组合，各个电容在PCB上的摆放位置都是有要求的，一般从稳压芯片输出端到主控芯片供电端电容排放顺序依次为10uF、4.7uF和0.1uF，其中各个电容与地线的阻抗要尽量小，且0.1uF的电容要尽量靠近主控芯片用电端，如图3所示。

（2）电喷嘴的供电电路设计。

电喷嘴的供电电压为12V，其线圈内阻为14Ω。假设采用2S电池供电其最高输出电压为8.4V，那么需要将8.4V电压升压以给电喷嘴驱动电路供电。由于电喷嘴实际上是个电磁阀，电磁线圈在通电时会产生反电动势，使线圈内的电流减少，因此当电磁阀通电完全打开后经过线圈的电流最大，所消耗的功率也最大，由欧姆定律可得：

根据电喷嘴所需的供电电流和电压可选用升压式开关电源，开关电源是通过脉冲宽度调制来控制开关开通与关断时间的比率，并维持输出电压稳定的一种电源，开关电源具有体积小、效率高和供电能力强等特点。如图4所示，在本设计中选用了MC34063开关电源芯片，它是一款频率固定，封装有升压模块，具有欠压保护、过流保护和过热保护的芯片，其转换效率最高可达95%，MC34063正常提供电流可达到1.5A，完全可以满足电喷嘴驱动电路的需求。

在PCB布线的时候要注意输入输出电容要尽量靠近IC的GND引脚以减少电流的环路面积；反馈电阻走线要住够短，以避免拾取噪声造成输出电压波动；SW脚处的铜皮，因其上有交变电压，为预防电磁干扰（EMI），需要控制在一个比较小的面积。

（3）电喷嘴开关驱动电路设计。

如上计算，电喷嘴开启时最大电流接近1A，考虑成本和发热问题，选用功率MOS管作为驱动模块。当加在栅极和源极的电压大于10V时MOS管才处于完全导通的状态，否者为半导通状态，此时MOS管会严重发热，因此要使MOS的Vgs大于10V。如图5所示，MCU控制NPN型三极管Q2的基极电平为高时，三极管Q2导通，三极管Q2的集电极电压由12V降到0V左右，此时PNP型三极管Q1基极电压为低电平，三极管Q1导通，Q1的集电极电压为高，即功率MOS的栅极电压为高电压为VCC，即Vgs=12V>4.5V，此时功率MOS管处于导通的状态，MOS管的漏极电压为0V，此时作用在电喷嘴上的电压为12V，电喷嘴打开喷油。如果MCU给的控制电压为低的情况下，Q1与Q2管都处于关闭的状态，此时MOS管栅极在下拉电阻R21的作用下Vgs=0V，MOS管未导通，电喷嘴处于关闭的状态。发光二极管D5是用来判断电喷嘴是导通。

对于电喷嘴驱动电路还有一点需要特别注意的地方，就是二极管D6，因为电喷嘴内部是线圈，也就是一个电感，线圈一直处于通电的状态时，线圈里会通过持续的电流，当电喷嘴突然断电的时候，由于电感的自感效应，线圈会感应出 一个很强的电动势，如果没有可导通的线路，线圈将会产生高压电弧，当高电压超高MOS管的允许最大电压的时候，MOS管将会被烧毁，因此加入二极管D6用来保护MOS管，当线圈自感电压超过12V时，二极管D6将会导通，此时线圈自感的电流会流入12V端，这是加在MOS管漏极的电压不会高于13V。

所述的电容放电式点火器（CDI）设计主要包括逆变振荡电路、MOS管控制电容放电电路、触发信号转换电路和数字控制电路。其中数字控制电路与ECU共用STM32单片机，其外围电路设计注意事项上文已经叙述，在此不再赘述。根据燃油发动机的最佳燃烧规律，电容放电式点火器可以控制最佳点火时刻、点火能量和点火次数以达最佳点火状态。

