一型航空发动机燃油调节系统浅析
航空发动机燃油与控制系统的分析及发展前景
Electromechanical maintenance机电与维修0 引言由于航空发动机所处的运行环境非常恶劣，航空发动机的整体构造非常复杂，在出现设备故障之后，如果不能够在第一时间进行故障排除很容易影响航空发动机的运行效率，导致航空发动机运行陷于停止，这会引起严重的安全事故。
在这样的情况下，必须提高对航空发动机故障检修的准确率，保证燃油和控制系统得到稳定运行。
传统的发动机故障诊断中具有明显的主观因素，诊断方法效率比较低，存在明显的误差。
通过对航空发动机运行过程中发动机的环境进行检测，并且判断传感器的位置设置，才能够确保航空发动机故障检测的准确性。
1 机械故障燃油与控制系统的应用设计1.1 燃油与控制系统的介绍随着科学技术的快速发展，测量技术的应用范围也越来越广泛，包括自动控制技术、质量控制技术、生物医学工程技术等，但是传统的接触式测量技术效率比较慢，必须要进行补偿测量，存在明显的局限性，无法适应现代化产业的发展。
随着非接触式测量技术的兴起，通过运用光学原理能够保证非接触测量技术的效率更高，而且不会对产品造成破坏、工作距离比较大，能够对物体进行动态或者静态的测量，所以非接触式测量技术可以在产品质量检测以及工艺控制中广泛的应用能够极大的节约生产的成本，保证产品的质量水平得到有效提高[1]。
燃油与控制系统具有自动化、易于操作、检测精度高的优点，能够取代传统的检测技术，可以缩短操作的流程，减少操作时间，而且也能够实现智能化的操作。
燃油与控制系统还能够充分对声音、声调、音色和音频等相关的听觉性来完善故障诊断模型的评判标准，通过对声信号的传感器异常捕捉，判断航空发动机整体的故障类型。
非接触式故障检测主要的应用原理是在发动机发生故障的过程中，故障源会产生大量的异常响动，而且声波发射主要以宽频带脉冲的形式为主，由于声波在介质中的传播和发生传感器响动的特点，导致所获得的信号存在明显的不同，通过这样的方式对声信号进行有效的控制，能够有效的判断具体发生故障的位置，所以能够快速的帮助工人对故障进行定位与分析[2]。
某型航空发动机燃油调节器供油异常故障分析
某型航空发动机燃油调节器供油异常故障分析作者：张乐群李琼来源：《中国科技纵横》2015年第15期【摘要】本文针对某型航空发动机外场起飞时出现的供油量下降故障，开展了分析工作，初步判定燃油调节器存在异常，并通过地面试车检查、分解检查、故障点复位检查以及机理分析，验证了故障分析的结论，并最终确定了故障原因。
本文所做的工作具有一定的代表性，为同类故障的排查提供了参考。
【关键词】燃油调节器故障分流活门衬套燃油调节器根据发动机的不同状态和设计要求，控制发动机的供油量以及其它部、附件的工作，是航空发动机的心脏。
燃油调节器故障将导致发动机无法正常工作，影响飞行安全。
排除燃油调节器的隐患，提高可靠性，是确保飞行安全的有力保障。
1 故障描述某用户某型飞机在油门推至起飞状态105°，准备起飞时，某台发动机起飞供油量由1170kg/h突然下降到980kg/h，稍停顿后又下降到720 kg/h，扭矩压力随之下降，飞机随即停止起飞。
2 故障分析发动机的供油量是由燃油调节器控制的，供油量下降导致扭矩压力下降。
分析认为故障由燃油调节器工作异常所致。
3 故障检查3.1地面试车检查地面试车检查发现，发动机油门角度在52°以上时，燃油供油量不随油门角度的增大而增加，保持在720 kg/h左右，故障复现。
3.2发动机台架试车检查将该台故障燃调装于它发上，在发动机台架上试车。
起动发动机至慢车转速81%，温车后，在缓慢推油门以及快速推油门至105°过程中发现，油门约50°以上时，供油量不再上升，保持在730kg/h，故障复现；同时发现，当发动机进入平衡转速96%时，5级放气活门仍未关闭（应在88～89%转速关闭）。
3.3燃调试验器上性能检查将故障燃调装在试验器上进行相关性能测试。
当油门在105°，燃调转速为5300rpm（对应发动机转速96.4%）时，供油量为730kg/h，控制5级放气活门打开的油压仍未下降（即5级放气活门未关闭），燃调滑油控制油压（Pn）和工作油压（PM）正常。
航空发动机燃油与控制系统的研究与展望
二、航空发动机控制系统的工作 原理
二、航空发动机控制系统的工作原理
航空发动机控制系统的工作原理主要基于一系列的控制规律和控制策略。这 些控制规律和控制策略的作用是确保发动机在各种工况下都能保持最佳的运行状 态。例如，控制器可以通过调节油门大小来控制发动机的转速，同时根据传感器 反馈的信息调整喷油量，以保持发动机的动力输出和燃油消耗之间的平衡。
二、航空发动机燃油与控制系统 的重要性和应用背景
二、航空发动机燃油与控制系统的重要性和应用背景
随着全球航空运输业的快速发展，飞机和航空发动机的性能和质量要求不断 提高。作为飞机和航空发动机的关键组成部分，航空发动机燃油与控制系统的重 要性日益凸显。在实际应用中，燃油与控制系统的性能和质量直接影响到飞机的 安全、可靠和高效运行。因此，对航空发动机燃油与控制系统进行深入研究，提 高其性能和质量，对于推动航空事业的发展具有重要意义。
三、当前研究现状和存在的问题
其次，随着航空发动机性能的不断提高，对于燃油与控制系统的动态特性和 鲁棒性要求更加严格。因此，如何提高燃油与控制系统的动态性能和鲁棒性，以 适应各种复杂多变的飞行条件和发动机状态，是当前研究的难点之一。
三、当前研究现状和存在的问题
最后，在燃油与控制系统的节能减排方面，尽管已经采取了一些措施，如采 用先进的燃油喷射技术、优化控制系统等，但仍存在较大的提升空间。如何进一 步降低油耗、减少排放，提高飞行效率，是当前研究的热点之一。
五、结论
五、结论
本次演示对航空发动机燃油与控制系统的重要性和应用背景进行了简要介绍， 分析了当前研究现状和存在的问题，并对未来研究趋势和方向进行了预测和分析。 随着科学技术的不断进步和航空运输业的持续发展，航空发动机燃油与控制系统 研究将面临新的机遇和挑战。
探析航空发动机燃油调节及其传感器故障诊断与半物理仿真
探析航空发动机燃油调节及其传感器故障诊断与半物理仿真本文从网络收集而来，上传到平台为了帮到更多的人，如果您需要使用本文档，请点击下载按钮下载本文档（有偿下载），另外祝您生活愉快，工作顺利，万事如意！1 引言为了保证航空发动机的安全工作，发动机控制系统必须具备极高的可靠性。
