航空活塞发动机点火强度均衡性测试及防火研究

钱 伟，詹定鹏，张德银，罗 英，代友军，丁发军，何志祥

(中国民用航空飞行学院, 广汉， 618307)

航空活塞发动机点火强度均衡性测试及防火研究

钱 伟，詹定鹏，张德银*，罗 英，代友军，丁发军，何志祥

(中国民用航空飞行学院, 广汉， 618307)

针对磁电机故障和点火电嘴故障会使发动机失去动力引起飞行事故，高压导线破损放电可能导致动力系统起火并引发飞机火灾等安全隐患，利用紫外探测技术和虚拟仪器技术设计了航空活塞发动机点火强度均衡性测试系统，利用该测试系统完成航空活塞发动机点火系统的安全隐患检测。以四缸活塞发动机正常点火、高压导线破损、点火电嘴积碳等三种点火系统作为测试对象，测试发动机在不同转速下各气缸点火电火花紫外辐射强度，用以表征点火能量强度。实测得到，在不同转速下点火电嘴积碳故障都会导致点火强度降低；高压导线破损漏电会同时导致点火能量损失与点火强度不均衡，并且与转速呈正相关。测试结果可为航空活塞发动机点火系统故障排除及发现可能存在的高压导线破损放电电气火灾隐患点提供技术依据。

航空活塞发动机；点火强度；点火能量；紫外辐射；高压漏电

0 引言

因点火强度不均衡而导致的航空活塞发动机振动掉转速、因燃气混合气在汽缸内燃烧不完全进入排气管内复燃而导致的“放炮”现象，是航空活塞发动机各汽缸点火电嘴间隙改变、点火电嘴挂油积炭、高压导线磨损开裂、高压导线绝缘层老化破损等故障引起的常见故障表现[1-3]。在20 KV高压作用下，长期使用老化开裂或振动磨损的高压导线可能导致高压导线正负线之间或高压导线正极对发动机机壳微距离内产生电火花放电，轻则减弱航空活塞发动机点火强度，严重则放电电火花可能引燃航空活塞发动机，带来严重的火灾隐患[4]。因此，通过测试航空活塞发动机各汽缸点火电嘴点火强度相对均衡性，对于快速发现点火系统点火强度减弱、跳火、不点火等故障以及查找到航空活塞发动机高压导线破损放电火灾隐患显得非常关键。故本文利用了紫外探测技术和虚拟仪器技术来研制航空活塞发动机点火强度均衡性紫外探测数据采集系统并判断潜在的高压导线破损放电形成的电气火灾隐患。

1 点火系统构成及其常见故障

航空活塞发动机点火系统主要由磁电机、高压导线、起动开关、起动振荡器和点火电嘴组成，其结构如图1所示[5]。在正常工作时，点火是由航空活塞发动机带动磁电机来驱动的。高速运转的磁电机利用电磁感应原理产生20 KV高压电，并适时地将20 KV高压电通过高压导线按照点火次序分配到各个气缸点火电嘴使其正负电极微间距内击穿空气产生高能电火花点燃气缸混合油气，实现活塞循环运转做功。在航空活塞发动机起动时，旋转起动开关使起动电路接通，起动振荡器利用机载电瓶产生高压电，点燃气缸内混合气带动航空活塞发动机起动[6]。起动完毕，根据定时器分配时序，各汽缸电嘴持续轮换点火，推动活塞对螺旋桨做功。

图1 航空活塞发动机点火系统Fig.1 Aerial piston engine ignition system

点火电嘴、高压导线、磁电机、起动振荡器等是航空活塞发动机点火系统常见故障点[6]。点火电嘴故障，会造成点火电嘴点火强度减弱甚至为零；高压导线破损漏电故障，会导致当磁电机线圈高压能量通过破损处放电导致能量损失，从而降低电嘴点火强度；起动振荡器故障，会导致起动时点火强度不够大或断火；磁电机常见故障表现为磁电机高压线圈产生高压过低，点火强度相对较低，需要较高起动转速才能实现正常点火，进而引起起动机过载故障。所以点火系统点火强度的变化表现可作为航空活塞发动机点火系统故障判断的依据。

2 点火强度紫外测试系统设计及实现

2.1 系统总体设计

图2 系统总体设计Fig.2 General design of test system

传统点火强度测试大多通过测试点火电嘴间电压和经过高压导线电流来计算点火强度[7-10]，这种电压电流测试法是一种间接测试法，其准确性易受点火电嘴积碳、积铅、电嘴电极间距改变等因素的影响。在强电磁场干扰环境下，电压电流测试法测得的结果稳定性较差。而采用紫外探测技术直接对点火电火花发出的紫外辐射强度进行测试，用以表征点火强度，不仅能减少强电磁场干扰对测试结果的影响，还能避免测试结果受到点火电嘴积碳、积铅等因素的影响，能实时、可靠地反映点火强度[11-13]。故本测试系统采用紫外测试技术完成点火强度测试。

