CN114087029B - 涡轮叶尖间隙主动控制方法、系统和航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种涡轮叶尖间隙主动控制方法、系统和航空发动机，其中涡轮叶尖间隙主动控制方法包括：接收输入参数，基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个；选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，根据最优控制理论计算发动机的作动系统的位置指令值；和根据计算出的位置指令值驱动作动系统动作以调整涡轮叶尖间隙的大小。本发明采用间接的监测方法，可以降低叶尖间隙的控制难度，有效减少气流泄漏并防止碰磨的发生，提高发动机运行安全性，降低耗油率，延长发动机的服役寿命。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮叶尖间隙主动控制方法、系统和航空发动机。
背景技术
叶尖间隙为发动机的转子叶片和机匣之间的距离，它对发动机的性能有很大的影响。叶尖间隙过大，会造成气动损失，导致涡轮效率下降，单位推力下燃油消耗量增加，使发动机的性能降低；而叶尖间隙过小，又很可能会引起叶尖与机匣的碰撞或摩擦，严重危害发动机的安全，甚至导致严重的事故。
叶尖间隙的变化主要受到发动机运行中转子和机匣受温度变化产生的热变形和转子高速运转时受离心力引起的转子径向伸长等因素的影响。而且，由于离心力和温度、压力等气体条件的影响，叶尖间隙的大小会随转子转速的变化而变化。在飞行任务中，发动机面临着不同的环境条件和工作点，叶尖间隙变化较大。由于涡轮部件转子、叶片和机匣的热特性，在过渡态过程中叶尖间隙也会发生变化。例如，在加速过程中，转子速度增加会导致叶尖间隙减小，气体温度升高，涡轮部件升温，叶片由于质量小，与气体完全接触，升温很快，而机匣加热比叶片要慢得多，因此会进一步减小叶尖间隙。
在飞行任务中，叶尖间隙最小的情况称为“窄点”，除了窄点以外，大多数工作点的间隙都比较大，效率较低。被动间隙控制系统使用不同的材料、绝缘技术等来改变热性能，但是这些手段不能补偿由于速度变化而引起的间隙变化，为了在不同的操作条件下尽量减少叶尖间隙，一般采用主动间隙控制方法实时调节叶尖间隙的大小，使叶尖间隙保持在最佳工作状态附近，提高发动机的效率，降低排气温度，从而达到延长发动机寿命的目的。
从控制回路来说，主动间隙控制技术可以分为闭环间隙主动控制和开环间隙主动控制。开环间隙主动控制在控制策略上采用开环设计，即根据发动机传感器信号直接调节预设的冷却气体流量。这种控制方式的缺点是控制精度有限，而且发动机性能退化后不能保证预期设计的性能。闭环间隙主动控制需要利用先进的间隙传感器，检测出某工况时的叶尖间隙值，通过反馈控制回路控制间隙的最佳值。但是，叶尖间隙和叶尖振动位移的实时测量虽然对于发动机性能和安全性的大幅提升具有“赋能”作用，但其研制难度很大。闭环间隙主动控制系统需要使用叶尖间隙传感器给控制单元发送信号，控制单元根据该信号调整间隙大小。原则上，闭环控制可以检测任何间隙变化(对称、不对称、退化)并快速反应，因此用于检测涡轮叶尖间隙的传感器必须满足较高的精度要求，且必须能够在高温、高振动、空气环境污染中正常工作，然而目前还没有能够满足这些条件的传感器，很难实现叶尖间隙的在线测量，目前主流航空发动机厂商普遍使用的技术手段是基于间隙模型反馈的闭环控制。
但是，叶尖间隙模型需要开展流动、传热、变形等一系列工作，而且发动机叶尖间隙会受到转子离心力、转静子热膨胀以及发动机外部载荷、机匣椭圆度等多种因素的综合影响，即叶尖间隙随着发动机性能的衰退是不断变化的，另外叶尖间隙的孔道结构也非常复杂，因此叶尖间隙模型的建模工作相当复杂，模型要达到一定精度以满足闭环控制的要求存在巨大的挑战，基于间隙模型反馈的闭环控制实现起来难度很大。
需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
发明内容
本发明实施例提供一种涡轮叶尖间隙主动控制方法、系统和航空发动机，有效降低控制难度。
根据本发明的一个方面，提供一种涡轮叶尖间隙主动控制方法，包括：
接收输入参数，基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个；
选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，根据最优控制理论计算发动机的作动系统的位置指令值；和
根据计算出的位置指令值驱动作动系统动作以调整涡轮叶尖间隙的大小。
在一些实施例中，基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个的操作包括：
将输入参数输入涡轮性能模型，通过涡轮性能模型计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率；
测量输出参数的测量值；
将计算所得的输出参数的理论值和测量所得的输出参数的测量值输入自适应滤波器，通过自适应滤波器计算高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数。
在一些实施例中，输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
在一些实施例中，输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
在一些实施例中，高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数作为输入参数输入涡轮性能模型。
