CN104389685B - 一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了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。通过实时估计航空发动机健康状态，选择合适的寿命延长控制规律，可保证发动机在全寿命期内，维持原有基本加速性能的同时，尽可能地延长发动机部件寿命，以降低发动机使用及维护成本。

Description

一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法

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，CarlF.Lorenzo首次提出寿命延长控制(LifeExtendingControl，LEC)的概念(AReusableRocketEngineIntelligentControl[R].NASATechnicalMemorandum100963,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-HueiG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(JawL.Intelligentlife-extendingcontrolsforaircraftengines[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；

本发明中采用针对有限个数标称退化情况设计寿命延长控制规律，其它退化情况下的寿命延长控制规律则通过线性插值方式获得，该处理方法避免针对所有退化情况设计控制规律所带来的优化设计过程的复杂性。

附图说明

下面结合附图和实施方式对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作进一步详细说明。

图1为本发明自适应LEC控制规律示意图。

图2为本发明改进混合卡尔曼滤波器的内部结构示意图。

图3为本发明自适应LEC控制系统结构示意图。

图4为高压涡轮流量系数估计情况示意图。

图5为退化1.5％和3.0％限制曲线选择情况。

图6为退化1.0％和2.0％限制曲线选择情况。

图7为退化1.0％和2.0％限制曲线。

具体实施方式

本实施例是一种航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法。

参阅图1、图2、图3，航空发动机自适应寿命延长控制系统的设计方法，具体步骤如下:

步骤1.航空发动机性能退化反应到航空发动机模型中为部件效率、流量系数的变化，本实施例中使用的小涵道比涡扇发动机模型包含8个部件性能参数，分别为:低压压气机效率系数D_ELC、低压压气机流量系数D_FLC、高压压气机效率系数D_EHC、高压压气机流量系数D_FHC、高压涡轮效率系数D_EHT、高压涡轮流量系数D_FHT、低压涡轮效率系数D_ELT、低压涡轮流量系数D_FLT；

在航空发动机部件性能退化范围内选择具有代表性的退化情况，本实施例中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％，将其作为自适应寿命延长控制规律设计的标称退化情况。

步骤2.采用基于修改加速控制规律的寿命延长控制设计方法为步骤1中的三个标称退化情况分别设计对应的寿命延长控制规律，该方法通过在原控制器中增加高压转子加速度限制，对发动机加速后期的高压转子加速度进行限制，虽然会降低发动机加速后期的加速性能，但可明显减少发动机高温部件的温度，从而大幅度延长发动机的寿命。

为了保证加入高压转子加速度限制后，加速性能不出现大幅度的下降，将仿真处理得到的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即可作为寿命延长控制规律。

步骤3.实时在线对航空发动机部件性能进行估计；

本实施例中使用基于改进混合卡尔曼滤波器对发动机部件性能参数进行估计，得到的估计值作为寿命延长控制规律选择的依据，基于改进混合卡尔曼滤波器的设计步骤如下:

对于实际工作的发动机，需考虑其系统误差和测量误差，则其状态变量模型应表示为

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{x}=\mathrm{A\Δx}+\mathrm{B\Δu}+\mathrm{L\Δh}+v\\ \mathrm{\Δ}{y}_m=C_m\mathrm{\Δx}+D_m\mathrm{\Δu}+M_m\mathrm{\Δh}+w\\ \mathrm{\Δ}{y}_u=C_u\mathrm{\Δx}+D_u\mathrm{\Δu}+M_u\mathrm{\Δh}\end{array}\right.---\left(1\right)$

式中，△x＝x-x_ss，△u＝u-u_ss，△y＝y-y_ss，△h＝h-h_ref；A，B，L，C_m，D_m，M_m，C_u，D_u，M_u为系统矩阵，x为状态向量，h为蜕化参数向量，u为输入向量,y为输出向量，v和w分别为系统噪声阵和测量噪声阵，其协方差阵分别为Q和R，其中Q是状态变量模型精度的度量，R是传感器测量精度的度量；确定Q和R需要有足够的工程经验，在此假设系统噪声和传感器测量噪声均为不相关正态分布的零均值白噪声，Q和R都为对角阵，即

