一种航空风冷小型发动机热管理部件的控制算法的制作方法

1.本发明属于航空发动机技术领域，具体地说，本发明涉及一种针对航空风冷小型发动机热管理部件控制的计算方法。


背景技术：

2.目前，航空发动机应用的环境复杂，带有热管理部件风冷小型发动机如果人为调整热管理部件需要操作人员频繁操作，而且飞控通讯与发动机通讯中断时就人为操作无效，热管理部件的控制算法集成到发动机控制器就可以基于发动机温度自动实时调整热管理部件的开度，让发动机工作在最优范围内，这样大大减小操作人员的工作负荷。


技术实现要素：

3.本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提供一种航空风冷小型发动机热管理部件控制的的计算方法，目的是为了风冷发动机通过实时调整热管理部件的风门开度，从而控制冷却发动机的气流量大小及流向让发动机工作在最优温度范围内。这种控制思路可以拓展到其他基于温度自动调整的控制系统。
4.一种航空风冷小型发动机热管理部件控制的计算方法，包括步骤：
5.s1、发动机目标温度设置；
6.s2、发动机不同工况下对应的热管理部件基本开度；
7.s3、基于发动机温度热管理部件的热管理部件开度闭环调节；
8.s4、最终输出的热管理部件开度；
9.所述的航空风冷小型发动机热管理部件控制还包括步骤：
10.s5、仿真测试；
11.s6、实测验证。
12.所述步骤s5包括：
13.s501、建立仿真模型，实现不同的热管理部件需求开度转变成发动机控制器可以驱动的脉冲宽度调制信号(pwm信号)；
14.s502、数据预设；
15.s503、进行仿真验证。
16.s503中，进行仿真验证时，主要包括软件在环，验证在发动机温度为目标温度时，热管理部件的风门开度应为固定值，当发动机实际温度出现变化时为闭环调节，当温度上升时热管理部件的风门开度增加，可以增加通过发动机本体的流量；当温度下降时热管理部件的风门开度减小，可以减小通过发动机本体的流量。
17.所述步骤s503中，包括以下：
18.步骤一、采集发动机在不同工况下的最佳工作温度：更改发动机冷却条件，从而更改发动机实际温度，记录不同温度下的功率输出，以安徽省砺德特种动力科技有限公司(以下简称砺德动力)的b2g70为例，发动机转速和负荷为区分工况的断点，记录不同工况下的
最佳温度(以下成为目标温度)，发动机最佳工作温度范围为80℃-100℃。
19.步骤二、以发动机转速和负荷为区分工况的断点，在实验桨台上(标况)测试不同工况下闭环调节下稳态后输出的占空比，将此占空比填写到发动机不同工况下对应的热管理部件基本开度表内；
20.步骤三、闭环调节方案要有以下输入元素：温度偏差(目标温度-发动机当前温度)、占空比调节步长(基于温度偏差查表得到，温度差越大调节步长越大，温度差越小调节步长越小)、调节关闭及开启时间(基于温度偏差查表得到，当外部环境条件改变时温度是滞后的，因此调节后激活后执行开启时间后需要关闭调节一定时间，该时间基于发动机实际温度响应填写)。因此闭环调节方案就是以温差查表后得出调节量，执行一定时间后关闭调节等待发动机实际温度更改后再进行下一步调节一致持续到发动机稳定到目标转速，整个过程为发动机在各工况下的稳态运行。
21.步骤四、最终输出的热管理部件开度，最终输出需要考虑热管理部件参与的整个运行工况，发动机控制器上电后发动机处于停机状态(简称上电状态)、发动机正常运行状态、发动机停止工作状态(停机状态)，在上电及停机状态无特殊要求下热管理部件应为关闭状态，发动机正常运行状态时为闭环调节，为了避免热管理部件风门调节时抖动需要做去抖处理增加滤波或梯度处理本发明采用的是梯度处理。
22.所述步骤s6包括：
23.s601、实验准备：搭载热管理部件的发动机、发动机控制器、桨台试验台用于更换工况、带有通讯设备的电脑用来监控发动机状态、发动机温度和热管理部件的风门开度；
24.s602、模拟发动机在使用过程中的工况，上电、正常运行的各工况，油门0％(怠速)、20％、40％、60％、80％、100％，每个点记录发动机实际温度变化与热管理部件的风门开度的调节趋势，采集数据后回怠速，发动机停机；
