CN116395129B - 双余度引气机构、控制系统、控制方法及飞行设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及射流控制技术领域，具体涉及双余度引气机构、控制系统、控制方法及飞行设备。本申请双余度引气机构设置有第一气源和第二气源，在配合引气管路的作用下，当第一气源发生故障等使气源控制管气压不能满足射流要求时，第二气源可为射流持续供气，解决了现有射流控制系统当无机械舵面射流飞控飞行器在主动力系统出现故障无法提供压缩气体，飞行器便没有了姿态控制能力的技术问题。本申请通过简单的结构和简单的控制逻辑，兼顾了主引气系统和辅助引气系统气源特性差异，可持续引气，使得射流控制机构具有双余度压缩空气来源，确保了飞行设备的飞行姿态控制安全。

Description

双余度引气机构、控制系统、控制方法及飞行设备

技术领域

本发明涉及射流控制技术领域，具体涉及双余度引气机构、控制系统、控制方法及飞行设备。

背景技术

射流控制是一种典型的飞行器主动流动控制手段，根据气动需求将高能量射流注入至边界层，改变飞行器外界绕流的流动形态、流动结构等，从而改变飞行器的受力状态和运动状态，由于射流具有较大的能量范围、较高的能量转化效率、更直接的作用方式、更快的响应速度，广泛应用于飞行器流动分离控制、层流控制、激波控制、无舵面射流飞行控制、推力矢量控制、湍流减阻控制、协同射流控制等多个研究方向。其中射流飞行控制是当前航空领域研究的热点和前沿，国内外研究机构围绕该技术开展了大量的基础研究和应用研究。

射流飞行控制通过驱动压缩空气射流产生“虚拟舵面”获得飞行姿态控制所需的操控力和力矩，在无需传统机械操纵面及其复杂机械驱动系统的条件下实现无舵面姿态控制。但现有的射流飞行控制系统当飞行器在主动力系统故障时便没有了姿态控制能力。

发明内容

为了解决现有的射流控制系统当飞行器在主动力系统故障时便没有了姿态控制能力这一技术问题，本发明提供一种双余度引气机构、控制系统、控制方法及飞行设备，具体如下：

第一方面，本申请提供一种双余度引气机构，其包括第一气源、第二气源和引气管路；引气管路包括主引气管、辅助引气管、气源控制管、辅助引气管单向阀、第一压力检测点位、多个主引气管单向阀和多个环量阀；主引气管包括主引气主路和多根主引气支路，主引气主路将第一气源与各个主引气支路连通，主引气支路与主引气管单向阀一一对应设置，主引气管单向阀分别设置在各主引气支路上，主引气管单向阀气源控制管包括气源控制管主路和多根气源控制管支路，气源控制管支路与环量阀一一对应设置，环量阀分别设置在各气源控制管支路上，环量阀的进气口与气源控制管支路的出气口连通，主引气管单向阀的出气口分别与气源控制管主路连通；辅助引气管包括辅助引气主管和多根辅助引气支管，辅助引气主管连通第二气源与各辅助引气支管，辅助引气支管的出气口分别连通气源控制管主路；第二气源内的气体通过辅助引气管进入气源控制管然后从环量阀出气口排出；第一气源内的气体通过主引气管进入气源控制管，然后从环量阀出气口排出；辅助引气管单向阀设置在辅助引气主管上，防止气体逆回流至第二气源；第一压力检测点位设置在气源控制管上，第一压力传感器安装在第一压力检测点位，通过第一压力传感器获取气源控制管的实际压力。

进一步的是，还包括设置在第一气源与主引气管之间的冷却器，第一气源流出的气体经冷却器冷却后进入主引气管；引气管路还包括设置在冷却器下游管路的温度检测点位，温度传感器安装在温度检测点位，通过温度传感器获取冷却器排出气体的实际温度；引气管路还包括设置在冷却器上游的截止阀，截止阀用于控制第一气源是否排出气体到冷却器。

进一步的是，主引气主路包括第一主引气主路和第二主引气主路，冷却器设置有进流口、第一出流口和第二出流口；进流口连通截止阀的出气口，第一出流口连通第一主引气主路，第二出流口连通第二主引气主路。

进一步的是，第一主引气主路及其上的主引气支路与第二主引气主路及其上的主引气支路呈对称设置以使冷却器排出气体均匀分布在各个主引气支路上；主引气支路与气源控制管主路的连通节点呈对称设置以使主引气管单向阀排出的气体均匀分布在气源控制管主路上；气源控制管支路与气源控制管主路的连通节点呈对称设置以使气源控制管主路的气体均匀分布在各气源控制管支路上。