而作为发动机控制系统的执行元件，航空发动机燃油调节执行机构及其传感器常常工作在高温、高压、强振动的恶劣的环境下，是故障多发的元件之一。
实时诊断执行机构故障是提高航空发动机控制系统可靠性的基础，当执行机构出现故障或发生意外失效状况时，发动机控制系统若能够通过故障诊断及容错控制技术保证发动机的安全运行，对于提高发动机的可靠性具有重要意义。
因此，有必要针对执行机构及其传感器的故障诊断技术进行研究。
目前，国外专门针对发动机执行机构故障诊断的研究披露较少，文献通过构建估计器提取系统故障特征，实现对执行机构回路的在线监控和离线诊断，但这种方法不能实现在线诊断。
国内在执行机构故障诊断的工程应用方面，一般利用执行机构数学模型计算值与LVDT 传感器反馈值作差，将差值与阈值比较以实现故障诊断，这种方法虽然能够判断出执行机构的一般故障，但其针对的是执行机构输出位置出现故障的情况，如果是LVDT 传感器出现故障，该方法将不能区分。
当执行机构发生故障时，LVDT 传感器的测量值将随之变化;当LVDT 传感器发生故障时，执行机构的输出也会在小闭环的作用下发生变化。
因此，把执行机构故障和LVDT 传感器故障分开考虑，进行检测与隔离，对于保证发动机控制系统的安全运行有着重要的意义。
文献提出了基于UIO(Unknown Input Observ⁃er)的执行机构故障诊断方法，其在动态系统干扰模型的框架下，通过正交子空间投影来弱化干扰因素对监测信号残差的影响，利用所构造的一组发动机输出理论值同实际测量值之间的残差特性，来完成执行机构的故障监测。
文献利用关系矩阵法把不同执行机构对系统的影响进行分离，并将执行机构指令输入与执行机构实际输出间的差异通过发动机输出和执行机构指令输入的组合呈现出来，将该差异与阈值比较，从而诊断出执行机构实际输出不等于执行机构指令输入的故障。
航空发动机燃油系统的原理和功能
航空发动机燃油系统的原理和功能下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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燃油调节系统各工作状态的调整及使用和维护
燃油调节系统各工作状态的调整及使用和维护作者：杨鑫来源：《科技资讯》 2015年第9期杨鑫(中国民航飞行学院洛阳分院河南洛阳 471001)摘要:该文介绍了WJ5A-1型发动机燃油调节系统各工作状态的调整及使用和维护,介绍了飞机在不同飞行条件下,为满足发动机的动力需求,系统自动调节供给发动机的燃油量的工作情况。
关键词:发动机燃油调节系统工作状态系统维护中图分类号:TU831 文献标识码:A 文章编号:1672-3791(2015)03(c)-0116-011 燃油系统起动过程的调整涡桨5A-1发动机的燃油调节系统能保证发动机在各种工作状态下的正常供油要求,发动机起动时,油门操纵杆放在0度位置,接通停车电磁活门CT-17,按下起动电门后,起动发电机QF-18B开始工作,经传动机匣带动发动机旋转。
9s后,起动喷嘴开始向发动机供油并点火。
15s后,由于发电机外加电压的提高,带动发动机转子明显加速。
20秒钟时,发动机转速已达到17%左右,停车电磁活门CT-17自动切断,油针74打开向工作喷嘴供油,涡轮发出功率与起动发电机共同带动发动机转子加速旋转。
在这一阶段,转速大约在30%左右,若转速上升不合标准应调整16号螺钉,顺时针旋转则喷嘴前压力和供油量均减小,反之则增加。
螺钉每旋转一圈改变供油量60kg/hr,16号螺钉允许调整±0.5圈。
当发动机转速超过30%以后,则通过调整17号螺钉和改变T气嘴孔径来改变供油量,顺调17号螺钉和减小T气嘴的孔径则供油量增加,反之减小。
17号螺钉允许调整±2圈,而T气嘴则有14种规格可供选择。
发动机在起动过程中,主要是根据转速和涡轮后燃气温度T*4上升的速度和数值进行分段调整。
当转速和T*4上升速度缓慢,发动机显得没“劲”时,需要增加供油量;而当T*4上升迅速,转速却增加缓慢,甚至出现转速悬挂现象时,则必须减小供油量。
2 慢车状态的调整慢车状态是指发动机在正常情况下的最小自稳定工作转速状态。
航空发动机燃油与控制系统的分析及发展前景
航空发动机燃油与控制系统的分析及发展前景作者：李娜来源：《今日自动化》2019年第03期摘要：随着我国航空行业的快速发展，航空发动机的应用数量在不断增多。
由于航空发动机在长时间使用的过程中，对航空发动机养护不够重视，很容易造成航空发动机产生故障。
发动机作为重要的组成部分，也是航空发动机稳定运行的重要动力来源，必须要加强对航空发动机故障进行深入的检查，由于航空发动机结构复杂，而且涉及到的零部件也非常多，在长时间的运行过程中很容易产生故障隐患。
在对航空发动机故障检查时如果只通过人的主观经验进行分析，很容易导致航空发动机故障，诊断效果不理想，必须要加强对航空发动机故障检查，加强燃油与控制系统的研究。
关键词：航空发动机;燃油与控制系统;发展前景中图分类号：TM764文献标识码：A文章编号：2095-6487（2019）03-0104-020引言由于航空发动机所处的运行环境非常恶劣，航空发动机的整体构造非常复杂，在出现设备故障之后，如果不能够在第一时间进行故障排除很容易影响航空发动机的运行效率，导致航空發动机运行陷于停止，这会引起严重的安全事故。
在这样的情况下，必须提高对航空发动机故障检修的准确率，保证燃油和控制系统得到稳定运行。
传统的发动机故障诊断中具有明显的主观因素，诊断方法效率比较低，存在明显的误差。
通过对航空发动机运行过程中发动机的环境进行检测，并且判断传感器的位置设置，才能够确保航空发动机故障检测的准确性。
1机械故障燃油与控制系统的应用设计1.1燃油与控制系统的介绍随着科学技术的快速发展，测量技术的应用范围也越来越广泛，包括自动控制技术、质量控制技术、生物医学工程技术等，但是传统的接触式测量技术效率比较慢，必须要进行补偿测量，存在明显的局限性，无法适应现代化产业的发展。
随着非接触式测量技术的兴起，通过运用光学原理能够保证非接触测量技术的效率更高，而且不会对产品造成破坏、工作距离比较大，能够对物体进行动态或者静态的测量，所以非接触式测量技术可以在产品质量检测以及工艺控制中广泛的应用能够极大的节约生产的成本，保证产品的质量水平得到有效提高川。
