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FADEC

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목차

1. 개요

FADEC (Full Authority Digital Engine Control)는 항공기 엔진의 작동을 정밀하게 제어하고 효율성과 안전성을 향상시키는 디지털 전자 제어 시스템이다. 초기에는 기계식 제어에서 아날로그 전자 제어를 거쳐 디지털 전자 제어 방식으로 발전했으며, 1970년대에 NASA와 프랫 & 휘트니의 실험을 통해 실용화되었다. FADEC는 엔진 작동 매개변수를 초당 최대 70회 분석하여 연료 흐름, 공기 배출 밸브 등을 제어하며, 엔진 보호, 추력 설정 용이성, 엔진 상태 모니터링 등의 장점을 제공한다. 주요 구성 요소로는 ECU(전자 제어 장치), 전기 계통, 유압 계통이 있으며, 이중화 설계를 통해 안전성을 확보한다. 최근에는 기체 제어 시스템과의 통합 연구가 진행되고 있으며, 분산형 FADEC 아키텍처 개발도 이루어지고 있다.

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FADEC

2. 역사

엔진 제어 시스템은 처음에는 엔진에 물리적으로 연결된 단순한 기계식 연결 장치였다. 조종사나 항공 기술자는 이러한 레버를 움직여 연료 흐름, 출력 등 여러 엔진 매개변수를 제어했다. 제2차 세계 대전 당시 독일의 BMW 801 엔진을 위한 Kommandogerätde는 이러한 기계/유압식 엔진 제어 장치의 발전된 형태였다.[2]

시간이 지나면서 기계식 엔진 제어는 아날로그 전자식 엔진 제어로, 이후에는 디지털 엔진 제어로 점차 대체되었다. 아날로그 전자 제어는 전기 신호를 이용해 원하는 엔진 설정을 전달하는 방식으로, 기계식 제어에 비해 개선되었지만 전자 노이즈 간섭 및 신뢰성 문제가 있었다.[3] 1960년대 콩코드의 롤스로이스/스넥마 올림푸스 593 엔진에 완전 제어 아날로그 제어가 도입되기도 했다.[3]

1968년 롤스로이스와 엘리엇 오토메이션은 국립 가스 터빈 연구소와 협력하여 디지털 엔진 제어 시스템을 개발했다.[5] 1970년대 NASA와 프랫 & 휘트니는 최초의 실험용 FADEC를 개발하여 F-111에 장착된 프랫 & 휘트니 TF30 엔진으로 시험 비행을 했다. 이 실험을 바탕으로 프랫 & 휘트니 F100과 프랫 & 휘트니 PW2000이 각각 FADEC가 장착된 최초의 군용 및 민간용 엔진이 되었고, 프랫 & 휘트니 PW4000은 최초의 상업용 "듀얼 FADEC" 엔진이 되었다. 최초의 실용 FADEC는 다우티 그룹과 스미스 인더스트리 컨트롤이 해리어 II의 롤스로이스 페가수스 엔진을 위해 개발했다.[6]

오랫동안 항공기 엔진 제어 장치는 유압 기계식이 사용되었다.[9] 이는 전기 회로 부품의 신뢰성이 충분하지 않았기 때문이었다. 그러나 유압 기계식은 단순한 제어밖에 할 수 없었고,[10] 항공기 비행에 맞춰 엔진의 성능을 최적화하기 위해서는 항공 기관사나 조종사가 직접 엔진을 제어해야 하는 부담이 있었다. 또한 엔진 기술 발전으로 인해 유압 기계식으로는 고성능 엔진의 요구를 충족시킬 수 없었다.

아날로그식 제어 장치의 경우, 일본에서도 제2차 세계 대전 말기에 해군 항공 기술창에서 기화기 대신 시험적으로 전기적 제어를 연구한 적이 있다.

