申请/专利权人：成立航空股份有限公司

申请日：2019-03-06

公开（公告）日：2024-04-16

公开（公告）号：CN109681330B

主分类号：F02C9/26

分类号：F02C9/26

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.16#授权;2021.10.19#著录事项变更;2019.05.21#实质审查的生效;2019.04.26#公开

摘要：本发明公开了一种航空航天用燃油流量调节装置包括步进电机驱动系统和燃油计量阀门系统；所述步进电机驱动系统包括采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机和连接轴；所述燃油计量阀门系统包括主壳体，主壳体内安装有驱动轴，驱动轴的后端与连接轴连接，驱动轴的前端安装有油针，所述主壳体内设置有进油油路、出油油路、测温测压口。本发明采用同基础平台，能完成停车状态、慢车状态和快车状态的调节应用；采用常规零部件，实用性好，制造成本低，结构合理，安全性高；采用结构设计合理、结构简单成本低，燃油计量阀门阻力矩小、重量轻，流量特性满足设计要求。本发明还公开了一种采用上述燃油流量调节装置的调节应用方法。

主权项：1.一种航空航天用燃油流量调节装置，其特征在于：包括步进电机驱动系统1和燃油计量阀门系统2；所述步进电机驱动系统包括采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机3和连接轴4；所述燃油计量阀门系统2包括主壳体7，主壳体7内安装有驱动轴5，驱动轴5与主壳体7之间安装有密封端盖6，驱动轴5的后端与连接轴4连接，驱动轴5的前端安装有油针12，所述主壳体内设置有油针衬套19，所述油针12设置于油针衬套19内；所述主壳体7内设置有进油油路28、出油油路29、与出油油路29连通的测温测压口30；所述进油油路28设置于油针12的侧端，进油油路28的外端安装有进油接头18；所述出油油路29与油针12的前端对接，出油油路29的外端安装有出油接头16；所述测温测压口30上安装有测温测压接头14；所述驱动轴5上设置有外螺纹20，所述油针12上设置有内螺纹22，驱动轴5与油针12之间通过外螺纹20与内螺纹22螺纹连接；所述油针12包括调节油锥体24和位于调节油锥体24前端的端头25，油针12上还开设有防转槽26，主壳体7内壁设置有与防转槽26相配合的沉头销钉17；所述主壳体7内还安装有可拆卸更换的节流嘴11，节流嘴11设于油针12的侧端；所述防转槽26内设置有连通至所述内螺纹22底端的恒压调节孔23；所述驱动轴5的外壁上开设有多条环形第一集油槽27，所述油针12上设置有多条环形第二集油槽21；所述主壳体7上还设置有用于固定节流嘴11的第一小堵头8、第二小堵头9、大堵塞10。

