学术报告

本文为一篇原创研究（类型a），题为“Design of the Electronic Engine Control Unit Performance Test System of Aircraft”，发表于期刊《Aerospace》。主要作者为Seonghee Kho（来自Howon University, Department of Defense Science & Technology-Aeronautics，韩国）和Hyunbum Park（来自Kunsan National University, School of Mechanical Convergence System Engineering，韩国）。该研究于2021年发表于《Aerospace》期刊（2021, 8, 158），DOI为10.3390/aerospace8060158。

研究背景

航空发动机的电子控制单元（Electronic Engine Control Unit, EECU）是航空发动机系统中的核心部件之一，其开发与验证直接关系到航空器动力系统的可靠性、安全性和性能表现。为了开发高性能的EECU，需要进行一系列复杂的测试。然而，由于实际发动机测试成本极高，且易带来潜在的发动机损坏或安全风险，因此研究者们发展了基于虚拟技术的测试模拟平台，用以在接近实际发动机操作条件的情况下对EECU进行性能验证和逻辑检查。

现有研究表明许多关于航空发动机控制系统的研究已广泛开展，其中包括FADEC（全权限数字电子控制装置）集成评估、控制系统可靠性分析、多回路切换控制器开发等。然而，关于EECU实际开发测试设备的研究较少，缺乏专门面向小型涡扇发动机的测试系统开发方法。本研究基于对现有不足的认知，设计并开发了一个针对DGEN 380小型涡扇发动机EECU的实时发动机测试平台，为EECU的功能验证和性能测试提供了高效可靠的手段。

研究目的

本文旨在开发一个可以针对航空涡扇发动机EECU性能进行全面验证的测试平台。具体目标包括： 1. 建立一个实时发动机模型，能够模拟发动车和传感器信号等物理信号。 2. 开发一个测试平台（Test Bench, TB），可用于EECU的集成性能测试。 3. 验证所开发系统的功能及其对EECU逻辑的支持能力。

研究方法与流程

研究整体分为以下几个主要阶段：

一、目标发动机及实时模型的开发

1. 目标发动机：研究的实验发动机为DGEN 380小型涡扇发动机。其参数包括：

   • 最大起飞推力（SL, ISA, Mn0）：2500N
   • 最大巡航推力：1170N
   • 推重比表现：SFC为0.0438 kg/N/h（起飞推力），重量为80kg（不含整流罩）。

2. 实时启动阶段发动机模型：研究使用Simulink软件开发了热流瞬态（Heat Flow Transient）模型，是一种无需迭代、准确性高的实时仿真模型。该模型基于实际发动机测试数据进行配置，采用了多组复杂数学方程（如密度变化率方程、冷损失与热损失计算等），以实现发动机启动时动态行为的模拟。

二、测试平台的开发

测试平台整体包含硬件单元和操作软件单元，其核心组成部分包括： 1. 硬件单元： - 实时发动机模拟器：嵌入所开发的实时发动机模型，用以模拟实际发动机的信号。 - 驾驶舱模拟器：用于操作和管理测试数据库及ARINC429数据通信。 - 其他设备：包括信号采集模块、多种传感器接口、功率调节器等。

1. 软件单元：
   • 研究编写了多种功能模块软件，如“TB Operation”（主界面操作）、“EECU Monitoring”（监控EECU信号）、“EHD Program”（离线数据诊断）。

三、功能与接入性验证测试

1. 测试平台功能实验：将测试设备连接至EECU后，通过检查通道A和通道B信号传输是否满足误差范围内的要求来验证平台功能可靠性。
2. EECU接口测试：通过ARINC429协议，验证EECU和测试平台之间的数据传输功能，测试结果表明所有信号传输均在预定误差范围内。

四、启动阶段性能验证实验

将所开发的实时发动机模型加载至发动机模拟器，通过对目标EECU的启动阶段行为进行验证。测试监测了关键参数（如转速、排气温度、燃料阀动作等），结果表明模拟的传感器输出与实测数据间误差小于1%。

五、控制逻辑验证实验

针对EECU软件中的启动阶段控制逻辑，使用测试平台进行了多轮逻辑校验。初始测试发现其逻辑演算结果与参考数据间存在较大偏差，研究团队基于误差分析修改了控制逻辑，并通过反复测试优化代码逻辑，使最终结果与目标数据接近一致。

研究结果

1. 所开发的测试平台功能正常，所有检测项目的测量值均在既定的误差范围内，验证了平台的可靠性。
2. EECU接口测试结果表明通过ARINC429协议，测试平台与EECU之间的数据传输功能稳定，所有信号均符合性能指标。
3. 实时模型验证结果显示，其能够准确模拟目标发动机的特定物理信号输出，且输出信号与实际数据间的误差控制在允许范围内。
4. 对于EECU控制逻辑部分，在初始测试与逻辑优化后，启动阶段的计算机模拟结果与参考数据几乎完全一致，验证了逻辑的准确性与有效性。

研究意义和价值

1. 科学价值：该研究开发了一个完整的实时发动机模拟平台，是文献中较少见的针对小涡扇发动机EECU的详细研究案例。该平台对航空发动机控制系统的开发和精密测试具有重要借鉴意义。
2. 应用价值：研究所开发的系统能够为航空发动机的开发带来显著的时间节约和安全保障，尤其在减少实际发动机测试成本、设备损坏和安全风险等方面具有直接意义。

研究突出点

1. 研究设计了一个高精度的启动阶段实时发动机模型，并通过多组复杂方程优化系统精度。
2. 成功开发了一套完整的EECU功能及性能验证测试流程。
3. 提出了基于误差分析的EECU控制逻辑优化方法，并通过反复测试达到最佳效果。

结论

本文研究通过设计开发一个专门针对航空发动机EECU的测试平台，解决了现有测试条件受限和验证技术不足的问题，为未来航空动力系统性能研究提供了可靠且高效的技术手段。同时，其方法和平台设计可拓展应用于其他类型的小型航空发动机系统，推动该领域测试技术的发展。