用于检测涡轮发动机的点火的方法
阅读说明：本技术 用于检测涡轮发动机的点火的方法 (Method for detecting ignition of a turbine engine ) 是由 阿德尔·塞德里克·阿比尔·维德曼 尼古拉斯·莱拉德 赛德瑞克·德杰拉希 于 2018-12-13 设计创作，主要内容包括：本发明涉及用于检测涡轮发动机燃烧室的点火的方法(E),该方法(E)包括以下步骤：在尝试对所述燃烧室进行点火之前,接收(E11)燃烧室下游的第一废气温度测量值；接收(E12)温度阈值；接收(E13)次级检测标准；根据接收到的次级检测标准来更新(E14)接收到的温度阈值；在尝试对燃烧室进行点火之后,接收(E15)第二废气温度测量值；将更新后的温度阈值与第一废气温度测量值和第二废气温度测量值之间的差值进行比较(E16)；以及确定(E17)燃烧室的点火状态。(The invention relates to a method (E) for detecting the ignition of a combustion chamber of a turbine engine, comprising the following steps: receiving (E11) a first exhaust gas temperature measurement downstream of the combustion chamber before attempting to ignite the combustion chamber; receiving (E12) a temperature threshold; receiving (E13) secondary detection criteria; updating (E14) the received temperature threshold according to the received secondary detection criterion; receiving (E15) a second exhaust gas temperature measurement after attempting to ignite the combustion chamber; comparing (E16) the updated temperature threshold to a difference between the first exhaust temperature measurement and the second exhaust temperature measurement; and determining (E17) the ignition state of the combustion chamber.)
技术领域
本发明涉及一种用于检测涡轮发动机的点火的方法。
更具体地，本发明涉及一种基于废气温度来检测涡轮发动机的燃烧室的点火的方法。特别地，本发明涉及实时地确定燃烧室的点火状态，该点火状态对应于尝试点火的成功或失败。
背景技术
已知的涡轮发动机(诸如飞行器涡轮喷气发动机)通常包括压缩机、燃烧室和涡轮，该压缩机、燃烧室和涡轮相对于涡轮发动机中的空气流动方向从上游到下游以此顺序排列。燃烧室吸入先前由压缩机压缩的空气，将燃料喷入燃烧室中，并使混合物燃烧，然后混合物通过涡轮膨胀并最终被排出，从而产生例如飞行器移动所需的推力。在燃烧室内产生的能量的一部分进一步被涡轮抽出，以驱动压缩机旋转。
对燃烧室中点火的检测是基本标准。实际上，该检测规定了为成功起动或在飞行中重新起动涡轮喷气发动机而应采取的措施。
在燃烧室中点火之后，被称为“废气”的热空气的流流过涡轮发动机，这会导致燃烧室下游的温度、特别是涡轮及其壳体中的温度的快速升高。因此，已知在该位置放置一个或多个温度传感器，以便测量废气温度(EGT，Exhaust Gas Temperature)的演变。
