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1、10申请公布号CN104066952A43申请公布日20140924CN104066952A21申请号201280060010322申请日2012100561/543,62420111005USF02B3/06200601B64D27/04200601B64D31/00200601F02D41/0420060171申请人工程推进系统有限公司地址美国威斯康辛州72发明人斯蒂芬M温泽尔迈克尔J福斯74专利代理机构上海和跃知识产权代理事务所普通合伙31239代理人胡艳54发明名称航空压缩燃烧驱动总成的控制系统57摘要一种用于航空压缩燃烧驱动总成的控制系统，所述航空压缩燃烧驱动总成具有发动机构件、变速。
2、器构件和螺旋桨构件，所述控制系统包括用于感测所述发动机构件的多个压缩室中每一个的压力参数的传感器，所述传感器用于将所感测的压力参数提供至控制系统装置，所述控制系统装置具有使所选的发动机控制起作用的多个控制程序，且所述控制系统装置作用于所感测的压力参数以使得控制策略在所述发动机构件中起作用。本发明还包括一种控制方法。30优先权数据85PCT国际申请进入国家阶段日2014060586PCT国际申请的申请数据PCT/US2012/0591212012100587PCT国际申请的公布数据WO2013/052912EN2013041151INTCL权利要求书1页说明书13页附图26页19中华人民共和国国。
3、家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书13页附图26页10申请公布号CN104066952ACN104066952A1/1页21一种用于航空压缩燃烧驱动总成的控制方法，所述航空压缩燃烧驱动总成具有发动机构件、变速器构件和螺旋桨构件，所述控制系统包括感测所述发动机构件的多个压缩室中每一个的压力参数；将所感测的压力参数提供至控制系统装置；将多个控制程序提供至所述控制系统装置；以及所述控制系统装置作用于所感测的压力参数以使得控制策略在所述发动机构件中起作用。2根据权利要求1所述的控制方法，包括通过影响至少一个燃料喷射器的操作而在所述发动机构件中实施所述控制策略。3根据权利要求2所述的控制方。
4、法，包括影响至少一个燃料喷射器的燃料脉冲正时。4根据权利要求2所述的控制方法，包括影响至少一个燃料喷射器的燃料脉冲持续时间。5根据权利要求2所述的控制方法，包括影响至少一个涡轮增压器的操作。6一种用于航空压缩燃烧驱动总成的控制方法，所述航空压缩燃烧驱动总成具有发动机构件、变速器构件和螺旋桨构件，所述控制系统包括感测所述发动机构件的多个压缩室中每一个的压力参数；将所感测的压力参数提供至控制系统装置；将多个控制程序提供至所述控制系统装置；以及所述控制系统装置作用于所感测的压力参数以使得控制策略在所述发动机构件中起作用。7一种用于航空压缩燃烧驱动总成的控制系统，所述航空压缩燃烧驱动总成具有发动机构件。
5、、变速器构件和螺旋桨构件，所述控制系统包括用于感测所述发动机构件的多个压缩室中每一个的压力参数的传感器，所述传感器用于将所感测的压力参数提供至控制系统装置；所述控制系统装置具有使所选的发动机控制起作用的多个控制程序；以及所述控制系统装置作用于所感测的压力参数以使得控制策略在所述发动机构件中起作用。权利要求书CN104066952A1/13页3航空压缩燃烧驱动总成的控制系统0001相关申请案0002本申请要求于2011年10月5日提交的序列号为61/543,624的美国临时专利申请的权益，其以全文引用方式并入本文。技术领域0003本发明为一种压缩燃烧驱动总成。更特别地，本发明为一种适于在航空环境。
6、中使用的压缩燃烧驱动总成。背景技术0004至少从二战开始，轻型飞机通用航空以及近来的无人驾驶飞机已通过的空气冷却的以汽油为燃料的发动机提供动力，该发动机通常采用对置式六缸配置。该发动机以辛烷值非常高的航空汽油为燃料。在世界偏远部分没有航空汽油意味着通用航空在这些区域中无法使用，而这些区域正好是最需要通用航空服务的区域。近来，已能看到炼油厂已不愿意生产航空汽油，因此使得全世界的供应更为紧张。虽然所有的燃料都不便宜，但航空汽油却一直特别昂贵。0005与航空汽油的相对稀缺性和昂贵性成对比，在世界各地则更普遍使用相对便宜的柴油燃料和/或喷气燃料JP。虽然这种燃料的质量会发生很大的变化，但压缩燃烧发动机。