本测试系统主要包括：航空活塞发动机点火系统、主控机、数据采集模块、紫外探测模块、伺服电机等。系统总体结构如图2所示，紫外探测模块对航空活塞发动机各汽缸点火强度进行实时测试并将测试结果以脉冲信号输出；数据采集模块根据主控机控制命令完成对紫外探测模块输出信号进行采集并传输给主控机；主控机获得采集数据后对其进行分析处理并通过虚拟仪器完成测试结果显示。伺服电机用于驱动点火系统磁电机，其转速控制采用反馈控制设计，通过RS232总线接收主控机转速控制信号，并通过霍尔转速传感器向主控机反馈磁电机转速，其转速调节范围为0 r/min～5000 r/min。

2.2 紫外探测模块设计

航空活塞式发动机通常有4汽缸、6汽缸、8汽缸等多种型号，每一个汽缸内有两个点火电嘴[14，15]。本文选择了4缸莱康明发动机slick4200点火系统作为测试对象，设计了4通道紫外探测模块。每个通道紫外测试模块结构如图3所示，包括紫外光敏管、直流电源、升压模块、探头窗口和信号处理电路。升压模块是由UC3843设计的单端反激型DC/DC变换器，实现把12 VDC～24 VDC转变为300 VDC～450 VDC。当直流电源为15 V时，升压模块就能够为紫外光敏管提供350 V的工作电压[ 14,15]；紫外窗口实现对紫外光敏管保护和紫外光会聚作用，紫外窗口设计选用透紫波段为110 nm～850 nm、透紫率高的氟化镁材料，能有效覆盖本文所需紫外探测波段[16,17]。紫外光敏管阴极材料选用了极限波长为274.3 nm的高纯金属Ni，其紫外波段选择性好，紫外入射光电量子产额高，且只对波长低于274.3 nm的紫外波段响应。紫外光敏管填充了纯度为99.9999%氢气并做老练处理，以此降低器件噪声，提高探测灵敏度[18]。信号处理电路完成电子噪声滤除和信号转换处理。当紫外光敏管探测到入射紫外光后输出脉冲电压，经滤波和硬件去噪后将有效信号放大[19]，经过电压比较器将有效信号转换为电压脉冲信号输出，通过脉冲计数获得入射紫外辐射光子计数，再根据衰减及探测距离计算紫外辐射强度。

图3 紫外探测模块结构图Fig.3 Ultraviolet detecting module structure

2.3 数据采集模块设计

数据采集模块由数据采集卡、主控机及伺服电机组成。为了直观显示测试结果及进行人机控制，主控机采用了基于Labwindows的虚拟控制显示界面设计[20]，界面设计如图4所示，其由仪表显示、指示灯、操作按键、电源开关和测试进程显示的文本框组成。数据采集模块采用的是恒凯电子科技有限公司生产的USB-V7.1数据采集卡，其采用USB2.0数据通信，传输速度可达480 Mbit/s，含有32路单端/16路差分输入，AD采样频率可达800 Ksps，并有着24 K DFIFO缓冲[21]。数据采集卡通过AD采样完成各点火电嘴紫外强度测试并传送至主控机，主控机得到数据通过虚拟仪器分析和处理采集数据，最后将各点火电嘴点火强度值通过仪表同步显示。为了方便对已测得的数据查询，设计了测试进程显示文本框对所测的数据进行显示和记录。为了确保测试系统各通信总线连接正常，在主控机设计了自检程序，自检测试通过后相应的指示灯会点亮，自检通过后可以进行点火系统点火强度测试。

图4 虚拟仪器界面设计Fig.4 Virtual instrument interface design

3 点火均衡性测试结果及防火分析

3.1 三种不同性能点火系统点火强度测试

测试中以三种不同性能的4缸莱康明航空活塞发动机slick4200点火系统样本作为测试对象。点火系统A为正常工作的点火系统；点火系统B为高压导线破损放电的点火系统；点火系统C为点火电嘴积碳的点火系统。测试中根据工作手册将点火电嘴间隙调整为4 mm[22], 对点火系统A、B、C进行不同转速下测试，并将测试的点火强度值以点火系统的紫外辐射能量做表示。如图5所示，在v=150 r/min低转速情况下，测得点火系统A的紫外辐射值为1.4 mJ～1.8 mJ；当v=1100 r/min时，其紫外辐射值为15.7 mJ～18.0 mJ；当v=2050 r/min时，紫外辐射值为31.6 mJ～33.7 mJ；当v=2980 r/min时，其紫外辐射值为52.8 mJ～54.9 mJ。