E(vv^T)＝Q；E(ww^T)＝R；E(v)＝0；E(w)＝0(2)

卡尔曼滤波器通过含有测量噪声的发动机可测输出偏差量△y_m,估计蜕化偏差量△h，从式(1)无法直接得到△h估计值，需先将其作为状态量进行增广，从而得到如下增广状态变量模型

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}^{\′}=A^{\′}\mathrm{\Δ}{x}^{\′}+B^{\′}\mathrm{\Δu}+v\\ \mathrm{\Δ}{y}_m=C_m^{\′}\mathrm{\Δ}{x}^{\′}+D_m^{\′}\mathrm{\Δu}+w\\ \mathrm{\Δ}{y}_u=C_u^{\′}\mathrm{\Δ}{x}^{\′}+D_u^{\′}\mathrm{\Δu}\end{array}\right.---\left(3\right)$

式中， $\mathrm{\Δ}{x}^{\′}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δx}\\ \mathrm{\Δh}\end{array}\right],A^{\′}=\left[\begin{array}{cc}A& L\\ 0& 0\end{array}\right],B^{\′}=\left[\begin{array}{c}B\\ 0\end{array}\right],$

C′_m＝[C_mM_m]，D′_m＝D_m，C′_u＝[C_uM_u]，D′_u＝D_u。

经卡尔曼滤波器估计后可得

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{\hat{x}}}^{\′}=A^{\′}\mathrm{\Δ}{\hat{x}}^{\′}+B^{\′}\mathrm{\Δu}+K(\mathrm{\Δ}{y}_m-\mathrm{\Δ}{\hat{y}}_m)\\ \mathrm{\Δ}{\hat{y}}_m=C_m^{\′}\mathrm{\Δ}{\hat{x}}^{\′}+D_m^{\′}\mathrm{\Δu}\\ \mathrm{\Δ}{\hat{y}}_u=C_u^{\′}\mathrm{\Δ}{\hat{x}}^{\′}+D_u^{\′}\mathrm{\Δu}\end{array}\right.---\left(4\right)$

式中，K为卡尔曼滤波器增益阵，其中P为如下Riccati方程的解:

$A^{\′}P+P{A}^{\′T}-P{C}_m^{\′T}{R}^{-1}{C}_m^{\′}P+Q=0---\left(5\right)$

此外，为了计算K时能够收敛，系统矩阵对(A′,C′_m)应满足可观测性。

现将机载非线性模型的输出直接作为卡尔曼滤波器的稳态基准模型，即在式(4)中各偏差量的稳态基准部分用(x_nobem,u,y_nobem,h_nobem)替代(x_ss,u_ss,y_ss,h_ref)，同时将估计值在线反馈给机载非线性模型，则更新后模型可表示为结合后可得

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\hat{x}}}^{\′}=A^{\′}({\hat{x}}^{\′}-{\hat{x}}_{\mathrm{nobem}}^{\′})+K(y_m-{\hat{y}}_m)\\ {\hat{y}}_m=C_m^{\′}({\hat{x}}^{\′}-{\hat{x}}_{\mathrm{nobem}}^{\′})+{\hat{y}}_{m,\mathrm{nobem}}\\ {\hat{y}}_u=C_u^{\′}({\hat{x}}^{\′}-{\hat{x}}_{\mathrm{nobem}}^{\′})+{\hat{y}}_{u,\mathrm{nobem}}\end{array}\right.---\left(6\right)$

