[发明专利]航空活塞发动机的温度控制方法、装置及系统

说明书

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。

技术领域

本发明涉及发动机温度控制技术领域，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。

背景技术

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。

但本申请发明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：

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。

发明内容

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。

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：

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。

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：

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。

本申请实施例中，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。

本申请实施例中，所述补偿温度为10～25度。

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：

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；