전자 부품의 신뢰성이 향상되면서 아날로그 전기식 제어 장치가 채택되기 시작했다. 1960년대 롤스로이스 593 엔진에 아날로그 전기식 제어 장치가 탑재되었다. 아날로그 전기식 제어 장치는 기존의 유압 기계식에 전기 회로를 추가하여, 전자 부품의 동작 불량 시에도 기본적인 엔진 제어를 유지하고, 전기식 제어를 통해 더 세밀한 조정을 가능하게 했다.[11]

1970년대 말에는 아날로그식 제어 장치가 디지털식으로 대체되었다. FADEC의 등장 초기에는 안전성 확보를 위해 기존 방식의 백업용 유압 기계식 엔진 제어 장치(BCU)도 함께 사용되었다.

2. 1. 기계식 제어

초기 엔진 제어 시스템은 조종사나 항공 기술자가 레버를 조작하여 연료 흐름, 출력 등 여러 엔진 매개변수를 직접 제어하는 기계식 연결 장치로 구성되었다.[2] 이러한 기계식 엔진 제어 방식은 제2차 세계 대전 당시 독일의 BMW 801 왕복 항공기 엔진에 사용된 "코만도 게레트"(Kommandogerätde)라는 기계/유압 엔진 제어 장치에서 발전된 형태를 보였다.[2] 코만도 게레트는 기계식 아날로그 컴퓨터를 이용하여 조종사가 스로틀 레버만 조작하면 프로펠러 피치, 2단 슈퍼차저 전환, 점화 시기 조정, 혼합기 농도 등이 자동으로 조정되도록 했다.

왕복 엔진의 경우, 항공 기관사 또는 조종사가 고도에 맞춰 초크 레버를 조작하여 혼합기를 조정해야 했다. 그러나 단좌 전투기의 성능이 향상되고 비행 고도가 빈번하게 바뀌면서 조종사의 부담이 커졌다. 이에 프랫 & 휘트니는 "자동 동력 제어 장치"(Automatic Power Control)/"자동 발동기 제어 장치"(Automatic Engine Control)를 개발하여 조종사의 부담을 줄이고자 했다.

일본에서도 제2차 세계 대전 말기에 해군 항공 기술창에서 기화기 대신 시험적으로 전기적 제어를 연구한 적이 있다. 처음에는 조종사가 스로틀 레버를 통해 기계적인 연동 기구를 조작하여 제어했지만, 연료 유량, 출력 등 많은 요소를 제어해야 했다.

2. 2. 아날로그 전자 제어

아날로그 전자 제어는 전기 신호를 사용하여 엔진 설정을 제어하는 방식이다. 이 방식은 기계식 제어보다 분명히 개선되었지만, 일반적인 전자 노이즈 간섭 및 신뢰성 문제가 있었다.[3] 1960년대에 초음속 수송기 콩코드의 롤스로이스/스넥마 올림푸스 593 엔진에 완전 제어 아날로그 제어 방식이 도입되었지만,[3] 생산 항공기의 더 중요한 흡입구 제어는 디지털 방식이었다.[4]

일본에서도 제2차 세계 대전 말기에 해군 항공 기술창에서 기화기 대신 시험적으로 전기적 제어에 대한 연구가 이루어졌다. 처음에는 조종사가 스로틀 레버를 통해 기계적으로 연동되는 기구를 통해 제어했지만, 연료 유량, 출력 등 많은 요소를 제어해야 했다.

이후 전자 부품의 신뢰성이 향상되면서 아날로그 전기식 제어 장치의 채용이 시작되었다. 1960년대 롤스로이스 593 엔진에 아날로그 전기식 제어 장치가 탑재되었다.

