航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種用于航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制系統(tǒng)，所述航空壓縮燃燒驅(qū)動總成具有發(fā)動機構(gòu)件、變速器構(gòu)件和螺旋槳構(gòu)件，所述控制系統(tǒng)包括用于感測所述發(fā)動機構(gòu)件的多個壓縮室中每一個的壓力參數(shù)的傳感器，所述傳感器用于將所感測的壓力參數(shù)提供至控制系統(tǒng)裝置，所述控制系統(tǒng)裝置具有使所選的發(fā)動機控制起作用的多個控制程序，且所述控制系統(tǒng)裝置作用于所感測的壓力參數(shù)以使得控制策略在所述發(fā)動機構(gòu)件中起作用。本發(fā)明還包括一種控制方法。
【專利說明】航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制系統(tǒng)
[0001] 相關(guān)申請案
[0002] 本申請要求于2011年10月5日提交的序列號為61/543, 624的美國臨時專利申 請的權(quán)益，其以全文引用方式并入本文。

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003] 本發(fā)明為一種壓縮燃燒驅(qū)動總成。更特別地，本發(fā)明為一種適于在航空環(huán)境中使 用的壓縮燃燒驅(qū)動總成。

【背景技術(shù)】
[0004] 至少從二戰(zhàn)開始，輕型飛機（通用航空以及近來的無人駕駛飛機）已通過的空氣 冷卻的以汽油為燃料的發(fā)動機提供動力，該發(fā)動機通常采用對置式六缸配置。該發(fā)動機以 辛烷值非常高的航空汽油為燃料。在世界偏遠(yuǎn)部分沒有航空汽油意味著通用航空在這些區(qū) 域中無法使用，而這些區(qū)域正好是最需要通用航空服務(wù)的區(qū)域。近來，已能看到煉油廠已不 愿意生產(chǎn)航空汽油，因此使得全世界的供應(yīng)更為緊張。雖然所有的燃料都不便宜，但航空汽 油卻一直特別昂貴。
[0005] 與航空汽油的相對稀缺性和昂貴性成對比，在世界各地則更普遍使用相對便宜的 柴油燃料和/或噴氣燃料（JP)。雖然這種燃料的質(zhì)量會發(fā)生很大的變化，但壓縮燃燒發(fā)動 機也可同樣地燃燒柴油或噴氣燃料（JP)。這種變化可被識別為燃料的十六烷值的變化。
[0006] 這種壓縮燃燒發(fā)動機對其設(shè)計者提出了一些挑戰(zhàn)，包括：
[0007] 必須要考慮所使用燃料的十六烷品級的變化；
[0008] 必須考慮燃料、大氣和注入異常的變化；
[0009] 應(yīng)控制所有的氣缸以傳送基本相等的動力；
[0010] 需要避免在包括發(fā)動機、變速器和螺旋槳的整個驅(qū)動系中的共振；
[0011] 需要將發(fā)動機組件的降級指示提供給飛行員以作為警告或警示；以及
[0012] 應(yīng)在起飛前的發(fā)動機的試車期間計算指示平均有效壓力（IMEP)以作為發(fā)動機狀 況的指示。
[0013] 在全世界范圍，需要一種能運行這種燃料但可避免上述挑戰(zhàn)的航空發(fā)動機。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0014] 本發(fā)明的壓縮燃燒發(fā)動機滿足了上述需要。此外，本發(fā)明的壓縮燃燒發(fā)動機滿足 了這些需要且同時提供了這種發(fā)動機要在航空環(huán)境中令人滿意地運行所必需的下列特性。
[0015] 1.燃燒室的壓力感測（CCPS)可被集成至航空柴油發(fā)動機管理（本發(fā)明的控制系 統(tǒng)）以實現(xiàn)理想的閉環(huán)注入系統(tǒng)（也可以是開環(huán)的），其將能夠補償在全世界范圍內(nèi)柴油/ 噴氣燃料流中十六烷的變化。
[0016] 2.通過用燃燒室的壓力感測來觀察燃燒事件，可實時地調(diào)整注入時機和脈沖寬度 以補償燃料、大氣和注入異常的變化。注入信號可被修改以對峰值氣缸壓力、幅寬和燃燒事 件的時機進(jìn)行補償和記時。
[0017] 3.燃燒室的壓力感測可用于通過確保所有氣缸都傳送同樣的性能而平衡發(fā)動機 的動力輸出。
[0018] 4.燃燒室的壓力感測也可用于允許從每個氣缸獲得的最大發(fā)動機性能，而不會超 過可導(dǎo)致發(fā)動機損壞的極限。
[0019] 5.燃燒室的壓力感測可通過使所產(chǎn)生的總扭矩信號不與已知的系統(tǒng)的自然頻率 (作為一個單元的發(fā)動機、變速器和螺旋槳的自然頻率）發(fā)生共振的方式"結(jié)合"氣缸各自 的貢獻(xiàn)。這種"失調(diào)"與可能以其他方式導(dǎo)致共振的諧波干擾相關(guān)。
[0020] 6.燃燒室的壓力感測可用作預(yù)測性維護工具以確定注入器的降級并警告飛行員 即將發(fā)生的故障、壓縮試驗或弱氣缸性能。由于當(dāng)前（現(xiàn)有技術(shù)）的系統(tǒng)方法為提供與提 供一定量燃料相關(guān)聯(lián)的電信號，因此對注入器和/或燃料供給的機械降級引起的傳送差異 沒有相關(guān)規(guī)定。
[0021] 7.燃燒室的壓力感測可通過閉環(huán)或開環(huán)的方式與注入系統(tǒng)相集成以使可激發(fā)螺 旋槳系統(tǒng)共振的有害的發(fā)動機功率最小化。其可用于檢查氣缸供給的壓力"信號"的諧波 含量。
[0022] 8.多脈沖策略可與CCPS數(shù)據(jù)結(jié)合使用以確定與發(fā)動機諧波和結(jié)構(gòu)強度相適應(yīng)的 壓力上升。燃燒室的壓力感測可用于當(dāng)接近發(fā)動機系統(tǒng)的潛在自然頻率時改變扭矩簽名。
[0023] 9.使用CCPS數(shù)據(jù)，控制系統(tǒng)可被用于在現(xiàn)場于起飛前的"試車"期間計算飛機或 直升機發(fā)動機的指示平均有效壓力（MEP)。MEP數(shù)據(jù)是發(fā)動機性能的最好指示且可用作 飛行計劃的"飛行員輔助"。燃燒室的壓力感測可由控制系統(tǒng)集成以確保足夠的能量被拒絕 至渦輪增壓器，從而維持低動力飛行和足夠的增壓壓力水平。
[0024] 10.燃燒室的壓力感測可由控制系統(tǒng)集成以基于發(fā)動機的燃燒簽名確定應(yīng)何時切 換多脈沖策略。
[0025] 11.燃燒室的壓力感測可通過控制系統(tǒng)使用以在實時環(huán)境中確定軸承載荷，從而 避免發(fā)動機的損壞。