式(6)即为改进混合卡尔曼滤波器，其中，△u以及B′,D′_m,D′_u并没有出现在该式中，这是由于控制输入的影响已计入机载非线性模型的输出响应中。

本实施例中取输入向量u＝[W_FMA₈]^T，W_FM为主燃油流量，A₈为尾喷口喉道截面积；状态向量x＝[N_lN_h]^T，N_l为低压压气机转速，N_h为高压压气机转速；可测输出向量y_m＝[N_lN_hT₂₅T₃₁T₄₅P₂₅P₃₁P₆]^T，T₂₅为压气机进口总温，T₃₁为主燃烧室进口总温，T₄₅为低压涡轮进口总温，P₂₅为压气机进口总压，P₃₁为主燃烧室进口总压，P₆为低压涡轮出口总压；这里退化参数选择与导向叶片距离较近的两大部件参数，退化参数向量h＝[D_EHCD_FHCD_EHTD_FHT]^T，定义飞行条件的可测参数向量z＝[T₂P₂]^T，T₂为低压压气机进口总温，P₂为低压压气机进口总压；调度向量η＝[W_FMA₈]^T。

步骤4.利用线性二维插值的方式，为非标称退化情况计算出合适的寿命延长控制规律；

假设性能估计模块估计出的性能退化情况为h′，该退化情况处于1.5％-3.05％之间，而在某一高压转子转速下N_h，上述1.5％和3.0％标称退化情况下，对应的高压转子加速度限制分别为:则退化情况为h′下，转速N_h对应的高压转子加速度限制值由下面表达式计算得到

$\frac{\mathrm{\Δ}{N}_h^{\′}-\mathrm{\Δ}{N}_h^{0.015}}{h^{\′}-0.015}=\frac{\mathrm{\Δ}{N}_h^{0.03}-\mathrm{\Δ}{N}_h^{0.015}}{0.03-0.015}$

将所有△N′_h连成曲线即得到退化情况为h′下的高压转子加速度限制曲线。

步骤5.设计合适的自适应寿命延长控制结构，用于协调基本控制器与上述各模块之间的相互作用。

本实施例中所提出的系统结构，该寿命延长控制系统分为两层：执行层和协调层，其中位于系统底层的执行控制部分与发动机原控制相同，执行层包含发动机、变增益PID控制器、极限保护器、执行机构以及加速度限制，用于发动机基本性能控制；协调层包括发动机性能估计和LEC控制规律选择，性能估计模块实时评估发动机性能退化情况，而LEC控制规律选择根据发动机退化情况通过插值的方式选择合适的LEC控制规律，并将新的控制规律导入执行层的加速度限制器中。

为进一步说明本实施例的效果，通过两组仿真实验，来验证上述自适应寿命延长控制的有效性。

(1)自适应LEC控制规律选择

图4为基于改进混合卡尔曼滤波器对性能参数的估计情况，这里仅选3.0％退化为例。图中点画线为实际退化值，虚线为实时估计值，实线为LEC控制规律选择参考值，性能估计模块可实时估计性能参数退化情况，包括稳态、过渡态过程，而在过渡态过程中，参考值将进行锁定，仅在稳态过程中输出，作为LEC控制规律选择模块的参考值。

图5为两个标称点下LEC控制规律选择结果。在两个标称点下，自适应LEC控制器实际得到的LEC控制规律与设计规律基本重合，说明发动机性能退化估计是准确的，且控制规律选择模块能够根据退化估计值准确选择合适的控制规律。

(2)插值检验

图6为两个非标称点下限制曲线选择情况，其中带符号曲线为原设计的三个标称点LEC控制规律，黑实线为采用插值得到的2.0％退化下控制规律，而黑色点画线为插值得到的1.0％退化下控制规律。在两个非标称点退化幅度下，插值得到的控制规律基本在相应的范围内，符合预期设定。

图7为性能参数退化1.0％和2.0％时，利用遗传算法优化得到的限制曲线及采用插值方法得到的限制曲线。其中带符号线为优化结果，不加符号线为插值结果。两种方法得到的LEC控制规律几乎重合，说明自适应LEC策略中采用插值方法来处理非标称点下LEC控制规律是合适的，且这种方式避免使用遗传算法优化所带来的计算负担。

Claims (1)

1.一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规律选择模块，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映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。