检测燃烧室中的点火的已知方法包括监测由这些传感器提供的EGT测量值。此外，例如可以通过涡轮发动机的计算机并行地实现多个控制逻辑。
无论当前已知的控制逻辑如何，如果自燃料喷射开始以来EGT已增加到一定水平，则涡轮发动机将被视为“点火”。为此目的，例如在启动起动程序时首先存储EGT值。在燃料喷射和火花塞放电之后(即，一旦达到点火速度)，将连续的EGT测量值与存储值进行比较。如果达到预定的增加阈值，则在燃烧室中检测到点火。在这种情况下，点火控制规律改变为有利于与涡轮发动机的加速或发动相关的控制规律，直到达到空转速度为止。另一方面，如果在预定的时间长度之后EGT值未超过该阈值，则将指示燃烧室未点火的警报报告给飞行员。
但是，EGT可能在起动之前已经增加。例如，在首次点火尝试已经被实施然后被中断时或者在与压缩机的空气动力不稳定相关的旋转失速之后，会出现这种现象。在这种情况下，当燃烧室的点火已经发生时，EGT值已经过高，并且不会以与正常情况相同的方式演变。因此，无法及时达到预期的EGT增加阈值，并且实际上在发动机点火时，起动已被错误地中断。
因此，需要改进检测燃烧室中的点火的方法，特别是在燃料喷射和火花塞放电时废气温度高于正常温度的情况下。
此外，已知的是公布文本FR3044703A1，该公布文本涉及一种用于确定在成功点火尝试期间涡轮发动机燃烧室中发生点火的瞬时的方法。因此，该方法能够确定点火持续时间，该持续时间可以用作涡轮发动机的整个起动系统的退化的指标，特别是在确定了相对于参考持续时间的偏差的情况下。该方法的逻辑被应用于飞行任务期间记录的数据，并且该数据通常在任务之后被处理以使得能够监测涡轮发动机的健康状态(healthmonitoring)。仍然有可能实现该方法的实时应用，但是尤其需要大量的计算资源。
发明内容
本发明的一个目的是在在地面上或在飞行中重新起动涡轮发动机的情况下检测涡轮发动机燃烧室的点火。
本发明的另一目的是在空气在压缩机的输出端旋转失速之后检测涡轮发动机燃烧室的点火。
本发明的另一目的是在废气温度探测器失效的情况下检测涡轮发动机燃烧室的点火。
本发明的另一目的是在燃料供应过早中断的情况下检测涡轮发动机燃烧室的点火。
本发明的另一目的是在起动或飞行期间在将计算机的一个或多个信道重新初始化的情况下检测涡轮发动机燃烧室的点火。
本发明特别提出一种用于检测涡轮发动机燃烧室的点火的方法，该方法包括以下步骤：
-在尝试对所述燃烧室进行点火之前，接收燃烧室下游的第一废气温度测量值，
-接收温度阈值，
-接收次级检测标准，
-根据接收到的次级检测标准来更新所接收到的温度阈值，
-在尝试对燃烧室进行点火后，接收第二废气温度测量值，
-将更新后的温度阈值与第一废气测量值和第二废气测量值之间的差值进行比较，以及
-根据比较步骤的结果，确定燃烧室的点火状态，该点火状态对应于点火尝试的成功或失败。
在这种方法中，更新温度检测阈值的步骤有利地能够考虑涡轮发动机的运行状态，该运行状态影响燃烧室的起动。以这种方式，废气温度的演变不是绝对的检测标准，而是相对于涡轮发动机的整体状态而言。根据与围绕燃烧室的元件有关的次级标准(例如发动机转速或压缩机输出压力)，即使点火状态相同，废气温度的演变也不同于其标称演变。由于这种类型的方法，对向飞行员报告的与点火相关的警报不再有偏差，从而减少了在地面上或飞行中错误地识别点火或重新点火故障的次数。
根据本发明的方法可以进一步包括单独采用或组合采用的以下特征：
-当废气温度最小时，在涡轮发动机的起动程序的启动阶段结束时实施接收第一废气温度测量值的步骤，
-对温度阈值的更新包括：如果次级标准得到验证，则减小所述阈值的值，否则保留所述阈值的值，
-次级标准是与涡轮发动机的高压压缩机输出压力的演变有关的信息，如果检测到所述压力突然增加，则次级标准得到验证，
-次级标准是与涡轮发动机的发动机转速有关的信息，如果发动机转速以预定的持续时间介于一确定的间隔内，则次级标准得到验证；
-根据本发明的方法进一步包括以下步骤：
o接收第一发动机转速阈值，
o接收发动机转速测量值，
o将该测量值与第一发动机转速阈值进行比较，以及