7、也可同样地燃烧柴油或喷气燃料JP。这种变化可被识别为燃料的十六烷值的变化。0006这种压缩燃烧发动机对其设计者提出了一些挑战，包括0007必须要考虑所使用燃料的十六烷品级的变化；0008必须考虑燃料、大气和注入异常的变化；0009应控制所有的气缸以传送基本相等的动力；0010需要避免在包括发动机、变速器和螺旋桨的整个驱动系中的共振；0011需要将发动机组件的降级指示提供给飞行员以作为警告或警示；以及0012应在起飞前的发动机的试车期间计算指示平均有效压力IMEP以作为发动机状况的指示。0013在全世界范围，需要一种能运行这种燃料但可避免上述挑战的航空发动机。发明内容0014本发明的压缩燃烧发动。
8、机满足了上述需要。此外，本发明的压缩燃烧发动机满足了这些需要且同时提供了这种发动机要在航空环境中令人满意地运行所必需的下列特性。00151燃烧室的压力感测CCPS可被集成至航空柴油发动机管理本发明的控制系统以实现理想的闭环注入系统也可以是开环的，其将能够补偿在全世界范围内柴油/喷气燃料流中十六烷的变化。00162通过用燃烧室的压力感测来观察燃烧事件，可实时地调整注入时机和脉冲宽度以补偿燃料、大气和注入异常的变化。注入信号可被修改以对峰值气缸压力、幅宽和燃烧事说明书CN104066952A2/13页4件的时机进行补偿和记时。00173燃烧室的压力感测可用于通过确保所有气缸都传送同样的性能而平衡发。
9、动机的动力输出。00184燃烧室的压力感测也可用于允许从每个气缸获得的最大发动机性能，而不会超过可导致发动机损坏的极限。00195燃烧室的压力感测可通过使所产生的总扭矩信号不与已知的系统的自然频率作为一个单元的发动机、变速器和螺旋桨的自然频率发生共振的方式“结合”气缸各自的贡献。这种“失调”与可能以其他方式导致共振的谐波干扰相关。00206燃烧室的压力感测可用作预测性维护工具以确定注入器的降级并警告飞行员即将发生的故障、压缩试验或弱气缸性能。由于当前现有技术的系统方法为提供与提供一定量燃料相关联的电信号，因此对注入器和/或燃料供给的机械降级引起的传送差异没有相关规定。00217燃烧室的压力感测。
10、可通过闭环或开环的方式与注入系统相集成以使可激发螺旋桨系统共振的有害的发动机功率最小化。其可用于检查气缸供给的压力“信号”的谐波含量。00228多脉冲策略可与CCPS数据结合使用以确定与发动机谐波和结构强度相适应的压力上升。燃烧室的压力感测可用于当接近发动机系统的潜在自然频率时改变扭矩签名。00239使用CCPS数据，控制系统可被用于在现场于起飞前的“试车”期间计算飞机或直升机发动机的指示平均有效压力IMEP。IMEP数据是发动机性能的最好指示且可用作飞行计划的“飞行员辅助”。燃烧室的压力感测可由控制系统集成以确保足够的能量被拒绝至涡轮增压器，从而维持低动力飞行和足够的增压压力水平。00241。
11、0燃烧室的压力感测可由控制系统集成以基于发动机的燃烧签名确定应何时切换多脉冲策略。002511燃烧室的压力感测可通过控制系统使用以在实时环境中确定轴承载荷，从而避免发动机的损坏。0026本发明涉及一种用于航空压缩燃烧驱动总成的控制系统，所述航空压缩燃烧驱动总成具有发动机构件、变速器构件和螺旋桨构件，所述控制系统包括用于感测所述发动机构件的多个压缩室中每一个的压力参数的传感器，所述传感器用于将所感测的压力参数提供至控制系统装置，所述控制系统装置具有使所选的发动机控制起作用的多个控制程序，且所述控制系统装置作用于所感测的压力参数以使得控制策略在所述发动机构件中起作用。本发明还涉及一种控制方法。附图。
12、说明0027图1为被安装在试验台上的本发明的航空压缩燃烧驱动总成的立体图；0028图2为示出注入脉冲策略在压缩室中如何影响压力发展的图示；0029图3为从被联接至本发明的航空压缩燃烧驱动总成的发动机的燃烧室压力传感器获得的压力数据的图示；0030图4为降级的注入器和右侧正常运行的注入器的照片描述；0031图5为通过傅立叶分析进行的各个气缸的谐波分解的图形描述；说明书CN104066952A3/13页50032图6为示例性飞机驱动线的弹簧质量表示；0033图7为铝制螺旋桨叶片的一阶弯曲模式的描述；0034图8为简化的柴油机循环图；0035图9为用于降落中的发动机控制的流程图；0036图10为用于。