在一些实施例中，输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和作动系统中阀门的开度。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数包括高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中任一个的值或者高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中至少两个基于预设函数的值。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为作动系统中阀门的开度。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为作动系统中阀门的开度。
根据本发明的另一个方面，提供一种涡轮叶尖间隙主动控制系统，包括：
计算单元，被配置为接收输入参数并基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个；
作动系统；和
控制单元，与计算单元和作动系统信号连接，控制单元被配置为选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，并根据最优控制理论计算作动系统的位置指令值，以及根据位置指令值驱动作动系统动作以调整涡轮叶尖间隙的大小。
在一些实施例中，计算单元包括涡轮性能模型和自适应滤波器，涡轮性能模型被配置为根据输入参数计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率，自适应滤波器被配置为根据输出参数的理论值和输出参数的测量值计算高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数。
在一些实施例中，涡轮叶尖间隙主动控制系统还包括传感器，传感器被配置为测量输出参数的大小，传感器与计算单元信号连接。
在一些实施例中，输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
在一些实施例中，输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
在一些实施例中，高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数作为输入参数输入涡轮性能模型。
在一些实施例中，输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和作动系统中阀门的开度。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数包括高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中任一个的值或者高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中至少两个的函数值。
在一些实施例中，控制单元包括模型预测控制器。
在一些实施例中，自适应滤波器包括扩展卡尔曼滤波器。
根据本发明的又一个方面，提供一种航空发动机，包括上述的涡轮叶尖间隙主动控制系统。
基于上述技术方案，本发明实施例选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个作为构造优化目标的基础，而并非像相关技术中那样直接以叶尖间隙的大小为监控对象，因此本发明实施例不需要设置直接检测叶尖间隙大小的传感器，也不需要基于间隙模型获得叶尖间隙的大小，本发明实施例采用间接的监测方法，可以降低叶尖间隙的控制难度，且能够根据发动机的运行状态及时调节叶尖间隙的大小，有效减少气流泄漏并防止碰磨的发生，提高发动机运行安全性，降低耗油率，延长发动机的服役寿命。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明涡轮叶尖间隙主动控制系统一个实施例的原理图。
图2为本发明涡轮叶尖间隙主动控制系统一个实施例中计算单元的原理图。
图3为本发明涡轮叶尖间隙主动控制系统一个实施例的流程图。
图4为本发明涡轮叶尖间隙主动控制系统另一个实施例的流程图。
图中：
10、计算单元；11、涡轮性能模型；12、自适应滤波器；20、控制单元；30、作动系统。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
参考图1和图3所示，在本发明提供的涡轮叶尖间隙主动控制方法的一些实施例中，控制方法包括：
步骤100：接收输入参数，基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个；
步骤200：选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，根据最优控制理论计算作动系统30的位置指令值；和
步骤300：根据计算出的位置指令值驱动作动系统30运动至与位置指令值相对应的位置，实现对涡轮叶尖间隙的大小的调整。
在上述实施例中，选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个作为构造优化目标的基础，而并非像相关技术中那样直接以叶尖间隙的大小为监控对象，因此本发明实施例不需要设置直接检测叶尖间隙大小的传感器，也不需要基于间隙模型获得叶尖间隙的大小，本发明实施例采用间接的监测方法，可以降低叶尖间隙的控制难度，且能够根据发动机的运行状态及时调节叶尖间隙的大小，有效减少气流泄漏并防止碰磨的发生，提高发动机运行安全性，降低耗油率，延长发动机的服役寿命。
