[go: up one dir, main page]

CN111734537B - 燃油控制系统及控制方法 - Google Patents

燃油控制系统及控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111734537B
CN111734537B CN202010533446.6A CN202010533446A CN111734537B CN 111734537 B CN111734537 B CN 111734537B CN 202010533446 A CN202010533446 A CN 202010533446A CN 111734537 B CN111734537 B CN 111734537B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
engine
control system
electromagnetic valve
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010533446.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111734537A (zh
Inventor
汪小胖
王石柱
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Shangshi Aeroengine Co ltd
Original Assignee
Shanghai Shangshi Energy Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Shangshi Energy Technology Co ltd filed Critical Shanghai Shangshi Energy Technology Co ltd
Priority to CN202010533446.6A priority Critical patent/CN111734537B/zh
Publication of CN111734537A publication Critical patent/CN111734537A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111734537B publication Critical patent/CN111734537B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)

Abstract

本发明公开了燃油控制系统及控制方法，属于涡轮发动机技术领域。本发明的燃油控制系统包括开环管路和闭环管路，全权限数字控制单元通过控制燃调泵的工作状态、伺服阀的通断和停车电磁阀的通断，选择开环控制或闭环控制为发动机供油，具有体积小，控制灵活以及随时可调的优点，实用性强。燃油控制系统的控制方法可根据当前飞行器的工作状态，接收控制命令，根据控制命令控制燃油控制系统执行相应的操作，还可依据当前飞行器的工作状态，检测发动机的工作状态，若发动机空中熄火，控制执行点火操作，便于控制，且应急性强。

