一種微小型航空發動機燃油控制系統與起動控制方法與流程

本發明屬于航空發動機控制技術領域，涉及一種微小型航空發動機燃油控制系統與起動控制方法。

背景技術：

隨著軍用、民用小型無人機技術的發展，要求具有推重比大、低成本的動力裝置，為微小型渦噴、渦軸發動機開辟了廣闊的市場前景。蒸發管式燃燒室由于結構簡單、尺寸小成本低等特點，在微小型航空發動機中獲得了廣泛的應用。但蒸發管式燃燒室存在冷態起動燃油不易霧化的問題，尤其在低溫高原環境，燃油點火起動困難的問題更為突出。目前主要有兩種方法來應對起動困難問題，一種是提高噴嘴壓力，這種方法會導致燃油泵的功耗大幅上升，目前小型電機燃油泵無法滿足高輸出壓力的要求，通常用機械液壓燃調來實現燃油控制，此類系統重量遠高于電機燃油泵。另一種是采用電機燃油泵供油，先用丙烷氣點火形成火苗，再對燃油進行點火的方式來起動發動機，該方法的點火成功率很高，但起動設備復雜且不安全，大大增加外場保障工作難度。因此，需要設計一種結構簡單、重量輕、操作簡單且可靠性高的微小型航空發動機燃油控制系統。

技術實現要素：

針對現有技術的缺點和不足，本發明的目的是提供一種微小型航空發動機燃油控制系統與起動控制方法，以簡化微小型航空發動機燃油系統、降低成本，同時解決包括高原環境在內的寬工作環境范圍內，微小型航空發動機燃油點火起動可靠性問題。

本發明的目的是通過以下技術方案實現的：

一種微小型航空發動機燃油控制系統，包括燃油箱、燃油濾、電機燃油泵、多通接頭、主供油閥、優先供油閥、點火供油閥、泵后壓力傳感器、發動機的狀態傳感器、點火器、起動電機和發動機電子控制器，所述燃油箱通過油路經電動燃油泵與所述多通接頭的進油口連通，其特征在于，

所述多通接頭包括出油口ⅰ、出油口ⅱ、出油口ⅲ等三個出油口，其中，所述出油口ⅰ經所述主供油閥輸出端連接到發動機的主噴嘴，所述出油口ⅱ經優先供油閥輸出端連接到發動機的優先噴嘴，所述出油口ⅲ經點火供油閥輸出端連接到發動機的點火噴嘴；所述多通接頭上還設有信號輸出端，所述信號輸出端經泵后壓力傳感器與所述發動機電子控制器連接；

所述電動燃油泵、主供油閥、優先供油閥、點火供油閥以及發動機的狀態傳感器、點火器、起動電機均與所述發動機電子控制器通信連接；

所述發動機電子控制器根據發動機狀態傳感器和泵后壓力傳感器的信息，產生pwm信號來調節所述電機燃油泵供油量的大小，通過控制所述主供油閥、優先供油閥和點火供油閥的通斷來控制燃油輸送到發動機的不同噴嘴。

優選地，所述發動機的狀態傳感器包括發動機進口總壓p1t傳感器、排氣溫度t5(或t45)傳感器和發動機燃氣渦輪轉速ng傳感器，用于分別測量發動機進口總壓p1t、排氣溫度t5(或t45)和發動機燃氣渦輪轉速ng，并將發動機的進口總壓p1t、排氣溫度t5(或t45)和發動機燃氣渦輪轉速ng等信息傳輸給所述發動機電子控制器，所述發動機電子控制器根據發動機狀態傳感器和泵后壓力傳感器的信息，自適應控制起動時序和供油量。

優選地，所述的主供油閥、優先供油閥和點火供油閥為電磁閥，由所述發動機電子控制器用以控制各電磁閥的通斷。

優選地，發動機的起動控制過程分為電機帶轉、點火供油、優先供油和主供油4個階段。

優選地，所述發動機電子控制器接收到起動指令后，進入電機帶轉階段，起動時間計時器ts清0，并開始起動計時，發動機電子控制器輸出起動電機驅動信號開啟起動電機，起動電機帶動發動機運轉，當發動機電子控制器檢測到燃氣渦輪轉速ng達到設定的點火供油轉速n1后，轉入點火供油階段，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入點火供油階段，則關閉起動電機且報告起動失敗。