其中，叶尖间隙的大小会影响涡轮的流通能力，因此高压涡轮的流量与叶尖间隙的大小相关；高温高压的燃气在高压涡轮中膨胀做功，将其热能转变为机械能，通过叶尖间隙泄漏的燃气基本不做功，因此参与做功的燃气量会受到叶尖间隙的影响，即高压涡轮的效率与叶尖间隙的大小相关；高压涡轮的间隙泄漏量的大小也与叶尖间隙的大小有直接关系，因此通过间接地选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个作为构造优化目标的基础，也可以实现对叶尖间隙大小的主动控制。
在一些实施例中，步骤100中的“基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个”的操作包括：
步骤101：将输入参数输入涡轮性能模型11，通过涡轮性能模型11计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率；
步骤102：测量输出参数的测量值；和
步骤103：将计算所得的输出参数的理论值和测量所得的输出参数的测量值输入自适应滤波器12，通过自适应滤波器12计算高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数。
参考图2和图4所示，将输入参数输入涡轮性能模型11后，通过计算可以获得输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率，将输出参数的理论值和输出参数的测量值输入自适应滤波器12，通过计算可以获得高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数。
其中，涡轮性能模型11可以通过对发动机涡轮部件建模来获得，其中的特性曲线和参数可以通过试验方法进行验证和标定。自适应滤波器12可以采用扩展卡尔曼滤波器。
在一些实施例中，输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
航空发动机上通常会设置多个传感器，用于随时检测相应的数据，这些数据可以发送至航空发动机的控制系统，控制系统利用这些数据可以监控航空发动机是否安全运行。
在该实施例中，发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度都是航空发动机上通常都会监测的数据，因此该实施例通过获取已有传感器的检测数据来达到控制叶尖间隙的目的，可以实现一物多用，同时克服了目前没有能够用于直接检测叶尖间隙大小的传感器的难题，降低了控制叶尖间隙的难度。
在另一些实施例中，输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
虽然在上述的一些实施例中，通过将发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度作为输出参数已经能够通过自适应滤波器12计算出高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数，但是在另一些实施例中，除了发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度之外，将高压涡轮的出口压力也作为输出参数，可以提高自适应滤波器12的计算精度，进而提高对叶尖间隙的控制精度。
在上述的另一些实施例中，可以在航空发动机中加装用于检测高压涡轮的出口压力的传感器，以获取高压涡轮的出口压力的大小。
在一些实施例中，高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数作为输入参数输入涡轮性能模型11。
通过将高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数作为输入参数输入涡轮性能模型11，可以提高通过涡轮性能模型11所计算得到的高压涡轮的流量和高压涡轮的效率的精度。
在一些实施例中，输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和作动系统30中阀门的开度。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数包括高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中任一个的值或者高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中至少两个基于预设函数的值。即，优化目标中的控制参数可以为高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量或者高压涡轮的效率的值，也可以为高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中至少两个基于预设函数的值。预设函数可以为两个参数的乘积、两个参数比值、两个参数或三个参数组成的矩阵或者两个参数或三个参数组成的一次函数、二次函数等。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为作动系统30中阀门的开度。
在该实施例中，控制参数为高压涡轮的泄漏流量和高压涡轮的效率比值，在优化过程中需要满足以上约束条件。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为作动系统30中阀门的开度。
