JP2006283621A

JP2006283621A - 航空エンジンの電子制御装置

Info

Publication number: JP2006283621A
Application number: JP2005102630A
Authority: JP
Inventors: Hiroshi Uruno; 博志宇留野; Akira Hamauzu; 朗浜渦; Kiyoaki Yokoyama; 清明横山; Hirohisa Kitaura; 寛久北浦
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2005-03-31
Filing date: 2005-03-31
Publication date: 2006-10-19
Also published as: DE102006014928A1; US7299121B2; FR2883931A1; US20060235601A1

Abstract

【課題】少ないCPUで高い冗長機能を実現でき、また設置場所に関する制約が少ない航空エンジンの電子制御装置を提供する。
【解決手段】各気筒にはメイン点火プラグ（１Ｔ〜４Ｔ）と共に、これをバックアップするためのバックアップ点火プラグ（１Ｂ〜４Ｂ）が装備されている。ECU３００には、CPU７１を含むレーンＡおよびCPU７２を含むレーンＢが含まれ、点火制御系統は２つのレーンＡ，Ｂにより多重化されている。各CPU７１，７２は、各センサ信号に基づいて各気筒の点火タイミングを独自に演算すると共に、この演算結果を相互にやり取りし、各気筒において、メイン点火プラグの点火タイミングとバックアップ点火プラグとの点火タイミングが一致するように点火タイミングを同期させる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空エンジンの電子制御装置に係り、特に、燃料噴射量や点火タイミング等の全てをコンピュータで自動制御する航空エンジンの電子制御装置に関する。

FADEC（Full Authority Digital Engine Control)は、航空エンジンを電子制御するシステムの総称であり、パイロットの操縦するスロットルレバーの位置およびエンジン，もしくは航空機に取り付けられている各種センサーからさまざまな情報を受け取り、最適なエンジン推力が得られるようエンジンを制御する。FADECの採用によりエンジン制御は機械的なものから電気的なものになり、応答性が向上すると共にエンジンの正確な制御が可能になった。また、FADECの採用により、操縦室のスロットルレバーからエンジンへの信号伝達は、機械的なケーブルから電気信号によるワイヤーに変更された。このようなFADECは、例えば特許文献１に開示されている。

図４は、FADECを適用した従来の４気筒航空エンジンの点火制御システムのブロック図であり、相互に独立して２気筒ずつ制御する２つのECU１００，２００を組み合わせて構成されている。各気筒にはメイン点火プラグ（１Ｔ〜４Ｔ）と共に、これをバックアップするためのバックアップ点火プラグ（１Ｂ〜４Ｂ）が装備されている。

第１ECU１００において、第１気筒のメイン点火プラグ１Ｔおよび第２気筒のバックアップ点火プラグ２Ｂは同爆式の第１点火コイル２１から給電される。第１気筒のバックアップ点火プラグ１Ｂおよび第２気筒のメイン点火プラグ２Ｔは同爆式の第２点火コイル２２から給電される。第１および第２点火コイル２１，２２の一次側には、それぞれ第１および第２イグナイタ３１，３２を介して第１ＣＰＵ１１および第２CPU１２が接続されている。第１および第２CPU１１，１２は、クランク角速度およびカムタイミングをセンサ入力インターフェース４１を介して取得し、これらの情報に基づいて決定した点火タイミングで、前記各点火コイル２１，２２への通電を制御する。

同様に、第２ECU２００において、第３気筒のメイン点火プラグ３Ｔおよび第４気筒のバックアップ点火プラグ４Ｂは同爆式の第３点火コイル２３から給電される。第３気筒のバックアップ点火プラグ３Bおよび第４気筒のメイン点火プラグ４Ｔは同爆式の第４点火コイル２４から給電される。第３および第４点火コイル２３，２４の一次側には、それぞれ第３および第４イグナイタ３３，３４を介して第３CPU１３および第４CPU１４が接続されている。

第３および第４CPU１３，１４は、クランク角速度およびカムタイミングをセンサ入力インターフェース４２を介して取得し、これらの情報に基づいて決定した点火タイミングで、前記各点火コイル２３，２４への通電を制御する。