13、连杆轴承的示例性结合的惯性和气体加载的图；0037图11为本发明的发动机和控制系统的示意图；0038图12为示出十六烷值CN如何影响压力上升的图形表示；0039图13为使用压力信号以在时域中确定其质心偏移的图形表示；0040图14为具有可能是基于CCPS反馈环的注入策略变化的三个校准的燃料中十六烷的图形表示；0041图15为使用CCPS检查最大压力以及十六烷导致的压力速率变化的阈值极限以确定异常燃烧的描述；0042图16为十六烷对点火延迟和峰值气缸压力的影响的图形表示；0043图17为用于大致估计点火正时偏移的质心方法的图形表示；0044图18为用于低动力设置的注入策略的流程图；0045图19。
14、为用于控制系统软件中CCPS数据集成的流程图；0046图20为图19所示流程图的功能描述；0047图21为使用用于曲轴传感器的速度反馈进行的基于驱动系频率的注入策略修改的流程图；0048图22为使用源自联接扭矩传感器的扭矩反馈进行的基于驱动系频率的注入策略修改的流程图；0049图23为发动机控制策略中连接多脉冲注入气缸的压力发展的图形描述；0050图24为使用CCPS检测注入器故障的图形描述；0051图25为具有CCPS设备消除猜测的EPS计算的IMEP燃气马力的图形描述；0052图26为在启动过程中使用CCPS在所有的气缸上进行压缩试验的图形描述；以及0053图27为用于确定是否可能存在共振。
15、的发动机燃烧特征的图形表示。具体实施方式0054本发明的压缩燃烧驱动总成大致用图1中的100表示且包括发动机构件102、传动构件104和螺旋桨106，且在该特定实例中，螺旋桨106具有三个叶片108。0055使用燃烧室压力感测CCPS已允许发动机构件102的控制系统下面将进行详细描述得以发展，从而通过集成开/闭环燃料注入控制而解决特定于航空柴油发动机领域的许多问题。参见图2。具体地，控制系统已可解决下列内容0056燃料注入数量和时机、多脉冲策略的偏差、以及解决全球可用的“喷气燃料”流中的普遍变化的时机。0057燃料数量和时机的优化，从而以各个气缸为基础来平衡性能，以传送应用需要的最佳的燃料经济。
16、性。0058监控注入器在航空柴油发动机中随时间在性能、安全性和预测性维护特性退化的能力。说明书CN104066952A4/13页60059调整气缸压力并从而调整发动机的扭矩传送质量的反馈机制。扭矩谐波含量可被调整为使得螺旋桨和/或驱动系共振的特定振动特征衰减。0060确定用于各种高度和任务的涡轮增压器控制策略的切换。0061对注入涡轮增压器的热量进行间接控制以在长期降落和复飞着陆所必需的低动力设置下保持增压。0062确定何时要切换用于可靠性、噪声振动和声振粗糙度即多脉冲偏差和/或计数的注入策略。0063使用实时指示平均有效压力IMEP或随周期数据变化的平均压力以确定在任何高度或大气条件下可用于。
17、起飞飞机或悬停性能的动力。0064经压力测量控制最大的轴承载荷以防止发动机的损坏。0065对压力上升进行“速率整形”以避免在发动机驱动线和辅助系统中的共振。0066为本发明所开发的控制策略集成了气缸压力感测以作为发动机管理计算机系统控制系统中的反馈机制。通过评估实际燃烧结果并改变注入事件以满足燃烧目标，本发明的控制系统已实现了优异且可量化的燃烧。0067图3中所示的数据描述了用于校准航空柴油发动机而进行的实际试验。利用这种数据使发动机基本上不受全球燃料差异的影响。图3描述了沿X轴的随时间变化的注入事件和沿Y轴的注入体积。顶部迹线描述了间隔开的注入脉冲且底部迹线描述了压力曲线。0068平衡发动机。
18、气缸性能0069任何多气缸发动机都是共用同一曲轴的气缸的集合。虽然气缸可能具有相似的尺寸，但是共用的系统可能会导致以气缸气缸为基础的发动机的性能有差异。引起这些差异的来源包括但不限于以下各项0070由于共用歧管和/或阀正时引起的气流差异0071由于共用歧管和/或阀正时引起的排气差异0072燃料注入器相对于歧管和/或正时的位置0073由于本地热差异引起的热力学差异0074许多其他的几何因素0075这些参数中的任何参数均可导致特定发动机所特有的性能差异。由于许多飞机任务的安全性依赖于备用动力以在具有有限距离或障碍物的跑道上执行短距起飞，因此性能优化是必不可少的。0076测量各个气缸压力的能力赋于了。
19、本发明的控制系统修整燃料需求以平衡各气缸对整个发动机系统的贡献的能力。在这种情况下，各气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在这种情况下，可由各气缸CCPS系统使用反馈机构实现下列内容0078每个气缸为获得最大性能的最大气缸性能0079通过平衡性能所实现的平滑发动机扭矩传送0080采用各种点火顺序组合实现有限的气缸压力以确保轴承寿命0081为了避免可损坏驱动线组件的有害谐波而采取的特定“失调”0082源自气缸间协调燃烧所产生的最小噪声0083前述项目仅为当CCPS输入数据为可用时可仔细考虑的策略实例。说明书CN104066952A5/13页70084对注入器随时间的性能退。
