一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置与流程

1.本技术实施例涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置。


背景技术：

2.目前搭载无人机的活塞式重油航空发动机动力系统，虽然航空发动机在正常情况下，运行在飞行包线以内，发动机做了防熄火以及失速保护等功能，但在空中飞行时由于某种原因导致发动机突然停车，必须短时间内重新启动，以便发动机在飞行高度下降不多的情况下，能够稳定安全地恢复到空中停车前的工作状态。因此，空中二次起动是飞行中航空发动机的一项重要安全措施。
3.然而目前国内现有活塞式重油航空发动机基本不具备空中二次启动导致发动机功能，其原因，首先是传统的啮合式起动机在变矩螺旋桨没有完全停下或发动机还存在一定转速时，起动机无法啮合进去拖动发动机转动；其次是由于飞机配重及续航里程的原因，飞机匹配的机载电源少且重量轻，因而电池容量也较小，很难保证起动机尝试多次起动的可行性；最后就是空中二次起动有其自身的特别场景，包括海拔高度、变矩螺旋桨及发动机运转情况、缸内是否熄火条件的判断等等，这需要一个详细的控制逻辑做支撑。
4.因此，结合上述情况，目前，无论是从硬件选型还是从软件控制逻辑以及与地面站、飞控等协同方面，现有的活塞式重油航空发动机都很难实现理想的空中二次起动。


技术实现要素：

5.本技术提供了一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置，系统地考虑了航空发动机在不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动方式，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化，解决了当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
6.本技术实施例第一方面提供了一种航空发动机空中二次启动的控制方法，包括：
7.实时监控航空发动机的运行状态；
8.判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
9.判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
10.可选的，所述判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，包括：
11.采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；
12.根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度的运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火。
13.可选的，所述判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件之前，所述方法还包括：
14.采集所述航空发动机的当前海拔高度；
15.根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节。
16.所述判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，包括：
17.通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件。
18.可选的，在所述根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态之后，所述方法还包括：
19.若否，则判断所述航空发动机是否有起发一体机，若是，则判断所述起发一体机是否满足启动状态，若是，则发出所述起发一体机的空中启动指令；
20.通过所述起发一体机来拖动所述航空发动机；
21.判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
22.可选的，所述判断所述起发一体机是否满足启动状态，包括：
23.通过判断所述航空发动机是否为停车状态、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认所述起发一体机是否满足启动状态。
24.可选的，在所述判断所述航空发动机是否有起发一体机之后，所述方法还包括：
25.若否，则确认所述航空发动机仅匹配有起动机；
26.判断所述起动机是否满足介入启动条件，若是，则发出所述起动机的空中启动指令；
27.通过控制所述起动机啮合来拖动所述航空发动机；
28.判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
29.可选的，所述判断所述起动机是否满足介入启动条件，包括：
30.通过判断所述航空发动机是否为停车状态、所述航空发动机的转速是否低于预设转速、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认所述起动机是否满足介入启动条件。
31.本技术实施例第二方面提供了一种航空发动机空中二次启动的控制装置，包括：
32.实时监控单元，用于实时监控航空发动机的运行状态；
33.第一判断单元，用于判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火；
34.第二判断单元，用于若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断
所述航空发动机是否处于风车状态；
35.第三判断单元，用于若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件；
36.发送单元，用于若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
37.第四判断单元，用于判断所述航空发动机是否二次启动成功；
38.控制单元，用于若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
39.可选的，所述第一判断单元，包括：
40.采集模块，用于采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；
41.第一判断模块，用于根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度中任意至少一项运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火。
