航空發動機控制技術發展與應用

甄 真，李玉芳，徐 濤

（中航西安飛機工業集團股份有限公司，陜西 西安 710000）

0 引言

作為發動機的“大腦”，航空發動機控制系統的工作目的是保障發動機在飛行包線和工作包線內穩定、可靠運行。從20 世紀40 年代[1，2]，利用手動操縱油門桿完成發動機轉速控制的單一航空發動機控制系統，到如今接收發動機各傳感器信號并進行計算處理和控制執行操作的全權限數字電子控制系統（Full Authority Digital Electronic Controller,FADEC），航空發動機控制技術的發展已歷經70 余年，航空發動機控制技術的發展歷經了五代變更。航空發動機的控制功能完成了從單個部件到整機控制、從模擬式控制到數字式控制、從有限功能控制到全權限控制，發動機控制技術的革新和發展衍生出了不同類型的航空發動機控制系統。

1 航空發動機控制系統發展歷程

航空發動機控制系統發展歷程可分為液壓機械控制系統、監控型電子控制系統以及全權限數字電子控制系統（FADEC）三個階段[3]，隨著數字電子控制技術的不斷發展，全權限電子控制系統可以分為單通道全權限數字控制+液壓機械備份控制系統、雙通道全權限數字電子控制系統、雙通道全權限數字電子控制系統+主動控制技術+預測健康管理模型，隨著FADEC 控制功能不斷優化，未來FADEC 技術將逐漸由集中式向分布式發展。航空發動機控制系統發展歷程見圖1。

圖1 航空發動機控制系統發展歷程[4]

1.1 液壓機械控制系統

液壓機械控制系統中所需的邏輯判斷和控制運算以及指令的指定全部用液壓機械裝置（杠桿、凸輪、彈簧等零件）來實現。早期航空發動機主調節器為單一控制，通過手動操作油門桿位置實現發動機轉速的控制，后期隨著液壓機械裝置的發展，航空發動機控制器引入發動機轉速、進口溫度、環境溫度、壓氣機出口壓力等參數，計算結構也逐漸被三維凸輪、杠桿等結構取代[5]。以美國Hamilto Standard 公司為代表的JFC 系列噴氣發動機燃油控制器是典型的早期英美式渦扇發動機液壓機械式燃油控制器的代表，其發展演變歷程也表現了液壓機械式控制結構向電子式控制結構的演變[6]。

以JT9D-7J 發動機控制系統中的JFC68-3 燃油控制器為例，該燃油控制器屬于液壓機械控制器，由計算部分和計量部分組成。計算部分以燃油流量Wf和壓氣機出口壓力P4的比值（Wf/P4）作為控制參數，通過感受油門桿角度、發動機工作狀態、環境壓力PH、壓氣機進口溫度T2、壓氣機出口壓力P4等，計算出發動機所需燃油流量并控制計量活門開度，使計量部分輸送相應流量的燃油至發動機噴嘴，計算部分的計算元件由杠桿、三維凸輪、滾輪、彈簧等組成，均為液壓機械式結構。計量部分用來保證供給發動機的計量燃油流量，在發動機工作限制之內，計量部分可依據計算系統計劃的燃油流量向發動機燃燒室供油，計量部分包括壓差控制器、計量活門、最小壓力及切斷活門等，其中壓差控制器和計量活門共同工作，保持計量活門壓差恒定，通過改變計量活門開度改變供油量。JT9D-7J 發動機燃油控制系統結構見圖2。

圖2 JT9D-7J 發動機燃油控制系統[5]

相比于同公司早期JFC25-20 燃油控制器JFC68-3 增加了壓氣機進口溫度T2和環境壓力PH形成三條補償回路，使發動機控制精度和抗干擾能力顯著提高。盡管機械制造結構愈益完善，但其可綜合的參數始終有限。隨著航空發動機性能發展，液壓機械式控制器逐漸難以滿足愈益增長的控制變量，因此，借助于電子技術、計算機技術的電子式控制結構應運而生。

1.2 監控式電子控制系統

監控式電子控制系統在液壓機械式控制器基礎上增加電子調節器，二者共同實施對發動機的控制。JT9D-7R4 發動機的燃油控制系統JFC68-7 就是在原液壓機械基礎上引入電子調節器，電子調節器監控發動機各參數并通過扭矩馬達調節n2再調活塞[6]，參與燃油流量控制，保證精確的推力控制及發動機各參數不超出發動機工作限制。電子調節器的加入使得JFC系列燃油控制器對燃油流量的控制更加精確，對外界條件變化更迅速做出自動補償。

