于 兵 ，邊文超，張?zhí)旌辏?偉

(南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

航空活塞發(fā)動機因具有重量輕、尺寸小、油耗率低、低速時推力大、生產及維護成本低等優(yōu)點，被廣泛用于低速、中高空無人機［1］。隨著對無人機性能及續(xù)航能力的要求不斷提高，其搭載的發(fā)動機必須具有較高的功重比與較低的油耗，普通活塞發(fā)動機將難以滿足這些要求［2］。缸內直噴式(GDI)發(fā)動機在起動時的燃燒效率明顯高于進氣道噴射(PFI)發(fā)動機［3-4］，部分負荷燃油經濟性提高約30%［5，8］。GDI 發(fā)動機能夠擴大稀燃極限，降低缸內最高燃燒溫度［6-7］，兼有柴油機熱效率高和汽油機升功率大的特點［8］，對其開展相關的研究工作具有較大的研究意義和應用價值。在GDI 發(fā)動機中，其良好的混合氣調節(jié)和精確而恰當的點火時刻的匹配對提高發(fā)動機的性能至關重要［9］，但研究噴射策略和點火策略的過程相當復雜，設計出一套行之有效的控制方案［10］需要對大量的試驗進行分析和總結。國內對GDI 發(fā)動機的研究起步比較晚，所以GDI 發(fā)動機還沒有應用到無人機上，電控系統(tǒng)的控制策略亟待大量的試驗驗證而掌握。為了了解和掌握噴油、噴氣和點火各項參數對缸內直噴式發(fā)動機性能的影響，本文設計了基于DSP［11］的缸內直噴ECU［12］試驗平臺。此試驗平臺靈活性很強，能夠在一個周期內的任意時刻控制噴油、噴氣和點火，以及任意調整噴油噴氣脈寬和點火線圈通電時間，并應用在某型航空活塞發(fā)動機的試驗系統(tǒng)上。

1 系統(tǒng)功能需求

本文所設計的ECU 針對某型四缸四沖程航空活塞發(fā)動機雙點火結構以及將發(fā)動機從化油器改造為缸內直噴控制的情況，設計了以TMS320F28335為核心處理器的缸內直噴ECU，其功能模塊如圖1所示。該電子控制器能夠實時監(jiān)測發(fā)動機轉速信號［13］、判缸信號、上止點信號、節(jié)氣門位置信號、冷卻液溫度信號、缸頭溫度信號、排氣溫度信號。根據對以上信號的分析處理能夠有效控制四路噴油閥、四路噴氣閥和八路點火線圈，并能夠將檢測到的信號、實際噴油噴氣脈寬以及點火初始時刻通過通信模塊發(fā)送到上位機。ECU 能夠接收上位機發(fā)送的噴油噴氣正時、脈寬和點火初始時刻的調整參數，從而實現了在線實時地監(jiān)控和調試航空活塞發(fā)動機。

總體方案如圖1 所示，所設計的缸內直噴ECU可分為5 個模塊:電源模塊、正時模塊、控制量及修正模塊、驅動模塊和通信模塊。其中，正時模塊通過轉速信號、判缸信號和上止點信號以及內部功能模塊協(xié)同工作來確定活塞發(fā)動機0 ～720°工作周期間任一點，精確到0.5°?？刂屏考靶拚K通過節(jié)氣門位置信號、轉速信號等確定當前供油量，并通過冷卻液溫度信號、缸頭溫度信號和排氣溫度信號等修正該供油量。驅動模塊能夠實現輸出精確調整的控制量，包含4 路噴油電路、4 路噴氣電路和8 路點火電路。通信模塊為ECU 和上位機交換參數及健康狀態(tài)的接口。

圖1 基于DSP 的缸內直噴ECU 功能結構框圖

2 控制系統(tǒng)設計

2.1 三級電源模塊設計

高質量的電源是ECU 穩(wěn)定工作的前提和保證。DSP 處理器、通信模塊、正時模塊、修正模塊等需要不同電平的低壓電源，而車載電源的電平為12 V，所以電源模塊需要將12 V 轉化為不同幅值的電源。由于電源模塊的構成較為復雜，因此本文將其分為三級設計，電源模塊結構關系如圖2 所示。