如图6所示，逆变振荡电路是通过变压器和主控输出振荡信号使点火电容充电的电路，VCC电源输入12V直流到逆变线圈T1的初级的一端，当三极管Q1（MMBT3904PBF）处于放大状态时，其集电极将线圈T1初级的另一端拉低，从而使逆变线圈起振，进行升压转换。这时，T1 的次级产生250V 左右的交流经过续流二极管D3完成给电容C3的充电过程。其中，D4稳压管起稳定充电后C3电容电压的作用。

OSC 端为单片机的输出端控制端。当OSC 输出为高电平时（3.3V）使能三极管Q2，于是Q2 的集电极将Q1 的基极拉低，使Q1 进入截止状态。这样Q1 的集电极被拉高从而可使T1 停振，停止对电容C3 的充电过程。这样，就可以通过单片机OSC 端输出高低电平以完成对振荡电路停振和起振的转换控制。

所述的DD集成式电路板是ECU电子控制单元和电容放电式点火器的集成体，两者共用一个主控芯片，节省资源，方便安装，根据发动机的燃烧规律，可控制最佳空燃比和最佳点火参数，使发动机获得最佳动态特性。

在设计过程中采用了自检设计和余度设计，每一个线路都有自检测电路，且DD集成电路板上的主控芯片里有自检测程序，实时监测各个线路的通断。系统采用双霍尔元件，一个工作异常则由另一个替代，集成电路板的电源线、信号线、地线和CAN线也均设置备用，任何一组不正常都能由检测电路捕捉到，然后备用的开始工作。余度设计和自检设计能提高飞行安全性和检修效率。

以上实例仅为说明本实用新型的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (6)

1.一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：其组成包括节气门总成、电喷嘴、舵机总成、气滤、火花塞、DD集成电路板和供油系统；所述的节气门总成包括节气门体、节气门、节气门轴、节气门回位弹簧和油门拉杆，所述的舵机总成包括舵机、舵机摇臂和球头拉杆；所述的DD集成电路板包括电子控制单元ECU和电容放电式点火器CDI；

所述节气门插入节气门轴的间隙并螺接在节气门轴上，油门拉杆与节气门轴固连，油门拉杆的摆动引起节气门开度的变化，节气门回位弹簧穿在油门拉杆和节气门体之间；

所述舵机固定在节气门体上，并通过舵机摇臂和球头拉杆与油门拉杆连接，舵机摇臂、油门拉杆和球头拉杆构成一个平行四边形机构，舵机接收不同宽度的脉冲信号会将舵机摇臂调节到不同位置，通过平行四边形机构传动引起节气门轴的转动，从而控制节气门打开的角度。

2.根据权利要求1所述的一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：所述的电子控制单元ECU和电容放电式点火器CDI集成在同一块DD集成电路板上，共用一个主控芯片，通过研究发动机的燃烧规律，控制最佳空燃比和最佳点火参数，使发动机获得最佳动态特性。

3.根据权利要求1所述的一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：所述的火花塞的组成包括由绝缘体和金属壳体，金属壳体带有螺纹，，在金属壳体中有一个中心电极，它通过绝缘材料与金属壳体绝缘，在中心电极上端有接线螺母，连接从点火器引出的高压导线，在金属壳体下面还焊有接地电极，在中心电极与接地电极之间有很小的间隙，脉冲高压电可击穿两个电极之间的空气，产生电火花点燃可燃混合气。

4.根据权利要求1所述的一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：所述航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统采用自检设计，所述DD集成电路板上的主控芯片里设置有自检程序，每一条与DD集成电路板连接的线路均设置自检电路，实时监测通断情况。

5.根据权利要求1所述的一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：所述航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统采用余度设计，双霍尔元件设置，其中一个不工作，由另一个替代，与DD集成电路板连接的电源线、信号线、地线和CAN线也均设置备用，一组失效，由另一组保证正常工作。

6.根据权利要求1所述的一种航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统，其特征在于：所述航空燃油发动机用集成式电喷/点火系统采用航空专用线缆、油管和插头以提高抗震性。