淺析航空發(fā)動機的數(shù)字電子控制技術

宋涵　杜紫巖

摘 要：航空發(fā)動機越來越高的性能要求和復雜的結構，就要求先進的控制技術與之相匹配。伴隨機載設備的電子化、綜合化，實現(xiàn)航空發(fā)動機的電子控制已成為必然要求。如今，電子控制技術已經(jīng)能實現(xiàn)對飛機的有效操控，創(chuàng)造更完善可靠的發(fā)動機電子控制系統(tǒng)也是下一代航空發(fā)動機研發(fā)的關鍵，也就是下一代戰(zhàn)斗機研制成功的關鍵。

關鍵詞：航空發(fā)動機；電子控制；機載設備

航空發(fā)動機經(jīng)歷了早期的活塞發(fā)動機到現(xiàn)代燃氣渦輪發(fā)動機的長足發(fā)展，現(xiàn)代發(fā)動機性能有了質的飛躍。但是發(fā)動機的結構設計、操控與維護也變得日益復雜。所以沿用經(jīng)典控制理論的控制設計方法已不能滿足對現(xiàn)代發(fā)動機的控制需要。因此我們必須應用先進的現(xiàn)代控制理論，采取構建數(shù)學模型的方法，處理日益復雜的控制參數(shù)。而計算機和機載電子設備的發(fā)展與應用，使這一目標成為可能。由于發(fā)動機控制的自身需要和微電子技術的飛速發(fā)展，發(fā)動機控制已實現(xiàn)從傳統(tǒng)液壓式控制、機械式控制向數(shù)字電子控制的轉變，并歷了從單個部件到整體、從模擬式到數(shù)字式、從有限功能到全面功能的發(fā)展過程。

1 發(fā)動機的數(shù)字電子控制應用

現(xiàn)代飛機的發(fā)動機數(shù)字電子控制系統(tǒng)大體可分為監(jiān)控控制（EEC）和全功能電子控制（FADEC）兩大類。

監(jiān)控控制是指發(fā)動機的主要功能仍由液壓機械式控制器完成。發(fā)動機電子控制主要作用是兩個方面即監(jiān)控和限制：保證精確的推力控制，同時確保其不超出發(fā)動機的工作，限制。監(jiān)控控制只是依靠電子設備對傳統(tǒng)液壓機械式調節(jié)器進行實時監(jiān)控，可以看作是向全功能電子控制轉變的過渡階段。全功能電子控制則是將過去由液壓機械式調節(jié)器完成的控制功能完全由機載計算機完成。配備的液壓機械式裝置只保留作為電子控制系統(tǒng)失效后的備份控制機構。與液壓機械式調節(jié)器相比，全功能數(shù)字電子控制的計算能力強、精度高。其有以下幾個優(yōu)點：提高發(fā)動機性能：降低燃油消耗量；減輕駕駛員的工作負荷；提高控制可靠性：降低成本。

以CFMI公司已研制成功并投入使用的新一代發(fā)動機CFM56系列發(fā)動機為例， CFM56-5B和CFM56-7B發(fā)動機都采用了FADEC控制系統(tǒng)。FADEC作為CMF56-7B發(fā)動機的主操作系統(tǒng)，F(xiàn)ADEC控制著整個發(fā)動機的工作，并實時響應來自于飛機的各種動態(tài)指令，同時向飛機提供各類包括發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控、維修報告以及故障分析的信息。對于帶有FADEC系統(tǒng)的發(fā)動機，其起動過程主要由FADEC中的電子控制器EEC來控制。FADEC通過EEC的A、B兩個通道來和飛機上的計算機進行交流。EEC在通電以及檢測過程中進行主動/備用通道的選擇。自檢系統(tǒng)檢測并隔離故障，根據(jù)故障判定通道的可用狀態(tài)，同時傳輸維修數(shù)據(jù)到飛機。主動和備用通道的選擇是依據(jù)于通道的可使用狀態(tài)，每個通道可以判定自己的可使用狀態(tài)，可使用狀態(tài)最佳的通道將被選作主通道。