優選地，在所述點火供油階段，發動機電子控制器根據發動機進口總壓p1t計算初始點火油量w1，并控制電機燃油泵工作使其輸出相應燃油量，同時打開點火供油閥，驅動點火器工作，在起動電機帶轉和燃油燃燒的雙重作用下，燃氣渦輪轉速ng增加，發動機電子控制器按燃油閉環計算值不斷增加燃油量。

優選地，當發動機溫度t5(或t45)未達到點火成功溫度時，判斷起動時間計時器ts是否超過電機工作保護時間tmp，若超過判定起動失敗，停車關閉起動電機、點火器、點火供油閥和電機燃油泵，若不超時，則繼續供油并檢測發動機溫度；當發動機溫度t5(或t45)達到點火成功溫度時，則開始判定泵后壓力條件。

優選地，當泵后壓力傳感器的壓力未達到優先供油壓力pf時，若超時判定起動失敗，關閉工作電組件，若不超時，繼續供油并檢測泵后壓力；當泵后壓力傳感器的壓力達到優先供油壓力pf時，關閉點火器，記下當前燃油量w2，轉入優先供油階段。

優選地，在所述優先供油階段，優先供油計時器tf清0并開始計時，發動機電子控制器控制電機泵輸出燃油量維持w2不變，打開優先供油閥，使電機泵輸出燃油分別輸送給點火噴嘴和優先噴嘴，當供油計時器tf時間達到設定的預熱時間tw，或者測得的燃氣渦輪轉速ng達到設定的主油供油轉速n2后，轉入主供油階段，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入主供油階段，關閉起動電機、點火供油閥、優先供油閥和電機燃油泵，且報告起動失敗。

優選地，在所述主供油階段，發動機電子控制器控制電機燃油泵輸出燃油量wm0，同時打開主供油閥，使電機泵輸出燃油分別輸送給點火噴嘴、優先噴嘴和主噴嘴，wm0由w2和設定的燃油增量δw求和獲得，加快主油路連焰。

優選地，當燃氣渦輪轉速ng達到發動機自立轉速n3時，關閉起動電機、點火供油閥，停止給點火噴嘴供油，此時，為了保護點火噴嘴不形成積碳，從發動機引氣用于冷卻點火噴嘴，當燃氣渦輪轉速ng繼續增加達到發動機慢車轉速n4穩定區，并穩定一段時間后，報告起動成功。

優選地，關閉起動電機和點火供油閥時，發動機電子控制器計算燃油補償量，并將該補償量與閉環計算燃油量求和作為電機燃油泵總的輸出燃油量，使得發動機轉速上升更加平滑。

優選地，燃油補償量wcomp計算表達式為：

wcomp＝(1-δt/tc×ni)×wc

其中，δt為發動機電子控制器的控制周期，tc為補償供油時間，ni為補償次數，每補償一次該值加1，wc為基本補償量，是常數。

根據本發明的另一方面，本發明還提供了一種微小型航空發動機起動控制方法，利用本發明的上述微小型航空發動機起動控制系統，是由發動機電子控制器根據發動機狀態傳感器和泵后壓力傳感器信息自適應控制起動時序和供油量，所述方法包括如下步驟：

步驟s1，發動機電子控制器接收到起動指令后，進入電機帶轉階段，起動時間ts清0，并開始起動計時，開啟起動電機，當發動機電子控制器檢測到燃氣渦輪轉速ng達到設定的點火供油轉速n1后，轉入步驟s2，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入步驟s2，關閉起動電機且報告起動失敗；

步驟s2，進入點火供油階段，發動機電子控制器控制打開點火器和點火供油閥，同時根據進口總壓p1t計算初始點火油量w1，并控制電機燃油泵工作使其輸出相應燃油量，隨著燃氣渦輪轉速ng的增加，按燃油閉環計算值不斷增加燃油量，當檢測到發動機溫度t5(或t45)達到點火成功溫度且泵后壓力傳感器的壓力達到優先供油壓力pf后，關閉點火器，記下當前燃油量w2，轉入步驟s3，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入步驟s3，關閉起動電機、點火器、點火供油閥和電機燃油泵，且報告起動失敗；

步驟s3，進入優先供油階段，優先供油計時器tf清0并開始計時，發動機電子控制器控制電機泵輸出燃油量維持w2不變，打開優先供油閥，當計時器tf時間達到設定的預熱時間tw或者燃氣渦輪轉速ng達到設定的主油供油轉速n2后，轉入步驟s4，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入步驟s4，關閉起動電機、點火供油閥、優先供油閥和電機燃油泵，且報告起動失敗；

