本发明涉及但不限于飞机反推控制，尤指一种飞机液压反推控制系统及其控制方法。
背景技术：
1、飞机反推装置用于改变发动机风扇空气排气的方向，在着陆后或在中断起飞(rto)过程中帮助减小飞机的速度。目前绝大多数飞机反推移动外罩采用液压驱动，反推控制系统控制作动系统的电源和液压动力。飞机着陆后或中断起飞(rto)时，在反推控制系统的控制下驱动反推移动外罩展开，迫使发动机外涵气流反向，从而产生反推力。而在飞行中，反推控制系统必须将反推移动外罩保持在收起位置，否则反推空中意外打开将导致机毁人亡的灾难性事故。
2、为了满足反推控制系统的安全性需求，反推控制系统一般采用三道防线锁，即三道防线锁全部解锁后才能实现反推控制系统的打开。现有反推控制系统中两个主锁完全相同，存在共模失效问题，影响了反推控制系统三道防线锁的独立性，降低了系统安全性。
技术实现思路
1、本发明的目的为：本发明实施例提供一种飞机液压反推控制系统及其控制方法，以解决现有液压反推控制系统，由于两个主锁完全相同，存在共模失效问题，影响了反推控制系统三道防线锁的独立性，降低了系统安全性的问题。
2、本发明的技术方案为：第一方面，本发明实施例提供一种电动作动控制系统及其控制方法，包括：油门杆组件40、发动机接口控制装置20、发动机电子控制器70、继电器50、隔离控制阀100、方向控制阀90，以及两套作动机构和设置在至少一侧移动外罩180上的第三防线锁170，两套作动机构用于一一对应的驱动两侧移动外罩180同步展开或收起；
3、其中，每套作动机构分别包括：至少1个带锁作动器130和至少2个无锁作动器160，设置在带锁作动器130上的主锁131，且各作动器通过同步软轴140依次连接，以及与无锁作动器160连接的同步轴锁150；
4、所述油门杆组件40包括隔离控制阀开关41、反推杆角度位置传感器42、第三防线锁开关43，通过对反推杆的操作以关闭或断开所述隔离控制阀开关41和所述第三防线锁开关43；所述隔离控制阀开关41与发动机接口控制装置20连接，所述反推杆角度位置传感器42与发动机电子控制器70连接，所述第三防线锁开关43连接于发动机接口控制装置20与继电器50之间，并通过继电器50分别与所述第三防线锁170连接；
5、所述发动机接口控制装置20还分别与飞机无线电高度计10、发动机电子控制器70和隔离控制阀100连接，用于采集飞机高度以及反推控制系统中传感器的反馈信号；
6、所述发动机电子控制器70还与方向控制阀90以及两侧作动机构的同步轴锁150连接；
7、所述隔离控制阀100，分别与方向控制阀90和两侧第三防线锁170，以及飞机液压系统的高压油110、低压油120通过液压管路连接；
8、所述方向控制阀90分别与两套作动机构中的带锁作动器130连接，用于在接收到发动机电子控制器70发动的控制指令，控制两套作动机构中各作动器的伸出和收回，从而控制两侧移动外罩180的展开和收起。
9、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，两套作动机构分别包括：
10、左侧作动机构，包括：左带锁作动器130a，与左带锁作动器130a通过左同步软轴140a连接的至少1个左无锁作动器160a，设置在左带锁作动器130a上的左主锁131a，以及与左无锁作动器160a连接的左同步轴锁150a；且左带锁作动器130a和左无锁作动器160a分别与左移动外罩180a连接，用于同步驱动左移动外罩180a；
11、右侧作动机构，包括：右带锁作动器130b，与右带锁作动器130b通过右同步软轴140b连接的至少1个右无锁作动器160b，设置在右带锁作动器130b上的右主锁131b，以及与右无锁作动器160b连接的右同步轴锁150b；且右带锁作动器130b与右无锁作动器160b分别与右移动外罩180b连接，用于同步驱动右移动外罩180b。
12、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，
13、所述左移动外罩180a与右移动外罩180b之间具有机械连接190，且所述左带锁作动器130a与所述右带锁作动器130b之间设置有同步软轴140c。
14、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，
15、所述飞机液压反推控制系统具体包括：设置在左移动外罩180a或设置在右移动外罩180b上的第三防线锁170。
16、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，所述左移动外罩180a与右移动外罩180b之间不设置机械连接；
17、所述反推控制系统具体包括：设置在左移动外罩180a上的左第三防线锁170a，设置在右移动外罩180b上的右第三防线锁170b。
18、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，所述继电器50包括开关一51和开关二52，开关一51连接于飞机电源系统60与左第三防线锁170a之间，开关二52连接于飞机电源系统60与右第三防线锁170b之间。
19、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统中，还包括：反推电子控制器80；
20、所述发动机电子控制器70通过反推电子控制器80与方向控制阀90连接；
21、所述发动机电子控制器70通过反推电子控制器80分别与左同步轴锁150a和右同步轴锁150b连接。
22、第二方面，本发明实施例还提供一种飞机液压反推控制系统的控制方法，采用如上述任一项所述的飞机液压反推控制系统同步控制两侧移动外罩的展开或收起，同步控制两侧移动外罩的展开的过程包括：
23、步骤1，在飞机着陆后或在中断起飞过程中，通过操作油门杆组件40处于第一角度位置，以关闭第三防线锁开关43；发动机接口控制装置20根据从飞机无线电高度计10高度信息和油门杆组件40的第三防线锁开关43获取的信息，判断是否符合第三防线锁170的解锁条件；在判断为符合时，通过关闭状态的第三防线锁开关43向继电器50发送第三防线锁解锁控制指令，使得继电器50将飞机电源系统60接通到第三防线锁170；