全文数据：一种航空航天用燃油流量调节装置及其调节应用方法技术领域本发明属于航空航天发动机计量调节技术试验领域，尤其涉及一种航空航天用燃油流量调节装置，还涉及一种采用上述燃油流量调节装置的调节应用方法。背景技术目前，在航空航天发动机领域，发动机采用什么样的燃油供给与控制机构，将直接影响其性能与可靠性。发动机数控系统中，通常电子控制器根据发动机当前工况所需的燃油量，输出相应的电信号，该信号控制燃油计量装置动作，从而实现对燃油流量控制。整个系统中，燃油计量装置是一个关键部件。目前在航空发动机控制系统中应用的燃油计量装置主要有可变行程柱塞泵和电液伺服阀。可变行程柱塞泵作动机构复杂，负载大；电液伺服阀需要高压油源，小流量时计量精度下降，并且二者成本都较高。喷气发动机具有转速高、耗油量少的特点，对燃油控制的精度要求较高，因此柱塞泵和电液伺服阀都不是理想的燃油计量装置。针对喷气发动机燃油控制的要求与特点，本发明采用一种基于步进电机驱动燃油计量阀门的燃油流量调节装置，由于其结构简单成本低，燃油计量阀门阻力矩小、重量轻，流量特性满足设计要求；燃油计量装置可用于喷气发动机全权限数字电子控制系统。发明内容本发明的目的在于提供一种结构设计合理、结构简单成本低、燃油计量阀门阻力矩小、重量轻，流量特性满足设计要求等参数的航空航天用燃油流量调节装置。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空航天用燃油流量调节装置包括步进电机驱动系统和燃油计量阀门系统；所述步进电机驱动系统包括采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机和连接轴；所述燃油计量阀门系统包括主壳体，主壳体内安装有驱动轴，驱动轴与主壳体之间安装有密封端盖，驱动轴的后端与连接轴连接，驱动轴的前端安装有油针，所述主壳体内设置有油针衬套，所述油针设置于油针衬套内；所述主壳体内设置有进油油路、出油油路、与出油油路连通的测温测压口；所述进油油路设置于油针的侧端，进油油路的外端安装有进油接头；所述出油油路与油针的前端对接，出油油路的外端安装有出油接头；所述测温测压口上安装有测温测压接头；所述驱动轴上设置有外螺纹，所述油针上设置有内螺纹，驱动轴与油针之间通过外螺纹与内螺纹螺纹连接；所述油针包括调节油椎体和位于调节油椎体前端的端头，油针上还开设有防转槽，主壳体内壁设置有与防转槽相配合的沉头销钉；所述主壳体内还安装有可拆卸更换的节流嘴，节流嘴设于油针的侧端。优选的，所述驱动轴的外壁上开设有多条环形第一集油槽，所述油针上设置有多条环形第二集油槽。优选的，所述主壳体上还设置有用于固定节流嘴的第一小堵头、第二小堵头、大堵塞。优选的，所述测温测压接头的两侧设置有第一密封调整垫和第二密封调整垫。本发明的另一目的是提供一种采用上述航空航天用燃油流量调节装置的调节应用方法。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空航天用燃油流量调节装置的调节应用方法，包括以下步骤，a、启动步进电机驱动系统，将进油接头接到油管上准备就绪；b、先将油针调节到k＝0状态，这时候处于停车状态，停止供油，可以达到熄火和未启动时油不进入出油接头；c、再调节到k＞0，δ≤0状态，这时候处于慢车状态，通过型面B达到稳定持续供油；d、再调剂到k＞0，δ＞0状态，属于快车状态，通过型面A和型面B逐步持续加大供油，属于加油状态；e、根据实际状态，依次循环b、c、d三个状态，即可达到任意状态下的供油计量调节。与现有技术相比，本发明的有益效果是：一是采用同基础平台，能完成停车状态、慢车状态和快车状态的调节应用；二是采用常规零部件，实用性好，制造成本低，性价比高，结构合理，安全性高；三是采用结构设计合理、结构简单成本低，燃油计量阀门阻力矩小、重量轻，流量特性满足设计要求。附图说明图1为按照本发明一优选实施例的结构示意图；图2为本发明的步进电机驱动系统的结构示意图；图3是本发明的燃油计量阀门系统结构示意图；图4是本发明的驱动轴和油针的连接结构示意图；图5是本发明的停车状态结构示意图；图6是本发明的慢车状态结构示意图；图7是本发明的快车状态结构示意图；图8是本发明的计量调节原理结构示意图。图中：1、步进电机驱动系统；2、燃油计量阀门系统；3、采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机；4、连接轴；5、驱动轴；6、密封端盖；7、主壳体；8、第一小堵头；9、第二小堵头；10、大堵塞；11、节流嘴；12、油针；13、第一密封调整垫；14、测温测压接头；15、第二密封调整垫；16、出油接头；17、沉头销钉；18、进油接头；19、油针衬套；20、外螺纹；21、第二集油槽；22、内螺纹；23、恒压调节孔；24、调节油锥体；25、端头；26、防转槽；27、第一集油槽；28、进油油路；29、出油油路；30、测温测压口。具体实施方式下面将结合附图描述本发明的一个优选实施例，对本发明一优选实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。请参见图1-图4，本发明包括步进电机驱动系统1和燃油计量阀门系统2。所述步进电机驱动系统包括采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机3和连接轴4。