任士彬，孟慶明

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院,北京100191）

1 引言

20世紀(jì)70年代初，英國開始研制數(shù)字式電子控制(FADEC)系統(tǒng)。繼而，美國等國家也紛紛進入，美國后來居上，一直處于比較領(lǐng)先的地位。

20世紀(jì)80年代初，中國才真正展開高性能推進系統(tǒng)數(shù)字控制的研究,現(xiàn)在已初步掌握了各項關(guān)鍵技術(shù)，但總體來說，尚處于技術(shù)突破階段。

本文重點闡述了中國發(fā)展FADEC技術(shù)的途徑。

2 世界發(fā)展趨勢和中國薄弱環(huán)節(jié)

2.1 發(fā)展趨勢

航空發(fā)動機控制正處于從傳統(tǒng)的液壓機械式控制向數(shù)字電子控制的轉(zhuǎn)變階段，并且經(jīng)歷了從單個部件到整體、從模擬式到數(shù)字式、從有限功能到全權(quán)控制的發(fā)展過程。可以預(yù)測，無論在軍用機上，還是在民用機、直升機乃至航機陸用裝置上，今后將越來越多地采用發(fā)動機電子控制系統(tǒng)，尤其是全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，將使航空發(fā)動機控制技術(shù)達到更新、更高的水平。

FADEC將繼續(xù)在系統(tǒng)硬件可靠性、先進的故障檢測技術(shù)、準(zhǔn)確一致的維護信息和新的控制規(guī)律等方面發(fā)展?？赡軙捎美w維光纜進行數(shù)據(jù)通信，同時還可能會使用光電的FADEC加上發(fā)動機穩(wěn)定性的主動控制、一體的起動機/發(fā)電機、電磁作動器、分布控制電子部件、一體的環(huán)境控制系統(tǒng)、穩(wěn)定性引氣和放氣、按需要控制的燃油泵、電磁轉(zhuǎn)子軸承、閉環(huán)主動間隙控制等，使發(fā)動機效率更高，并簡化外部部件、減輕質(zhì)量、延長使用壽命。

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)發(fā)展及其趨勢如圖1所示。

2.2 薄弱環(huán)節(jié)

在FADEC系統(tǒng)研制方面，中國主要需解決4個方面的問題：提高系統(tǒng)可靠性；改善系統(tǒng)性能；減輕系統(tǒng)質(zhì)量；降低系統(tǒng)成本。

目前,最重要也是最薄弱的環(huán)節(jié)是FADEC系統(tǒng)的可靠性問題，而其最突出的問題反映在3個方面，即控制應(yīng)用軟件開發(fā)、電/液轉(zhuǎn)換裝置研究和工程實踐經(jīng)驗積累。

2.2.1 控制應(yīng)用軟件開發(fā)

軟件已發(fā)展為FADEC系統(tǒng)的“靈魂”有5個標(biāo)準(zhǔn)用來明確軟件程序：軟件質(zhì)量評定方法,軟件開發(fā)標(biāo)準(zhǔn),軟件結(jié)果管理方法,方法及工具的使用；文件編制標(biāo)準(zhǔn)及模型文檔。

為了提高FADEC系統(tǒng)軟件的可靠性，必須建立1支穩(wěn)定的事業(yè)心強的軟件開發(fā)隊伍；編制嚴(yán)格的軟件開發(fā)質(zhì)量管理規(guī)范；建立軟件安全評測的權(quán)威認(rèn)證體系；加強針對分系統(tǒng)、系統(tǒng)的軟/硬件綜合相容性試驗研究。

2.2.2 電/液轉(zhuǎn)換裝置研究

電/液轉(zhuǎn)換裝置是影響FADEC系統(tǒng)可靠性的最關(guān)鍵部件之一。在中國，多采用電液伺服閥，這種用于燃油做工質(zhì)的射流管式的伺服閥還處于研制階段，技術(shù)不夠成熟，以之作為電液轉(zhuǎn)換裝置具有很大風(fēng)險，應(yīng)當(dāng)進行專題試驗研究。

2.2.3 工程實踐經(jīng)驗積累中國FADEC系統(tǒng)研究人員缺乏相應(yīng)的工程實踐經(jīng)驗。FADEC系統(tǒng)研究的是工程技術(shù)問題，不是純理論問題，不能完全在實驗室解決。系統(tǒng)和發(fā)動機是否匹配以及與飛機是否相容，只有通過發(fā)動機臺架試車、高空臺試驗、飛行驗證試驗才能得到確認(rèn)。在試車和試飛過程中，如果存在1個焊點虛焊或者某1條管路出問題，都可能造成該項目失敗。