42.可选的，在所述第三判断单元之前，所述装置还包括：
43.采集单元，用于采集所述航空发动机的当前海拔高度；
44.调节单元，用于根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节。
45.所述第三判断单元，包括：
46.第二判断模块，用于通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件。
47.本技术实施例第三方面提供了一种航空发动机空中二次启动的控制装置，包括：
48.处理器、存储器、输入输出单元以及总线；
49.所述处理器与所述存储器、输入输出单元以及总线相连；
50.所述处理器执行如下操作：
51.实时监控航空发动机的运行状态；
52.判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
53.判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
54.本技术实施例提供了一种存储介质，所述存储介质中存储计算机可执行程序代码，所述计算机可执行程序代码被执行时以实现上述第一方面任一项所述的航空发动机空中二次启动的控制方法。
55.以上技术方案可以看出，本技术实施例具有以下优点：
56.本技术中，设计了一种航空发动机空中二次启动的控制方法，实时监控航空发动机的运行状态，判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若已熄火，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若处于风车状态，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是满足启动条件，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是二次启
动成功，则控制所述航空发动机进入所需工况。
57.该方法在做到发动机熄火状态精准识别的前提下，进一步识别航空发动机及变矩螺旋桨的当前变化速率或转速，进一步判断航空发动机是否处于风车状态，根据不同情况选择不同启动策略。该方法系统地考虑了航空发动机在不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动方式，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化；通过该方法能够解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
附图说明
58.图1为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制方法一个实施例流程示意图；
59.图2-1为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制方法另一实施例流程示意图；
60.图2-2为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制方法另一实施例流程示意图；
61.图3为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制装置一个实施例流程示意图；
62.图4为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制装置另一实施例流程示意图；
63.图5为本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制装置另一实施例流程示意图。
具体实施方式
64.为了使本技术领域的人员更好地理解本技术中的技术方案，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整的阐述，显然阐述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。
65.基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本技术保护范围。
66.本技术实施例提供了一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置，系统地考虑了航空发动机在不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动方式，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化，解决了当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
67.请参阅图1，本技术一种航空发动机空中二次启动的控制方法的一个实施例包括：
68.101、实时监控航空发动机的运行状态；
69.需要说明的是，虽然航空发动机在正常情况下运行在飞行包线以内，发动机做了防熄火以及失速保护等功能，但在空中飞行时由于某种原因导致发动机突然停车，必须短时间内重新启动，以便发动机在飞行高度下降不多的情况下，能够稳定安全地恢复到空中停车前的工作状态。因此，空中二次起动是飞行中航空发动机的一项安全措施。
70.本技术实施例中，为了解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况
时熄火，地面站工作人员需要在航空发动机运行时，通过发动机控制单元，即ecu，实时监控航空发动机的运行状态。
71.102、判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则执行步骤103；
72.需要说明的是，本技术实施例中，地面站工作人员实时监控发动机运行状态，当航空发动机的运行参数如发动机转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧浓度等运行参数中，某一个或几个运行指标低于当前工况下的目标值较多时，ecu确认航空发动机的当前状态已熄火，就会向地面站发送发动机失火或熄火状态。
73.103、根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则执行步骤104；
74.本技术实施例中，如果航空发动机的各项运行参数都符合运行标准，则ecu确认航空发动机当前运行良好，则无需进行其他操作，继续监控航空发动机的运行状态。如果ecu确认航空发动机的当前状态已失火或熄火，则结合航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速，ecu判断航空发动机是否处于风车状态，并向地面站发送航空发动机是否处于“风车状态”的信息。