o根据比较步骤的结果确定燃烧室的点火状态，
-根据本发明的方法进一步包括以下步骤：
o接收发动机转速的加速度阈值，
o接收测量时间间隔，
o在先前步骤中接收到的测量时间间隔内，接收多个连续的发动机转速的加速度的测量值，以及
o将多个连续的测量值与接收到的加速度阈值进行比较，以及
o根据比较步骤的结果确定燃烧室的点火状态，以及
-根据本发明的方法进一步包括以下步骤：
o接收第二发动机转速阈值，
o接收与涡轮发动机的控制状态有关的信息，
o接收发动机转速测量值，
o将该测量值与第二发动机转速阈值进行比较，以及
o根据比较步骤的结果和与控制状态有关的信息确定燃烧室的点火状态。
本发明进一步涉及一种用于检测涡轮发动机燃烧室的点火的系统，该系统包括废气温度传感器，该系统进一步包括被配置成实施如前所述的方法的计算机。
最后，本发明适用于包括如前所述的系统的涡轮发动机。
附图说明
通过阅读以下的详细说明并参照以非限制性示例的方式给出的附图，本发明的其他特征，目的和优点将显而易见，其中：
-图1示意性地示出了包括根据本发明的检测系统的示例性实施例的已知涡轮发动机，
-图2a至图2d示意性地示出了根据本发明的检测方法的不同实施例，并且
-图3举例说明了涡轮发动机启动过程中发动机转速、废气温度和高压压缩机输出压力的变化情况。
具体实施方式
现在将参照附图描述根据本发明的方法的示例性实施例。
参照图1，已知的涡轮发动机1，例如飞行器涡轮喷气发动机，包括燃烧室3，燃烧室3的点火对于在地面或飞行中启动或重启涡轮发动机1是必不可少的。燃烧室3位于称为高压压缩机的压缩机2部段和称为高压涡轮的涡轮4部段之间，压缩机2部段和涡轮4部段通过称为高压轴的旋转轴5相互连接。以已知的方式，压缩机2部段和涡轮4部段中的每个还可以分别包括多个高压级，分别为21、23和41、43，这些高压级分别通过相同的旋转轴5相互连接，以形成两体涡轮发动机的高压主体。在运行中，空气被压缩机部段2压缩，然后在燃烧室3中流通，燃烧室3中的燃料通过喷射器31进行喷射，喷射器为此目的而配置。然后，燃料-空气混合物通过火花塞33的作用而被点燃。这种燃烧的产物，称为废气，然后通过涡轮4部段膨胀。此后，在燃烧室下游通过涡轮4部段流通的空气无论其先前(在标称运行下)已在燃烧室3内被点燃，或是(在启动顺序的开始时)未在燃烧室3内被点燃，都将被称为“废气”。因此，废气温度直接与涡轮4部段的温度相关联，并指示燃烧室3的点火状态。
通常，涡轮发动机1的起动程序包括第一阶段，在该第一阶段期间，旋转轴5的旋转速度在如下时间范围内增加，该时间范围为从接收例如由飞行员发出的起动涡轮发动机1的命令到开始向涡轮发动机1的燃烧室3中喷射燃料的瞬时。在该第一阶段期间，例如借助于起动器(未示出)独立于涡轮4部段的作用来实施旋转轴5的驱动。然后该第一阶段可被称为预喷射阶段。
此外，起动程序包括在第一阶段之后的第二阶段，该第二阶段在例如通过使起动器离合器脱开而不再独立于涡轮4部段的作用来驱动旋转轴时结束。该第二阶段从燃烧室3中的燃料-空气混合物点火开始，并且可被称为后点火阶段。
此后，起动程序的启动阶段优选地对应于上文描述的第一阶段(被称为预喷射阶段)，该第一阶段一直持续到燃料-空气混合物点火开始的瞬时。
当在地面上起动时，涡轮发动机1首先由起动器(未示出)驱动，以便压缩足够的空气以使燃烧室3能够成功点火。在飞行中的重新起动期间，如果涡轮发动机的发动机转速足够高(被称为“自转(windmilling)”现象)，则可以直接实施燃烧室3的点火。否则，有必要像在地面上起动期间那样依靠起动器。与重新起动期间一样，在起动期间，通过燃料的喷射和火花塞33的放电来实施燃烧室3的点火。
在第一实施例中，参照图2a，检测方法E包括第一步骤E11，即在尝试对燃烧室3进行点火之前接收第一废气温度测量值MT1(被称为初始测量值)。该初始测量值MT1用作控制燃烧室3的点火的参考。这就是初始测量值MT1通常被存储以用于随后的比较的原因，如将更精确地描述的那样。