아날로그 전기식 제어 장치는 기존의 유압 기계식에 전기 회로를 추가한 구성을 취했다. 이를 통해 신뢰성이 부족했던 전자 부품이 동작 불량일 때에도 기존의 유압 기계식 제어 장치가 기본적인 엔진 제어를 담당할 수 있도록 고려되었고, 전기식 제어를 통해 유압 기계식으로는 불가능했던 세밀한 조정이 가능해졌다.[11]

2. 3. 디지털 전자 제어 (FADEC)

디지털 전자 제어는 엔진 작동을 더욱 정밀하게 제어하여 효율성과 안전성을 높였다. 1968년 롤스로이스와 엘리엇 오토메이션은 국립 가스 터빈 연구소와 협력하여 디지털 엔진 제어 시스템을 개발했다.[5] 1970년대에 NASA와 프랫 & 휘트니는 FADEC 실험을 진행했으며, 이는 F-111에 장착된 고도로 개조된 프랫 & 휘트니 TF30 좌측 엔진으로 처음 비행했다. 이 실험을 통해 프랫 & 휘트니 F100, 프랫 & 휘트니 PW2000이 각각 FADEC가 장착된 최초의 군용 및 민간용 엔진이 되었으며, 이후 프랫 & 휘트니 PW4000이 최초의 상업용 "듀얼 FADEC" 엔진이 되었다. 최초의 실용 FADEC는 다우티 그룹과 스미스 인더스트리 컨트롤이 해리어 II용으로 개발한 롤스로이스 페가수스 엔진이었다.[6]

3. 작동 원리

FADEC는 공기 밀도, 파워 레버 요청 위치, 엔진 온도, 엔진 압력 및 기타 여러 매개변수를 포함하는 현재 비행 상태의 여러 입력 변수를 수신하여 작동한다. 입력은 EEC에서 초당 최대 70회 수신 및 분석된다. 연료 흐름, 고정자 베인 위치, 공기 배출 밸브 위치 및 기타 엔진 작동 매개변수는 이 데이터로부터 계산되어 적절하게 적용된다. FADEC는 엔진 시동 및 재시동도 제어한다.[13] FADEC의 기본적인 목적은 주어진 비행 조건에 대해 최적의 엔진 효율성을 제공하는 것이다.

FADEC는 효율적인 엔진 작동을 제공할 뿐만 아니라, 제조업체가 엔진 제한을 프로그래밍하고 엔진 상태 및 유지보수 보고서를 받을 수 있도록 한다. 예를 들어, 특정 엔진 온도를 초과하지 않도록 FADEC는 조종사의 개입 없이 필요한 조치를 자동으로 취하도록 프로그래밍할 수 있다.[13]

4. 구성 요소

FADEC 시스템은 주로 다음과 같은 구성 요소로 이루어진다.


  • ECU (전자 제어 장치)
  • 전기 계통 (센서, 액추에이터, 배선류)
  • 유압 계통 (펌프, 액추에이터, 배관류)


21세기 항공기는 ECU와 전기 계통을 이중으로 갖는 이중 중복 구성을 하고 있지만, 유압 계통을 이중으로 갖는 경우는 드물다.[12]

4. 1. ECU (전자 제어 장치)

EEC는 FADEC의 구성 요소이지만, 그 자체로는 FADEC가 아니다. EEC는 조종사가 개입하기 전까지 모든 결정을 내린다. FADEC는 공기 밀도, 파워 레버 요청 위치, 엔진 온도, 엔진 압력 및 기타 여러 매개변수를 포함하는 현재 비행 상태의 여러 입력 변수를 수신하여 작동한다. 입력은 EEC에서 초당 최대 70회 수신 및 분석된다. 이 데이터로부터 연료 흐름, 고정자 베인 위치, 공기 배출 밸브 위치 및 기타 엔진 작동 매개변수가 계산되어 적절하게 적용된다.[12] FADEC는 전기 계통의 센서류 입력과 기체 제어 시스템에서 요구되는 엔진 동작 상황을 기반으로 ECU 내부에서 연산을 수행하고, 전기 계통 및 전기 계통과 연결된 유압 계통에 전기적인 제어 신호를 출력하여 엔진 동작을 제어한다. 구체적으로는 엔진 회전수나 엔진 각 부분의 온도와 같은 센서 정보, 연료 계량 밸브의 개폐도 제어, 이그니션 유닛 제어, 가변 정익 액추에이터 제어 등이다.[13]