所述燃油计量阀门系统2包括主壳体7，主壳体7内安装有驱动轴5，驱动轴5与主壳体7之间安装有密封端盖6，驱动轴5的后端与连接轴4连接，驱动轴5的前端安装有油针12，所述主壳体内设置有油针衬套19，所述油针12设置于油针衬套19内；所述主壳体7内设置有进油油路28、出油油路29、与出油油路29连通的测温测压口30；所述进油油路28设置于油针12的侧端，进油油路28的外端安装有进油接头18；所述出油油路29与油针12的前端对接，出油油路29的外端安装有出油接头16；所述测温测压口30的上安装有测温测压接头14；所述驱动轴5上设置有外螺纹20，所述油针12上设置有内螺纹22，驱动轴5与油针12之间通过外螺纹20与内螺纹22螺纹连接；所述油针12包括调节油椎体24和位于调节油椎体24前端的端头25，油针12上还开设有防转槽26，主壳体7内壁设置有与防转槽26相配合的沉头销钉17，使得油针12不能转动，而只能轴向移动；所述主壳体7内还安装有可拆卸更换的节流嘴11，节流嘴11设于油针12的侧端。本实施例中，所述驱动轴5的外壁上开设有多条环形第一集油槽27，所述油针12上设置有多条环形第二集油槽21。本实施例中，为减小摩擦力，油针12和驱动轴5上各加工两道环形槽，当压力油渗入后，第一集油槽27和第二集油槽21的作用下，油针往复移动时，槽内的油在油针12与油针衬套19之间起润滑作用。本实施例中，所述主壳体7上还设置有用于固定节流嘴11的第一小堵头8、第二小堵头9、大堵塞10。打开小堵头8、第二小堵头9和大堵塞10可更换不同规格的节流嘴11。本实施例中，所述测温测压接头14的两侧设置有第一密封调整垫13和第二密封调整垫15。上述航空航天用燃油流量调节装置的调节应用方法，包括以下步骤：a、启动步进电机驱动系统1，将进油接头18接到油管上准备就绪；b、请参见图5，先将油针12调节到k＝0状态，这时候处于停车状态，停止供油，可以达到熄火和未启动时油不进入出油接头16；c、请参见图6，再调节到k＞0，δ≤0状态，这时候处于慢车状态，通过型面B达到稳定持续供油；d、请参见图7，再调剂到k＞0，δ＞0状态，属于快车状态，通过型面A和型面B逐步持续加大供油，属于加油状态；e、根据实际状态，依次循环b、c、d三个状态，即可达到任意状态下的供油计量调节。请参见图8，油针12的旋转阻力矩是燃油计量阀门的重要技术参数之一，该力矩的大小决定了驱动电机的功率与额定转矩，从而决定了前端驱动电路的功耗以及电机的体积、重量。由图4可知，驱动轴5的旋转阻力矩主要来自密封端盖6与驱动轴5的接触面摩擦力矩，以及驱动轴5与油针12螺纹连接的负载力矩。为减小这些力矩，驱动轴5与油针12设计结构如图4所示。油针的右环形台阶面与进油口相通，进口高压油作用于该台阶面，在油针12上产生向左的轴向力，一方面增大了螺纹的阻力矩，另一方面该轴向力又通过螺纹连接传递到驱动轴5的左台阶面，致使驱动轴5与密封端盖6的端面摩擦力增大。为降低由此引起的驱动轴5负载力矩，在油针12与驱动轴5中心加工一条油道，将出油口的油引到油针12的左环形端面。燃油出口压力低于进口压力，根据燃油进出口的压差，合理设计油针12的右环形台阶面和左环形端面的面积，可使作用在油针12上的左右轴向力相互抵消，有效地减小了螺纹的阻力矩和驱动轴5与密封端盖6的端面摩擦力。驱动轴5与油针12螺纹连接的负载力矩取决于油针12与油针衬套19间的摩擦力。为减小该摩擦力，油针12和驱动轴5各上加工两道环形槽，当压力油渗入后，该环形槽相当于集流槽，油针往复移动时，槽内的油在油针12与油针衬套19之间起润滑作用。燃油流路原理图由发动机工作特性，要求燃油计量装置供油在慢车状态以上流量连续变化，而在慢车状态最好能有一个平缓段，并能实现停止供油。为了满足上述要求，设计主供油道和慢车油道。系统供油由主计量型面A、型面B和型面C共同决定，其中型面B为一带固定流通截面节流嘴的旁路油路。当油针12移动到最右边时，主计量型面A关闭、型面C关闭，出油孔停止供油，发动机停车。当发动机起动后进入慢车状态时，油针12开始向左移动，型面A仍然关闭，型面C打开，慢车油道节流嘴开始工作，通过的流量即为慢车流量。当油针12向左移动距离δ后，型面A与慢车油道共同工作，随着油针12移动，在慢车流量的基础上，实现输出流量连续变化。δ的长度决定了供油曲线上慢车段的范围。慢车供油量大小可通过更换不同孔径的节流嘴11调节。型面C为大角度锥面，除在油针12初始移动过程中影响慢车供油外，该型面主要起停止供油的作用。发动机正常工作时，型面C完全开启不再节流，计量阀门的总供油量为主供油道与慢车油道两部分供油之和。总供油量Qz为:式中:μ为燃油计量阀口的流量系数；ρ为燃油密度；Δp＝p1-p2为燃油进出口压差；A1，A2分别为主计量型面与慢车油道节流嘴的流通截面积。实际应用时，进出口油路上加等压差阀门，保持Δp恒定，总供油量正比于面积A1，A2之和。慢车油道节流嘴流通面积取决于发动机所需慢车流量大小，选定节流嘴后，A2为定值，因此总供油量仅与主计量型面流通截面积A1成正比。不同的计量型面形状，油针12位移旋转角度供油流量规律不同。燃油流量随油针12旋转角度线形变化是弹用发动机燃油计量装置理想的供油流量规律，但相应的型面复杂，加工难度大。实际工程应用，主计量型面通常加工成锥面。其流通截面随油针12位移变化关系为：式中:k为油针12的轴向位移；β为锥面的锥角。尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