Description

燃油控制系统及控制方法
技术领域
本发明涉及涡轮发动机技术领域，尤其涉及燃油控制系统及控制方法。
背景技术
为了保证飞行器和发动机正常工作，需采用燃油系统来供给、调节发动机在各种工作条件和状态下所需的燃油，以保证发动机安全可靠地工作，并充分发挥性能。然而，目前应用于飞行器中的燃油系统采用燃调泵或伺服阀对发动机供油，存在体积大，不便于控制的问题。
发明内容
针对上述问题，现提供一种旨在体积小便于控制的燃油控制系统及控制方法。
本发明提供了一种燃油控制系统，应用于飞行器中，包括：
燃油供油管路，所述燃油供油管路包括：开环管路和闭环管路，所述开关管路由燃油箱、燃调泵、梭阀和停车电磁阀顺次组成，所述闭环管路由所述燃油箱、离心泵、齿轮泵、伺服阀、支路电磁阀、梭阀和停车电磁阀顺次组成；
发动机，与所述停车电磁阀连接，通过所述开环管路或所述闭环管路向所述发动机供油；
全权限数字控制单元，分别与所述燃调泵、所述伺服阀、所述停车电磁阀和所述发动机连接，用于通过控制所述燃调泵的工作状态、所述伺服阀的关断和所述停车电磁阀关断，选择所述开环管路或闭环管路为所述发动机供油。
优选的，还包括：
起动单元，分别与所述全权限数字控制单元和所述发动机连接，用于根据所述全权限数字控制单元的控制信号启动所述发动机，或根据所述全权限数字控制单元的控制信息向所述发动机供电。
优选的，所述燃油供油管路还包括：应急管路；
所述应急管路由所述燃油箱、溢流阀、节流阀、应急电磁阀、梭阀和停车电磁阀顺次组成；
所述全权限数字控制单元与所述应急电磁阀连接，用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
优选的，还包括：备份控制器，分别与所述燃调泵、所述应急电磁阀和所述全权限数字控制单元连接，用于当所述全权限数字控制单元工作状态异常时，通过控制所述燃调泵的工作状态，选择所述开环管路为所述发动机供油，还用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
优选的，还包括：
减速机构，分别与所述齿轮泵和所述发动机连接，用于通过控制离心泵的转速控制所述发动机减速。
本发明还提供了一种燃油控制系统的控制方法，应用于上述的燃油控制系统，包括：
获取当前所述飞行器的工作状态，所述工作状态包括地面状态和飞行状态；
当所述飞行器处于地面状态时，接收控制命令，根据所述控制命令控制所述燃油控制系统执行相应的操作；其中，所述控制命令包括：起动命令、冷运转命令和假开车/油封/启封命令；
当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机的工作状态，若所述发动机空中熄火，控制执行点火操作。
优选的，当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机的工作状态，若所述发动机空中熄火，控制执行点火操作，包括：
检测所述发动机核心转速的百分比和所述飞行器的螺旋桨状态，若所述发动机核心转速的百分比大于第一阈值且飞行器的螺旋桨的输出扭矩在预设时间内下降第二阈值时，则所述发动机空中熄火，执行遭遇启动模式。
优选的，当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机的工作状态，若所述发动机空中熄火，控制执行点火操作，包括：
检测所述发动机核心转速的百分比和所述飞行器的螺旋桨状态，若所述发动机核心转速的百分比小于或等于第三阈值且飞行器的螺旋桨处于顺桨状态时，则所述发动机空中熄火，执行空中辅助启动模式。
上述技术方案的有益效果：
本技术方案中，燃油控制系统包括开环管路和闭环管路，全权限数字控制单元通过控制燃调泵的工作状态、伺服阀的通断和停车电磁阀的通断，选择开环控制或闭环控制为发动机供油。具有体积小，控制灵活以及随时可调的优点，实用性强。燃油控制系统的控制方法可根据当前飞行器的工作状态，接收控制命令，根据控制命令控制燃油控制系统执行相应的操作，还可依据当前飞行器的工作状态，检测发动机的工作状态，若发动机空中熄火，控制执行点火操作，便于控制，且应急性强。
附图说明
图1为本发明所述的燃油控制系统的一种实施例的模块图；
图2为飞行器起动点火时序图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的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。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
如图1和图2所示，本实施例提供了一种燃油控制系统，应用于飞行器中，包括：
燃油供油管路，所述燃油供油管路包括：开环管路和闭环管路，所述开关管路由燃油箱18、燃调泵9、梭阀5和停车电磁阀4顺次组成，所述闭环管路由所述燃油箱18、离心泵14、齿轮泵13、伺服阀12、支路电磁阀11、梭阀 5和停车电磁阀4顺次组成；
其中，燃调泵9用于起动供油，主要用于慢车以下开环管路中；梭阀5用于控制通断支路的功能；停车电磁阀4用于停车；离心泵14用于预增压，可预增压至0.2MPa-1MPa左右；齿轮泵13用于增压，可增压至2MPa-9MPa左右；伺服阀12用于慢车以上闭环管路的燃油流量控制；支路电磁阀11用于控制支路燃油的通断。
发动机2，与所述停车电磁阀4连接，通过所述开环管路或所述闭环管路向所述发动机2供油；
在本实施例中，停车电磁阀4通过喷嘴3与发动机2连接。
全权限数字控制单元17(FADEC)，分别与所述燃调泵9、所述伺服阀12、所述停车电磁阀4和所述发动机2连接，用于通过控制所述燃调泵9的工作状态、所述伺服阀12的关断和所述停车电磁阀4关断，选择所述开环管路或闭环管路为所述发动机2供油。