3 中國發(fā)展FADEC系統(tǒng)途徑

按照FADEC系統(tǒng)的發(fā)展規(guī)律，中國應(yīng)掌握的FADEC核心技術(shù)主要為以下方面。

3.1 制定系統(tǒng)設(shè)計流程

（1）制定航空發(fā)動機FADEC系統(tǒng)技術(shù)要求方面的任務(wù)書；

（2）進行FADEC系統(tǒng)總體方案設(shè)計；

（3）進行工程設(shè)計；

（4）進行有效性驗證和綜合試驗。

3.2 制定系統(tǒng)鑒定驗收主要項目規(guī)范與標(biāo)準(zhǔn)

FADEC系統(tǒng)鑒定驗收的主要項目規(guī)范與標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)該由主管部門制定。如在美國為美國聯(lián)邦宇航局（FAA）。

FAA所制定的分為5部分：

（1）FADEC系統(tǒng)描述和定義；

（2）飛機電液掉電或數(shù)據(jù)丟失；

（3）FADEC系統(tǒng)部件的故障；

（4）包括雷擊在內(nèi)的環(huán)境限制；

（5）軟件驗證/認(rèn)可和關(guān)鍵級別。中國應(yīng)參照。

3.3 制定系統(tǒng)可靠性設(shè)計要求和相應(yīng)措施

系統(tǒng)可靠性是制約FADEC系統(tǒng)發(fā)展的最關(guān)鍵因素，評定的指標(biāo)包括：

（1）FADEC系統(tǒng)故障導(dǎo)致發(fā)動機故障的允許概率小于10-7；

（2）FADEC系統(tǒng)故障導(dǎo)致任務(wù)中斷的概率小于10-3；

（3）設(shè)計持續(xù)飛行時間為2 h；

（4）FADEC系統(tǒng)故障導(dǎo)致發(fā)動機損壞的允許概率小于（實際上不允許引起發(fā)動機損壞的故障發(fā)生—作者注）；

（5）平均無故障時間（MTBF），民機的為30000～40000 h，軍機的為1000～2000 h。

3.4 加強系統(tǒng)可靠性試驗和有效性綜合試驗

3.4.1 系統(tǒng)可靠性試驗

因涉及到飛行安全，系統(tǒng)可靠性試驗極其重要。本文僅強調(diào)2個方面。

第1方面：雷擊試驗。包括以下方面：（1）管腳注射試驗：驗證FADEC系統(tǒng)中單個元件接頭承受雷擊的能力；（2）系統(tǒng)承受能力試驗：驗證FADEC系統(tǒng)承受內(nèi)部脈沖狀態(tài)同時施加到所有相連接電纜上的能力；（3）系統(tǒng)錯亂試驗：驗證FADEC系統(tǒng)同步施加內(nèi)部脈沖狀態(tài)的并發(fā)沖擊特征的能力；（4）多突發(fā)試驗：驗證伴隨偶然雷擊所帶來的前脈沖附加相位的出現(xiàn)FADEC系統(tǒng)承受重復(fù)低頻噪聲的能力；（5）接地試驗：驗證FADEC系統(tǒng)承受高電壓的能力；（6）電纜誘發(fā)試驗：驗證FADEC系統(tǒng)承受通過飛機/發(fā)動機接口施加的雷擊誘發(fā)的瞬態(tài)響應(yīng)的能力。

這些試驗可接受的標(biāo)準(zhǔn)是：線路或部件不得有明顯的跳火或燃燒，不得有造成不能維持正常功能的故障；在進行特定試驗后，能自動恢復(fù)原來的給定值；FADEC系統(tǒng)允許有持續(xù)幾毫秒的對發(fā)動機推力變化小于±1%的瞬態(tài)響應(yīng)。

第2方面：電磁干擾試驗。在美國，F(xiàn)AA允許的鑒定試驗是對FADEC全系統(tǒng)進行破壞性環(huán)境試驗，而不僅做電子控制器的電磁干擾試驗。需要強調(diào)，美國聯(lián)邦宇航局在對FADEC系統(tǒng)進行鑒定試驗時，必須做1項破壞性環(huán)境試驗。FADEC系統(tǒng)應(yīng)具有抗電磁干擾和免受雷擊影響的能力。

3.4.2 有效性綜合試驗

有效性綜合試驗即半物理模擬試驗。要求在進行發(fā)動機試車試驗前，首先在FADEC系統(tǒng)半物理模擬臺上進行試驗，以保證在發(fā)動機試車臺上所用的時間最有效。

在半物理模擬臺上要做的試驗包括以下方面：

（1）FADEC系統(tǒng)元部件及其功能評價；

（2）全飛行包線內(nèi)發(fā)動機控制能力評價；

（3）FADEC系統(tǒng)故障模式、故障影響分析和單點故障有效性檢驗；

（4）對發(fā)動機實時仿真模型和FADEC構(gòu)成的組合發(fā)動機特性系統(tǒng)有動態(tài)推力相應(yīng)作出評價。

為使半物理模擬試驗具有足夠的可信度，要求在試驗中，必須有一定保真度的發(fā)動機實時熱力學(xué)仿真模型；必須有高精度的物理效應(yīng)轉(zhuǎn)換裝置；必須有運算速度極高的仿真計算機；必須有時間常數(shù)極小的數(shù)字伺服電機。