有利地，在涡轮发动机1的起动程序的启动阶段结束时，实施接收E11初始测量值MT1的步骤。实际上，重要的是存储在启动涡轮发动机1的起动或重新起动程序之后所达到的废气温度的最小值。因此，当启动所述程序时，自转的起动器对旋转轴5的驱动会使空气在涡轮发动机1中流通，从而使涡轮发动机通风并逐渐冷却，如图3所示的那样。因此，废气温度在涡轮发动机1的初始起动程序期间下降，使得当实施燃烧室3的点火时，废气温度最小。这使得能够受益于初始参考测量值，该初始参考测量值是燃烧室3在其点火时的温度的准确映像。
在第二步骤E12期间，接收温度阈值ST，并且还根据有利的实施例存储该温度阈值ST。该温度阈值ST为废气温度的升高提供参考，燃烧室3被认为是在该废气温度下被点火。该温度阈值ST取决于涡轮发动机1、涡轮发动机的磨损状态以及涡轮发动机的运行状况。有利地，该温度阈值ST为35K。
在第三步骤E13期间，根据有利的实施例，接收并存储次级检测标准CS。次级检测标准CS使得能够确定对废气温度有影响的涡轮发动机1的状态。因此，根据验证标准，次级检测标准CS使得能够校正在先前的步骤E12中接收的温度阈值ST的值，以便基于废气温度的演变来改善对燃烧室3的点火的检测。
在第四步骤E14期间，根据在先前的步骤E13中接收的次级检测标准CS来更新温度阈值ST。有利地，该更新包括：如果次级标准CS得到验证，则减小所述阈值ST的值；否则，保留所述阈值ST的值。实际上，当次级标准CS得到验证时，涡轮发动机1潜在地处于运行状态，使得废气温度不遵循标称演变，例如废气温度已经独立于燃烧室3的点火而升高。这可能是由于第一次起动被中止，或者是由于压缩机部段2下游出现了分离现象。因此，阈值ST的值的减小使得能够更快地检测燃烧室3的点火，或者甚至确保检测到燃烧室3的点火。同样，温度阈值ST的值的更新取决于涡轮发动机1、涡轮发动机的磨损状态以及涡轮发动机的运行状况。有利地，当次级标准CS得到验证时，更新后的温度阈值ST的值为15K。
在第五步骤E15期间，在试图对燃烧室3进行点火之后接收废气的第二温度测量值MT2，并且根据有利的实施例，存储该第二温度测量值。有利地，连续接收废气的多个第二温度测量值MT2。
在第六步骤E16期间，将更新后的温度阈值ST与在先前步骤中接收的废气温度的第二测量值MT2和第一测量值MT1之间的差值进行比较。有利地，利用多个第二测量值MT2连续地重复第六步骤E16。
在最后的步骤E17期间，根据先前的比较步骤E16的结果确定燃烧室的点火状态。更精确地，如果废气的第二温度测量值MT2和第一温度测量值MT1之间的差值大于更新后的温度阈值ST，则认为燃烧室3被点火。否则，认为燃烧室已熄火。因此，状态E17使得能够推断出涡轮发动机1的燃烧室3的尝试点火的成功或失败。如有必要，如果在多次点火尝试之后确定为熄火状态，则可以向飞行员报告警报。
检测方法E的第一实施例的步骤可以以与先前描述的顺序不同的顺序来实施。特别地，接收温度阈值ST的步骤E12可以独立于接收E11第一温度测量值MT1的步骤和接收E15第二测量值MT2的步骤来实施。因此，在涡轮发动机1第一次起动期间，温度阈值ST只能被存储一次，然后在每次实施检测方法E时被系统地使用。同样，次级检测标准CS的接收E13和更新E14可以在接收E11第一温度测量值MT1之前实施。
在点火检测方法E中可以使用不同的次级检测标准CS。
第一次级标准CS1是与相对于空气流通方向在涡轮发动机1的压缩机2部段的最下游的高压级23的输出端处的压力的演变有关的信息。实际上，如图3所示，在对燃烧室3进行点火期间，会发生该压力的突然增加，这也被称为压力跃变。因此，如果检测到所述压力跃变，则该第一次级标准CS1将得到验证。为此目的，在压缩机2级的高压级23的输出端接收连续的压力测量值。有利地，这些测量值以大约数百毫秒、例如200毫秒间隔开。如果连续的测量值之间的偏差大于某个预定的压力阈值，则检测到压力跃变并且验证所接收的次级标准CS1。有利地，压力跃变阈值源自发动机测试，并且例如等于所获取的初始压力测量值的4％。在任何情况下，仅在涡轮发动机1正在起动时使用第一次级标准CS1，以便限制该第一次级标准的影响。