某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析
某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析第22卷第1O期2007年1O月航空动力JournalofAerospacePowerV ol_22No.10Oct.2007文章编号:1000—8055(2007)10—1760—05某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析苏三买(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘要:某小型涡扇发动机开展增大推力,提高使用高度的适应性改型工作.针对以往对原发动机燃油调节器部分所作的分析较少,使得改型工作缺乏必要的理论支持问题.主要分析了发动机燃油调节器的工作原理,建立系统稳态和加减速控制数学模型,并在此基础上对其高空适应性进行分析,最后提出相应的改进分析方法和具体措施.关键词:航空,航天推进系统;涡扇发动机;燃油调节器;数学模型;高空适应性分析; 中图分类号:V233.7文献标识码:A Analysisofmodificationandhigh—altitudeadaptability forfuelflowregulatorofaturbofanengineSUSan—mai(SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710072,China) Abstract:Inordertoincreasethethrustandflightadaptabilityofasmallturbofanen—gine,thefuelflowregulatormodificationoforiginalenginewasrequiredtoprovidetheoreti —calsupportformodification.Theoperatingprincipleoffuelflowregulatorwasmainlyana一1yzedtoestablishastaticandacce1eration/dece1erationcontro1mathematica1mode1.andt henanalyzethehigh—altitudeadaptability.Finally,somemodificationmethodsandmeasures wererecommended.Keywords:aerospacepropulsionsystem;turbofanengine;fuelflowregulator;math—maticmodel;highaltitudeadaptabilityanalysis我国研制成功并定型的某小型涡扇发动机,其燃油调节为带备份的机械液压控制系统.根据装备需要,目前以此发动机为基础开展增大推力,提高使用高度的改型工作.由于改型发动机推力,耗油率,最大使用高度均与原发动机不同,因此发动机的燃油调节系统(以下简称燃调)需作相应的适应性改进.对发动机燃调系统进行适应性改进,需要对原系统进行分析,搞清楚其内部结构与工作原理,建立调节器在各种工况下的数学模型,分析影响系统性能的关键技术参数,通过仿真提出改进参数及其量值.由于我国在研制该发动机时,主要参考国外某发动机为原准机,对燃调部分所做的理论分析较少,目前所见的文献也不多,使得改型工作缺乏必要的理论支持.针对上述背景,本文主要分析该发动机燃油调节器的工作原理,建立系统数学模型,同时对其在高空工作的适应性进行初步分析,并提出改进建议,以期为改型工作提供一定的技术支持.收稿日期:2006—09—21;修订日期:2007—01—04基金项目:西北工业大学"英才培养计划"基金资助作者简介:苏三买(1968一),男,陕西府谷人,副教授,博士,主要从事航空推进系统控制与性能仿真研究第1O期苏三买等:某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析1燃油调节器工作原理发动机燃调系统主要包括供油部分和燃油调节器,其中燃油调节器根据油门杆指令实现不同工作状态下发动机控制,是燃调系统的核心.某型发动机燃油调节器主要有稳态转速控制,加减速控制,高空供油修正,应急控制,限制保护等功能.下面主要对稳态和加减速控制工作原理进行分析.1.1稳态转速控制转速为闭环控制,整个系统的结构图如图1.图1恒转速控制系统结构简图Fig.1Constantspeedcontrolstructuresketch油门杆的一个位置(油门杆角度a)对应一个要调节到的稳定转速.当发动机稳定工作时,计量油针处于保证该工作状态所需燃油流量的位置,油门杆通过转速凸轮,调节杠杆,温度补偿器及弹簧,以弹簧预紧力的形式作用在转速摆杆上;同时在供油量Q下的高压转子转速通过离心飞重也有一个力作用在转速摆杆上,两个力相等,转速摆活门位置不变,供油量不变,发动机维持在某一恒定转速.当外界条件变化,使发动机转速波动时,离心飞重位置变化,破坏了两个力的平衡状态.转速摆杆在不平衡力的作用下,通过转速摆活门,随动活塞,主计量油针修正供油量Q,使两个力达到新的平衡,完成发动机稳态转速控制.转速控制原理如图2.巫垂薹垂压温骂篓器图2转速控制原理图Fig.2Speedcontrolprinciplediagram1.2加减速控制加减速控制系统结构简图如图3.加速时用计量油针移动的速度保证增加燃油流量,用与蓄压器和放气活门左腔薄膜组件共同组成的充满燃油的封闭活塞腔来约束计量油针.该腔通过层板节流器与回油腔相通.图3加减速控制系统结构简图Fig.3Acce1erate/dece1eratecontrolstructuresketch 当发动机加速时,通过手推油门杆带动杠杆组件,将油门杆的旋转位移转化成计量油针轴向位移.油门杆角度a增大,计量油针左移,燃油从层板节流器1中挤出,回油腔内压力增大,通向发动机的燃油增多,实现加速.在油针左移到某一位置时,层板节流器2接通,从而提高油针的移动速度,发动机加速更快.