25.本发明的有益效果：针对新型开发的航空风冷小型发动机热管理部件控制，可以实现自动控制风冷发动机的温度在一定范围内。基于发动机温度自动实时调整热管理部件的开度，让发动机工作在最优范围内，这样大大减小操作人员的工作负荷。
26.以下将结合附图和实施例，对本发明进行较为详细的说明。
附图说明
27.图1是本发明的功能设计流程图。
28.图2是本发明航空风冷小型发动机热管理部件控制算法流程图；
29.图3是硬件在桨台测试台结构的示意图。
30.图中：1.试验台框架、2.滑轨机构、3.连接背板、4.数据采集模块、5.扭矩传感器、6.拉压力传感器、7.数据采集箱。
具体实施方式
31.申请文本中术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不
能理解为指示或暗示相对重要性。
32.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
33.下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明，目的是帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解，并有助于其实施。
34.如图1所示，本发明提供了一种航空风冷小型发动机热管理部件控制的计算方法，包括如下的步骤：
35.s1、发动机目标温度设置；
36.s2、发动机不同工况下对应的热管理部件基本开度；
37.s3、基于发动机温度热管理部件的热管理部件开度闭环调节；
38.s4、最终输出的热管理部件开度；
39.具体地说，本发明的航空风冷小型发动机热管理部件控制的计算方法是基于发动机控制系统(ecu)，该控制系统包括硬件电路单元、底层控制单元和应用层控制单元。
40.在上述步骤s1中，本专利输入2个元素发动机转速、发动机负荷，输出为1个元素发动机目标温度，通过三维查表实现。
41.涉及到的变量解释如下：
[0042][0043]
在上述步骤s2中，本专利输入2个元素发动机实际温度，发动机进气温度输出为1
个元素热管理部件稳态目标开度，通过三维查表实现涉及到的变量解释如下：
[0044][0045][0046]
在上述步骤s3中，本专利输入2个元素发动机实际温度，发动机目标温度，输出为3个元素输出的温度偏差、目标开度、闭环调节激活标志位，通过三维查表实现，涉及到的变量解释如下：
[0047][0048][0049]
在上述步骤s3中，热管理部件开度闭环调节，处理方式如下：
[0050]
计算温度偏差，温度偏差＝发动机目标温度-发动机实际温度，基于温度偏差作为输入，输出需要调节的热管理部件开度；
[0051]
基于温差计算单次调节的有效时间，通过二维表查表得到，温差越大有效时间越长，温差越小有效时间越短。
[0052]
基于温差计算单次调节的关闭时间，通过二维表查表得到，温差越大有效时间越短，温差越小有效时间越长。
[0053]
闭环调节激活标志位，以下条件同时满足时闭环调节激活标志位有效：
[0054]
温差范围超过需要调节的最小偏差要求；
[0055]
调节开启时间不超过单次调节的有效时间；
[0056]
调节关闭时间不低于单词关闭时间；
[0057]
5、闭环调节下输出的热管理部件目标开度，在闭环调节激活标志位有效下输出需
要调节的热管理部件开度；在闭环调节激活标志位无效下输出0，即不需要调节。
[0058]
6、正常运行时热管理部件目标开度，等于热管理部件闭环调节的开度与热管理部件稳态目标开度之和。
[0059]
在上述步骤s4中，本专利输入3个元素发动机控制状态、发动机转速、梯度输出为1个元素最终输出的热管理部件开度。涉及到的变量解释如下：
[0060][0061]
在上述步骤s4中，最终输出的热管理部件开度，处理方式如下：
[0062]
在发动机状态等于3(运行)时，最终输出的热管理部件开度等于正常运行时热管理部件目标开度；其他状态或者发动机转速等于0时，最终输出的热管理部件开度等于0，即热管理部件开度处于最小位置。
[0063]
本发明的航空风冷小型发动机热管理部件控制的算法还包括如下的步骤：
