阅读说明：本技术 一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法 (Method for determining withstand voltage value of boost capacitor of aircraft engine ignition circuit ) 是由 郝继红 谭俊 焦文娟 陈凤 梁杰 于 2020-12-18 设计创作，主要内容包括：本申请属于航空发动机起动点火技术领域,涉及一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法,包括步骤S1、获取所述第一放电回路中的初级绕组N1的电感量L、所述限流电阻R1的阻值R、以及所述电容器C2的电容值C；步骤S2、将所述第一放电回路等效为一个零输入RLC阻尼振荡回路,确定其微分方程,并确定放电管V击穿导通前电容器C2的电压U-(C0)；步骤S3、求解微分方程,确定电容器C上的电压Uc；步骤S4、根据降额系数,确定电容器C2的耐压值。按本申请提供的耐压值确定方法所确定的升压电容参数,相应的电路能够可靠工作,功能和性能满足要求,工作状态安全稳定。(The application belongs to the technical field of starting and igniting of aero-engines, and relates to a method for determining a withstand voltage value of a boost capacitor of an aero-engine ignition circuit, which comprises the steps of S1, obtaining an inductance L of a primary winding N1 in a first discharging loop, a resistance value R of a current limiting resistor R1 and a capacitance value C of a capacitor C2; step S2, the first discharging loop is equivalent to a zero input RLC damping oscillation loop, the differential equation is determined, and the voltage U of the capacitor C2 before the discharge tube V breaks down and is conducted is determined C0 (ii) a Step S3, solving a differential equation, and determining the voltage Uc on the capacitor C; and step S4, determining the withstand voltage value of the capacitor C2 according to the derating coefficient. According to the boost capacitor parameter determined by the withstand voltage value determining method provided by the application, the corresponding circuit can reliably work, the function and the performance meet the requirements, and the working state is safe and stable.)

一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法

技术领域

本申请属于航空发动机起动点火技术领域，特别涉及一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法。

背景技术

航空发动机起动点火系统由点火装置、点火电缆及点火电嘴组成，如图1所示。航空发动机起动点火系统的工作原理：点火装置将发动机供电电源提供的低压电能变换为高压脉冲电能，通过点火电缆向点火电嘴传输，在点火电嘴放电端瞬间释放，产生高功率的放电火花，用于点燃发动机燃烧室内的燃油、空气混合气，进而起动发动机。

图2所示带有二次升压的高压放电电路是国内现有的航空发动机起动点火系统点火装置在用电路形式之一，电路结构仿照国外某航空发动机用点火电路采用了二次升压，用来驱动高压沿面电嘴产生火花放电。

电路工作原理：由点火电源提供的直流电源经过二极管VD向贮能电容器C1充电，与此同时以电容器C1为电源经过限流电阻R1、R2向贮能电容器C2充电。电容器C1用来贮存点火电嘴DZ工作所需的能量，电容器C2用来贮存二次升压变压器T升压所需的能量，放电管V的作用是担任放电开关。随着充电过程的进行，当电容器C1、C2两端的电压达到放电管V1的导通电压Unp时，放电管V击穿导通。

此时，在由电容器C2、放电管V、变压器T的初级绕组N1以及限流电阻R1组成的放电回路Ⅰ中，电容器C2经过放电管V、限流电阻R1对变压器T的初级绕组N1放电，由于电磁感应作用，在变压器T的次级绕组N2感应出点火电嘴所需的高压Un2。

在由电容器C1、放电管V、变压器T的次级绕组N2以及点火电嘴DZ组成的主放电回路Ⅱ中，电容器C1的电压和变压器T的次级绕组N2感应出的电压叠加为点火电嘴DZ提供高压，这个高电压使点火电嘴击穿放电，将贮能电容器C1贮存的电能在点火电嘴的放电端释放形成放电火花。

点火电嘴DZ的击穿电压通常高于放电管的导通电压，寿命后期的击穿电压达到初始值的2～3倍，在高气压条件下也会成倍增长，所以通常要将电压提升到10kV～25kV。

由上述工作原理可知，二次升压电路设计是整个点火电路能否实现预期功能以及能否在寿命周期内可靠工作的重要环节。使用这种电路的现有点火装置产品在研发时是参照国外电路的参数用试验的方法来确定参数，也就是说这部分器件的参数是试出来的，国外样机中的这些专用件通常只有编号，没有参数。如图2中的电容器C2的额定工作电压(后简称耐压)没有标注，靠试验或比照法选取，而不是依据理论计算得出的，往往选的比较高，通常选取8kV，航空产品对重量体积要求不断加严，这种方法不利于产品的精准设计。

