[发明专利]一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统

权利要求书

1.一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。

2.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：所述的液压机械备份控制器包括慢车-节流状态转换阀、π_T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_T调节器关断活塞均与主-备控制模式切换阀相连。

3.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：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n₂、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l_A8和航空发动机尾喷管喉部面积控制阀活塞位置l_A8C计算并发出喉部面积控制信号的计算处理模块。

4.根据权利要求1、2或3所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：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（11）以及设置在阀门外壳（11）内的阀门活塞（12），阀门活塞（12）的活塞杆的末端连接有弹簧板（3），弹簧板（3）上固定连接有弹簧（1），弹簧（1）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（2）上；阀门外壳（11）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。

5.根据权利要求4所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：所述的阀门孔包括与第二电磁阀组件相连通的第一阀门孔（4）、与次高压油相联通的第二阀门孔（5）、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（6）、与慢车-节流状态控制转换阀相联通的第四阀门孔（7）、与π_T调节关断活塞相联通的第五阀门孔（8）、与高压油相连通的第六阀门孔（9）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（10）。

6.根据权利要求5所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：所述的第一阀门孔（4）和第二阀门孔（5）开设在阀门外壳（11）的一侧，第四阀门孔（7）、第五阀门孔（8）、第六阀门孔（9）以及第七阀门孔（10）开设在阀门外壳（11）的另一侧，第三阀门孔（6）开设在阀门外壳（11）的端部。

7.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：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。