CN112627992A - 一种发动机控制系统 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空发动机控制技术领域，公开了一种发动机控制系统。其核心为发动机控制器，控制器具有A、B数控通道和C应急通道。A、B通道互为热备份，采用CPU+FPGA模式，通过软件实现发动机和螺旋桨的正常控制。C通道为独立的应急通道，通过FPGA硬件实现发动机和螺旋桨的应急控制。当A、B数控通道都失效的时候能自动切换到C通道工作。

Description

一种发动机控制系统
技术领域
本发明属于航空发动机控制技术领域，特别涉及一种发动机控制系统。
背景技术
发动机电气控制系统是飞行器推进系统的关键子系统，用于实现有人机飞行员或者无人机操作员对发动机和螺旋桨的控制。发动机电气控制系统必须安全可靠，如果发动机和螺旋桨控制失效，将会导致机毁人亡，造成严重安全事故。
现在有人机和无人机发动机控制器多为双余度软件控制架构，通过通讯接受飞机指令，对软件依赖程度高且余度偏低，如果发动机控制器发生双通道故障或者线路通讯故障，将会导致发动机电气控制系统无法工作或者无法接受飞机指令，发动机和螺旋桨就会失控。此外发动机本身油门和螺旋桨桨速调节多为单余度，有着安全隐患。
发明内容
本发明目的：为了提升发动机控制的可靠性，保证飞机安全，同时尽量减少成本和控制复杂度，提出一种发动机控制系统。
本发明技术方案：
一种发动机控制系统，包括：A通道和B通道，所述A通道和B通道互为热备份，用于控制发动机和/或螺旋桨；
所述A通道和B通道均通过控制发动机油门杆和/或螺旋桨选速杆控制发动机和/或螺旋桨；
所述系统还包括：C通道，所述C通道为应急通道，用于在A、B通道均失效时通过应急电磁阀实现发动机和/或螺旋桨应急控制。
进一步，所述系统还包括：飞机管理计算机；
所述飞机管理计算机分别通过总线与A通道和B通道连接，用于为A通道和B通道发送控制指令；
所述飞机管理计算机还与C通道连接，用于为C通道发送控制指令。
进一步，所述A通道和B通道均内置有自检模块，所述自检模块用于检测各自通道是否故障，并将故障信息反馈至所述飞机管理计算机。
进一步，所述飞机管理计算机在A通道和B通道均反馈故障信息后，切断A通道和B通道并使能C通道。
进一步，所述系统还包括：切换电路；所述切换电路与A通道和B通道的自检模块连接并接收故障信息；所述切换电路还与C通道连接，所述切换电路在A通道和B通道均反馈故障信息后，切断A通道和B通道并使能C通道。
进一步，所述C通道的应急电磁阀包括：停车电磁阀；
所述C通道通过停车电磁阀切断发动机燃油供给实现发动机应急停车。
进一步，所述C通道的应急电磁阀还包括：应急慢车电磁阀；
所述C通道通过应急慢车电磁阀降低燃油供给实现发动机应急慢车。
进一步，所述C通道的应急电磁阀还包括：截流电磁阀；
所述截流电磁阀通过调节滑油从而调节螺旋桨的桨距，实现螺旋桨的顺桨。
与现有技术相比具有的优点如下：
a)相对于当前发动机控制器的软件双余度、发动机油门和螺旋桨桨速调节执行机构的单余度，增加了控制余度，提升了可靠性；
b)发动机和螺旋桨正常操纵用双余度软件数控通道，故障情况使用应急通道，提升了飞机的操纵性和安全性；
c)在提升可靠性、操纵性和安全性的同时，只是简单增加一个应急通道和几个应急电磁阀，付出经济代价小。
附图说明
图1为发动机控制系统原理框图。
具体实施方式
下面将结合本发明中的附图，对本发明技术方案进行清楚、完整地描述，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本方案设计了一套发动机电气控制系统，如图1所示，其核心为发动机控制器，控制器具有A、B数控通道和C应急通道。A、B通道互为热备份，采用CPU+FPGA模式，通过软件实现发动机和螺旋桨的正常控制。C通道为独立的应急通道，通过FPGA硬件实现发动机和螺旋桨的应急控制。当A、B数控通道都失效的时候能自动切换到C通道工作。
正常情况下，发动机控制器通过RS422通讯或者其他通讯方式接受飞机管理计算机VMC的指令，经A、B数控通道调节发动机油门杆，实现发动机的起动和停车，以及发动机慢车到最大状态的控制；如果为涡桨发动机或者活塞发动机，还需调节螺旋桨选速杆，实现螺旋桨转速的控制。
如果发动机控制器A、B数控通道失效或者通讯故障，则由VMC通过另外线路经发动机控制器C通道直接驱动发动机和螺旋桨应急电磁阀控制发动机和螺旋桨。本方案在发动机上设置应急停车电磁阀，通过切断燃油供给或者将发动机喷油嘴的燃油甩出去，实现发动机应急停车；在发动机上设置应急慢车电磁阀，通过降低燃油供给，实现发动机的应急慢车；在螺旋桨上设置截流电磁阀，通过调节滑油，实现螺旋桨的应急顺桨。
通过这种双余度加应急通道的发动机控制架构，可以实现发动机和螺旋桨正常双余度控制，还可以在紧急情况下进行应急控制，通过发动机和螺旋桨的应急控制模式保证飞机安全可控。

Claims (8)

1.一种发动机控制系统，其特征在于：所述控制系统包括：A通道和B通道，所述A通道和B通道互为热备份；
所述A通道通过控制发动机油门杆和/或螺旋桨选速杆控制发动机和/或螺旋桨；
所述B通道通过控制发动机油门杆和/或螺旋桨选速杆控制发动机和/或螺旋桨；
所述系统还包括：C通道，所述C通道为应急通道，用于在A、B通道均失效时通过应急电磁阀实现发动机和/或螺旋桨应急控制。
2.根据权利要求1所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述系统还包括：飞机管理计算机；
所述飞机管理计算机分别通过总线与A通道和B通道连接，用于为A通道和B通道发送控制指令；
所述飞机管理计算机还与C通道连接，用于为C通道发送控制指令。
3.根据权利要求2所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述A通道和B通道均内置有自检模块，所述自检模块用于检测各自通道是否故障，并将故障信息反馈至所述飞机管理计算机。
4.根据权利要求3所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述飞机管理计算机在A通道和B通道均反馈故障信息后，切断A通道和B通道并使能C通道。
5.根据权利要求3所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述系统还包括：切换电路；所述切换电路与A通道和B通道的自检模块连接并接收故障信息；所述切换电路还与C通道连接，所述切换电路在A通道和B通道均反馈故障信息后，切断A通道和B通道并使能C通道。
6.根据权利要求4或5所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述C通道的应急电磁阀包括：停车电磁阀；
所述C通道通过停车电磁阀切断发动机燃油供给实现发动机应急停车。
7.根据权利要求6所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述C通道的应急电磁阀还包括：应急慢车电磁阀；
所述C通道通过应急慢车电磁阀降低燃油供给实现发动机应急慢车。
8.根据权利要求6所述的一种发动机控制系统，其特征在于：所述C通道的应急电磁阀还包括：截流电磁阀；
所述截流电磁阀通过调节滑油从而调节螺旋桨的桨距，实现螺旋桨的顺桨。
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