[0026] 本發(fā)明涉及一種用于航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制系統(tǒng)，所述航空壓縮燃燒驅(qū)動 總成具有發(fā)動機構(gòu)件、變速器構(gòu)件和螺旋槳構(gòu)件，所述控制系統(tǒng)包括用于感測所述發(fā)動機 構(gòu)件的多個壓縮室中每一個的壓力參數(shù)的傳感器，所述傳感器用于將所感測的壓力參數(shù)提 供至控制系統(tǒng)裝置，所述控制系統(tǒng)裝置具有使所選的發(fā)動機控制起作用的多個控制程序， 且所述控制系統(tǒng)裝置作用于所感測的壓力參數(shù)以使得控制策略在所述發(fā)動機構(gòu)件中起作 用。本發(fā)明還涉及一種控制方法。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0027] 圖1為被安裝在試驗臺上的本發(fā)明的航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的立體圖；
[0028] 圖2為示出注入脈沖策略在壓縮室中如何影響壓力發(fā)展的圖示；
[0029] 圖3為從被聯(lián)接至本發(fā)明的航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的發(fā)動機的燃燒室壓力傳感 器獲得的壓力數(shù)據(jù)的圖示；
[0030] 圖4為降級的注入器和右側(cè)正常運行的注入器的照片描述；
[0031] 圖5為通過傅立葉分析進(jìn)行的各個氣缸的諧波分解的圖形描述；
[0032] 圖6為示例性飛機驅(qū)動線的彈簧質(zhì)量表示；
[0033] 圖7為鋁制螺旋槳葉片的一階彎曲模式的描述；
[0034] 圖8為簡化的柴油機循環(huán)圖；
[0035] 圖9為用于降落中的發(fā)動機控制的流程圖；
[0036] 圖10為用于連桿軸承的示例性結(jié)合的慣性和氣體加載的圖；
[0037] 圖11為本發(fā)明的發(fā)動機和控制系統(tǒng)的示意圖；
[0038] 圖12為示出十六烷值（CN)如何影響壓力上升的圖形表示；
[0039] 圖13為使用壓力信號以在時域中確定其質(zhì)心偏移的圖形表示；
[0040] 圖14為具有可能是基于CCPS反饋環(huán)的注入策略變化的三個校準(zhǔn)的燃料中十六烷 的圖形表不；
[0041] 圖15為使用CCPS檢查最大壓力以及十六烷導(dǎo)致的壓力速率變化的閾值極限以確 定異常燃燒的描述；
[0042] 圖16為十六烷對點火延遲和峰值氣缸壓力的影響的圖形表示；
[0043] 圖17為用于大致估計點火正時偏移的質(zhì)心方法的圖形表示；
[0044] 圖18為用于低動力設(shè)置的注入策略的流程圖；
[0045] 圖19為用于控制系統(tǒng)軟件中CCPS數(shù)據(jù)集成的流程圖；
[0046] 圖20為圖19所示流程圖的功能描述；
[0047] 圖21為使用用于曲軸傳感器的速度反饋進(jìn)行的基于驅(qū)動系頻率的注入策略修改 的流程圖；
[0048] 圖22為使用源自聯(lián)接扭矩傳感器的扭矩反饋進(jìn)行的基于驅(qū)動系頻率的注入策略 修改的流程圖；
[0049] 圖23為發(fā)動機控制策略中連接多脈沖注入氣缸的壓力發(fā)展的圖形描述；
[0050] 圖24為使用CCPS檢測注入器故障的圖形描述；
[0051] 圖25為具有CCPS設(shè)備消除猜測的EPS計算的IMEP(燃?xì)怦R力）的圖形描述；
[0052] 圖26為在啟動過程中使用CCPS在所有的氣缸上進(jìn)行壓縮試驗的圖形描述；以及
[0053] 圖27為用于確定是否可能存在共振的發(fā)動機燃燒特征的圖形表示。

【具體實施方式】
[0054] 本發(fā)明的壓縮燃燒驅(qū)動總成大致用圖1中的100表示且包括發(fā)動機構(gòu)件102、傳動 構(gòu)件104和螺旋槳106,且在該特定實例中，螺旋槳106具有三個葉片108。
[0055] 使用燃燒室壓力感測（CCPS)已允許發(fā)動機構(gòu)件102的控制系統(tǒng)（下面將進(jìn)行詳 細(xì)描述）得以發(fā)展，從而通過集成開/閉環(huán)燃料注入控制而解決特定于航空柴油發(fā)動機領(lǐng) 域的許多問題。參見圖2。具體地，控制系統(tǒng)已可解決下列內(nèi)容：
[0056] ?燃料注入數(shù)量和時機、多脈沖策略的偏差、以及解決全球可用的"噴氣燃料"流中 的普遍變化的時機。
[0057] ?燃料數(shù)量和時機的優(yōu)化，從而以各個氣缸為基礎(chǔ)來平衡性能，以傳送應(yīng)用需要的 最佳的燃料經(jīng)濟性。
[0058] ?監(jiān)控注入器在航空柴油發(fā)動機中隨時間在性能、安全性和預(yù)測性維護特性退化 的能力。
[0059] ?調(diào)整氣缸壓力并從而調(diào)整發(fā)動機的扭矩傳送質(zhì)量的反饋機制。扭矩諧波含量可 被調(diào)整為使得螺旋槳和/或驅(qū)動系共振的特定振動特征衰減。
[0060] 確定用于各種高度和任務(wù)的渦輪增壓器控制策略的切換。
[0061] ?對注入渦輪增壓器的熱量進(jìn)行間接控制以在長期降落和復(fù)飛著陸所必需的低動 力設(shè)置下保持增壓。
[0062] ?確定何時要切換用于可靠性、噪聲振動和聲振粗糙度（即多脈沖偏差和/或計 數(shù)）的注入策略。
[0063] ?使用實時指示平均有效壓力（IMEP)或隨周期數(shù)據(jù)變化的平均壓力以確定在任 何高度或大氣條件下可用于起飛（飛機）或懸停性能的動力。
[0064] ?經(jīng)壓力測量控制最大的軸承載荷以防止發(fā)動機的損壞。
[0065] 對壓力上升進(jìn)行"速率整形"以避免在發(fā)動機驅(qū)動線和輔助系統(tǒng)中的共振。
[0066] 為本發(fā)明所開發(fā)的控制策略集成了氣缸壓力感測以作為發(fā)動機管理計算機系統(tǒng) (控制系統(tǒng)）中的反饋機制。通過評估實際燃燒結(jié)果并改變注入事件以滿足燃燒目標(biāo)，本發(fā) 明的控制系統(tǒng)已實現(xiàn)了優(yōu)異且可量化的燃燒。
[0067] 圖3中所示的數(shù)據(jù)描述了用于校準(zhǔn)航空柴油發(fā)動機而進(jìn)行的實際試驗。利用這種 數(shù)據(jù)使發(fā)動機基本上不受全球燃料差異的影響。圖3描述了沿X軸的隨時間變化的注入事 件和沿Y軸的注入體積。頂部跡線描述了間隔開的注入脈沖且底部跡線描述了壓力曲線。 [0068] 平衡發(fā)動機氣缸性能
[0069] 任何多氣缸發(fā)動機都是共用同一曲軸的氣缸的集合。雖然氣缸可能具有相似的尺 寸，但是共用的系統(tǒng)可能會導(dǎo)致以氣缸-氣缸為基礎(chǔ)的發(fā)動機的性能有差異。引起這些差 異的來源包括但不限于以下各項：