全权限数字控制单元17为主控计算机。
在本实施例中，燃油控制系统包括开环管路和闭环管路，全权限数字控制单元17通过控制燃调泵9的工作状态、伺服阀12的关断和停车电磁阀4关断的方式选择开环管路或闭环管路为发动机2供油，具有体积小，控制灵活以及随时可调的优点，实用性强。
需要说明的是：燃油供油管路还可包括溢流阀10并联于燃调泵9的两端，用于限制压力以及保护燃调泵9。
在优选的实施例中，还包括：
起动单元15，分别与所述全权限数字控制单元17和所述发动机2连接，用于根据所述全权限数字控制单元17的控制信号启动所述发动机2，或根据所述全权限数字控制单元17的控制信息向所述发动机2供电。
在本实施例中，起动单元15用于起动发动机2。
在优选的实施例中，所述燃油供油管路还包括：应急管路；
所述应急管路由所述燃油箱18、溢流阀8、节流阀7、应急电磁阀6、梭阀5和停车电磁阀4顺次组成；
其中，应急电磁阀6用于完全失电时进行机械保护。
所述全权限数字控制单元17与所述应急电磁阀6连接，用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀6断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
在优选的实施例中，还包括：
备份控制器1，分别与所述燃调泵9、所述应急电磁阀6和所述全权限数字控制单元17连接，用于当所述全权限数字控制单元17工作状态异常时，通过控制所述燃调泵9的工作状态，选择所述开环管路为所述发动机2供油，还用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀6断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
在优选的实施例中，还包括：
减速机构16，分别与所述齿轮泵13和所述发动机2连接，用于通过控制离心泵14的转速控制所述发动机2减速。
如图1和图2所示，本实施例提供了一种燃油控制系统的控制方法，应用于上述的燃油控制系统，包括：
获取当前所述飞行器的工作状态，所述工作状态包括地面状态和飞行状态；
当所述飞行器处于地面状态时，接收控制命令，根据所述控制命令控制所述燃油控制系统执行相应的操作；其中，所述控制命令包括：起动命令、冷运转命令和假开车/油封/启封命令；
如图2所示，对于接收到起动命令：在实际应用中，飞行器在地面正常起动前，系统需进行上电，通过全权限数字控制单元17进行上电自检测(PUBIT) 和故障诊断，若全权限数字控制单元17判断无禁止起动故障发生，且满足：飞机轮载信号为地面，油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比
Figure GDA0002957342770000051
小于5％，则全权限数字控制单元17可判断飞行器具备地面起动条件，当接收到起动命令时(起动开关保持接触时间不小于96ms，以防止误操作)，全权限数字控制单元17控制起动单元15的起发电机进入起动机工作模式开信号(28V信号)，控制起发电机以起动机模式开始工作，同时全权限数字控制单元17给点火装置提供28V电源，点火装置开始工作。全权限数字控制单元17通过传感器采集发动机2中的压气机的参数，当
Figure GDA0002957342770000052
时，FADEC输出停车电磁阀4 开信号(28V)，并输出燃调泵9控制电压信号，采用开环管路发动机2供油。在点火并且供油过程中，若检测到发动机2的涡轮间温度比点火前到达55℃(也可根据需要设备该温度)或以上，则判断点火成功(此时理论转速在9.9％左右)。此后当发动机2核心机转速Ng≥10000rpm时，FADEC将起动单元15的启动模式切换为发电模式。若
Figure GDA0002957342770000053
核心机转速达到64％，则FADEC控制打开支路电磁阀 11和伺服阀12，进入闭环管路供油模式。若
Figure GDA0002957342770000054
达到慢车转速66％，则判断起动成功，并切换至慢车控制模式，FADEC断开点火装置电源，同时FADEC输出起发电机发电机模式开信号(28V信号)，起发电机以发电机模式工作。若起动60s后
Figure GDA0002957342770000055
未达到慢车转速，则判断起动失败，FADEC控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令，并断开点火装置电源。若起动15s后，检测到发动机2的涡轮间温度与点火前差值小于55℃，则判断点火失败，FADEC控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令，并断开点火装置电源。
对于接收到冷运转命令：在实际应用中，冷运转前，系统需先进行上电，通过全权限数字控制单元17进行上电自检测(PUBIT)和故障诊断，若全权限数字控制单元17判断，且满足：飞机轮载信号为地面，油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比
Figure GDA0002957342770000061
小于5％，则表示具备冷运转条件，当接收到冷运转命令(如：冷运开关保持接触时间不小于96ms，以防止误操作)，全权限数字控制单元17输出起动单元15的起发电机起动机工作模式开信号(28V信号)