このような構成によれば、同爆式の各点火コイル２１〜２４により全ての気筒においてメイン点火プラグおよびバックアップ点火プラグが常に点火されるので、各ECUにおいて一方の系統がダウンしても他方の系統により各気筒の爆発が補償される。すなわち、エンジン点火の冗長機能が実現される。

図５は、FADECを適用した従来の４気筒航空エンジンの燃料噴射システムのブロック図であり、前記と同一の符号は同一または同等機能を示している。

第１気筒内に燃料を噴射する第１インジェクタ１Ｊには、第１CPU１１から電流制限付きハイサイトドライバ５１を介して正規噴射用の信号ラインが確保されている。前記ドライバ５１から出力される正規噴射信号は第２CPU１２により常時監視されている。前記第１インジェクタにはさらに、第２CPU１２から電流制限付きハイサイトドライバ５６を介して代替噴射用の信号ラインが確保されている。

同様に、第２気筒内に燃料を噴射する第２インジェクタ２Ｊには、第２CPU１２から電流制限付きハイサイトドライバ５２を介して正規噴射用の信号ラインが確保されている。前記ドライバ５２から出力される正規噴射信号は第１CPU１１により常時監視されている。前記第２インジェクタにはさらに、第１CPU１１から電流制限付きハイサイトドライバ５５を介して代替噴射用の信号ラインが確保されている。

同様に、第３気筒内に燃料を噴射する第３インジェクタ３Ｊには、第３CPU１３から電流制限付きハイサイトドライバ５３を介して正規噴射用の信号ラインが確保されている。前記ドライバ５３から出力される正規噴射信号は第４CPU１４により常時監視されている。前記第３インジェクタにはさらに、第４CPU１４から電流制限付きハイサイトドライバ５８を介して代替噴射用の信号ラインが確保されている。

同様に、第４気筒内に燃料を噴射する第４インジェクタ４Ｊには、第４CPU１４から電流制限付きハイサイトドライバ５４を介して正規噴射用の信号ラインが確保されている。前記ドライバ５４から出力される正規噴射信号は第３CPU１３により常時監視されている。前記第４インジェクタにはさらに、第３CPU１３から電流制限付きハイサイトドライバ５７を介して代替噴射用の信号ラインが確保されている。

このような構成において、各CPUは正規噴射量と共に代替噴射量を常に算出し、例えば第１CPU１１であれば、第１インジェクタ１Ｊの正規噴射量と共に第２インジェクタ２Ｊの代替噴射量を算出する。そして、この代替噴射量から求まる噴射開始タイミングから所定時間が経過しても電流制限付きハイサイトドライバ５２から正規噴射信号が出力されなければ、第２インジェクタ２Ｊの正規噴射系統に異常が生じたと判断して代替噴射信号を出力する。
ＵＳ６３５７４２７Ｂ１

上記した従来技術では、以下のような技術課題があった。
(1)高価なCPUが気筒数分だけ必要となってしまう。
(2)各ECUが２気筒部の制御しか行わないので、一方のECUの機能が、例えばセンサ入力インターフェースのコネクタ破損や離脱等により失われると、２気筒分の点火制御や燃焼噴射制御が全て不能になってしまう。
(3)各CPUが独立して動作するため、クランク角度やカムタイミングのみならず、吸気負圧センサやノックセンサ等の検知信号も入力パラメータとして遅角制御や進角制御等の複雑な点火制御を行う場合には、各CPUの演算結果に誤差が生じ、その結果、点火制御であれば、各気筒におけるメイン点火プラグの点火タイミングとバックアップ点火プラグの点火タイミングとにズレが生じる。
(4)ECU内に点火コイルが内蔵されるタイプはECUの筐体が大きくなり、その取り付け位置に制約に大きくなる。また、ECUをエンジンから離れた位置に取り付けるようになると、点火コイルと点火プラグとの距離が大きくなって長いハイテンションコードが必要になる。このため、点火二次エネルギの損失が大きくなって点火プラグへの供給電圧の低下を招くのみならず、エミッション性能への影響も大きくなってしまう。