[0070] ?由于共用歧管和/或閥正時引起的氣流差異
[0071] ?由于共用歧管和/或閥正時引起的排氣差異
[0072] ?燃料注入器相對于歧管和/或正時的位置
[0073] ?由于本地?zé)岵町愐鸬臒崃W(xué)差異
[0074] ?許多其他的幾何因素
[0075] 這些參數(shù)中的任何參數(shù)均可導(dǎo)致特定發(fā)動機所特有的性能差異。由于許多飛機任 務(wù)的安全性依賴于備用動力以在具有有限距離或障礙物的跑道上執(zhí)行短距起飛，因此性能 優(yōu)化是必不可少的。
[0076] 測量各個氣缸壓力的能力賦于了本發(fā)明的控制系統(tǒng)修整燃料需求以平衡各氣缸 對整個發(fā)動機系統(tǒng)的貢獻(xiàn)的能力。在這種情況下，各氣缸性能可以是匹配的（或不匹配的） 以提供所需的性能水平。
[0077] 在這種情況下，可由各氣缸CCPS系統(tǒng)使用反饋機構(gòu)實現(xiàn)下列內(nèi)容：
[0078] ?每個氣缸為獲得最大性能的最大氣缸性能
[0079] ?通過平衡性能所實現(xiàn)的平滑發(fā)動機扭矩傳送
[0080] ?采用各種點火順序組合實現(xiàn)有限的氣缸壓力以確保軸承壽命
[0081] ?為了避免可損壞驅(qū)動線組件的有害諧波而采取的特定"失調(diào)"
[0082] ?源自氣缸間協(xié)調(diào)燃燒所產(chǎn)生的最小噪聲
[0083] 前述項目僅為當(dāng)CCPS輸入數(shù)據(jù)為可用時可仔細(xì)考慮的策略實例。
[0084] 對注入器隨時間的性能退化的監(jiān)控
[0085] 在柴油發(fā)動機中，注入器主要負(fù)責(zé)將熱能引入氣缸系統(tǒng)?，F(xiàn)代燃料注入器是非常 先進(jìn)的技術(shù)。其以接近2000巴的壓力運行。其能夠在接近1-2毫秒的極短時間段內(nèi)循環(huán) 開/關(guān)。每次注入的注入燃料數(shù)量可在l_50mm3間變化。注入器的孔口可在0. 060-0. 120mm 間變化。在這種精度級別，顯而易見的是少量的碎片或侵蝕會使注入器的性能退化并影響 燃料噴射形式的數(shù)量和/或性質(zhì)。
[0086] 由于注入的燃料數(shù)量是通過電脈沖的持續(xù)時間所確定的，因此燃料傳送不會隨發(fā) 動機的壽命而保持一致。可通過被集成至本發(fā)明的控制系統(tǒng)的CCPS傳感器技術(shù)所提供的 信息檢測變化。
[0087] 與預(yù)期的燃燒壓力曲線有偏差可表示注入器被堵塞以及用于發(fā)動機的性能降低。 這將是對輕型飛機或直升機的飛行員來說重要的信息并能防止生命的損失和/或防止對 飛機或周圍環(huán)境的損壞。要注意的是，圖4左圖中的退化的注入器與右圖中的正常運行的 注入器成對比。檢測注入器隨時間的性能退化的系統(tǒng)為非常有用的預(yù)防性維護工具。
[0088] 使用CCPS技術(shù)影響發(fā)動機的扭矩傳送以延長螺旋槳和輔助系統(tǒng)的壽命
[0089] 飛機發(fā)動機的驅(qū)動線與汽車的驅(qū)動線在幾種方式上大不相同。例如，汽車驅(qū)動線 趨于變得更龐大，這是因為扭矩會倍增直到輪胎接觸到路面的點為止。
[0090] 與此相反，航空驅(qū)動線被設(shè)計為和實用的一樣輕。當(dāng)扭矩倍增時，軸系、齒輪和結(jié) 構(gòu)的尺寸增大。但是，驅(qū)動線被設(shè)計為兼容的，以免傳送可能導(dǎo)致輕質(zhì)螺旋槳葉片共振的 有害扭矩峰值。由于柴油發(fā)動機以相對汽油航空發(fā)動機高達(dá)3-4倍的峰值氣缸壓力運行， 因此扭矩諧波在任何航空柴油應(yīng)用中獲得了顯著關(guān)注。請參見圖6中描述的復(fù)雜的分支系 統(tǒng)，其具有所考慮的螺旋槳剛度。
[0091] 圖5為實例發(fā)動機壓力上升的傅立葉分解的描述。在縮放和添加時，下面的循環(huán) 曲線將恰好接近頂部曲線。不難想象，壓力上升曲線越陡，將需要越高階的含量以近似于氣 體曲線。
[0092] 高應(yīng)力的結(jié)構(gòu)，如螺旋槳葉片，則趨于具有高的強度-重量比，這會導(dǎo)致高的自然 頻率（其具有小的阻尼以遏止其移動）。如果扭矩脈沖等于其自身的彎曲自然頻率，鋁螺旋 槳將共振。如果周期性擾動繼續(xù)，則即將發(fā)生故障。
[0093] 隨著氣缸壓力在燃燒循環(huán)期間從歧管壓力增加至近200巴，高性能柴油發(fā)動機表 現(xiàn)出極壓上升。幸運地，粗放型發(fā)展的努力已產(chǎn)生快速動作注入器。多個注入脈沖可用于 使壓力上升"圓滿結(jié)束"并將其沖擊降至下游組件。這導(dǎo)致了結(jié)構(gòu)性"燃燒噪聲"的大幅降 低，但更重要的是減少了活塞、連桿、軸承、曲軸、閥門系和其他飛機具體組件，如減速齒輪、 螺旋槳調(diào)速器和螺旋槳上的應(yīng)力，且同時增加了有用的工作。
[0094] 通過檢查運行的發(fā)動機的壓力信號，本發(fā)明的控制系統(tǒng)包括調(diào)整策略，其用于避 免可能導(dǎo)致顯著的螺旋槳葉片應(yīng)力、變速箱疲勞和附件損壞的有害諧波含量。
[0095] 依賴于俯仰角，扭轉(zhuǎn)共振會導(dǎo)致螺旋槳葉片以彎曲模式共振。參見圖7。在稱之 為共振的現(xiàn)象中，應(yīng)力可成多倍地增加而不產(chǎn)生足夠的葉片阻尼。在晶體結(jié)構(gòu)（如金屬螺 旋槳中流行的那樣）中，阻尼非常的小。讀者可能注意到，隨著接近共振，應(yīng)力可成倍地增 加（如圖7中葉片的中心位置）且可超過材料的經(jīng)驗疲勞極限。根據(jù)我們的經(jīng)驗，這將極 大地減少螺旋槳葉片和輪轂的壽命。事實上，如果超出了其應(yīng)力極限，主要的鋁螺旋槳供應(yīng) 商則將不會使螺旋槳"通過"驗證試驗。
[0096] 燃料系統(tǒng)的電子控制部分地能夠軟化輸入至螺旋槳系統(tǒng)的"脈沖扭矩"，如下文所 述。
[0097] 在過去的70年里，一般的飛機發(fā)動機已被"公告"為避免長時間地按各種速度運 行。這樣做的目的只是為了允許飛機的飛行員快速地"通過"危險區(qū)域而避免共振。駕駛 艙內(nèi)可用的公告指示飛行員要避免哪些發(fā)動機狀態(tài)。
[0098] 本控制系統(tǒng)處理燃燒數(shù)據(jù)并進(jìn)行分析以確定氣體曲線的諧波含量。如果接近用于 螺旋槳系統(tǒng)的臨界速度，作用于注入系統(tǒng)上的控制系統(tǒng)通過對發(fā)動機注入器應(yīng)用適當(dāng)?shù)目?制使得燃燒"變?nèi)?，以使扭矩脈沖的諧波含量最小化并防止螺旋槳和/或系統(tǒng)受到共振的 損壞。