控制系统判断具备冷运转条件，此时接通允许起动开关(允许起动开关未接通不允许起动)，按下冷运转开关并保持接触时间不小于96ms(暂定，防止误操作)，FADEC检测到冷运转开关有效时，控制起发电机起动机工作模式开信号(28V信号)，控制起发电机以起动机模式开始工作。全权限数字控制单元17 通过传感器采集发动机2中的压气机的参数，当
Figure GDA0002957342770000062
或冷运转时间超过 15s，则FADEC输出关闭起发电机指令，冷运转结束。冷运转过程中，若发生起动系统故障，则FADEC输出关闭起发电机指令，终止冷运转。冷运转过程中，若发生紧急情况，飞行员可以通过停车开关关闭起发电机，终止冷运转。
如图2所示，对于接收到假开车/油封/启封命令：在实际应用中，系统需进行上电，通过全权限数字控制单元17进行上电自检测(PUBIT)和故障诊断，若全权限数字控制单元17判断无故障发生，且满足：飞机轮载信号为地面，油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比
Figure GDA0002957342770000063
小于5％，则全权限数字控制单元17可判断具备假开车/油封/启封条件，当接收到假开车/油封/启封命令时，全权限数字控制单元17控制起动单元15的起发电机进入起动机工作模式开信号(28V信号)，控制起发电机以起动机模式开始工作。全权限数字控制单元17通过传感器采集发动机2中的压气机的参数，当
Figure GDA0002957342770000064
时，FADEC 输出停车电磁阀4开信号(28V)，并输出燃调泵9控制电压信号，采用开环管路发动机2供油。当
Figure GDA0002957342770000065
或假开车/油封/启封时间超过15s，则FADEC控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令，假开车/油封 /启封结束。假开车/油封/启封过程中，若发生起动单元15及点火装置供电故障，则FADEC控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令；假开车/油封/启封过程中，若发生紧急情况，操作人员可以通过停车开关关闭停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9。
在实际应用中，地面点火系统检查，需要进行地面手动点火时。地面手动点火前，系统需上电，若系统满足：飞机轮载信号为地面，停车电磁阀4关闭且油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比
Figure DEST_PATH_BDA0002536211350000085
于5％，则具备地面手动点火条件，此时按下手动点火开关并保持持续按下，此时点火装置应持续点火。
当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机2的工作状态，若所述发动机2空中熄火，控制执行点火操作。
在本实施例中，燃油控制系统的控制方法可根据当前飞行器的工作状态，接收控制命令，根据控制命令控制燃油控制系统执行相应的操作，还可依据当前飞行器的工作状态，检测发动机2的工作状态，若发动机2空中熄火，控制执行点火操作，便于控制，且应急性强。
在优选的实施例中，当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机2的工作状态，若所述发动机2空中熄火，控制执行点火操作，包括：
检测所述发动机2核心转速的百分比和所述飞行器的螺旋桨状态，若所述发动机2核心转速的百分比大于第一阈值(如：80％)且飞行器的螺旋桨的输出扭矩在预设时间内下降第二阈值时(如：70％)时，则所述发动机2空中熄火，执行遭遇启动模式。
具体地，当飞行器处于飞行状态(空中状态)时，当轮载信号为空中，油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比
Figure GDA0002957342770000072
大于80％，且旋桨输出扭矩在0.1s内下降75％时，则表示发动机2熄火，应立即进行启动模式，FADEC 向点火装置输出28V点火电压信号。若启动成功(发动机2的涡轮间温度比点火前高55℃及以上)，则点火装置继续点火并持续30s后，FADEC向点火装置输出低电平关闭点火装置信号，且不上报飞机熄火状态，FADEC自身作熄火记录。若1分钟内启动未成功或
Figure GDA0002957342770000073
下降到慢车滞环区间以下(以先到为准)，则FADEC 控制关闭停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9指令，同时FADEC 向螺旋桨控制器发出顺桨指令，发动机2顺桨，为空中辅助起动作准备，FADEC 记录熄火及启动信息，并上报飞机。
在优选的实施例中，当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机2的工作状态，若所述发动机2空中熄火，控制执行点火操作，包括：
检测所述发动机2核心转速的百分比和所述飞行器的螺旋桨状态，若所述发动机2核心转速的百分比小于或等于第三阈值(如：25％)且飞行器的螺旋桨处于顺桨状态时，则所述发动机2空中熄火，执行空中辅助启动模式。
具体地，飞行器处于飞行状态(空中状态)时，且满足：轮载信号为空中，油门杆角度处于慢车域以及发动机2核心转速的百分比降到25％以下，且螺旋桨处于顺桨状态，则表示具备空中辅助起动条件，FADEC控制起发电机进入起动机模式开信号(28V)，同时控制燃调泵9开信号和停车电磁阀4开信号，采用开环管路发动机2供油，并输出点火装置28V点火信号。空中辅助起动过程中，若检测到发动机2的涡轮间温度比点火前达到55℃或以上，则判断点火成功。当
