一种航空活塞发动机预热系统的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空活塞发动机预热系统。

背景技术：

活塞发动机从点火方式可以分为压燃式和点燃式，压燃式是靠气缸内混合气被压燃膨胀做功，点燃式是通过借助点火装置点燃混合气做功，在环境温度较低的情况下，起动发动机时由于混合气体温度较低，在压缩过程中产生的功克服阻力的过程较长，热量损失较大，使起动变得困难。另外，影响到压缩式发动机低温起动的因素还有润滑油粘度增大，各摩擦表面得不到充分的预润滑，从而又加大了发动机的起动阻力。常见的发动机起动是由蓄电池给起动机提供电力，从而拖动发动机转动，在环境温度较低时，蓄电池的性能也会有所下降，导致不能多次长时间的给起动机提供电力。受这三方面的主要因素影响，压缩式发动机在低温环境下起动非常困难。

目前，压燃式活塞发动机配套的预热系统尽管可以满足-30℃的低温起动要求，但预热系统的工作逻辑受发动机控制器的限制，预热系统的工作不是独立的，受发动机控制器的输出控制，是一种开环控制，其触发和结束预热系统工作的条件比较单一，准确性稳定性较差，而且在航空领域应用时存在增加发动机控制器的复杂度的问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种活塞发动机预热系统。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种航空活塞发动机预热系统，包括预热塞、预热塞控制器、发动机温度传感器、飞机轮载荷传感器、发动机供电检测模块，所述发动机温度传感器、飞机轮载荷传感器、发动机供电检测模块分别与预热塞控制器的输入端连接，所述预热塞控制器的输出端与预热塞连接；所述预热塞控制器根据接收到的温度、载荷、供电状态来控制预热塞的工作。

所述预热塞安装在发动机缸盖上，用于加热喷油器喷油孔附近的空气。

电源通过供电开关分别与预热塞、预热控制器、发动机温度传感器、飞机轮载荷传感器连接，用于为各部件供电。

在供电开关闭合后，发动机温度传感器、飞机轮载荷传感器启动工作将采集的数据传递至预热塞控制器中，在温度、轮载荷数据满足预热条件后，采集发动机供电状态信息，在发动机处于供电状态时预热塞控制器控制给预热塞供电使之工作。

在发动机温度超过预热开启条件温度或飞机轮载荷传感器采集的数据判断飞机不在地面时，预热塞控制器控制断开预热塞的供电，停止预热塞工作。

所述预热塞控制器与指示灯连接，用于控制指示灯显示预热塞工作状态。

所述发动机供电检测模块通过检测发动机用电电路控制开关的开启闭合状态来判断发动机的供电状态。

发动机用电电路控制开关作为预热控制器的使能开关，将使能开关一端连接电源，另一端分别连接发动机、预热控制器的输入引脚。

所述发动机温度传感器采集发动机的冷却液出水口温度或发动机缸盖温度或发动机内的滑油温度用以表示发动机温度。

所述飞机轮载荷传感器安装在飞机起落架轮上，用于根据载荷数据来判断飞机是否在地面上。

本发明的优点在于：通过该系统可以有效的进行预热，减少温度过低对于启动的影响；通过同时满足多个输入条件给预热塞控制器，预热塞控制器才会有输出给预热塞，使预热系统工作；结束预热系统的工作也有多个条件，且只要满足这些条件中的一条即可结束预热系统工作。这样的系统设计，使得整个大功率工作的系统成为一个独立的系统，减少了对其他系统的依赖性，降低了发动机控制器的复杂度。由于增加了系统开始工作的输入条件和结束工作的判定条件，使系统的逻辑更严谨周全，并有效的降低了误操作性，提高了系统的安全性和可靠性。

附图说明

下面对本发明说明书各幅附图表达的内容及图中的标记作简要说明：

图1为本发明预热系统结构原理图；

图2为本发明预热塞控制器控制输出逻辑图。

上述图中的标记均为：1、预热塞控制器；2、预热塞；3、发动机温度传感器；4、飞机轮载荷传感器；5、使能开关；6、指示灯7、电源；8、供电开关。

具体实施方式

下面对照附图，通过对最优实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

一种航空活塞发动机预热系统，包括预热塞2、预热塞控制器1、发动机温度传感器3、飞机轮载荷传感器4、发动机供电检测模块，发动机温度传感器3、飞机轮载荷传感器4、发动机供电检测模块分别与预热塞控制器1的输入端连接，预热塞控制器1的输出端与预热塞2连接；预热塞控制器1根据接收到的温度、载荷、供电状态来控制预热塞2的工作。