[0099] 確定用于各種高度和任務(wù)的渦輪增壓控制策略
[0100] 在需要高性能的情況下，渦輪增壓器控制已成為發(fā)動機調(diào)整中的很大一部分。渦 輪增壓器的圖看起來很像具有標(biāo)示出的"效率島"的地形圖。
[0101] 單級渦輪增壓器的最高實際極限位于4巴壓力比的附近。幸運的是，渦輪增壓器 對通過提速以及海拔提高而變得稀薄的大氣可自然地進(jìn)行補償。這種特性看起來是實用 的，直到在高海拔達(dá)到"速度極限"。上限為超越渦輪增壓器輪可能由于高離心載荷而破裂 的速度。
[0102] 為了在高海拔（平均海平面（MSL)以上25000英尺）運行航空柴油機，可能需要 雙級渦輪增壓器。一般的汽車柴油發(fā)動機已探索將分級渦輪增壓作為減少發(fā)動機尺寸和燃 料消耗的方式，從而實現(xiàn)高速巡航。在飛機應(yīng)用中，由于重量的原因采用了類似的方案以減 少發(fā)動機的大小。在這種情況下，有必要監(jiān)控次級渦輪增壓器的切換以保持每個系統(tǒng)在接 近其最佳效率島處運行。
[0103] 使用順序渦輪增壓是在高海拔運行所必需的。
[0104] 一個至控制系統(tǒng)的反饋輸入為實際渦輪速度。但利用CCPS數(shù)據(jù)，控制系統(tǒng)能夠看 到燃燒曲線的性質(zhì)以確定何時要"激活"次級渦輪增壓器。由于"注入延遲"為燃燒室中空 氣運動的指標(biāo)，緩慢的延遲將表明缺乏混合運動。然后，該閾值則用于觸發(fā)次級渦輪增壓器 的偏壓。
[0105] 使用實時指示壓力以計算用于任務(wù)關(guān)鍵飛行的可用動力
[0106] 飛行員職責(zé)的一個方面是計算出其飛機用于飛行計劃的重量和平衡。通過使用 CCPS儀器設(shè)備，可在起飛前正常的發(fā)動機的"試車"期間通過控制系統(tǒng)計算發(fā)動機的實際性 能。
[0107] 從各氣缸得到的壓力跡線可用于基于指示平均有效壓力計算可用的動力。指示平 均有效壓力為四沖程發(fā)動機中超過720度的平均壓力。頂EP為從發(fā)動機獲得的可用動力 的最佳指示。其沒有將摩擦考慮在內(nèi)，但卻是對用于輕型直升機而計算的起飛滑跑或懸停 的可用動力的非常好的估計。另一種可替代方法將使用間接方法準(zhǔn)確地估計出大致動力。 一種替代方案將使用峰值氣缸壓力、壓力上升和峰值氣缸壓力的正時以間接地確定可用動 力。
[0108] 控制系統(tǒng)將CCPS數(shù)據(jù)集成至其管理系統(tǒng)中以作為飛行員輔助，從而確定起飛時 的可用動力。
[0109] 活塞式直升機也受益于這些數(shù)據(jù)。對于直升機飛行員來說的關(guān)鍵方面之一為直升 機離地效應(yīng)的懸停能力。直升機的懸停能力主要是通過總重量、發(fā)動機功率和海拔（空氣 密度）而確定的。以地面效應(yīng)升空且隨后過渡至無地面效應(yīng)的飛行（從懸崖或建筑物落 下）會是危險的。如果沒有足夠的動力以維持升力，直升機將下降且可能在飛行員控制情 況前墜落到地面上。CCPS將是用于在離開地面前確定發(fā)動機性能的最準(zhǔn)確的方式且因此是 極安全的特性。
[0110] 與柴油發(fā)動機相關(guān)聯(lián)的問題之一為在低動力設(shè)置下長距離降落期間維持健康的 燃燒。一些著名的無人駕駛飛機（UAV)在長期的低動力降落期間遭遇了"冰凍燃燒"。UAV 特別容易出現(xiàn)這些情況，這是因為其被設(shè)計為"徘徊車"。其基本上為具有發(fā)動機以協(xié)助其 完成任務(wù)的滑翔機。發(fā)動機用于維持飛行并生成用于電子監(jiān)視和飛行控制的電。
[0111] 圖8中簡化的柴油機循環(huán)圖描述了留在用Q2表示的排氣中的熱量。在排氣中熱 量的數(shù)量由從上一注入脈沖獲得的燃料的剩余量和在圖中以"d"表示的排氣閥打開的時機 所確定。
[0112] 在從點"c"至"d"產(chǎn)生的實際動力為最小的條件下，CCPS數(shù)據(jù)為用于確定燃燒是 "健康的"還是處于"燃燒中斷"的危險中的非常有用的工具。利用CCPS數(shù)據(jù)，控制系統(tǒng)可 在接近膨脹結(jié)束時選擇添加額外的燃料，其不用于產(chǎn)生動力但卻用于維持發(fā)動機足夠的歧 管壓力以供備用。由于在這種模式下發(fā)動機不產(chǎn)生曲軸功率，"后注入脈沖"的目的是保持 對渦輪增壓器進(jìn)行加速，而不論所需的發(fā)動機的輸出如何。當(dāng)飛行員需要立即為"復(fù)飛"添 加動力時，需要對"誤失進(jìn)場"進(jìn)行立即增壓。
[0113] 利用CCPS技術(shù)的控制系統(tǒng)用于在低動力降落期間保持"健康燃燒"。結(jié)合渦輪速 度、氣缸壓力和環(huán)境壓力，軟件可保持這些健康的條件。如果飛機處于降落模式中，環(huán)境壓 力傳感器則可基于壓力高度觸發(fā)軟件?？墒褂肐MEP值并結(jié)合渦輪增壓器的速度來確定低 動力設(shè)置。在這兩個條件均為低值的情況下。
[0114] 為了保持健康的閾值壓力并保持對渦輪增壓器進(jìn)行加速，所添加的以燃料為形式 的能量則是必要的。朝燃燒循環(huán)的結(jié)束處添加的燃料注入將創(chuàng)建所需的能量以對渦輪增壓 器進(jìn)行加速并創(chuàng)建更高的歧管壓力。參見圖9。這將通過軟件進(jìn)行檢查并在需要時通過改 變脈沖寬度的正時和修整而進(jìn)行修正。軟件以閉環(huán)運行這個過程直到實現(xiàn)健康的燃燒或飛 行計劃變化（例如：需要高動力設(shè)置）。圖9示出用于實現(xiàn)上述內(nèi)容的控制軟件的流程圖。
[0115] 使用燃燒室壓力感測確定何時要切換注入脈沖策略
[0116] 本發(fā)明的控制系統(tǒng)為了使傳送的扭矩最大化，改變每個事件的脈沖策略和駐留， 并基于氣缸蓋中的集成CCPS元件的讀數(shù)而改變其性質(zhì)。
[0117] 例如，控制系統(tǒng)可選擇添加"注入后"的燃料脈沖。該脈沖用于在高空運行中保持 渦輪速度。預(yù)注入脈沖和主注入脈沖的任何組合可用于對氣缸的壓力上升進(jìn)行速率整形以 軟化和避免麻煩的諧波，并增加有用的工作和效率。
[0118] 使用燃燒室壓力感測限制軸承載荷和防止發(fā)動機損壞
[0119] 在任何發(fā)動機中，其軸承的加載與氣缸壓力和活塞的面積直接相關(guān)。壓力（P)乘 以活塞的面積（A)的乘積給出了活塞的瞬時氣體力。實際軸承加載也取決于每個組件的慣 性特性。
[0120] 控制系統(tǒng)可基于控制系統(tǒng)作用于的CCPS的氣缸壓力數(shù)據(jù)得出關(guān)于軸承加載的結(jié) 論，以作為用于限制在發(fā)動機運行的某些模式中應(yīng)用的氣體力的一種手段。
