[发明专利]一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法

权利要求书

1.一种微小型航空发动机燃油控制系统，包括燃油箱、电动燃油泵、多通接头、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀、泵后压力传感器、发动机的状态传感器、点火器、起动电机和发动机电子控制器，所述燃油箱通过油路经电动燃油泵与所述多通接头的进油口连通，其特征在于，

所述多通接头包括出油口Ⅰ、出油口Ⅱ、出油口Ⅲ，其中，所述出油口Ⅰ经主供油阀的输出端连接到发动机的主喷嘴，所述出油口Ⅱ经优先供油阀的输出端连接到发动机的优先喷嘴，所述出油口Ⅲ经点火供油阀的输出端连接到发动机的点火喷嘴；所述多通接头上还设有信号输出端，所述信号输出端经泵后压力传感器与所述发动机电子控制器连接；

所述电动燃油泵、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀以及发动机的状态传感器、点火器、起动电机均与所述发动机电子控制器通信连接；

所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，产生PWM信号来调节所述电机燃油泵供油量的大小，通过控制所述主供油阀、优先供油阀和点火供油阀的通断来控制燃油输送到发动机的不同喷嘴。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述发动机的状态传感器包括发动机进口总压传感器、排气温度传感器和发动机燃气涡轮转速传感器，用于分别测量发动机进口总压P1t、排气温度T5和发动机燃气涡轮转速Ng，并将发动机的进口总压P1t、排气温度T5和发动机燃气涡轮转速Ng传输给所述发动机电子控制器，所述发动机电子控制器根据发动机状态传感器和泵后压力传感器的信息，自适应控制起动时序和供油量。

3.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述的主供油阀、优先供油阀和点火供油阀均为电磁阀，由所述发动机电子控制器用以控制各电磁阀的通断。

4.根据权利要求3所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，发动机的起动控制过程分为电机带转、点火供油、优先供油和主供油4个阶段。

5.根据权利要求4所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，所述发动机电子控制器接收到起动指令后，进入电机带转阶段，起动时间计时器ts清0，并开始起动计时，发动机电子控制器输出起动电机驱动信号开启起动电机，起动电机带动发动机运转，当发动机电子控制器检测到燃气涡轮转速Ng达到设定的点火供油转速N1后，转入点火供油阶段，若起动时间ts超过电机工作保护时间tmp仍未转入点火供油阶段，则关闭起动电机且报告起动失败。

6.根据上述权利要求5所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，在所述点火供油阶段，发动机电子控制器根据发动机进口总压P1t计算初始点火油量W1，并控制电机燃油泵工作使其输出相应燃油量，同时打开点火供油阀，驱动点火器工作，在起动电机带转和燃油燃烧的双重作用下，燃气涡轮转速Ng增加，发动机电子控制器按燃油闭环计算值不断增加燃油量。

7.根据上述权利要求6所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，当发动机温度T5未达到点火成功温度时，判断起动时间计时器ts是否超过电机工作保护时间tmp，若超过，判定起动失败，停车关闭起动电机、点火器、点火供油阀和电机燃油泵，若不超时，则继续供油并检测发动机温度；当发动机温度T5达到点火成功温度时，则开始判定泵后压力条件。

8.根据上述权利要求7所述的航空发动机燃油控制系统，其特征在于，当泵后压力传感器的压力未达到优先供油压力Pf时，若超时，判定起动失败，关闭工作电组件，若不超时，继续供油并检测泵后压力；当泵后压力传感器的压力达到优先供油压力Pf时，关闭点火器，记下当前燃油量W2，转入优先供油阶段。