24、步骤2，通过继续操作油门杆组件40处于第二角度位置，关闭隔离控制阀开关41；发动机接口控制装置20根据从发动机电子控制器70和油门杆组件40的隔离控制阀开关41获取的信息，判断是否符合反推解除液压隔离条件；在判断为符合时，向隔离控制阀100发出解除隔离指令，使得隔离控制阀100通电打开，且使飞机液压系统的高压油110通过隔离控制阀100和方向控制阀90进入两套作动机构中各作动器的收进腔，使得左移动外罩180a和右移动外罩180b保持在收起位置；
25、步骤3，第三防线锁170接通飞机电源系统60后，在通过隔离控制阀100的高压油110作用下解锁；通过继续操作油门杆组件40直至反推展开位，操作反推杆过程中反推杆角度位置传感器42同步向发动机电子控制器70提供反推杆位置信号；
26、步骤4，发动机电子控制器70根据从飞机轮载信号器30、反推杆角度位置传感器42获取数据信息以及发动机电子控制器70自身的发动机状态信息，判断是否符合反推展开条件；如果判断符合条件，则分别向发动机接口控制装置20和反推电子控制器80发出展开指令；
27、步骤5，反推电子控制器80根据展开指令，按照设定的时序依次向左同步轴锁150a与右同步轴锁150b发送通电解锁指令、向方向控制阀90发送展开控制指令，左同步轴锁150a与右同步轴锁150b通电解锁，方向控制阀90通电打开；使通过隔离控制阀100的高压油110进入两套作动机构中各作动器的伸出腔，并使得左带锁作动器130a的左主锁131a与右带锁作动器130b的右主锁131b解锁，左移动外罩180a和右移动外罩180b同步展开，从而产生反推力。
28、可选地，如上所述的飞机液压反推控制系统的控制方法中，同步控制两侧移动外罩的收起的过程，包括：
29、步骤6，收起反推控制系统时，通过收起油门杆组件40并依次断开隔离控制阀开关41、第三防线锁开关43；
30、步骤7，当发动机电子控制器70通过反推杆角度位置传感器42检测到油门杆移出反推力位置时，向反推电子控制器80发送收起指令；使得反推电子控制器80根据收起指令，按照设定的时序依次向方向控制阀90发送收起控制指令、向左同步轴锁150a与右同步轴锁150b发送断电指令，使方向控制阀90断电关闭，使低压油120进入两套作动机构中各作动器的伸出腔，左移动外罩180a和右移动外罩180b同步收起；
31、步骤8，当发动机接口控制装置20检测到隔离控制阀开关41断开后，按照设定的延时时间保持隔离控制阀100通电打开；
32、当第三防线锁开关43断开时，继电器50断开飞机电源60与左第三防线锁170a和右第三防线锁170b的连接；
33、步骤9，两套作动机构中各作动器完全收起后，左带锁作动器130a的左主锁131a与右带锁作动器130b的右主锁131b自动上锁；并且左移动外罩180a和右移动外罩180b关闭，左第三防线锁170a和右第三防线锁170b自动上锁；
34、步骤10，发动机接口控制装置20的延时时间结束后，隔离控制阀100断电关闭，反推控制系统与飞机液压系统的高压油110隔离；
35、反推电子控制器80的延时时间结束后，左同步轴锁150a与右同步轴锁150b断电锁定，反推控制系统进入收起锁定状态。
36、本发明的有益效果为：本发明实施例提供一种电动作动控制系统及其控制方法，通过结构设计在反推控制系统中设置了三道防线锁，第一道防线锁为两套作动机构中带锁作动器130上设置的主锁131；第二道防线锁为两套作动机构中与同步软轴140连接的同步轴锁150，两套作动机构中各有一个同步轴锁150；第三道防线锁为用于锁定移动外罩180上的第三防线锁170。采用本发明实施例提供的飞机液压反推控制系统，可以通过油门杆组件产生三道控制指令，分别由发动机接口控制装置20、发动机电子控制器70、继电器50实现对三道防线锁的控制，采用主锁131、同步轴锁150、第三防线锁171的三道非相似余度锁，解决了现有用于反推控制系统中三道防线锁的共模失效问题，实现了液压反推控制系统三道防线的独立性，任意一道控制指令的失效都不会导致三道锁中的任意一道锁失效，提高了反推系统的安全性。
37、进一步地，相比于现有技术中的三道防线锁，本发明实现了三道控制防线与三道机械锁防线结合的方式，且三道机械锁防线从原理和架构上均为非相似设计，不存在共模失效问题，从设计上降低了反推空中意外打开的失效概率，提高了反推系统的安全性。
1.一种飞机液压反推控制系统，其特征在于，包括：油门杆组件(40)、发动机接口控制装置(20)、发动机电子控制器(70)、继电器(50)、隔离控制阀(100)、方向控制阀(90)，以及两套作动机构和设置在至少一侧移动外罩(180)上的第三防线锁(170)，两套作动机构用于一一对应的驱动两侧移动外罩(180)同步展开或收起；
2.根据权利要求1所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，两套作动机构分别包括：
3.根据权利要求2所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，
5.根据权利要求2所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，所述左移动外罩(180a)与右移动外罩(180b)之间不设置机械连接；
6.根据权利要求5所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，
7.根据权利要求2～6中任一项所述的飞机液压反推控制系统，其特征在于，还包括：反推电子控制器(80)；
8.一种飞机液压反推控制系统的控制方法，其特征在于，采用如权利要求1～7中任一项所述的飞机液压反推控制系统同步控制两侧移动外罩的展开或收起，同步控制两侧移动外罩的展开的过程包括：
9.根据权利要求8所述的飞机液压反推控制系统的控制方法，其特征在于，同步控制两侧移动外罩的收起的过程，包括：
