集成数据采集式压燃式航空发动机、控制方法及储存介质

本发明涉及发动机，尤其涉及一种集成数据采集式压燃式航空发动机、控制方法及储存介质。

背景技术：

1、近年来，随着我国通用航空事业的飞速发展，压燃式航空发动机由于具有燃油消耗率低、高度特性好、成本低、可靠性强、续航时间长等优点，广泛应用在我国通用航空领域。

2、由于航空领域下发动机作业环境相对复杂，在高空恶劣工况下运行时，由于大气压力和大气温度较低，造成发动机的进气量较少且进气温度较低，使缸内有效燃烧减少，进而导致热量向发动机零部件传递，造成发动机核心零部件的活塞表面的温度过高而出现头部烧蚀、销座开裂、环槽烧焦以及裙部变形开裂等现象。

3、为了研究活塞，进而避免上述现象出现，需要一种能够准确、稳定获取其内部相关数据的集成数据采集式压燃式航空发动机。

4、上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。

技术实现思路

1、本发明的主要目的在于提供一种集成数据采集式压燃式航空发动机，旨在解决如何准确获取压燃式航空发动机的相关数据的问题。

2、为实现上述目的，本发明提供一种集成数据采集式压燃式航空发动机，所述集成数据采集式压燃式航空发动机包括：发动机外壳（1）、活塞（2）、第一热电偶（3）、气缸壁（4）、第一无线充电接收模块（5）、第一无线充电发射模块（6）、微处理电路（7）、第一隔热封装盒（8）、蓄电池（9）、电控单元（10）、冷却器（11）、信号接收模块（12）、第二无线充电发射模块（13）、第二无线电接收模块（14）、第二热电偶（15）、油底壳（16）、电动泵（17）、曲轴（18）、连杆（19）、贴片温控开关（20）、第二隔热封装盒（21）、耐高温电池（22）和应变片（23）；

3、气缸壁（4）设置于发动机外壳（1）内侧，活塞（2）和第一热电偶（3）设置于气缸壁（4）内侧，且第一热电偶（3）设置于活塞（2）表面，并通过电路与微处理电路（7）连接，微处理电路（7）设置于第一隔热封装盒（8）内，且微处理电路（7）还通过另一电路与贴片温控开关（20）连通，贴片温控开关（20）紧贴第二隔热封装盒（21）底部，第二隔热封装盒（21）中设置有耐高温电池（22），耐高温电池（22）的电路穿过连杆（19），并在连杆（19）内侧与设置于连杆（19）底部的第二无线电接收模块（14）连通；

4、应变片（23）与第一热电偶（3）对称设置，并通过电路与微处理电路（7）连接；

5、曲轴（18）通过安装底座安装于连杆（19）下外侧；

6、第一无线充电接收模块（5）和第一无线充电发射模块（6）间隔安装于连杆（19）上外侧；

7、信号接收模块（12）、第二无线充电发射模块（13）和第二热电偶（15）设置于油底壳（16）内，第二无线充电发射模块（13）与第二无线电接收模块（14）间隔设置，信号接收模块（12）、第二无线充电发射模块（13）和第二热电偶（15）均通过电路与设置于油底壳（16）外部的蓄电池（9）和电控单元（10）相连，且信号接收模块（12）和第二无线充电发射模块（13）的电路连通于蓄电池（9）和电控单元（10）的同一侧，第二热电偶（15）的电路连通于蓄电池（9）和电控单元（10）的另一侧；

8、电动泵（17）的电路连通于蓄电池（9）和电控单元（10）的一侧，电动泵（17）一侧的管道插入油底壳（16）的一竖侧，电动泵（17）另一侧的管道穿过冷却器（11）并插入油底壳（16）另一竖侧，以形成冷却回路。

9、可选地，所述微处理电路（7）包括数据输入接口（71）、处理芯片（72）、电路板（73）、贴片式tf卡（74）、电源接口（75）和wifi模块（76）；

10、处理芯片（72）处理热电偶（3）采集的温度信号数据和应变片（23）采集的应变信号数据后，将信号数据传输并储存在贴片式tf卡（74）中，由贴片式tf卡（74）通过wifi模块（76）传输至电控单元（10）；

11、微处理电路（7）通过数据输入接口（71）与第一热电偶（3）和应变片（23）连接，微处理电路（7）通过第一电源线（84）将电源接口（75）与耐高温电池（22）连接。