20、化的监控0085在柴油发动机中，注入器主要负责将热能引入气缸系统。现代燃料注入器是非常先进的技术。其以接近2000巴的压力运行。其能够在接近12毫秒的极短时间段内循环开/关。每次注入的注入燃料数量可在150MM3间变化。注入器的孔口可在00600120MM间变化。在这种精度级别，显而易见的是少量的碎片或侵蚀会使注入器的性能退化并影响燃料喷射形式的数量和/或性质。0086由于注入的燃料数量是通过电脉冲的持续时间所确定的，因此燃料传送不会随发动机的寿命而保持一致。可通过被集成至本发明的控制系统的CCPS传感器技术所提供的信息检测变化。0087与预期的燃烧压力曲线有偏差可表示注入器被堵塞以及用于发动。
21、机的性能降低。这将是对轻型飞机或直升机的飞行员来说重要的信息并能防止生命的损失和/或防止对飞机或周围环境的损坏。要注意的是，图4左图中的退化的注入器与右图中的正常运行的注入器成对比。检测注入器随时间的性能退化的系统为非常有用的预防性维护工具。0088使用CCPS技术影响发动机的扭矩传送以延长螺旋桨和辅助系统的寿命0089飞机发动机的驱动线与汽车的驱动线在几种方式上大不相同。例如，汽车驱动线趋于变得更庞大，这是因为扭矩会倍增直到轮胎接触到路面的点为止。0090与此相反，航空驱动线被设计为和实用的一样轻。当扭矩倍增时，轴系、齿轮和结构的尺寸增大。但是，驱动线被设计为兼容的，以免传送可能导致轻质螺旋。
22、桨叶片共振的有害扭矩峰值。由于柴油发动机以相对汽油航空发动机高达34倍的峰值气缸压力运行，因此扭矩谐波在任何航空柴油应用中获得了显著关注。请参见图6中描述的复杂的分支系统，其具有所考虑的螺旋桨刚度。0091图5为实例发动机压力上升的傅立叶分解的描述。在缩放和添加时，下面的循环曲线将恰好接近顶部曲线。不难想象，压力上升曲线越陡，将需要越高阶的含量以近似于气体曲线。0092高应力的结构，如螺旋桨叶片，则趋于具有高的强度重量比，这会导致高的自然频率其具有小的阻尼以遏止其移动。如果扭矩脉冲等于其自身的弯曲自然频率，铝螺旋桨将共振。如果周期性扰动继续，则即将发生故障。0093随着气缸压力在燃烧循环期间从。
23、歧管压力增加至近200巴，高性能柴油发动机表现出极压上升。幸运地，粗放型发展的努力已产生快速动作注入器。多个注入脉冲可用于使压力上升“圆满结束”并将其冲击降至下游组件。这导致了结构性“燃烧噪声”的大幅降低，但更重要的是减少了活塞、连杆、轴承、曲轴、阀门系和其他飞机具体组件，如减速齿轮、螺旋桨调速器和螺旋桨上的应力，且同时增加了有用的工作。0094通过检查运行的发动机的压力信号，本发明的控制系统包括调整策略，其用于避免可能导致显著的螺旋桨叶片应力、变速箱疲劳和附件损坏的有害谐波含量。0095依赖于俯仰角，扭转共振会导致螺旋桨叶片以弯曲模式共振。参见图7。在称之为共振的现象中，应力可成多倍地增加而。
24、不产生足够的叶片阻尼。在晶体结构如金属螺旋桨中流行的那样中，阻尼非常的小。读者可能注意到，随着接近共振，应力可成倍地增加如图7中叶片的中心位置且可超过材料的经验疲劳极限。根据我们的经验，这将极大地减少螺旋桨叶片和轮毂的寿命。事实上，如果超出了其应力极限，主要的铝螺旋桨供应说明书CN104066952A6/13页8商则将不会使螺旋桨“通过”验证试验。0096燃料系统的电子控制部分地能够软化输入至螺旋桨系统的“脉冲扭矩”，如下文所述。0097在过去的70年里，一般的飞机发动机已被“公告”为避免长时间地按各种速度运行。这样做的目的只是为了允许飞机的飞行员快速地“通过”危险区域而避免共振。驾驶舱内可用。
25、的公告指示飞行员要避免哪些发动机状态。0098本控制系统处理燃烧数据并进行分析以确定气体曲线的谐波含量。如果接近用于螺旋桨系统的临界速度，作用于注入系统上的控制系统通过对发动机注入器应用适当的控制使得燃烧“变弱”，以使扭矩脉冲的谐波含量最小化并防止螺旋桨和/或系统受到共振的损坏。0099确定用于各种高度和任务的涡轮增压控制策略0100在需要高性能的情况下，涡轮增压器控制已成为发动机调整中的很大一部分。涡轮增压器的图看起来很像具有标示出的“效率岛”的地形图。0101单级涡轮增压器的最高实际极限位于4巴压力比的附近。幸运的是，涡轮增压器对通过提速以及海拔提高而变得稀薄的大气可自然地进行补偿。这种特。