Figure GDA0002957342770000081
时，FADEC切断起发电机起动机模式。若
Figure GDA0002957342770000082
达到64％，则进入闭环管路供油模式，FADEC控制支路电磁阀11和伺服阀12打开。若
Figure GDA0002957342770000083
达到慢车转速66％，则判断起动成功，并切换至慢车控制模式，FADEC断开点火装置电源，同时FADEC输出起发电机发电机模式开信号(28V信号)，起发电机以发电机模式工作；
若空中辅助起动60s后
Figure GDA0002957342770000084
未达到慢车转速，则判断起动失败，FADEC 控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令。若起动 15s后，检测到发动机2的涡轮间温度与点火前差值小于55℃，则判断点火失败，FADEC控制停车电磁阀4、支路电磁阀11、伺服阀12和燃调泵9关闭指令。第一次起动或点火失败30s后进行第二次空中辅助起动，依次类推，共可进行3次空中辅助起动。以上空中熄火及空中辅助起动信息需上报飞机，并且FADEC作熄火和空中辅助起动信息记录。
在本实施例中，发动机2应具有的起动与点火功能包括地面正常起动、冷运转、假开车/油封/启封、地面手动点火、启动、空中辅助起动火以及起动故障发生时的诊断和处理。
以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种燃油控制系统，应用于飞行器中，其特征在于，包括：
燃油供油管路，所述燃油供油管路包括：开环管路和闭环管路，所述开环管路由燃油箱、燃调泵、梭阀和停车电磁阀顺次组成，所述闭环管路由所述燃油箱、离心泵、齿轮泵、伺服阀、支路电磁阀、所述梭阀和所述停车电磁阀顺次组成；
发动机，与所述停车电磁阀连接，通过所述开环管路或所述闭环管路向所述发动机供油；
全权限数字控制单元，分别与所述燃调泵、所述伺服阀、所述停车电磁阀和所述发动机连接，用于通过控制所述燃调泵的工作状态、所述伺服阀的关断和所述停车电磁阀关断，选择所述开环管路或闭环管路为所述发动机供油。
2.根据权利要求1所述的燃油控制系统，其特征在于，还包括：
起动单元，分别与所述全权限数字控制单元和所述发动机连接，用于根据所述全权限数字控制单元的控制信号启动所述发动机，或根据所述全权限数字控制单元的控制信息向所述发动机供电。
3.根据权利要求1所述的燃油控制系统，其特征在于，所述燃油供油管路还包括：应急管路；
所述应急管路由所述燃油箱、溢流阀、节流阀、应急电磁阀、所述梭阀和所述停车电磁阀顺次组成；
所述全权限数字控制单元与所述应急电磁阀连接，用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
4.根据权利要求3所述的燃油控制系统，其特征在于，还包括：
备份控制器，分别与所述燃调泵、所述应急电磁阀和所述全权限数字控制单元连接，用于当所述全权限数字控制单元工作状态异常时，通过控制所述燃调泵的工作状态，选择所述开环管路为所述发动机供油，还用于当所述燃油控制系统完全失电时，控制所述应急电磁阀断开，以对所述燃油控制系统进行机械保护。
5.根据权利要求1所述的燃油控制系统，其特征在于，还包括：
减速机构，分别与所述齿轮泵和所述发动机连接，用于通过控制离心泵的转速控制所述发动机减速。
6.一种燃油控制系统的控制方法，应用于权利要求1-5中任意一项权利要求所述的燃油控制系统，其特征在于，包括：
获取当前所述飞行器的工作状态，所述工作状态包括地面状态和飞行状态；
当所述飞行器处于地面状态时，接收控制命令，根据所述控制命令控制所述燃油控制系统执行相应的操作；其中，所述控制命令包括：起动命令、冷运转命令和假开车/油封/启封命令；
当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机的工作状态，若所述发动机空中熄火，控制执行点火操作。
7.根据权利要求6所述的燃油控制系统的控制方法，其特征在于，当所述飞行器处于飞行状态时，检测发动机的工作状态，若所述发动机空中熄火，控制执行点火操作，包括：检测所述发动机核心转速的百分比和所述飞行器的螺旋桨状态，若所述发动机核心转速的百分比小于或等于第三阈值且飞行器的螺旋桨处于顺桨状态时，则所述发动机空中熄火，执行空中辅助启动模式。
CN202010533446.6A 2020-06-12 2020-06-12 燃油控制系统及控制方法 Active CN111734537B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010533446.6A CN111734537B (zh) 2020-06-12 2020-06-12 燃油控制系统及控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010533446.6A CN111734537B (zh) 2020-06-12 2020-06-12 燃油控制系统及控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111734537A CN111734537A (zh) 2020-10-02
CN111734537B true CN111734537B (zh) 2021-04-06

