航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统制造方法及图纸

本申请公开了一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统，该温度控制方法中，根据当前环境大气压强确定航空活塞发动机的上限温度，然后将该上限温度与发动机实时温度进行比较，以确定冷却液是否需要额外的散热过程，即本申请实施例中，该发动机的上限温度随环境大气压强实时变化，进而使得该上限温度始终小于冷却液的沸点，从而解决了因气压变化导致冷却液沸腾的问题，进而保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。发动机散热系统的正常工作。发动机散热系统的正常工作。

【技术实现步骤摘要】
航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统


[0001]本专利技术涉及发动机温度控制
，尤其涉及一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统。

技术介绍

[0002]在使用活塞发动机的无人机等航空飞行器中，要想维持发动机正常工作，通常需要对发动机进行散热以控制发动机的温度在一个合理区间，例如采用流动的冷却液构成的散热系统对发动机温度进行控制，现有技术中，通常给发动机设定一个上限温度，当发动机实时温度小于该上限温度时，冷却液通过特定的回路对发动机进行散热，当发动机实时温度大于该上限温度时，需要对冷却液再进行额外散热以使发动机快速散热。
[0003]但本申请专利技术人在实现本申请实施例中技术方案的过程中，发现上述技术至少存在如下技术问题：
[0004]当发动机随航空飞行器飞行高度较高时，气压降低，导致冷却液的沸点小于该发动机的上限温度，此时，冷却液沸腾，导致发动机的散热系统无法正常工作。

技术实现思路

[0005]本申请实施例提供一种航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统，该温度控制方法中，根据当前环境大气压强确定航空活塞发动机的上限温度，然后将该上限温度与发动机实时温度进行比较，以确定冷却液是否需要额外的散热过程，即本申请实施例中，该发动机的上限温度随环境大气压强实时变化，进而使得该上限温度始终小于冷却液的沸点，从而解决了因气压变化导致冷却液沸腾的问题，进而保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。
[0006]本申请实施例提供一种航空活塞发动机的温度控制方法，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述温度控制方法包括：
[0007]获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
[0008]根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
[0009]将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
[0010]当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
[0011]当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
[0012]其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
[0013]本申请实施例中，所述根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度包括：
[0014]获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
[0015]对所述沸点温度进行降幅补偿；
[0016]将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
[0017]本申请实施例中，对所述沸点温度进行降幅补偿包括：
[0018]将所述沸点温度减去预设的补偿温度。
[0019]本申请实施例中，所述补偿温度为10～25度。
[0020]本申请实施例还提供一种航空活塞发动机的温度控制装置，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述装置包括：
[0021]获取单元，用于获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；
[0022]确定单元，用于根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；
[0023]比较单元，用于将所述当前温度与所述上限温度进行比较；
[0024]控制单元，用于当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及
[0025]当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；
[0026]其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。
[0027]本申请实施例中，所述确定单元包括：
[0028]获取模块，用于获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；
[0029]补偿模块，用于对所述沸点温度进行降幅补偿；
[0030]确定模块，用于将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。
[0031]本申请实施例还提供一种航空活塞发动机的温度控制系统，应用于航空活塞发动机的散热过程，所述温度控制系统包括：
[0032]控制阀，所述控制阀具有进口、第一出口和第二出口；
[0033]冷却液散热器，用于对冷却液散热；
[0034]冷却液泵，用于推动冷却液循环；
[0035]其中，所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第一出口和所述冷却液泵构成第一冷却液循环回路；
[0036]所述航空活塞发动机、所述控制阀的进口、所述控制阀的第二出口、所述冷却液散热器和所述冷却液泵构成第二冷却液循环回路；
[0037]并且，所述温度控制系统还包括与所述控制阀连接的发动机温度控制器，所述发动机温度控制器还连接有大气压强传感器和发动机温度传感器；
[0038]以使得所述发动机温度控制器得到当前环境大气压强和航空活塞发动机的当前温度，并根据所述当前环境大气压强得到所述航空活塞发动机的上限温度；以及
[0039]将所述上限温度与所述当前温度进行对比；以及
[0040]当所述当前温度低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第一冷却液循环回路循环；和
[0041]当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制冷却液在所述第二冷却液循环回路循环。
[0042]本申请实施例中，所述控制阀为三通电磁阀。
[0043]本申请实施例中，所述发动机温度控制器通过继电器与所述控制阀连接。
[0044]本申请实施例中，所述系统还包括电源，所述电源分别与所述发动机温度控制器、所述继电器和所述三通电磁阀连接。
[0045]本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
[0046]本申请实施例中，首先根据当前环境的大气压强得到冷却液的沸点，然后将该冷却液沸点温度减去预设的补偿温度得到发动机的上限温度，进而，根据发动机的实时温度与该上限温度的比较结果，来确定冷却液是否需要进行额外的散热；也就是说，在现有发动机冷却散热循环中发动机上限温度为固定值的基础上，本申请实施例将该上限温度与发动机当前的大气压强进行联系，由于当前大气压强决定冷却液的当前沸点，因此，本申请实施例将该上限温度与冷却液当前的沸点进行联系，使该上限温度能够随当前大气压强实时变化，从而能够保证该发动机的上限温度始终低于冷却液的沸点，并且，该上限温度距离冷却液的沸点具有补偿温度的差值，进而避免了冷却液沸腾的情况，保证了在飞行高度较高时，发动机散热系统的正常工作。
附图说明
[0047]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对本专利技术实施例的描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0048]图1本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空活塞发动机的温度控制方法，应用于航空活塞发动机的散热过程，其特征在于，所述温度控制方法包括：获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；将所述当前温度与所述上限温度进行比较；当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；其中，所述第一冷却液循环回路旁路所述冷却液的散热装置，所述第二冷却液循环回路途径所述散热装置。2.根据权利要求1所述的温度控制方法，其特征在于，所述根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度包括：获取所述冷却液在所述当前环境大气压强下的沸点温度；对所述沸点温度进行降幅补偿；将降幅补偿后的所述沸点温度确定为所述上限温度。3.根据权利要求2所述的温度控制方法，其特征在于，对所述沸点温度进行降幅补偿包括：将所述沸点温度减去预设的补偿温度。4.根据权利要求3所述的温度控制方法，其特征在于，所述补偿温度为10～25度。5.一种航空活塞发动机的温度控制装置，应用于航空活塞发动机的散热过程，其特征在于，所述装置包括：获取单元，用于获取航空活塞发动机的当前环境大气压强和当前温度；确定单元，用于根据所述当前环境大气压强确定所述航空活塞发动机的上限温度；比较单元，用于将所述当前温度与所述上限温度进行比较；控制单元，用于当所述当前温度低于所述上限温度时，控制所述航空活塞发动机的第一冷却液循环回路导通、第二冷却液循环回路断开；以及当所述当前温度不低于所述上限温度时，控制所述第一冷却液循环回路断开、所述第二冷却液循环回路导通；其中，所述第一冷却液循环...

【专利技术属性】
技术研发人员：王华，
申请(专利权)人：北京京东乾石科技有限公司，
类型：发明
国别省市：