目前尚未见到这种二次升压电路电容器耐压的计算方法。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法，所述航空发动机点火电路包括第一放电回路及第二放电回路，所述第一放电回路包括电容器C2、放电管V、变压器T的初级绕组N1以及限流电阻R1，所述第二放电回路包括电容器C1、放电管V、变压器T的次级绕组N2以及点火电嘴DZ，其中，由点火电源提供的直流电源首先向贮能电容器C1充电，与此同时以电容器C1为电源经过限流电阻R1、R2向贮能电容器C2充电，当电容器C1、C2两端的电压达到放电管V的导通电压Unp时，放电管V击穿导通，点火电嘴DZ形成击穿电压，电容器C2作为升压电容器，其耐压值确定步骤包括：

步骤S1、获取所述第一放电回路中的初级绕组N1的电感量L、所述限流电阻R1的阻值R、以及所述电容器C2的电容值C；

步骤S2、将所述第一放电回路等效为一个零输入RLC阻尼振荡回路，确定其微分方程，并确定放电管V击穿导通前电容器C2的电压U_C0；

步骤S3、求解微分方程，确定电容器C上的电压Uc；

步骤S4、根据降额系数，确定电容器C2的耐压值。

优选的是，步骤S2中，所述微分方程为：

优选的是，所述微分方程求解为：

其中，α＝R/(2L)；U_C0是放电管V击穿导通前电容器C2的电压。

优选的是，步骤S4中，根据航空产品云母类固定电容器的最低降额等级确定所述降额系数。

优选的是，步骤S4中，所述降额系数为0.7，根据降额系数，确定电容器C2的耐压值为：

U_ce＝u_c/0.7＝1.43u_c (V)。

按本申请提供的耐压值确定方法所确定的升压电容参数，相应的电路能够可靠工作，功能和性能满足要求，工作状态安全稳定。

附图说明

图1是点火系统组成框图。

图2是二次升压高压放电电路工作原理图。

图3是本申请航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法的流程图。

图4是本申请放电回路Ⅰ的连接示意图。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

本申请提供了一种航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法，首先参考图2，所述航空发动机点火电路包括第一放电回路及第二放电回路，所述第一放电回路包括电容器C2、放电管V、变压器T的初级绕组N1以及限流电阻R1，所述第二放电回路包括电容器C1、放电管V、变压器T的次级绕组N2以及点火电嘴DZ，其中，由点火电源提供的直流电源首先向贮能电容器C1充电，与此同时以电容器C1为电源经过限流电阻R1、R2向贮能电容器C2充电，当电容器C1、C2两端的电压达到放电管V的导通电压Unp时，放电管V击穿导通，点火电嘴DZ形成击穿电压。

本申请提供的航空发动机点火电路的升压电容的耐压值确定方法的目的在于确定上述二次升压电路中电容器的耐压值。如图3所示，该方法主要包括：

步骤S1、获取所述第一放电回路中的初级绕组N1的电感量L、所述限流电阻R1的阻值R、以及所述电容器C2的电容值C；

步骤S2、将所述第一放电回路等效为一个零输入RLC阻尼振荡回路，确定其微分方程，并确定放电管V击穿导通前电容器C2的电压U_C0；

步骤S3、求解微分方程，确定电容器C上的电压Uc；

步骤S4、根据降额系数，确定电容器C2的耐压值。

为了实现发明目的，必须理清放电回路Ⅰ的电路参数关系。由图2的电路原理可知，放电管V击穿导通后，首先是放电回路Ⅰ进入导通工作状态，在此也仅讨论放电回路Ⅰ，以确定电容器C2的耐压。

为了计算方便，整理放电回路Ⅰ之简图见图4。这个放电回路由电容器C、限流电阻R、放电管V和变压器T的初级绕组N1组成，初级绕组N1的电感量为L，由于放电管V的导通压降相对于电容器C上的电压很小，故可忽略不计，此时这个放电回路就是一个零输入RLC阻尼振荡回路。

根据零输入RLC阻尼振荡回路的微分方程可求出电容器C2上的电压Uc：

由于回路中限流电阻R1的值很小，满足因此：

其中，α＝R/(2L)；U_C0是放电管V击穿导通前电容器C2的电压。

依据航空产品云母类固定电容器的最低降额等级Ⅲ进行，给定降额系数为0.7，所以电容器C的耐压Uce按下式选取：

U_ce＝u_c/0.7＝1.43u_c (V)

为了验证本发明的效果，利用本发明的方法设计了一款有二次升压高压放电电路的点火电路，其中U_C0取2500V，求得Uce为3575V，靠标准规格选用4kV电容器，体积要比8kV电容器小。电路图见图2，并按此图制作了一台原理样机用来进行功能验证。原理样机与点火电缆、点火电嘴配套组成点火系统，通电测试功能正常，实测电容器C2的最大工作电压峰值为2800V，工作状态安全稳定，验证结果证明本发明达到了发明的目的。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。