航空发动机控制系统设计流程简介

7.3.2.1　系统需求捕获和定义

需求捕获的目的是获得产品研制相关的各类要求，包括飞机、发动机等主机提供的书面产品技术要求，类似型号经验，相关的标准、规范以及其他利益相关方的需求等。捕获用户的需求，转化为航空发动机FADEC 系统需求，定义系统必须做什么（功能需求）和必须做多好（质量和性能需求）。

发动机要满足飞机需求，就要求控制系统应在发动机各种工作状态下按照规定的控制规律，准确地输出控制量，使发动机发挥出最佳性能，对发动机及控制系统的运行状态进行监视、判断，以保证发动机安全可靠工作，适应飞机发动机的工作环境等。

在需求捕获时应考虑的基本因素：

1）飞机型别和飞机使命；

2）发动机类别及工作状态；

3）发动机工作环境；

4）接口；

5）衍生需求：包括从较高级别需求中导出的需求，以及从较高级别分配的需求，如可靠性要求。

7.3.2.2　系统构型设计

系统构型设计是在满足系统需求的前提下，对实现系统的控制功能所进行的系统顶层设计，是子系统详细设计的纲领和依据。现代航空发动机基本都是双通道的全权限数字式电子控制系统（FADEC），其主要包括以下工作内容：

（1）系统硬件和软件的功能分配

系统设计之初，需要进行系统硬件与软件的功能划分和任务分配，并加以折中分析，明确系统需求哪些由硬件实现、哪些由软件实现。由于软件具有极大的灵活性，便于及时调整和修改，因此倾向于软件实现以下功能：

1）控制律计算和控制参数调整；

2）信息管理（包括余度管理、故障综合和申报）；

3）故障诊断与重构；

4）BIT（built－in test）测试（硬件和软件结合）；

5）发动机状态监视、健康预测计算等。

进行软、硬件功能分配时，应综合考虑合理性、可能性和可靠性等因素折中分配。

（2）建立子系统

子系统的划分与确立，应有利于系统设计，也便于全系统功能单元的分配、外场可更换单元的划分，以及性能指标的管理。子系统的划分可以有不同的方式，按控制功能可分解为主燃油控制、加力燃油控制、喷口控制、导叶控制等子系统，这种划分有利于系统、子系统指标的分配和传递及逐层集成验证。按专业可以划分为数字电子控制器、液压机械装置、传感器、电气、操纵与显示等子系统，这种划分有利于产品的管理。建立子系统时也要定义构成子系统的功能部件，并将功能和性能分配到各部件上，提出系统对部件的技术要求。

（3）系统余度设计

通过为系统增加多重资源（硬件与软件的重复配置），实现对多重资源的合理管理，从而提高系统可靠性和安全性的设计方法。

电子系统普遍采用余度设计是因为：(www.xing528.com)

1）电子元器件的失效具有随机性，不可控；

2）单余度FADEC 系统的可靠性无法与机械液压系统相比。

因此，飞机最重要的控制系统往往具有三余度、四余度。发动机故障的危害对于多发飞机来说是重大危害，三余度以上会导致系统复杂、体积重量过大，因此普遍采用双余度系统。

7.3.2.3　系统控制律设计

系统控制律指控制系统形成控制指令的算法，它采用经典/现代控制理论进行设计，以确定系统控制指令与系统输入变量之间的逻辑和函数关系。

系统控制律设计是保证系统功能和控制品质实现的直接、最重要的环节，是系统软件开发的基础。

一般包括控制律设计包括控制结构设计、线性系统仿真、稳定性分析、非线性系统仿真、硬件在回路仿真和系统半物理模拟验证、发动机试车和飞行验证等过程，通过这些过程设计验证，保证控制律在全飞行包线内的适应性和控制品质。

控制律一般采用根据飞行条件自适应修正的PID 控制，鲁棒多变量控制、性能寻优控制等现代控制理论和方法也逐步在发动机控制中得到应用。

7.3.2.4　控制系统部件设计

控制系统部件一般包括数字电子控制器、燃油增压泵、主燃油泵、加力燃油泵、伺服燃油泵、主燃油计量装置、加力燃油计量，压气机导叶控制装置、风扇导叶控制装置、喷口控制装置、交流发动机、高低压转速、压力、温度和位置等各型传感器。