26、性看起来是实用的，直到在高海拔达到“速度极限”。上限为超越涡轮增压器轮可能由于高离心载荷而破裂的速度。0102为了在高海拔平均海平面MSL以上25000英尺运行航空柴油机，可能需要双级涡轮增压器。一般的汽车柴油发动机已探索将分级涡轮增压作为减少发动机尺寸和燃料消耗的方式，从而实现高速巡航。在飞机应用中，由于重量的原因采用了类似的方案以减少发动机的大小。在这种情况下，有必要监控次级涡轮增压器的切换以保持每个系统在接近其最佳效率岛处运行。0103使用顺序涡轮增压是在高海拔运行所必需的。0104一个至控制系统的反馈输入为实际涡轮速度。但利用CCPS数据，控制系统能够看到燃烧曲线的性质以确定何时要“激。
27、活”次级涡轮增压器。由于“注入延迟”为燃烧室中空气运动的指标，缓慢的延迟将表明缺乏混合运动。然后，该阈值则用于触发次级涡轮增压器的偏压。0105使用实时指示压力以计算用于任务关键飞行的可用动力0106飞行员职责的一个方面是计算出其飞机用于飞行计划的重量和平衡。通过使用CCPS仪器设备，可在起飞前正常的发动机的“试车”期间通过控制系统计算发动机的实际性能。0107从各气缸得到的压力迹线可用于基于指示平均有效压力计算可用的动力。指示平均有效压力为四冲程发动机中超过720度的平均压力。IMEP为从发动机获得的可用动力的最佳指示。其没有将摩擦考虑在内，但却是对用于轻型直升机而计算的起飞滑跑或悬停的可用。
28、动力的非常好的估计。另一种可替代方法将使用间接方法准确地估计出大致动力。一种替代方案将使用峰值气缸压力、压力上升和峰值气缸压力的正时以间接地确定可用动力。0108控制系统将CCPS数据集成至其管理系统中以作为飞行员辅助，从而确定起飞时的可用动力。说明书CN104066952A7/13页90109活塞式直升机也受益于这些数据。对于直升机飞行员来说的关键方面之一为直升机离地效应的悬停能力。直升机的悬停能力主要是通过总重量、发动机功率和海拔空气密度而确定的。以地面效应升空且随后过渡至无地面效应的飞行从悬崖或建筑物落下会是危险的。如果没有足够的动力以维持升力，直升机将下降且可能在飞行员控制情况前坠落到。
29、地面上。CCPS将是用于在离开地面前确定发动机性能的最准确的方式且因此是极安全的特性。0110与柴油发动机相关联的问题之一为在低动力设置下长距离降落期间维持健康的燃烧。一些著名的无人驾驶飞机UAV在长期的低动力降落期间遭遇了“冰冻燃烧”。UAV特别容易出现这些情况，这是因为其被设计为“徘徊车”。其基本上为具有发动机以协助其完成任务的滑翔机。发动机用于维持飞行并生成用于电子监视和飞行控制的电。0111图8中简化的柴油机循环图描述了留在用Q2表示的排气中的热量。在排气中热量的数量由从上一注入脉冲获得的燃料的剩余量和在图中以“D”表示的排气阀打开的时机所确定。0112在从点“C”至“D”产生的实际动。
30、力为最小的条件下，CCPS数据为用于确定燃烧是“健康的”还是处于“燃烧中断”的危险中的非常有用的工具。利用CCPS数据，控制系统可在接近膨胀结束时选择添加额外的燃料，其不用于产生动力但却用于维持发动机足够的歧管压力以供备用。由于在这种模式下发动机不产生曲轴功率，“后注入脉冲”的目的是保持对涡轮增压器进行加速，而不论所需的发动机的输出如何。当飞行员需要立即为“复飞”添加动力时，需要对“误失进场”进行立即增压。0113利用CCPS技术的控制系统用于在低动力降落期间保持“健康燃烧”。结合涡轮速度、气缸压力和环境压力，软件可保持这些健康的条件。如果飞机处于降落模式中，环境压力传感器则可基于压力高度触发。
31、软件。可使用IMEP值并结合涡轮增压器的速度来确定低动力设置。在这两个条件均为低值的情况下。0114为了保持健康的阈值压力并保持对涡轮增压器进行加速，所添加的以燃料为形式的能量则是必要的。朝燃烧循环的结束处添加的燃料注入将创建所需的能量以对涡轮增压器进行加速并创建更高的歧管压力。参见图9。这将通过软件进行检查并在需要时通过改变脉冲宽度的正时和修整而进行修正。软件以闭环运行这个过程直到实现健康的燃烧或飞行计划变化例如需要高动力设置。图9示出用于实现上述内容的控制软件的流程图。0115使用燃烧室压力感测确定何时要切换注入脉冲策略0116本发明的控制系统为了使传送的扭矩最大化，改变每个事件的脉冲策略。