在该实施例中，控制参数为高压涡轮的泄漏流量和高压涡轮的效率组成的2×1矩阵，优化目标函数中的表示两个矩阵差值的转置，在优化过程中需要满足以上约束条件。
本发明还提供了一种涡轮叶尖间隙主动控制系统，在一些实施例中，控制系统包括计算单元10、控制单元20和作动系统30，计算单元10被配置为接收输入参数并基于输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个，控制单元20与计算单元10和作动系统30信号连接，控制单元20被配置为选择高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，并根据最优控制理论计算作动系统30的位置指令值，以及根据位置指令值驱动作动系统30动作以调整涡轮叶尖间隙的大小。
在一些实施例中，计算单元10包括涡轮性能模型11和自适应滤波器12，涡轮性能模型11被配置为根据输入参数计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率，自适应滤波器12被配置为根据输出参数的理论值和输出参数的测量值计算高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数。
在一些实施例中，涡轮叶尖间隙主动控制系统还包括传感器，传感器被配置为测量输出参数的大小，传感器与计算单元10信号连接。
在一些实施例中，输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
在一些实施例中，输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
在一些实施例中，高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数作为输入参数输入涡轮性能模型11。
在一些实施例中，输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和作动系统30中阀门的开度。
在一些实施例中，优化目标中的控制参数包括高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中任一个的值或者高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中至少两个的函数值。
在一些实施例中，控制单元20包括模型预测控制器。
在一些实施例中，自适应滤波器12包括扩展卡尔曼滤波器。
下面结合图1～4对本发明涡轮叶尖间隙主动控制系统一个实施例的控制流程进行说明：
如图1和图3所示，涡轮叶尖间隙主动控制系统包括计算单元10、控制单元20和作动系统30。计算单元10接收输入参数的输入值，通过涡轮性能模型11和自适应滤波器12计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率中的至少一个。控制单元20根据计算单元10的计算数值，构造最优控制的优化目标，通过优化求解器解算出作动系统30的位置指令值，以及根据位置指令值驱动作动系统30动作以调整涡轮叶尖间隙的大小。作动系统30可以采用基于热控制原理或机械控制原理的调节结构，本实施例以机械式作动系统为例，其输出量和优化目标的关联关系可以在建模时考虑。
如图2和图4所示，涡轮性能模型11获取高压压气机模型的输出数据，包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比和高压轴的当前转速(可以为当前转速的估计值)，同时获取控制量输入，如发动机的燃油流量Wf和作动系统中阀门的开度HPTACC，还接收来自自适应滤波器12的高压涡轮流量修正系数KWHPT和高压涡轮的效率修正系数KEFFHPT，用于对高压涡轮的流量和效率分别进行修正。涡轮性能模型11通过涡轮特性曲线图可以计算得出高压涡轮的流量W41和高压涡轮的效率η，进而可以获得在下一时刻高压涡轮的出口温度T42和发动机的高压轴的转速N2的理论值。类似地，可以联合高压涡轮性能模型和低压涡轮性能模型计算出发动机的排气温度EGT的理论值。
自适应滤波器12选取发动机的高压轴的转速测量值N2-m、高压涡轮的出口温度测量值T42-m和发动机的排气温度测量值EGT-m作为输入，通过计算各信号数值的残差信号，经过迭代计算，输出发动机的高压轴的转速、高压涡轮流量修正系数KWHPT和高压涡轮效率修正系数KEFFHPT的估计值，进而求得高压涡轮的泄漏流量Wleak和高压涡轮的流量W41。
下面描述自适应滤波器12的一种实施方式。如果选取发动机的高压轴转速N2作为内部状态，综合上面各式，高压涡轮系统的状态方程可以描述为：
其中，N2为高压轴的换算转速；T41和P41分别为高压压涡轮的进口温度和进口压力；ERHPT为高压涡轮的膨胀比；Wf为发动机的燃油流量；HPTACC为高压涡轮的作动系统中阀门的开度；和/>分别为高压涡轮流量和效率的修正系数；Wleak为高压涡轮的间隙泄漏流量，它被认为对转子不做功。ParamS为其他需要用来计算的参数，例如封严气空气流量和冷却转子空气流量，它们被认为对转子不做功，只完成与主流气体的能量掺混。
高压涡轮的出口温度T42的截面温度传感器的测量方程可以描述为：
发动机的排气温度EGT的截面温度传感器的测量方程可以描述为：
其中，公式(2)和公式(3)可以选择其中一个，如果高压涡轮的出口温度T42和发动机的排气温度EGT均设置了相应的传感器进行检测，则公式(2)和公式(3)可以都包括在自适应滤波器12内。
转速传感器的测量方程为：
N2＝N2
当高压涡轮的出口压力可测量时，测量方程为：
高压涡轮的效率可以表示为：
高压涡轮的流量可以表示为：