权利要求：1.一种航空航天用燃油流量调节装置，其特征在于：包括步进电机驱动系统1和燃油计量阀门系统2；所述步进电机驱动系统包括采用了细分驱动技术的两相混合式步进电机3和连接轴4；所述燃油计量阀门系统2包括主壳体7，主壳体7内安装有驱动轴5，驱动轴5与主壳体7之间安装有密封端盖6，驱动轴5的后端与连接轴4连接，驱动轴5的前端安装有油针12，所述主壳体内设置有油针衬套19，所述油针12设置于油针衬套19内；所述主壳体7内设置有进油油路28、出油油路29、与出油油路29连通的测温测压口30；所述进油油路28设置于油针12的侧端，进油油路28的外端安装有进油接头18；所述出油油路29与油针12的前端对接，出油油路29的外端安装有出油接头16；所述测温测压口30上安装有测温测压接头14；所述驱动轴5上设置有外螺纹20，所述油针12上设置有内螺纹22，驱动轴5与油针12之间通过外螺纹20与内螺纹22螺纹连接；所述油针12包括调节油椎体24和位于调节油椎体24前端的端头25，油针12上还开设有防转槽26，主壳体7内壁设置有与防转槽26相配合的沉头销钉17；所述主壳体7内还安装有可拆卸更换的节流嘴11，节流嘴11设于油针12的侧端。2.根据权利要求1所述的一种航空航天用燃油流量调节装置，其特征在于：所述驱动轴5的外壁上开设有多条环形第一集油槽27，所述油针12上设置有多条环形第二集油槽21。3.根据权利要求1所述的一种航空航天用燃油流量调节装置，其特征在于：所述主壳体7上还设置有用于固定节流嘴11的第一小堵头8、第二小堵头9、大堵塞10。4.根据权利要求1所述的一种航空航天用燃油流量调节装置，其特征在于：所述测温测压接头14的两侧设置有第一密封调整垫13和第二密封调整垫15。5.采用如权利要求1-4任一项所述的一种航空航天用燃油流量调节装置的调节应用方法，其特征在于：包括以下步骤，a、启动步进电机驱动系统1，将进油接头18接到油管上准备就绪；b、先将油针12调节到k＝0状态，这时候处于停车状态，停止供油，可以达到熄火和未启动时油不进入出油接头16；c、再调节到k＞0，δ≤0状态，这时候处于慢车状态，通过型面B达到稳定持续供油；d、再调剂到k＞0，δ＞0状态，属于快车状态，通过型面A和型面B逐步持续加大供油，属于加油状态；e、根据实际状态，依次循环b、c、d三个状态，即可达到任意状态下的供油计量调节。

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