油针移动到最大流量止动钉的时间(即发动机的加速时间)由燃油流过层板节流器的速度决定.同时,为保持调节系统的稳定性,蓄压器和放气活门左腔薄膜组件共同工作,限制流量增长速度,即消除压力急增和剧烈的摆动.当快速减小油门杆角度时,由单向减速节流器的阻力决定延迟计量油针的移动速度.由上述系统决定的加减速供油规律_1]如图4.图4发动机加减速供油规律Fig.4Acce1erate/dece1erateQT(￡)curve航空动力第22卷加速时,油门杆角度a快速由小到大,层板节流器1和2决定了计量油针移动速度.在图4(a) 加速供油特性中,折点由油针位置控制挡板活门决定,折点前由层板节流器1起作用,折点后由层板节流器1和2共同起作用.减速时,油门杆角度a由大到小,减速活门开始工作,减速速率由减速活门阻尼孑L决定.1.3高空供油修正由膜盒感受高空大气压力Pn来控制燃油泵回油活门开度,从而改变燃油泵供给调节器主计量油针的流量,最终改变供给发动机的燃油流量Qr. 高空节流特性和高空斜率通过比例调节器薄膜作用到比例调节杠杆上实现高空特性调节.发动机高空修正特性如图5.Fig.5Altitudefuelcorrectperformance2燃油调节器数学模型2.1发动机稳态控制数学模型发动机稳态控制为恒转速闭环控制,系统的结构图如图1,控制原理如图2.以图1中离心飞重转速测量元件为例,进行元件建模方法分析[2.].由动力学原理,离心飞重导杆力平衡方程为F一+Bdy+Fs式中:F:离心飞重的轴向换算力(N);m:导杆和离心块在导杆轴向质量之和(kg);B:粘性阻尼系数;:导杆轴向位移(m);F:调准弹簧力(N).根据离心飞重离心力,转速,弹簧压缩量和导杆位移之间的相互关系,将F,F分别表示为转速和导杆位移的函数,并代入上式,经过数学推导和拉普拉斯变换,最终可得到导杆位移与转速之间的传递函数如下:y(一K(s)T{S+T2S+1其中丁,丁z,K可表示为参数F,m,B和的代数关系式.采用类似上述方法,根据机械动力学和流体力学原理,对组成系统的各组件建模,并按图2连接关系把各组件模型连接起来,最终获得发动机稳态控制数学模型(系统方框图)如图6.图6发动机稳态控制方框图Fig.6Steadycontrolmodel2.2发动机加减速控制数学模型通过对燃油调节器分析,发动机加减速控制工作原理如图7.图7发动机加减速控制原理图Fig.7Accelerate/deceleratecontroldiagram第1O期苏三买等:某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析根据各组成部件工作原理,采用类似离心飞重转速测量元件建模方法,建立各组件模型.根据图7连接关系计算得发动机加减速控制模型(系统方框图)如图8.图8发动机加减速控制方框图Fig.8Accelerate/deceleratecontrolmodel3燃油调节器高空适应性分析前面分析了发动机燃油调节器的原理,根据发动机设计说明,燃调系统在原设计使用高度下, 能够实现对发动机良好控制.当发动机的使用高度提高时,原燃油调节系统将不能满足工作要求. 下面分析燃调系统在高空工作时存在的问题. 3.1燃油调节器可调节的最小燃油流量分析在相同的飞行马赫数下,随着飞行高度增加,发动机在单位时间内所需的燃油量减少.根据改型发动机的设计参数,由数值仿真计算,当在高度17000m,马赫数0.6飞行时,发动机最小巡航状态到最大状态耗油量为98.4～165kg/h.由原发动机燃调系统设计技术参数可知,该燃油调节器各状态可调节的最小燃油流量180+~.kg/h,即最小可控制的燃油流量为170kg/h,显然原调节器可调节的最小燃油流量范围,不能满足改型发动机高空工作要求.3.2高空油量修正工作范围分析随着飞行高度增加,发动机进口处的大气压力下降.根据气体动力学原理,大气压力随高度变化情况为H≤11000m时一.(一)H>ll000m时P一Pne其中P.为地面标准大气压,P为ll000m高空的大气压,R为气体常数.由上式计算可知,高度在17000m时,大气压力为8749.1Pa,约相当于地面标准大气的8.63,12000m处大气的45.3,远远超出原燃油调节器的高空油量修正范围.4燃油调节器改进措施改型发动机与原发动机结构基本相同,调节规律基本一致,因此在改型时燃油调节器的整体结构不变,只需进行局部改进.为适应改型发动机在整个飞行包线范围工作,改进工作应满足以下要求:(1)改进后稳态与加减速控制规律不变,但要保证满足各工况下系统控制指标;(2)改进高空工作范围,保证供油量满足要求.4.1燃油调节器控制器结构参数改进前面分析了原发动机燃油调节器的工作原理,并建立了稳态和加减速控制的数学模型.原燃油调节器和改型发动机调节器稳态与加减速控制数学模型结构一样,所不同的是改型前后由于内部部件几何参数改变引起模型参数变化.在实际改进工作中,根据原燃油调节器和拟改进的各部件参数来确定上述模型的具体参数, 并在Matlab的Simulink环境下仿真,可获得不同改型方案下的调节器动态性能指标.经过多轮参数选择与仿真优化,最终可确定出部件改进的具体数值.4.2燃油调节器高空适应性改进为满足改型发动机高空工作和整个包线范围航空动力第22卷供油要求,经对原燃油调节器结构研究分析,建议对调节器以下部分进行改进:(1)修改最小流量活门,将定流量改为变流量;(2)改进计量活门的工作行程及窗口型面;(3)改进高空修正机构中的高空校准弹簧;(4)改进高空膜盒.5结束语根据某型涡扇发动机改型的需求,本文对发动机燃油调节器稳态转速控制和加减速控制的结构,工作原理进行分析,在此基础上通过对其组成部件建模,最终获得发动机稳态转速控制和加减速控制的数学模型.另外从发动机设计供油量和改型后要求的供油量以及使用高度两个方面,分析了燃油调节器存在的问题,并提出了相应的改进建议.由于具体的改进设计涉及大量工程图纸和参数计算,且目前这些参数属于保密内容,因此本文仅给出调节器数学模型的结构和具体改进工作中部件参数选择与分析方法,采用该方法和相应的改进建议将为具体的改型工作提供一定的理论支持.参考文献:[1]杨卫军.RT28燃油调节器结构原理及调整试验分析Ec] ∥中国航空学会第九届航空动力自动控制会议论文,西安:1998.[2]吴琪华,贺惠珠.航空发动机调节[M].北京:国防工业出版社,1986.[3]罗扬信,张家桢.航空发动机自动控制手册[M].北京:国防工,出版社,1984.。
