[发明专利]一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天推进系统控制与仿真领域，具体地说，涉及一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法。

背景技术

传统航空发动机延长寿命所使用的方法是更换部件或者重新设计长寿命的部件，如专利CN103982242A中通过重新设计用于燃气涡轮发动机的轮盘圆弧端齿，以解决现有圆弧端齿的过渡区无法承受高速运转产生的应力，导致寿命过短的问题，但这种方式需要耗费大量的人力物力。1988年，Carl F.Lorenzo首次提出寿命延长控制(Life Extending Control，LEC)的概念(A Reusable Rocket Engine Intelligent Control[R].NASA Technical Memorandum 100963,Washington:NASA,1988)，即在允许的范围内，在不影响系统完成任务的前提下，通过适当降低系统动态性能来减少或阻止损伤的发展,从而较大地延长系统工作寿命的控制策略。近年来，国内外为提升航空发动机耐久性，降低其使用成本，也开展寿命延长控制研究。如Ten-Huei G为民用航空涡扇发动机设计一种智能寿命延长控制器，研究结果显示寿命延长控制可有效地延长发动机寿命，同时保证发动机性能不出现大幅度降低(Jaw L.Intelligent life-extending controls for aircraft engines[R].NASA/TM-2005-213373,2005)。但这些研究的对象均是刚服役的航空发动机，而航空发动机在实际使用过程中，随着使用时间的延长，发动机本身性能会出现一定程度的退化，导致基本性能下降，如果继续使用基于性能未退化发动机设计的寿命延长控制器，势必进一步降低发动机的基本性能，使发动机不能满足正常使用需求。

发明内容

为了保证航空发动机在全寿命期内基本性能不出现大幅度变化，同时尽可能延长发动机整机或部件寿命，本发明提出一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法。

本发明一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法，控制系统包括两层，底层为基本性能控制，基本性能控制完成发动机稳态控制、加减速控制及极限保护控制；高层包括发动机性能估计、寿命延长控制规律选择模块，发动机性能估计实时估计发动机健康退化情况，并将其反馈给寿命延长控制，寿命延长控制规律选择模块则根据发动机退化情况，计算出合适的寿命延长控制规律，并用于底层基本性能控制中；其特征在于包括以下步骤:

步骤1.选择航空发动机性能退化范围内具有代表性的退化情况；航空发动机性能退化反应到发动机模型中为部件效率、流量系数的变化，选择具有代表性的三种退化情况分别为部件性能未退化、退化1.5％、退化3.0％；

步骤2.采用基于修改加速控制规律的寿命延长控制为步骤1中的三种退化情况分别设计对应的寿命延长控制规律；通过在原控制器中增加高压转子加速度限制模块，将代表发动机寿命的指标和代表发动机加速性能的指标同时纳入到优化目标函数中，利用遗传算法对高压转子加速度限制进行优化，优化后得到的加速度限制曲线作为寿命延长控制规律；

步骤3.使用基于改进混合卡尔曼滤波器对步骤1中的发动机部件性能参数进行估计，并选择高压涡轮流量系数作为寿命延长控制规律选择的依据；

步骤4.利用线性二维插值的方式，计算性能退化水平下某高压转子转速对应的加速度限制值，被插量为高压转子加速度限制值，插值量为步骤3中的性能参数估计值和高压转子转速；

步骤5.设计双层的自适应寿命延长控制结构，用于协调上述各模块与基本性能控制器之间的相互作用；控制系统在发动机稳态过程中估计发动机部件性能参数，以此为依据选择相应的寿命延长控制规律，并将其输入给底层加速度限制，完成发动机的控制。

有益效果

本发明提出的一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法,通过该方法设计的航空发动机自适应寿命延长控制器，可保证发动机大幅度过渡态加速性能基本维持不变的同时，寿命限制部件的寿命大幅度提升，而在允许加速性能稍有降低的前提下，发动机的寿命可进一步增加。与此同时该方法仅通过修改现有数字电子控制器软件程序即可实现，避免了对航空发动机控制器硬件进行修改。

本发明可根据航空发动机性能退化情况，自主选择合适的寿命延长控制规律，以保证发动机在全寿命期内，基本性能不出现大幅度变化，同时在各退化情况下，尽可能延长部件寿命；