JSSG 2007B、GJB 241A-2010对发动机数控系统技术要求的分析

张 华 周永权 王剑影

（1.中航工业综合技术研究所，北京 100028；2.中航动力控制系统研究所，江苏 无锡214063；3.空军驻无锡地区军事代表室，江苏 无锡 214063）

发动机控制系统在近20年来经历了一场革命性的变化，由原来的机械–液压式控制器（或辅之以局部的电子控制装置）发展为发动机全权限数字式电子控制系统（以下简称FADEC）。本文将对JSSG 2007B《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》、GJB 241A–2010 《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》两份先进航空发动机规范中FADEC系统技术要求、试验验证方法进行分析研究，从而有助于掌握技术动向，为系统通用规范的修订提供参考。

1 发动机通用规范对数控系统要求概述

美国自1984年首台FADEC系统上天投入使用后，在FADEC研制和应用方面积累了丰富经验并日臻成熟。从1995年美国颁布的JSGS 87231A–1995《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机通用规范》开始规定有关使用FADEC后的设计要求，直至1998年10月颁布的JSSG 2007、2004年发布的JSSG 2007A和2008年发布的 JSSG 2007B则更为充分地反映了使用FADEC后的实践经验，并扩展了设计要求，如增加了在现代数字电子控制器上的调整都是通过重新编程来实现的技术内容。我国为适应电子控制系统的应用，GJB 241A–2010 修订中已增加了对FADEC系统设计、试验考核要求的规定，并引用了GJB 4053– 2000 《航空发动机数字电子控制系统通用规范》。

JSSG 2007B和GJB 241A–2010 作为目前先进的发动机通用规范，从顶层规范的角度，对控制系统设计、验证总体要求进行了规定，对于我国FADEC系统的研制、生产有着重大的指导意义。JSSG 2007B和GJB 241–1987 中发动机控制系统要求的主要章节基本对应，具体见表1。遵循表1中的主要技术要素框架，结合目前国内外先进发动机数控系统的技术特点，下面将针对控制系统界面、性能、余度设计要求等主要技术要素展开分析。

2 发动机数控系统技术要求分析

2.1 控制系统界面

JSSG 2007B对控制系统界面提出了明确要求，且涉及面更为广泛，包括发动机控制系统与发动机、飞机一体化控制模式的所有界面，如输入信号中的推力或功率要求、转速联锁离散信号、飞机动力控制的油门指令、MIL–STD–1553数据总线（冗余的）；输出信号：涡轮出口温度、核心发动机转速、燃油流量、MIL–STD–1553数据总线（冗余的）、油门杆/控制杆角度等。此外，还可要求飞机提供附加输入参数给控制系统，如燃气吸入，外来物损伤（FOD）、结冰、载重量、畸变指数和马赫数。界面的输入、输出信号可按离散量、模拟量和数字量的方式给出。

表1 章节标题

JSSG 2007B规定的控制系统操纵方式、控制输入信号、控制输出信号、通讯接口等在GJB 241A–2010中均有相应要求。但JSSG 2007B明确指出发动机一般通过MIL–STD–1553、MIL–STD–1773总线与飞机进行通讯，实现控制一体化和从发动机控制器向发动机监视系统传输数据，GJB 241A–2010 则提出可按型号规范规定。然而，JSSG 2007B和GJB 241A–2010作为发动机顶层规范，未对数控系统物理界面进行规定。由于控制系统超重的问题日益突出，物理界面的模糊定义给订购双方带了较大的协调工作量。因此在控制系统通用规范制修订中，可对控制系统组成、计入控制系统重量的成附件等进行界定。

2.2 控制系统功能和性能

2.2.1 系统功能要求

发动机复杂性的增加对控制系统功能提出更高的要求，JSSG 2007B中提出其主要功能包括：闭环控制逻辑应精确地调节燃油，实现由发动机起动、加速、减速、稳态工作和加力程序直到发动机停车；为避免超过气动的、热力的和结构的限制，应限制发动机的关键参数，以确保发动机的保护、安全和耐久性；控制器应提供熄火检测和调整功能，失速和喘振检测和恢复，检测故障和隔离故障以及应自动地排除起动悬挂和防止起动过热等。此外，结合我国目前技术发展，还可增加如接通和断开防冰系统、实现矢量推力控制等新功能要求。

