一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统技术方案

本发明专利技术公开了一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，包括航空发动机、用于控制航空发动机尾喷管喉部面积的全权限数字电子控制器、用于控制航空发动机喉部面积的液压机械备份控制器、用于实现航空发动机喉部面积主-备控制模式切换的主-备控制模式切换阀；全权限数字电子控制器上连接有用于控制航空发动机的第二电磁阀组件以及用于在全权限数字电子控制器断电时，响应断电信号并输出包含主-备控制模式切换信息油压的的第一电磁阀组件。本发明专利技术设置主-备控制模式切换阀，实现航空发动机喉部面积主-备控制模式安全、平稳、快速的切换。相对于传统的发动机喉部面积控制系统，其具有主-备控制模式切换功能，控制系统工作可靠性和安全性更高。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，包括航空发动机、用于控制航空发动机尾喷管喉部面积的全权限数字电子控制器、用于控制航空发动机喉部面积的液压机械备份控制器、用于实现航空发动机喉部面积主-备控制模式切换的主-备控制模式切换阀；全权限数字电子控制器上连接有用于控制航空发动机的第二电磁阀组件以及用于在全权限数字电子控制器断电时，响应断电信号并输出包含主-备控制模式切换信息油压的的第一电磁阀组件。本专利技术设置主-备控制模式切换阀，实现航空发动机喉部面积主-备控制模式安全、平稳、快速的切换。相对于传统的发动机喉部面积控制系统，其具有主-备控制模式切换功能，控制系统工作可靠性和安全性更高。【专利说明】一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统
本专利技术属于航空发动机尾喷管喉部面积控制
，具体涉及一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统。
技术介绍
航空发动机尾喷管喉部面积控制系统是航空发动机控制系统的重要组成部分。目前，我国航空发动机尾喷管喉部面积的数字电子控制系统的可靠性还尚待进一步提高，为提高尾喷管喉部面积控制系统的工作可靠性，可为航空发动机尾喷管喉部面积数字电子控制器配备液压机械备份控制器。该液压机械备份控制器的作用是，一旦数字电子控制器发生故障，则立即切换到液压机械备份控制器，由液压机械备份控制系统继续控制航空发动机，保证飞机继续在非加力状态正常工作或顺利返航。该尾喷管喉部面积数字电子控制器被称为主控制器，尾喷管喉部面积液压机械控制器为备份控制器，自数字电子控制器至全功能液压机械备份控制器之间的切换称为主-备控制模式切换。主-备控制模式切换应安全、平稳、快速，只有这样，主-备控制模式切换才能不对发动机工作状态造成不良影响。目前，国内外对于航空发动机喉部面积主-备控制切换装置及其性能的研究资料很少，相关领域上的研究有待进一步扩展和深入。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种具有主-备控制模式切换功能的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，该系统的主-备控制模式切换过程安全、平稳、快速，能够达到大幅提升航空发动机尾喷管喉部面积控制系统的工作可靠性的目的。为达到上述目的，本专利技术所采用的技术方案是:包括航空发动机、用于控制航空发动机尾喷管喉部面积的全权限数字电子控制器、用于控制航空发动机喉部面积的液压机械备份控制器、用于实现航空发动机喉部面积主-备控制模式切换的主-备控制模式切换阀；航空发动机上安装有高压转子转速传感器、进口总温传感器、油门杆位置传感器、尾喷管喉部面积传感器以及尾喷管喉部面积控制阀活塞位置传感器；各传感器的输出端均连接到全权限数字电子控制器上，全权限数字电子控制器上连接有用于控制航空发动机的第二电磁阀组件以及用于在全权限数字电子控制器断电时，响应断电信号并输出包含主-备控制模式切换信息油压的的第一电磁阀组件；主-备控制模式切换阀通过尾喷管喉部面积控制阀和动作筒与航空发动机相连。所述的液压机械备份控制器包括慢车-节流状态转换阀、π τ调节器关断活塞以及与航空发动机相连的用于感受航空发动机油门杆位置参数的杠杆组件、用于感受航空发动机进口温度参数的凸轮组件和用于感受航空发动机高压转子转速参数的离心飞重；杠杆组件、凸轮组件和离心飞重将各自感受到的参数转换为与其量值相对应的油压，输入至慢车-节流状态转换阀中；慢车-节流状态转换阀以及π τ调节器关断活塞均与主-备控制模式切换阀相连。