75.需要说明的是，若是不满足风车状态，则需要进行其他诊断操作，具体的，见图2-1和图2-2实施例。
76.还需要说明的是，判断是否满足风车状态的具体说明，也见图2-1和图2-2实施例，本技术实施例暂时不做阐述。
77.104、判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则执行步骤105；
78.本技术实施例中，ecu根据航空发动机当前“风车状态”的目标位置，海拔高度情况，桨叶角、喷油管理、预热塞预热功能、补氧系统等判断航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是满足，则执行步骤105。
79.需要说明的是，判断是否满足启动条件的具体说明，见图2-1和图2-2实施例，本技术实施例暂时不做阐述。
80.105、发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
81.需要说明的是，本技术实施例中，ecu向地面站发送航空发动机是否处于“风车状态”，若是处于“风车状态”的目标位置，则地面站工作人员结合海拔高度情况，实时给出“风车状态”启动状态指令，具体的，比如此时变矩螺旋桨的桨叶角调至最小，喷油管理开启三次喷射(二次预喷加一次主喷)，预热塞预热功能开启，补氧系统开启等，由于此时冷却液及润滑液温度较高，有利于空中二次启动。
82.106、判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则执行步骤107；
83.需要说明的是，本技术实施例中，ecu控制各功能模块调节完毕后，向地面站发送反馈信息，飞控操作人员结合实际情况实时给出空中启动指令，尝试空中启动发动机，并判断是否空中二次启动成功，若是成功，则执行步骤107。
84.107、控制所述航空发动机进入所需工况。
85.需要说明的是，本技术实施例中，若启动成功，则地面站操控人员尽快使发动机进入所需工况。否则，则结合具体情况再次尝试空中启动，直至启动成功。
86.本技术实施例中，设计了一种航空发动机空中二次启动的控制方法，实时监控航空发动机的运行状态，判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若已熄火，则根据所述
航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若处于风车状态，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是满足启动条件，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是二次启动成功，则控制所述航空发动机进入所需工况。
87.该方法在做到发动机熄火状态精准识别的前提下，进一步识别航空发动机及变矩螺旋桨的当前变化速率或转速，进一步判断航空发动机是否处于风车状态，根据不同情况选择不同启动策略。该方法系统地考虑了航空发动机在不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动方式，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化；通过该方法能够解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
88.上面对航空发动机空中二次启动的控制方法进行了一个大概的说明，下面将对航空发动机空中二次启动的控制方法进行一个详细的介绍。
89.请参阅图2-1和图2-2，本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制方法另一实施例包括：
90.201、实时监控航空发动机的运行状态；
91.需要说明的是，虽然航空发动机在正常情况下运行在飞行包线以内，发动机做了防熄火以及失速保护等功能，但在空中飞行时由于某种原因导致发动机突然停车，必须短时间内重新启动，以便发动机在飞行高度下降不多的情况下，能够稳定安全地恢复到空中停车前的工作状态。因此，空中二次起动是飞行中航空发动机的一项安全措施。
92.本技术实施例中，为了解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火，地面站工作人员需要在航空发动机运行时，通过发动机控制单元，即ecu，实时监控航空发动机的运行状态。
93.202、采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；
94.203、根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度中的运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火；
95.需要说明的是，本技术实施例中，按照不同工况，事先设置不同工况下的各运行参数的预设目标限值，比如，在第一工况下的最低转速限值是a1，最低缸内压力是b1,第二工况下的最低转速限值是a2，最低缸内压力是b2等。
96.为了判断当前的航空发动机是否熄火，需要采集航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度等，并判断这些运行参数是否低于当前工况下的预设目标值，若是所有运行参数均低于预设目标值，则ecu确认航空发动机的当前状态为熄火状态，需要二次启动。
97.204、根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则执行步骤205；若否，则执行步骤209；
98.本技术实施例中，如果航空发动机的各项运行参数都符合运行标准，则ecu确认航空发动机当前运行良好，则无需进行其他操作，继续监控航空发动机的运行状态。如果ecu确认航空发动机的当前状态已失火或熄火，则结合航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速，
ecu判断航空发动机是否处于风车状态，并向地面站发送航空发动机是否处于“风车状态”的信息。
99.若是不满足风车状态，则执行步骤209，若是满足，则执行步骤205，
100.需要说明的是，ecu根据航空发动机当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温、氧气浓度以及航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速来判断航空发动机是否处于风车状态，若是所有运行参数均低于预设目标值，则ecu确认航空发动机处于风车状态。