进一步的是，还包括第二压力检测点位，第二压力检测点位设置在主引气管上，第二压力传感器安装在第二压力检测点位，通过第二压力传感器获取主引气管的实际压力。

进一步的是，主引气管外壁设置有隔热结构。

进一步的是，主引气管横截面形状与飞行设备翼展内部结构相适配。

第二方面，本申请提供一种双余度引气控制系统，包括控制模块、第一压力传感器、第二压力传感器、温度传感器和上述双余度引气机构；温度传感器安装于双余度引气机构的温度检测点位上，第一压力传感器安装于双余度引气机构的第一压力检测点位，第二压力传感器安装于双余度引气机构的第二压力检测点位；第一气源、第二气源、截止阀、第一压力传感器、第二压力传感器和温度传感器均与控制模块电性连接，以使控制模块根据第一气源的故障情况、气源控制管的实际压力、主引气管的实际压力、冷却器排出气体的实际温度对截止阀启闭和第二气源的启闭进行控制。

第三方面，本申请提供一种双余度引气控制系统的引气控制方法，该方法利用上述双余度引气控制系统来实现，包括：通过第一气源获取第一气源故障信号，通过第一压力传感器获取气源控制管的实际压力、通过第二压力传感器获取主引气管的实际压力，通过温度传感器获取冷却器排出气体的实际温度；利用控制模块根据气源控制管的实际压力、主引气管的实际压力和第一气源反馈的第一气源故障信号对第二气源的启闭进行控制；利用控制模块根据冷却器排出气体的实际温度对截止阀启闭进行控制。

第三方面，本申请提供一种飞行设备，包括上述双余度引气机构；和/或上述双余度引气控制系统。

本发明的有益效果是：

1.本申请双余度引气机构设置有第一气源和第二气源，在配合引气管路的作用下，当第一气源发生故障等使气源控制管气压不能满足射流要求时，第二气源可为射流控制管路持续供气，解决了现有射流控制系统当飞行器在主动力系统出现故障便没有了姿态控制能力的技术问题。本申请通过简单的结构和简单的控制逻辑，兼顾了第一气源和第二气源的气源特性差异，可实现持续引气，使得射流控制机构具有双余度的特性，确保了飞行设备的飞行姿态控制安全。

2.本申请通过主引气管单向阀和辅助引气管单向阀，防止气体回流，确保了两气源的安全、可靠。同时通过主引气管单向阀和辅助引气管单向阀对两气源的高压气体进行减压，使其满足射流飞行控制系统对压缩气源压力的需求，在减压膨胀的过程中，降低压缩气源的温度，避免过高温度气体对机载设备造成不利影响。

3.本申请通过第一压力检测点位、第二压力检测点位的气压大小和第一气源故障信号触发第二气源的启动，控制逻辑简单，实现了双余度引气可用。

4.通过冷却器的设计降低第一气源所引出压缩气体的温度，避免过高温度气体对机载设备造成不利影响。

5.本申请第一主引气主路及其上的主引气支路与第二主引气主路及其上的主引气支路呈对称设置，主引气支路与气源控制管主路的连通节点呈对称设置，气源控制管支路与气源控制管主路的连通节点呈对称设置，以确保气源控制管路中各处的压力分布均匀、稳定，利于射流控制系统控制策略设计。主引气管横截面形状与飞行设备机翼内部空间形状相适配，以充分利用机翼内部不规则的空间，降低主引气管路的流通容积比，提高压力稳定性。

附图说明

图1是本发明双余度引气机构的结构示意图；

图2是本发明双余度引气控制系统的结构示意图。

图中：10、第一气源；20、第二气源；31、主引气管；311、主引气主路；3111、第一主引气主路；3112、第二主引气主路；312、主引气支路；32、辅助引气管；321、辅助引气主管；322、辅助引气支管；33、气源控制管；331、气源控制管主路；332、气源控制管支路；34、主引气管单向阀；35、辅助引气管单向阀；36、环量阀；37、截止阀；40、第一压力传感器；50、冷却器；60、温度传感器；70、控制模块。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步具体说明，以便对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的了解。但是，需要说明的是，对这些实施方式的说明是示意性的，并不构成对本发明的具体限定。