预热塞2安装在发动机缸盖上，用于加热喷油器喷油孔附近的空气。

发动机温度传感器3安装在发动机机体上，发动机温度传感器3采集发动机的冷却液出水口温度或发动机缸盖温度或发动机内的滑油温度用以表示发动机温度。

飞机轮载荷传感器4安装在飞机起落架轮上，用于根据载荷数据来判断飞机是否在地面上。

发动机供电检测模块通过检测发动机用电电路控制开关的开启闭合状态来判断发动机的供电状态。

电源7通过供电开关8分别与预热塞控制器1、预热塞2、发动机温度传感器3、飞机轮载荷传感器4连接，用于为各部件供电，使得传感器、控制器得电工作。

其原理包括：在供电开关8闭合后，发动机温度传感器3、飞机轮载荷传感器4启动工作将采集的数据传递至预热塞控制器1中，在温度、轮载荷数据满足预热条件后，采集发动机供电状态信息，在发动机处于供电状态时预热塞控制器1控制给预热塞2供电使之工作。此时相当于当发动机温度、飞机在地面上、使能开关5均满足条件时才控制预热塞2供电工作，否则任一条件不满足，预热塞2均不工作。预热塞2工作后，在发动机温度超过预热开启条件温度或飞机轮载荷传感器4采集的数据判断飞机不在地面时，预热塞控制器1控制断开预热塞2的供电，停止预热塞2工作，预热结束。

发动机供电检测模块通过检测发动机用电系统的供电状态，可以通过检测发动机用电系统的开关状态，发动机用电电路控制开关作为预热控制器的使能开关5，使能开关5即安装在飞机上的发动机主电门，用于给发动机用电系统供电的控制开关，将使能开关5一端连接电源7，另一端分别连接发动机用电系统、预热塞控制器的输入引脚，电源7用于给预热系统提供电力。这样通过预热塞控制器1的引脚采集高低电平信号即可确定供电状态，如当使能开关5闭合时，发动机用电系统供电，此时预热塞控制器1引脚高电平；当使能开关5断开时，引脚低电平，根据电平信号判断供电状态。

电源7与预热系统之间有个供电开关8控制通断，当该供电开关8闭合时，发动机温度传感器3和飞机轮载荷传感器4得电工作将测量结果反馈给预热塞控制器1，预热塞控制器1会根据传感器反馈的结果通过计算判断这两个条件是否满足开启预热的条件(温度低于设定值时，温度条件满足；根据轮载荷状态判断飞机是否在地面上时，在地面上时满足条件)，若满足，预热塞控制器1还会继续判断使能开关5是否闭合，也就是发动机是否供电，若闭合，此时，发动机温度低于某一设定值(如0℃)、飞机在地面(如轮载荷信号为低电平0V)、使能开关5闭合(如使能信号为高电平28V)同时满足，那么预热塞控制器1则会给预热塞2提供供电输出使之进行加热工作，同时，预热塞控制器1还有一路预热指示输出。一旦发动机温度传感器3测量结果超过开启预热条件的温度 (如高于0℃)或飞机轮载荷传感器4测量结果表明飞机不在地面(如轮载荷信号为高电平28V)时，预热塞控制器1会接收到此信息并断开对预热塞2的供电输出，但仅当使能开关5断开(如使能信号由高电平变28V为低电平0V)，则不能使预热塞控制器1断开对预热塞2的供电输出。其输入与输出逻辑关系如图2 所示。也就是预热塞控制器1的输入有三个条件：温度、是否在地面、发动机用电系统供电与否，且这三个条件需同时满足(温度低于设定值、在地面上、发动机用电系统供电工作)，预热塞控制器1才能开始工作，但只要满足使能信号和发动机温度信号中的任何一个条件(发动机温度大于设定值或飞机不在地面上)，预热塞控制器1即可结束工作。

预热塞控制器1通过对预热塞2的输出端口或检测模块可以检测到预热系统是否存在短路或断路的故障情况，一旦检测到此类故障，预热塞控制器1会输出一路故障指示信号至指示灯6，用于控制指示灯6显示预热塞2工作状态。指示灯6包括预热指示灯6、故障指示灯6，当控制预热塞2工作时，预热指示灯6控制亮起，当存在故障时，故障指示灯6亮起。预热指示灯6安装至飞机的航电系统上，用于表明预热状态。

现有技术的预热系统的工作不是独立的，受发动机控制器的输出控制，是一种开环控制，其触发和结束预热系统工作的条件比较单一，在航空领域应用时增加了发动机控制器的复杂度。本发明提出了一种独立的闭环控制的预热系统设计，通过同时满足多个输入条件给预热塞控制器1，预热塞控制器1才会有输出给预热塞2，使预热系统工作；结束预热系统的工作也有多个条件，且只要满足这些条件中的一条即可结束预热系统工作。这样的系统设计，使得整个大功率工作的系统成为一个独立的系统，可以独立的采集信号、进行逻辑运算、并按运算结果输出，减少了对其他系统的依赖性，降低了发动机控制器的复杂度。由于增加了系统开始工作的输入条件和结束工作的判定条件，使系统的逻辑更严谨周全，并有效的降低了误操作性，提高了系统的安全性和可靠性。

显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进，均在本发明的保护范围之内。