图5 点火系统A在不同转速下点火强度Fig.5 Ignition intensity of ignition system A with different rotate speeds

如图6所示，在v=150 r/min和v=1100 r/min转速较低的情况下，点火系统B的紫外辐射值分别为1.5 mJ～1.8 mJ和15.7 mJ～18.2 mJ，与点火系统A的紫外辐射能量基本一致。在转速v=2050 r/min时，其紫外辐射值为21.2 mJ～23.0 mJ，与点火系统A相差8.6 mJ～12.5 mJ。在转速v=2980 r/min时，其紫外辐射值为30.7 mJ～32.0 mJ，与点火系统A有着20.8 mJ～24.2 mJ的差值。测试结果比较可知，当转速较低时点火系统B点火强度为正常，而在大转速下，其点火强度显著低于正常值，且损失能量与转速正相关。根据点火系统B特性可知，此测试结果是由于线绝缘层老化或磨损的高压导线在高压作用产生漏电导致点火峰值电压降低，其放点电火花产生紫外辐射能量也相继减少，所以此测试特性可作为检测航空活塞发动机点火系统高压导线破损漏电的标志。

图6 点火系统B在不同转速下点火强度Fig.6 Ignition intensity of ignition system B with different rotate speeds

图7 点火系统C在不同转速下点火强度Fig.7 Ignition intensity of ignition system C with different rotate speeds

如图7所示，在v=150 r/min、1100 r/min、2050 r/min和2980 r/min时，测得点火系统C紫外辐射强度值分别为1.0 mJ～1.5 mJ、14.2 mJ～16.7 mJ、26.1 mJ～28.5 mJ和39.2 mJ～41.7 mJ。与点火系统A对比，不同转速下点火系统A的紫外辐射值都比点火系统C的紫外辐射值大，并随着转速的增长，其两种点火系统的紫外辐射强度差值越大。根据点火系统C的特性可知，由于积碳的影响，点火放电电流通过积碳后会被衰减，导致电嘴在不同的转速下，其点火强度都会比正常工作的点火强度要小。此特性与高压导线漏电的点火系统B点火强度有着显著差别，可直接将两种故障隐患进行区分。

3.2 点火系统B点火强度均衡性测试

测试中将点火系统B的4个点火电嘴作为检测对象，其中第3缸电嘴为设定的故障点火电嘴，其余为正常工作点火。测试中，观测各点火电嘴在磁电机不同转速下点火强度的变化。当电机转速为93 r/min时，虚拟仪器的紫外测试指针开始晃动，紫外探测系统感测到电火花紫外辐射；当电机转速逐渐上升到1475 r/min时，其紫外辐射能量值也同步上升，主控机4个虚拟仪表中能够保持同步变化；当转速上升到大于1475 r/min时，点火强度测试3号仪表开始与其它点火强度测试仪表出现差值，其测试值上升速率变慢。随着转速的增大，点火强度测试3号仪表与其它点火强度测试仪表测试结果的差值逐渐增大，如图8所示，当转速为2200 r/min时，点火强度测试1号仪表、2号仪表和4号仪表，其强度目视观测基本一样，而点火强度测试3号仪表指针与其它仪表指针有着大于60°的角度差，该测试结果通过测试系统能够直接观测到，而通过肉眼观测点火电嘴是根本区别不出来的；当磁电机转速达到3200 r/min时，可以观测到点火强度测试3号仪表所检测的高压导线的老化裂缝处有微电火花产生，成为引发发动机火灾的安全隐患点。而如此细微的高压导线破损裂缝通过肉眼检测是难以发现的。

图8 在转速为2200 r/min点火系统B的测试结果Fig.8 Test results of ignition system B at 2200 r/min

4 结论

结合紫外探测和虚拟仪器技术，本文设计了一种航空活塞发动机点火强度测试系统，通过测试点火放电紫外辐射能量能有效完成航空活塞发动机点火强度相对值测试，能够实时通过虚拟仪器仪表观测火花强度变化情况，可以完成目视检测难以发现的点火强度减弱，多缸发动机点火强度不均衡等点火系统故障，详细分析了点火系统常见的积碳故障与高压导线漏电故障的点火强度在时域特性，当出现点火电嘴积碳故障时，其点火强度会出现一定的衰减，导致其点火强度比正常点火强度要小，衰减幅度随转速增加而增大。高压导线漏电故障时，在低转速下故障现象不明显，点火强度与正常点火值较一致，当转速超过1475 r/min后，点火强度开始出线衰减，最大衰减值可以达到20.8 mJ～24.2 mJ.通过验证，该系统能够为航空活塞发动机点火系统的性能测试、故障检测、火灾隐患排查提供一种可靠的技术手段与检测依据。

[1] 马宏伟. 航空活塞式发动机点火故障检测系统开发[D]. 电子科技大学, 2011.