Family

ID=72648935

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010533446.6A Active CN111734537B (zh) 2020-06-12 2020-06-12 燃油控制系统及控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111734537B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112278297A (zh) * 2020-11-09 2021-01-29 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机应急熄火控制系统
CN112379588B (zh) * 2020-11-27 2021-10-22 上海尚实能源科技有限公司 一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统
CN112627992B (zh) * 2020-12-17 2023-03-14 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种发动机控制系统
CN114508431B (zh) * 2022-03-11 2022-12-27 中电科（宁波）海洋电子研究院有限公司 船舶主机遥控系统的控制方法
CN116291913B (zh) * 2023-02-15 2025-08-29 广西玉柴机器股份有限公司 一种航空发动机空中二次启动的控制方法及装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1262287A (en) * 1968-05-06 1972-02-02 Dowty Fuel Syst Ltd Liquid fuel supply system for a gas turbine engine
US4602479A (en) * 1985-06-12 1986-07-29 United Technologies Corporation Fuel control
US9920696B2 (en) * 2011-08-09 2018-03-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Method for operating a gas turbine and gas turbine unit useful for carrying out the method
CN107255050B (zh) * 2017-08-05 2019-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种微小型航空发动机燃油控制系统与起动控制方法
CN108397293B (zh) * 2018-01-23 2019-11-26 中国科学院工程热物理研究所 一种弹用涡喷发动机快速起动控制装置及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111734537A (zh) 2020-10-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111734537B (zh) 燃油控制系统及控制方法
US4062185A (en) Method and apparatus for windmill starts in gas turbine engines
US6353790B1 (en) Gas turbine aeroengine control system
EP0474585B1 (en) A dual pump improved fuel delivery system
EP1794054B1 (en) Automatic control systems for aircraft auxilliary power units, and associated methods
EP2884075B1 (en) Aircraft engine system comprising a main engine, a starter and an auxiliary power unit
US9556800B2 (en) Control apparatus for aeroplane gas turbine engine
US7895819B2 (en) Assistance and emergency backup for the electrical drive of a fuel pump in a turbine engine
US8904804B2 (en) Overspeed protection apparatus for gas turbine engine
US5735116A (en) System for restarting an aircraft engine in flight after loss of engine power
US6422023B1 (en) Turbine engine control with electronic and pneumatic governors
CN112292517B (zh) 具有热量回收的非对称推进系统
CN106574515B (zh) 气动装置，多发动机直升机的推进系统的架构，及直升机
JPS5849698B2 (ja) ガスタ−ビン制御システム
EP3892544B1 (en) System and method to prevent unintended aircraft engine shutdown
JP2003020913A (ja) 一軸コンバインドプラント
CN107269398A (zh) 飞机降负载起动自主交联控制方法
CA2384057C (en) Start circuit for electric starting of engines
CN111645866B (zh) 一种辅助动力装置进气门控制系统及方法
US4314445A (en) Turbine engine thrust booster
US2768496A (en) Fuel-transfer gas-turbine control
US3757756A (en) Automatic engine starting system
CA1139113A (en) Turbine engine thrust booster
US12116141B2 (en) Aircraft emergency power unit with battery powered subsystem
CA1096185A (en) Method and apparatus for windmill starts

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CP01 Change in the name or title of a patent holder
CP01 Change in the name or title of a patent holder

Address after: 201611 3 3 Ting Ting Road, Che Dun Town, Songjiang District, Shanghai

Patentee after: Shanghai Shangshi aeroengine Co.,Ltd.

Address before: 201611 3 3 Ting Ting Road, Che Dun Town, Songjiang District, Shanghai

Patentee before: SHANGHAI SHANGSHI ENERGY TECHNOLOGY CO.,LTD.