航空发动机燃油与控制系统的研究与展望
图 3 目前和未来的发动机控制系统的联结
未来的发动机不仅有燃油控制、可变几何控制 功能, 还要有防喘控制、推力矢量喷管控制等功能。 同时发动机控 制系统要与发动机状态 监视系统综 合, 还要与飞控系统、火控系统综合。FADEC 系统 可以使发动机 在全包线范围内实现不 同的控制模 式、实施复杂的控制计划, 探索自适应控制、性能寻 优控制等各种先进的控制规律和算法, 同时也将大 大加快发动机综合控制系统的发展[ 6~ 13] 。
目前多数发动机喷管控制系统采用燃油作为工作介质喷管油源泵多选用高压柱塞泵31发动机的喷管油源泵最大出口压力为22mpa最大流量为3600l并且已研制出在泵质量5kg不变情况下流量提高到4800l首翻期由300h提高到1000h的喷管油源喷管控制系统的研究随着飞机和发动机性能的不断提高使得对发动机尾喷管的控制日趋复杂已由控制简单的收敛喷管发展到控制收扩喷管的喉道面积和扩散段面积只控制喷管面积发展到既控制喷管面积又控制喷管的转向俯仰喷管的上下摆动和轴对称喷管的360b的转向控制2003年第29机控制系统的高度综合来实现此时发动机喷管控个自由度的控制
4 喷管控制系统日趋复杂
411 喷管油源泵的研究 发动机尾喷管控制通常选用液压油、滑油或燃
油作为工作介质。由于液压油和滑油的黏度大、润 滑性能好, 因此容易泵压到较高的压力水平, 以驱动 高气动负荷的尾喷管。液压油源通常借用飞机液压 系统的液压油, 这种方案的好处是发动机无需设立 独立的油源系统, 缺点是由于发动机与飞机共用液 压油源, 会对飞机操纵系统的动态特性产生不利影 响和污染飞机的液压系统。英国斯贝发动机尾喷管 采用独立的滑油系统, 能够较好地完成喷管的控制 任务。但是由于增加了油源系统( 油箱、油泵、油滤 等) , 使系统和结构更加复杂。目前多数发动机喷管 控制系统采用燃油作为工作介质, 喷管油源泵多选 用高压柱塞泵, 如 - 31发动机的喷管油源泵 最大出口压力为 22M Pa, 最大流量为 3600L / h, 并且 已研制出在泵质量( 8. 5kg ) 不变情况下, 流量提高到 4800L / h, 首翻期由 300h 提高到 1000h 的喷管油源 泵。 4. 2 喷管控制系统的研究
航空发动机燃油与控制系统的研究与展望
航空发动机燃油与控制系统的研究与展望摘要：随着我国航空航天的不断进步,航空发动机技术的发展也不断的提高,燃油和控制系统由原来的简单系统发展到现在的复杂技术, 由原来的液压机械操作发展到现在由全权限数字电子控制(FADEC)进行操作。
原有的军用航空发动机中燃油和控制系统的特点是多变几何控制能力,而现在的FADEC技术将发动机的故障诊断和监视系统归入到发动机的控制系统中。
在航空航天发展速度较快的今天,防喘控制也受到航天专家的重视。
因此,本文将对航空发动机燃油和控制系统的发展进行阐释,为我国的航空航天发展提供理论依据。
关键词：航空发动机燃油与控制系统的研究与展望前言：在航空发动机研制过程中,要经过大量整机试验和科研试飞才能最终确定燃油与控制系统的性能、可靠性和操纵性。
在整机试验和科研试飞中,台面仪表仅显示了发动机状态和告警参数,几乎没有监控显示燃油与控制系统的相关参数。
如果不对燃油与控制系统进行测试改装,在整机试验和科研试飞中则无法预估燃油与控制系统的安全可靠性,也不利于燃油与控制系统的故障排查。
为了降低整机试验和科研试飞的风险,必须加强燃油与控制系统的全面监控,保障试验安全可靠的进行。
一、燃油与控制系统组成燃油与控制系统主要由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、电子控制器、燃滑油散热器、超转放油阀、各类传感器及电缆等附件组成。
航空发动机燃油能在较宽的温度范围内正常供油。
一般要求的外界气温范围为-60 一60℃。
当气温过低时，可能导致燃油滤网上处于悬浮状的水分结冰，而沉积在燃油滤网上将其堵塞，使进入发动机的燃油减少，致使发动机停车现象；当气温过高时，燃油在高温之下也会分解成焦炭，堵塞油路，影响燃油系统正常供油。
要求在设计上减少燃油管道外露，采取余度设计，以保证在某些附件损坏后仍能保持燃油系统正常输油；采取吸油式燃油输油泵以及坠毁自封措施，防止坠毁时燃油外泄起火。
要求燃油系统在发动机处于各种状态都能通过喷嘴或甩油盘在燃烧室中使燃油均匀雾化。
飞行器燃油系统动力学特性分析与优化
飞行器燃油系统动力学特性分析与优化燃油系统是飞行器中至关重要的组成部分，直接影响着飞行器的性能和效能。
为了确保燃油系统的良好运行，有必要对其动力学特性进行分析和优化。
本文将对飞行器燃油系统的动力学特性进行探讨，并提出了相应的优化方法。
一、燃油系统动力学特性分析1. 燃油系统的工作原理飞行器燃油系统主要由燃油箱、燃油管道、泵、过滤器、喷嘴等组成。
其工作原理是通过燃油泵将燃油从燃油箱中抽吸出来，然后经过过滤器进行净化，最后由喷嘴喷出燃烧。
整个过程需要通过控制燃油进出口的开关和调节泵的工作状态来实现。
2. 燃油系统的动力学特性飞行器燃油系统的动力学特性主要包括系统响应速度、稳定性和阻尼比等。
系统响应速度是指燃油系统对输入信号的响应速度，主要受到燃油泵和喷嘴的工作状态影响。
稳定性是指燃油系统在长时间运行过程中维持稳定的能力，而阻尼比则是指燃油系统在受到外界扰动后的衰减速度。
二、燃油系统动力学特性优化1. 燃油泵的优化燃油泵是燃油系统中的核心部件，其工作状态对燃油系统的动力学特性影响较大。
为了提高系统响应速度和稳定性，可以采用新型的高效燃油泵，使其具有更高的泵速和更稳定的泵压。
此外，还可以通过加装减震装置等来改善燃油泵的阻尼比，降低外界扰动对系统的影响。
2. 燃油管道的优化燃油管道在传输燃油过程中存在一定的压力损失和能量损耗，对系统的响应速度和稳定性造成一定的影响。
为了减小燃油管道的压力损失，可以采用优质材料和优化的管道布局，减少摩擦阻力。
此外，还可以通过增加管道直径、减少弯头等方式来降低能量损耗，提高燃油系统的整体效率。
3. 控制系统的优化控制系统是燃油系统的智能化核心，对系统的动力学特性有着重要影响。