现有射流控制机构当飞行设备在主动力系统出现故障时，便不能向射流供气机构供气，飞行设备便失去了通过射流控制姿态的能力，为解决这一技术问题，本申请提供了一种双余度引气机构，下面做详细介绍。

本申请所提供的双余度引气机构，包括第一气源10、第二气源20和引气管路三部分，当飞行设备处于正常工作状态时通过第一气源10来对射流控制机构引气管路进行供气，当飞行设备发生故障等处于异常情况引气管路中压力不能满足射流控制要求时，则启动第二气源20为引气管路供气使其满足射流控制的要求。因为本申请具有两个气源，分别是第一气源10和第二气源20，在第一气源10故障状态条件下，可启动第二气源20来弥补第一气源10供气功能的缺失，使射流控制机构仍然具备机载压缩气体引气能力，满足飞行器姿态控制要求，确保了飞行设备的飞行姿态控制安全。因此本申请提供的双余度引气机构具有双余度的特性，能提升射流控制机构的稳定性。

对于本申请，通常情况下是第一气源10对射流供气，当第一气源10发生故障等情况时，才会启动第二气源20，因此第一气源10是双余度引气机构的主供气单元，第二气源20是辅助供气单元。通常情况下由飞行设备上的主引气系统来充当第一气源10，第二气源20独立于第一气源10工作，第二气源20可为电动压缩机、辅助动力单元等各类小型压缩空气发生装置。

本申请中引气管路包括主引气管31、气源控制管33、多个主引气管单向阀34和多个环量阀36。主引气管31又包括主引气主路311和主引气支路312，主引气主路311将第一气源10与主引气支路312连通。主引气支路312与主引气管单向阀34是一一对应设置的，也就是说主引气支路312的数量和主引气管单向阀34的数量一致，且主引气管单向阀34分别设置在各主引气支路上，主引气管单向阀34的进气口与主引气支路312的出气口连通。通过这样的结构设计使第一气源10排出的气体进入主引气主路311，接着分别流进各个主引气支路312中，然后从主引气管单向阀34排出。

气源控制管33包括气源控制管主路331和多根气源控制管支路332，气源控制管支路332与所述环量阀36一一对应设置，也就是说气源控制管支路332的数量与环量阀36的数量一致，且环量阀36分别设置在各气源控制管支路332上，环量阀36的进气口与气源控制管支路332的出气口连通。

重要的是，主引气管单向阀34的出口分别与气源控制管主路331连通，也就是说，主引气管单向阀34的出气口各自直接与气源控制管主路331连通，且各个主引气管单向阀34出气口与气源控制管主路331的连通节点位置不同，也即图1所示结构。这样设置是为了使得通过各个主引气管单向阀34排出的气体能在气源控制管主路331内较均匀分布，保证气源控制管33各处气压趋于平衡，进而均匀进入各环量阀36，并从环量阀36出气口排出。

本申请引气管路还包括辅助引气管32和辅助引气管单向阀35。辅助引气管32包括辅助引气主管321和多根辅助引气支管322，辅助引气主管321连通第二气源20与各辅助引气支管322，进而使第二气源20的气体引流到辅助引气支管322内。辅助引气支管322的出气口分别连通气源控制管主路331，进而可将第二气源20的气体引流到气源控制管主路331中。本申请设置多个辅助引气支管322，且多根辅助引气支管322分别连通气源控制管主路331能使第二气源20内的气体在气源控制管主路331内较均匀分布，保证气源控制管33各处气压趋于平衡。辅助引气管单向阀35设置在辅助引气主管321上，能防止管道内气体逆回流至第二气源20内。

引气管路还包括第一压力检测点位，第一压力检测点位设置在气源控制管33上，需在第一压力检测点位安装第一压力传感器40以检测气源控制管33内气体压力。通过第一压力传感器40检测气源控制管33内气体压力，当气源控制管33内气体压力不满足射流要求时，则开启第二气源20为气源控制管33进行供气。

本申请中，第一压力检测点位设置的位置是多样的，其可以设置在气源控制管主路331上也可以设置在气源控制管支路332上，在本申请中不做限定。压力检测点位设置的数量也不限定，其可以设置一个也可以设置多个。例如可以在每个气源控制管支路332上均设置第一压力检测点位，例如可以在气源控制管主路331上均匀设置多个第一压力检测点位，通过取多个压力检测点位的平均值作为最终的压力值，以此判断是否启动第二气源20。多个第一压力检测点位的设置有助于提高压力检测的准确性，进而为是否启动第二气源20提供更加准确的参考。在本申请实施例中，如图1所示，一共设置有两个第一压力检测点位，其分别位于气源控制管主路331两侧，通过两第一压力检测点位分别检测气源控制主路两侧压力，当有一侧压力检测点位的气压不满足要求时，则启动第二气源20。