12、可选地，所述第一隔热封装盒（8）包括：第一外壳（81）、第一密封盖（82）、第一信号线（83）、第一电源线（84）；

13、微处理电路（7）放置于第一外壳（81）中央位置，微处理电路（7）外侧包裹第一双组分环氧灌封胶层（231），第一双组分环氧灌封胶层（231）与第一外壳（81）之间再填充纳米二氧化硅气凝胶（24）；

14、纳米二氧化硅气凝胶（24）与第一密封盖（82）接触侧中间填充第二双组分环氧灌封胶层（232）；

15、第一信号线（83）为多根，第一信号线（83）和第一电源线（84）穿过第一密封盖（82）与外部连接。

16、可选地，所述第二隔热封装盒（21）与活塞（2）的底部粘性连接，第二隔热封装盒（21）包括第二外壳（211）、第二密封盖（212）、第二电源线（213）、第一电源线（84）；

17、耐高温电池（22）放置于第二外壳（211）中央位置，耐高温电池（22）外侧包裹第三双组分环氧灌封胶层（251），第三双组分环氧灌封胶层（251）与第二外壳（211）之间再填充第二纳米二氧化硅气凝胶（26）；

18、第二纳米二氧化硅气凝胶（26）与第二密封盖（212）接触侧中间填充第四双组分环氧灌封胶层（252）；

19、第二电源线（213）和第一电源线（84）穿过第二密封盖（212）与外部连接。

20、可选地，所述冷却器（11）包括散热铜管（111）和外壳（112）；散热铜管（111）包括进气口（28）和出气口（30）；外壳（112）的两侧开设进水口（27）和出水口（29）；

21、所述散热铜管（111）用于将高温机油蒸气和/或空气混合气的热量传递到冷却器（11）内的水中，以使所述高温机油蒸气和/或所述空气混合气冷却。

22、此外，为实现上述目的，本发明还提供一种集成数据采集式压燃式航空发动机的控制方法，应用于如上所述的集成数据采集式压燃式航空发动机，所述方法包括：

23、监测贴片温控开关内置传感器监测的第一温度值、第二热电偶的第二温度值和发动机运行时间；

24、当所述第一温度值大于或等于预设第一温度阈值时，执行第一策略；

25、当所述第二温度值大于或等于预设第二温度阈值时，执行第二策略；

26、当所述发动机运行时间大于预设运行时长阈值时，执行第三策略。

27、可选地，当所述第一温度值大于或等于所述预设第一温度阈值时，所述贴片温控开关触点闭合，以使微处理电路与耐高温电池连通并上电，其中，所述微处理电路上电后开始采集第一热电偶和应变片的数据，并将采集到的数据传输并储存至贴片式tf卡中，所述执行第一策略的步骤具体包括：

28、将发动机置为怠速，触发数据采集装置。

29、可选地，所述执行第二策略的步骤具体包括：

30、控制电动泵以预设转速运行，以将油底壳上部的高温机油蒸气和/或空气混合气抽取至冷却器中进行冷却后回流至所述油底壳上部；

31、当监测到所述第二温度值小于或等于所述预设第二温度阈值时，控制所述电动泵关闭。

32、可选地，所述执行第三策略的步骤具体包括：

33、控制无线充电模块开启，以使所述无线充电模块向耐高温电池充电；

34、获取充电时间；

35、当所述充电时间大于或等于预设充电时长时，控制所述无线充电模块关闭。

36、此外，为实现上述目的，本发明还提供一种计算机可读储存介质，所述计算机可读储存介质上储存有集成数据采集式压燃式航空发动机的控制程序，所述集成数据采集式压燃式航空发动机的控制程序被处理器执行时实现如上所述的集成数据采集式压燃式航空发动机的控制方法的步骤。

37、本发明实施例提供一种集成数据采集式压燃式航空发动机、控制方法及储存介质，提供一种集成数据采集式压燃式航空发动机，集成数据采集式压燃式航空发动机中设计有集成储存+无线数据传输技术于一体的微处理电路，该微处理电路用于处理和传输第一热电偶和应变片采集到的数据。由于不需要引线，因此不存在传统的引线法中可能出现的引线折断的问题。此外，由于微处理电路的体积小，就使得整个数据采集装置体积小，适用于压燃式航空发动机这种体积比较小、结构比较紧凑的发动机，实现了集成化获取压燃式航空发动机活塞温度和应变数据的目的。

38、