2.2.2 系统性能要求

2.2.2.1 故障调节能力

JSSG 2007B中规定“控制系统的故障调节应能在发动机工作不正常或故障期间和故障后，检测到那些在控制系统引起故障发生后仍能保持发动机工作能力、故障发生后仅性能有所降低和故障发生后仍能保证发动机安全工作的各种故障”。GJB 241A–2010中规定略严格，即对于任何单个控制系统故障，控制系统应能提供95 %的正常工作能力。

2.2.2.2 推力与油门位置的关系

由于发动机使用FADEC后提高了自动化和控制的精确程度，JSSG 2007B将这一要求规定为“发动机推力或功率的调节在推力/功率信号输入和发动机推力/功率输出之间必须呈线性关系”。JSSG 2007B还提出“全权限数字电子控制器对油门杆的瞬变响应应以适合于飞机工作状态的速率增加或减小燃油流量。……对油门的移动不作限制要求飞行/推进控制系统的一体化，能够提供自动飞行和实现对发动机的包线限制”。由于发动机可能发生失速，非一体化的控制系统对驾驶员无限制的操纵油门杆移动的能力进行了限制。GJB 241A–2010规定“推力与油门杆位置之间的关系应是相对应的，没有突然变化，基本上是线性的”。设计时若规定了油门杆的变化速率，即间接约束了发动机推力的变化。

2.2.2.3 加力推力的突变值

该突变值的大小对飞机的一系列机动飞行状态都有影响，只有使用FADEC后才可实现对其限定。GJB 241A–2010推力控制中规定当接通或切断加力时，推力突变不大于中间状态推力的4 %；而JSSG 2007B则取消定量要求，即“加力燃烧室点燃和切断时，推力阶梯式变化应是最小的。推力阶梯式变化应足够小到不致使驾驶员觉察不到，但足以使驾驶员了解到加力燃烧室已点着火。这种推力阶梯式变化应保证工作平稳过渡，防止压力脉动波传播到风扇涵道和使压气机失速”。该项要求反映出美国先进发动机数控系统的成熟技术及20多年的应用经验已可将加力燃油供油量控制在合理范围内，保证实现平稳过渡，而我国目前仍需进行定量规定。

2.2.2.4 油门杆的位置公差

GJB 241–1987 修订后，将“对任一被控变量的给定值，油门杆的位置公差为±2.5º”改为“油门杆的位置公差为±1.5º”，JSSG 2007B未进行量化规定。

2.3 控制系统余度设计

JSSG 2007B中指出，应注意燃油和控制系统对推进系统的整个生存力的较大影响，为降低易损性，发动机控制系统应进行余度设计，并提出了详细要求。

GJB 241A–2010仅概述规定发动机控制系统应具有冗余度和容错能力，如“数字式电子控制器应根据发动机控制系统要求配置余度和相应的余度管理方式”。因此，在控制系统通用规范制修订中需对电子控制器、重要控制用传感器、重要控制回路的电液转换装置等硬件和控制软件的余度设计要求进行规定。

2.4 备用控制器

JSSG 2007B提出应根据对成本、复杂程度和重量等折衷考虑采用“自动的”或者采用“手动的”备用控制器，并规定了备用控制器的详细功能要求。JSSG 2007B规定“应能调节从海平面至10 km高度范围内，标准天使用的慢车至80%～100%中间推力状态之间的功率。多发飞机的应用以低于80%～100%的推力状态保持飞行。”

GJB 241A–2010要求“在标准大气条件下，从海平面到10 km高度能使发动机的推力从慢车加5%到正常可达到的90%中间推力之间进行调节”、“能在规定的高度极限范围内空中起动发动机”等。这些要求皆针对发动机提供飞机安全返航所需推力提出。

2.5 发动机控制稳定性要求

JSSG 2007B和GJB 241A–2010皆对发动机工作的稳定性提出了要求，即分别对稳态工作条件下慢车和中间或最大连续状态之间、高于中间状态直到最大加力状态工作期间，发动机推力/功率波动百分比、推力主要波峰值间隔时间进行规定。在最恶劣情况下，即发动机控制器、主燃烧室及加力燃烧室最差叠加情况下，在油门快速移动期间，主燃烧室及加力燃烧室的熄火裕度应足以防止吹灭和熄火。

