航空活塞自增压直喷重油发动机的燃油热管理方法转让专利
申请号 : CN202210046915.0
文献号 : CN114087078B
文献日 : 2022-04-08
发明人 : 季昊成 , 刘锐 , 翟步云 , 钟翎丰 , 李松鸿
申请人 : 南京工业大学
摘要 :
权利要求 :
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。
说明书 :
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
背景技术
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。
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
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。
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;
的最大压力;
方法如下:
调节阀的设定压力。
工作方法如下:
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:
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℃。
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:
原环境下的工作状态;
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。
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
具体实施方式
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。
~
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。
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。
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。
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。
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。
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℃。
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:
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℃。
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:
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。
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。
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。
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。
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。