本申请中主引气管单向阀34的设置是为了保证第一气源10正常工作时，主引气管31内气体单向流进气源控制管33内，防止气体回流；同时当第一气源10发生故障，第二气源20供气时，防止第二气源20排出气体回流至第一气源10内而不能实现辅助供气的目的。同理，辅助引气管单向阀35设置是为了防止当第一气源10正常工作时，气源控制管33内气体流进第二气源20内而不能实现第一气源10供气的目的；当第二气源20工作时，使辅助引气管32内气体单向流动，防止气体回流。同时主引气管单向阀34和辅助引气管单向阀35还具有对高压气体进行减压的作用，使气体满足飞行控制系统对压缩气源压力的需求，在减压膨胀过程中，降低压缩气源的温度，避免过高温度气体对机载设备造成不利影响。主引气管单向阀34和辅助引气管单向阀35通常选用的是单向减压阀，同时具备单向阀和减压阀的作用。

在上述提到本申请可以通过第一压力传感器40检测气源控制管33内气体压力，当气源控制管33内气体压力不满足射流要求时，则开启第二气源20为气源控制管33进行供气。但作为优选的是，本申请还包括第二压力检测点位，第二压力检测点位设置在主引气管31上，第二压力传感器安装在所述第二压力检测点位，通过所述第二压力传感器获取所述主引气管31的实际压力。第二检测点位可以是设置在主引气主路311上，可以设置在主引气支路312上，在本申请中不做限定。由于第一气源10的气体是通过主引气管31进入气源控制管33的，那么若主引气管31内气压不能满足主引气管31所要求的最低总压要求时，主引气管单向阀34处于关闭状态，气源控制管33内气体压力便也不能满足喷射要求。因此本申请优选在主引气管31还设置第二压力检测点位，若第二压力检测点位检测到的主引气管31的实际压力不能满足主引气管31所要求的最低总压，那么便直接开启第二气源20为射流供气，这样的设计能使本申请双余度引气控制系统更加灵敏、响应更快、更便于使用。

在本申请中，第一气源10通常由飞行设备主引气系统来充当，飞行设备主引气系统所排出气体的温度通常过高，过高的气体温度具有对管道或管道旁机载设备造成不利影响的风险。因此，优选的是，本申请所提供的双余度引气机构还包括设置在第一气源10与主引气管31之间的冷却器50，第一气源10排出的气体经冷却器50冷却降温后，再进入主引气管31，从而避免第一气源10排出过高温度气体对主引气管31及其后续管道旁机载设备造成不利影响。引气管路还包括设置在冷却器50下游管路的温度检测点位，下游管路包括主引气管31和气源控制管33。温度传感器60安装在温度检测点位上，通过温度传感器60获取冷却器50排出气体的实际温度。引气管路还包括设置在冷却器50上游的截止阀37，即设置在第一气源10与冷却器50之间，通过截止阀37控制主引气系统10与冷却器50连通管路的开闭，即控制第一气源10是否排出气体到冷却器50内。具体的是，若温度传感器60检测到温度高于要求，则关闭截止阀37阻止第一气源10进气到冷却器50，避免高温气体对机载设备和机载设备造成不利影响。

在本申请实施例中，主引气主路311包括第一主引气主路3111和第二主引气主路3112，所述冷却器50设置有进流口、第一出流口和第二出流口；所述进流口连通截止阀37的出气口，所述第一出流口连通第一主引气主路3111，所述第二出流口连通第二主引气主路3112。冷却器50冷却后的气体分别进入第一主引气主路3111和第二主引气主路3112内。

进一步的是，所述第一主引气主路3111及其上的主引气支路312与第二主引气主路3112及其上的主引气支路312呈对称设置以使冷却器50排出气体均匀分布在各个主引气支路312上。主引气支路312与气源控制管主路331的连通节点呈对称设置以使主引气管单向阀34排出的气体均匀分布在气源控制管主路331上。气源控制管支路332与气源控制管主路331的连通节点呈对称设置以使气源控制管主路331的气体均匀分布在各气源控制管支路332上。这样设置的目的在于确保气源控制管路中各处的压力分布均匀、稳定，利于射流控制系统控制策略设计。