101.205、采集所述航空发动机的当前海拔高度；
102.206、根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节；
103.207、通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则执行步骤208；
104.本技术实施例中，ecu根据航空发动机当前“风车状态”的目标位置，海拔高度情况，桨叶角、喷油管理、预热塞预热功能、补氧系统等判断航空发动机的风车状态是否满足启动条件。具体的，采集航空发动机的当前海拔高度，并根据当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节；比如此时变矩螺旋桨的桨叶角调至最小，喷油管理开启三次喷射(二次预喷加一次主喷)，预热塞预热功能开启，补氧系统开启等，通过判断航空发动机是否处于风车状态的目标位置、当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认航空发动机的风车状态是否满足启动条件。
105.当航空发动机处于风车状态的目标位置、当前海拔高度低于预设高度、预热塞预热功能正常、补氧系统供氧功能开启、喷油管理二次预喷油功能开启以及变矩螺旋桨的桨叶角调至最小时，确认航空发动机的风车状态满足启动条件，此时执行步骤208。
106.208、发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令，并直接执行步骤217；
107.需要说明的是，本技术实施例中，ecu向地面站发送航空发动机是否处于“风车状态”，若是处于“风车状态”的目标位置，则地面站工作人员结合海拔高度情况，实时给出“风车状态”启动状态指令，具体的，比如此时变矩螺旋桨的桨叶角调至最小，喷油管理开启三次喷射(二次预喷加一次主喷)，预热塞预热功能开启，补氧系统开启等，由于此时冷却液及润滑液温度较高，有利于空中二次启动。
108.209、判断所述航空发动机是否有起发一体机，若是，则执行步骤210；若否，则执行步骤213；
109.需要说明的是，本技术实施例中，若ecu判定发动机没有处于“风车状态”，则ecu继续判断航空发动机是否配置有起发一体机，若是该活塞式航空发动机匹配了isg起发一体机，则执行步骤210；若是没有配置有，则执行步骤213，
110.210、判断所述起发一体机是否满足启动状态，若是，则执行步骤211；
111.211、发出所述起发一体机的空中启动指令；
112.212、通过所述起发一体机来拖动所述航空发动机，并直接执行步骤217；
113.需要说明的是，本技术实施例中，若航空发动机匹配了isg起发一体机，要尝试空中二次起动，对发动机当前运行转速几乎没有要求，只需通过判断航空发动机是否为停车状态、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认起发一体机是否满足启动状态。
114.当同时满足以下条件时：a、发动机状态为停车状态，b、电瓶电压电量满足启动拖动要求，c、变矩桨桨叶角调至最小状态，d、飞机所在海拔高度低于5000m以下，d、预热塞预热功能正常，f、喷油管理二次预喷油量开启，g、补氧系统开启。具备上述条件，ecu发出起发一体机满足启动拖动条件指令给地面站，飞控操控人员结合实际情况实时给出空中启动指令，尝试空中启动发动机。由于此时冷却液及润滑液温度较高，有利于空中二次启动。若启动成功，地面站飞控操控人员尽快使发动机进入所需工况。否则，结合电源电量等情况再次尝试空中启动。
115.具体的，见步骤217。
116.213、确认所述航空发动机仅匹配有起动机；
117.214、判断所述起动机是否满足介入启动条件，若是，则执行步骤215；
118.215、发出所述起动机的空中启动指令；
119.216、通过控制所述起动机啮合来拖动所述航空发动机；
120.需要说明的是，本技术实施例中，若ecu判定发动机没有处于“风车状态”，且该发动机仅仅匹配了传统的起动机，若要尝试空中二次起动，则需要通过判断航空发动机是否为停车状态、所述航空发动机的转速是否低于预设转速、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认所述起动机是否满足介入启动条件。当同时满足以下条件时：a、发动机转速低于20r/min以下，b、发动机状态为停车状态，c、电瓶电压电量满足启动拖动要求，d、变矩桨桨叶角调至最小状态，e、飞机所在海拔高度低于5000m以下，f、预热塞预热功能正常，g、喷油管理二次预喷油量开启，h、补氧系统开启。具备上述条件，ecu发出起动机满足介入条件指令给地面站，飞控操控人员结合实际情况实时给出空中启动指令，尝试空中启动发动机。由于此时冷却液及润滑液温度较高，有利于空中二次启动。若启动成功，地面站飞控操控人员尽快使发动机进入所需工况。否则，结合具体情况再次尝试空中启动。
121.具体的，见步骤217。
122.217、判断所述航空发动机是否二次启动成功；
123.需要说明的是，本技术实施例中，ecu控制各功能模块调节完毕后，向地面站发送反馈信息，飞控操作人员结合实际情况实时给出空中启动指令，尝试空中启动发动机，并判断是否空中二次启动成功，若是成功，则执行步骤218。
124.218、若是，则控制所述航空发动机进入所需工况，结束流程。
125.需要说明的是，本技术实施例中，若启动成功，则地面站操控人员尽快使发动机进入所需工况。否则，则结合具体情况再次尝试空中启动，直至启动成功。
126.本技术实施例通过基于缸内压力的实时反馈和发动机瞬态转速变化率等参数来识别发动机当前运行状态，即发动机是否处于熄火状态。再结合螺旋桨转速以及发动机转
速来判断发动机是否处于“风车状态”，根据发动机动力系统当前配置情况，结合飞机所处的海拔高度，发动机不同的当前运行状态采用不同的启动策略。
127.发动机空中二次起动在启动条件满足情况下由地面站飞控操控人员在合适的飞机所在海拔高度尝试起动，起动成功后快速进入正常的飞行模式中去。
128.本技术实施例系统地考虑了发动机不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动策略。该方法在做到发动机熄火状态精准识别的前提下，进一步识别发动机及螺旋桨当前变化速率或转速，进一步判断发动机是否处于风车状态，并结合配置起动机的情况选择不同启动策略。该方法可通过高空模拟仓或高原模拟空中二次起动场景，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化；另外通过搭载多发动力系统无人机，在空中通过模拟空中熄火并尝试空中启动，并结合发动机在空中实际启动情况进行数据进一步优化。通过该方法能够解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况(导弹发射、失速保护未果等)熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