[0121] 一個實例為在多氣缸配置中通過相鄰的氣缸對主軸承加載"兩次"。在該實例中， 當(dāng)相鄰的燃燒源自同一組的氣缸時，可大大減少油膜。
[0122] 氣缸壓力隨發(fā)動機的輸出而變化。由于氣體力與注入的燃料和燃燒特征成正比， 因此知道其幅度可能是多少則是有用的。使用集成CCPS數(shù)據(jù)的控制系統(tǒng)會觀察到燃燒幅 度和隨后的軸承載荷。由于組件的慣性加載和速度是已知的，因此可使用氣體力數(shù)據(jù)確定 精確的軸承載荷。這可通過向操作者警告軸承超載而防止過早的軸承失效。
[0123] 圖10描述了較低的連桿是如何通過慣性力（蛋形）而進(jìn)行加載的并與氣體力（頂 部）組件相結(jié)合的。通過組件的質(zhì)量、速度和幾何形狀容易地算出慣性力，而氣體力則取決 于實際燃燒壓力和活塞面積的乘積。燃燒室壓力感測允許觀察內(nèi)部發(fā)動機組件的加載。
[0124] 如圖11所示的一種柴油發(fā)動機構(gòu)件102包括多個氣缸120。在一個優(yōu)選實施例 中，發(fā)動機102采用平鋪配置，其具有第一組中的四個氣缸和相對組中的四個另外的氣缸。 圖1所示的發(fā)動機102就采用了這種配置。各氣缸102中的每一個均具有燃燒室122。燃 料注入器126設(shè)置于各燃燒室122中的每一個中。通過共用軌128向各燃料注入器126中 的每一個供給燃料。
[0125] 共用軌128以流體方式被聯(lián)接至高壓泵130。高壓泵130以流體方式被聯(lián)接至燃 料箱132。燃料過濾器133可被插入燃料箱132和高壓泵130之間。
[0126] 電子注入器控制134被聯(lián)接至各燃料注入器126中的每一個，且各燃料注入器126 中的每一個均易受到用于正時和脈沖寬度控制的電子控制。注入器控制134被可操作性地 聯(lián)接至控制系統(tǒng)136。
[0127] CCPS傳感器138被可操作性地聯(lián)接至各燃燒室122中的每一個。反過來，每個 CCPS傳感器138被可操作性地電性聯(lián)接至控制系統(tǒng)136。因此，將每個CCPS傳感器138感 測的數(shù)據(jù)提供至控制系統(tǒng)136。應(yīng)了解，控制系統(tǒng)實現(xiàn)了注入器的控制，且各注入器響應(yīng)于 從CCPS傳感器138接收的數(shù)據(jù)，其中CCPS傳感器138與各燃料注入器126所服務(wù)的燃燒 室122相配合。
[0128] 發(fā)動機構(gòu)件102額外具有至少一個用于將充入的空氣供給傳送至各燃燒室122的 渦輪142。渦輪控制144被可操作性的聯(lián)接至渦輪142并聯(lián)接至控制系統(tǒng)136。通過這種 方式，使用從CCPS傳感器138接收的數(shù)據(jù)的控制系統(tǒng)將命令傳達(dá)至渦輪控制144以根據(jù)需 要控制渦輪142。
[0129] 優(yōu)選地，本發(fā)明的發(fā)動機102利用如每個氣缸中的CCPS36 -樣的壓力感測電熱塞 以監(jiān)控發(fā)動機中的氣缸壓力。CCPS傳感器138被用作對控制系統(tǒng)136的模擬輸入。
[0130] 使用作為現(xiàn)實世界安裝件的反饋的CCPS技術(shù)可優(yōu)化發(fā)動機校準(zhǔn)以適用于各種條 件。
[0131] 在該應(yīng)用中，將CCPS集成至控制系統(tǒng)中的焦點是識別為了航空柴油應(yīng)用的利益 而利用該技術(shù)的策略。因此，在該應(yīng)用中，工作聚焦于在柴油飛機發(fā)動機中壓力是"何時"以 及"如何"發(fā)展的。從CCPS輸入獲得的信息用于優(yōu)化效率、提供可靠性、改善飛行員的信息 并為預(yù)測性維護診斷注入系統(tǒng)。這些方面都聚焦于為了飛行員的利益而使用電子設(shè)備以改 善GA和無人駕駛飛機（UAV)的安全性。
[0132] 燃料質(zhì)量是如何影響柴油發(fā)動機中的壓力發(fā)展的
[0133] 十六烷反映了煤油衍生燃料的質(zhì)量，其限定了在柴油發(fā)動機中燃燒發(fā)生的速度有 多快。高十六烷值表示燃料將開始快速的點燃并繼續(xù)以受控的方式進(jìn)行燃燒。低十六烷 值燃料將更慢地點燃，且隨后隨著活塞接近發(fā)動機中的上止點（TDC)會引起快速的壓力上 升。
[0134] CCPS傳感器特別有益于識別通過低十六烷值燃料燃燒的一些特征。立刻會發(fā)現(xiàn)有 三個顯著的特征。讀者可通過對圖15的檢查而注意到低十六烷值燃料具有更長的點火滯 后，但是，一旦點火開始，燃料中的能量將迅速燃燒。
[0135] 與曲軸速度傳感器相結(jié)合的CCPS傳感器可確定燃燒過程是否處于設(shè)定的"正常" 燃燒的極限內(nèi)。壓力曲線（dP/dt)的斜率上升可能表示下列內(nèi)容中的一項或多項：
[0136] ?飛機使用低質(zhì)量的噴氣燃料為燃料
[0137] ?在燃料供給中存在大量的生物燃料（大部分是不受控制的）
[0138] ?也許誤將汽油泵入飛機的燃料箱中
[0139] ?燃油注入系統(tǒng)的其他元件都需要維護
[0140] 還有些可通過CCPS傳感器138確定的其他顯著的特征。圖12的檢查示出了增 加的點火延遲或滯后導(dǎo)致了峰值氣缸壓力正時點的變化，其也可指TDC或某個其他的固定 點。
[0141] 由于注入的燃料數(shù)量是通過機械注入系統(tǒng)而進(jìn)行嚴(yán)密地校準(zhǔn)，且變化的噴氣燃料 的加熱含量不同時，當(dāng)燃料不燃燒時，其則趨于達(dá)到較高的峰值氣缸壓力。因此，可通過下 列三種方式之一"感測"低十六烷值燃料的燃燒（見圖12)。
[0142] 1.高于每個曲軸角度的"正常"的壓力上升（dP/dt)
[0143] 2.大于峰值氣缸壓力發(fā)生的"正常"時間（長點火延遲或滯后）
[0144] 3.高于"正常"的峰值氣缸壓力
[0145] 什么是"正常"的界限是在控制系統(tǒng)136中進(jìn)行選擇和實施的。CCPS138可結(jié)合曲 軸傳感器一起使用以測量對時間函數(shù)的壓力以用于燃燒評價。特別地，燃燒壓力發(fā)展的時 期可通過控制系統(tǒng)136而集成，其旨在評價在發(fā)展時間段中有效地"集中"燃燒的點。在其 發(fā)展過程中可進(jìn)行這個過程以有效地集成壓力函數(shù)。在圖13中描述了用于每種燃燒類型 的這種發(fā)展形狀。
[0146] 使用如圖13中右下角所示的集成形狀是用于確定可將峰值氣缸壓力放回其通常 位置上的注入正時中的實際相移的有用方式。這種估計角正時偏移的方法比在每種情況下 試圖定位最高壓力的角點的方法更準(zhǔn)確。