步驟s4，進入主供油階段，發動機電子控制器控制電機燃油泵輸出燃油量為wm0，打開主供油閥，隨著燃氣渦輪轉速ng的增加，按燃油閉環計算值不斷增加燃油量，當燃氣渦輪轉速ng達到發動機自立轉速n3，關閉起動電機、點火供油閥，當燃氣渦輪轉速ng繼續增加達到發動機慢車轉速n4穩定區，并穩定一段時間后，報告起動成功。

優選地，所述航空發動機起動控制方法步驟s2中的優先供油壓力pf是隨發動機進口總壓p1t變化的，其表達式為：

pf＝p1t/101325*a+b，

其中，a和b為常數。

優選地，所述航空發動機起動控制方法步驟s4中關閉起動電機和點火供油閥時，計算燃油補償量，并將該補償量與閉環計算燃油量求和作為電機燃油泵總的輸出燃油量。燃油補償量wcomp計算表達式為：

wcomp＝(1-δt/tc×ni)×wc

其中，δt為發動機電子控制器(11)的控制周期，tc為補償供油時間，ni為補償次數，每補償一次該值加1，wc為基本補償量，是常數。

同現有技術相比，本發明所提供的微小型航空發動機燃油控制系統與起動控制方法具有如下突出的特點：一是全部采用電控組件，無需回油路，減輕控制系統重量；二是根據發動機狀態傳感器和泵后壓力傳感器信息自適應控制起動時序和供油量，彌補了微小型航空發動機冷態起動燃油不易霧化的缺陷，大大提高寬環境范圍內的起動可靠性；三是只需修改軟件即可實現不同類型發動機控制時序和參數調整，可移植性好。

附圖說明

圖1是本發明微小型航空發動機燃油控制系統的組成示意圖；

圖2是本發明微小型航空發動機起動控制方法總流程框圖；

圖3是本發明點火供油階段的控制流程圖。

具體實施方式

為使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，下面結合附圖和實施例對本發明的技術方案作進一步詳細說明。

參閱圖1，本實施例提供的微小型航空發動機燃油控制系統，包括燃油箱1、燃油濾2、電機燃油泵3、多通接頭4、主供油閥5、優先供油閥8、點火供油閥9、泵后壓力傳感器10、發動機7的狀態傳感器704、點火器705、起動電機706和發動機電子控制器11，燃油箱1通過油路經燃油濾2、電動燃油泵3與多通接頭4的進油口連通。

通過電機燃油泵3的運轉來給發動機7輸送燃油，由發動機電子控制器11產生的pwm信號來調節燃油量的大小，通過控制主供油閥5、優先供油閥8和點火供油閥9的通斷來控制燃油輸送到發動機的不同噴嘴。多通接頭4包括出油口ⅰ、出油口ⅱ、出油口ⅲ等三個出油口，出油口ⅰ經主供油閥5輸出端連接到發動機7的主噴嘴701，出油口ⅱ經優先供油閥8輸出端連接到發動機7的優先噴嘴702，出油口ⅲ經點火供油閥9輸出端連接到發動機7的點火噴嘴703。

泵后壓力傳感器10用于檢測電機燃油泵3的輸出油壓，發動機的狀態傳感器704包括壓力、溫度和轉速傳感器，用于測量發動機進口總壓p1t、排氣溫度t5(或t45)和發動機燃氣渦輪轉速ng。

主供油閥5、優先供油閥8和點火供油閥9均為電磁閥，由發動機電子控制器11產生一個開關信號即可控制電磁閥的通斷。

本發明提供的燃油控制系統全部采用電控組件，無液壓組件，可用電信號精確控制燃油量，提高控制靈活性，同時簡化了結構、降低系統重量。

參閱圖2，其是微小型航空發動機起動控制方法的流程框圖，起動控制過程分為起動帶轉、點火供油、優先供油和主供油4個階段。在整個供油過程中，由發動機電子控制器11根據發動機狀態傳感器704和泵后壓力傳感器10信息自適應控制起動時序和供油量，具體方法包括如下步驟：

步驟s1，發動機電子控制器11接收到起動指令后，進入電機帶轉階段，起動時間ts清0，并開始起動計時，發動機電子控制器11輸出起動電機驅動信號開啟起動電機706，起動電機706帶動發動機運轉，當發動機電子控制器11檢測到燃氣渦輪轉速ng達到設定的點火供油轉速n1后，轉入步驟s2，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入步驟s2，關閉起動電機706且報告起動失敗。