4. 2. 전기 계통

전기 계통은 센서, 액추에이터, 배선 등으로 구성되며, ECU와 엔진 사이의 신호를 전달한다.[12] FADEC는 전기 계통의 센서 입력을 바탕으로 ECU에서 연산을 수행하고, 전기 계통 및 유압 계통에 전기적 제어 신호를 출력하여 엔진 작동을 제어한다. 여기에는 엔진 회전수나 엔진 각 부분의 온도와 같은 센서 정보, 연료 계량 밸브 개폐, 점화 장치 제어, 가변 정익 액추에이터 제어 등이 해당된다.

4. 3. 유압 계통

유압 계통은 펌프, 액추에이터, 배관 등으로 구성되며, ECU의 제어 신호에 따라 엔진의 기계적 작동을 제어한다.[12] 엔진 회전수나 엔진 각 부분의 온도와 같은 센서 정보, 연료 계량 밸브 개폐도 제어, 이그니션 유닛 제어, 가변 정익 액추에이터 제어 등이 이에 해당한다. 21세기 항공기는 ECU와 전기 계통을 이중으로 갖는 이중 중복 구성을 하고 있지만, 유압 계통을 이중으로 갖는 경우는 드물다.

5. 장점


  • 자동 엔진 보호 기능으로 허용 범위를 벗어나는 작동을 방지한다.[1]
  • 다중 채널 FADEC 컴퓨터 고장 시 중복성을 제공하여 안전성을 높인다.[1]
  • 추력 설정을 보장하여 엔진 조작이 용이하다.[1]
  • FADEC 재프로그래밍만으로 단일 엔진 유형을 다양한 추력 요구 사항에 맞게 사용할 수 있다.[1]
  • 반자동 엔진 시동 기능을 제공한다.[1]
  • 피스톤 엔진 예열에 적합한 고속 아이들 제어 기능을 제공한다.[1]
  • 엔진 및 항공기 시스템과의 통합을 개선한다.[1]
  • 엔진 장기 상태 모니터링 및 진단 기능을 제공한다.[1]
  • 제어 프로세스에 사용되는 외부 및 내부 매개변수의 수를 10배 증가시킨다.[1]
  • 비행 승무원이 모니터링해야 하는 매개변수의 수를 줄인다.[1]
  • FADEC는 모니터링되는 매개변수의 수가 많기 때문에 "결함 허용 시스템"을 가능하게 한다. (특정 결함 구성에서도 시스템이 필요한 신뢰성 및 안전 제한 내에서 작동할 수 있음)[1]

6. 단점

전 자동 디지털 엔진 제어(FADEC)는 수동 조작이 불가능하여 엔진 작동 매개변수에 대한 모든 권한을 컴퓨터에 위임한다.[1] FADEC 전체 고장이 발생하면 엔진이 작동하지 않으며,[2] 조종사는 엔진 재시동, 스로틀 또는 기타 기능을 수동으로 제어할 수 없다.[3] 이러한 단일 고장 지점 위험은 중복 FADEC를 사용하여 완화할 수 있다. (이는 고장이 설계 또는 제조 오류의 결과가 아닌 무작위 하드웨어 고장이라고 가정한다. 설계 또는 제조 오류는 모든 동일한 중복 구성 요소에서 동일한 고장을 유발할 수 있다.)[4]

FADEC는 유압 기계식, 아날로그 또는 수동 제어 시스템에 비해 시스템 복잡성이 높고, 이로 인해 높은 시스템 개발 및 검증 노력이 필요하다. 위기 상황(예: 임박한 지형 접촉)에서 FADEC가 아닌 엔진은 정격 추력보다 훨씬 더 많은 추력을 낼 수 있지만, FADEC 엔진은 항상 한계 내에서 작동한다.[5]