该要求对发动机的控制稳定性提出了较高要求，但现行规范仅对控制系统稳定性做了定性要求。因此，在控制系统通用规范制修订中，应增加发动机控制系统及系统伺服作动机构的稳定裕度要求及其试验检验方法，包括其增益裕度和相位裕度的量化指标。

2.6 控制系统备用资源

对于控制系统的备用资源，JSSG 2007B把它放在了软件资源中进行规定。对于软件的性能和设计提出了“软件应执行必需的所有的计算、数据处理和接口功能，使发动机满足规范中的性能和可操纵性要求”。对于计算机重新编程，提出了“发动机系统应该具有在无需拆下存贮器硬件和无需改变飞机安装结构等条件下进行软件变更的能力。应提供安全性设计措施，以确保防止进行非授权的重新编程，每一个软件版本应具有唯一的软件版本号，该版本号在软件装入过程中应予以确认”。对于备用资源，提出了“在完成发动机重要研制阶段之前，对每一小帧，电子燃油控制系统应利用不大于整个可利用资源的33%～55%，发动机监视系统利用不大于整个可利用的资源的33%～55%，在工作软件处在最差执行条件（最重负载）下，存贮器资源至少有50%供控制系统用，至少有50%供监视系统用。

GJB 241A–2010则分别在软件性能和设计、重新编程、备用资源章节提出了严格要求，即计算机存储量、计算能力应至少具有50 %的扩展能力。工作软件处在最恶劣工作条件（最重负载）期间，对每一小帧，发动机控制和发动机监测所需的资源应不大于可用资源的80 %。存储器资源应满足控制系统和监测系统使用需要。

2.7 超转保护系统

JSSG 2007B和GJB 241A–2010对于控制系统的转子超转保护都有严格的要求，不允许出现不安全的工作状态。JSSG 2007B单列“超转保护系统”一节，对发动机转子超转保护要求为：“控制系统应检测所有重要的发动机转子超转状态，并采取纠正措施，以防止转速超过超转限制”。这是出于飞行安全的考虑，因为超转会引起转子部件如风扇、压气机和涡轮的故障和损坏。但这更多的是针对涡轴、涡桨发动机而规定的，因为动力涡轮载荷的丧失可能导致转子超转，这是涡轴、涡桨发动机特有的问题。相关要求如关于超转允许值，规定应与整个飞机结合在一起确定整个系统可能承受的最低超转能力；又如辨识超转故障，一些超转装置不仅按某一转速值动作，而且还按转速的变化速率动作来限制转子转速，以便用转速速率的预期值能辨识发动机足够早期的故障，从而在故障达到破坏水平之前，以不大的超转响应来抑制动力涡轮的超转。这只在使用FADEC后才变得易于处理。GJB 241A–2010中没有专门提出这一要求，概括包含在基本要求中 “并能自动防止在各种环境条件和整个工作包线范围内超过它的任一极限值”。

2.8 电子完整性、软件完整性

JSSG 2007B对发动机的电子完整性及软件完整性提出了要求。对于数控系统来说，需要对电子控制器进行分析、检查、演示和试验，以确保电子完整性；并且控制软件需按质量管理和质量保证标准（ISO 9001、DO–178B）进行软件开发，编制软件发展完整性大纲（SDIP），确保软件产品的高质量。

GJB 241A–2010则对电子控制器硬件提出了具体的要求，电子控制器可以采用模拟式电子控制器或数字式电子控制器,“数字式电子控制器应根据发动机控制系统要求配置余度和相应的余度管理方式”，但并未提出航空电子完整性这一概念。GJB 241A–2010规定了软件完整性要求，“软件研制过程、文档、管理和控制应符合GJB 438、GJB 439、GJB 2786的要求。必要时应有软件研制完整性大纲”。对发动机电子硬件和软件的完整性提出较高要求，以确保产品研制质量的提升。

