[发明专利]用于航空燃油调节装置调试试验的控制器及控制方法

说明书

技术领域

本发明专利属于航空发动机控制技术领域，特别涉及航空发动机燃油调节装置调试试验控制技术。

背景技术

随着航空发动机性能的不断提高，对发动机控制系统也提出了越来越高的要求。几十年来，航空发动机控制系统发生了深刻的变化，主要表现为由机械液压式控制向数字电子控制发展。在20世纪后期，航空发动机控制系统最具有革命性的变化无疑是由液压机械式控制向数字式电子控制的发展。早在20世纪40-50年代，发动机就曾用过电子调节器来控制，当时的电子调节器是模拟式的，使用电子管等大型元件，可靠性很差。随后，由于半导体的出现，使电子控制器质量、体积大大减少，加之数字逻辑控制方案可增加控制的灵活性，可使数控系统具有决策及逻辑判断能力。伴随着数字计算机技术的发展，数字式电子控制器在航空发动机上逐步得到实际应用。

燃油流量作为航空发动机控制的主要控制量，决定了航空发动机的状态和性能，而燃油流量调节装置是实现燃油流量控制的关键执行机构。伴随数字式电子控制器在航空发动机上的广泛应用，各型燃油调节装置的调试试验工作在航空发动机研制中显得异常关键。

据公开技术文献、专利文献，国外关于航空发动机燃油调节装置调试控制器的有关报道甚少。而国内从事航空发动机燃油调节装置设计、加工的几个厂家未针对燃油调节装置调试控制器特别是适用于多型产品的通用性调试控制器的开展相应的设计、开发工作。某航空发动机燃油调节装置试验部门在进行产品调试试验时，必须针对不同型号的燃油调节装置搭建相应的控制器，才能够进行试验；并且，构建控制器由于采用基于分立元件的模拟控制方式，导致控制体积较大，使用灵活性差；试验过程中，包含较多的手动操作工序，致使试验精度差、试验结果获取手段落后、试验周期长。

发明内容

本发明要解决的技术问题：

面临试验室须针对不同型号的即燃油调节装置搭建相应的控制器才能够进行试验的现状，并且，原有控制由于在设计上采用了大量的分立元件、集成度相对较低等原因，各型控制器体积较大，加之，试验过程中基本采用手动操作的方式，在试验效率、试验结果获取及处理方面都存在明显的不足。

本发明的技术方案：

针对上述技术问题，通过设计多型燃油调节装置的通用型控制器、提高控制器集成度和自动化程度，可增强控制器功能、提高试验效率。采用可编程控制技术和集成电路的技术，设计体积小、功能强的控制器；采用模块化技术，可提高控制器功能扩展的灵活性；采用良好的人机界面和软件技术，可降低控制器使用难度。

用于航空燃油调节装置调试试验的控制器，其特征在于：所述控制器5包括电源单元1、信号调理单元2、主控单元3、输出驱动单元4和上位计算机6，其中：

电源单元1输入220VAC，经电源单元1转换集成电路输出模拟24VDCV、数字24VDCV、±15VDCV，分别作为信号调理单元2、主控单元3、输出驱动单元4的工作电源；

信号调理单元2负责产生燃油调节器7计量活门角位移传感器10激励信号、采集活门角位移传感器10输出信号并调理为与物理角位移相关的直流电压信号，传输到主控单元3；

主控单元3包含CPU模块、数字信号输出模块，模拟信号采集模块、脉宽调制信号输出模块及其他辅助模块；其中，CPU模块综合采集模拟量采集模块接收到的经过信号调理单元2处理的燃油调节装置7计量活门角位移传感器10信号及燃油调节装置7各点燃油压力信号、上位计算机6指令信号，经过控制运算及逻辑判断，产生控制信号；CPU模块运算产生的控制信号输出到输出驱动单元4实施控制；

输出驱动单元4接收主控单元3的控制信号，经功率放大后，输出到燃油调节装置进行控制；输出驱动单元4采用固态继电器M22作为功率放大元件，输出端设计感性负载放电续流回路M23；

上位计算机6通过以太网与主控单元3进行通讯，下行向主控单元3发送控制指令，上行接收主控单元3发送的有关燃油调节装置7的状态参数和控制信息；上位计算机6同时负责数据记录。

用于航空燃油调节装置调试试验的控制方法具体控制步骤如下：

控制方法从步骤S01开始，在该步骤中，主控单元3将采集到的来自信号调理单元2和燃油调节装置7的模拟信号，进行工程值转换；

步骤S02对接收到的上位计算机6指令信号进行解析，指令包括控制方式指令、燃油调节装置最大燃油流量WFMAX、平衡点占空比BP参数信息、燃油流量给定指令WFG；

步骤S03根据步骤S02的控制方式指令判断控制方式并进入开环控制或闭环控制的算法；