32、和驻留，并基于气缸盖中的集成CCPS元件的读数而改变其性质。0117例如，控制系统可选择添加“注入后”的燃料脉冲。该脉冲用于在高空运行中保持涡轮速度。预注入脉冲和主注入脉冲的任何组合可用于对气缸的压力上升进行速率整形以软化和避免麻烦的谐波，并增加有用的工作和效率。0118使用燃烧室压力感测限制轴承载荷和防止发动机损坏0119在任何发动机中，其轴承的加载与气缸压力和活塞的面积直接相关。压力P乘以活塞的面积A的乘积给出了活塞的瞬时气体力。实际轴承加载也取决于每个组件的惯性特性。0120控制系统可基于控制系统作用于的CCPS的气缸压力数据得出关于轴承加载的结说明书CN104066952A8/13页1。
33、0论，以作为用于限制在发动机运行的某些模式中应用的气体力的一种手段。0121一个实例为在多气缸配置中通过相邻的气缸对主轴承加载“两次”。在该实例中，当相邻的燃烧源自同一组的气缸时，可大大减少油膜。0122气缸压力随发动机的输出而变化。由于气体力与注入的燃料和燃烧特征成正比，因此知道其幅度可能是多少则是有用的。使用集成CCPS数据的控制系统会观察到燃烧幅度和随后的轴承载荷。由于组件的惯性加载和速度是已知的，因此可使用气体力数据确定精确的轴承载荷。这可通过向操作者警告轴承超载而防止过早的轴承失效。0123图10描述了较低的连杆是如何通过惯性力蛋形而进行加载的并与气体力顶部组件相结合的。通过组件的质。
34、量、速度和几何形状容易地算出惯性力，而气体力则取决于实际燃烧压力和活塞面积的乘积。燃烧室压力感测允许观察内部发动机组件的加载。0124如图11所示的一种柴油发动机构件102包括多个气缸120。在一个优选实施例中，发动机102采用平铺配置，其具有第一组中的四个气缸和相对组中的四个另外的气缸。图1所示的发动机102就采用了这种配置。各气缸102中的每一个均具有燃烧室122。燃料注入器126设置于各燃烧室122中的每一个中。通过共用轨128向各燃料注入器126中的每一个供给燃料。0125共用轨128以流体方式被联接至高压泵130。高压泵130以流体方式被联接至燃料箱132。燃料过滤器133可被插入燃。
35、料箱132和高压泵130之间。0126电子注入器控制134被联接至各燃料注入器126中的每一个，且各燃料注入器126中的每一个均易受到用于正时和脉冲宽度控制的电子控制。注入器控制134被可操作性地联接至控制系统136。0127CCPS传感器138被可操作性地联接至各燃烧室122中的每一个。反过来，每个CCPS传感器138被可操作性地电性联接至控制系统136。因此，将每个CCPS传感器138感测的数据提供至控制系统136。应了解，控制系统实现了注入器的控制，且各注入器响应于从CCPS传感器138接收的数据，其中CCPS传感器138与各燃料注入器126所服务的燃烧室122相配合。0128发动机构件。
36、102额外具有至少一个用于将充入的空气供给传送至各燃烧室122的涡轮142。涡轮控制144被可操作性的联接至涡轮142并联接至控制系统136。通过这种方式，使用从CCPS传感器138接收的数据的控制系统将命令传达至涡轮控制144以根据需要控制涡轮142。0129优选地，本发明的发动机102利用如每个气缸中的CCPS36一样的压力感测电热塞以监控发动机中的气缸压力。CCPS传感器138被用作对控制系统136的模拟输入。0130使用作为现实世界安装件的反馈的CCPS技术可优化发动机校准以适用于各种条件。0131在该应用中，将CCPS集成至控制系统中的焦点是识别为了航空柴油应用的利益而利用该技术的策。
37、略。因此，在该应用中，工作聚焦于在柴油飞机发动机中压力是“何时”以及“如何”发展的。从CCPS输入获得的信息用于优化效率、提供可靠性、改善飞行员的信息并为预测性维护诊断注入系统。这些方面都聚焦于为了飞行员的利益而使用电子设备以改善GA和无人驾驶飞机UAV的安全性。0132燃料质量是如何影响柴油发动机中的压力发展的说明书CN104066952A109/13页110133十六烷反映了煤油衍生燃料的质量，其限定了在柴油发动机中燃烧发生的速度有多快。高十六烷值表示燃料将开始快速的点燃并继续以受控的方式进行燃烧。低十六烷值燃料将更慢地点燃，且随后随着活塞接近发动机中的上止点TDC会引起快速的压力上升。0。