圖2 電源模塊結構框圖

首先，一級子模塊實現濾波、降壓和穩(wěn)壓的功能。該子模塊以車載電源作為輸入。在回路中串聯(lián)二極管1N5404 和可恢復保險絲預防電路正負極接反和因回路電流過大燒壞芯片，并聯(lián)箝位二極管處理高能量脈沖和靜電等問題，串聯(lián)接入EMI 濾波器電路抑制共模噪聲和串模噪聲，采用LM2576HV-ADJ 開關電源芯片將12 V 降為穩(wěn)定的6 V 電源。其次，二級子模塊通過兩路可調線性電源芯片LP3966ES-ADJ 將電源分為模擬部分電源和數字部分電源并將電壓穩(wěn)定到5 V。2 部分相互隔離，避免干擾。最后，三級子模塊將5 V 電壓轉換為3.3 V 和1.9 V 為DSP 處理器及外圍接口等低壓模塊供電。

2.2 正時模塊設計

正時模塊是缸內直噴發(fā)動機實現精確控制的前提。合理的噴射和點火正時保證了發(fā)動機正常啟動和運轉，有助于提高燃燒質量，增大輸出功率。噴射和點火的正時是根據發(fā)動機各機構動作的先后順序及最優(yōu)燃燒理論確定的。正時模塊的功能是精確定位燃油噴射和點火的期望時刻，就是在發(fā)動機的曲軸上找到與之相對應的曲軸轉角。本文利用相對于旋轉曲軸靜止的一個固定點作為原點，以此原點進行前后偏移，從而定位噴射和點火正時時刻。由于目標發(fā)動機較為老舊，自身不能產生固定點信號，改造時在曲軸末端安裝了碼盤。碼盤共有60 個齒，其中一個齒的齒槽較深，用其作為產生固定點信號的裝置，如圖3 為所示。

圖3 碼盤示意圖

由于發(fā)動機每個周期內曲軸旋轉兩圈，產生兩個固定點信號，因此還需要一個輔助信號將其中的一個固定點信號判定為偏移原點。在本文設計中1缸進氣門打開時觸發(fā)接近開關產生一個脈沖信號(稱為判缸信號)，此判缸信號在發(fā)動機的每個周期中是唯一的，在時序上出現在判缸信號后面的固定點信號也是唯一的。在每個周期中，此固定點與一缸上止點之間存在固定的且最小的曲軸轉角，所以將此固定點信號稱為偽上止點信號，將偽上止點信號出現的時刻定義為偏移原點。圖4、圖5 分別為正時模塊時序圖和偏移原點確定流程圖。

圖4 正時模塊時序圖

圖5 正時時刻確定流程圖

轉速信號采集系統(tǒng)由碼盤的60 個齒與光電傳感器組成。曲軸每旋轉一圈，光電傳感器產生60 個脈沖信號，在規(guī)定的時間內對脈沖信號計數，能夠計算出曲軸轉速。光電傳感器每產生一個脈沖信號表示曲軸轉過6°，在偏移原點處開始對轉速脈沖的計數就能夠找到曲軸上分度值為6 的其他所有點，從而為大體確定了噴射和點火時刻，驅動模塊中將介紹在此時刻的基礎上進行小度數偏移，從而確定具體的噴射和點火時刻。

2.3 控制量及修正模塊設計

控制量通常采用PID 算法進行計算確定。由于PID 算法適合在控制對象參數變化范圍小的情況下對控制量進行修正而發(fā)動機參數變化范圍大，再加上發(fā)動機具有非線性的特性，致使PID 算法不能滿足控制發(fā)動機的要求。鑒于以上分析，本文采用了MAP 圖查詢確定控制量的方案?？刂屏恐饕赊D速和節(jié)氣門位置決定，并根據進氣溫度、排氣溫度、冷卻液溫度等因素進行修正?？刂屏靠梢杂孟旅娴年P系式來描述，控制量與各信號的關系如圖6 所示。

圖6 控制量與各信號關系圖

節(jié)氣門位置信號由隨節(jié)氣門轉軸一起旋轉的電位計采集。電位計輸出的電壓幅值變化范圍為0 ～5 V，而DSP 芯片的I/O 輸入電壓范圍為0 ～3 V，因此應采取分壓措施。在分壓電路前應加入電壓跟隨器，使輸入阻抗變?yōu)闊o窮大，隔離了信號采集電路和分壓電路之間的影響。DSP 內部集成了12 位帶流水線的ADC模塊，理論上節(jié)氣門位置的測量精度可達到0.024，但由于工作環(huán)境惡劣，現場干擾大，再加上發(fā)動機控制不需要高精度的位置數據，所以經過運算處理后測量精度取為0.1。其設計的結構關系如圖7 所示。

