1.一种航空发动机快速电磁阀系统，其特征在于，包括阀体，阀体内依次设有第一活塞（8）、第一对环形截面阀（9）、限位质量块（10）、第二对环形截面阀和第二活塞，第一活塞（8）、第一对环形截面阀（9）、限位质量块（10）、第二对环形截面阀和第二活塞上均设有连通杆，第一对环形截面阀（9）、第二对环形截面阀均由两个环形截面阀对接而成；

第一活塞（8）所在的腔体的腔体壁上设有第一端口，第一对环形截面阀（9）所在的腔体的腔体壁上依次设有第二端口、第一可调端口、第一出油端口，第二对环形截面阀所在的腔体的腔体壁上依次设有第二出油端口、第二可调端口和第三端口，第二活塞所在的腔体的腔体壁上设有第四端口；

第一端口、第二端口、第三端口、第四端口通过液压室（14）与压力源（13）相连通，第一出油端口和第二出油端口相连接后作为流量输出端口；

第一活塞（8）的连通杆的施力端接有圆柱形气隙单元（7）的输出端口，第二活塞的连通杆的输出端口接有反馈弹簧（11）；

当连通杆受力时，第一活塞（8）、第一对环形截面阀（9）、限位质量块（10）、第二对环形截面阀和第二活塞在阀体内运动，流量输出端口的开度随之变化，从而控制油量输出；

当反馈弹簧（11）处于自由状态时，流量输出端口为关闭状态。

2.据权利要求1所述的航空发动机快速电磁阀系统，其特征在于，第一可调端口和第二可调端口的开度大小由磁性调节单元（12）控制。

3.根据权利要求1所述的航空发动机快速电磁阀系统，其特征在于，圆柱形气隙单元（7）的两个输入端分别接有磁性元件（4），磁性元件（4）的另一端分别接有漏磁单元（6），漏磁单元（6）分别接有径向磁性单元（5），两个径向磁性单元（5）的另一端分别接有线圈（3）的两个输出端口，线圈（3）的输入端接有信号处理模块（2）的输出端口，信号处理模块（2）的输入端接有调脉冲占空比信号模块（1）。

4.根据权利要求3所述的航空发动机快速电磁阀系统，其特征在于，调脉冲占空比信号模块（1）的Pwm信号频率为50 Hz，Pwm信号的最大值为1 V，Pwm信号放大倍数为50 倍；

线圈（3）的匝数为4200 匝；

圆柱形气隙单元（7）的直径为6 mm；

第一活塞（8）与相同构造的第二活塞的杆塞内外直径差均为10 mm；

限位质量块（10），质量为0.0026 kg，位移限制为±0.0005m；

反馈弹簧（11）的劲度系数100000 N/m，反馈弹簧与弹簧挡板总质量为2×10-5 kg，挡板摩擦系数为5 N/(m/s)；

液压力室模块（14）的腔体死容为1×10-9 cm3，压力源（13）的压力为210 bar。

5.根据权利要求1-4任一项所述的航空发动机快速电磁阀系统的控制方法，其特征在于，包括以下操作：控制第一可调端口和第二可调端口的开度大小从而调节流量输出端口的流量大小；

控制电磁力的大小从而调节流量输出端口的开度。

6.根据权利要求5所述的航空发动机快速电磁阀系统的控制方法，其特征在于，控制电磁力的大小从而调节流量输出端口的开度具体包括以下操作：电磁力作用于第一活塞（8）的连通杆上，推动第一活塞（8）、第一对环形截面阀（9）、限位质量块（10）、第二对环形截面阀和第二活塞运动，从而调节流量输出端口的开度变化并挤压反馈弹簧（11）；

电磁力消失，反馈弹簧（11）的回复力推动第一活塞（8）、第一对环形截面阀（9）、限位质量块（10）、第二对环形截面阀和第二活塞反向运动直至流量输出端口关闭。

7.根据权利要求6所述的航空发动机快速电磁阀系统的控制方法，其特征在于，电磁力的产生过程如下：调脉冲占空比信号模块（1）输出高电平信号，所述高电平信号传送给信号处理模块（2），在信号处理模块（2）变成数值相同符号相反的电压信号；

所述电压信号传送给线圈（3），在线圈（3）中产生磁通量变化的磁场；

所述磁场经过磁性元件（4）、径向磁性单元（5）的传输及漏磁单元（6）的阻碍，传送给圆柱形气隙单元（7）；

在圆柱形气隙单元（7）中产生电磁力。

8.根据权利要求6所述的航空发动机快速电磁阀系统的控制方法，其特征在于，电磁力的消失过程如下：调脉冲占空比信号模块（1）输出低电平信号，线圈（3）中无激励电压，从而圆柱形气隙单元（7）中无电磁力产生。