优选的是，在主引气管31外壁设置有隔热结构，隔热结构可以是设置在主引气管31外壁的隔热材料等，设置隔热结构的目的在于防止主引气管31温度过高对机体结构和机载设备造成不利影响。

对于本申请来说，本申请双余度引气机构在使用时主引气管31安装在飞行设备机翼内部，机翼内部空间小、不规则。因此优选的是，主引气管31局部横截面形状与飞行设备机翼内部空间形状相适配，以充分利用机翼内部不规则的空间，降低主引气管路的流通容积比，提高压力稳定性。

本申请同时提供一种双余度引气控制系统，如图2所示，其包括控制模块70、第一压力传感器40、第二压力传感器、温度传感器60和如上所述的双余度引气机构。温度传感器60安装在温度检测点位上，第一压力传感器40安装在第一压力检测点位上，所述第二压力传感器安装在第二压力检测点位上。第一气源10、第二气源20、截止阀37、第一压力传感器40、第二压力传感器和温度传感器60均与控制模块70电性连接，以使控制模块70根据第一气源10的发出的故障信号、所述气源控制管33的实际压力、所述主引气管31的实际压力、所述冷却器50排出气体的实际温度对所述截止阀37启闭和所述第二气源20的启闭进行控制。

本申请同时提供一种双余度引气控制系统的引气控制方法，该方法利用上述双余度引气控制系统来实现。首先，通过第一气源10获取第一气源故障信号，通过第一压力传感器40获取气源控制管33的实际压力、通过第二压力传感器获取主引气管31的实际压力，通过温度传感器60获取冷却器50排出气体的实际温度；接着，利用所述控制模块70根据所述气源控制管33的实际压力、主引气管31的实际压力和第一气源10反馈的第一气源故障信号对所述第二气源20的启闭进行控制；利用所述控制模块70根据所述冷却器50排出气体的实际温度对所述截止阀37启闭进行控制。具体的是，若获取到第一气源10发送的故障信号，则开启第二气源20；若气源控制管33的实际压力不满足射流要求，则开启第二气源20；若主引气管31的实际压力不满足主引气管31最低压力要求，则开启第二气源20；若冷却器50排出气体的实际温度超过最高温度要求则关闭截止阀37。本申请通过气压和故障信号来作为开启第二气源20的依据，通过温度作为截止阀37启闭的依据，本申请的控制逻辑简单、结构简单、易于实现。

本申请同时提供一种飞行设备，其包括上述双余度引气机构和/或上述双余度引气控制系统。飞行设备利用双余度引气机构和/或双余度引气控制系统进行射流控制，当飞行设备上的主引气系统不能满足射流供气要求时，启动第二气源20为射流供气，确保了飞行设备的飞行姿态控制安全。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种双余度引气机构，其特征在于：

包括第一气源（10）、第二气源（20）和引气管路；

所述引气管路包括主引气管（31）、辅助引气管（32）、气源控制管（33）、辅助引气管单向阀（35）、第一压力检测点位、多个主引气管单向阀（34）和多个环量阀（36）；

所述主引气管（31）包括主引气主路（311）和多根主引气支路（312），所述主引气主路（311）将所述第一气源（10）与各个所述主引气支路（312）连通，所述主引气支路（312）与所述主引气管单向阀（34）一一对应设置，所述主引气管单向阀（34）分别设置在各所述主引气支路（312）上，所述主引气管单向阀（34）的进气口与所述主引气支路（312）的出气口连通；

所述气源控制管（33）包括气源控制管主路（331）和多根气源控制管支路（332），所述气源控制管支路（332）与所述环量阀（36）一一对应设置，所述环量阀（36）分别设置在各所述气源控制管支路（332）上，所述环量阀（36）的进气口与所述气源控制管支路（332）的出气口连通，所述主引气管单向阀（34）的出气口分别与所述气源控制管主路（331）连通；

所述辅助引气管（32）包括辅助引气主管（321）和多根辅助引气支管（322），所述辅助引气主管（321）连通所述第二气源（20）与各所述辅助引气支管（322），所述辅助引气支管（322）的出气口分别连通所述气源控制管主路（331）；

所述第二气源（20）内的气体通过所述辅助引气管（32）进入气源控制管（33）然后从所述环量阀（36）出气口排出；所述第一气源（10）内的气体通过所述主引气管（31）进入所述气源控制管（33），然后从所述环量阀（36）出气口排出；