为了提高系统的响应速度和稳定性，可以采用先进的控制算法和传感器来实现精确的控制。
此外，还可以通过增加冗余设计和故障检测装置，提高燃油系统的可靠性和安全性。
三、结论本文对飞行器燃油系统的动力学特性进行了分析与优化。
飞机发动机工作系统—燃油和控制系统
液压机械式控制
两大部分：燃油计量部分和燃油计算部分 燃油计量部分：通过控制计量活门开度的
大小来改变供油量。 燃油计算部分：负责感受来自发动机的工
作参数（进气温度、转子转速）、飞行情 况（飞行高度、速度等）和油门杆的位置， 计算发动机的燃油需要量，调节计量活门 的开度，以防止发动机过热、失速、喘振 和熄火。
发动机燃油系统的主要部件 其他燃油部件
发动机燃油系统的主要部件 其他燃油部件
发动机燃油系统的主要部件 其他燃油部件
燃油控制系统
发动机控制的基本方面 稳态控制：在人工指令不变的情况下，对外界干扰引起的发动机状态变化，能消除干 扰的影响，保持既定的发动机稳定工作点不变的控功能。 过渡控制：在人工指令改变的情况下，控制发动机从原有工作状态，平稳、快速、准确 地过渡到所选定的新的工作状态。 安全限制：在各种工作状态和全部的飞行条件下，保证发动机主要参数不超出安全范围。
减额定起飞推力 把起飞推力额定比最大起飞推力低的级别，它是该发动机减额定后，起飞时所能产生的最大推 力。
减起飞推力 指起飞推力低于减额定起飞推力的推力。
液压机械式控制
燃油计量部分：通过控制计量活门开度的大小来改变供油量。
液压机械式控制-民用航空发动机常用燃油控制器的共同点：
1、同燃油控制器联用的燃油泵通常有齿轮泵、柱塞泵和叶片泵。 2、控制器一般分为计算部分和计量部分。 3、改变燃油流量一般通过改变计量活门的流通面积和计量活门前、后压差实现。 4、转速调节器通常实施闭环转速控制。 5、一般燃油控制器采用三维凸轮作为计算元件，由凸轮型面给出加速的供油计划。 6、最小压力和关断活门：发动机工作时，起增压活门作用；发动机停车时，活门关闭，切断供油。 7、风车旁路活门及油泵卸荷活门：发动机工作时，风车旁路活门关闭，油泵后燃油压力上升，打开 最小压力活门向燃油总管供油；在发动机停车时，活门打开，使油泵卸荷活门处于卸荷状态，给 处于风车状态下的发动机所驱动的油泵卸荷。 8、进入燃油控制器的高压油，先经燃滤过滤。粗油滤过滤后的燃油作为主燃油；另一部分再经细i油滤过滤后 作为伺服油。
航空发动机控制系统浅析
航空发动机控制系统浅析【摘要】航空发动机控制系统是一个多变量、时变、非线性、多功能的复杂系统，其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。
本文主要论述了航空发动机控制系统的发展历程、相关技术及其技术优缺点，并预测了国际发动机控制技术的未来发展。
【关键词】航空发动机控制系统;机械液压;FADEC;分布式;综合控制1.概述发动机的工作过程是极其复杂的气动热力过程，在其工作范围内随着发动机的工作条件和工作状态（如巡航、加速及减速等）的变化，它的气动热力过程将发生很大的变化，对于这样一个复杂而且多变的过程如果不加以控制，可以想象系统不但达不到设计的性能要求，而且根本无法正常工作。
所以，航空发动机控制系统的目的就是使其在允许的环境条件和工作状态下都能稳定、可靠地运行，充分发挥其性能效益。
2.发展历程随着航空发动机技术的不断进步和性能不断提高，其控制系统也由简单到复杂。
航空发动机控制系统发展阶段的分类方法有很多种，目前，按发动机控制技术的发展和应用阶段大致分为以下4种，作简要介绍：（1）机械液压控制;（2）数字电子式控制;（3）分布式控制;（4）综合控制。
2.1 机械液压控制系统机械液压控制系统：是使用基于开环控制或单输入单输出（SISO）闭环反馈控制等经典控制理论，采用由凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器即可成功地对发动机进行控制。
机械液压控制系统典型应用的机种：最典型的就是俄罗斯AN-*系列飞机。
这种简单的单输入单输出控制系统优点：（1）方法简单;（2）易于实现;（3）能保证发动机在一定使用范围内具有较好的性能。
因此这种控制方法目前仍然应用于许多发动机的控制中。
目前，国内运输机飞机上，发动机控制仍然用的是凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器。
随着发动机控制功能的增加，控制系统的复杂度也越来越大。
这种简单的液压机械控制系统的缺点就显现了出来：（1）仅适用于：飞行速度比较小、飞行高度比较低、发动机的推力不大的飞机。
航空发动机燃油喷射系统的研究与优化
航空发动机燃油喷射系统的研究与优化随着航空业的蓬勃发展，航空发动机的性能要求也日益提高。
燃油喷射系统作为航空发动机的核心组成部分，对发动机的性能起着关键作用。
因此，研究和优化航空发动机燃油喷射系统显得尤为重要。
本文将就航空发动机燃油喷射系统的研究与优化进行探讨。
一、燃油喷射系统的基本原理航空发动机燃油喷射系统的主要作用是将燃油以适当的速率和压力送入燃烧室，使燃料能够与空气混合并燃烧，从而产生动力。
燃油喷射系统由燃油泵、喷嘴、油箱等基本组件组成，其工作原理大致分为三个步骤：燃油供给、燃油喷射和混合燃烧。
在燃油供给阶段，燃油泵负责将储存在油箱中的燃油送入燃烧室。
这一过程需要保证燃油供应的连续性和稳定性，以确保发动机正常工作。
而在燃油喷射阶段，喷嘴将燃油以适当的速率和角度喷入燃烧室，使其与空气混合。
为了提高燃烧效率，喷嘴的结构设计需要考虑喷射角度、喷孔大小等因素。
最后，在混合燃烧阶段，燃料燃烧产生高温高压气体，驱动涡轮运转从而带动飞机飞行。
二、燃油喷射系统的研究进展近年来，航空发动机燃油喷射系统的研究取得了长足的进步。
一方面，由于传统喷嘴在喷雾效果和燃料蒸发方面存在不足，研究人员开发了多孔介质喷嘴和共轨喷射系统等新型喷射技术。
这些新技术能够更好地控制喷射角度和喷孔大小，提高喷射效果和燃料利用率。
另一方面，随着数值模拟技术的发展，研究人员能够通过计算流体力学方法对燃油喷射过程进行模拟分析。
利用计算流体力学可以模拟燃油喷射过程中的湍流、蒸发、混合等复杂物理过程，为优化设计提供理论基础。