部件的设计输入是系统和子系统设计阶段提出的技术要求，根据设计输入，开展需求分析、部件架构设计、多方案论证和方案设计，识别关键功能性指标与关键元部件指标，关注点主要包括可行性、技术成熟度、技术先进性、可靠性、成本、技术风险、研制进度、重量和体积等，进行方案评估，确定最优方案。在方案基础上，确定部件主要组成、功能及性能指标；划分功能模块，明确模块设计技术要求；进行接口设计，包括电气接口、机械接口等；开展回路设计、热设计、抗污染设计、故障诊断设计和其他功能性指标设计，以及重量分配、功率分配等；然后开展零部件三维设计和二维图纸设计，编制装配图、外形图、接线图、零件、图样、关重件目录等相关文件；开展部件性能、结构强度、流场等设计、仿真分析；开展六性设计和评估工作。

数字式电子控制器是控制系统的核心硬件。控制器应能按系统要求将发动机及飞机的状态信号，控制系统的传感器信号、开关量信号，通过各自的处理电路转换成相应的数字量信号。处理器（CPU）应能根据上述信号，控制软件按照控制规律进行实时运算，输出可供发动机及飞机状态控制的模拟量信号和开关量信号，并将有关发动机和数控系统的状态参数存储并传输给发动机健康管理系统及飞机监视和记录系统。

数字式电子控制器应根据发动机控制系统的要求配置余度和相应的余度管理方式；数字电子控制器应采用模块式设计，防止单点故障及故障蔓延；数字电子控制器的输入输出通道、处理器计算能力和存储容量等硬件设计应具有一定的可扩充能力。

液压机械装置是控制系统的重要执行部件，应能按照控制系统的输出指令控制系统燃油流量和几何位置，并要求具有较高的稳态精度和动态响应特性。电液伺服阀等电液转换装置是液压机械装置的核心组件，要求高精度、高灵敏度、高可靠性，且抗燃油污染能力强。燃油泵一般使用离心泵、齿轮泵和柱塞泵，由于柱塞泵结构复杂、寿命短，故在航空发动机控制系统中将逐步被淘汰。

7.3.2.5　软件设计

现代控制系统的核心功能是由控制软件完成的，软件的专业性很强，发动机设计师不可能参与其具体的研发，要关注的仍然是软件的需求分析。国际标准DO－178B 中《机载系统和设备审定中的软件考虑》是机载软件开发的重要指导文件，其中定义了软件的研发流程，发动机总体应主要关注其中的软件需求过程。

应高度重视软件工程化工作，发动机控制软件应符合软件工程化要求，按照相应的国军标规定的软件工程化标准规范进行软件的开发工作：

1）过程体系：应按照军或民用软件相关标准（如GJB 2786A—2009《军用软件开发通用要求》、GJB 5000A—2008《军用软件研制能力成熟度模型》），建立符合军用软件研制能力要求的软件过程体系，开展系统分析与设计、软件项目策划、软件需求分析、软件设计、软件实现及集成、软件维护、软件验证、软件项目监控、软件质量保证、软件配置管理等相关工作。

2）配置管理：应按照相关标准要求（如GJB 5235—2004《军用软件配置管理》和GJB 5716—2006《军用软件开发库、受控库和产品库通用要求》）建立软件开发库、受控库和产品库，并对软件（含文档）实施配置管理。

3）测试：应按照 GJB/Z 141—2004《军用软件测试指南》、GJB 1268A—2004《军用软件验收要求》对发动机控制系统软件开展自测试。

4）质量管理：应按照GJB 439A—2013《军用软件质量保证通用要求》制定配套软件质量保证计划，明确软件质量保证活动的时机、工作内容和实施方法等，并在软件生命周期过程中实施；应按照GJB 438B—2009《军用软件开发文档通用要求》编制软件文档。

5）安全性：应按照 GJB/Z 102A—2012《军用软件安全性设计指南》、GJB/Z 142—2004《军用软件安全性分析指南》等标准的要求，开展软件安全性分析、设计和验证工作。软件应采用模块化结构，宜参照HB/Z 295—1996《机载系统和设备合格审定中的软件考虑》进行软件安全性分级，并对各软件配置项进行安全性分级，不同安全性等级的软件配置项之间应高内聚、低耦合。