在设计自适应滤波器12的计算时，
选取自适应滤波器12的状态向量为：
选取测量向量为：
Y＝[N2 T42 EGT P42]
系统的输入向量为：
U＝[Wf HPTACC]
在该实施例中，自适应滤波器12采用扩展卡尔曼滤波器，其算法是将非线性方程线性化处理后利用常规卡尔曼滤波算法进行递推估计。因此需要将公式(1)、公式(2)和公式(3)分别在选取的状态点进行泰勒级数展开，通过求取该点的雅可比矩阵A、B、C、D来获得相应的卡尔曼增益。其中，A为状态转移矩阵，B为输入矩阵，C为输出矩阵，D为直接传输矩阵。至此，可以根据卡尔曼滤波器的递推方程对系统的状态和未知参数进行估计。
下面介绍控制单元20的一种实施方式。控制单元20包括最优控制器，其接收来自计算单元10的高压涡轮的流量高压涡轮的泄漏流量/>和高压涡轮的效率/>构造最优控制的优化目标函数。
优化目标函数(或称为性能指标)根据发动机工况可以构造成不同的形式。发动机在巡航阶段工作，应尽量减小叶尖间隙，减少叶尖燃气泄漏流量，提高涡轮做功效率。因此，控制参数可以构造如下：
将优化目标函数设计为使控制参数尽量接近设定值γsp(也可以称为目标值)，γsp在特定工况下一般为某一个常值，具体可以通过试验的方法获得。在求解优化问题过程中，必须考虑相应的约束，此类约束的优化问题的数学描述为：
约束条件为：
其中，为巡航阶段期望的高压轴的期望转速。待求解的优化变量为作动系统中的阀门开度HPTACC和燃油流量Wf，也可将燃油流量加入优化目标函数中，即：
式中α和β为加权系数。
主动最优控制器可以采用模型预测控制器MPC，此时，γsp和Wf均为时间序列。MPC控制器的公式如下：
其中k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，而M为控制域的步数。α和β仍为加权系数。
在另一个实施例中，如果将控制参数选为：
则可以将控制参数的设定值设置为：
优化目标函数为：
式中Λ为加权系数矩阵，可以选为：
式中α和θ为加权系数。
优化目标函数(或称为性能指标)还可以构造成其他的形式。发动机在巡航阶段工作，应尽量减小叶尖间隙，增大涡轮流量，减少叶尖燃气泄漏流量，提高涡轮做功效率。在又一个实施例中，控制参数可以构造如下：/>
将优化目标函数设计为使控制参数尽量接近设定值γsp(也可以称为目标值)，γsp在特定工况下一般为常量，具体可以通过试验的方法获得。在求解优化问题过程中，必须考虑相应的约束，此类约束的优化问题的数学描述为：
约束条件为：
其中，为巡航阶段期望的高压轴的期望转速。待求解的优化变量为作动系统中的阀门开度HPTACC和燃油流量Wf，也可将燃油流量加入优化目标函数中，即：
式中α和β为加权系数。
以上的优化目标函数在发动机加减速阶段使用较好，因为可以单独设置。在发动机加减速阶段，由于加减速产生的离心力变化很大，由此造成叶尖间隙变小，控制不当会发生叶片和机匣的碰磨，使发动机损坏，进而影响发动机运行安全。通过合理设计燃气泄漏量的设定值的裕量，能够使转静子之间保持足够的间隙，避免碰磨的发生。由于MPC控制器是随时间进行滚动优化，因此，此设定值可以是随时间和工况变化的命令曲线，并能在求解控制量的过程中充分考虑系统的动态响应特性。
模型预测控制器MPC的实施需要获取从控制变量输入到被控参数(控制参数)输出的模型。此模型可以通过对图2中的模型进行仿真来获得，通常的做法是在输入变量上叠加阶跃信号，获得输出的响应曲线，然后进行传递函数的辨识以在模型预测时使用，或者直接使用阶跃响应数据。如果试验条件允许，最好通过试验的方法获得模型，如从输入HPTACC到输出EGT的模型。
通过对本发明涡轮叶尖间隙主动控制方法和系统多个实施例的说明，可以看到本发明涡轮叶尖间隙主动控制方法和系统实施例通过涡轮性能模型计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率，并且将这三个量中的其中之一或者它们之间的基于预设函数的组合作为优化目标，基于最优控制理论通过作动系统最小化此优化目标，并同时满足相应的约束，以实现有效阻止间隙孔道的气流泄漏、防止碰磨发生，改善发动机运行的安全性和耗油率，延长发动机的服役寿命的目的。相比于相关技术中的采用传感器直接检测间隙大小或者通过间隙模型进行控制的方案来说，有效降低了控制难度。
基于上述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，本发明还提供了一种航空发动机，该航空发动机包括上述的涡轮叶尖间隙主动控制系统。
上述各个实施例中涡轮叶尖间隙主动控制方法所具有的积极技术效果同样适用于涡轮叶尖间隙主动控制系统和航空发动机，这里不再赘述。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，比如，本发明提供的涡轮叶尖间隙主动控制方法和系统实施例不仅可以用于对高压涡轮的叶尖间隙进行控制，通过采用不同的计算模型和计算参数，也可以用于航空发动机的低压涡轮、高压压气机和低压压气机中各类间隙的主动控制，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。
Claims (16)
1.一种涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，包括：
接收输入参数，基于所述输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率；
选择所述高压涡轮的流量、所述高压涡轮的间隙泄漏量和所述高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，根据最优控制理论计算作动系统(30)的位置指令值；和