第二次级标准CS2是与涡轮发动机1的转速、即旋转轴5(例如高压轴5)的旋转速度有关的信息。
在涡轮发动机1以低于其怠速阈值SR但大于最大通风阈值SMV的转速停滞的情况下，有利地使用该第二标准CS2。实际上，当发动机转速越过最大通风阈值SMV(例如每分钟7000转)时，则认为燃烧室3被点火。实际上，该阈值SMV被确定为最大阈值，该最大阈值可以仅在由起动器提供扭矩时被越过。在没有通过燃烧产生扭矩的情况下，该阈值SMV就无法被越过，因此该阈值的越过表明燃烧室3被点火。该阈值SMV可通过在涡轮发动机1上的通风测试来以实验的方式确定。
为了验证该第二标准CS2，首先确定涡轮发动机1的与发动机转速的停滞相对应的运行状态。为此，在通常为20秒的预定持续时间T1内监测发动机转速的演变。该持续时间T1对应于最大时间阈值，在该最大时间阈值期间，发动机转速可以被保持在最大通风阈值SMV之上，而未起动。该持续时间T1还取决于涡轮发动机1的类型及涡轮发动机1的磨损程度。因此，如果在与先前描述的最大时间阈值T1相对应的持续时间期间，发动机转速介于如下间隔内：该间隔在发动机转速的最大通风阈值SMV与发动机转速的怠速阈值SR之间延伸，则第二次级标准CS2得到验证。
有利地，如果在与先前描述的最大时间阈值T1相对应的持续时间期间还满足以下条件，则认为第二次级标准CS2已得到验证：
-燃烧室3内的燃料供应阀打开，并且
-起动器已关闭。
与供应阀的打开有关的条件使得当没有向燃烧室3供应燃料时不会有检测到错误点火的风险。在供应阀已经关闭的情况下，即当起动被取消或任务被终止时，该附加的有效性条件使得不能更新温度阈值ST。因此，检测方法的逻辑被重置为零以进行随后的重新点火和/或重新起动。
在第二实施例中，参照图2b，检测方法E包括接收每分钟7000转的第一发动机转速阈值SRM1(例如，先前描述的最大通风阈值SMV)的第一步骤E21。
在第二步骤E22期间，根据有利的实施例，接收并存储发动机转速测量值MRM。
在第三步骤E23期间，将接收到的测量值MRM与第一发动机转速阈值SRM1进行比较。
在第四步骤E24期间，根据比较步骤E23的结果确定燃烧室3的点火条件。在该特定情况下，如果接收到的测量值MRM大于第一发动机转速阈值SMR1，则认为燃烧室3被点火。实际上，如先前提及的那样，第一发动机转速阈值SMR1被有利地选择为，该第一发动机转速阈值指示如下界限：超过该界限，涡轮发动机1在没有源自被点火的燃烧室3的能量的情况下不能运转。如果接收到的测量值MRM小于第一发动机转速阈值SMR1，则认为燃烧室已熄火。如有必要，如果在多次点火尝试后确定了熄火条件，则可以向飞行员报告警报。
检测方法E的第二实施例的步骤可以以与先前描述的顺序不同的顺序来实施。特别地，接收第一发动机转速阈值SRM1的步骤E21可以独立于接收发动机转速测量值MRM的步骤E22来实施。因此，在涡轮发动机1第一次起动时，该第一发动机转速阈值只能被存储一次，然后在每次实施检测方法E时被系统地使用。
参照图2c，在检测方法E的与先前描述的第二实施例互补的第三实施例中，实施了接收发动机转速加速度阈值SA的步骤E31。该加速度阈值SA对应于发动机转速的增加，使得发动机必须由在燃烧室3内实施的燃烧驱动。该加速度阈值SA取决于涡轮发动机1的类型以及涡轮发动机的磨损程度，并且对应于例如为每秒50转每分钟的发动机转速的加速度。
然后，还接收E32测量时间间隔IT，并且根据有利的实施例，存储该测量时间间隔IT。该时间间隔IT例如是一秒。
此后，在先前步骤E32中接收的时间间隔IT期间，接收E33多个连续的发动机转速的加速度的测量值MA，然后将该加速度测量值MA与在第一步骤E31期间接收的加速度阈值SA进行比较。
最后，根据比较步骤E33的结果确定燃烧室3的点火条件E34。在这种情况下，如果所有的加速度测量值MA都大于或等于接收到的阈值SA，则认为燃烧室3被点火。否则，如果在多次点火尝试后确定了熄火条件，则认为燃烧室3已熄火，并且可以向飞行员报告警报。