本発明の目的は、上記した従来技術の課題を解決し、少ないCPUで高い冗長機能を実現でき、また設置場所に関する制約が少ない航空エンジンの電子制御装置を提供することにある。

上記した目的を達成するために、本発明は、多気筒の航空エンジンをデジタル信号で多重化制御する航空エンジンの電子制御装置において、以下のような手段を講じた点に特徴がある。
(1)エンジンの状態を監視する複数のセンサと、全気筒のメイン制御を実行する第１CPUと、全気筒のバックアップ制御を実行する第２CPUと、前記第１および第２CPUを相互に接続する通信回路と、前記第１および第２CPU、各CPUへ前記センサの検知信号を供給するセンサ入力インターフェース、ならびに前記通信回路とを少なくとも収容するECUとを含み、前記第１CPUを含む第１レーンおよび前記第２CPUを含む第２レーンにより制御系統が多重化され、前記第１および第２CPUは、前記通信回路で通信して制御タイミングを相互に同期させることを特徴とする。
(2)センサ入力インターフェースが第１および第２CPUのそれぞれに対応して独立して設けられたことを特徴とする。
(3)航空エンジンが各気筒にメイン点火プラグおよびバックアップ点火プラグが装備された４気筒エンジンであり、前記第１CPUにより制御され、第１および第２気筒のメイン点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第１点火コイルと、前記第１CPUにより制御され、第３および第４気筒のメイン点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第２点火コイルと、前記第２CPUにより制御され、第１および第２気筒のバックアップ点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第３点火コイルと、前記第２CPUにより制御され、第３および第４気筒のバックアップ点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第４点火コイルとを含み、前記各点火コイルが前記ECUの外部に配置されたことを特徴とする。
(4)航空エンジンが各気筒にインジェクタを装備し、第１CPUから全気筒のインジェクタへ正規噴射信号を供給する正規信号系統と、第２CPUから全気筒のインジェクタへ代替噴射信号を供給する代替信号系統と、前記正規信号系統および代替信号系統の一方を全気筒のインジェクタと選択的に接続する切替手段と、前記正規信号系統の動作状態を第１CPUへ通知する手段とを含み、第１CPUは、正規信号系統が全気筒のインジェクタと接続されているときに当該正規信号系統の動作異常を検知すると、前記切替手段を制御して代替信号系統と全気筒のインジェクタとを接続させることを特徴とする。

本発明によれば、以下のような効果が達成される。
(1)請求項１の発明によれば、各CPUが独自に全気筒を制御するので、一方のCPUまたはそのレーンに不具合が生じても、他方のCPUまたはそのレーンにより全気筒を制御し続けることができる。しかも、各CPUは相互に通信できるので制御タイミングを同期させることができる。
(2)請求項２の発明によれば、センサ入力インターフェースがCPUごとに設けられるので、一方のセンサ入力インターフェースに不具合が生じ、当該センサ入力インターフェースを含むレーンによる制御が不能になっても、他方のCPUを含むレーンにより全気筒を制御し続けることができる。
(3)請求項３の発明によれば、各CPUにより点火制御を並列的に行うことができるので、一方のCPUを含むレーンに不具合が生じても、レーン切替を行うことなく他方のCPUを含むレーンで点火制御を継続できるようになる。
(4)請求項４の発明によれば、制御主体が一方のCPUを含むレーンから他方のCPUを含むレーンに切り替えられる場合でも、各ＣＰＵが相互に通信して制御タイミングの同期が常に確立されているので、レーン切替を良好に行えるようになる。

以下、図面を参照して本発明の好ましい実施の形態について詳細に説明する。図１は、本発明の第１実施形態に係る航空エンジン用の点火制御装置のブロック図であり、ここでは、４気筒の航空エンジンが一つのECU３００によって制御される。

各気筒にはメイン点火プラグ（１Ｔ〜４Ｔ）と共に、これをバックアップするためのバックアップ点火プラグ（１Ｂ〜４Ｂ）が装備されている。ECU３００には、CPU７１を含むレーンＡおよびCPU７２を含むレーンＢが含まれ、点火制御系統は当該２つのレーンＡ，Ｂにより多重化されている。