溫度信號由B 級T 型熱電偶采集，熱電偶的測量精度在350 ℃以內為0.2 ℃，試驗中需要測量的溫度都在200 ℃以內，因此滿足了測量精度及量程。熱電偶輸出電壓為毫伏級，因此需要對溫度信號進行放大。本文設計了基于LM358 集成運算放大器的溫度信號調理電路。為了防止單級放大倍數過高帶來的非線性誤差，放大電路采用兩級放大。溫度傳感器與調理電路前端的電阻組成傳感器測量電橋。為了保證電橋輸出電壓信號的穩(wěn)定性，電橋的輸入電壓通過TI 公司的TL431 穩(wěn)壓芯片穩(wěn)至2.5 V。從電橋獲取的差分信號通過兩級運放放大后輸入TMS320F28335的A/D 管腳。當溫度上升時，溫度傳感器阻值變大，輸入放大電路的差分信號變大，放大電路的輸出電壓也相應升高。ADC 模塊將放大的電壓信號進行轉換，再根據T 型熱電偶的分度表和校正表計算出溫度值。其設計的結構關系如圖8 所示。

圖7 節(jié)氣門位置信號調理電路

圖8 溫度信號調理電路

MAP 圖查詢是根據輸入的轉速大小和節(jié)氣門位置通過二維查詢法找到對應的控制量。復雜的二維查詢法占用TMS320F28335 處理器時間過長，可能導致處理器在規(guī)定的一個循環(huán)周期(20 ms)內完不成任務。本文采用了一種簡單的二維插值法，既保證了查詢數據的精確性又節(jié)省了查詢時間。假設當前輸入的轉速為N、節(jié)氣門位置為P，經過比較判斷N 位于MAP 圖表橫坐標中Nx和Ny之間，P 位于MAP 圖表縱坐標中Px和Py之間，坐標所對應MAP圖中的數據如表1 所示。

表1 坐標所對應MAP 圖中數據

將二維插值轉化為三次簡單的一維插值，經過計算即可得到所查詢的數據。

S(N，P)即為所查詢的數據，式中:，η=，S(N，Px)為坐標(N，Px)所查詢的數值，S(N，Py)為坐標(N，Py)所查詢的數值，S(N，P)為坐標(N，P)所查詢的數值，即當前轉速和節(jié)氣門位置所對應的基本控制量。

2.4 驅動模塊設計

驅動模塊是發(fā)動機ECU 的重要組成部分。根據控制對象的不同，驅動模塊分為噴射和點火兩個模塊。在噴射模塊中，為了解決缸內直噴需要較高燃油壓力的問題，采用了夾氣噴射的方案——在噴射過程中高壓空氣尾隨燃油噴出，空氣從四周將燃油罩住，在空氣對燃油微粒的沖擊下使燃油得到較好的霧化。在點火模塊中，為了增大點火能量，采用了雙火花塞結構。噴射模塊和點火模塊均由DSP處理器內置的PWM 模塊提供信號源。在PWM 模塊的初始化函數中，通過設置時間基準控制寄存器TBCTL 的HSPCLKDIV 位和CLKDIV 位將PWM 模塊時鐘配置為1.17 MHz，使得PWM 模塊占空比的控制精度為0.85 μs。