[0147] 另一種方法為通過尋找當(dāng)dP/dt有效為"0"時的點，并及時使用該點和用于在峰 值氣缸壓力之前的期間的平均斜率，準(zhǔn)確地確定在預(yù)期峰值氣缸壓力附近的"峰值壓力"。 通過這種方式，我們也能獲得用于峰值氣缸壓力位置的使用正時信息以及氣缸壓力或dP/ dt的發(fā)展性質(zhì)。
[0148] 使注入策略適于補償?shù)唾|(zhì)量（低十六烷值）的燃料
[0149] 控制系統(tǒng)136的注入策略依賴于CCPS138以檢測因質(zhì)量差的燃料而引起的與異常 燃燒相關(guān)聯(lián)的特定閾值條件。特定閾值極限為：
[0150] ?在給定的發(fā)動機速度和載荷（螺旋槳調(diào)速器設(shè)置）圖中，每個曲軸角度壓力的異 常高/低的變化（dP/dt)
[0151] ?在給定的發(fā)動機速度和載荷（螺旋槳調(diào)速器設(shè)置）圖中，異常高/低的峰值氣缸 壓力（Pmax)
[0152] 當(dāng)上述條件中任一條件（通常為兩個）被CCPS元件感測出位于極限外時，我們的 策略指出我們正在使用比預(yù)期質(zhì)量較低/較高的燃料而進(jìn)行運行。在這個瞬間及時地實施 控制策略。
[0153] 控制策略的一般方法是調(diào)整燃料的"正時"和"每個脈沖的修整量"以將壓力曲線 帶回至位于被認(rèn)為是"正常的"或"優(yōu)選的"閾值極限中。當(dāng)發(fā)動機102在由所選的校準(zhǔn)確 定的規(guī)定極限內(nèi)運行時，本發(fā)動機102將以最佳效率、運行質(zhì)量、噪聲電平、可靠性和更少 的磨損運行。正常狀況可被描述為情況（3)、默認(rèn)校準(zhǔn)，如圖13所示。
[0154] 當(dāng)控制系統(tǒng)136使用CCPS138的數(shù)據(jù)檢測到異常燃燒（情況1)時，控制系統(tǒng)136 的立即響應(yīng)為緩解可通過共振引起發(fā)動機的結(jié)構(gòu)損壞或特別是軸承超載的Pmax和dP/dt 的條件。低十六烷值的條件效果比高十六烷值的更值得關(guān)注。仔細(xì)檢查圖15,讀者可能會注 意到點火滯后的驚人的效果，其導(dǎo)致過度的壓力增長（dP/dt)和過大的峰值壓力Pmax。讀 者應(yīng)注意到在圖15的底部，無論燃料質(zhì)量如何，針閥升程（且因此為燃料數(shù)量）是完全一 樣的。該圖的上述部分指出熱量釋放和因此導(dǎo)致的氣缸壓力發(fā)展是如何受到影響的?？赏?過調(diào)整具有變化的十六烷值（CN)的燃料發(fā)展閾值權(quán)限以確定用于燃燒方案的閾值極限。
[0155] 可能首先需要通過控制系統(tǒng)136發(fā)起用于注入方案的正時校正以補償?shù)唾|(zhì)量燃 料的較高的點火延遲。同樣地，可為高十六烷值燃料進(jìn)行調(diào)整，這取決于對燃燒壓力Pmax 和斜率dP/dt所設(shè)置的極限。在任一情況下，可通過確定峰值氣缸壓力的角位置極限（如 圖16所示）而考慮調(diào)整或可通過更復(fù)雜的方法確定燃燒的"質(zhì)心"（如圖17所示）。
[0156] 在使用中等質(zhì)量的燃料的情況下，要將燃料保持在控制系統(tǒng)中規(guī)定的極限內(nèi)僅需 進(jìn)行正時調(diào)整。在使用低十六烷值燃料的情況下，可能需要修整注入脈沖的數(shù)量以及時地 較早地使較高的燃料傳輸偏置。這被稱為"修整"燃料圖。這種狀況被描述為情況（2修整 及/或被修整），如圖14的底部所示。在每種情況下，實時地通過控制系統(tǒng)136為Pmax和 dP/dt中的任一個/或兩個"檢查"正時或修整策略的效果。
[0157] 要認(rèn)識到噴氣燃料供給中的某些低十六烷值（生物燃料）可能使得無法在規(guī)定的 氣缸壓力極限中保持所需的動力。在這種特殊情況下，可能需要如情況（3)中所描述的多 脈沖策略的變化以將燃燒帶回至圖14中被認(rèn)為是用于高十六烷值燃料的"正常"范圍。策 略變化可能涉及使用如圖14中下部或圖23的右下部所規(guī)定的脈沖第一策略中的一個或組 合。決定用什么脈沖策略來完成任務(wù)，將在檢測和校準(zhǔn)活動中確定。
[0158] 圖19的流程圖中包含了作為注入修改策略的本發(fā)明的用于將CCPS傳感器138集 成至控制系統(tǒng)136中的策略。該過程的功能描述包含于圖20中，而下列段落則詳述了功能 描述。
[0159] 使用測量氣缸壓力的CCPS138,控制系統(tǒng)136能夠確定dP/dt。為此，提出了一種 使用質(zhì)心以測量正時相移的新穎方法。在軟件中使用相對于曲軸角度以及Pmax的這個質(zhì) 心點以對燃料的不同質(zhì)量進(jìn)行補償。使用該質(zhì)心方法并通過與底圖對比而確定相移。
[0160] 一旦控制系統(tǒng)135的軟件確定了發(fā)動機的燃燒是否異常（即，具有高或低十六烷 值燃料的質(zhì)量），控制系統(tǒng)135的軟件則使用基極注入圖的正時和/或燃料數(shù)量修整為此進(jìn) 行校正。如果Pmax和dP/dt均高于底圖的相應(yīng)參數(shù)，則有必要延遲燃料注入和修整脈沖寬 度。如果值顯示出較低的讀數(shù)，則將有必要進(jìn)行延遲。在任一情況下，這些策略之一將改變 Pmax和dP/dt至位于所選閾值極限中的可接受水平。為了到達(dá)所需值，將在下一步完成和 評估燃料注入數(shù)量的正時和修整。
[0161] 如果未達(dá)到閾值，軟件將再次確定該值是否仍然太高或校正是否過調(diào)超過了所需 值。在這些情況下，軟件將選擇改變注入策略并向燃料注入方案添加額外的脈沖。進(jìn)行該 操作以對校正進(jìn)行微調(diào)并限制過調(diào)。軟件將在脈沖的正時和修整中進(jìn)行校正（包括所添加 的脈沖）。
[0162] 軟件將檢查是否在閾值中完成了校正，并將確定該值是否太高或太低。因此，可對 該計算進(jìn)行脈沖寬度的正時和修整的變化。這個過程將以回路形式繼續(xù)進(jìn)行，直到微調(diào)達(dá) 到所需值。在這種情況下，發(fā)動機可在其底圖上運行且避免了潛在的損壞。圖19示出控制 系統(tǒng)136的控制軟件的詳細(xì)流程圖。
[0163] 了解飛機的驅(qū)動線
[0164] 了解驅(qū)動線的關(guān)鍵之一為了解系統(tǒng)的"自然頻率"。大部分發(fā)動機的驅(qū)動線具有很 小的有效阻尼，除非在系統(tǒng)中設(shè)計了特定的"阻尼器"。大部分的曲軸、齒輪和螺旋槳軸均是 由結(jié)晶性質(zhì)的鋼所制成的。鋼具有非常低的內(nèi)部阻尼且因此易受共振的影響。