所述的全权限数字电子控制器内设置有能够根据输入的航空发动机高压转子转速H2、航空发动机进口总温T1、航空发动机油门杆位置a、航空发动机尾喷管喉部面积的位置信号Ia8和航空发动机尾喷管喉部面积控制阀活塞位置1A8。计算并发出喉部面积控制信号的计算处理模块。所述的主-备控制模式切换阀为六路凸台滑阀；六路凸台滑阀包括阀门外壳以及设置在阀门外壳内的阀门活塞，阀门活塞的活塞杆的末端连接有弹簧板，弹簧板上固定连接有弹簧，弹簧的另一端固定在用于将主-备控制模式切换阀固定于控制系统中的固定板上；阀门外壳上开设有若干用于向阀门内输入油液或从阀门向外输出油液的阀门孔。所述的阀门孔包括与电磁阀组件相连通的第一阀门孔、与次高压油相联通的第二阀门孔、与第一电磁阀组件中包含主-备控制模式切换信息油压相联通的第三阀门孔、与慢车-节流状态控制转换阀相联通的第四阀门孔、与Ht调节关断活塞相联通的第五阀门孔、与高压油相连通的第六阀门孔以及与航空发动机尾喷管喉部面积控制阀相联通的第七阀门孔。所述的第一阀门孔和第二阀门孔开设在阀门外壳的一侧，第四阀门孔、第五阀门?L、第六阀门孔以及第七阀门孔开设在阀门外壳的另一侧，第三阀门孔开设在阀门外壳的端部。所述的第一电磁阀组件和第二电磁阀组件均通过主-备控制模式切换阀、尾喷管喉部面积控制阀以及作动筒与航空发动机尾喷管喉部相连接。与现有技术相比，本专利技术具有以下有益效果:本专利技术设置主-备控制模式切换阀，全权限数字电子控制器通过主-备控制模式切换阀以及液压机械备份控制器控制航空发动机尾喷口喉部面积，实现航空发动机喉部面积主-备控制模式安全、平稳、快速的切换。相对于传统的发动机喉部面积控制系统，其具有主-备控制模式切换功能，控制系统工作可靠性和安全性更高。【专利附图】【附图说明】图1为本专利技术航空发动机尾喷口喉部面积控制系统的原理图；图2为本专利技术主-备控制模式切换阀的结构示意图。其中，I为弹簧；2为固定板；3为弹簧板；4为第一阀门孔;5为第二阀门孔；6为第三阀门孔'7为第四阀门孔；8为第五阀门孔；9为第六阀门孔；10为第七阀门孔；11为阀门外壳；12为阀门活塞。【具体实施方式】下面结合附图对本发的明的做进一步的说明: 参见图1，本专利技术包括航空发动机、用于控制航空发动机尾喷管喉部面积的全权限数字电子控制器、用于控制航空发动机喉部面积的液压机械备份控制器、用于实现航空发动机喉部面积主-备控制模式切换的主-备控制模式切换阀，主-备控制模式切换阀通过尾喷管喉部面积控制阀和动作筒与航空发动机相连；液压机械备份控制器包括慢车-节流状态转换阀、Ht调节器关断活塞以及与航空发动机相连的用于感受航空发动机油门杆位置参数的杠杆组件、用于感受航空发动机进口温度参数的凸轮组件和用于感受航空发动机高压转子转速参数的离心飞重；杠杆组件、凸轮组件和离心飞重将各自感受到的参数转换为与其量值相对应的油压，输入至慢车-节流状态转换阀中；慢车-节流状态转换阀以及H T调节器关断活塞均与主-备控制模式切换阀相连。航空发动机上安装有高压转子转速传感器、进口总温传感器、油门杆位置传感器、尾喷管喉部面积传感器以及尾喷管喉部面积控制阀活塞位置传感器；各传感器的输出端均连接到全权限数字电子控制器上，全权限数字电子控制器上连接有用于控制航空发动机的第二电磁阀组件以及用于在全权限数字电子控制器断电时，响应断电信号并输出包含主-备控制模式切换信息油压的的第一电磁阀组件。第一电磁阀组件和第二电磁阀组件均通过主-备控制模式切换阀、尾喷管喉部面积控制阀以及作动筒与航空发动机尾喷管喉部相连接。全权限数字电子控制器内设置有能够根据输入的航空发动机高压转子转速112、航空发动机进口总温T1、航空发动机油门杆位置a、航空发动机尾喷管喉部面积的位置信号Ia8和航空发动机本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：包括航空发动机、用于控制航空发动机尾喷管喉部面积的全权限数字电子控制器、用于控制航空发动机喉部面积的液压机械备份控制器、用于实现航空发动机喉部面积主‑备控制模式切换的主‑备控制模式切换阀；航空发动机上安装有高压转子转速传感器、进口总温传感器、油门杆位置传感器、尾喷管喉部面积传感器以及尾喷管喉部面积控制阀活塞位置传感器；各传感器的输出端均连接到全权限数字电子控制器上，全权限数字电子控制器上连接有用于控制航空发动机的第二电磁阀组件以及用于在全权限数字电子控制器断电时，响应断电信号并输出包含主‑备控制模式切换信息油压的的第一电磁阀组件；主‑备控制模式切换阀通过尾喷管喉部面积控制阀和动作筒与航空发动机相连。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李杰，樊丁，林保罗，段明虎，李刚，李晓辉，
申请(专利权)人：长安大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61