根据计算出的所述位置指令值驱动所述作动系统(30)动作以调整所述涡轮叶尖间隙的大小；
其中，所述基于所述输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率的操作包括：
将所述输入参数输入涡轮性能模型(11)，通过涡轮性能模型(11)计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率；
测量所述输出参数的测量值；
将计算所得的所述输出参数的理论值和测量所得的所述输出参数的测量值输入自适应滤波器(12)，通过所述自适应滤波器(12)计算所述高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数；
所述优化目标中的控制参数包括所述高压涡轮的流量、所述高压涡轮的间隙泄漏量和所述高压涡轮的效率中至少两个基于预设函数的值。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
3.根据权利要求2所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
4.根据权利要求1所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述高压涡轮流量修正系数和所述高压涡轮效率修正系数作为所述输入参数输入所述涡轮性能模型(11)。
5.根据权利要求4所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和所述作动系统(30)中阀门的开度。
6.根据权利要求1所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为所述作动系统(30)中阀门的开度。
7.根据权利要求1所述的涡轮叶尖间隙主动控制方法，其特征在于，所述优化目标中的控制参数为：
优化目标函数为：
约束条件为：
且，
其中，为控制参数，/>为高压涡轮的泄漏流量，/>为高压涡轮的效率，γsp为控制参数的设定值，k为离散时间序列的时刻，P为模型预测域的步数，M为控制域的步数，θ、α和β为加权系数，N2为高压轴的当前转速，/>为高压轴在巡航状态时的转速，EGT为发动机的排气温度，Wf为发动机的燃油流量，HPTACC为所述作动系统(30)中阀门的开度。
8.一种涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，包括：
计算单元(10)，被配置为接收输入参数并基于所述输入参数计算高压涡轮的流量、高压涡轮的间隙泄漏量和高压涡轮的效率；
作动系统(30)；和
控制单元(20)，与所述计算单元(10)和所述作动系统(30)信号连接，所述控制单元(20)被配置为选择所述高压涡轮的流量、所述高压涡轮的间隙泄漏量和所述高压涡轮的效率中的至少一个构造优化目标，并根据最优控制理论计算所述作动系统(30)的位置指令值，以及根据所述位置指令值驱动所述作动系统(30)动作以调整所述涡轮叶尖间隙的大小；
其中，所述计算单元(10)包括涡轮性能模型(11)和自适应滤波器(12)，所述涡轮性能模型(11)被配置为根据所述输入参数计算输出参数的理论值、高压涡轮的流量和高压涡轮的效率，所述自适应滤波器(12)被配置为根据所述输出参数的理论值和所述输出参数的测量值计算所述高压涡轮的间隙泄漏量、高压涡轮流量修正系数和高压涡轮效率修正系数；
所述优化目标中的控制参数包括所述高压涡轮的流量、所述高压涡轮的间隙泄漏量和所述高压涡轮的效率中至少两个的函数值。
9.根据权利要求8所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，还包括传感器，所述传感器被配置为测量所述输出参数的大小，所述传感器与所述计算单元(10)信号连接。
10.根据权利要求8所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述输出参数包括发动机的高压轴的转速、高压涡轮的出口温度和发动机的排气温度。
11.根据权利要求10所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述输出参数还包括高压涡轮的出口压力。
12.根据权利要求8所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述高压涡轮流量修正系数和所述高压涡轮效率修正系数作为所述输入参数输入所述涡轮性能模型(11)。
13.根据权利要求12所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述输入参数还包括高压涡轮的进口温度、高压涡轮的进口压力、高压涡轮的膨胀比、高压轴的当前转速、发动机的燃油流量和所述作动系统(30)中阀门的开度。
14.根据权利要求8所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述控制单元(20)包括模型预测控制器。
15.根据权利要求8所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征在于，所述自适应滤波器(12)包括扩展卡尔曼滤波器。
16.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求8～15任一项所述的涡轮叶尖间隙主动控制系统。
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