3.5 設(shè)計、測試驗證與校核FADEC系統(tǒng)控制軟件

控制軟件是FADEC系統(tǒng)的“靈魂”。隱藏的軟件錯誤雖然不是系統(tǒng)硬件故障，但它會使發(fā)動機出現(xiàn)不可預(yù)料的異常情況。美國已把RTCA/DO－178A作為FADEC系統(tǒng)軟件發(fā)展和設(shè)計的指南，F(xiàn)ADEC系統(tǒng)軟件被認(rèn)為是關(guān)鍵的TYDE1軟件。

為提高控制軟件可靠性，必須進行測試驗證與校核，同時，要對雙通道主/次型的FADEC系統(tǒng)的各通道采用不同軟件，從而避免由軟件錯誤導(dǎo)致的“共同性”故障。

中國應(yīng)制定FADEC系統(tǒng)軟件開發(fā)設(shè)計規(guī)范和鑒定驗收標(biāo)準(zhǔn)。為此，應(yīng)當(dāng)引進歐洲4國的EJ200發(fā)動機FADEC系統(tǒng)的軟件開發(fā)工具—EJ200 SDE，它包括：Epos—核心的設(shè)計文件編制工具；Lifespan—執(zhí)行所有文件機軟件結(jié)構(gòu)控制的工具；Ada編輯系統(tǒng)—具有程序調(diào)試、語法編輯、源代碼分析和執(zhí)行代碼分析功能的Ada編輯器及反編輯器；Testbed—在軟件測試階段中使用的1組軟件分析工具；Emulator—具有硬件缺陷探索、軟件測試、時間測定量度及綜合的Hp64000UX開發(fā)系統(tǒng)；Test Harness—能使軟件測試環(huán)境完整并提供自動單元測試的1組工具。

3.6 研制供油系統(tǒng)和電/液轉(zhuǎn)換裝置

（1）大流量高壓力主燃油泵（齒輪泵）；

（2）大流量加力油泵（離心泵、汽心泵等）；

（3）各種電/液轉(zhuǎn)換器。

對于FADEC系統(tǒng)，液壓執(zhí)行機構(gòu)處于極其重要的地位。對其不作具體闡述。

3.7 建立與驗證發(fā)動機模型

研究了30多年發(fā)動機建模問題，投入了不少的力量和經(jīng)費，同時又開展了對外合作，引進了實時仿真模型，但發(fā)動機模型問題89仍然沒有解決好。應(yīng)當(dāng)把現(xiàn)有的發(fā)動機模型集中起來進行研究，組織專門的人力進行驗證。然后，建立發(fā)動機模型庫，以實現(xiàn)資源共享。

3.8 開展控制模態(tài)與控制先進算法研究

迄今為止，在高性能發(fā)動機上所采用的控制模態(tài)并沒有重大變化，都是基于經(jīng)典的自動控制理論，所采用的算法還多是PID算法。未來的航空發(fā)動機將采用先進的控制模態(tài)，這種模態(tài)將自動調(diào)整發(fā)動機的工作點，以使整個飛行包線內(nèi)的性能最佳。它應(yīng)具有3個方面的功能，即故障適應(yīng)和重構(gòu)、故障診斷和狀態(tài)監(jiān)視、模態(tài)自適應(yīng)最佳化。

3.9 開展推力矢量飛行/推進綜合控制技術(shù)研究

推力矢量飛行/推進綜合控制技術(shù)研究是非常重要的研究方向。中國已經(jīng)開展的研究只是停留在計算機仿真和研究報告上。應(yīng)當(dāng)向工程實踐跨出一步。

4 結(jié)束語

中國航空發(fā)動機FADEC技術(shù)的發(fā)展方向是明確的，目前的薄弱環(huán)節(jié)和關(guān)鍵技術(shù)是清晰的，只要全行業(yè)共同努力，扎實工作，就一定能夠研制出具有自主知識產(chǎn)權(quán)、安全可靠運行的高性能FADEC系統(tǒng)。

[1] 628研究所編譯.飛機推進系統(tǒng)數(shù)字式電子控制技術(shù)（第一集～第七集）[M].中國航空工業(yè)總公司第六二八研究所,1998.

[2] 張紹基.軍用航空發(fā)動機燃油與控制系統(tǒng)的研究與發(fā)展，航空發(fā)動機[J]，2000(3).

[3] 孟慶明.現(xiàn)代航空發(fā)動機控制系統(tǒng)發(fā)展趨勢綜述，北航學(xué)術(shù)報告[J]，BH-B4415.