步驟s2，進入點火供油階段，該階段控制過程參閱圖3。發動機電子控制器11根據進口總壓p1t計算初始點火油量w1，并控制電機燃油泵3工作使其輸出相應燃油量，同時打開點火供油閥9，驅動點火器705工作，在起動電機帶轉和燃油燃燒的雙重作用下，燃氣渦輪轉速ng增加，發動機電子控制器11按燃油閉環計算值不斷增加燃油量。當發動機溫度t5(或t45)未達到點火成功溫度時，判斷起動時間計時器ts是否超過電機工作保護時間tmp，若超過判定起動失敗，停車關閉起動電機706、點火器705、點火供油閥9和電機燃油泵3，若不超時，則繼續供油并檢測發動機溫度；當發動機溫度t5(或t45)達到點火成功溫度時，則開始判定泵后壓力條件。當泵后壓力傳感器10的壓力未達到優先供油壓力pf時，若超時判定起動失敗，關閉工作電組件，若不超時，繼續供油并檢測泵后壓力；當泵后壓力傳感器10的壓力達到優先供油壓力pf時，關閉點火器705，記下當前燃油量w2，轉入步驟s3。

步驟s2中發動機溫度t5是否達到點火成功溫度的判定方法，采用發動機溫度t5的實時測量值與起動前t5測量值之差為一常數進行判斷，可以提高不同溫度環境下的適應性。

步驟s2中的優先供油壓力pf是隨發動機進口總壓p1t變化的，從而提高不同高度環境下的適應性，其表達式為：

pf＝p1t/101325*a+b(1)

其中，a和b為常數，根據不同發動機燃油需求、噴嘴特性以及電機泵特性計算得到。

步驟s3，進入優先供油階段，優先供油計時器tf清0并開始計時，發動機電子控制器11控制電機泵輸出燃油量維持w2不變，打開優先供油閥8，使電機泵輸出燃油分別輸送給點火噴嘴702和優先噴嘴703，當計時器tf時間達到設定的預熱時間tw，或者測得的燃氣渦輪轉速ng達到設定的主油供油轉速n2后，轉入步驟s4，若起動時間ts超過電機工作保護時間tmp仍未轉入步驟s4，關閉起動電機706、點火供油閥9、優先供油閥8和電機燃油泵3，且報告起動失敗。經過優先供油階段，對燃燒室進行預熱，提高燃油霧化性能，有利于主油路點火連焰。

步驟s4，進入主供油階段，發動機電子控制器11控制電機燃油泵3輸出燃油量wm0，同時打開主供油閥5，使電機泵輸出燃油分別輸送給點火噴嘴702、優先噴嘴703和主噴嘴701，wm0由w2和設定的燃油增量δw求和獲得，加快主油路連焰；隨著燃氣渦輪轉速ng增加，發動機電子控制器11按燃油閉環計算值不斷增加燃油量，當燃氣渦輪轉速ng達到發動機自立轉速n3時，關閉起動電機706、點火供油閥9，停止給點火噴嘴供油702，此時，為了保護點火噴嘴不形成積碳，從發動機引氣用于冷卻點火噴嘴，當燃氣渦輪轉速ng繼續增加達到發動機慢車轉速n4穩定區，并穩定一段時間后，報告起動成功。

步驟s4中關閉起動電機706和點火供油閥9時，發動機電子控制器11計算燃油補償量，并將該補償量與閉環計算燃油量求和作為電機燃油泵3總的輸出燃油量，使得發動機轉速上升更加平滑。燃油補償量wcomp計算表達式為：

wcomp＝(1-δt/tc×ni)×wc(2)

其中，δt為發動機電子控制器11的控制周期，tc為補償供油時間，ni為補償次數，每補償一次該值加1，wc為基本補償量，是常數。

本發明提供的微小型航空發動機燃油系統與起動控制方法彌補了微小型航空發動機冷態起動燃油不易霧化的缺陷，大大提高點火連焰成功率，適應不同溫度不同高度環境，提高寬工作環境范圍內的起動可靠性。

以上所述為本發明的較佳實施例而已，本發明不應該局限于該實施例和附圖所公開的內容。凡是不脫離本發明所公開的思路下完成的等效或修改，都落入本發明保護的范圍。