レーンＡにおいて、第１気筒のメイン点火プラグ１Ｔおよび第２気筒のメイン点火プラグ２Tには同爆式の第１点火コイル２１から給電される。第３気筒のメイン点火プラグ３Ｔおよび第４気筒のメイン点火プラグ４Tには同爆式の第２点火コイル２２から給電される。各点火コイル２１，２２の一次側は、それぞれ電流制限回路付きハイサイドパワースイッチ６１，６２を介して電源ラインに接続されると共に、イグナイタ３１，３２を介して第１CPU７１に接続されている。第１CPU７１は、センサ入力インターフェース４１を介して入力される各種のセンサ信号に基づいて全気筒の点火タイミングを演算し、この演算結果に基づいてメイン点火を実行する。

レーンＢにおいて、第１気筒のバックアップ点火プラグ１Ｂおよび第２気筒のバックアップ点火プラグ２Ｂには同爆式の第３点火コイル２３から給電される。第３気筒のバックアップ点火プラグ３Ｂおよび第４気筒のバックアップ点火プラグ４Ｂには同爆式の第４点火コイル２４から給電される。各点火コイル２３，２４の一次側は、それぞれ電流制限回路付きハイサイドパワースイッチ６３，６４を介して電源ラインに接続されると共に、イグナイタ３３，３４を介して第２CPU７２に接続されている。

前記第１および第２CPU７１，７２は、各センサ信号に基づいて各気筒の点火タイミングを独自に演算すると共に、この演算結果を他方のCPUと通信してやり取りし、各気筒において、メイン点火プラグ（１Ｔ〜４Ｔ）の点火タイミングとバックアップ点火プラグ（１Ｂ〜４Ｂ）との点火タイミングが一致するように点火タイミングを同期させる。したがって、一方のレーンに不具合が生じてメイン点火およびバックアップ点火の一方が不能に陥っても、他方のレーンによりメイン点火およびバックアップ点火の他方を継続できるようになる。

図２は、本発明の第２実施形態に係る航空エンジン用の燃料噴射系統のブロック図であり、前記と同一の符号は同一または同等機能を示している。ECU３００には、CPU７１を含むレーンＡおよびCPU７２を含むレーンＢが含まれ、燃料噴射系統は当該２つのレーンＡ，Ｂにより多重化されている。

第１気筒内に燃料を噴射する第１インジェクタ１Ｊには、レーンＡの第１CPU７１からインジェクタドライバ９１を介して正規噴射用の信号ラインが確保されると共に、電流制限付きハイサドパワースイッチ８１を介して正規噴射用の給電ラインが確保されている。ドライバ９１およびスイッチ８１の動作は第１CPU７１により監視されている。この第１インジェクタ１Ｊにはさらに、レーンＢの第２CPU７２からインジェクタドライバ９３を介して代替噴射用の信号ラインが確保されると共に、電流制限付きハイサドパワースイッチ８３を介して代替噴射用の給電ラインが確保されている。前記ドライバ９３およびスイッチ８３の動作は第２CPU７２により監視されている。

同様に、第２気筒内に燃料を噴射する第２インジェクタ２Ｊには、レーンＡの第１CPU７１からインジェクタドライバ９２を介して正規噴射用の信号ラインが確保されると共に、電流制限付きハイサドパワースイッチ８２を介して正規噴射用の給電ラインが確保されている。ドライバ９２およびスイッチ８２の動作は第１CPU７１により監視されている。この第２インジェクタ２Ｊにはさらに、レーンＢの第２CPU７２からインジェクタドライバ９４を介して代替噴射用の信号ラインが確保されると共に、電流制限付きハイサドパワースイッチ８４を介して代替噴射用の給電ラインが確保されている。前記ドライバ９４およびスイッチ８４の動作は第２CPU７２により監視されている。