대부분의 최신 FADEC 제어 항공기 엔진(특히 터보샤프트 종류)은 수동 모드로 재정의하여 설정할 수 있으며, 이 목록의 대부분의 단점을 효과적으로 해결한다. 조종사는 수동 재정의 위치를 잘 알고 있어야 하며, 수동 모드를 부주의하게 작동하면 엔진 과속으로 이어질 수 있다.

7. 안전성 및 중복성

FADEC는 안전을 위해 이중화된 디지털 채널을 사용하며, 각 채널은 모든 엔진 기능을 제공할 수 있다.[7] 엔진 서브시스템 및 관련 항공기 시스템의 데이터를 모니터링하여 결함 허용 엔진 제어를 제공한다.[7]

2015년 세비야 에어버스 A400M 추락 사고는 엔진 제어 소프트웨어의 잘못된 설치로 인해 발생했으며, 이 사고에서 최대 3개의 엔진에서 추력이 동시에 손실되는 문제가 발생했다.[7] 에어버스 최고 전략 책임자 마르완 라후드는 "항공기에는 구조적 결함이 없지만 최종 조립에 심각한 품질 문제가 있다."라고 말했다.[7]

FADEC는 2중 이중화 구성으로, 일반적으로 1개의 계통이 엔진 제어를 담당하며, 이 계통에 문제가 발생하면 자동 또는 수동으로 대기 상태의 다른 계통으로 전환된다. FADEC의 ECU는 워치독 타이머와 같은 자기 진단 기능을 통해 상시 진단을 수행하며, 대부분의 경우 이상을 감지하여 제어를 다른 계통으로 전환한다. 두 계통 모두 이상이 발생하면 기능 부전이 적은 계통으로 제어가 수행되도록 프로그래밍될 수 있지만, 모든 동작 불량에 대응할 수 있는 것은 아니다. FADEC는 두 계통의 불량에도 엔진이 위험한 상태가 되지 않도록 설계되어 있다.

기체의 공력 제어를 수행하는 기체 제어 시스템은 3중 또는 4중의 이중성을 갖는 경우가 많으므로, 2중 FADEC는 상대적으로 높은 이중성을 가지고 있다고 보기 어렵다.

8. 연구 및 개발 동향

NASA는 현재의 집중형 FADEC 아키텍처 대신, 특히 헬리콥터를 위한 분산형 FADEC 아키텍처를 연구하고 있다. 분산화는 더 큰 유연성과 낮은 수명 주기 비용을 가져올 가능성이 있다.[8]

21세기 현재, FADEC를 기체 제어 시스템과 통합하여 항공기의 운동성을 향상시키는 비행·추진 계통 통합 제어(Integrated Flight and Propulsion Control, IFPC) 시스템 개발이 진행되고 있다. 전투기에서는 추력 편향 노즐이 그 구체적인 응용 예시이며, 헬리콥터에서도 대소 로터의 부하 변화 초기 단계부터 엔진 제어를 수행[13]함으로써 운동 성능 향상을 목표로 하고 있다.

9. 응용 분야

FADEC는 민간 항공기, 군용 항공기, 헬리콥터 등 다양한 항공기에 적용된다. 전형적인 민간 항공기 비행에서 FADEC의 기능을 살펴볼 수 있다. 비행 승무원은 먼저 풍향, 활주로 길이 또는 순항 고도와 같은 비행 데이터를 비행 관리 시스템(FMS)에 입력한다. FMS는 이 데이터를 사용하여 비행의 각 단계에 대한 동력 설정을 계산한다. 이륙 시 비행 승무원은 동력 레버를 미리 결정된 설정으로 올리거나, 사용 가능한 경우 자동 스로틀 이륙을 선택한다. 그러면 FADEC는 엔진으로 전자 신호를 보내 계산된 이륙 추력 설정을 적용하며, 연료 흐름을 직접 조절하는 연결 장치는 없다. 이 절차는 비행의 다른 모든 단계에서도 반복될 수 있다.