同时，随着计算机计算能力的提高，模拟精度也越来越高，能够更好地指导实际工程应用。
此外，研究人员还对燃油供给系统进行了优化研究。
传统的燃油泵对于燃油供给的控制比较有限，而电子控制燃油喷射系统则能够实现对燃油供给的精确控制，提高燃烧效率和发动机性能。
同时，电子控制还能够通过传感器监测燃油压力、温度等参数，及时调整喷油量，保证喷射系统的稳定性和可靠性。
一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统
一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统本文将介绍一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统。
这种方法和系统旨在实现飞机发动机地面开发的自适应调整，以确保发动机在不同条件下获得正确的燃料供给，从而提高飞机的起飞和运行的稳定性和可靠性。
在当前的飞机运行中，发动机地面起动供油规律是非常重要的。
正确的供油规律可以确保发动机在低温和海拔高度等不同条件下得到适当的燃油供应。
然而，由于各种原因，供油规律可能会发生变化，从而导致发动机性能下降和运行不稳定。
为了解决以上问题，本文提出了一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统。
该系统基于机器学习和控制理论，通过对发动机性能和运行数据的实时监测和分析，不断调整发动机的供油规律，以确保发动机在各种不同条件下运行稳定。
具体来说，该系统由以下几个部分组成：1. 实时数据采集器：该部分负责收集发动机性能和运行数据，并将其传输到下一个部分进行分析。
2. 数据分析器：该部分使用机器学习算法和控制理论，对收集的数据进行分析和处理，以确定最佳的供油规律，并将其传输到下一个部分。
3. 控制器：该部分根据分析结果，调整发动机的供油规律，并监测发动机的性能和运行数据，确保发动机的运行稳定。
通过将这三个部分集成在一起，该系统可以实现从数据采集到分析再到控制的全过程，从而实现航空发动机地面起动供油规律的自适应调整。
该系统的主要特点包括：1. 实时性强：该系统采集数据和分析过程都是实时的，可以快速响应发动机性能和运行变化，从而及时调整供油规律。
2. 精准度高：该系统使用机器学习算法进行分析和处理数据，能够根据实际情况精准调整供油规律，提高发动机性能和运行的稳定性。
3. 可靠性强：该系统具有自我监测和故障判断功能，能够自动诊断问题并解决，从而保证发动机的安全运行。
综上所述，航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统是一个高效、可靠的系统，能够实现飞机发动机地面起动的自适应调整，从而提高飞机的起飞和运行的稳定性和可靠性。
航空发动机燃油系统分析报告中的MK1
航空发动机燃油系统分析报告中的MK1飞机上的许多关键系统及使用特性都是由设计团队按章程逐步设计解决。
飞机燃油系统是其中的一个重要而又复杂的系统，发动机依靠燃油燃烧产生热量做功，推动飞机飞行。
燃油是飞机的能源，燃油系统是飞机能源的供应系统。
组成部分。
飞机燃油系统的功用是储存燃油，并且在允许的飞行状态和飞行高度下，按需要的压力和流量，安全可靠地将燃油供给发动机。
在这里我们只讨论燃气涡轮飞机以及小型喷气式飞机和军用飞机。
如果把飞机当做一个活生生的人，那他的心脏就是发动机，而飞机燃油系统就是为心脏提供源源不断的“血液”。
那么燃油系统又有多重要呢？在美国就发生过这样－一件事，某飞行器因为燃油系统损坏漏油，飞行员麻木大意以为系统误报，结果在飞机准备进场时飞机燃油耗尽，最后迫降附件田野，造成一名乘客死亡。
从这血的教训可见，飞机燃油系统对飞行安全的重要性。
发动机状态监控系统和故障诊断系统代表着世界航空科技发展的进度，因为只有让发动机正常运行，才能更好地保证飞行安全。
随着发动机F,ADEC系统的发展，使发动机控制与状态监控系统日趋完善，随着数字计算机的技术发展，发动机状态监控系统和故障诊断系统能更全面的监控和分析问题。
发动机状态监控系统主要包括发动机参数的收集、分析、储存，发动机使用寿命监视，发动机振动监视，发动机滑油系统的监视等。
新一代的发动机要具备新结构、新材料、新工艺、新技术相结合等特点，要加强相应结构可靠性和耐久性。
印度光辉战斗机研制30多年，最近些年MK1型号开始大量生产，从厂家公布的数据以及飞行表演来看，这架飞机失败已成定局，但是印度人并不认输，他们认为，剩下一口气都要继续搞，直到搞出名堂为止，MK1失败了，那就许久下一个MK2！光辉战斗机的失败，主要有2方面，一方面是飞机空重太大，另外一方面是飞机发动机推力不足，由于印度人能从美国拿到先进发动机，所以印度人也公布了他们对光辉战斗机的改进设想，这就是美国GE414发动机加持下的重要改型。
某型号燃油调节系统
某型号燃油调节系统摘要：本文旨在介绍某型号燃油调节系统的技术特征，并研究其实用性和有效性。
该文档将首先介绍系统的设计原理，重点讨论燃油调节传感器的输出信号，然后进一步考察该传感器的控制和进一步电子化的功能。
最后，根据实际应用的需要，对可能存在的改进方法进行概述。
关键词：燃油调节系统、传感器、控制、改进正文：燃油调节系统是现代汽车中的重要部件，它可以为发动机提供精确的燃油流量和燃料比例。
这种系统需要有效的传感器和控制装置来检测和调整燃油流量，以保持发动机最佳的运转状态。
某型号燃油调节系统由两个主要组件组成，一个是燃油调节传感器，另一个是控制器。
该系统的传感器是一种带有电控制的气动传感器，可以检测燃油流量和比例，并将结果作为输出信号发送给控制器。
控制器是一种电子控制装置，可以检测传感器的输出信号，进行数据处理和控制，以调节发动机的排量和控制器的设定。
此外，这种系统还具有进一步电子化的功能，它可以让汽车管理系统以更精确的方式来控制发动机的设定参数，从而提高发动机的燃油经济性。
总而言之，某型号燃油调节系统不仅可以提高发动机的工作效率，还能提高燃油经济性。
因此，在实际应用中，为了满足不同车辆对燃油调节系统的要求，可能还需要改进该系统的技术，包括传感器的设计和性能、控制和调节系统的可靠性以及电子化的有效性等。
某型号燃油调节系统的实际应用可以极大地提高发动机性能。