1.3 FADEC 系統

隨著航空發動機性能要求的不斷提升，對發動機控制要求越來越高，航空發動機控制變量發展呈現快速增加趨勢，控制變量變化見表1。

表1 航空發動機控制變量發展趨勢[10]

20 世紀70 年代，美國利用數字電路和軟件對PW F100 發動機的監控式數字電子控制裝置進行改良，實現了其液壓機械裝置的全功能控制。1981 年F-15 飛機裝配F100 并完成首次試飛，F100 試飛試驗的完成驗證了在發動機全部控制范圍內FADEC 技術代替液壓機械控制技術的可行性，驗證了FADEC 技術多變量控制技術的優越性。相比傳統的液壓機械技術，具有的優點：（1）多變量控制。FADEC 技術可以控制更多參數，且復雜控制算法的實現依靠軟件完成，不僅降低了裝置復雜度，更降低了被控參數的超調量。此外，FADEC 技術的多變量控制使發動機的控制精度更高，多反饋機制使發動機對外界條件變化更迅速做出調整。（2）更易實現飛發一體控制。采用FADEC技術更易實現發動機數據與飛機其他數據交互[7]，發動機與飛機各子系統間的耦合作用大大加強。（3）系統可靠性高[8]。FADEC 技術采用多余度設計和容錯控制技術，有效提高了設備可靠性。（4）成本低。降低了全壽命周期內的使用維護成本[9]。

FADEC 系統即全權限數字電子控制系統，FADEC 的核心是一臺微處理器，其可利用電子控制技術代替傳統的液壓機械控制結構，實現發動機整個飛行包線內、所有工作狀態各種控制功能及參數的極限限制，此外，FADEC 系統還可以與飛機航電系統通訊，傳送發動機工作參數和狀態信息。一個完備的FADEC 系統包括發動機控制組件ECU、傳感器、專用交流電機、燃油液壓機械組件、點火控制、壓氣機控制、間隙控制、啟動系統等[11]。其與飛機間交聯關系見圖3。FADEC 系統通過ECU 內部機載控制算法實現對傳感器輸入信號的診斷和處理，利用各控制邏輯計算產生數字信號，并經過A/D 轉換器轉換為模擬量輸出并驅動各相關裝置工作。FADEC 系統可以實現燃油流量控制、風扇及壓氣機進口可調葉片角度控制、尾噴管臨界面積控制、渦輪間隙高壓壓氣機流量控制等幾乎包含核心機運轉的全部控制。

圖3 CFM56 發動機FADEC 系統交聯

20 世紀90 年代，FADEC 技術逐漸由單通道全權限數字電子控制+液壓機械備份轉變為雙通道權限數字電子控制技術（第二代FADEC），雙通道全權限電子控制技術采用雙余度設計，包含兩個相互獨立數控通道，一個通道作為主控單元，另一個通道作為熱備份，以備主控單元故障后隨時切換工作狀態。雙通道數字電子控制器還包含一個故障切換模塊，兩個獨立通道共用一個故障切換模塊，當任一通道中任一模塊產生故障時，故障切換模塊能夠無擾動切換另一通道相應模塊代替工作。雙通道數字電子控制器組成結構見圖4。1995 年，M88-2 發動機已經裝配了第二代FADEC 系統，相比第一代FADEC 系統，第二代雙通道全權限數字電子控制系統增加了健康監視功能和FADEC 半自動維護功能，其控制算法和控制邏輯更加先進，控制和故障監控能力更強，自檢技術更加完善。1997 年F119 發動機裝配了第三代FADEC 系統[12]，相比第二代FADEC 系統，第三代FADEC 系統控制功能增加了近一倍，采用了先進數據存儲卡的燃油流量健康分析系統，實現了機上預診和健康管理，整個系統可靠性和安全性更高，控制系統和發動機可維護性更加完善。