由于噴射模塊分噴油和噴氣兩部分，噴油和噴氣兩個動作之間需要一定的時間間隔，因此需要兩路同步PWM 信號。TMS320F28335 芯片每個PWM 通道分為EPWMxA 和EPWMxB 雙輸出的構造并且兩路輸出時間基準相同，這一特點恰好滿足噴射模塊的需求。PWM 模塊根據時基計數器和當前計數值與比較寄存器中數值的關系改變占空比，使其等于控制量的大小。PWM 模塊除了設定噴射和點火信號占空比外，還可以將噴射和點火時刻的分辨率提高為0.5°。由前文可知正時模塊可以確定以偏移原點為起點，分辨率為6°的曲軸轉角，從而可以找到離噴射時刻最近的曲軸轉角點，將此轉角命名為噴射角度。當發(fā)動機到達噴射角度時，啟動PWM 模塊，先根據具體噴射時刻與噴射角度的差值α(α＜6°)計算出延時所需要的時基計數寄存器TBCTR 計數值，然后根據當前的噴射參數配置時基周期寄存器TBPRD，最后根據噴油時刻配置計數比較A 寄存器CMPA，當計數器計數到比較A 寄存器的數值時，此時的曲軸轉角恰好是噴油時刻。同理，根據噴氣時刻及噴油噴氣之間的間隔配置計數比較B 寄存器CMPB。假設噴油脈寬為Toms、噴氣脈寬為Tams 以及兩者之間間隔為Tdms。設置周期寄存器TBPRD 為1 200×(To+Ta+Td)，比較A 寄存器CMPA 為1 200×To，比較B 寄存器CMPB 為1 200×(To+Td)。1 200 是根據在PWM 模塊的時鐘頻率下每計數1 200 次為1 ms 計算而來。圖9 為噴射模塊PWM 配置圖。

點火模塊的作用是給點火線圈的初級線圈充電，一共需要8 路PWM 信號。點火時刻的確定是先由正時模塊確定大體的曲軸角度(此曲軸角度命名為點火角度)，再由PWM 的時基計數寄存器確定具體的點火時刻。圖10 為點火模塊PWM 配置圖。

圖9 噴射模塊PWM 配置圖

噴油和噴射驅動電路的開始和結束是通過控制高速開關閥開啟和關閉實現的。該驅動電路使用VISHAY 公司的SUB75P03-07 場效應管作為驅動芯片。點火驅動電路需要瞬態(tài)電流大、響應快，方能產生較大的點火能量。本驅動電路的設計中采用ST 公司的GD18N40LZ 絕緣柵雙極性晶體管(IGBT)作為驅動元件。圖11 為噴射和點火驅動電路原理圖。

圖10 點火模塊PWM 配置圖

圖11 噴射和點火驅動電路原理圖

2.5 通信模塊設計

通信模塊負責上位機和下位機之間的數據傳輸。測試人員通過上位機界面將發(fā)動機啟動參數、噴射參數及點火參數通過通信模塊發(fā)送給下位機。由于每個氣缸對應的執(zhí)行機構的特性并不是完全相同，因此各缸的噴射參數和點火參數分別設置。下位機通過通信模塊將發(fā)動機的轉速、節(jié)氣門位置、進氣溫度、排氣溫度等狀態(tài)信息發(fā)送給上位機，供測試人員監(jiān)控發(fā)動機。為了數據傳輸的正確性，數據發(fā)送前，在數據包加入校驗碼，上位機或下位機每接收到一個數據包，先驗證校驗碼，如果正確則取出數據包中的數據，如果錯誤則丟棄數據包。

3 試驗驗證

試驗驗證分實物在回路仿真試驗驗證和臺架試驗驗證。實物在回路仿真試驗通過模型發(fā)動機模擬真實發(fā)動機對電子控制器進行驗證，大大降低了直接基于該電子控制器對發(fā)動機進行臺架試車所面臨的風險。臺架試驗中控制器根據傳感器采集的各種信號和測試人員配置的噴射點火參數調節(jié)發(fā)動機，使其在特定工作點的性能達到最優(yōu)。

3.1 實物在回路仿真試驗驗證

實物在回路仿真試驗中，由于發(fā)動機模型僅以數字量的形式輸出發(fā)動機信號和接收控制信號，這些數字信號與實際中的發(fā)動機信號不相符，無法反饋給控制器及接收控制器信號。為了構造一個航空活塞發(fā)動機在真實工作環(huán)境下的仿真試驗環(huán)境，利用接口模擬器對發(fā)動機模型和控制器之間的信號進行匹配和轉換。接口模擬器將發(fā)動機模型產生的轉速信號、判缸信號、上止點信號、節(jié)氣門位置信號及噴射點火參數提供給控制器并采集控制器輸出的實際噴射和點火信號發(fā)送到上位機監(jiān)控界面。通過對發(fā)動機模型設置不同的參數，檢測控制器是否能隨調整參數的改變而做出相應變化。經過多次試驗驗證，控制器皆能根據輸入信號和調整參數做出判斷，輸出正確的驅動信號且控制量滿足試驗要求。

