[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

说明书

本发明公开了一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法。该系统包括燃油箱、燃油滤、电机燃油泵、主供油阀、优先供油阀、点火供油阀、泵后压力传感器、发动机状态传感器、点火器、起动电机和发动机电子控制器。所述方法是由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信息自适应控制起动时序和供油量。本发明全部采用电控组件，无需回油路，减轻控制系统重量，同时弥补了微小型航空发动机冷态起动燃油不易雾化的缺陷，大大提高宽环境范围内的起动可靠性。

技术领域

本发明属于航空发动机控制技术领域，涉及一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法。

背景技术

随着军用、民用小型无人机技术的发展，要求具有推重比大、低成本的动力装置，为微小型涡喷、涡轴发动机开辟了广阔的市场前景。蒸发管式燃烧室由于结构简单、尺寸小成本低等特点，在微小型航空发动机中获得了广泛的应用。但蒸发管式燃烧室存在冷态起动燃油不易雾化的问题，尤其在低温高原环境，燃油点火起动困难的问题更为突出。目前主要有两种方法来应对起动困难问题，一种是提高喷嘴压力，这种方法会导致燃油泵的功耗大幅上升，目前小型电机燃油泵无法满足高输出压力的要求，通常用机械液压燃调来实现燃油控制，此类系统重量远高于电机燃油泵。另一种是采用电机燃油泵供油，先用丙烷气点火形成火苗，再对燃油进行点火的方式来起动发动机，该方法的点火成功率很高，但起动设备复杂且不安全，大大增加外场保障工作难度。因此，需要设计一种结构简单、重量轻、操作简单且可靠性高的微小型航空发动机燃油控制系统。

发明内容

针对现有技术的缺点和不足，本发明的目的是提供一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法，以简化微小型航空发动机燃油系统、降低成本，同时解决包括高原环境在内的宽工作环境范围内，微小型航空发动机燃油点火起动可靠性问题。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种微小型航空发动机燃油控制系统，包括燃油箱、燃油滤、电机燃油泵、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等三个出油口，其中，所述出油口Ⅰ经所述主供油阀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。

优选地，所述发动机的状态传感器包括发动机进口总压P1t传感器、排气温度T5(或T45)传感器和发动机燃气涡轮转速Ng传感器，用于分别测量发动机进口总压P1t、排气温度T5(或T45)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(或T45)和发动机燃气涡轮转速Ng等信息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。

优选地，所述的主供油阀、优先供油阀和点火供油阀为电磁阀，由所述发动机电子控制器用以控制各电磁阀的通断。

优选地，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。