2.9 数控系统电源

JSSG 2007B对于数控系统用电源要求：“当达到规定的压气机转速后，发动机电源应是不可中断的。而且按规定的要求（由飞行器或发动机）提供。发动机电气设备应能接受飞机提供的外部电源作为该节规定的电源（主电源或备用电源）”。这是对数控系统的电源作出规定：可能需要飞行器外部电源，保证万一发动机电源系统发生故障或中断时发动机能继续工作。这使发动机更可靠，也使发动机在万一外部损坏时具有较强的生存力。

GJB 241A–2010电源章节的提法则与JSSG 2007B不同。例如主电源应完全自给自足，即“发动机在整个工作包线范围内，点火系统和控制系统正常工作的主电源应当由发动机的发电机供给”。这是由于目前国内的发动机电子控制器通常由飞机供电，不带自给电源，故从提高系统可靠性的角度出发，强调应具备自给电源。事实上随着今天使用FADEC后用电量增加，从能源一体化考虑，发动机控制系统使用飞机电源也是十分合理的，可根据型号具体情况剪裁使用。

2.10 发动机健康监视系统（EHMS）

通常机载发动机监视功能既可以综合在FADEC系统，也可综合在飞机/推进等一体化的综合控制系统或发动机分布式控制系统中。JSSG 2007B中将发动机健康监视系统（EHMS）扩展为推进与动力系统健康监视系统（PPHMS），补充了PPHMS应提供有关任务控制系统和/或任务控制中心的推进和动力系统适时健康评估。JSSG 2007B尤其提出了对于无人机应用，应关注实时监视和附加的关键系统参数的信号以及物理输入值（振动、录音等）以适应无人驾驶的遥控飞行/观察员在地面观察。除发动机外，监视范围还应包括飞行关键系统，如发电机、液压泵等。

GJB 241A–2010仅在测试系统一节中提及机载发动机状态监视系统方面的要求，可以看出在这方面与国外的差距较大，关于健康管理的故障预测算法、故障诊断方法、寿命管理算法目前还处于初期研究阶段。GJB 241A–2010中的测试性、维修性要求还处在定期维修这一传统维修方式上，这与国内的实际现状是符合的。

2.11 数控系统验证要求

GJB 241A–2010对控制系统的验证主要包括两部分，其一是在发动机持久试车和高空台试验中检验和鉴定控制系统的功能与正确性，其二是进行附件试验，控制系统试验是其中一项，包括循环试验、加速老化试验、高温试验、环境试验、室温持久试验和低温持久试验等。而JSSG 2007B规定除随发动机进行持久试车和高空台试验外，对控制系统的检验和鉴定是按技术要求逐个条款进行的，其要点包括：

对于控制和外部附件试验提出了详细的要求，包括对发动机控制装置、液压机械装置、传感器、导线线束、交流发电机、燃油系统等的试验程序、任务化试验、重新校准分解和检验、环境试验、砂石和灰尘试验、振动试验、合格标准等。

使用发动机实时动态模拟，来评定FADEC硬件的工作能力和各种性能要求，使在真实发动机试验前尽早地检测和纠正各种问题。这项试验应模拟传感器与作动器的功能和发动机的可操纵能力，并评定在稳态和过渡状态下的控制规律和控制逻辑。

进行综合环境可靠性试验（CERT），正确评定控制系统的可操纵性、结构设计、传热设计和冷却效果，控制装置应承受模拟发动机短舱的环境大气条件和飞机的飞行条件。电子控制装置的典型综合环境可靠性试验（CERT）要试验5至10台装置，总的装置–小时数为50 000至100 000。综合环境可靠性试验应在批生产前完成。

备用控制器试验作为飞行试验的正常科目，通过飞行试验来评定备用控制器。

对于涡轮轴和涡轮螺桨的应用来说，发动机在装有即时与发动机脱开的轴功率吸收装置的试车台上进行试验，若动力涡轮超转逻辑既能防止发生动力涡轮的破坏性超转，又没有发生发动机转子破坏性超转，才算满意地完成了试验。

3 结论

结合目前国内发动机数控系统研制和应用领域的实际情况，本文对 JSSG 2007B《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》、GJB 241A–2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》两份先进发动机通用规范中FADEC系统技术要求和验证方法进行了深入分析研究，包括控制系统性能界面、功能与性能、余度要求、备用控制器等，可为控制系统规范中技术要素的确定、相关标准规范的正确贯彻实施提供依据。