129.上面对航空发动机空中二次启动的控制方法进行了描述，下面将对该航空发动机空中二次启动的控制装置进行说明。
130.请参阅图3，本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制装置一个实施例包括：
131.本技术实施例第二方面提供了一种航空发动机空中二次启动的控制装置，包括：
132.实时监控单元301，用于实时监控航空发动机的运行状态；
133.第一判断单元302，用于判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火；
134.第二判断单元303，用于若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态；
135.第三判断单元304，用于若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件；
136.发送单元305，用于若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
137.第四判断单元306，用于判断所述航空发动机是否二次启动成功；
138.控制单元307，用于若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
139.本技术实施例中，设计了一种航空发动机空中二次启动的控制装置，实时监控单元301实时监控航空发动机的运行状态，第一判断单元302判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若已熄火，则第二判断单元303根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若处于风车状态，则第三判断单元304判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是满足启动条件，则发送单元305发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；第四判断单元306判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是二次启动成功，则控制单元307控制所述航空发动机进入所需工况。
140.该装置在做到发动机熄火状态精准识别的前提下，进一步识别航空发动机及变矩螺旋桨的当前变化速率或转速，进一步判断航空发动机是否处于风车状态，根据不同情况选择不同启动策略。该装置系统地考虑了航空发动机在不同状态模式下以及不同起动机配置下的空中二次起动方式，实现不同海拔高度下空中二次起动标定相关的数据优化；通过该装置能够解决当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。
141.上面对航空发动机空中二次启动的控制装置的各单元功能进行一个大概的描述，下面将对航空发动机空中二次启动的控制装置的各单元功能进行一个详细的描述。
142.请参阅图4，本技术实施例中，航空发动机空中二次启动的控制装置另一实施例包括：
143.实时监控单元401，用于实时监控航空发动机的运行状态；
144.第一判断单元402，用于判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火；
145.可选的，所述第一判断单元402，包括：
146.采集模块4021，用于采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；
147.第一判断模块4022，用于根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度的运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火。
148.第二判断单元403，用于若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态；
149.采集单元404，用于若是，则采集所述航空发动机的当前海拔高度；
150.调节单元405，用于根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节；
151.第三判断单元406，判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件；
152.所述第三判断单元406，包括：
153.第二判断模块4061，用于通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件。
154.发送单元407，用于若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
155.第四判断单元408，用于判断所述航空发动机是否二次启动成功；
156.控制单元409，用于若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
157.本技术实施例中，各单元模块的功能与前述图1至图2中所示实施例中的步骤对应，此处不再赘述。
158.请参阅图5，本技术实施例中航空发动机空中二次启动的控制装置另一实施例包括：
159.处理器501、存储器502、输入输出单元503以及总线504；
160.处理器501与存储器502、输入输出单元503以及总线504相连；
161.处理器501执行如下操作：
162.实时监控航空发动机的运行状态；
163.判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；
164.判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。
165.本实施例中，处理器501的功能与前述图1至图2所示实施例中的步骤对应，此处不再赘述。
166.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
167.在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
168.所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