なお、図示は省略されているが、第３気筒内に燃料を噴射する第３インジェクタ３Ｊおよび第４気筒内に燃料を噴射する第４インジェクタ４Ｊにもそれぞれ、前記第１および第２インジェクタＪ１，Ｊ２と同様に、レーンＡの第１CPU７１との間には正規噴射用の信号ラインおよび給電ラインが確保され、レーンＢの第２CPU７２との間には代替噴射用の信号ラインおよび給電ラインが確保されている。前記各信号ラインおよび給電ラインには、正規噴射用および代替信号用の一方の信号ラインおよび給電ラインのみを各インジェクタへ選択的に接続するレーン切替回路５が設けられている。

このような構成において、常時はレーン切替回路５によりレーンＡ（正規側）が選択されているので、全てのインジェクタは第１CPU７１により制御される。ここで、図３に一例を示したように、レーンＡにより燃料噴射が制御されているときに、時刻t1において何らかの原因でレーンＡに不具合が生じ、これがドライバ９１，９２および／またはパワースイッチ８１，８２の信号リターン監視によって検知されると、制御レーンがレーン切替回路５によってレーンＡからレーンＢ（代替側）に切り替えられる。

本発明の第１実施形態に係る航空エンジン用の点火制御装置のブロック図である。本発明の第２実施形態に係る航空エンジン用の燃料噴射系統のブロック図である。本発明の第２実施形態におけるレーン切替のタイミングを示した図である。 FADECを適用した従来の航空エンジンの点火制御システムのブロック図である。 FADECを適用した従来の航空エンジンの燃料噴射システムのブロック図である。

符号の説明

２１〜２４…点火コイル，３１〜３４…イグナイタ，４１，４２…センサ入力インターフェース，６１〜６４…電流制限回路付きハイサイドパワースイッチ，７１，７２…CPU，８１〜８４…電流制限付きハイサドパワースイッチ，９１〜９４…インジェクタドライバ，１００，２００，３００…ECU

Claims

多気筒の航空エンジンをデジタル信号で多重化制御する電子制御装置において、
エンジンの状態を監視する複数のセンサと、
全気筒のメイン制御を実行する第１CPUと、
全気筒のバックアップ制御を実行する第２CPUと、
前記第１および第２CPUを相互に接続する通信回路と、
前記第１および第２CPU、各CPUへ前記センサの検知信号を供給するセンサ入力インターフェース、ならびに前記通信回路とを少なくとも収容するECUとを含み、
前記第１CPUを含む第１レーンおよび前記第２CPUを含む第２レーンにより制御系統が多重化され、
前記第１および第２CPUは、前記通信回路で通信して制御タイミングを相互に同期させることを特徴とする航空エンジンの電子制御装置。
前記センサ入力インターフェースが第１および第２CPUのそれぞれに対応して独立して設けられたことを特徴とする請求項１に記載の航空エンジンの電子制御装置。
前記航空エンジンが各気筒にメイン点火プラグおよびバックアップ点火プラグが装備された４気筒エンジンであり、
前記第１CPUにより制御され、第１および第２気筒のメイン点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第１点火コイルと、
前記第１CPUにより制御され、第３および第４気筒のメイン点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第２点火コイルと、
前記第２CPUにより制御され、第１および第２気筒のバックアップ点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第３点火コイルと、
前記第２CPUにより制御され、第３および第４気筒のバックアップ点火プラグに点火エネルギを供給する同爆式の第４点火コイルとを含み、
前記各点火コイルが前記ECUの外部に配置されたことを特徴とする請求項１または２に記載の航空エンジンの電子制御装置。
前記航空エンジンが各気筒にインジェクタを装備し、
第１CPUから全気筒のインジェクタへ正規噴射信号を供給する正規信号系統と、
第２CPUから全気筒のインジェクタへ代替噴射信号を供給する代替信号系統と、
前記正規信号系統および代替信号系統の一方を全気筒のインジェクタと選択的に接続する切替手段と、
前記正規信号系統の動作状態を第１CPUへ通知する手段とを含み、
前記第１CPUは、正規信号系統が全気筒のインジェクタと接続されているときに当該正規信号系統の動作異常を検知すると、前記切替手段を制御して代替信号系統と全気筒のインジェクタとを接続させることを特徴とする請求項１に記載の航空エンジンの電子制御装置。