圖4 雙通道數字電子控制器組成結構

1.4 分布式控制技術

目前航空發動機控制大多采用集中式FADEC 系統，隨著飛行性能要求的不斷提升，動力裝置系統的控制要求從發動機控制逐漸擴展至進氣道控制和矢量噴管控制，因此FADEC 系統的傳感器和執行機構逐漸增加，FADEC 系統核心組件ECU 的控制算法和接口組成變得極為復雜，維護成本變得越來越高。為了解決以上問題，將分布式控制概念引入航空發動機控制系統，分布式控制系統架構見圖5，中央電子控制器、智能傳感器和智能執行機構建立組成發動機局域網絡，利用先進串行數據總線實現智能傳感器、智能執行機構與中央電子控制器間的數據通信[13-15]。不同于集中式FADEC 系統，分布式控制系統將低級處理功能從ECU 下放到智能傳感器和執行機構，智能傳感器將模擬信號轉換為數字信號后傳輸至數據總線提供給中央電子控制器，智能執行機構從中央電子控制器接受控制指令對執行機構進行閉環控制，中央電子控制器執行復雜的控制算法、數據接收、指令發送等功能。分布式控制系統弱化了FADEC 系統的監控功能，在降低控制系統復雜度、改善維修性和可靠性方面具有極大優勢。受限于耐高溫電子元器件技術、智能化控制模塊技術以及先進通信技術等的發展，分布式控制技術目前仍停留在理論研究階段。

圖5 典型分布式控制系統架構

目前國內軍用航空發動機的智能控制技術仍只停留在理論研究，受限于技術封閉、數據保密、科研轉化效率低等現實因素，控制技術工程化應用與國際相比仍存在一定距離，真正要實現工程化的軍用航空發動機智能控制系統不僅需要理論上的深耕，更需要現實工程上的研發應用。

2 航空發動機控制技術對比分析

航空發動機控制技術從液壓機械控制、監控型電子控制、FADEC 控制到分布式控制，取得了巨大進步與發展，各控制技術的組成及功能對比見表2。由表可以看出，相較于液壓機械控制和監控電子式控制技術，FADEC 控制技術在控制參數、控制精度及控制功能等方面均有巨大的進步和優勢，未來隨著智能化控制模塊技術及先進通信技術等的發展，分布式控制技術有望實現真正工程化應用。

表2 航空發動機控制技術組成及功能對比

3 輔助動力裝置全權限控制系統的研制與試車驗證

APU 為一型恒速單轉子輔助動力裝置，采用全權限數字電子控制系統，具備地面引氣及發電、空中發電功能。FADEC 控制系統總體結構如圖6 所示，主要由數字電子控制器、燃油控制系統、點火激勵器、起動箱及起發電機、引氣閥、防喘閥、減壓閥、各類傳感器組成。為適應APU 引氣、發電功能，FADEC 系統需能提供引氣控制及發電控制裝置，引氣控制裝置為利用數字電子控制器輸出電信號控制開合的引氣閥，發電控制裝置為利用電信號控制通斷的繼電器，繼電器與起發電機和永磁交流發電機連接，當APU 需要輸出電功率時，繼電器閉合接通下游供電負載。

圖6 輔助動力裝置FADEC 控制系統總體結構

FADEC 控制系統為單通道結構形式，接收來自飛機和相關傳感器的指令和信號，其中轉速傳感器和排氣溫度傳感器采用雙余度設計，保障APU 重要參數監測控制的可靠性。FADEC 系統可在APU 起動包線和工作包線內，在規定的飛行條件下按給定的燃油調節計劃自動控制APU 冷轉、假起動、起動、停車等，確保APU 穩定工作。FADEC 系統對APU 重要參數進行限制和保護，存儲APU 歷程記錄及使用情況。

輔助動力裝置系統設計定性后，進行了全狀態臺架試車及高空模擬試車，圖7 為APU 高空模擬試車數據，圖中試車數據表明APU 起動、試車、引氣及發電狀態工作穩定，APU 載荷瞬變期間轉速波動最大值不超過5%，穩態誤差在0.2%內。

圖7 輔助動力裝置高空模擬臺架試車數據

4 結語

隨著航空發動機性能要求的不斷提高，發動機控制系統技術不斷創新，航空發動機控制系統經歷了液壓機械式控制系統、監控式電子控制系統、FADEC 系統的變革，未來隨著耐高溫電子元器件技術、智能化控制模塊技術以及先進通信技術的發展，分布式控制系統有望成為航空發動機控制系統的主流選擇。本文在介紹和展望航空發動機控制技術的基礎上，提出了輔助動力裝置FADEC 系統的總體設計方案，經地面臺架試車試驗及高空模擬試車試驗驗證，FADEC 系統的輔助動力裝置功能完備、工作穩定，滿足當前飛機使用需求。