侯玉峰，颉 龙

(1.空军装备部驻西安地区第九军事代表室，西安 710077；2.空军工程大学装备管理与无人机工程学院，西安 710038)

1 引言

航空发动机控制系统是保障发动机实现功能、性能、可靠性的关键组成部分。随着发动机技术的发展，传统的机械液压式控制系统早已不能满足发展的需求[1]，如今大多采用全权限数字式电子控制系统(FADEC)[2]，以增加发动机的可靠性和效率。

某型航空发动机配装单发飞机，为提高其可靠性，针对控制系统首次提出加力锁定功能，在配装发动机的喷口加力调节器上增加相关功能模块。加力锁定[3-4]功能的目的是，当发动机在加力状态遭遇控制系统故障时，通过锁定发动机当前状态，防止飞机在起飞阶段因故障退出加力状态，致使发动机推力不足造成事故。当飞行员接通应急切加力电磁阀或下拉油门杆时，按序关闭加力外涵、内涵及起动三区计量活门，发动机退出加力状态。

本文以AMESim 为仿真平台，建立了加力锁定控制数学模型，分析并确定了加力锁定功能的影响因素，提出了加力锁定控制设计方案，完成了加力锁定功能模块的结构设计，实现了加力锁定功能。

2 加力锁定控制机理

航空发动机加力状态出现故障时，加力锁定功能可以使发动机保持当前加力供油状态，即加力燃油计量装置中加力三区(起动、内涵、外涵)计量活门保持在当前计量位置不变(即加力燃油流量不变)。加力锁定控制结构原理见图1。

图1 加力锁定……