3.2 臺架試驗驗證

臺架試驗時控制方法總體分為冷啟動和狀態(tài)調節(jié)兩個階段，其控制策略如圖12 所示。冷啟動時，由于發(fā)動機自身溫度低、混合氣霧化效果差等原因，需要較濃的混合氣才能使發(fā)動機啟動，這時需要較大噴油噴氣脈寬(20 ms)。當發(fā)動機轉速高于某一特定轉速N(800 r/min)時，發(fā)動機完成啟動任務，進入穩(wěn)定狀態(tài)，這時要立即減小噴油噴氣脈寬(4 ms)，防止發(fā)動機發(fā)生“飛車”危險。

圖12 發(fā)動機啟動程序設計流程圖

發(fā)動機啟動后，將轉速穩(wěn)定在某固定點，在此狀態(tài)下對發(fā)動機各項參數進行調節(jié)。調節(jié)時根據λ 傳感器(安裝在排氣管)采集的空燃比A/F 和測功機測得的功率Pe 和扭矩Tq 進行設置噴油、噴氣和點火的各項參數。試驗中，設置了若干個工作點，在每一個工作點對噴射及點火參數進行配置，使空燃比穩(wěn)定在較理想的數值和發(fā)動機輸出較大的功率和扭矩。記錄每個工作點配置的參數，根據這些參數繪制MAP圖。圖13 為航空活塞發(fā)動機臺架實驗室。

圖13 航空活塞發(fā)動機臺架實驗室

4 結束語

本文針對缸內直噴航空活塞發(fā)動機設計了電子控制系統(tǒng)ECU。ECU 依靠TMS320F28335 強大的數字信號處理能力，有效地保證了控制系統(tǒng)的實時性和準確性。驅動模塊軟硬件的靈活設計使得驅動行為具有實時性、精確性和任意可調性。實物在回路仿真試驗和臺架試驗結果表明:基于DSP 的缸內直噴電子控制器性能穩(wěn)定，抗干擾能力強。試驗人員能夠根據發(fā)動機的空燃比、功率及扭矩實時調節(jié)噴射和點火的各項參數，以便于研究噴射規(guī)律和點火策略，更好地掌握缸內直噴航空活塞發(fā)動機的控制技術，達到了設計目的。

［1］ 劉艷華，孫穎，孫智孝. 活塞發(fā)動機與無人機性能匹配分析［J］.飛機設計，2007，27(4):10-12.

［2］ 耿文娟，袁銀南，居鈺生. 汽油機缸內直噴技術探析［J］. 小型內燃機與摩托車，2010，39(3):23-28.

［3］ 雷小呼，王燕軍，王建聽，等.缸內直噴汽油機燃燒控制策略及實現［J］.內燃機工程，2004，25(3):4-7.

［4］ 范明強.現代缸內直噴式汽油機［J］. 汽車維修與保養(yǎng)，2011，27(4):44-45

［5］ 白云龍，王志，帥石金，等. 缸內直噴汽油機噴霧、混合氣形成和燃燒過程的三維數值模擬［J］. 燃燒科學與技術，2010，16(2):97-103.

［6］ 薛云，劉伍權，趙麒. 缸內直噴技術在小型汽油機上的應用研究［J］.車用發(fā)動機，2010，186(1):41-43.

［7］ Cathcart G P，Worth D R，Yang K C，et al. An OCP Four-Stroke Vehicle Application—A Practical Study of the Strategies for Future Fuel Consumption and Emissions Solutions ［C］//Global Powertrain Congress’99.Stuttgart，October 1999:5-7.

［8］ 祝劉洪.汽油機缸內直噴技術的研究現狀及發(fā)展方向［J］. 現在機械，2009，4:94-96.

［9］ 馬喬林.汽油機缸內直噴技術的研究現狀及技術難點［J］. 北京汽車，2008，6:1-4.

［10］ 馮淵，居鈺生，范圣耀. 汽油機缸內直噴技術發(fā)展的分析與研究［J］.小型內燃機與摩托車，2010，39(5):92-96.

［11］ 王俊，楊晨陽. DSP 完成的實時信號模擬器［J］. 電子器件，2004，27(1):121-124.

［12］ Vineet P Aras. Design of Electronic Control Unit(ECU)for Electronic Engine Management system［D］. Indian:Indian Institute of Technology Bombay，July 2004.

［13］ 何秀然，謝壽生，錢坤. 航空發(fā)動機智能轉速傳感器的設計［J］.傳感技術學報，2005，18(3):496-499.