38、134CCPS传感器特别有益于识别通过低十六烷值燃料燃烧的一些特征。立刻会发现有三个显著的特征。读者可通过对图15的检查而注意到低十六烷值燃料具有更长的点火滞后，但是，一旦点火开始，燃料中的能量将迅速燃烧。0135与曲轴速度传感器相结合的CCPS传感器可确定燃烧过程是否处于设定的“正常”燃烧的极限内。压力曲线DP/DT的斜率上升可能表示下列内容中的一项或多项0136飞机使用低质量的喷气燃料为燃料0137在燃料供给中存在大量的生物燃料大部分是不受控制的0138也许误将汽油泵入飞机的燃料箱中0139燃油注入系统的其他元件都需要维护0140还有些可通过CCPS传感器138确定的其他显著的特征。图12。
39、的检查示出了增加的点火延迟或滞后导致了峰值气缸压力正时点的变化，其也可指TDC或某个其他的固定点。0141由于注入的燃料数量是通过机械注入系统而进行严密地校准，且变化的喷气燃料的加热含量不同时，当燃料不燃烧时，其则趋于达到较高的峰值气缸压力。因此，可通过下列三种方式之一“感测”低十六烷值燃料的燃烧见图12。01421高于每个曲轴角度的“正常”的压力上升DP/DT01432大于峰值气缸压力发生的“正常”时间长点火延迟或滞后01443高于“正常”的峰值气缸压力0145什么是“正常”的界限是在控制系统136中进行选择和实施的。CCPS138可结合曲轴传感器一起使用以测量对时间函数的压力以用于燃烧评价。
40、。特别地，燃烧压力发展的时期可通过控制系统136而集成，其旨在评价在发展时间段中有效地“集中”燃烧的点。在其发展过程中可进行这个过程以有效地集成压力函数。在图13中描述了用于每种燃烧类型的这种发展形状。0146使用如图13中右下角所示的集成形状是用于确定可将峰值气缸压力放回其通常位置上的注入正时中的实际相移的有用方式。这种估计角正时偏移的方法比在每种情况下试图定位最高压力的角点的方法更准确。0147另一种方法为通过寻找当DP/DT有效为“0”时的点，并及时使用该点和用于在峰值气缸压力之前的期间的平均斜率，准确地确定在预期峰值气缸压力附近的“峰值压力”。通过这种方式，我们也能获得用于峰值气缸压力。
41、位置的使用正时信息以及气缸压力或DP/DT的发展性质。0148使注入策略适于补偿低质量低十六烷值的燃料0149控制系统136的注入策略依赖于CCPS138以检测因质量差的燃料而引起的与异常燃烧相关联的特定阈值条件。特定阈值极限为0150在给定的发动机速度和载荷螺旋桨调速器设置图中，每个曲轴角度压力的异常高/低的变化DP/DT说明书CN104066952A1110/13页120151在给定的发动机速度和载荷螺旋桨调速器设置图中，异常高/低的峰值气缸压力PMAX0152当上述条件中任一条件通常为两个被CCPS元件感测出位于极限外时，我们的策略指出我们正在使用比预期质量较低/较高的燃料而进行运行。在。
42、这个瞬间及时地实施控制策略。0153控制策略的一般方法是调整燃料的“正时”和“每个脉冲的修整量”以将压力曲线带回至位于被认为是“正常的”或“优选的”阈值极限中。当发动机102在由所选的校准确定的规定极限内运行时，本发动机102将以最佳效率、运行质量、噪声电平、可靠性和更少的磨损运行。正常状况可被描述为情况3、默认校准，如图13所示。0154当控制系统136使用CCPS138的数据检测到异常燃烧情况1时，控制系统136的立即响应为缓解可通过共振引起发动机的结构损坏或特别是轴承超载的PMAX和DP/DT的条件。低十六烷值的条件效果比高十六烷值的更值得关注。仔细检查图15，读者可能会注意到点火滞后的。
43、惊人的效果，其导致过度的压力增长DP/DT和过大的峰值压力PMAX。读者应注意到在图15的底部，无论燃料质量如何，针阀升程且因此为燃料数量是完全一样的。该图的上述部分指出热量释放和因此导致的气缸压力发展是如何受到影响的。可通过调整具有变化的十六烷值CN的燃料发展阈值权限以确定用于燃烧方案的阈值极限。0155可能首先需要通过控制系统136发起用于注入方案的正时校正以补偿低质量燃料的较高的点火延迟。同样地，可为高十六烷值燃料进行调整，这取决于对燃烧压力PMAX和斜率DP/DT所设置的极限。在任一情况下，可通过确定峰值气缸压力的角位置极限如图16所示而考虑调整或可通过更复杂的方法确定燃烧的“质心”如。
44、图17所示。0156在使用中等质量的燃料的情况下，要将燃料保持在控制系统中规定的极限内仅需进行正时调整。在使用低十六烷值燃料的情况下，可能需要修整注入脉冲的数量以及时地较早地使较高的燃料传输偏置。这被称为“修整”燃料图。这种状况被描述为情况2修整及/或被修整，如图14的底部所示。在每种情况下，实时地通过控制系统136为PMAX和DP/DT中的任一个/或两个“检查”正时或修整策略的效果。0157要认识到喷气燃料供给中的某些低十六烷值生物燃料可能使得无法在规定的气缸压力极限中保持所需的动力。在这种特殊情况下，可能需要如情况3中所描述的多脉冲策略的变化以将燃烧带回至图14中被认为是用于高十六烷值燃料。