[2] 杜仲. 活塞式航空发动机电嘴典型故障分析[J]. 航空维修与工程, 2010, 03: 44-46.

[3] 麦海波. 航空活塞发动机振动机理和原因浅析[J]. 装备制造技术, 2014, 03: 108-109, 117.

[4] 闫群. 便携式放电故障紫外检测系统研究[D]. 中国民用航空飞行学院, 2011.

[5] 李汝辉, 吴一黄. 活塞式航空动力装置[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2008.

[6] 丁发军,麦海波. 活塞式发动机故障诊断技能培训教程[M]. 成都: 西南交通大学出版社, 2013.

[7] 刘庆明, 等. 电火花放电能量及其损耗的计算[J]. 高电压技术, 2014, 04: 1255-1260.

[8] 张云明, 等. 大能量电点火系统设计与火花放电特性实验研究[J]. 高电压技术, 2014, 04: 1267-1274.

[9] 钟杰. 静电火花试验系统及其静电点火能量计算方法研究[D]. 重庆大学, 2014.

[10] 吴伟, 等. 电火花能量对木材引燃特性影响的实验研究[J]. 工程热物理学报, 2011, 32(5): 891-894.

[11] 汪金刚. 高压设备放电紫外检测技术及其应用研究[D]. 重庆大学, 2008.

[12] 龙波. 基于紫外火焰探测器综合测试系统的研究与设计[D]. 西安工程大学, 2013.

[13] 秦俊, 等. 一种自动灭火枪系统的研究[J]. 火灾科学, 2000, 9(3): 59-64.

[14] Abraham IP, et al. Switching power supply design[M]. McGraw-Hill Companies Inc, 2009.

[15] TI. UC3843datasheet[EB/OL]. http://www.ti.com/product/UC3843/technicaldocuments. 2007(6).

[16] 王丽平, 等. 氟化镁晶体的应用研究进展[J]. 材料导报, 2013, 09: 38-41.

[17] 薛春荣, 等. 真空紫外到深紫外波段基底材料的光学特性[J]. 强激光与粒子束, 2009, 32(2): 287-290.

[18] 罗英, 等. 充气型紫外光敏管降噪研究[J]. 中国民航飞行学院学报, 2011, 02: 8-11.

[19] 詹福如, 等. 光电探测器微变信号放大电路的设计和分析[J]. 火灾科学, 2001, 10(4): 237-240.

[20] 徐强, 等. 基于虚拟仪器技术的火灾探测与扑救实验系统[J]. 火灾科学, 2004, 13(1): 35-38.

[21] 马明建. 数据采集与处理技术[M]. 西安: 西安交通大学出版社, 2005.

[22] Continental Motors INC. S-20/S-200 Series High tension magneto service support manual[M]. US: Continental Motors Publication, 2011. 10.

Fire protection and ignition intensity equilibrium test of aerial piston engine ignition system

QIAN Wei, ZAN Dingpeng, ZHANG Deyin, LUO Ying, DAI Youjun, DING Fajun, HE Zhixiang

(Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, china)

An aviation piston engine ignition strength balance test system based on UV detection technology and virtual instrument technology is designed in this paper, which can be used for diagnosis faults as magneto fault, igniter plug fault (IPF) and high-voltage wire leakage Fault(HWLF). Aircraft with these potential faults may cause safety accidents, such as engine failure, engine fire, aircraft fire or flight disaster. To characterize the ignition energy intensity, the intensity of ignition electric spark ultraviolet radiation of a four cylinder piston engine with three kinds of ignition system including normal ignition, HWLF and IPF with carbon has been tested by the system. Test results show that the ignition intensity of the ignition system with IPF is lower than the normal ignition system at different engine speeds. The ignition intensity decrease and ignition intensity imbalance both appear in HWLF, which will be more significant with the increase of rotate speed. The researches provide technical support for troubleshooting the ignition system faults of an aircraft piston engine, and finding out the potential fire hazards with HWLF.

Aero piston engine; Ignition intensity; Ignition energy; Ultraviolet radiation; High voltage leakage

2016-01-04；修改日期：2016-07-11

国家自然科学基金项目(No. 51176179和51036007)。

钱伟(1986-)，男，四川峨边人，硕士，工程师。主要工作与研究方向：机载电子电气设备故障诊断，测试自动化与设备研发。

张德银，Email：1033636653@qq.com

1004-5309(2016)-00188-06

10.3969/j.issn.1004-5309.2016.04.03

TP206+.3; X932

A