169.另外，在本技术各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
170.所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本技术的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令，用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

技术特征：
1.一种航空发动机空中二次启动的控制方法，其特征在于，包括：实时监控航空发动机的运行状态；判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，包括：采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度的运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火。3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，在所述判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件之前，所述方法还包括：采集所述航空发动机的当前海拔高度；根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节。所述判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，包括：通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件。4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，在所述根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态之后，所述方法还包括：若否，则判断所述航空发动机是否有起发一体机，若是，则判断所述起发一体机是否满足启动状态，若是，则发出所述起发一体机的空中启动指令；通过所述起发一体机来拖动所述航空发动机；判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，所述判断所述起发一体机是否满足启动状态，包括：通过判断所述航空发动机是否为停车状态、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认所述起发一体机是否满足启动状态。6.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，在所述判断所述航空发动机是否有起发一体机之后，所述方法还包括：若否，则确认所述航空发动机仅匹配有起动机；判断所述起动机是否满足介入启动条件，若是，则发出所述起动机的空中启动指令；通过控制所述起动机啮合来拖动所述航空发动机；
判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于，所述判断所述起动机是否满足介入启动条件，包括：通过判断所述航空发动机是否为停车状态、所述航空发动机的转速是否低于预设转速、电瓶电压电量是否满足启动拖动要求、变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小、所述航空发动机的当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及补氧系统供氧功能是否开启来确认所述起动机是否满足介入启动条件。8.一种航空发动机空中二次启动的控制装置，其特征在于，包括：实时监控单元，用于实时监控航空发动机的运行状态；第一判断单元，用于判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火；第二判断单元，用于若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态；第三判断单元，用于若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件；发送单元，用于若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；第四判断单元，用于判断所述航空发动机是否二次启动成功；控制单元，用于若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。9.根据权利要求8所述的控制装置，其特征在于，所述第一判断单元，包括：采集模块，用于采集所述航空发动机的当前转速、缸内压力、缸头温度、涡前排温以及氧气浓度；第一判断模块，用于根据所述当前转速、所述缸内压力、所述缸头温度、所述涡前排温以及所述氧气浓度中任意至少一项运行参数是否低于当前工况下的预设目标值来确认所述航空发动机的当前状态是否已熄火。10.根据权利要求8所述的控制装置，其特征在于，在所述第三判断单元之前，所述装置还包括：采集单元，用于采集所述航空发动机的当前海拔高度；调节单元，用于根据所述当前海拔高度对预热塞预热功能、补氧系统供氧功能、风车状态的位置、喷油管理功能以及变矩螺旋桨的桨叶角进行调节。所述第三判断单元，包括：第二判断模块，用于通过判断所述航空发动机是否处于风车状态的目标位置、所述当前海拔高度是否低于预设高度、预热塞预热功能是否正常、补氧系统供氧功能是否开启、喷油管理二次预喷油功能是否开启以及变矩螺旋桨的桨叶角是否调至最小来确认所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件。

技术总结
本申请实施例公开了一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置，解决了当前活塞压燃式重油航空发动机在空中遇到特殊情况时熄火而实现的空中二次起动，为飞机安全做最后的保障。本申请包括：实时监控航空发动机的运行状态；判断所述航空发动机的当前状态是否已熄火，若是，则根据所述航空发动机的变矩螺旋桨的当前转速判断所述航空发动机是否处于风车状态，若是，则判断所述航空发动机的风车状态是否满足启动条件，若是，则发出所述航空发动机的风车状态空中启动指令；判断所述航空发动机是否二次启动成功，若是，则控制所述航空发动机进入所需工况。动机进入所需工况。动机进入所需工况。


技术研发人员：陈永贤 赵令猛 黄永杰
受保护的技术使用者：广西玉柴机器股份有限公司
技术研发日：2023.02.15
技术公布日：2023/6/28