[0064]
s5、仿真测试；
[0065]
s6、实测验证。
[0066]
上述步骤s5包括：
[0067]
501、建立仿真模型，模拟发动机运行工况(上电、启动、运行、停机)及发动机温度，
进气温度核算输出的占空比是否合理；
[0068]
s502、数据预设，在切换过渡过程中，实现通过采集的桨台数据，发动机转速、负荷对应的最佳温度map表、当前温度下需要的热管理部件开度、温差对应的调整值、热管理部件动态调整的梯度进行预设、单次调节的有效时间、单次调节的关闭时间；
[0069]
s503、进行仿真验证。
[0070]
在上述步骤s501中，通过模拟发动机(砺德动力的b2g70为例)运行工况，并设置各工况下的目标温度设置断点如下：
[0071][0072]
根据发动机冷却计算得到的发动机温度和进气温度下需要的空气流量预设热管理部件稳态目标开度表，根据桨台闭环开启时最终输出的热管理部件稳态开度填写到此表内。设置断点如下：
[0073][0074]
热管理部件动态调整的梯度进行预设、单次调节的有效时间、单次调节的关闭时间三个参数需要根据发动机冷却效果实际标定，仿真过程中可以设置不同的值进行调试；
[0075]
在上述步骤s503中，进行仿真验证时，主要验证当目标温度与实际温度有偏差时是否按照设计的步长调节，调节大小与方向是否正确。
[0076]
结算仿真验证后，按下列综合评价标准进行评价：
[0077]
发动机转速等于0或者发动机控制状态非运行时，热管理部件调为最小；
[0078]
根据桨台实验数据，不同工况下的发动机温度，确认是否按照预设数据输出目标开度，并按照设置的步长、开启关闭时间输出目标开度；
[0079]
在上述步骤s6中，搭载发动机实体在桨台上进行功能验证及标定。测量的变量：ecu采集数据：发动机实际温度、发动机进气温度、热管理部件稳态目标开度、发动机目标温度、闭环调节激活标志位、热管理部件闭环调节的开度、正常运行时热管理部件目标开度、发动机控制状态、发动机转速、最终输出的热管理部件目标开度；桨台采集数据除上述变量外应增加台架数据包括发动机转速、发动机温度、机油压力、缸压等。
[0080]
上述步骤s6包括：
[0081]
s601、上电检测：发动机无控制故障，热管理部件无控制故障，上电后热管理部件开度为关闭状态；
[0082]
s602、发动机启动及正常运行：热管理部件开度基于上述步骤s4内容输出；
[0083]
s603、发动机停机，发动机停机，转速等于0后热管理部件开度为关闭状态。
[0084]
实施例2图3为螺旋桨试验台，试验台主要由试验台框架1、滑轨机构2、连接背板3、数据采集模块4、扭矩传感器5、拉压力传感器6和数据采集箱7组成；
[0085]
使用时，其中：试验台框架1主要用于支撑和用于安装相关测试设备和机构；
[0086]
滑轨机构2主要用途是在发动机带桨产生的推拉力下，具有前后自由位移的功能，以便测量推拉力。
[0087]
连接背板3主要用于安装所要测试的发动机总成。
[0088]
数据采集模块4主要集成了燃油压力、缸头温度、进气温度、排气温度、空燃比等相关传感器，用于测量发动机的主要参数。
[0089]
扭矩传感器5主要用于测量发动机运转时所产生的扭力值。
[0090]
拉压力传感器6主要用于测量发动机带桨运行时所产生的推力或者拉力值。
[0091]
数据采集箱7主要是将数据采集模块6所采集的相关数据通过转换输入到试验台监控电脑端。
[0092]
针对新型开发的航空风冷小型发动机热管理部件控制，可以实现自动控制风冷发动机的温度在一定范围内。基于发动机温度自动实时调整热管理部件的开度，让发动机工作在最优范围内，这样大大减小操作人员的工作负荷。
[0093]
以上的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通工程技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。
[0094]
本发明未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。