[0165] 共振是一種現(xiàn)象，其特征在于系統(tǒng)無法對可能導(dǎo)致系統(tǒng)的諧波勵磁的周期性能量 輸入進(jìn)行阻尼。如果任其發(fā)展，系統(tǒng)可能發(fā)生振蕩直到可能即將發(fā)生故障。
[0166] 任何驅(qū)動線系統(tǒng)將具有自然頻率，其特征在于系統(tǒng)的剛度/重量。為了確定在發(fā) 動機的操作范圍中要避免哪些諧波，必須要確定系統(tǒng)的共振頻率。一旦臨界頻率為已知的， 則能預(yù)測可能會容易受到共振影響的發(fā)動機的速度。
[0167] 使用軟件以創(chuàng)建扭轉(zhuǎn)振動模型
[0168] 進(jìn)行動態(tài)分析的第一步為準(zhǔn)確地對動態(tài)系統(tǒng)進(jìn)行建模，且可通過使用與CAD系統(tǒng) 一同工作的套件進(jìn)行簡化以創(chuàng)建一維扭轉(zhuǎn)模型。作為扭轉(zhuǎn)評估的一部分，螺旋槳不能被忽 略。如有必要，必須對一維模型進(jìn)行修改以表示螺旋槳的柔性葉片。
[0169] 在系統(tǒng)質(zhì)量和彈簧剛度已知的情況下，可使用軟件或霍爾茨表格法確定共振頻率 和振動模態(tài)。所計算的頻率和模態(tài)在確定發(fā)動機的哪些速度可能易受共振影響的過程中是 有用的。
[0170] 在過去，共振條件被"公告"為在正常的飛機操作中要遠(yuǎn)離的危險區(qū)。飛行員必須 要特別注意以避免在這些區(qū)域中進(jìn)行操作以避免損壞發(fā)動機。
[0171] 改變氣體扭矩的諧波含量
[0172] 在使用柴油飛機發(fā)動機102的情況下，可使用CCPS138的數(shù)據(jù)和共用軌電子注入 器126對壓力曲線進(jìn)行"速率整形"，從而隨著發(fā)動機的速度變化以滿足飛行狀態(tài)而確保使 共振現(xiàn)象最小化。
[0173] 在各種速度下，一定存在不同的諧波強制函數(shù)級次以引起共振。共振的實際幅度 為發(fā)動機系統(tǒng)中存在有多少阻尼的函數(shù)?？赡苡幸粋€自然頻率（ω〇1)要予以避免。（見圖 27)。
[0174] 在共振速度上，可改變Α-Ε脈沖權(quán)重以使所產(chǎn)生的氣體切向力的諧波含量最小 化。這會在特定的臨界速度上創(chuàng)建對于自然頻率來說更"軟"的氣體諧波。如何獲得該控 制水平正是利用CCPS138數(shù)據(jù)的控制系統(tǒng)136所允許的方式。
[0175] 其目標(biāo)為提供從效率的角度進(jìn)行優(yōu)化的校準(zhǔn)。為此，現(xiàn)代電子注入系統(tǒng)允許選擇 使壓力曲線具有所需"形狀"的"配方"。使用傅里葉分析以確定氣體力曲線是由什么所制 成的。一旦進(jìn)行了分解，氣體力則被確定為"包含"各種元素，當(dāng)添加這些元素時，將創(chuàng)建氣 體扭矩曲線的精確形狀。
[0176] 圖21和22示出通過實施各種供給燃料的策略而控制氣體扭矩諧波組成的兩個策 略。在給定的速度上，不同的級次可在各種發(fā)動機的速度上引起共振。在低速度狀態(tài)下，某 個激振力可引起共振，而在高速度狀態(tài)下，不同的級次更可能引起共振。在能夠進(jìn)行多脈 沖供給燃料的方案，如圖23所提出的那些方案的情況下，不具有氣體扭矩諧波的"典型"幅 度。
[0177] 在過去，就氣體扭矩諧波含量而言，已可列出什么是"典型的"。然而，對于具有通 過本發(fā)明的現(xiàn)代多脈沖系統(tǒng)提供的所有可能的供給燃料的組合的柴油發(fā)動機而言，卻沒有 什么是"典型的"。今天，注入器能夠采用5脈沖策略，但卻很難預(yù)測未來預(yù)期的控制水平是 什么。即使使用5脈沖策略，實際上仍有無限多的方式將燃料傳輸至氣缸系統(tǒng)，且其結(jié)果為 氣體扭矩曲線，該曲線可通過控制系統(tǒng)136操縱以不促進(jìn)驅(qū)動線（螺旋槳、曲軸、附件）振 動的方式對壓力曲線進(jìn)行"成形"。
[0178] 本發(fā)明的利用CCPS138技術(shù)的控制系統(tǒng)136為能夠在每個氣缸系統(tǒng)中檢查壓力 發(fā)展的設(shè)備的重要部分。采用多氣缸發(fā)動機，甚至可調(diào)整不同的氣缸以向總的扭矩簽名 (torque signature)提供變化的貢獻(xiàn)。使用像這樣的策略，可調(diào)整諧波特征以實現(xiàn)數(shù)個目 標(biāo)。
[0179] 使用控制系統(tǒng)作為維護工具和性能指標(biāo)
[0180] 本發(fā)明的利用CCPS138技術(shù)的控制系統(tǒng)136作為用于飛機應(yīng)用的定期維護工具是 特別有用的，其中對于飛行員和機組人員的安全性來說，可靠性是最關(guān)心的問題。由于飛機 發(fā)動機花費了數(shù)量不成比例的時間，它們可能易受不會出現(xiàn)在汽車應(yīng)用中的一些類型的故 障模式的影響。
[0181] 控制系統(tǒng)的一種用途為監(jiān)控發(fā)動機中所有氣缸的相對條件。圖24示出在發(fā)動機 102的校準(zhǔn)活動期間經(jīng)歷的實際檢測條件。在該特定檢測中，通過控制系統(tǒng)136向所有八 個氣缸120發(fā)送同樣的電子信號，其中控制系統(tǒng)136應(yīng)已向每個氣缸傳輸相同數(shù)量的燃料 (理論上）。兩個表現(xiàn)不佳的氣缸實際原因是燃料軌128中的聲波現(xiàn)象（水錘），其使八個 注入器中的兩個變現(xiàn)出不同于其他氣缸的不同燃燒（較低的峰值壓力）。如果沒有控制系 統(tǒng)136,不會已經(jīng)知道要在燃料軌128中追查和解決這個管路問題。在真實世界的條件下， 控制系統(tǒng)136通知飛行員氣缸120或氣缸120未點火且需值得注意。相同的策略將有助于 確定損壞或堵塞的注入器，如圖24的頂部所示，其描繪了注入器126的放大的頂端。
[0182] 控制系統(tǒng)136可用于在運行時對所有的氣缸120進(jìn)行"貢獻(xiàn)平衡"。在另一種情況 下，可調(diào)整控制系統(tǒng)136以提供在最大氣缸壓力下的最大輸出。
[0183] 在極端情況下，表現(xiàn)不佳的氣缸120可將動態(tài)系統(tǒng)設(shè)置為共振，且如果任其發(fā)展， 其可能會損壞發(fā)動機。飛行員在不具有本發(fā)明的控制系統(tǒng)的系統(tǒng)中的唯一指示為飛行員可 能/或可能不會感測到的不明確的"不平穩(wěn)運行"的狀況，這取決于飛行員的機械經(jīng)驗。
[0184] 即使從動態(tài)角度來看上述"不平穩(wěn)運行的狀況"未受到損壞，飛行員也可能遇到動 力的下降。雖然這在輕載低空起飛條件下可能是不顯著的，但這狀況在高海拔溫暖的環(huán)境 溫度起飛條件下卻可能是致命的。