數(shù)字電子控制易于實現(xiàn)發(fā)動機的狀態(tài)監(jiān)控，也易于實現(xiàn)發(fā)動機控制與飛機控制的一體化。

2 發(fā)動機的推力矢量控制系統(tǒng)應用

推力矢量控制系統(tǒng)是指發(fā)動機推力通過噴管或尾噴流的偏轉產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對飛機飛行進行實時控制的技術，也就是運用空氣動力學，通過對推進裝置與飛機氣動布局的有效改變，完成飛行器的推力矢量化。具有矢量化動力系統(tǒng)的飛行器將具有超高性能的機動性和敏感性。

推力矢量技術能讓發(fā)動機推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從而大大減少了雷達反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機都可利用這部分操縱力進行操縱，這就增加了飛機的可操縱性。由于直接產(chǎn)生操縱力，并且量值和方向易變，也就增加了飛機的敏捷性，因而可適當?shù)販p小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面。這對降低飛機的可探測性是有利的，也能使飛機的阻力減小，結構重減輕。因此，使用推力矢量技術是解決設計矛盾的最佳選擇。許多年來，美、俄等國作了大量的飛行試驗，證明了利用推力矢量技術的確能達到預定的目的。

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機為提高機敏性，提高對目標的擊毀率，必須擴大使用迎角。例如第三代戰(zhàn)機F—16的使用迎角只有25度、第四代戰(zhàn)斗機F一22則已擴至60度、試驗機x一31甚至達到70度。可用迎角的大幅提高要求設計者從傳統(tǒng)設計方法所依賴的線性空氣動力學范疇進入到非線性空氣動力學范疇。大迎角還常伴隨分離、非定常等現(xiàn)象。隨使用迎角的增大，大迎角非定常空氣動力學的數(shù)學建模已成為有效進行設計而迫切需要解決的問題。這要求我們不僅從理論上、物力上進行研究，更重要的是從工程控制上找到辦法實現(xiàn)大迎角飛行。

推力矢量控制技術正好解決了這一難題。矢量推力技術不僅可以擴大戰(zhàn)斗機的使用迎角范圍，還可使推力直接參與飛行控制，從而大大提高飛機的過失速機敏性。矢量推力技術現(xiàn)已成為新型戰(zhàn)斗機設計中的重要技術，如F一22、X一31、Su-30MKI、Su-35、Su一37等均不同程度的采用此項技術。

3 發(fā)動機綜合推進控制應用

采用數(shù)字電子控制后，性能有了很大提高，直接導致飛機綜合推進控制的產(chǎn)生。

所謂綜合推進控制，就是將發(fā)動機主燃燒室、加力燃燒室、尾噴口以及超音速飛機的進氣道進行一體化控制。以往，這些部分的控制是由各自的調節(jié)器進行的，如主燃料調節(jié)器、加力燃料調節(jié)器、尾噴口控制器。實施一體化綜合推進控制，就將進氣道控制融入了飛機的整體推進控制，推進系統(tǒng)各裝置之間能更好地協(xié)調和匹配工作。

例如美國上世紀70年代開始研制的TF一30發(fā)動機（裝配F-111飛機）的綜合推進控制系統(tǒng)（IPCS）。經(jīng)過～體化設計與控制后，F(xiàn)-111飛機采用了獨特的進氣道設計，使得F-111獲得了優(yōu)秀的動力性能。F一11l憑借其遠程、高速方面的出色表現(xiàn)而衍生發(fā)展出多種型號，至今仍是美國空軍的主力裝備。

從第三代戰(zhàn)斗機起，綜合推進控制成為飛機提升性能的必備選擇，并且隨著計算機和發(fā)動機技術的進步仍在不斷發(fā)展之中。

4 結語

回首現(xiàn)代飛機的電子化進程，數(shù)字電子控制由低到高、由單-N綜合的每個過程都對飛機有很大影響，其進一步發(fā)展和完善也必將使發(fā)動機控制達到更高更新的水平。隨著飛機上駕駛、火控、導航等方面電子控制技術的不斷進步，發(fā)動機電子控制系統(tǒng)也將日趨成熟。而新型發(fā)動機技術的迅猛發(fā)展也需要更先進的控制理論與控制技術的支持。

總而言之，航空電子技術在飛機發(fā)動機上的應用必將更加廣泛而深入，飛機發(fā)動機電子控制技術的進步將會使飛機的飛行控制與飛行品質得到前所未有的提升。

參考文獻

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[4]孫建國. 現(xiàn)代航空動力裝置控制. 航空工業(yè)出版社，2009

作者簡介

宋涵（1996-），西北工業(yè)大學 動力與能源學院，自動化專業(yè)。