当涡轮发动机1在其最大通风阈值SMV以上并且在其怠速阈值SR以下运行时，检测方法E的这种实施例被有利地实施以检测燃烧室3的重新点火。
检测方法的第三实施例的步骤可以以与先前描述的顺序不同的顺序来实施。特别地，接收加速度阈值SA的步骤E31和接收时间间隔IT的步骤E32可以独立于接收多个发动机转速的加速度的测量值MA的步骤E33而被实施。因此，在涡轮发动机1第一次起动时，加速度阈值SA和时间间隔阈值IT只能被存储一次，然后在每次实施检测方法E时被系统地使用。
参照图1，涡轮喷气发动机1包括被配置为控制涡轮喷气发动机1的运行的一个(或多个)计算机7。这种类型的计算机7通常包括两个信道，这两个信道基于所接收到的相同的数据并行地实施相同的操作。通常，两个信道中的一个从属于另一个。使用的术语是主动信道和被动信道。计算机7的信道接收源自位于燃烧室3下游的一个(或多个)废气温度传感器6的测量值。因此，这种类型的传感器6或探测器测量废气温度。因此，涡轮发动机点火检测系统8有利地包括温度传感器6和这种类型的计算机7。
此外，计算机7被配置为实施根据先前描述的实施例中的一个实施例的点火检测方法E。为此，计算机7还接收源自其他传感器的其他测量值，例如与发动机转速有关或与压缩机2部段下游(例如高压级23)的压力有关的测量值。
在被动信道发生故障的情况下，可以使计算机7自动重新初始化，因此丢失所有正在进行的计算值。结果，系统8必须能够将其自身重新初始化为燃烧室3的点火条件。为此，被动信道首先可以通过与主动信道连通来恢复点火条件。
可替代地，参照图2d，通过计算机7的被动信道来实施燃烧室3的点火检测方法E的第四实施例。
在第一步骤E41期间，接收第二发动机转速阈值SRM2，并且根据一个有利的实施例，存储该第二发动机转速阈值。该第二发动机转速阈值SRM2例如对应于先前描述的怠速阈值SR。
在第二步骤E42期间，还接收与涡轮发动机的控制状态有关的信息，例如与功率需求有关的飞行员命令。
在第三步骤E43期间，接收发动机转速的测量值MRM并且根据一个有利实施例，存储该发动机转速的测量值。
在第四步骤E44期间，将在先前步骤中接收的测量值MRM与第二发动机转速阈值SRM2进行比较。
在第五步骤E45期间，根据比较步骤E44的结果和与控制状态有关的信息来确定燃烧室3的点火条件。在这种特定情况下，如果发动机转速大于或等于其怠速转速SR(即，涡轮发动机1处于高于其怠速的稳定运行状态)并且飞行员指令是一致的，则被动信道会推断出燃烧室3被点火，并由主动信道控制。
检测方法E的第四实施例的步骤可以以与先前描述的顺序不同的顺序来实施。特别地，接收第二发动机转速阈值SRM2的步骤E21可以独立于接收发动机转速测量值的步骤E22来实施。因此，当涡轮发动机1第一次起动时，第二发动机转速阈值SRM2只能被存储一次，然后在每次实施检测方法E时被系统地使用。同样，接收与控制状态有关的信息的步骤E42和接收发动机转速测量值MRM的步骤E43可以互换顺序。
有利地，通过计算机7的信道彼此独立地并行实施先前描述的不同实施例。以这种方式，检测燃烧室3的点火的第一控制逻辑能够将相应的信息发送给飞行员。
因此，如果在废气温度探测器6发生故障时起动涡轮发动机1，则与检测方法E的第二实施例相对应的逻辑将仍然能够检测燃烧室3的点火。
以相同的方式，如果计算机7的一个或多个信道以过早的方式被重新初始化，则检测方法E的第四实施例的相应逻辑将仍然能够检测燃烧室3的点火。
同样，如果在涡轮发动机1起动期间发动机转速在燃料供应关闭之后停滞，则实施的确定逻辑将取决于停滞转速的水平(在地面上起动或在飞行中重新起动)。
如果发动机转速小于最大通风阈值SMV，则检测方法E的第一实施例将允许借助于第一压力跃变次级标准CS1检测燃烧室3的点火。
如果发动机转速是过渡的，则检测方法E的第二实施例将允许通过使用作为第一发动机转速阈值SRM1的最大通风阈值SMV来检测燃烧室3的点火。
如果发动机转速大于最大通风阈值SMV，则检测方法E的第一实施例将允许借助于第二发动机转速次级标准CS2来检测燃烧室3的点火。