45、的“正常”范围。策略变化可能涉及使用如图14中下部或图23的右下部所规定的脉冲第一策略中的一个或组合。决定用什么脉冲策略来完成任务，将在检测和校准活动中确定。0158图19的流程图中包含了作为注入修改策略的本发明的用于将CCPS传感器138集成至控制系统136中的策略。该过程的功能描述包含于图20中，而下列段落则详述了功能描述。0159使用测量气缸压力的CCPS138，控制系统136能够确定DP/DT。为此，提出了一种使用质心以测量正时相移的新颖方法。在软件中使用相对于曲轴角度以及PMAX的这个质心点以对燃料的不同质量进行补偿。使用该质心方法并通过与底图对比而确定相移。0160一旦控制系统13。
46、5的软件确定了发动机的燃烧是否异常即，具有高或低十六烷值燃料的质量，控制系统135的软件则使用基极注入图的正时和/或燃料数量修整为此进行校正。如果PMAX和DP/DT均高于底图的相应参数，则有必要延迟燃料注入和修整脉冲宽说明书CN104066952A1211/13页13度。如果值显示出较低的读数，则将有必要进行延迟。在任一情况下，这些策略之一将改变PMAX和DP/DT至位于所选阈值极限中的可接受水平。为了到达所需值，将在下一步完成和评估燃料注入数量的正时和修整。0161如果未达到阈值，软件将再次确定该值是否仍然太高或校正是否过调超过了所需值。在这些情况下，软件将选择改变注入策略并向燃料注入方案。
47、添加额外的脉冲。进行该操作以对校正进行微调并限制过调。软件将在脉冲的正时和修整中进行校正包括所添加的脉冲。0162软件将检查是否在阈值中完成了校正，并将确定该值是否太高或太低。因此，可对该计算进行脉冲宽度的正时和修整的变化。这个过程将以回路形式继续进行，直到微调达到所需值。在这种情况下，发动机可在其底图上运行且避免了潜在的损坏。图19示出控制系统136的控制软件的详细流程图。0163了解飞机的驱动线0164了解驱动线的关键之一为了解系统的“自然频率”。大部分发动机的驱动线具有很小的有效阻尼，除非在系统中设计了特定的“阻尼器”。大部分的曲轴、齿轮和螺旋桨轴均是由结晶性质的钢所制成的。钢具有非常低。
48、的内部阻尼且因此易受共振的影响。0165共振是一种现象，其特征在于系统无法对可能导致系统的谐波励磁的周期性能量输入进行阻尼。如果任其发展，系统可能发生振荡直到可能即将发生故障。0166任何驱动线系统将具有自然频率，其特征在于系统的刚度/重量。为了确定在发动机的操作范围中要避免哪些谐波，必须要确定系统的共振频率。一旦临界频率为已知的，则能预测可能会容易受到共振影响的发动机的速度。0167使用软件以创建扭转振动模型0168进行动态分析的第一步为准确地对动态系统进行建模，且可通过使用与CAD系统一同工作的套件进行简化以创建一维扭转模型。作为扭转评估的一部分，螺旋桨不能被忽略。如有必要，必须对一维模型。
49、进行修改以表示螺旋桨的柔性叶片。0169在系统质量和弹簧刚度已知的情况下，可使用软件或霍尔茨表格法确定共振频率和振动模态。所计算的频率和模态在确定发动机的哪些速度可能易受共振影响的过程中是有用的。0170在过去，共振条件被“公告”为在正常的飞机操作中要远离的危险区。飞行员必须要特别注意以避免在这些区域中进行操作以避免损坏发动机。0171改变气体扭矩的谐波含量0172在使用柴油飞机发动机102的情况下，可使用CCPS138的数据和共用轨电子注入器126对压力曲线进行“速率整形”，从而随着发动机的速度变化以满足飞行状态而确保使共振现象最小化。0173在各种速度下，一定存在不同的谐波强制函数级次以引起共振。共振的实际幅度为发动机系统中存在有多少阻尼的函数。可能有一个自然频率01要予以避免。见图27。0174在共振速度上，可改变AE脉冲权重以使所产生的气体切向力的谐波含量最小化。这会在特定的临界速度上创建对于自然频率来说更“软”的气体谐波。如何获得该控制水平正是利用CCPS138数据的控制系统136所允许的方式。说明书CN104066952A1312/13页140175其目标为提供从效率的角度进行优化的校准。为此，现代电子注入系统允许选择使压力曲线具有所需“形状”的“配方”。使用傅里叶分析以确定气体力曲线是由什么所制成的。一旦进行了分解，气体力则被确定为“包含”各种元素，当添加这些元素时。