비행 중에는 효율성을 유지하기 위해 운영에 작은 변화가 끊임없이 이루어진다. 동력 레버를 최대로 올리면 비상 상황에 대비하여 최대 추력을 사용할 수 있지만, 제한을 초과할 수는 없다. 비행 승무원은 FADEC를 수동으로 무시할 수 있는 수단이 없다.

참조

[1] 웹사이트 Chapter 6: Aircraft Systems http://www.faa.gov/r[...] Federal Aviation Administration 2013-12-18
[2] 서적 World Encyclopedia of Aero Engines Patrick Stephens Ltd 1989
[3] 서적 Flight Control Systems: Practical Issues In Design and Implementation https://books.google[...] Institute of Electrical Engineers 2000
[4] 서적 Concorde: Story of a Supersonic Pioneer https://books.google[...] Science Museum 2001
[5] 웹사이트 1968 | 2110 | Flight Archive http://www.flightglo[...]
[6] 서적 Avionics: The story and technology of aviation electronics Patrick Stephens Ltd 2017-11
[7] 뉴스 Airbus confirms software brought down A400M transport plane https://www.theregis[...] 2015-05-31
[8] 웹사이트 Distributed Engine Control https://www.grc.nasa[...]
[9] 문서 유압기계식 엔진 제어 장치는 유압기계식 제어 장치(Hydro-Mechanical Control Unit, HMU)라고 불린다.
[10] 문서 HMU에 의한 엔진 제어 장치에서는, 기계적인 회전이나 공기나 연료의 압력이 HMU에 전달되어, 이러한 적은 입력을 기반으로 적절한 연료 공급을 할 수 있도록 밸브를 제어하고, 가변 정익을 조정하고 있었다. HMU에서는 단순한 제어만을 수행할 수 있고, 정상 운전시의 좋은 연비에 대응하여, 시동·정지시나 가속·감속 상태시의 세세한 조정은 할 수 없고, 단지 안전하게 운전할 수 있는 최저한의 제한 제어가 갖추어져 있었다. 예를 들어 제트 엔진의 제어에서는 저압축과 고압축의 2축의 회전수 제어에서도 강도적인 제한에 의해 고압축 회전수만을 제한했다.
[11] 문서 유압기계식에 아날로그 전기식 또는 디지털 전기식의 전자 제어를 더한 엔진 제어는 전자유압기계식 제어(Electro-Hydro-Mechanical Control)라고 불린다. 일본의 자위대에서 2009년 현재도 사용되고 있는 T4 연습기의 F3 엔진도 전자유압기계식 제어이다.
[12] 문서 전자 부품으로서의 ECU는 2계통이라 해도, 그것들을 수납하는 ECU의 외함은 1개로 정리되어 있는 경우가 많고, ECU는 1개라는 표현도 성립한다. 일반적으로, 제어 프로그램은 2개의 ECU 모두 동일하기 때문에, 그 불량은 큰 위험을 초래한다. 제어 프로그램의 프로그래밍은 정확성·확실성이 요구된다.
[13] 문서 2009년 현재의 일반적인 제트 헬리콥터에서는, 기체 운동 그 자체와 관계없이 터보샤프트 엔진의 회전수를 일정값으로 유지하도록 FADEC가 제어하고 있기 때문에, 상승이나 가속에 따라 엔진 부하가 증가하여 회전수가 저하되기 시작한 후 그것을 보충하기 위해 연료 공급이 증가된다. 이 피드백 제어에 대신하여 피드포워드 제어를 하면 기체의 운동 성능이 향상될 것이라고 생각된다.


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