[0185] 發(fā)動機的控制系統(tǒng)136具有對飛行員進(jìn)行實時性能數(shù)據(jù)的通信的能力，以用于他 發(fā)現(xiàn)自己所在的任何氣象或海拔條件。通過計算用于每個氣缸的循環(huán)的平均壓力并將貢獻(xiàn) 相加，飛行員實際上在控制系統(tǒng)136中具有內(nèi)置的測力計，其將指出用于每次計劃起飛的 試車階段的最大性能。這個信息為用于本發(fā)明的控制系統(tǒng)136可能進(jìn)行的飛行計劃的創(chuàng)新 性能工具。
[0186] 本發(fā)明的發(fā)動機102基于使用從CCPS傳感器獲得的數(shù)據(jù)的控制系統(tǒng)確定的指示 平均有效壓力αΜΕΡ)值而具有關(guān)于發(fā)動機性能的直接讀數(shù)。這個隨時間變化的值將指出 燃燒氣體完成的實際膨脹功，且從而對用于當(dāng)天的天氣條件的可用發(fā)動機功率進(jìn)行準(zhǔn)確測 量。在圖25中對該術(shù)語進(jìn)行了定義。
[0187] 上述燃燒測量不是控制系統(tǒng)136的唯一有用的應(yīng)用。在使用控制系統(tǒng)136的情況 下，飛行員能夠檢查用于發(fā)動機每次啟動的每個氣缸的壓縮。例如，被卡住的閥將立即顯露 出來以作為將"在起飛前值得進(jìn)一步檢查"的狀況。由于能夠在啟動時掃描曲軸壓力，這是 可能發(fā)生的。見圖26。
[0188] 一些其他可能的項目也可通過控制系統(tǒng)136進(jìn)行確定，其包括（但不限于）下列 部分：
[0189] ?卡住的進(jìn)氣/排氣閥
[0190] ?退化的閥座
[0191] ?破裂或磨損的活塞環(huán)
[0192] ?壞或泄漏的氣缸墊片
[0193] ?泄露的注入器（即將發(fā)生液壓鎖緊）
[0194] ?磨損的氣缸壁
[0195] 在這些情況的任何或所有情況下，對于飛行員來說，控制系統(tǒng)136具有有用的診 斷和/或安全性的優(yōu)勢。了解發(fā)動機系統(tǒng)中每個氣缸的"健康狀況"是一種了解發(fā)動機的 可靠性和飛行評論的新穎的方法。
[0196] 使用控制系統(tǒng)136控制渦輪增壓器的切換
[0197] 控制系統(tǒng)136使用CCPS138技術(shù)以控制渦輪增壓器142的切換?？刂葡到y(tǒng)可使用 實際的燃燒數(shù)據(jù)以確定燃燒曲線的性質(zhì)以及何時要"激活"次級渦輪增壓器。由于"注入延 遲"為燃燒室中空氣漩渦的指示，緩慢的延遲將表示缺乏混合物的運動。這個閾值可用于觸 發(fā)次級渦輪增壓器廢氣門的切換。
[0198] 進(jìn)一步地，控制系統(tǒng)136使用CCPS138的數(shù)據(jù)計算每個曲軸角度的壓力上升（dP/ dt)并將其值與底圖進(jìn)行比較。緩慢的延遲將表示每個曲軸角度的壓力上升較慢?？梢杂?較低的最大氣缸峰值壓力來檢測混合物的缺乏。這是燃料的不完全燃燒所造成的。這兩個 參數(shù)有助于準(zhǔn)確地確定操作條件。在需要更多空氣的情況下，將觸發(fā)次級（高壓）渦輪增 壓器142a(圖11所示）。次級渦輪增壓器142a將向燃燒室122充入額外的空氣以創(chuàng)建更 好的混合物漩渦。通過測量增壓壓力，控制系統(tǒng)136可確定何時要關(guān)閉或如何修整第二渦 輪增壓器142a，從而將每個系統(tǒng)保持在其最佳效率島附近運行。圖18示出嵌入控制系統(tǒng) 136的策略的流程圖。
【權(quán)利要求】
1. 一種用于航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制方法，所述航空壓縮燃燒驅(qū)動總成具有發(fā)動 機構(gòu)件、變速器構(gòu)件和螺旋槳構(gòu)件，所述控制系統(tǒng)包括： 感測所述發(fā)動機構(gòu)件的多個壓縮室中每一個的壓力參數(shù)； 將所感測的壓力參數(shù)提供至控制系統(tǒng)裝置； 將多個控制程序提供至所述控制系統(tǒng)裝置；以及 所述控制系統(tǒng)裝置作用于所感測的壓力參數(shù)以使得控制策略在所述發(fā)動機構(gòu)件中起 作用。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，包括通過影響至少一個燃料噴射器的操作而在所 述發(fā)動機構(gòu)件中實施所述控制策略。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的控制方法，包括影響至少一個燃料噴射器的燃料脈沖正時。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的控制方法，包括影響至少一個燃料噴射器的燃料脈沖持續(xù)時 間。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的控制方法，包括影響至少一個渦輪增壓器的操作。
6. -種用于航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制方法，所述航空壓縮燃燒驅(qū)動總成具有發(fā)動 機構(gòu)件、變速器構(gòu)件和螺旋槳構(gòu)件，所述控制系統(tǒng)包括： 感測所述發(fā)動機構(gòu)件的多個壓縮室中每一個的壓力參數(shù)； 將所感測的壓力參數(shù)提供至控制系統(tǒng)裝置； 將多個控制程序提供至所述控制系統(tǒng)裝置；以及 所述控制系統(tǒng)裝置作用于所感測的壓力參數(shù)以使得控制策略在所述發(fā)動機構(gòu)件中起 作用。
7. -種用于航空壓縮燃燒驅(qū)動總成的控制系統(tǒng)，所述航空壓縮燃燒驅(qū)動總成具有發(fā)動 機構(gòu)件、變速器構(gòu)件和螺旋槳構(gòu)件，所述控制系統(tǒng)包括： 用于感測所述發(fā)動機構(gòu)件的多個壓縮室中每一個的壓力參數(shù)的傳感器，所述傳感器用 于將所感測的壓力參數(shù)提供至控制系統(tǒng)裝置； 所述控制系統(tǒng)裝置具有使所選的發(fā)動機控制起作用的多個控制程序；以及 所述控制系統(tǒng)裝置作用于所感測的壓力參數(shù)以使得控制策略在所述發(fā)動機構(gòu)件中起 作用。
【文檔編號】B64D27/04GK104066952SQ201280060010
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2012年10月5日 優(yōu)先權(quán)日:2011年10月5日
【發(fā)明者】斯蒂芬·M·溫澤爾, 邁克爾·J·福斯 申請人:工程推進(jìn)系統(tǒng)有限公司