所述辅助引气管单向阀（35）设置在所述辅助引气主管（321）上，防止气体逆回流至所述第二气源（20）；

所述第一压力检测点位设置在所述气源控制管（33）上，第一压力传感器（40）安装在所述第一压力检测点位，通过所述第一压力传感器（40）获取所述气源控制管（33）的实际压力。

2.根据权利要求1所述的一种双余度引气机构，其特征在于：还包括设置在所述第一气源（10）与所述主引气管（31）之间的冷却器（50），所述第一气源（10）流出的气体经所述冷却器（50）冷却后进入所述主引气管（31）；

所述引气管路还包括设置在所述冷却器（50）下游管路的温度检测点位，温度传感器（60）安装在所述温度检测点位，通过所述温度传感器（60）获取所述冷却器（50）排出气体的实际温度；

所述引气管路还包括设置在所述冷却器（50）上游的截止阀（37），所述截止阀（37）用于控制所述第一气源（10）是否排出气体到冷却器（50）。

3.根据权利要求2所述的一种双余度引气机构，其特征在于：所述主引气主路（311）包括第一主引气主路（3111）和第二主引气主路（3112），所述冷却器（50）设置有进流口、第一出流口和第二出流口；所述进流口连通所述截止阀（37）的出气口，所述第一出流口连通所述第一主引气主路（3111），所述第二出流口连通所述第二主引气主路（3112）。

4.根据权利要求3所述的一种双余度引气机构，其特征在于：所述第一主引气主路（3111）及其上的主引气支路（312）与所述第二主引气主路（3112）及其上的主引气支路（312）呈对称设置以使所述冷却器（50）排出气体均匀分布在各个所述主引气支路（312）上；所述主引气支路（312）与所述气源控制管主路（331）的连通节点呈对称设置以使所述主引气管单向阀（34）排出的气体均匀分布在所述气源控制管主路（331）上；所述气源控制管支路（332）与所述气源控制管主路（331）的连通节点呈对称设置以使所述气源控制管主路（331）的气体均匀分布在各所述气源控制管支路（332）上。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的一种双余度引气机构，其特征在于：还包括第二压力检测点位，所述第二压力检测点位设置在主引气管（31）上，第二压力传感器安装在所述第二压力检测点位，通过所述第二压力传感器获取所述主引气管（31）的实际压力。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的一种双余度引气机构，其特征在于：所述主引气管（31）外壁设置有隔热结构。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的一种双余度引气机构，其特征在于：所述主引气管（31）横截面形状与飞行设备翼展内部结构相适配。

8.一种双余度引气控制系统，其特征在于：包括控制模块（70）、第一压力传感器（40）、第二压力传感器、温度传感器（60）和如权利要求5所述的双余度引气机构；

所述温度传感器（60）安装于所述双余度引气机构的所述温度检测点位上，所述第一压力传感器（40）安装于所述双余度引气机构的所述第一压力检测点位，所述第二压力传感器安装于所述双余度引气机构的所述第二压力检测点位；

所述第一气源（10）、所述第二气源（20）、所述截止阀（37）、所述第一压力传感器（40）、所述第二压力传感器和所述温度传感器（60）均与所述控制模块（70）电性连接，以使所述控制模块（70）根据所述第一气源（10）的故障情况、所述气源控制管（33）的实际压力、所述主引气管（31）的实际压力、所述冷却器（50）排出气体的实际温度对所述截止阀（37）启闭和所述第二气源（20）的启闭进行控制。

9.一种双余度引气控制系统的引气控制方法，其特征在于：该方法利用权利要求8所述的双余度引气控制系统来实现，包括：

通过所述第一气源（10）获取第一气源故障信号，通过所述第一压力传感器（40）获取所述气源控制管（33）的实际压力、通过所述第二压力传感器获取主引气管（31）的实际压力，通过所述温度传感器（60）获取所述冷却器（50）排出气体的实际温度；

利用所述控制模块（70）根据所述气源控制管（33）的实际压力、所述主引气管（31）的实际压力和所述第一气源（10）反馈的所述第一气源故障信号对所述第二气源（20）的启闭进行控制；

利用所述控制模块（70）根据所述冷却器（50）排出气体的实际温度对所述截止阀（37）启闭进行控制。

10.一种飞行设备，其特征在于：包括如权利要求1至7中任一项所述的双余度引气机构；和/或如权利要求8所述的双余度引气控制系统。