首先，该系统可以通过燃油调节传感器来实时检测燃油流量和比例，并将结果作为输出信号发送给控制器。
控制器可以检测传感器的输出信号，并进行数据处理和控制，以调节发动机的排量和控制器的设定。
这样，系统就可以精确地控制发动机的性能，使发动机处于最佳运行状态。
此外，该系统还可以提高发动机的燃油经济性。
由于采用电子控制装置对传感器的输出进行数据处理和控制，因此可以根据实际的路况和发动机的负荷情况进行调节，让发动机在不同的状态下都能够处于最佳的工作性能。
同时，系统的传感器还可以持续监测燃油流量，以降低燃油的损耗，提高燃油经济性。
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一型航空发动机燃油调节系统浅析
作者：缪建波陈福利王慧颖
来源：《中国科技纵横》2014年第05期
【摘要】航空发动机燃油调节系统主要用来向主燃烧室、加力燃烧室以及燃油液压控制系统供给燃油，并根据发动机状态和外界条件的变化，调节供油量，以保证发动机在各个状态下都能稳定工作。
发动机在节流状态（即发动机油门手柄从最大位置移到慢车位置的移动区域所对应的发动机工作状态），由机械液压高压转子转速调节器控制；在最大和加力状态，由电子和机械液压调节器控制，采用闭环调节原理。
【关键词】燃油调节系统机械液压电子调节器节流状态最大状态
1 燃油调节系统工作原理
1.1 主燃烧室燃油调节系统的一般特性
节流状态燃油流量的调节由液压机械高压转子转速调节器来完成。
最大和加力状态的调节，由电子和机械液压燃油调节系统共同完成。
当系统工作正常时，由发动机电子调节器内燃油控制通道进行调节。
通道调节器为模拟式，机械液压部分仅作为电子调节器的执行机构。
当电子调节器故障时，系统自动转换为机械液压调节器进行工作，机械液压调节器根据高压转速=f（油门杆，进气温度）进行调节。
1.2 液压机械部分与高压转子转速控制相关机构的简介
高压转子转速调节器功用是在节流状态，或在最大和加力状态，发动机电子调节器故障完全失效、改由机械液压调节器工作时，根据给定的转速调节规律，自动保持给定的转速；当油门杆位置改变时，自动改变发动机的工作状态。
高压转子最大转速重调机构的功用是，当发动机电子调节器故障时，为保证发动机的安全，降低发动机高压转子的最大转速。
2 电子调节器
2.1 电子调节器工作原理
电子调节器是发动机电子—机械液压控制系统的一部分，用来调节发动机参数，向发动机控制附件、监控告警系统和机载记录系统发出指令。
调节器根据发动机进口温度，调节最大状态和加力状态的高低压转子转速以及涡轮后温度。
电子调节器燃油通道调节系统是指调节器中通过对发动机燃油流量的控制，来调节发动机状态的系统。
调节器中有三个通道用于调节发动机燃油流量，即低压转子调节通道，高压转子调节通道和涡轮后温度调节通道。
由于这些通道都是通过测量参数，与程序给定装置形成的信号进行比较，然后通过脉宽调制，最后对执行机构进行作用，调节发动机供油。
燃油流量通道主要由开关电路、最小值选择器、脉宽调制器、校正电路和功率放大器组成。
2.2 电子调节器燃油调节通道执行机构
燃油泵调节器执行机构的功用是，将发动机电子调节器内低压转子、高压转子和涡轮后温度调节通道的电子脉冲信号，转换成液压信号，用于控制油泵调节器上的定量开关。
燃油泵调节器执行机构由执行机构电磁活门、回油活门、弹簧、平衡占空系数调整螺钉组成。
发动机工作时，电子调节器向执行电磁活门输送振幅和频率一定的脉冲信号，通过电磁活门的开关，使回油活门上部作用着频率一定，占空比为变数的脉动油压，由于脉动油压的频率与回油活门本身的固有频率相差较大，因此回油活门输出的是与占空比成线性关系的位移信号。
发动机的被调参数与给定值的正偏差越大，回油量越多，定量开关随动活塞上强的控制油压力越小，发动机供油量越少，从而防止了发动机被调参数的正偏差，保证了发动机的安全。
如果发动机被调参数与给定值出现一定的负偏差，负偏差越大，占空比越小，回油活门下移也越小，回油量越少，定量开关随动活塞上强的控制油压力越大，发动机供油量越多，被调参数调回给定值。
3 液压选择器
液压选择器的功用是根据作用在液压选择器分油活门两端上的油压力大小，对机械液压调节器和电子液压机械调节器进行切换。
液压选择器由分油活门、弹簧组成。
液压选择器的选择策略是按最小油压力信号进行选择。
发动机不工作时，分油活门在下部弹簧力作用下，处在上极限位置，沟通液压机械调节器到定量开关随动活塞上腔的油路，便于发动机在起动及低转速时由机械液压调节器进行控制。
发动机起动后，高压转速低时，由于回油活门下腔的油路被闭锁活门关闭，既使电子调节器向燃油泵调节器发出控制信号，由于回油活门不能运动，电子调节器仍不能对发动机进行控制。
当高压转速达到一定转速后，闭锁活门打开回油活门下腔的回油路，电子调节器如果此时发出信号，则通过回油活门，液压选择器的分油活门，可以对发动机进行控制。
但是，在高压转子转速在某个值附近，由于此时的低压转子、高压转子和涡轮后温度与电子调节器相对应调节通道的程序给定值相差较多，产生的占空比很小，接近于零该电子脉冲信号作用到电磁活门上，使回油活门上端油压较小，不能下移打开回油路，分油活门在下部油压力和弹簧力作用下，仍然处于上极限位置，燃油流量仍然由机
械液压调节器控制。
当低压转子、高压转子和涡轮后温度与电子调节器中相应通道的程序给定值比较接近时，电子调节器发出的占空比逐渐增大，由于回油活门上部的油压力增大，使其下移，沟通了分油活门下部燃油的部分回油路，使分油活门下部油压力减小，另外，设计时，使机械液压调节器调节的转速比电子液压机械调节器调节的转速大，因此，在同一转速下，燃油泵调节器调节的油压大于电子调节器调节的油压力，所以分油活门下移，关闭了燃油泵调节器通往定量开关随动活塞上腔的油路，打开了电子调节器通往定量开关的油路，此时发动机燃油流量由电子调节器进行控制。
参考文献：
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[4]某型发动机技术说明书，第606研究所，2006.
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[6]樊尚春，吕俊芳，张庆荣，闫蓓.航空测试系统，北京航空航天大学出版社，2005年.。